ХXXVI АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЧТЕНИЯ ПО КОСМОНАВТИКЕ, посвященные памяти академика С.П.Королева и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства (2012).

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТОМ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ПИЛОТИРУЕМЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

В.А. Соловьёв
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Долгосрочные программы развития пилотируемой космонавтики, рассматриваемые рядом стран, включая Россию, предусматривают в обозримом будущем создание и эксплуатацию пилотируемых космических аппаратов (ПКА) и комплексов различного назначения с их функционированием в различных районах космоса – в околоземном пространстве, у Луны и на её поверхности, а также в полётах к планетам солнечной системы, в первую очередь – к Марсу с дальнейшим проведением экспедиций на его поверхности.

Как показывают предварительные исследования, особенности полёта этих ПКА и комплексов, а также их предполагаемые характеристики требуют нового подхода к обеспечению необходимой эффективности используемых методов и средств управления полетами ПКА, наряду с устранением существующих недостатков в методологии и технологии этого процесса.

Обобщение накопленного опыта управления полётами ПКА, анализ перспективных целей пилотируемой космонавтики и возможностей их достижения, а также оценка существующих тенденций эволюции методов и средств управления позволяют определить необходимые направления их развития.

Выполнение этой работы с достаточно большим запасом времени по отношению к разработке проектов перспективных ПКА представляется целесообразным для того, чтобы заранее выявить проблемы, требующие новых трудоёмких решений, и наметить пути их преодоления. Это позволит своевременно сформулировать ряд детальных требований к бортовым системам перспективных ПКА, к аппаратному и программному оснащению системы управления их полётом, а также к программе и средствам подготовки экипажей как звена этой системы. При этом предлагаемые формы реализации указанных требований могут быть достаточно глубоко проработаны за время, остающееся до начала практического осуществления проектов перспективных ПКА, и апробированы в наземных испытаниях, а также в ходе полётов существующих ПКА, находящихся в эксплуатации.

В докладе рассматриваются основные проблемы управления полётами перспективных ПКА, предлагаются возможные пути их решения и ряд конкретных мер, направленных на дальнейшее развитие методов управления, а также программно-технических средств, входящих в систему управления полётами ПКА.


УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЁТОМ ПИЛОТИРУЕМЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
В.Е. Любинский
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Решение ряда задач, ставящихся перед современной космонавтикой, требует применения определённой совокупности (комплекса) космических аппаратов, взаимодействующих в ходе полёта с выполнением достаточно сложных совместных операций.

К числу таких комплексов могут быть отнесены, например, американский лунный комплекс «Аполлон», включавший в свой состав два аппарата – командный модуль и лунный экспедиционный модуль, российские орбитальные комплексы – станции «Салют» и «Мир» с транспортными кораблями «Союз» и «Прогресс», а также международная космическая станция (МКС) с кораблями «Союз», «Прогресс» и Шаттл. В обозримом будущем, очевидно, будет создан межпланетный экспедиционный комплекс, состоящий из межпланетного и посадочного кораблей, а также, возможно, будет разрабатываться и реализоваться проект лунной базы с транспортной системой Земля – Луна.

Управление функционированием пилотируемых космических комплексов является сложным многоплановым процессом, имеющим существенные особенности по сравнению с управлением полётом отдельных (автономных) космических аппаратов. Дополнительное усложнение этого процесса вызывает то обстоятельство, что, по-видимому, как и в случае с МКС, в дальнейшем проекты космических комплексов будут носить международный характер, и управление их компонентами будет распределено между соответствующими партнёрами с условием его согласованного выполнения в ходе полёта.

Российская космонавтика приобрела значительный опыт в создании и применении эффективных методов управления полётом пилотируемых орбитальных комплексов, который может быть положен в основу разработки методов управления работой перспективных космических комплексов.

В докладе освещаются основные особенности применяемых в настоящее время методов управления полётом пилотируемых орбитальных комплексов и обсуждаются пути их дальнейшего развития применительно к перспективным космическим комплексам.


ОПТИМИЗАЦИЯ ТРАЕКТОРИЙ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ С ОГРАНИЧЕНИЯМИ
Ю.П. Улыбышев
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Траектории относительного движения являются основой расчета и анализа многих прикладных задач полета космических аппаратов (КА) – сближение на орбите, космические эксперименты, орбитальная инспекция, уклонение от столкновения или нежелательного сближения и т.п. Эти задачи имеют особую сложность при наличии, в дополнении к краевым условиям, ограничений во внутренних точках траектории. Представлены новые методы оптимизации траекторий относительного движения космических аппаратов на околокруговых орбитах с дополнительными ограничениями в форме равенств и/или неравенств. Их основу составляют дискретизация траектории на малые сегменты, в которых допускается проведение маневров, и введение для всех сегментов множеств псевдоимпульсов, определяющих возможные направления вектора тяги КА. Краевые условия представлены в виде линейного матричного уравнения. Матричное неравенство для сумм характеристических скоростей всех псевдоимпульсов каждого сегмента используется для преобразования задачи в форму линейного программирования высокой размерности. Ограничения во внутренних точках учитываются путем расширения соответствующих матриц. Методы обеспечивают гибкие возможности по расчету траекторий для сложных схем полета с различными ограничениями и применимы как для маневров с большой тягой или импульсных решений, так и для малой тяги (вплоть до траекторий с непрерывной работой двигателей) и/или их комбинациями. В отличие от большинства традиционных методов, число маневров на траектории не ограничивается и не фиксируется, а определяется автоматически в результате обработки решения задачи линейного программирования. Рассматриваются примеры использования методов для плоских траекторий облета пассивного КА по кругу при различной форме представления ограничений во внутренних точках – заданный набор точек или двусторонние ограничения в виде неравенств. Описан пример оптимизации пространственных маневров уклонения от столкновения, обеспечивающих пролет активного КА на некотором минимальном расстоянии от пассивного КА с последующим возвратом на начальную траекторию.


АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ АППАРАТА-ЗОНДА В ЗАКРУЧЕННОМ ПОТОКЕ ГАЗА
В.Т.Калугин, С.В. Стрижак
Московский Государственный технический университет 
им. Н.Э.Баумана

В работе рассматриваются результаты исследований процессов обтекания диагностического комплекса “Сканлайнер”, спускаемый аппарат-зонд которого имеет аэродинамическую компоновку в форме затупленного цилиндра и двух соосных дисков. В процессе исследования решена задача о моделировании пространственного течения для случая обтекания цилиндрических тел с дисками и без. Исследуемое тело представляет собой затупленный осесимметричный цилиндр с диаметром d=34 мм и длиной l=186 мм, c одним или двумя соосными дисками с диаметрами =136 мм, =102 мм. Данное тело соответствует экспериментальной модели для определения аэродинамических характеристик аппарата-зонда в дозвуковой аэродинамической трубе МГТУ им. Н.Э.Баумана и в установке “винт-кольцо”. Математическая модель основана на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замкнутых с помощью полуэмпирической модели турбулентности k-w SST Ментера. Дискретизация уравнений проводится методом контрольного объема. Полученные уравнения для связи скорости и давления решаются итерационным методом PISO. Расчетная схема имеет второй порядок точности по пространству и времени. Неструктурированная сетка построена на базе тетраэдров. На входной границе задается равномерный профиль скорости U=25 м/с и условие закрутки потока по закону твердого тела. В результате расчета получены значения компонент скорости, давления, кинетической энергии турбулентности, турбулентной вязкости. Между двумя дисками и в донной области исследуемого тела формируется пространственный тороидальный вихрь. Определены значения аэродинамических коэффициентов в зависимости от времени и изменений угла атаки от 0 до 10 градусов. Зависимость характеризует наличие стабилизирующего момента. Полученные данные скорости, аэродинамические коэффициенты сравниваются с экспериментальными данными. Расчет проводится на вычислительном кластере с помощью открытого программного кода OpenFOAM. Компоновка в форме затупленного цилиндра и двух соосных дисков является оптимальной и позволяет застабилизировать аппарат-зонд в закрученном турбулентном потоке газа.


ОПЫТ РАЗРАБОТКИ И ПРИМЕНЕНИЯ МНЕМОСХЕМ В ЗАДАЧАХ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
А.В. Воробьёв, Д.В. Сысоев
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

В работе персонала главной оперативной группы управления российского сегмента международной космической станции (ГОГУ РС МКС) используются различные формы отображения телеметрической информации, получаемой с борта МКС. Одной из таких форм являются мнемосхемы. Мнемосхемы достаточно давно известны и широко применяются в различных областях техники. В отличие от табличных форм отображения с текстовыми редакциями параметров (кадров) мнемосхемы позволяют более наглядно показать изменение состояния элементов системы КА в привязке к их местоположению в схеме соответствующей бортовой системы. В объединенной двигательной установке (ОДУ) МКС такими элементами являются, например, клапаны, магистрали, баки.

В настоящее время топливные системы модулей РС МКС интегрированы между собой, топливные магистрали объединены в единый комплекс. С введением в состав МКС новых модулей увеличивается число взаимодействующих элементов. В 2013 году планируется ввод в состав МКС очередного модуля. Это приведет к усложнению работ по оценке функционирования топливных систем. Возможности используемых в настоящее время мнемосхем ограничены только отображением состояния элементов систем КА (в частности, системы ОДУ), и индикацией соответствия текущего состояния телеметрических параметров требуемым значениям. Необходимо расширить функциональные возможности мнемосхем, обеспечить наглядное предварительное моделирование и отработку режимов, планируемых к реализации.

Для решения поставленной задачи предложен и внедряется программный комплекс, в который уже применяемые мнемосхемы входят как основа интерфейса. Данный интерфейс обеспечивает как выдачу информации от модели к пользователю, так и задание пользователем указаний и исходных данных для моделирующей части программы. Предусмотрена функция получения отображающе-моделирующим комплексом массивов данных из электронного журнала специалиста по системе ОДУ и из архива первичной телеметрической информации. Это позволяет использовать вновь разработанный программный комплекс как для оперативной оценки топливных систем МКС, так и для моделирования режимов при подготовке к их проведению, после их реализации, а также для тренировки персонала управления при подготовке к проведению полетных операций.
В разработке реализована возможность пошагового усложнения и наращивания возможностей мнемосхемы топливных систем РС МКС. 


СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ СИНТЕЗ МЕХАНИЗМА ПАССИВНОГО РАЗВЕРТЫВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТРОСОВОЙ СИСТЕМЫ
В.И. Щербаков, А.П. Софьин, С.К. Горелов
Военно-космическая академия имени А.Ф.Можайского

Космические тросовые системы (КТС) за последние годы сформировались в самостоятельную область космической техники и технологии. Наибольший интерес в прикладном аспекте представляют собой связка разнопорядковых по массе КА. Предметом доклада является анализ условий (среды) функционирования механизма развертывания КТС с целью обоснования его принципиальной схемы. Рассматривается простая схема пассивного развертывания тросовой системы, предполагающая и относительно простую кинематическую схему устройства. Для ее обоснования анализируются характерные участки траектории: свободное движение связанных объектов после их разделения, реверсное движение КА и попутное колебательное движение на натянутом тросе малого КА.

На основе проведенного анализа обоснована принципиальная схема механизма развертывания КТС. Предложен приборный состав измерительного комплекса: датчик контроля схода троса со шпули, датчик натяжения, измеритель градиента натяжения троса, логические устройства. Основными узлами механизма развертывания троса являются: устройство разделения КА на стартовой орбите, устройство подачи троса, устройство выборки троса, устройство отрезания троса, приводной двигатель.

На основе принципиальной схемы механизма разработана кинематическая схема подачи-выборки троса. Устройство реализовано по схеме безынерционной подачи троса и состоит из приводного двигателя, редуктора, главной гипоидной передачи и вспомогательных зубчатых передач и механизмов.

Рассматриваются геометрические и кинематические характеристики устройства подачи-выборки троса, а также методика расчета параметров основных узлов механизма развертывания КТС.

Установлены функциональные связи (в виде алгебраических выражений) между значениями параметров основных узлов механизма развертывания троса и параметрами движения КТС на этом этапе.


БЕЗРАСХОДНЫЙ МАНЕВР ЗАКРУТКИ КОСМИЧЕСКОЙ ТРОСОВОЙ СИСТЕМЫ
В.И.Щербаков
Военно-космическая академия имени А.Ф.Можайского

В последние годы со всей очевидностью две главные тенденции в развитии КА – массово-геометрическая миниатюризация и повышение маневренности орбитального средства на длительных интервалах его эксплуатации приходят к противоречию. В пределе это противоречие принципиально неразрешимо, так как реактивные двигательные установки требуют запаса рабочего тела и по своему показателю массового совершенства они, в рамках современных технологий, достигли своего предела. Таким образом, объективно возникает проблема орбитальных маневров малых КА. Очевидно, что для решения этой проблемы нужны принципиально иные подходы. Новые возможности в этом направлении открывают космические тросовые системы. Маневр связанных КА выполняется за счет перераспределения между концевыми массами суммарного запаса полной механической энергии всей системы. В качестве проводника механической энергии выступает соединяющий КА трос. Наиболее эффективны такие маневры в связке двух разнопорядковых по массе КА. В предельном случае положение «большого» КА связки практически совпадает с центром масс системы, а «малый» КА способен реализовать очень широкий спектр траекторий. Возможности таких систем в теоретическом и практическом аспектах активно изучаются последние десятилетия.

Приведено обоснование и результаты исследования способа закрутки (ротации) космической тросовой системы (КТС). Схема маневра КТС, лежащая в основе способа закрутки, проста и целесообразна, так как реализуется внутренними силами системы. Способ закрутки не предполагает использование сложной системы управления, наличия бортовых двигательных установок и запаса рабочего тела к ним. Перевод КТС в режим ротации из исходного монолитного движения по круговой орбите производится путем трансверсального разделения объектов связки с помощью толкателя. Дальнейший этап пассивного развертывания КТС при свободной подаче троса завершается переводом системы в режим попутного маятникового движения. При достижении максимума кинетического момента относительного движения КТС производится силовая выборка троса с помощью лебедки, которая уменьшает момент инерции КТС и плавно переводит её в режим ротации.


АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ДВИЖЕНИЯ СПУСКАЕМОГО АППАРАТА ПРИ ЖЕСТКОЙ ПОСАДКЕ НА ПОВЕРХНОСТЬ ПЛАНЕТЫ
В.В. Корянов
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

В работе рассматривается посадка спускаемого аппарата (СА), который входит в состав автоматической межпланетной станции (АМС) для исследования небесных тел солнечной системы. При встрече СА с поверхностью планеты с атмосферой малой плотности (например, Марса) даже при применении парашютной системы, скорость подхода СА к поверхности достигает десятков метров в секунду. Это приводит практически к «жёсткой» посадке.

Неоднородность грунтовых пород, неровность рельефа поверхности, наличие возмущающих факторов внешней среды, таких как ветер, являются источниками дополнительных возмущающих сил и моментов, действующих на СА в момент посадки. Перечисленные факторы усложняют процесс посадки, сопровождаемый возникновением больших перегрузок, которые могут превышать допустимые для СА значения.

Проектирование СА, совершающих посадку в таких условиях, невозможно без решения задачи моделирования параметров динамики посадки СА на поверхность планеты с априори малоизвестными параметрами грунта и наличием возмущающих факторов внешней среды.

Принятая в работе модель СА включает в себя два жестких недеформируемых тела, корпус и подвижный контейнер, которые связаны между собой амортизатором. Условия спуска накладывают ограничения на компоновку аппарата, главными из которых являются его фиксированные малая масса и малые геометрические размеры. Из этого следует, что невозможно использовать парашютные системы и тормозные двигательные установки.

Среди прочих, в докладе можно выделить следующие выводы о проделанной работе:
1. С помощью разработанной математической модели пространственного движения и силового воздействия грунта, разработанного программного обеспечения для создания необходимой виртуальной среды моделирования, получены результаты численного решения задачи исследования движения спускаемого аппарата при жесткой посадке на поверхность планеты. 
2. Полученные результаты моделирования показали наиболее опасные схемы, условия и режимы посадки СА на поверхность планеты.


ВОЗМОЖНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОНТРОЛЯ СОСТОЯНИЯ И ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ КА
Н.В. Мишурова
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Наиболее общей характеристикой сложных систем, к классу которых относится система управления космическим полётом, принято считать эффективность, понимая под этим показатель, характеризующий качество работы системы в заданных условиях применения.

Обобщённым критерием эффективности системы управления космическим полётом, т.е. числовым показателем, характеризующим её эффективность, может служить, например, вероятность достижения КА цели полёта при использовании этой системы.

Понятие «управление космическим полётом» существенно более широкое, чем управление движением КА. Процесс контроля при управлении космическим полётом, включающий наблюдение и оценивание характеризующих его параметров, также имеет более ёмкое наполнение, чем при управлении только движением КА.

Возможными направлениями повышения эффективности контроля состояния и функционирования бортовых систем КА, рассматриваемыми в настоящем докладе, являются:

- разработка усовершенствованной методики глубокого контроля обеспечения работоспособности КА, осуществляемого ещё до полёта;

- создание специализированной операционно-поисковой системы для её использования главной оперативной группой управления полётом при комплексной оценке состояния КА в ходе полёта;

- разработка методологии эффективного использования оперативных отчётов по результатам анализа функционирования бортовых систем КА; указанная методология должна быть направлена на сокращение времени от момента формирования заключения по недостаткам системы, приводящих к снижению её эффективности, до их устранения;

- разработка эффективной методики исключения сбойной информации на средствах отображения данных оператору группы контроля;

- возможность моделирования в режиме реального времени вероятностных событий в состоянии и функционировании бортовых систем КА.

В докладе также рассматриваются вопросы:

- быстрого доступа специалиста по контролю полёта к следующей информации, содержащейся в операционно-поисковой системе: план полёта КА и ход его выполнения, состояние системы управления полётом, текущая деятельность экипажа и её результаты, параметры внешней обстановки, текущие замечания и комментарии к ним, принятые решения по дальнейшему управлению полётом;

- возможные направления разработки усовершенствованных методов оперативного контроля состояния работы бортовых систем КА;

- создания базы данных с достаточно полной архивной информацией по каждому проведённому полёту КА;

- кодирования информации, предоставленной в вербальной форме, для облегчения её передачи в смежные организации и партнёрам по программе.


МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОПТИМАЛЬНЫХ ТОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РН, РБ И КА С УЧЁТОМ СОВМЕЩЕНИЯ ИХ СУ
И ВОЗМОЖНОСТЕЙ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ПОЭТАПНОГО КОРРЕКТИРОВАНИЯ ДВИЖЕНИЯ С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ ТОЧНОСТИ ВЫВЕДЕНИЯ КА
В. С. Бирюков, Ю. В. Бычков, В. В. Марфин
4 ЦНИИ Минобороны России

Метод определения оптимальных точностных характеристик систем управления РН, РБ и КА, предусматривающий возможность коррекции орбиты на последнем этапе её формирования с требуемой точностью с целью компенсации погрешностей, накопленных на предыдущих этапах полета ЛА предусматривает поиск таких допустимых значений погрешностей СУ летательных аппаратов с учётом различных вариантов совмещения их систем управления, участвующих в формировании орбиты КА, и таких затрат топлива на коррекцию орбиты, которые обеспечивают выведение КА на заданную орбиту с требуемой точностью при минимальных затратах некоторых ресурсов, в частности экономических, на управление полетом ЛА и коррекцию орбиты, и при дополнительных условиях типа равенства и неравенства, накладываемых на физически достижимые значения погрешностей СУ, на допустимые значения точностных характеристик орбит и на коррекцию орбиты с целью компенсации накапливаемых погрешностей выведения КА на орбиту.

Комплексная оптимизационная задача декомпозирована на базовые частные оптимизационные задачи определения энерго-массовых характеристик средств выведения КА; определения закона управления полетом этих средств и определения точностных характеристик их СУ. Используемые аналитические модели возмущенного движения ЛА за счет вариаций управляющих параметров предусматривают возможность коррекции полета ЛА.

Для решения обобщенной задачи определения оптимальных точностных характеристик систем управления средств выведения КА на орбиту использован известный метод штрафных функций, в котором целевая функция, подлежащая минимизации при ограничениях типа равенств и неравенств, заменяется новой целевой функцией, с помощью которой задача на условный экстремум сводится к задаче на безусловный экстремум.


БЫСТРАЯ СХЕМА СБЛИЖЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ С МКС
Р.Ф. Муртазин
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Одним из наиболее напряжённых участков полёта космического корабля (КК) «Союз-ТМА» является этап нахождения космонавтов в ограниченном пространстве корабля от старта до стыковки к МКС. На начальном этапе отработки средств стыковки, как в СССР, так и в США в виду ограниченности ресурсов систем жизнеобеспечения первых КК использовались быстрые схемы сближения двух КК с длительностью в 1÷5 витков. Реализация таких схем обеспечивалась специально разработанной схемой запуска обоих КК. С началом интенсивных полётов к орбитальным станциям (ОС), из-за невозможности постоянно обеспечивать необходимое взаимное положение между КК и ОС (фазовый угол) в начале полёта, потребовался переход к одно- двухсуточному сближению. Длительное нахождение экипажа в стеснённом объёме спасательной капсулы является крайне нежелательным фактором ввиду повышенных физических и психологических нагрузок. Опираясь на имеющийся опыт управления КК «Союз» и МКС, современный бортовой вычислительный комплекс КК и достижимую точность выведения ракетоносителя (РН) предлагается приступить к реализации быстрых схем сближения. В работе, рассмотрена быстрая четырёхвитковая схема сближения с ОС, позволяющая существенно сократить время доставки экипажа на борт ОС. Показано, что для выполнения такой схемы достаточно имеющихся возможностей существующих РН «Союз-ФГ» и КК «Союз-ТМА». Предлагается начать пробные полёты к МКС по этой схеме в 2012 году с использованием грузового корабля «Прогресс». Рассмотрены возможные нештатные ситуации для этой схемы и предложены способы их парирования. В частности рассмотрен срочный переход от быстрой схемы к одно- или двухсуточной схеме сближения. Показано, что нештатные ситуации, связанные с форс-мажорными обстоятельствами (задержка старта и т.д.) не приведут к изменению программы полёта МКС. Предложен способ, обеспечивающий необходимый фазовый угол на момент старта КК для проведения быстрой стыковки. Проведено статистическое моделирование оценки затрат топлива на реализацию быстрого сближения КК с МКС.


УПРОЩЕННЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА ТРАЕКТОРИЙ ПЕРЕЛЕТА С НИЗКОЙ ОКОЛОЗЕМНОЙ ОРБИТЫ НА ГСО И ОБРАТНО С МАЛОЙ ТЯГОЙ 
(ДЛЯ СЛУЧАЯ НЕПРЕРЫВНОЙ РАБОТЫ ДУ)
К.А. Латышев, О.Н. Седельников, А.И. Стрельцов
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Подходы к решению задач перелета КА с малой тягой можно условно разделить на две категории:
- первая категория предполагает применение соответствующих методов оптимизации. 
- вторая категория предполагает использование приближенно-аналитических методов решения задач перелета с малой тягой. 
Для ряда стандартных задач целесообразным является создание некоторой упрощённой методики, которая обобщала бы результаты оптимизации соответствующих траекторий и позволяла бы определять близкие к оптимальным законы управления тягой КА с ЭРДУ (и определяемые этими законами траектории КА) без решения соответствующих задач оптимального управления. 

Попытка создания такой методики для актуальной в настоящее время задачи перелета КА с малой тягой с низкой околоземной орбиты на ГСО и обратно, и была предпринята в данной работе. Методика разрабатывалась в рамках проекта по созданию транспортного энергетического модуля (ТЭМ), реализуемого в настоящее время РКК "Энергия" им. С.П. Королева.

В рамках методики задача расчёта траектории перелёта КА с малой тягой разбивается на две подзадачи:

· определение оптимальной «опорной» траектории (в качестве опорной траектории для случая перелета с низкой околоземной орбиты на ГСО и обратно, рассматриваются зависимости большой полуоси и эксцентриситета от наклонения. При этом указанные зависимости были построены на основе решения задачи Эдельбаума);

· выбор упрощённых законов управления вектором тяги КА близких к оптимальному и расчёт траектории перелёта, соответствующей заданной опорной траектории и выбранным законам управления. ЗУ определяются на основе анализа решений, полученных при использовании теории оптимального управления для конкретных исследуемых типов задач. (Для перелета на ГСО и обратно считалось, что углы управления вектором тяги ЭРДУ изменялись по гармоническому закону.)


ОРГАНИЗАЦИЯ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБМЕНА МЕЖДУ ЦЕНТРАЛЬНЫМИ ЗВЕНЬЯМИ КОНТУРА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА  В ПРОЦЕССЕ ПАРИРОВАНИЯ НЕШТАТНЫХ СИТУАЦИЙ
А.В. Донсков
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

По мере развития космической техники и усложнения программ работ космических аппаратов (КА) становится актуальным решение задачи надежного и быстрого распознавания возникающих аномалий в состоянии КА и в структуре контура управления. Для решения этой задачи в ходе полета КА каждое центральное управляющее звено должно располагать информацией о дееспособности остальных звеньев и состоянии интерфейсов, связывающих их между собой. Дефицит информации, необходимой по объему и качеству для принятия управленческих решений, может привести к положению, когда центр управления полетом не может решить текущие задачи управления полетом. Такая ситуация особенно наблюдается в случае возникновения нештатных ситуаций.

Контур управления полетом имеет три центральных управляющих звена: наземный контур управления (НКУ), бортовой контур управления (БКУ) и экипаж.

При обнаружении прихода какого-либо из управляющих центральных звеньев в состояние неработоспособности или нарушения какого-либо интерфейса внутри контура управления полётом, остальные звенья должны в первую очередь принять меры к обеспечению безопасности экипажа и жизнеспособности корабля, незамедлительно взяв на себя выполнение соответствующих функций звена, отказавшего в работе. При этом если в момент наступления неработоспособности этого звена выполнялась ответственная операция, должно быть обеспечено её завершение остальными звеньями, или её прерывание при наличии возможности повторения. После этого должны быть произведены попытки восстановления нормального состояния звена, вышедшего из строя, либо переход на измененную конфигурацию контура управления.

Информационный поток между звеньями должен содержать всю необходимую информацию для получения полной картины происходящего, также выработки и принятия оперативного решения по парированию нештатной ситуации.

В докладе рассмотрены методы обмена информацией между центральными звеньями контура управления и представлено содержание потоков обмена, предлагается подход к разработке методов информационного обмена и вариантов реагирования контура управления на видоизменение конфигурации центральных звеньев в случае возникновения нештатной ситуации в контуре управления КА.


МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ЯВЛЕНИЯ БАФТИНГА ДЛЯ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ
А.А. Дядькин, Т.В. Симакова, М.И. Аникеева
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

В процессе развития ракетной техники было обнаружено явление бафтинга, которое послужило причиной разрушения головных обтекателей ряда зарубежных и отечественных ракет-носителей.

Явление бафтинга достаточно хорошо изучено экспериментально для тел классической формы типа конус-цилиндр и конкретных головных обтекателей современных ракет-носителей.

Однако при разработке новых ракетных комплексов уже на стадии предварительного проектирования необходимо надёжное прогнозирование аэродинамических характеристик на режиме бафтинга. Этот режим является расчётным случаем при определении аэродинамических нагрузок для исследования прочности конструкции.

В докладе анализируется возможность прогнозирования таких явлений для тел вращения произвольной формы путём математического моделирования течения с использованием программных комплексов FlowVIisiov и AeroShape-3D для двух существенно отличающихся по обводам конфигураций.


ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ В КБ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
А.А. Дядькин, А.Н. Крылов, Т.В. Симакова
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

В последние десятилетия благодаря интенсивному развитию средств вычислений и появлению рыночных программных комплексов (ПК) (FlowVIisiov, AeroShape-3D, Fluent и др.) в практику проектных работ в ракетно-космической отрасли всё шире внедряются методы математического моделирования обтекания тел произвольной конфигурации и определения их аэрогазодинамических характеристик. Математическое моделирование позволяет на 30-40% уменьшить объёмы дорогостоящих экспериментальных исследований в аэродинамических трубах.

В докладе анализируется ~ 15-летний опыт использования математического моделирования в РКК «Энергия» для исследования внешнего обтекания ракет-носителей, космических головных частей, пилотируемых космических кораблей, разделяющихся головных обтекателей с космическими аппаратами и др. Приводятся примеры исследования влияния струй на аэродинамику изделий с работающими двигательными установками, расчётов внутренних течений в термостатируемых отсеках ракет-носителей. Рассмотрено решение задач воздействия струй маршевых двигателей РН на стартовые сооружения, в частности на Морскую платформу компании Sea Launch. Результаты расчётов сравниваются с модельными экспериментальными данными и данными лётных испытаний.

Рассмотрены особенности использования ПК в условиях КБ для получения большого объёма информации в сжатые сроки.

Приводятся примеры использования математического моделирования для оптимизации аэродинамических компоновок и пересчёта результатов модельных экспериментальных исследований в АТ на условия полёта и анализа аномальных явлений, обнаруженных в опытах.


ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДЛЯ АНАЛИЗА ВЛИЯНИЯ ПОДВЕСНЫХ УСТРОЙСТВ НА РЕЗУЛЬТАТЫ
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
А.А. Дядькин, И.Ю. Кретинин, Т.В. Симакова
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Как правило, при проведении экспериментальных исследований на моделях в аэродинамических трубах (АДТ) далеко не всегда возможно обеспечить соблюдение всей совокупности параметров подобия, позволяющего непосредственно переносить экспериментальные данные на условия полёта. Кроме того, при испытаниях в АДТ неизбежно встаёт вопрос о влиянии подвесных устройств (державок, стоек и т.д.), обеспечивающих крепление моделей в рабочей части трубы, на полученные результаты.

В докладе рассматривается использование математического моделирования с применением программных комплексов FlowVIisiov и Fluent для пересчёта результатов экспериментальных исследований, полученных на моделях с донными державками, на свободно летящие изделия.


ОПТИМИЗАЦИЯ КОРРЕКЦИИ ДВИЖЕНИЯ КА ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ
Л. Ван
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

Рассматриваются стохастические задачи оптимальной коррекции движения КА с двигателями малой тяги. Такие задачи возникают при использовании хорошо известного подхода, когда управляющие воздействия на движущийся объект подразделяются на программную и корректирующую составляющие. При этом программная составляющая предполагается заданной в виде известной функции времени или текущих значений динамических параметров, определяемых из навигационных измерений. Часто в качестве программной составляющей используется решение той или иной детерминированной задачи оптимального управления. В этом случае корректирующая составляющая управления, реализуемая двигателями малой тяги предназначается для парирования внешних возмущений, не учтенных при построении программы. Учет внешних возмущающих воздействий приводит к появлению случайных величин и случайных функций в дифференциальных уравнениях движения космического аппарата.

В настоящей работе используется так называемый вероятностный способ, когда все возмущающие факторы, влияющие на движение управляемых аппаратов, рассматриваются как случайные величины или случайные процессы с полностью или частично заданными вероятностными характеристиками.

Для стохастической модели движения КА рассмотрена задача оптимальной стабилизации движения в окрестности программной траектории с учетом ограничений на величину допустимых управлений. Для решения этой задачи использован приближенный аналитический метод, базирующийся на использовании метода динамического программирования. Важным условием применимости данного метода синтеза оптимальных корректирующих устройств является предположение о малости корректирующих воздействий по сравнению с программными управлениями. В качестве примера решены две задачи стабилизации по крену искусственного спутника Земли. Для стационарного режима коррекции проведен сравнительный анализ двух различных алгоритмов стабилизации угла крена, показывший преимущество релейного способа управления креном по сравнению с линейным алгоритмом управления.


ОПТИМИЗАЦИЯ ПЛОСКИХ АВАРИЙНЫХ ТРАЕКТОРИЙ ПРИВЕДЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ В РАЙОНЫ ПОСАДКИ
С.Ю. Улыбышев
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

В настоящее время в России и за рубежом ведутся разработки перспективных пилотируемых кораблей. Такие космические комплексы имеют систему аварийного спасения (САС), использующую комбинированную твердотопливную двигательную установку (ДУ), осуществляющую начальный увод спускаемого аппарата (СА) на безопасное расстояние от аварийной ракеты-носителя (РН) и последующий полет с использованием управляемой ДУ. Представляет практический интерес задача последующего приведения СА в один из заданных районов посадки, в зависимости от того в какой момент времени полета РН возникла аварийная ситуация. Разработан метод оптимизации аварийных траекторий с использованием множеств псевдоимпульсов. Он позволяет определить характеристики маневра приведения (время начала и длительность, программу ориентации вектора тяги, в том числе, с учетом ограничений). Выполнен качественный анализ возможных типов решений и влияния тяговооруженности на достижимость района посадки. Рассмотрены вопросы выбора энергетических характеристик САС с учетом минимизации возможных районов посадки. Приведены результаты анализа для перспективного пилотируемого транспортного корабля.



ФОРМИРОВАНИЕ ОПТИМАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
ПРИ ЗАДАННЫХ ГАБАРИТАХ ЕГО ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ КОМПОНЕНТ
Д.М. Фофонов
ФГУП ЦНИИмаш

Рассматривается задача формирования аэродинамической компоновки сверхзвукового летательного аппарата, обладающей, при заданных параметрах набегающего потока, максимальным значением аэродинамического качества или минимальным значением лобового сопротивления. В качестве дополнительных условий вводятся неизменяемые геометрические параметры произвольного набора функциональных компонент аппарата. Таковыми могут являться: поверхности силовой установки, аппаратура системы управления, топливные баки и т.д. Дополнительно могут учитываться такие элементы как рули, киль, затупления кромок и носка, обеспечивающие требуемые термодинамические характеристики.

В данной работе давление на поверхности тела определяется с использованием метода касательного клина, уточненного по результатам математического моделирования обтекания оптимальной конфигурации потоком идеального газа. Коэффициент сопротивления трения предполагается постоянным по поверхности или определяется степенной зависимостью от продольной координаты.

Решение задачи строится посредством прямого вариационного метода локальных вариаций. Найденные в результате такого решения параметры могут являться критериями его аэродинамического совершенства, хотя аэродинамическая компоновка реального летательного аппарата может заметно отличаться от получаемой путем решения вариационной задачи.

На основе указанных методов разработан алгоритм и написана соответствующая программа, с помощью которой была произведена верификация методов расчета аэродинамических характеристик летательного аппарата, путем сравнения полученных решений с точными, а также установлена сходимость метода локальных вариаций.


СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ ОРБИТ И ОРБИТАЛЬНО-ЧАСТОТНОГО МОНИТОРИНГА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА БАЗЕ КОРРЕЛЯЦИОННО-ФАЗОВЫХ ПЕЛЕНГАТОРОВ РАЗРАБОТКИ ОАО «ОКБ МЭИ». ДОСТИЖЕНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ.
З.Н. Турлов, О.В. Смирнова
ОАО «ОКБ МЭИ»

Приводится обзор и сравнение технических и эксплуатационных характеристик существующих и проектируемого радиотехнических комплексов контроля параметров орбит и орбитально-частотного мониторинга космических аппаратов на базе корреляционно-фазовых пеленгаторов, а также перспективы развития радиотехнических средств ОАО «ОКБ МЭИ».


МЕТОД ЮСТИРОВКИ СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ УЗКОПОЛЬНЫХ ОПТИЧЕСКИХ СИСТЕМ КОНТРОЛЯ НИЗКООРБИТАЛЬНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ ЗОНЫ
А.О. Жуков, В.В. Сидоров
ОАО «ОКБ МЭИ»

Представлен новый подход к юстировке систем наведения узкопольных оптических средств контроля низкоорбитальной космической зоны, обеспечивающий формирование многофакторных поправочных полиномов, учитывающих влияние различных угловых положений, скоростей и направлений перемещения, текущих метеопараметров и динамики их изменения для различных типов монтировок.


МЕТОД ОЦЕНКЕ ПОКАЗАТЕЛЕЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ БАЛЛИСТИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ УЗКОПОЛЬНЫХ КВАНТОВО-ОПТИЧЕСКИХ СРЕДСТВ 
ВНЕШНЕТРАЕКТОРНЫХ ИЗМЕРЕНИЙ НИЗКООРБИТАЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
А.О. Жуков, А.Н. Нестечук
ОАО «ОКБ МЭИ»

Представлен новый подход к оценке показателей эффективности баллистического обеспечения узкопольных квантово-оптических средств внешнетраекторных измерений низкоорбитальных космических объектов, на основе интегрального показателя оценки эффективности методик навигационно-баллистического обеспечения и синтезированного алгоритма оценки невязок расчетных и измеренных параметров низкоорбитального космического объекта, учитывающий искажения изображений в ПЗС-кадрах, ошибки систем наведения, а также ошибки начальных значений элементов орбиты.


ОПИСАНИЕ ОПЕРАТИВНОГО управлениЯ полетом космического аппарата С ПОМОЩЬЮ СЦЕНАРНЫХ МОДЕЛЕЙ
М.М. Матюшин
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

Непрерывность процесса управления полетом космического аппарата (КА) является его одной из важнейших особенностей. Операции управления полетом следуют одна за другой, складываясь в технологические процессы управления. Вслед за реализацией очередного технологического процесса управления начинается один или несколько следующих. Поскольку принятие решений является одной из важных частей управления полетом КА, процесс принятия решений также продолжается непрерывно. За одним принятым решением и контролем его реализации обязательно следуют другие решения.

На практике присутствуют объективные сложности в разработке формальной модели динамического многошагового процесса принятия решений, учитывающей все аспекты процесса управления полетом. Есть опасность, что подобная модель может быть либо очень громоздкой и инертной, что затруднит учет новизны ситуаций управления полетом, либо чересчур грубой, что может привести к неверным рекомендациям по принятию решений.

Однако, в ходе процесса управления полетом лицо, принимающее решение (ЛПР) всегда, хотя бы мысленно, создает модель сценария управления и возможного развития событий. При дефиците времени, который характерен для принятия решений в условиях оперативного управления полетом КА, построение полной и адекватной, до приемлемой степени, модели может представлять собой довольно сложную задачу для ЛПР.

В докладе рассматривается один из подходов к формализации задач сценарного моделирования оперативного управления полетом КА. Рассматриваются примеры использования сценарных моделей для построения и анализа алгоритмов развития нештатной ситуации и определения действий в ней оперативной группы управления полетом КА, для разработки сценариев тренировок оперативной группы управления КА.


ПРОТОКОЛЫ ОБМЕНА КПИ И ТЕХНОЛОГИЯ УПРАВЛЕНИЯ БОРТОВЫМИ СИСТЕМАМИ ПО КРЛ
А.А.Коваленко
РКК «Энергия» им. академика С.П. Королёва

В работе рассмотрены существующие протоколы обмена КПИ, разработанные для управления полётом РС МКС. Показана роль уровня протокола обмена (транспортный, прикладной) в построении технологии управления бортовыми системами и РС МКС в целом по командным радиолиниям. Сформулированы предложения по разработке прикладных протоколов обмена, позволяющим автоматизировать процесс ввода в бортовой комплекс управления КА суточных программ полёта верхнего, функционального и приборного уровней, а так же одиночных управляющих воздействий типа «Вызов функции» на базе использования телеметрической информации, результатов моделирования работы бортового комплекса управления (БКУ) РС МКС. Приведены примеры массивов выходных данных моделей, применимые для оценки результатов ввода в БКУ программ работы бортовых систем функционального и приборного уровней.


РАЦИОНАЛИЗАЦИЯ ПЛАНИРОВАНИЯ БОРТОВЫМ КОМПЛЕКСОМ УПРАВЛЕНИЯ РАБОТЫ ЦЕЛЕВОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДЗЗ
А.И.Калякин
ФГУП «ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»

Функционирующий в настоящее время космический аппарат дистанционного зондирования Земли (КА ДЗЗ) «Ресурс-ДК1» разработки ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» является первым из серии аппаратов нового поколения. Этап комплексных испытаний проходит следующий КА «Ресурс-П» №1. В рамках реализации Федеральных программ РФ планируется дальнейшее наращивание орбитальной группировки КА ДЗЗ в интересах социально-экономического развития России и международного сотрудничества. В связи с этим становится целесообразным разработать метод планирования работы целевой аппаратуры (ЦА) КА на длительный срок для уменьшения нагрузки на наземный комплекс управления (НКУ) и повышения автономности бортового комплекса управления (БКУ).

Ошибка прогноза параметров движения центра масс (ПДЦМ) КА при долгосрочном планировании после превышения определённого отрезка времени очень резко возрастает за пределы допустимого отклонения. Вследствие этого проекция трассы движения КА на поверхность Земли может не совпадать с прогнозируемой. Это требует отработки дополнительного углового движения КА относительно центра масс для обеспечения прохождения линии визирования ЦА по центральной линии маршрута съёмки, иначе может пострадать качество получаемой целевой информации.

Решение задачи поиска наиболее рационального способа планирования БКУ работы ЦА требует анализа различных аспектов управления при выполнении задач ДЗЗ:

– закона изменения относительной погрешности прогноза ПДЦМ КА ДЗЗ в НКУ;

– возможностей бортовой системы управления движением и бортового программного обеспечения отработки дополнительного углового движения при съёмке;

– преимуществ и недостатков различных способов задания исходных данных для решения функциональных задач.

Целью работы является поиск рационального подхода к планированию работы ЦА перспективных КА ДЗЗ на длительный срок.


ВЛИЯНИЕ КОРРЕКЦИИ ВЫСОТЫ ОРБИТЫ НА СМЕЩЕНИЕ ФАЗЫ
В. В. Авдеев
Днепропетровский национальный университет, Украина

Для поддержания в заданных пределах расстояний между входящими в группировку спутниками имеет значение фаза их движения – значение аргумента широты через интервалы времени, кратные периоду обращения.

В работах Э.П. Компанийца разработан алгоритм оптимизации коррекции движения группировки исходя из минимума суммарных энергетических затрат и предложен способ обеспечения заданного расстояния между элементами группировки, выводимыми одним запуском носителя. Проведены исследования влияния аэродинамического сопротивления на согласованное движение двух спутников – основного и дочернего.

Однако вариант использования для поддержания заданного движения группы двигателя малой тяги (ДМТ) постоянной величины трансверсального направления исследован недостаточно.

Нестабильность расстояния между спутниками определяется разностью периодов обращения, поэтому для их выравнивания проводится коррекция средней высоты орбиты, после которой фаза движения изменяется. В докладе предложена методика определения прироста фазы при движении спутника на околокруговой орбите для случая коррекции ее средней высоты с использованием ДМТ постоянной величины трансверсального направления с одним активным участком (так называемая спиральная раскрутка).

Принимаются предположения, что тяговооруженность спутника не более 10-4 , удельная тяга ДМТ не менее 800 с, длительность коррекции не более 2·106 c и эксцентриситет орбиты не превышает 0,1.

Определена зависимость длительности активного участка от величины коррекции средней высоты. Установлена связь прироста фазы движения спутника с его тяговооруженностью, длительностью активного участка и средним радиусом начальной орбиты.

Результаты могут быть использованы для разработки программы маневрирования с целью поддержания в заданных пределах расстояния между спутниками с двигателями малой постоянной по величине силой тяги трансверсального направления.


КОНЦЕПЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СПУТНИКОВЫХ СИСТЕМ С УЧЕТОМ ИХ МЕХАНИЧЕСКОЙ СОВМЕСТИМОСТИ
Т.В. Лабуткина
Днепропетровский национальный университет им. Олеся Гончара

На современном этапе баллистическое проектирование космических сегментов спутниковых систем (выбор параметров движения космических аппаратов по номинальным орбитам) связано в основном с решением задач их целевого использования. Проблема обеспечения механической совместимости космических аппаратов (отсутствия столкновений между ними, которые будем называть механическими конфликтами) в настоящее время пока проявляется слабо. Механические конфликты рассматривают, в основном, с точки зрения оценки опасности столкновений космических аппаратов с объектами космического мусора. Возможность конфликтов принимается во внимание главным образом при разработке мер защиты космических аппаратов, но не на этапах проектирования номинальных траекторий. Однако есть основания предполагать, что вскоре, когда человечество будет вынуждено результативно решать проблему космического мусора, доля космических аппаратов в общем множестве орбитальных объектов, а также их общее число будут неуклонно возрастать. Насыщение околоземного космоса управляемыми объектами потребует новых подходов к проектированию орбитальных группировок, основанных не только на реализации целевых задач, но и на учете требований бесконфликтного включения спутников системы в существующее множество космических аппаратов.

Выполнение этой составляющей проектных требований предлагается с использованием методики проектирования, которая позволяет обеспечить либо отсутствие «узлов механических конфликтов» для космических аппаратов спутниковых систем, либо бесконфликтного их прохождения. Под узлом механических конфликтов будем понимать пару участков номинальных траекторий, расположенных друга от друга на таком расстоянии, что при возможных отклонениях космических аппаратов от их этих траекторий может возникнуть столкновение. Проектирование бесконфликтных орбитальных группировок является частью общей задачи централизованного планирования всего множества управляемых орбитальных объектов в околоземном космосе. Актуальность этой задачи со всей остротой проявится в ближайшие десятилетия.


МОДЕЛИРОВАНИЕ ДОЗВУКОВОГО ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ВРАЩАЮЩИХСЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ
А.А. Мичкин
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

Исследовано обтекание, аэродинамические характеристики летательных аппаратов цилиндрической формы с различными носовыми, кормовыми частями и стабилизирующими устройствами, вращающимися относительно продольной оси.

Визуализационные, весовые и дренажные эксперименты проводились в аэродинамической трубе при скорости набегающего дозвукового потока V∞=0..30 м/с. на специально созданной установке, позволяющей изменять угол атаки α=-5˚..40˚, угловую скорость вращения ωх=0..1000 рад/с. Реализовывалась безотрывная и отрывная структуры обтекания. Для моделей оперенных аппаратов в хвостовой части располагалась непроницаемая юбка с углом раскрытия βю=90˚ или система стабилизирующих поверхностей (n=4..12) различной площади.

Результаты визуализационного эксперимента показали, что вращение приводит к уменьшению области отрывного течения, как вызванного изломом образующей в носовой части аппарата, так и перед стабилизирующим устройством.

Данные полученные в ходе весовых испытаний свидетельствуют о влиянии ωх на аэродинамические характеристики (АДХ) аппарата. При вращении сила Магнуса зависит от структуры течения. Было установлено, что наличие отрыва уменьшает составляющую от силы Магнуса.

Исследование влияния ωх на распределение давления в ближнем следе показали, что вращение аппарата при малых дозвуковых скоростях приводит к уменьшению донного давления и трансформации течения в следе за телом, как для неоперенных, так и для аппаратов имеющих стабилизаторы. Появления угловой скорости вызывает увеличение эжекционных свойств газа и некоторое уменьшение донного давления в ближнем следе. По мере увеличения ωх прослеживается асимптотическое стремления pдон за системой плоских щитков к коэффициенту донного давления за непроницаемой юбкой.


ВОПРОСЫ КОНТРОЛЯ ТЕЛЕМЕТРИИ С КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «ЮБИЛЕЙНЫЙ»
В.И. Майорова, Д.А. Гришко, Н.Н. Ханеня, А.Г. Топорков
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

Малоразмерный космический аппарат (КА) «Юбилейный» имеет в составе бортовой аппаратуры блок телеметрии, который записывает информацию о параметрах работы систем спутника и по радиоканалу отправляет полученные данные на Землю. Телеметрическая информация, поступающая в виде строковых данных через определенные временные интервалы, содержит потерянные участки вследствие различных помех, неизменно присутствующих в процессе сеанса связи с КА. Если ошибка или невозможность декодирования значения какого-то одного параметра в конкретный момент времени хотя и является нежелательной, но не приводит к существенной потери информации, то наличие частично поврежденных меток времени измерения параметров приводит к невозможности обработки всей строки данных в целом. Для восстановления временных меток в таком случае требуются специальные алгоритмы.

Особо важным необходимо считать не только наличие обработанной телеметрии, но и её качественную визуализацию, анализ, на основании которого оперативно могут разрешаться возникающие в полёте нештатные ситуации. С этой целью программный пакет «NavWin-Навигатор v.5.2», обеспечивающий связь с КА «Юбилейный», был дополнен разработанным в ЦУП МГТУ им Н.Э. Баумана приложением для построения графиков на основе получаемой телеметрии, при этом восстановление частично повреждённых полей времени производится автоматически. Анализ телеметрии показывает, что некоторые параметры КА «Юбилейный» сохраняют постоянные значения на протяжении всего витка, а другие меняются в зависимости от решаемой целевой задачи и проводимых на борту научных экспериментов. Кроме того, наблюдается выход значений части параметров за пределы, установленные технической документацией, в течение длительного периода времени, что могло послужить причиной перевода аппарата в режим консервации, в котором он находится с апреля 2011г, работая на передачу только в режиме кода «Морзе».


АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ПЕРФОРАЦИИ НА СТАБИЛИЗАЦИЮ И УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
А.С. Бовтрикова
Московский Государственный технический университет им. Н.Э.Баумана

Важнейшим направлением развития современной авиационной техники является расширение применения механизации крыла (набора конструктивных элементов и агрегатов, изменяющих аэродинамические характеристики крыла), и её совершенствование.

К механизации крыла относятся аэродинамические тормоза, используемые для непосредственного управления лобовым сопротивлением. Основным требованием к тормозам является увеличение коэффициента силы лобового сопротивления при возможно меньшем изменении подъемной силы и момента тангажа. Наибольшая эффективность тормозов достигается при больших углах их отклонения. Однако эти углы в свою очередь ограничиваются началом срыва потока, тряски и бафтинга – явлений, обусловленных нестационарностью течения вблизи отклоненных элементов профиля крыла. В работе рассматривается возможность использования перфорации щитков в качестве решения данной проблемы. С целью исследования эффектов, достигаемых перфорацией, в дозвуковой аэродинамической трубе кафедры СМ3 был проведен ряд весовых экспериментов, главной задачей которых являлось установление влияния перфорации на аэродинамические характеристики, а также на общий характер обтекания крыла при различных отклонениях щитков. Следующим этапом исследования стало моделирование обтекания крыла с перфорированным и неперфорированным щитком при помощи пакета Solid Works. Целью моделирования было получение расчетных зависимостей аэродинамических характеристик от угла отклонения щитков, визуализация структуры течения для обоих случаев и сравнение этих результатов с имеющимися экспериментальными данными.

По результатам проделанной работы можно сделать вывод, что использование перфорации позволяет избежать срывные явления, стабилизируя поток в окрестности отклоненных элементов крыла. Перфорированные средства механизации ЛА могут послужить решением проблемы возникновения таких губительных для самолетов явлений, как бафтинг.

Назад