| Главная » Астрономия |
|
ВВЕДЕНИЕ История развития космической техники неразрывно связана с ее постоянным развитием и совершенствованием. Происходит постоянное усложнение задач, поставленных перед изделиями космической техники. При этом упор делается на развитие прикладной космонавтики и увеличение эффективности результатов космической деятельности. Современные изделия космической техники являются сложными и дорогостоящими техническими устройствами. Поэтому естественным является стремление заказчиков космической техники к снижению стоимости разработки и изготовления космических аппаратов, а также услуг по их запуску при сохранении необходимого уровня надежности и требуемого гарантированного срока функционирования космических аппаратов на орбите. Решению данной задачи, в определенной степени, способствует разработка маломассогабаритных (малых) космических аппаратов с широким применением унифицированных базовых конструкций (космических платформ) и доступной элементной базой. Именно на малых космических аппаратах экономически целесообразно проводить натурную проверку ряда инновационных технических решений и объектов интеллектуальной собственности. К созданию малых космических аппаратов широко привлекаются студенты и аспиранты аэрокосмических специальностей вузов, что позволяет им приобрести еще на стадии обучения определенные навыки и опыт реальной деятельности в области создания и эксплуатации изделий космической техники. В настоящей курсовой работе предоставлен материал по структуре малых космических аппаратов.
1.ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К СТРУКТУРЕ Миссия Фаза Источник Требования Производство и монтаж Обращение арматуре или контейнеров реакции Напряжения, вызванные производственными процессами (сварка) Транспорт и транспортировка Крановые или Dolly реакции Земля, море, или воздушного транспорта среды Тестирование Среды от вибрации или акустических испытаний Предстартовый Обращение во время укладки последовательности и предполетных проверок Запуск и Ascent Стационарные руля ускорений Виброакустический шум во время запуска и трансзвуковом фазе Колебания двигательной системы двигателя Переходные нагрузки в бустер зажигания и выгорания, сценических разделений, маневров транспортных средств, метательного слякоти, и обтекатель отделения Пиротехническое шок от событий разделения Операции миссии Стационарные подруливающее ускорений Переходные нагрузки, указывая маневры и ожоги контроля отношение или док-события Пиротехническое шок от событий разделения, развертывания Тепловые среды Reentry и посадки (если применимо) Аэродинамический нагрев Переходный ветер и посадочные нагрузки
Первичная структура Основная структура, несущая все виды нагрузки, в том числе и стартовую нагрузку. Вторичная структура Панели, штанги, антенны, механизмы развертывания и прочие части, не несущие нагрузки. Неосновная структура Корпуса приборов, соединительные элементы, монтажные части, крепления и прочие механические компоненты
1.1 Первичная структура 1.1Задачи первичной структуры Основные элементы корпуса спутника, имеющие соединение с телом ракеты-носителя (посредством адаптера) Первичная структура перенимает все нагрузки, приходящиеся на спутник при выведении на орбиту Пустотелый корпус корабля представляет взаимодействия адаптеров ракеты-носителя. Как таковой, эта нагрузка - несущая конструкция. Он несет на растяжение и сжатие стресса, напряжение сдвига, изгибающие моменты, осевые нагрузки и крутящие моменты. Путь нагрузки через первичный Cubesat структуры Пример конфигурации Stack Первичная структура beesat - 1 состоит из Нижняя опорная плита Жилье Батарейный отсек Верхняя крышка Вторичная структура Резьбовые алюминиевые болты Безголовые винты из нержавеющей стали Путь нагрузки Напряжение сжатия, введенной через направляющих развертывания свинца Через их точек монтирования, статическое ускорение сложенных компонентов индуцируется в направляющих
1.1.2 Требования к первичной структуре Обеспечивает крепление спутника и ракеты - носителя. Гарантирует неподвижность и снижение вибрации. Обеспечивает необходимые подключения к ракете. Дает возможность доступа ко всем субсистемам спутника в период предстартовой подготовки
.1.3Конфигурация первичной структуры Характеризуется : . Открытой или закрытой архитектурой . Типом структуры . Схемой компоновки элементов в открытом или закрытом типе архитектуры Архитектура первичной структуры. Отличия: Форма поперечного сечения (Круговая, прямоугольная, трапециевидная и т.д.) Основная форма (Цилиндр, куб и т.д.) Открытая или закрытая форма
1.4Типы первичной структуры оболочка Структура типа "Сэндвич" Между двух панелей проложена облегченная сотовая конструкция. Панели изготовлены из алюминия или графита Характеризуется высокой стабильностью и устойчивостью Структура типа Isogrid Составлена из панелей с треугольными вырезами для облегчения структурной массы. Материал :алюминий или легированный алюминий. Характеризуется прочностью и высокой восприимчивостью к нагрузкам, сложен в изготовлении.
1.2 Вторичная и неосновная структуры космический ракета спутник -Элементы, не несущие основной нагрузки. Примеры: солнечные панели, мачты, антенны и проч. Раскрывающиеся солнечные панели спутника „BIRD" Солнечная панель (вторичная) и крепления (неосновная) спутника „BIRD“ 2.1Конфигурация Основные типа конфигурации. а) Спутники с ориентацией вращения Многогранник Солнечные панели- жестко-прикрепленные Основные типа конфигурации. а) Спутники с ориентацией вращения Шар Солнечные панели раздвижного типа Основные типа конфигурации. а) Спутники с ориентацией вращения Цилиндр Солнечные панели- жестко-прикрепленные Ось вращения перпендикулярна плоскости орбиты в) Спутники с гравитационной ориентацией Кубичная конфигурация
1.3 Механизмы Механизмы - подвижные части структуры, служат для раскрытия поверхностей и развертыванию подвижных компонентов. Механизмы развертывания вращающиеся выдвигаемые Механизмы выведения/освобождения от крепежа Пиротехнические Механические
.3.1Механизмы. Вращающиеся механизмы развертывания Шарниры. Достоинства: Высокая прочность, точность развертывания, простота изготовления и обслуживания. Недостатки: Сбои, вследствие трения и температурных нагрузок. Вращающиеся механизмы развертывания. Гибкие. Достоинства: Отсутствие трения, легкость развертывания Недостатки: Допустима небольшая масса развертывания, быстрый износ.
1.3.2Механизмы развертывания (выдвигаемые) 1. Кабельное выдвижение . Трубчатое . Телескопическое . Мачтовое
.3.3Механизмы освобождения/отстыковки Подразделяются на взрывного и невзрывного (механического) действия. Взрывные: Устройства разделения Фрезы Контактные съемники Механические: Парафинные механизмы Восстанавливающиеся Механизмы плавки Пиротехнические механизмы, несущие прикрепленную нагрузки и освобождающие по приказу. типа: Взрывные: Патрон прикреплен к крепежному болту, при команде происходит взрыв патрона и разрушение болта. Как следствие, происходит отстыковка спутника от платформы. Механические: Пружина, находящаяся в состоянии напряжения, освобождается микропатроном.
2.ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ УНИВЕРСАЛЬНЫХ ПЛАТФОРМ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ 1 Методы и модели структурно-параметрического синтеза универсальной платформы Целью создания УП является формирование платформы, которая после адаптации обеспечит необходимые условия для работы определённого класса ЦА. Предлагается подход к проектированию УП МКА, основанный на решении задачи адаптации ЦА к минимальной базовой структуре (задача структурно параметрического синтеза).
2 Модель-описание структуры универсальной платформы Параметры ЦА предъявляют энергетические требования к УП, которые находят отражение в сложности организации бортовой вычислительной системы (БВС) и мощности её процессора, структуре системы обеспечения теплового режима (СОТР), структуре системы электропитания (СЭП) и её мощности, построении и мощности радиоканала, структуре и мощности системы управления движением (СУД). Анализ ЦА различного назначения показал невозможность создания универсальной конструктивно-компоновочной схемы УП и выработки состава обеспечивающей аппаратуры и схемы полёта, гарантирующих решение различных целевых задач с максимальной эффективностью. Для снижения проигрыша в показателе эффективности конкретного МКА необходимо оптимизировать структуру и характеристики минимальной базовой структуры одновременно с выработкой конструктивно-компоновочной схемы на этапе адаптации ЦА к УП.
2.3 Параметрический синтез Этап параметрического синтеза УП сводится к одной из следующих задач: а) к отысканию оптимального (по выбранному критерию F) решения где F (рУП) - целевая функция, зависящая от вектора проектных параметров рУП. б) к отысканию оптимального в смысле главного критерия Fj решения рУЛ при условии перевода других критериев в ограничения (многокритериальная задача): в) к отысканию области допустимых проектных решений Р* ^ Р, где все критерии Fj, F2, ..., Fk имеют значения не хуже заданных. Задача оптимизации проектных характеристик УП МКА заключается в выборе такого вектора основных проектных характеристик, при котором достигается минимальное значение массы МКА в условиях геометрических ограничений, минимально допустимой электрической мощности и времени работы целевой аппаратуры: где NЦА - среднесуточная мощность потребления ЦА; VЦА - объём ЦА; ТРАБ - суммарное время работы ЦА; дОР, дСТАБ - требования по точности ориентации и стабилизации МКА; VЦИ - суточный объем целевой информации; nИнт - коэффициент интеграции БА; допустимые диапазоны геометрических параметров; - минимально допустимая мощность СЭП; - минимально допустимая длительность работы ЦА; Метод выбора значений проектных параметров УП основывается на выборе данных значений из множества допустимых, удовлетворяющих критерию минимальной массы УП МУП и существующим ограничениям (геометрическим и энергетическим). Метод включает: 1) алгоритм поиска геометрии корпуса; 2) итерационный способ расчёта масс-инерционных, габаритных и энергетических характеристик УП, описанных вектором проектных характеристик P, принадлежащим области допустимых решений Р, на основе решения частных задач проектирования; 3) математические модели орбитального движения, масс, СЭП, СОТР, СУД; 4) алгоритм адаптации целевой аппаратуры к УП; 5) способ выбора оптимальных проектных характеристик УП из множества решений по критерию минимума массы с учётом выполнения ограничений по геометрическим и энергетическим характеристикам.
2.4 Модель целевой аппаратуры Каждой целевой аппаратуре соответствует набор проектных параметров рНА = (p1,...,pn) и требований, которые необходимо обеспечить УП, имеющей определённую конструктивно-компоновочную схему и схему полёта. В качестве основных параметров ЦА примем:
.5 Модель СУД Облик СУД зависит от решаемых МКА задач. Рассмотрим два варианта: неориентируемое и ориентируемое положение МКА в пространстве. В основе моделей управления положением МКА относительно центра масс лежит теорема об изменении кинетического момента тела. Движение МКА относительно центра масс описывается с помощью системы уравнений для твёрдого тела, включающей взаимосвязи между главными моментами инерции {A,B,C}, моментами сил вдоль осей связанной системы координат Oxyz, угловыми скоростями движения {p,q,r} и углами рысканья у, тангажа J и крена g. При решении системы уравнений определяются требуемые значения управляющих моментов для заданных массовоинерционных характеристик, рассчитывается среднесуточная мощность электропотребления и формируется массив проектных параметров СУД относительно центра масс. Для обеспечения необходимого управляющего момента для МКА подбираются маховики и электромагнитные устройства сброса кинетического момента [4].
2.6 Модель СЭП Параметры элементов СЭП определяются согласно методике расчёта мощности СБ и условия энергобаланса. Условие энергобаланса: генерируемая на освещенной части витка энергия СБ с учётом всех потерь в элементах СЭП должна быть достаточна для обеспечения питания обеспечивающей и целевой аппаратуры и восполнения ёмкости аккумуляторных батарей (АБ), израсходованной на питание бортовых потребителей на теневой части витка [5]. Уравнение энергобаланса в СЭП имеет вид Среднеинтегральный за виток косинус угла между направлением на Солнце и нормалью к поверхности СБ определяется из выражения где а - текущий угол между направлением на Солнце и нормалью к поверхности СБ. Текущее значение cos а определяется согласно [5].
2.7 Параметры СОТР Параметры элементов СОТР определяются согласно [5]. Уравнение теплового баланса в общем случае имеет вид: где mi ci dTi - соответственно масса, удельная теплоёмкость и температура i-го элемента конструкции; Qнар - тепловой поток, подводимый к поверхности УП извне; Qвн - тепловой поток от внутренних тепловыделений УП; Qизл - тепловой поток, излучаемый УП в окружающее пространство. Модели других систем (БВС, командно-измерительной системы - КИС, системы спутниковой навигации - ССН) уточняются на этапе адаптации конкретной ЦА к УП.
8 Проектирование универсальных платформ малых космических аппаратов с учётом типизации и интеграции бортовых систем В процессе предварительного проектирования УП или формирования технических требований к ней возникает необходимость в разработке проекта, в котором бы достигалась существенная экономия финансовых и материальных ресурсов при одновременном сокращении сроков реализации проекта. Такая возможность появляется при применении методов проектирования УП с учётом типизации, т. е. применением в новой разработке стандартных элементов, узлов и систем типичной конструкции, а также принципов повышения надёжности за счёт функциональной и механической интеграции. При постановке задачи типизации и интеграции применяется основная математическая модель - модель масс. В качестве параметра типизации и интеграции принят коэффициент интеграции кИнт. К данному параметру чувствительны такие критерии, как масса МУП, объём VУП и время существования ТСущ. Интеграция реализуется только по отношению к типизированной бортовой аппаратуре. Типизация заключается в построении бортовых систем по единым конструктивным требованиям, с использованием типоразмеров при разработке. Таким образом, образуются модули и можно говорить о модульном построении бортовых систем. Модули группируются посадочными плоскостями друг к другу, образуя пакеты модулей. Высота модулей выбирается либо кратной высоте самого лёгкого модуля, либо произвольной, пропорционально массе модуля. Во втором случае при одинаковой плотности модулей получается минимальный объём пакетов VПi (i = 1, ..., n) и, следовательно, минимальный объём УП. Процедура интеграции заключается в механическом объединёнии в одном пакете двух и более типизированных модулей бортовых систем. Коэффициент интеграции показывает степень объединёния модулей, которая выражается в отношении массы объединённых модулей типизированной аппаратуры к массе всей бортовой аппаратуры: кИнт = тТипБА / тБА. При интеграции достигается экономия массы корпуса пакета модулей, внешних кабелей и элементов крепления модулей. Кроме того, уменьшается объём, занимаемый бортовыми системами, и следовательно объём, занимаемый МКА под обтекателем. Корпус УП может представлять собой форму одного из объёмных тел: куб, прямоугольный параллелепипед, прямоугольная призма. При этом масса УП может быть различна для одного и того же объёма за счёт разной плотности компоновки. При полной интеграции (типизирована вся БА, пригодная для типизации) бортовая аппаратура полностью включается в силовую схему отсека МКА и масса каркаса в конструкции корпуса резко снижается. Объём МКА равен: При интеграции бортовой аппаратуры объём отсека МКА делится на четыре части: Здесь УИнт - объём, занимаемый типизированной (интегрированной) БА, интегрированной в пакет; УНеинт - объём, занимаемый нетипизированной (неинтегрированной) БА; УБКС - объём, занимаемый БКС; УСвободн - свободный объём отсека МКА, зависящий от плотности компоновки; n - количество модулей БА; l - количество интегрируемых модулей систем. Масса БА в первом приближении является функцией массы МКА и коэффициента типизации kИнт : Коэффициент интеграции ограничен в силу того, что существует БА, которую невозможно типизировать и интегрировать в единый модуль или пакет. В качестве такой аппаратуры выступают датчики СУД, антенны, электромагнитные стержни и фотопреобразователи СБ. Чем выше коэффициент интеграции, тем ниже масса конструкции и БКС и выше плотность компоновки УП. Интеграция рассматривается только относительно типизированных модулей. При увеличении коэффициента интеграции уменьшается масса платформы, но и увеличивается время разработки. Эффективность интеграции модульных составляющих УП зависит от того, насколько полно в процессе синтеза платформы учтены разнообразные параметры связей модулей между собой, специфика конструктивной реализации модулей, условия функционирования. Кроме того, важно учесть разнообразные условия наземной подготовки МКА. На основе расчётов с использованием моделей обеспечивающей БА, а также с учётом типизации и интеграции бортовых систем определяются значения основных проектных параметров УП (массовые, тепловые, электрические, габаритные и состав БА). Таким образом, основными параметрами УП являются: кмнт - коэффициент интеграции типизированной БА; Vyn - объём УП, равный объёму МКА [м ]; ТСущ - время существования [сут]; Мср сут - среднесуточная мощность СЭП [Вт]. 9 Итерационная процедура синтеза проектных параметров универсальной платформы
2.9.1 Процедура синтеза проектных параметров На каждой итерации происходит уточнение исходных данных, проектных ограничений и внешних неопределённых факторов. Типовой состав представляет собой набор модулей БА, подобранных таким образом, чтобы обеспечить необходимые условия для работы ЦА: выделяемая мощность, длительность включений, требуемая ориентация и стабилизация, информационное взаимодействие с БВС. Типовой состав не имеет общей конструктивной базы и подлежит интеграции в МКА на этапе адаптации целевой аппаратуры к УП. Процесс адаптации начинается с рассмотрения области допустимых геометрических характеристик УП.
2.9.2 Область допустимых геометрических характеристик универсальной платформы На рис.1 в качестве примера представлена зависимость среднесуточной мощности СЭП УП от высоты корпуса и формы основания. В качестве исходных данных рассматривались: - два варианта формы основания - квадрат и шестиугольник; - Высота корпуса МКА 0,1 h 0,8 м; неориентируемый полёт; - фотопреобразователи СБ равномерно размещены по всей поверхности корпуса; - объём VмкА = 0,074 м ; - масса -мка = 50 кг; - высота околокруговой орбиты: Иорб=515 км. Если в основании корпуса квадрат, то в целях большего энергосъёма при не- ориентируемом полёте предпочтительнее выбирать форму корпуса, отличную от кубической. В случае шестиугольного основания минимум мощности соответствует высоте корпуса 0,42 м (рис.1). Рис.1. Зависимость среднесуточной мощности от высоты корпуса и формы основания при постоянном объёме V Уход от кубической формы корпуса приведёт к увеличению площади поверхности, а следовательно к возрастанию баллистического коэффициента и уменьшению срока существования МКА. Также уменьшится и объём, предназначенный для целевой аппаратуры. При увеличении коэффициента интеграции снижается масса УП за счёт уменьшения массы БКС и рамы конструкции, а также уменьшается объём, занимаемый обеспечивающей аппаратурой. Данный резерв может быть направлен на увеличение массы и объёма целевой аппаратуры. В случае, если форма и размеры корпуса с установленными на нём СБ не позволяют вырабатывать требуемой среднесуточной мощности, необходимо обеспечить МКА требуемую ориентацию. При объёме VмкА = 0,074 м и четырёхгранной форме корпуса МКА значения характеристик УП представлены в табл. 1. Срок существования рассчитывался согласно методике [5] для стандартной атмосферы [6].
Рис. 2. Зависимости относительной массы ЦА, массы УП и времени существования от степени интеграции На рис.2 представлены зависимости относительной массы ЦА, массы УП и времени существования от степени интеграции БА. При заданном максимальном объёме МКА и отсутствии требований по ориентации максимальная относительная масса ЦА достигается при максимальной интеграции БА. При этом масса БКС снижается на 22,6 % относительно неинтегрированной аппаратуры, масса конструкции снижается на 50 %, плотность компоновки возрастает на 17,4 %.
2.9.3 Адаптация с учётом дополнительных ограничений целевой аппаратуры Адаптация ЦА проводится в целях определения окончательных проектных характеристик путём проведения моделирования процессов на борту МКА и орбитального движения. Задача адаптации целевой аппаратуры к УП сводится к задаче совместной проектной оптимизации МКА и представляет собой оптимизацию структуры и характеристик минимальной базовой структуры обеспечивающей аппаратуры и выработку конструктивно-компоновочной схемы. В случае, если УП удовлетворяет требованиям ЦА по мощности СЭП в ориентируемом и в неориентируемом полёте, в качестве дополнительных критериев при выборе варианта могут выступить масса, объём и срок существования. В табл.2 представлены варианты исполнения СБ МКА с мощностью СЭП 50 Вт.
Таблица 2. Варианты исполнения СБ МКА Ориентация Объём МКА, м3 Габариты МКА a/b/h, м/м/м Площадь СБ/cosa, м3/ед. Масса МКА, кг Срок сущ., сут Неориентируемый полёт, СБ на всех гранях корпуса 0,0745 0,58/0,58/0,22 1,23/0,19 45 478,5 Ориентируемый полёт СБ на гранях корпуса 0,07 0,57/0,57/0,21 1,02/0,25 45 490
Отдельная СБ 0,05 0,35/0,35/0,4 0,24/1 45 550
Если найти решение не удаётся (например, из-за ограничения на габариты МКА), то вводятся ограничения на программу работы целевой аппаратуры с целью уменьшения среднесуточной мощности электропотребления, т.е. фактически ограничивается время её суточной работы. При этом должен сохраниться объём целевых программ за счёт увеличения срока существования МКА. Программа работы целевой аппаратуры должна быть составлена таким образом, чтобы не нарушилось условие энергобаланса непревышение суммарного количества затраченной мощности при выполнении программы допустимой располагаемой мощности на борту.
9.4 Моделирование работы бортовых систем С использованием системы твёрдотельного моделирования SolidWorks проводится синтез облика УП и МКА на его основе, а также выбор характеристик зоны целевой аппаратуры и параметров её установки при имеющихся массо-геометрических характеристиках. Электронное макетирование бортового состава проводится в процессе разработки УП с целью: - проверки правильности конструктивных решений, заложенных в конструкторскую документацию; - отработки монтажа и демонтажа модулей БА; - отработки монтажа БКС; - оценки достаточности зазоров между комплектующими УП, элементами конструкции, в том числе подвижными. Моделирование работы целевой аппаратуры в составе УП проводится с целью подтверждения принятой проектной схемы и выработки дополнительных характеристик УП.
9.5 Пример реализации технологий системного проектирования Рассмотрим решение задачи проектирования МКА на базе УП с целью определения проектных параметров УП, способной обеспечивать следующие требования целевой аппаратуры: электропитание: до 16 вт масса: 12 кг; объём научной информации в су- тки: 1 Мбит; длительность научной программы: год. Существуют ограничения: линейные размеры МКА: a Ј 0,6 м;Ј 0,45 м; h Ј 0,45 м; объём МКА: VМКА Ј 0,12 м3; масса попутной ПН: mПН Ј 53 кг; запуск МКА: попутно на КА- носителе типа «Бион-М». Для поиска возможных решений рассмотрим три типовых состава обеспечивающей аппаратуры. Для трёх типовых составов рассмотрим варианты корпуса:4-, 5-, 6-угольная призма, средняя плотность УП: rУП = 500 кг/м3. С учётом варьирования параметров a, b, h, kИнт получено более 100 вариантов. Результаты для неориентируемого варианта четырёхугольной призмы на базе первого типового состава представлены в табл.3. Для данного варианта существуют 11 допустимых вариантов исполнения корпуса УП при различных вариантах интеграции (табл.4). Скачать архив (2.62 Mb) Схожие материалы: |
| Всего комментариев: 0 | |