Термобаллистический анализ космических систем

Анализ работ по обратным задачам теплообмена показал, что сформирован расчетно-экспериментальный метод тепловой отработки космических аппаратов и их систем путем математического моделирования тепловых процессов с использованием математических моделей, идентифицированных по экспериментальным данным. Дальнейшее развитие расчетно-экспериментального метода возможно интеграцией в него двухмодельного метода, позволяющего увеличить точность и уменьшить время тепловых расчетов. Для математического моделирования теплообмена в космических аппаратах рекомендуются математические модели с сосредоточенными параметрами, не содержащие частных производных по координате в правых частях уравнений. Идентификация таких моделей может проводиться как методом итерационной регуляризации на основе градиентных методов, так и итерационным методом на основе вариационного метода А.Н. Тихонова. Интересен подход, объединяющий эти методы при помощи минимизации функционала невязки температуры и сглаживающего функционала в системе, а также вычисления безразмерного параметра регуляризации. Показано, что задача идентификации неизвестных функций матрицы тепловых связей математической тепловой модели с сосредоточенными параметрами, состоящей из обыкновенных дифференциальных уравнений, в общем виде имеет не единственное решение и может быть неустойчивой из-за плохой обусловленности. Полный набор внутренних связей термодинамически открытой физической системы является линейно зависимым и при отсутствии первого приближения идентифицируется по граничным условиям и полю потенциала только для одного узла. При наличии первого приближения задача идентификации полного набора связей решается итерационно последовательным перебором узлов системы на каждой итерации. Для оценки расхождения расчетных и экспериментальных данных в нестационарных режимах принимается предположение об аналогии погрешности расчета и функции отклика электронного измерительного устройства, которое теоретически подтверждено для простейшей теплофизической системы и экспериментально - для элементов конструкции космических систем. При справедливости этого предположения проводимость тепловой связи или теплоемкость граничного узла математической модели с сосредоточенными параметрами термодинамически закрытой системы могут быть идентифицированы по постоянной времени системы в тепловом процессе и второму известному параметру: для тепловой проводимости - теплоемкости, для теплоемкости - тепловой проводимости. Разработана методика оптимизации многовиткового межорбитального перелета космического аппарата с электроракетной двигательной установкой с учетом действия возмущений. На основании анализа литературы сделан вывод о возможности применения обратных задач теплообмена как в системах терморегулирования для опережающего расчета необходимой тепловой или холодильной мощности для обеспечения требуемого теплового режима, так и в системах ориентации космического аппарата для определения его положения.