Многокритериальная оптимизация параметров систем космических аппаратов с использованием современных технологий экспериментального и цифрового моделирования

Объекты исследования: Объектом исследований в разделе 1 были определены длинномерные конструкции типа панелей солнечных батарей и антенно-фидерная система с механическими устройствами космического аппарата. Исследования по определению параметрических характеристик длинномерных конструкций типа панелей солнечных батарей космического аппарата с повышенными требованиями по прецизионности является довольно трудоёмкой задачей, поэтому был предложен комплексный метод проектирования космических аппаратов, который включает в себя рациональное использование и сочетание известных методов, в частности, метода амплитудно-частотных характеристик осциллятора, метода конечных элементов и метода машинного обучения. Был проведён анализ эффективности использования каждого метода при проектировании системы виброзащиты в зависимости от массогабаритных и физических характеристик космических аппаратов, а также от уровней вибрационных возмущений, приходящих на них. При разработке предложенного комплексного метода учтены ограничения, накладываемые на системы виброзащиты (ВЗ), а также ограничения, зависящие от целевых задач космических аппаратов. На основании разработанной модели механических воздействий приводов солнечной батареи длинномерной конструкции проведено экспериментально-математическое моделирование конструкций движителей, которые могут использоваться в перспективных отечественных планетоходах для обеспечения надёжного движения по поверхности небесных тел. Для простых конструкций, поведение которых описывается линейной теорией, эти коэффициенты с высокой степенью точности могут быть получены расчётным путём. Однако для конструкций, имеющих сложные геометрические формы и многочисленные сопряжения деталей, значения коэффициентов, полученные расчётным путём, могут в разы отличаться от реальных, поэтому используется оригинальные подходы для решения задач в нелинейной постановке. В разделе 2 объектом исследования в рамках настоящей работы являются оптимальные траектории сервисного космического аппарата в процессе увода объекта космического мусора; более детально: выявление структуры или геометрии оптимальной траектории, исследование наличия особых режимов оптимального управления, исследование наличия возможных граничных участков траектории, наличие фазовых и сингулярных точек вдоль траектории рассматриваемой динамической системы; исследование решения проблемы определения структуры оптимальной траектории СКА В разделе 3 объектами исследования для тепловых испытаний были образцы сыпучего материала разного состава, имитирующие Лунный грунт. Были испытаны сыпучие материалы на основе кварцевого песка с высоким содержанием SiO2 выбранные для испытаний на предыдущем этапе настоящей НИР: - Образец ПK-1 – кварцевый песок представляет собой смесь пылевидных, мелкозернистых и среднезернистых фракций обогащенного кварцевого песка природного происхождения с размерами частиц 0+ ÷ 0,63мм и с содержанием двуокиси кремния (SiO2) ≈95% . - Образец ПK-2 – белый кварцевый песок представляет собой смесь среднезернистых и крупнозернистых фракций полученных дроблением природного кварца с размерами частиц 0,4 ÷ 1,2мм и с содержанием двуокиси кремния (SiO2) ≈99% . - Образец ИГ-3 – представляет собой модельный грунт №2 [3.5] проcеянный (ситo с ячейками 1.2×1.2 мм) от крупнообломочного материала (рисунок 3.1в). Исxодный (до прoсeва) мoдeльный грyнт №2 соcтoял из aллювиaльнoго пecка прeимyществeнно квaрцeвогo соcтавa с нeзначитeльнoй пpимеcью пoлевыx шпaтов и глиниcтых минeралoв, с дoбавлeнием cмeси из грyбоoбломочнoго мaтериaла. Дoля грyбоoбломoчного мaтериaла cостaвляла по oбъемy 40%, а доля пecка 60%. В качестве грубообломочного материала использовался керамзитобетон марки 150 с добавкой керамзита . В разделе 4 рассмотрены проектно-конструкторских методы обеспечения надежности ракетно-космических систем, так как возникновение отказов приводит к потери дорогостоящей материальной части, срыву сроков выполнения целевой программы, человеческим жертвам и экологическим катастрофам. Реализация перспективных целевых программ требует совершенствования методических и организационно-технических основ обеспечения надежности и безопасности ракетно-космических систем. Анализ отказов изделий ракетно-космических систем показывает актуальность и практическую значимость решения рассматриваемых проблем. В разделе 5 объектом исследования является пенетратор, снабженный реактивным двигателем твердого топлива, способный двигаться в подповерхностных слоях планет и небесных тел, предназначенный для исследования физических и механических характеристик грунта. Цели исследований: На этапе работ в 2024г. были обозначены следующие цели исследований: -Определение динамических характеристик длинномерных конструкций типа панелей солнечных батарей космического аппарата с повышенными требованиями по прецизионности на основе результатов испытаний подобной конструкции – крыла солнечных батарей КА (в дальнейшем – крыло СБ). Также при расчетах была учтена динамическая жесткость выходного вала штатного привода СБ, полученная экспериментальным путём, а также учтены и проведена идентификация подобных длинномерных конструкций, с различными массово-инерционными характеристиками: одинаковые рамы, створки, фотопреобразователи, одинаковые приводы СБ. Количество створок на панели СБ уменьшено до трех, на панели, расположенной по оси –Y установлены акселерометры типа ДЭП-АД и СКЭ-Р массой 0,2 и 0,4 кг каждый. В корневой секции панели по оси + Y установлена панель конструктивных элементов массой 0,5 кг. При этом предметом исследования являлось определение динамических характеристик крыла СБ и антенно-фидерной системы космического аппарата, лежащих в частотном диапазоне от 0 до 10 Гц. - Установление оптимальных режимов траекторного управления сервисным космическим аппаратом в процессе бесконтактного увода объекта космического мусора; побочной целью работы является совершенствование методов решения задач баллистического проектирования с использованием непрямых методов оптимизации - Разработка методических и технических средств для планирования и проведения тепловых испытаний образцов сыпучих материалов имитирующих лунный грунт при определении ТФХ методами ОЗТ на экспериментальном комплексе ВТС-ОЗТ Тепловой лаборатории НИО-601 МАИ. -Цeлями проводимых тeплoвых испытaний являeтся опрeдeлeниe и aнaлиз хaрaктeриcтик тeплoвыx рeжимoв исcлeдуeмыx oбрaзцoв cыпyчиx мaтeриaлoв (хaрaктeриcтик тeплoвoго нaгрyжeния обрaзцoв и пoля тeмперaтyр в ниx) в yслoвиях нecтациoнарнoго кoндyктивнo-рaдиaционнoго нaгрeва в диaпазoне тeмпeратyр от кoмнaтнoй до 1000°С в вaкуyме при дaвлeнии ≈ 1,0×10-7бар и нa вoздyхе при дaвлeнии 1,0бар. Эти xарактеpистики необходимы для подготовки исходных данных при решении методами ОЗТ задач определения комплекса эффективных ТФХ (коэффициента теплопроводности и удельной теплоемкости) исследуемых образцов сыпучих материалов в широком диапазоне изменения температуры. Данные тепловые испытания проводятся в обеспечение решения более общих задач расчетно-экспериментальных теплофизических исследований, основными целями которых являются: • Отработка и апробация в условиях реального теплофизического эксперимента методических и технических средств, разрабатываемой в рамках данной НИР методологии определения ТФХ сыпучих материалов и грунтов на основе решения обратных задач теплообмена (ОЗТ); • - Оценка по результатам испытаний эффективных ТФХ исследуемых образцов сыпучих материалов в диапазоне температур от комнатной до 1000°С в вакyуме при давлении ≈1,0×10-7бар и на воздухе при давлении 1,0 бар с целью анализа влияния низкого давления на ТФХ исследуемых образцов. - Многообразие возможных проектных решений транспортных космических систем обусловливает необходимость проведения проектного анализа альтернативных вариантов с целью выявления наиболее рационального проектного решения, обеспечивающего минимум суммарных затрат на выполнение транспортной программы. При решении поставленной задачи, помимо традиционных методов выбора проектных параметров, обеспечивающих требуемые летно-технические характеристики, необходимо провести дополнительные исследования по обоснованию согласованных уровней надежности, ресурса и массовых характеристик транспортных космических систем. - Выбор этапов и возможных схем запуска двигателя реактивного пенетратора с учётом его движения на посадочном аппарате при спуске с орбиты с различной скоростью. Исследование эффекта эрозионного горения твердотопливного заряда под действием истекающего потока порохового газа, омывающего горящую поверхность шашки и рассмотрение возможности использования эффекта увеличения скорости горения топлива для повышения тяги реактивного пенетратора. Используемые методы: В разделе 1 для получения результатов и достижения поставленных целей использовались следующие методы: - метод измерения амплитудно-частотной характеристики (АЧХ) осциллятора; - метод, описывающий взаимодействие между элементами системы ВЗ в виде динамических дифференциальных уравнений; - метод машинного обучения; - метод, основанный на измерении сил, действующих на отдельные элементы конструкции, в режиме гармонических колебаний; - метод, основанный на использовании эмпирических зависимостей; - метод, основанный на сочетании теоретических и экспериментальных методов; - метод конечных элементов, по определению динамических характеристик; - комплексный метод проектирования космических аппаратов, который включает в себя рациональное использование и сочетание известных методов. В разделе 2 исследуемая траекторная проблема рассматривалась с позиции оптимизационной, относящейся к классу задач оптимизации для управляемых динамических систем; траекторная проблема была формализована как задача оптимального управления, для решения последней использовался непрямой метод оптимизации вариационной группы – принцип максимума; помимо этого был использован принцип оптимальности Беллмана; в свою очередь, для решения уравнения Беллмана использовался подход основанный на рекуррентном восстановлении функции критерия; также в рамках алгоритма решения уравнения Беллмана было предложено воспользоваться механизмом редукции размерности для множества возможных фазовых состояний рассматриваемой динамической системы посредством построения кривой типа Пеано-Гильберта В разделе 3, для получения необходимых данных, проводились реальные теплофизические эксперименты с образцами сыпучих материалов. Каждый тепловой эксперимент был спланирован и подготовлен с использованием разработанных на предыдущем этапе работ методик подготовки и проведения тепловых испытаний образцов сыпучих материалов на комплексе ВТС-ОЗТ при нестационарном нагреве на воздухе и в вакууме. Теплофизические испытания проводились с целью получения экспериментальной информации, необходимой для определения комплекса эффективных теплофизических характеристик (коэффициента теплопроводности и удельной теплоемкости) исследуемых образцов методами обратных задач теплообмена (ОЗТ). В разделе 4 при разработке модели согласования коэффициента параметрического запаса и коэффициента запаса по ресурсу использовалось математическое моделирование, численные методы и математический аппарат теории Марковских процессов. В модели назначения ресурса из соображений обеспечения требуемых уровней надежности при минимальных затратах средств использовался метод математического планирования экспериментов. Построение общей схемы запуска реактивного пенетратора в разделе 5 строится на анализе процесса движения пенетратора размещенного на спускаемом аппарате. Движение в грунте возможно в случае когда тяга РДТТ больше статического сопротивления грунта в противном случае при нулевой скорости входа проникание будет невозможно. Для достижения максимальной глубины проникания необходимо учитывать скорость движения спускаемого аппарата от которой в свою очередь зависит момент запуска двигательной установки пенетратора. Исследование влияния эффекта эрозионного горения строится на основе математической модели расчета динамики изменения внутрибаллистических характеристик внутрикамерного процесса с учетом габаритов камеры сгорания и свободно вложенного трубчатого топливного заряда. Основой построения модели служит аппарат теории одномерных течений в канале, соотношения, следующие из законов сохранения массы и энергии, уравнения теплообмена между продуктами сгорания и топливом, а также ряд зависимостей, учитывающих специфику выбранной конструкционной схемы двигателя. Экспериментальное оборудование: Для проведения тепловых испытаний образцов сыпучих материалов использовался тепловакyумный стенд TВС-1М входящий в состав комплекса ВTС-ОЗT. В частности были использованы: - вакyумная камера; - экспериментальный модуль ЭМ-2ВСМ разработанный и изготовленный в рамках данной НИР; - система управления тепловым экспериментом и регистрации экспериментальных данных (АСНИ ТФП) в составе: коннекторного блока SCB-68, коннекторного блока TBX-68T, крейт NI PXI с модулями стандарте PXI компании National Instruments (США), модулей измерения температур NI 4351и EX1032A, коммутирующего блока, изотермического блок спая термопар компенсации холодного спая, блока питания изотермического блока); - установки УСМТП-1В и УСМТП-2К, созданные в Тепловой лаборатории НИО-601 МАИ, для сварки термопар; - вакyумметр Mерадат-BИT19ИТ2 с конвектором СК-201 (USB-RS485) и вакyумными датчики Pfieffer PСR 280; - кaлибpатор теpмопaр Pegаsus Plus 1200; - микроскоп OLIMPUS SZX2-ZB16. Результаты выполнения работ по проекту: По результатам деятельности за 2024 г. были получены следующие результаты: - Проведено экспериментально математическое моделирование результатов частотных испытаний крыла солнечной батареи космического аппарата с длинномерными конструкциями с приводом солнечной батареи, которые показывают, что колебания носят нелинейный характер. Наличием люфтов в приводе обусловлена зависимостью собственных частот и декрементов колебаний от амплитуды колебаний. Этим же вызвано отклонение полученных форм колебаний от полученных расчетов. Исследованы модальные параметры крыла солнечной батареи космического аппарата по результатам частотных испытаний с идентификацией характеристик привода по результатам его испытаний на виброактивность и осуществлена обработка и анализ результатов испытаний привода солнечной батареи, что позволяет обоснованно выбрать значения параметров динамической модели космического аппарата с длинномерными конструкциями. - Синтезирована математическая модель панели СБ КА по идентифицированным модальным параметрам фрагментов крыла с приводом солнечной батареи. В результате проведённых экспериментальных и математических исследований разработаны рекомендации по величинам значений и допусков на частоты и декременты колебаний для дальнейшего использования их в динамической модели длинномерной конструкции объекта с приводом солнечной батареи. - Предложен комплексный метод проектирования системы виброзащиты космических аппаратов, в котором используются результаты трех существующих методов. На основе результатов, полученных с помощью метода амплитудно-частотной характеристики осциллятора и метода конечных элементов, были определены рациональные значения показателей, такие как частоты собственных колебаний, коэффициент модуляции колебаний и разница между частотами собственных колебаний конструкции и возмущающей силы, а с помощью метода машинного обучения – рациональные значения входных параметров, удовлетворяющие заданным критериям, при этом критерии могут быть связаны с минимизацией механических напряжений, деформаций, статической и динамической жёсткости, а также перемещений узлов конструкции. - Сформирована модель управляемого плоского движения связки СКА-ОКМ на этапе бесконтактного увода более нефункционирующего объекта; произведен вывод соответствующих дифференциальных уравнений управляемого движения связки СКА-ОКМ, принимая во внимание движение обоих объектов относительно их центров масс; сформулирована модель оптимального движения связки СКА-ОКМ: полностью формализована соответствующая задача оптимального управления в рамках принципа максимума, проведено ее полное исследование; получен полный набор условий оптимальности (включая участки особого управления, граничные участки и т.д.), проведена редукция задачи к многоточечной краевой; предложен подход к определению геометрии оптимальной траектории в рассматриваемой задаче с использованием принципа оптимальности Беллмана и аппарата динамического программирования: изложены основные составляющие вычислительной схемы рекуррентного восстановления функции критерия задачи с использованием механизма редукции размерности с помощью аппроксимаций предельной кривой типа Пеано-Гильберта. - В условиях проведения реальных теплофизических исследований подтверждена работоспособность и эффективность, разработанных и изготовленных в рамках данной НИР, технических средств экспериментального комплекса ВТС-ОЗТ Тепловой лаборатории НИО-601 МАИ, а также разработанной методики подготовки и проведения тепловых испытаний образцов сыпучих материалов; - Получены результаты тепловых испытаний образца сыпучего материала ПK-1 с размером частиц 0+ ÷ 0,63мм, проведен анализ полученных результатов тепловых измерений и сформулированы исходные данные для определения ТФХ исследуемого материала из решения ОЗТ. - Получены результаты тепловых испытаний образца сыпучего материала ПK-2 с размером частиц 0,4 ÷ 1,2мм, проведен анализ результатов температурных измерений и сформулированы исходные данные для определения ТФХ исследуемого материала из решения ОЗТ. - Получены результаты тепловых испытаний образца просеянного модельного грунта ИГ-3 с размером частиц 0+ ÷ 1,2мм, проведен анализ результатов температурных измерений и сформулированы исходные данные для определения ТФХ исследуемого сыпучего материала из решения ОЗТ. - Получены результаты обработки экспериментальных данных методом обратных задач теплообмена (ОЗТ), в частности, эффективные теплофизические характеристики исследованных сыпучих материалов. - Проведен сравнительный анализ xарактеpистик теплового состояния исследуемых образцов сыпучих материалов реализованных в тепловых испытаниях. - Были подготовлены необходимые физико-технические исходные данные необходимые для вторичной обработки результатов тепловых испытаний с целью определения ТФХ исследуемых материалов на основе решения соответствующих ОЗТ, которые позволили определить эффективные теплофизические характеристики исследуемых сыпучих материалов. - Разработана модель согласования коэффициента параметрического запаса и коэффициента запаса по ресурсу, позволяющая оценить массовые характеристики многоразовых ракет. - Предложена модель назначения ресурса из соображений обеспечения требуемых уровней надежности при минимальных затратах средств для конструкции многоразовых ракет. - Разработана модель согласования массы и ресурса конструкции многоразовых ракет носителей, позволяющая оценить массу конструкции многоразового ракетного блока в зависимости от требований, предъявляемых к надежности конструкции, ресурса многоразового ракетного блока и от объема экспериментальной отработки отсеков. - Предложен алгоритм обоснования проектных решений многоразовых ракет носителей. Работоспособность предлагаемого алгоритма проверена на конкретном примере. - Предложены четыре частные варианта запуска пенетратора позволяющих достичь максимальную глубину проникания в реголите. При запуске пенетратора на некотором удалении от лунной поверхности со спускаемого аппарата, двигающегося со скоростью большей оптимальной скорости входа, включение РДТТ необходимо произвести во время движения пенетратора в грунте по инерции. При движении спускаемого аппарата со скоростью меньше оптимальной либо при запуске пенетратора с неподвижного спускаемого аппарата, включение РДТТ необходимо произвести на участке подлёта к поверхности с целью достижения оптимальной скорости входа. Под оптимальной скоростью понимается расчётная скорость, позволяющая достичь максимальную глубину проникания. При запуске с нулевой скоростью непосредственно с поверхности ключевое значение имеет величина тяги создаваемой РДТТ для преодоления статического сопротивление грунта. Эффективность выполненных работ определяется: Предложенный в разделе 1 комплексный метод может быть использован для создания конструкций, способных выдерживать воздействие вибрационных возмущений в экстремальных условиях космического пространства, а также сократить риски повреждений и сбоев при эксплуатации космических аппаратов, обеспечивая их более надёжное функционирование и удешевление процесса их разработки. Главным образом эффективность представленных в разделе 2 работ подтверждается использованием в рамках настоящего исследования известных и достаточно широко применяемых на практике методов и подходов решения задач баллистического проектирования, основанных на использовании принципа максимума Понтрягина; помимо этого, эффективность также подтверждается применением в рамках настоящего исследования уже отработанных ранее коллективом авторов вычислительных схем, описание алгоритмов которых было ранее опубликовано в работах основных исполнителей; к последним можно отнести: автоматическое дифференцирование с использованием многомерного расширения дуальных чисел и привязкой к каноническому формализму принципа максимума; применение эволюционных алгоритмов для решения многоточечной краевой задачи принципа максимума Эффективность работ в разделе 3 подтверждается положительными результатами спланированных, подготовленных и проведенных реальных тепловых экспериментов, в ходе которых была подтверждена работоспособность и эффективность, разработанных и изготовленных в рамках данной НИР, технических средств экспериментального комплекса ВТС-ОЗТ Тепловой лаборатории НИО-601 МАИ, а также разработанной методики подготовки и проведения тепловых испытаний образцов сыпучих материалов. Также эффективность подтверждена высокой степенью сходимости экспериментальных и рассчитанных данных, полученных методами ОЗТ в ходе вторичной обработки полученных результатов испытаний. Работоспособность предложенных в разделе 4 моделей проверена на численных примерах, по оценке ресурса многоразовых разгонных блоков первой ступени ракеты носителя. Модельные расчеты показали, что ресурс ступени с вертикальной посадкой составил – 17 пусков, а ступени с горизонтальной посадкой – 67 пусков. Для подтверждения достоверности результатов и сравнительного анализа приведена оценка ресурса истребителя «Мираж» и гражданского самолета «Боинг-737». С помощью алгоритма обоснования проектных решений проведена оценка проектных параметров двухступенчатого носителя с многоразовым разгонным блоком первой ступени. В результате моделирования получено, что при оптимизации по удельной стоимости размерность спасаемых блоков больше, чем у одноразовых, так как они используются повторно. Согласно данным, представленным в разделе, минимальные удельные затраты на выполнение транспортной программы составляют 703.8 усл. ед. Соответственно для оптимальных параметров и, полученных по массовому критерию, удельные затраты составляют 765.9 усл. ед., т. е. они на 8% больше минимальных. Эффективность исследований в разделе 5 подтверждена проработкой схемы запуска реактивного пенетратора, и учёт влияния эффекта эрозионного горения на внутрибаллистические параметры ракетного двигателя. Это обстоятельство позволяет на ранних этапах проектирования оценить эффективность различных вариантов конструкции аппарата для достижения максимальной глубины проникания за счёт определения необходимого момента запуска со спускаемого аппарата, увеличения скорости горения топлива, что, в конечном итоге, приведет к уменьшению числа вариаций и снижению конечной стоимости реализации проекта.