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

Последние годы деятельность многих предприятий ракетно-космического комплекса проходит в новых социально-экономических условиях. Приходится выполнять не только текущие планы (проекты), но и определять перспективные задачи и возможные направления практической деятельности, в значительной мере с упреждением готовить решения новых технических и технологических задач, с тем, чтобы обеспечить требуемый уровень эффективности создаваемой техники, сократить сроки освоения и выполнения работ при ограниченном финансировании. Для современной космической техники также характерны конструкции, работающие в условиях интенсивных, часто экстремальных тепловых воздействий. Общая тенденция развития техники связана с увеличением числа ответственных теплонагруженных технических объектов, с ужесточением условий их теплового нагружения при одновременном повышении надежности и ресурса, снижении материалоемкости. Для космических аппаратов и многоразовых транспортных систем обеспечение тепловых режимов является одним из важнейших разделов проектирования, определяющим основные проектно-конструкторские решения. Большое значение имеет обеспечение теплового режима для различных двигателей, энергетических установок, различных теплообменных аппаратов и т.д. Характерными особенностями современных теплонагруженных конструкций космической техники являются нестационарность, нелинейность, многомерность и сопряженный характер процессов тепломассообмена. Эти особенности ограничивают возможность использования многих традиционных расчетно-теоретических и экспериментальных методов. Поэтому при создании космических аппаратов различного назначения и типов традиционно присутствовали как разработка новых подходов к исследованиям, так и совершенствование существующих методик исследований. Подобные проблемы возникают и в других отраслях техники. Оптимальное проектирование теплонагруженных объектов является практически важной задачей при наличии весовых и стоимостных ограничений на разрабатываемые конструкции любого назначения (например, авиационные и космические системы, двигатели внутреннего сгорания, ядерные энергетические установки, металлургическое и химическое оборудование и т.д.). При этом невозможно создание отвечающих современным требованиям систем тепловой защиты без проведения широких теоретических и экспериментальных свойств используемых материалов. Приоритетным и общим направлением в развитии теоретических и экспериментальных основ исследования, обеспечения и отработки тепловых режимов материалов и конструкций всех образцов современной техники следует считать разработку и широкое внедрение методов математического и физического моделирования теплового состояния исследуемых объектов и, особенно, экспериментально-теоретических методов диагностики, основанных на решении обратных задач тепломассообмена. Исследования последних лет показали, что использование такого подхода является наиболее перспективным и плодотворным. Он позволяет учитывать реально существующие эффекты нестационарности и нелинейности тепломассообменных процессов, обладает высокой информативностью и дает возможность проводить исследования в условиях, максимально приближенных к натурным, или непосредственно при эксплуатации объектов. Современные подходы к проблеме обеспечения заданного теплового состояния космических систем предполагают широкое применение методов математического и физического моделирования. Однако проведение математического моделирования невозможно без достоверной информации о внешнем тепловом воздействии на анализируемые объекты. В большинстве практических случаев прямое измерение теплового состояния и внешнего теплового воздействия для конструкций космической техники (особенно сложного состава) является невозможным. Единственным путем, позволяющим преодолеть эти сложности, является непрямое измерение. Математически подобный подход обычно формулируется как решение обратной задачи: по прямым измерениям некоторых характеристик состояния системы (температуры в дискретных точках, концентрации компонентов и т.д.) требуется определить тепловое состояние в целом и/или внешнее тепловое воздействие. Нарушение причинно-следственных связей в постановке таких задач приводит к их некорректности в математическом смысле (т.е. отсутствию существования и/или единственности и/или устойчивости решения). Поэтому для решения подобных задач разрабатываются специальные методы, обычно называющиеся регуляризирующими. Таким образом актуальность предлагаемого исследования обусловлена соответствием решаемых задач и предполагаемых результатов стратегии научно-технологического развития РФ в сферах создания интеллектуальных транспортных систем, освоения космического пространства, перехода к цифровым и интеллектуальным технологиям, новым материалам и способам конструирования. Важнейшим вопросом при разработке новых систем является снижение виброактивности от подвижных масс приводных устройств, в частности от двигателей-маховиков, характеризующийся тем, что перекрестные гироскопические моменты, должны быть уравновешены управляющими моментами, возникающими при разгоне или торможении двигателя-маховика. При этом упругие элементы виброизолятора должны иметь максимально совпадающие собственные частоты во всех трех направлениях, причем настроечные частоты магнита, обволоченного магнитной жидкостью, который находится в корпусе виброизолятора должен совпадать с этими частотами. Сравнительный анализ экспериментальных исследований подтверждает целесообразность использования виброизоляторов как эффективного средства для устранения создаваемых двигателем маховиком нежелательных вредных микровозмущений в элементах конструкции." До настоящего времени не проведен системный анализ методов и средств тепловой защиты летательных аппаратов, не разработана общая методология её проектирования и разработки в математическом и экспериментальном плане. Очевидно, этот пробел обусловлен сложностью экспериментального математического моделирования многообразия процессов, сопутствующих аэродинамическому нагреву РКТ. Степень актуальности этой проблемы особенно велика при разработке летательных аппаратов многоразового использования. В тоже время при изучении и освоения дальнего космоса в российской космической программе ставятся задачи по изучению Луны, Марса, Венеры, для решения которых необходимо помимо исследования вопросов, связанных с аэротермодинамикой на этапах выведения и в случае наличия атмосферы приземления на поверхности небесных тел, потребуется так же изучить вопросы движения в грунте для определения его физико-химических свойств и других параметров. На данный момент существуют аналитические и эмпирические методы определения проектных параметров пенетраторов, которые позволяют определить их с различными допущениями. По этой причине формирование общей методологии проектирования реактивных пенетраторов является актуальной задачей.