Оптимизация работы и динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата

Создание высоконадежных и эффективных систем ракетной и ракетно-космической техники (РКТ), обеспечивающих по своим тактико-техническим характеристикам высокий уровень выполнения программ в экстремальных условиях, является неотъемлемой задачей повышения обороноспособности страны и дальнейшего освоения космического пространства. В настоящее время к ракетно-космическим модулям (РКМ) предъявляются все более высокие требо-. вания по параметрам, условиям работы и надежности при широком спектре выполняемых программ /1,19,42,43,49/. Решение поставленных задач предопределяет необходимость дальнейшего совершенствования теории процессов, протекающих в системах подачи РКМ, что повышает качество проектирования, ускоряет отработку и сдачу более совершенных образцов РКТ в эксплуата-цню/52,57,59,66,67,76,83/.

Процесс проектирования КА — это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта. Тепловое проектирование аппарата — неотъемлемая часть общего процесса проектирования, его обязательная составляющая и важнейший вид инженернойдеятельности при разработке КА/56,68,69/.

Основной задачей этого направления проектирования является обеспечение температурных режимов бортового радиотехнического комплекса (БРТК), отдельных функциональных приборов, различных электромеханических устройств, больших пространственных конструкций, антенно-фидерных устройств (АФУ) и т. п. Их нормальное функционирование и выходные параметры, а также надежность и ресурс работы во многом определяются температурными условиями, при которых эти устройства выполняют свои функции. Большой объем и, зачастую, противоречивость температурных требований, обязательных к реализации в процессе проектирования, обуславливают особую значимость теплового проектирования и взаимной увязки тепловых аспектов с общими задачами проектирования КА/79/.

КА, находящийся вне пределов атмосферы планеты, является автономным объектом, распределение температур в котором определяется полем внешних тепловых потоков, свойствами поверхности аппарата, ориентацией его в пространстве (в космосе одна и та же поверхность, ориентированная по-разному относительно поля, внешних тепловых потоков, будет иметь разную температуру), энергопотреблением бортовой аппаратуры, тепловыми связями в аппарате и рядом других факторов. Вместе с тем многие элементы и приводы аппарата работоспособны в строго определенных диапазонах температур. Поэтому современный КА немыслим без специальной бортовой системы — системы обеспечения теплового режима (СОТР)/82,87,103/.

Экспериментальная отработка требует создания уникальной экспериментальной базы, поэтому их отработка при натурных испытаниях связана со значительными материальными затратами, поэтому расчетно-теоретические методы анализа и проверки теплового режима и эффективности СОТР играют весьма важную роль в решении задачи обеспечения теплового режима КА.

В орбитальном полете КА находится под воздействием большого числа дестабилизирующих факторов, влияющих на его тепловой режим, а именно: временная и количественная неравномерность внешнего теплообмена, временная и количественная неравномерность внутренней тепловой нагрузки, определяемой программой работы БРТК и ее целевой направленности. В этих условиях обеспечение требуемых температурных условий представляет собой сложную научно-техническую задачу и ее решение возлагается на сервисную систему — систему терморегулирования (СТР), которая включает в себя большой набор терморегулирующих мероприятий и теплозащитных мер единой целевой направленности.

Практика создания высокоэффективных систем регулирования теплового режима помимо использования новых принципов, новых материалов, новых физических эффектов и других новых решений, определяющих общую структуру создаваемой системы, включает выбор наилучшего сочетания значений параметров системы (геометрических размеров, энергетических характеристик, режимных параметров и т. п.)/51/. В процессе проектирования подобных систем необходимо учитывать и такие факторы, как возможность практической реализации элементов, входящих в структуру системы, наличие элементов в серийном производстве, высокую степень надежности, их стоимость /3,11,16,19,21, 97,98/.

Особенности теплообмена в космическом пространстве не позволяют использовать для обеспечения теплового режима готовые, апробированные в земных условиях технические решения. Развитие космической техники обусловлено качественным отличием каждой новой серии аппаратов от предыдущей, что не дает в полной мере воспользоваться ранее разработанными решениями без оценки их достаточности. Трудности же, а иногда и невозможность воспроизведения условий теплообмена КА во время полета при испытаниях в земных условиях делают часто расчет единственным средством получения информации о распределении температур по элементам КА. Например, на теплообмен в объемах жидкости или газа в земных условиях влияет естественная конвекция, которая отсутствует во время эксплуатации К А, если в нем не создается искусственная тяжесть/78,95/.- Сложно воспроизвести поля внешних тепловых потоков в установках, имитирующих внешний теплообмен в космическом пространстве/25,26/. Эти трудности усугубляются еще и тем, что для любого КА характерно большое количество вариантов условий внешнего теплообмена.

Тепловое проектирование подобных систем должно проводиться на основе математического моделирования системы терморегулирования и процессов теплообмена КА с определенной степенью детализации, зависящей от поставленной задачи исследования/22,23,38/. С этой целью в соответствии с агрегатным принципом в структурной схеме КА выделяются характерные агрегаты, выполняющие определенные функции и для них после анализа особенностей процессов и условий взаимосвязи с учетом поставленной задачи исследований строится математическая модель процесса теплообмена КА и регулирования температурного режима/53,70,71,74/.

Очевидно, что разные задачи, поставленные перед тепловыми расчетами, требуют различных математических моделей /85,88/. Например, математическая модель, предназначенная для прогнозирования теплового режима в процессе эксплуатации КА, должна наиболее полно рассматривать процессы теплообмена. Модель же для проведения расчетов с целью выбора средств СОТР должна быть по возможности простой, учитывающей только главные тепловые связи. Она призвана помочь быстро оценить большое количество вариантов СОТР. Таким образом, степень сложности математической модели зависит от содержания поставленной задачи/108/.

Анализ таких сложных систем известными методами гармонического баланса, широко применяющегося в инженерных расчетах нелинейных систем, или методами Z-преобразований для импульсных систем /96,100,101,104, 109,111/ вызывает дополнительные осложнения, возникновение которых почти невозможно предвидеть. Известно, что точность приближенного описания при решении на ЭВМ является функцией шага квантования (интегрирование исходных уравнений), выбранного для приближенного выражения системы /90,96/. Фактическое определение величины шага связано с большими трудностями. Очевидно, что в сложных системах переходные процессы в значительной мере зависят от величины управляющих и возмущающих воздействий. Таким образом, можно ожидать, что выбор размера шага будет определяться вообще локальным усилением или локальной постоянной Липшица. При использовании переменного размера шага необходимо использование программ интегрирования, которые могут регулировать размер своего шага в соответствии с оценками местных ошибок, однако в этом случае машинное время, а, следовательно, стоимость анализа оказываются чрезвычайно большими, что экономически нецелесообразно при инженерном анализе большого числа различных «вариантов системы.

При размещении бортовой аппаратуры в КА при выполнении различных. задач возможны два варианта. В первом случае бортовая аппаратура располагается внутри КА в герметичном контейнере, что позволяет использовать высокоточную аппаратуру с определенным диапазоном работоспособности. Во втором случае применяется бесконтейнерный вариант, т. е. бортовая аппаратура расположена непосредственно на рамах и корпусе КА, что позволяет вырабатывающееся тепло бортовой аппаратуры отводить непосредственно в космическое пространство. Однако, для использования особо чувствительных приборов бесконтейнерный вариант непригоден, т.к. данная аппаратура работоспособна лишь в определенном, как правило, узком температурном диапазоне.

Выбран контейнерный вариант обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры для особо точных приборов с заданным диапазоном температурного режима fiim±-Q, 5 °C.

Исходя из вышеизложенного, для анализа систем терморегулирования космических аппаратов с высокой степенью стабилизации температурного режима БРТК в представленной работе использован частотный метод анализа, как наиболее информативный, и позволяющий с помощью логарифмических частотных характеристик при выборе оптимального варианта СТР и анализе ее особенностей при относительно небольшой трудоемкости с сохранением достаточной точности расчетов определить статическую и динамическую точность регулирования, запас устойчивости СТР, параметры вынужденных колебаний и качество переходного процесса.

Актуальность работы: задача динамического анализа СТР КА и оптимизации работы является актуальной, так как предполагает определение основных параметров системы терморегулирования до натурных испытаний и дает возможность уменьшения материальных затрат и времени разработки.

Целью данной работы Создание особо точной системы терморегулирования гермоотсека в диапазоне ±-0,5°С с учетом конструктивных особенностей космического аппарата с длительным ресурсом работы.

Научная новизна и практическая ценность: Разработаны математические модели внутреннего и внешнего теплообмена гермоотсека с учетом особенностей конструктивного исполнения космического аппарата. Проработана методика применения частотного метода расчета переходных процессов для анализа процессов теплообмена в системе терморегулирования космического аппарата.

На основе результатов экспериментально-теоретических исследований разработано программное обеспечение по расчету динамических характеристик системы терморегулирования заданного диапазона отклонения температуры в герметичном отсеке космического аппарата.

Реализация результатов работы. Результаты теоретических исследований, методики и программы расчета динамических характеристик системы терморегулирования космического аппарата использованы в разработках НПО Прикладной механики им. акад. М. Ф. Решетнева и в учебном процессе Сибирского государственного аэрокосмического университета им. акад. М. Ф. Решетнева.

Исследования проводились в соответствии с тематикой НИР, являющейся составной частью ряда важнейших научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, выполненных согласно постановлений Правительства и планов соответствующих министерств, что определило практическую направленность работ и использование результатов в работах по тематикам «Кон-тур-Д», «Ураган», «Муссон». Значительная часть исследований проводилась в рамках работ поддержанных программами Минобразования РФ и грантами КФФИ: тема № 158 (1988;1992гг) «Контур-Д» «Расчет температурного режима автономных замкнутых систем», № 1К.38 «Ураган» (1989;1992гг) номер гос. регистрации Х-63 617 «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования», 1К.49 «Муссон» (1992;1994гг) № гос. регистрации 01.90.11 793 «Выбор алгоритма, разработка «математической модели и исследование динамических процессов в подсистеме точного регулирования отсека аппаратуры БСУ», № 1К.11 (1991;1992гг.) «Расчетный анализ и уточнение (выбор) параметров подсистемы жалюзи СТР для минимизации влияния на точность стабилизации температур, изготовление согласующего устройства стенда», Грант Красноярского Краевого Фонда науки № 3/27 1993 г «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования КА».

Апробация работы. Основные результаты докладывались на следующих конференциях и совещаниях:

— Международной конференции «Космонавтика XXI век», Москва, 1991;

— Международной научно-технической конференции «Спутниковые системы связи в навигации», Красноярск, 1997;

— Международной научно-технической конференции «САКС-2001», Красноярск, 2001;

— Международной научно-технической конференции «САКС-2002», Красноярск, 2002;

— Научно-технических семинарах кафедры «Двигатели летательных аппаратов» СибГАУ, 2000;2003гг.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 13 печатных работ, в которых отражены полученные результаты.

На защиту выносятся: Оптимизация работы и динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата на основе принципов исследования в теории автоматического регулирования, которые позволяют на необходимом качественном уровне решать задачи выбора алгоритма управления, основных параметров контура регулирования и обеспечивать теоретические и экспериментальные исследования динамики элементов системы терморегулирования и системы в целом с учетом особенностей конструкции космического аппарата и заданных значений регулирования температуры в диапазоне ±-0,25°С.

В соответствии с этой целью были решены следующие задачи: разработаны математические модели внешнего и внутреннего те-плообменов термоконтейнера с учетом теплообмена КА в целомразработана методика расчетных исследований динамических процессов в СТР КА.

Таким образом, показано, что целесообразно проводить анализ и синтез одноконтурных нелинейных дискретных систем терморегулирования КА с помощью логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик с учетом технических условий и ограничений, заданных на систему.

Личное участие. Все основные результаты получены лично автором, результаты, полученные другими исследователями, а также результаты совместных исследований с соавторами отмечаются в тексте и снабжены ссылками на соответствующие источники.

Выводы по главе.

Выполнен математический анализ переходных процессов для теневой и солнечной орбит, который показал, что в системе реализуются субгармонические колебания. Период автоколебаний кратен периоду модулятора, что позволяет выбрать наилучшие и наихудшие параметры автоколебаний.

Исследованы переходные процессы канала регулирования системы высокоточной стабилизации температурного режима ±0,5° приборного отсека бортовой аппаратуры. Рассчитана передаточная функция системы терморегулирования приборного отсека КА. При определении устойчивости системы и условий возникновения колебаний использован метод эквивалентной гармонической линеаризации.

Выявлено влияние возмущающего фактора и шага модулятора на частоту автоколебаний и влияние ее на работу системы. Для определения параметров автоколебаний применен графический метод.

Рассчитаны конструктивные параметры канала регулирования, обеспечивающие динамическую точность системы стабилизации температуры и высокий ресурс работы (до 10 лет).

Полученные динамические частотные характеристики позволили сделать вывод, что в системе имеются вынужденные колебания, рассчитаны частоты и амплитуды вынужденных колебаний рассматриваемой нелинейной дискретной системы терморегулирования.

Выявлено, что с учетом технических условий и ограничений, заданных на систему, с помощью логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик можно проводить анализ и синтез одноконтурных нелинейных дискретных систем терморегулирования КА, что согласуется с экспериментальными данными.

На основе ме тодов динамического анализа и оптимизации разработанная программно-аппаратная продукция использована на реальном навигационном спутнике «Глонасс», что позволило снизить на 16% энергопотребление электропривода створок жалюзи, снизить на 21% число включений дан ного электропривода и уменьшить на 40% максимальное абсолютное откло нение температуры термоконтейнера КА.

155 Заключение.

1. Проведены теоретические исследования существующих и перспективных конструкций различных систем, обеспечивающих тепловой режим бортовой аппаратуры КА. Выявлены недостатки существующих систем и тенденции совершенствования СТР. Рассмотрена одноконтурная система терморегулирования как наименее энергоемкая.

2. Разработаны алгоритмы расчета лучистого теплообмена с учетом многократных переотражений и переизлучений, а также экранирования элементов конструкций JIA от излучения Солнца и планеты. Проведены расчеты внешних тепловых потоков в зависимости от орбиты и ориентации КА относительно Солнца и Земли.

3. Разработана математическая модель динамики теплообмена отсека БСУ с использованием дифференциальных уравнений. Выявлено влияние возмущающего фактора и шага модулятора на частоту автоколебаний и влияние ее на работу системы.

4. Исследованы переходные процессы канала регулирования системы высокоточной стабилизации температурного режима ±0,25° приборного. отсека бортовой аппаратуры космического аппарата с учетом конструктивных особенностей.

5. Рассчитана передаточная функция системы терморегулирования приборного отсека КА. В качестве частотного метода исследования применен метод гармонической линеаризации.

6. На основе методов динамического анализа и оптимизации разработанная программно-аппаратная продукция использована на реальном навигационном спутнике «Глонасс», что позволило снизить на 15% энергопотребление электропривода створок жалюзи, снизить на 21% число включений данного электропривода и уменьшить на 40% максимальное абсолютное отклонение температуры термоконтейнера КА.

7. Результаты научной работы используются в учебном процессе при чтении курсов «Автоматика и регулирование» и «Системы терморегулирования KJIA» на кафедре «Двигатели летательных аппаратов» Сибирского государственного аэрокосмического университета им. акад. М. Ф. Решетнева. Разработанная программно-аппаратная продукция реализуется при проведении практических работ на модели навигационного спутника производства НПО Прикладной механики им. акад.М. Ф. Решетнева.