Законы Кеплера. В.В. Волоцуев, И.С. Ткаченко Введение в проектирование космическ. В. В. Волоцуев, И. С. Ткаченко
 Скачать 6.51 Mb.
|
|
ради- ационным теплообменником. В самом простом варианте исполне- ния представляет из себя участок поверхности КА со специальным покрытием, позволяющим излучать максимальное количество лучи- стой тепловой энергии. Как правило, размещается на затененных участках корпуса КА. Для транспортировки избытков внутренней тепловой энергии от приборов к радиационному теплообменнику используются раз- личные системы терморегулирования, которые могут быть как слож- ными активными системами, так и простыми пассивными системами. К примеру, на студенческих малых КА, часто, избытки тепловой мощности передаются к радиационному теплообменнику через стен- ки корпуса, к которым данные приборы прикреплены. В целом, схема построения системы терморегулирования тем- ператур приборов на борту КА показана на рисунке 3.44. Рис. 3.44. Упрощенная схема способа терморегулирования на борту КА 118 Более детальное изучение оборудования для обеспечения теп- лового режима КА предполагается на старших курсах после изуче- ния дисциплин по термодинамике и теплопередаче. 3.6 Оборудование для обеспечения информационного управления на борту космического аппарата Современный автоматический КА, как правило, не управляется непрерывно во времени непосредственно с наземных пунктов управ- ления. На борту КА размещено информационное компьютерное обо- рудование, которое содержит в своей памяти несколько видов про- грамм (алгоритмов) «поведения» спутника. С Земли по радиоканалу на борт КА поступают команды на включение или выключение ука- занных программ. В основу каждой отдельной программы заложена циклограмма включений и выключений определенного набора бор- товых приборов и устройств. Соответственно, в составе современного КА содержится сле- дующее оборудование: - центральные контроллеры с набором бортовых программ; - оборудование для трансляции команд на включение и вы- ключение бортовых приборов и устройств; - радиоэлектронное оборудование для получения информаци- онных команд с наземных пунктов управления; - оборудование для сбора информации о текущем состоянии всех приборов на борту КА (телеметрическое оборудование); - радиоэлектронное оборудование для сброса информации о текущем состоянии КА на наземные пункты приема. Описанное выше оборудование может быть различным в зави- симости от сложности самого КА. К примеру, для КА ДЗЗ со слож- ными алгоритмами «поведения» центральные контроллеры выделя- ются в отдельное устройство, которое называется бортовой цифро- вой вычислительной машиной (БЦВМ). На рисунке 3.45 показан пример внешнего облика БЦВМ КА. 119 Рис. 3.45. Пример внешнего облика БЦВМ КА [3] Другой пример, для информационного управления КА ДЗЗ «АИСТ-2Д» используется оборудование, которое называется «борто- вая система контроля и управления» (БСКУ). В состав БСКУ входит несколько электронных блоков, которые выполняют задачи органи- зации радиосвязи борта с Землей; прием и трансляцию команд управления; сбор телеметрических данных и др. Внешний облик БСКУ показан на рисунке 3.46. Рис. 3.46. Внешний облик БСКУ для КА ДЗЗ «АИСТ-2Д» [7] Также, на рисунке 3.47 среди различного оборудования на внешней части корпуса КА ДЗЗ «АИСТ-2Д» можно увидеть антен- ные устройства БСКУ для обмена служебной информацией по кана- лам «Борт-Земля» и «Земля-Борт». Более детальное изучение устройства бортового оборудования для информационного управления планируется на старших курсах в рамках дисциплин по бортовым системам КА. 120 Рис. 3.47. Антенные устройства БСКУ на поверхности КА ДЗЗ «АИСТ-2Д» [7] 3.7 Конструкция космического аппарата В состав КА кроме различного бортового оборудования входит множество элементов конструкции. Элементы конструкции – это твёрдотельные части КА, к кото- рым прикрепляются бортовые приборы и устройства. Всю совокуп- ность элементов конструкции КА в целом называют – конструкцией КА. Конструкция КА составляет существенную часть массы спутни- ка в дополнение к массе размещенного в нем оборудования. Каждый элемент конструкции воспринимает нагрузку от прикрепленного к нему прибора и передает соседним элементам конструкции. Основ- ной целью всей конструкции КА является сохранение своей формы на протяжении всего срока существования без разрушений и всевоз- можных выходов из строя. 121 А) Силовые элементы конструкции КА Как правило, КА состоит из одного или нескольких модулей (отсеков), соединенных между собой. В конструкции модуля (отсека) различают корпус модуля и навесные силовые элементы конструкции. Приборы прикрепляются или непосредственно к корпусу КА, или к навесным элементам конструкции. Корпус КА включает в свой состав силовой каркас (в виде рамы, набора стрингеров и шпангоутов и т.п.) и прикрепленные к нему силовые поверхности (обшивку, панели и т.п.). Навесными элементами могут быть различные панели, крон- штейны и рамы. На рисунке 3.48 показан пример, показывающий ос- новные элементы конструкции КА. Рис. 3.48. Пример, показывающий основные элементы конструкции КА Б) Конструктивно-компоновочная схема КА Одним из результатов проектных работ является конструктив- но-компоновочная схема КА. Предварительно создается компоно- 122 вочная схема КА, т.е. схема на которой можно увидеть геометриче- скую форму спутника, а также оборудование и элементы конструк- ции из которых этот аппарат состоит. На обычной компоновочной схеме, как правило, даются обозначения составных частей, но не ука- зываются размеры этих частей и всего спутника в целом. На рисунке 3.49 показан пример компоновочной схемы КА ДЗЗ «АИСТ-2Д». Рис. 3.49. Компоновочная схема КА ДЗЗ «АИСТ-2Д» [7] Из компоновочной схемы на рисунке 3.49 мы можем опреде- лить: из каких составных элементов состоит КА, что к чему крепит- ся. Но по этой схеме мы не можем определить геометрические раз- меры составных элементов КА и их соединительные размеры. Конструктивно-компоновочная схема обладает большей инфор- мативностью, в ней уже присутствуют габаритные и соединительные размеры составных частей КА и всего спутника в целом. Также прори- совываются все основные элементы конструкции КА, отмечается рас- положение осей связной системы координат и положение центра масс. 123 На рисунке 3.50 показан пример одного из изображений конструктив- но-компоновочной схемы КА класса «АИСТ-2». Рис. 3.50. Пример изображений конструктивно-компоновочной схемы КА класса «АИСТ-2» [11] 124 4 ПРИМЕРЫ ЧАСТНЫХ ЗАДАЧ РАСЧЕТА ПРОЕКТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Процесс проектирования КА является сложным творческим процессом, который осуществляет коллектив инженерно- технических работников. С одной стороны формальным результатом проектной работы является проектная документация с описанием разрабатываемого проекта по существующим стандартам содержа- ния подобных документов. С другой стороны процесс проектирова- ния сопровождается большим количеством расчетов различных про- ектных характеристик будущего КА. Указанные расчеты осуществ- ляются по разнообразным моделям (моделям движения, геометриче- ским моделям, прочностным моделям, химическим моделям и др.). В настоящем учебном пособии рассмотрим некоторые частные примеры расчета проектных характеристик КА по упрощенным ма- тематическим моделям с целью первоначального знакомства с зада- чами проектирования. 4.1 Расчет массы рабочего тела для реактивного двигателя разгонного блока На ранних этапах проектирования проводятся расчеты массо- вых характеристик КА. Одним из частных видов расчетов является оценка массы топлива, требуемого для совершения перелетов между орбитами. Познакомимся с подобным видом проектного расчета на примере 8. --------------------- Пример 8 Имеется КА массой 750 кг, который должен функционировать на круговой орбите высотой 19000 км. Ракета-носитель вывела КА и разгонный блок на опорную круговую орбиту высотой 200 км в той же плоскости. Сухая масса разгонного блока (масса конструкции) составляет 900 кг. Реактивный двигатель разгонного блока имеет си- 125 лу тяги 30000 Н, удельный импульс 3070 м/с. Требуется рассчитать массу топлива для разгонного блока, требуемую для перелета с опорной орбиты на рабочую орбиту КА. Определить общее моторное время работы реактивного двигателя. Рис. 4.1. Иллюстрация к примеру 8 Решение 1) Определим суммарное приращение скорости, требуемое ИСЗ для перемещения с круговой орбиты с высотой км H кр 200 1 на круговую орбиту км H кр 19000 2 : 2 1 V V V , 1 1 кр V V V , V V V кр 2 2 , км км км R H r З кр кр 6571 6371 200 1 1 , км км км R H r З кр кр 25371 6371 19000 2 2 , км r 6571 , км r 25371 , км км км r r a 15971 2 25371 6571 2 , 789 , 7 6571 1 / 10 986 , 3 1 2 2 3 5 1 1 1 км с км r r V кр кр З кр км/с, 964 , 3 25371 1 / 10 986 , 3 1 2 2 3 5 2 2 2 км с км r r V кр кр З кр км/с, 126 с км км км с км а r V З / 817 , 9 15971 1 6571 2 / 10 986 , 3 1 2 2 3 5 с км км км с км а r V З / 543 , 2 15971 1 25371 2 / 10 986 , 3 1 2 2 3 5 с м V V V кр / 2028 7789 9817 1 1 , с м V V V кр / 1421 2543 3964 2 2 , с м V V V / 3449 1421 2028 2 1 2) С помощью уравнения Циолковского рассчитаем массу топ- лива для сообщения КА приращения скорости V : ) ln( РБ KA T РБ KA m m m m m I V , (4.1) где I – удельный импульс реактивного двигателя разгонного блока ( с м I / 3070 ); KA m – масса КА ( кг m KA 750 ); РБ m – сухая масса разгонного блока ( кг m РБ 900 ); Т m – масса топлива для разгонного блока. Преобразуем выражение 4.1: РБ кон KA РБ топ РБ кон KA I V m m m m m е , РБ кон KA I V РБ топ m m е m 1 Соответственно, кг кг кг е m РБ топ 3424 900 750 1 3070 3449 3) Определим общее моторное время работы реактивного дви- гателя. Для этого используем выражение: мот Т мот РБ топ РБ топ t I F t m m , (4.2) где РБ топ m – секундный расход массы топлива в реактивном двигате- ле; Т F – сила тяги реактивного двигателя. Соответственно, мин Н с м кг F I m t Т РБ топ мот 8 , 5 30000 / 3070 3424 --------------------- 127 4.2 Расчет массогабаритных проектных характеристик телескопического комплекса космического аппарата по статистическим моделям Еще один вид расчета массовых и геометрических характери- стик целевой аппаратуры КА по статистическим моделям на ранних этапах проектирования. Познакомимся с подобным проектным рас- четом на примере 9. --------------------- Пример 9 Требуется рассчитать массу телескопического комплекса КА. Известно, что КА будет функционировать на круговой орбите высо- той 350 км. Используется зеркально-линзовая система телескопа. Де- тальность получаемых изображений должна быть не хуже 1 метра. В оптико-электронных преобразователях используются ПЗС-элементы размером 6 мкм. Ширина полосы обзора должна быть 30 км. На ри- сунке 4.2 приведены обозначения нескольких, необходимых для рас- чета, характеристик. Рис. 4.2. Иллюстрация к примеру 9 Решение 1) На рисунке 4.2 приведены следующие обозначения: ТК L – длина телескопического комплекса; ТК D – диаметр телескопического комплекса; Л D – диаметр оптического элемента телескопа (линзы 128 или зеркала); f – фокусное расстояние оптической системы теле- скопа; орб H – высота орбиты КА; B – ширина полосы обзора 2) В расчетах будут использованы коэффициенты, полученные на основе обработки статистических данных по ранее созданным аналогичным КА. Это следующие статистические коэффициенты [12]. ПР k – коэффициент превышения диаметра оптической линзы (зеркала) над шириной ПЗС-линейки (этот коэффициент для совре- менных лучших оптических систем по статистике находится в пре- делах от трех до четырех единиц, то есть 4 3 ПР k , и выбирается исходя из условий минимизации искажений); ТК k – коэффициент превышения диаметра корпуса телескопи- ческого комплекса над диаметром оптического элемента (линзы или зеркала), по статистическим данным 2 , 1 1 , 1 ТК k ; f k – коэффициент превышения фокусного расстояния теле- скопического комплекса над его длинной (для современных лучших оптических систем 4 3 f k ); уд ТК M – удельная масса телескопического комплекса, которая по данным статистики принимаем 130..180 кг/м 3 3) Рассчитаем фокусное расстояние оптической аппаратуры используя математическое выражение из [12]: орб ПЗС H D L f , (4.3) где ПЗС L – размер одного ПЗС-элемента оптико-электронного преоб- разователя; D – детальность изображения. Соответственно, м м м м f 1 , 2 10 350 1 10 6 3 6 4) Рассчитаем ширину ПЗС-линейки, исходя из условий по- крытия заданной полосы обзора B , по выражению из [12]: орб линейки ПЗС H f B L , (4.4) м км м км L линейки ПЗС 18 , 0 350 1 , 2 30 5) Определим диаметр оптического элемента (линзы или зерка- ла) телескопического комплекса КА по выражению (4.5): 129 линейки ПЗС ПР Л L k D (4.5) м м м м D Л 72 , 0 54 , 0 18 , 0 4 18 , 0 3 , принимаем для дальней- ших расчетов м D Л 7 , 0 6) Определим диаметр телескопического комплекса КА по вы- ражению (4.6): Л ТК ТК D k D (4.6) м м м м D ТК 84 , 0 77 , 0 7 , 0 2 , 1 7 , 0 1 , 1 , принимаем для даль- нейших расчетов м D ТК 8 , 0 7) Определим длину телескопического комплекса ТК L по вы- ражению (4.7): f ТК k f L , (4.7) м м м м L ТК 7 , 0 53 , 0 3 1 , 2 4 1 , 2 , принимаем для дальнейших рас- четов м L ТК 7 , 0 8) Определим объем телескопического комплекса по выраже- нию (4.8): 4 2 ТК ТК D V (4.8) 3 5024 , 0 4 8 , 0 8 , 0 м м м V ТК 9) Определим массу телескопического комплекса [12]: ТК уд ТК ТК V M M кг кг M ТК 43 , 90 31 , 65 5024 , 0 180 5024 , 0 130 (4.9) 10) На основе проведенных расчетов можно сделать вывод, что по расчетам на основе статистических данных масса телескопическо- го комплекса будет составлять от 66 кг до 90 кг. --------------------- |