Автореферат (Формирование облика стенда бросковых испытаний и полномассового макета спускаемого аппарата для полунатурной имитации посадки на Луну в земных условиях), страница 3

при данной компоновке стенда затруднительнореализовать горизонтальную скорость подхода больше 2 м/с.а)б)Рисунок 4. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА на Луну (а) и имитации посадки в земных условиях (б).14а)б)Рисунок 5. Графики изменения координат, скоростей, угловых скоростейцентра масс СА при посадке на Луну (а) и имитации посадки в земныхусловиях (б).На рисунках 4, 5 представлены результаты для расчетного случая свертикальной составляющей скорости 3 м/с, горизонтальной составляющейскорости 1 м/с, наклоне поверхности 10 градусов и уголе подхода аппарата45 градусов, начиная с момента первого касания поверхности.По результатам моделирования была уточнена компоновка стенда, аименно предложены добавления блочно–подвесного механизма (рисунок 6),состоящего из электродвигателей, направляющих рельс и системырегистрации положения аппарата и отклонения троса, предназначенного длякрепления троса и уменьшения при отскоке макета в горизонтальнойплоскости.Рисунок 6.

Схема наклонного стендаВыводы по второй главе1. Для рассмотренных выше вариантов расчетов поведение макета САна стенде повторяет поведение СА при посадке на поверхность планеты.15Значения координат, скоростей, угловых скоростей при этом соответствуютдруг другу. Отличие заключается во времени протекания процессов. Впредставленных выше результатах можно заметить, что при одинаковомхарактере поведения различных величин имитации посадки на стендепроисходит быстрее.2.

Имеющееся отличие в результатах по координате Z вызвано разнымспособом формирования движения до момента касания. В первом случае этосвободное падение СА, а во втором – маятниковое перемещение макета.Поэтому, в совокупности с остальными результатами, это толькоподтверждает вывод 1.2. Для обеспечения горизонтальной составляющей скорости макета КАпорядка 2 м/с на стенде, без использования начального перемещения блочно–подвесного механизма представляется затруднительным.3. Сравнительный анализ динамики посадки СА на луннуюповерхность и на стенде показал возможность использования доработанногостенда бросковых испытаний для отработки динамики посадки.Третья глава посвящена оценке применимости предложенныхматематических моделей и определению на макете мест установкирегистрирующей аппаратуры.

С этой целью проведено верификационноемоделирование поведения макета СА в момент касания с поверхностьюЛуны с использованием CAE–комплексов моделирования. В качествекритерия соответствия предложено использовать меру отклонения координати скоростей в местах предполагаемой установки регистрирующейаппаратуры на макете СА. Проведено компьютерное моделирование посадки,которое дало возможность проведения тестовых испытаний динамикипосадки СА и построения трехмерного стенда наклонных испытанийполномассового макета, соответствующего следующим требованиям:комплексный кинематический и динамический анализ прочностимеханизмов;оптимизация размеров конструкции каждой детали макеталунного посадочного модуля;расчет массово–инерционных и геометрических характеристикмакета лунного посадочного модуля.Вкачестверассматриваемогопрограммногообеспеченияиспользовались такие комплексы как AutoCad, SolidWorks, Inventor, Nastran,NX Nastran.

Учитывая весь спектр задач, требуемых решений, были выбраныпрограммные пакеты SolidWorks и Nastran.Математическоемоделированиединамикипосадкисиспользованием средств 3D проектирования. При решении задачдинамическихвысоконелинейныхпроцессовударно–контактноговзаимодействия преимущественно используют разностные схемы решениясистем дифференциальных уравнений. При этом формула разности являетсяявной, если уравнение для разностной функции на некотором временномшаге включает в себя только производные на предыдущем временном шаге, в16противном случае она является неявной. Явные методы интегрирования, восновном, приводят к схемам решения, которые не требуют решениясвязанной системы уравнений, что, в свою очередь, приводит к тому, чтоинтегрирование по времени легко реализуется, а необходимыевычислительные ресурсы малы даже для больших задач.

Эти преимуществаделают явные методы наиболее подходящими для высокоскоростныхдинамических задач, таких как столкновения и пробития. Однако решение появной схеме является условно устойчивым, а устойчивость обеспечиваетсямалым шагом интегрирования по времени  t , ограниченного критериемКуранта:t  L c ,(31)где L – характерный размер элемента; c – скорость распространенияупругой волны, определяемая выражением:Ec(32)  1   2  ,где E ,  и  – модуль упругости, плотность и коэффициент Пуассонаматериала конструкции соответственно.Шаг интегрирования по времени всей системы определяетсяминимальным значением для всех элементов: t  a  min  t 1 ,  t 2 ,  t 3 , ... ,  t M ,(33)где M – число элементов.

Для устойчивости, масштабный фактор обычно устанавливается на значении 0,9 или меньше.В задачах вычислительной механики популярным методом являетсяцентрально–разностный метод.Рассмотренный подход применялся для задачи математическогомоделирования динамики посадки спускаемого космического аппарата вусловиях посадки на поверхность планеты и в условиях наземной стендовойотработки. При этом использовались существующие коммерческиепрограммные комплексы, позволяющие получить достаточно точныерешения для сформулированной выше задачи на основе приведённыхосновных соотношений.Конечноэлементная модель космического аппарата представляласьансамблем из 1480 балочных элементов (рисунок 7), соответствующихстержневым элементам посадочного модуля и тросу, 660 элементов теориипластин и оболочек, соответствующих площадке под полезную нагрузку, 4–хэлементов типа «пружина», соответствующих опорным амортизаторам.Контактное взаимодействие посадочного модуля и поверхности стенда былосмоделировано с использованием 4–х элементов зазора, по одному накаждую опору.

Связь конструкции и троса задавалась с помощью абсолютножёстких элементов, связывающих перемещения центра масс и близлежащихопорных узлов посадочного модуля.17Рисунок 7. Конечноэлементная модель макета САПри построении модели принималось, что посадочный модульвыполнен из алюминиевого сплава В95, трос выполнен из стали Ст3, а стендпредставляет собой бетонную пластину. Модель поведения материаловмодуля, троса и поверхности стенда – линейно–упругая.Точкой начала расчёта (начальный расчётный момент времени)принималось время, когда минимальное расстояние между опорами макетапосадочного модуля и поверхностью стенда составляет S=10 мм. При этомвертикальным отклонением угла наклона модуля от положения точкисоприкосновения модуля со стендом можно пренебречь.Модель посадочного модуля находилась под воздействиеминерционных нагрузок, обусловленных ускорением свободного падения.Трос шарнирно закреплён в точке подвеса. Площадка с имитаторомгрунта жёстко закреплена по всем узлам, что обеспечивает еёнедеформируемость.

При этом точка подвеса имела возможностьперемещаться в направлении вектора движения конструкции космическогоаппарата.Моделирование динамики посадки космического аппарата наповерхность Луны и на поверхность стенда проводилось для несколькихрасчётных случаев – с разными углами подхода аппарата к поверхности и сразными начальными скоростями. При этом характер распределения усилийв наиболее нагруженных стержнях опорных стоек носит колебательныйхарактер, что обусловлено импульсным нагружением опорных стоек.

Так,18например, на рисунках. 8–9 показан характер распределения усилий внаиболее нагруженных стержнях опорных стоек космического аппарата.Сравнение результатов численного расчёта динамики посадки аппарата наповерхности планеты и стенда проводилось по величинам усилий в стержняхопорных стоек, а также по перемещению опорных точек и центра масспосадочного модуля относительно соответствующей поверхности.Рисунок 8. Зависимость осевых усилий в наиболее нагруженных стержняхопорных стоек макета космического аппарата от времени для случаяпосадки аппарата на поверхность Луны с нулевым углом подходаРисунок 9. Зависимость осевых усилий в наиболее нагруженных стержняхопорных стоек макета космического аппарата от времени для случаяпосадки аппарата на поверхность стенда с нулевым углом подходаХарактер поведения макета при перемещении точки подвесапоказывает, что использование блочно–подвесного механизма делаетрезультаты имитационного моделирования на стенде более приближеннымик реальным условиям посадки, место установки блочно–подвесногомеханизма определяется геометрией стенда.Математическое моделирование, проведенное средствами 3Dмоделирования, определило порядок сил, действующих на аппарат во времяпосадки и показало соответствие результатов, полученных с использованиемматематической модели и программного обеспечения, описанного в главе 2.Предложено использование следующий аппаратуры рисунок.

10:191. Микроконтроллеры с WiFi–модулем для осуществления регистрацииизмерений в режиме реального времени, который устанавливается в верхнейчасти макета ПМ для обеспечения лучшей беспроводной передачи данныхсовместно с блоком питания;2. Для определения расстояния от 20 см до 150 см предлагаетсяиспользовать 4 инфракрасных датчика расстояния, которые устанавливаютсяна каждую опору в точку 1, или ниже, но не на подвижную часть опоры внаправлении точки 0, для измерения динамики работы опор;3. Для определения расстояния от 15 см до 6,45 м предлагаетсяиспользовать 5 ультразвуковых датчиков расстояния. Один ультразвуковойдатчик расстояния устанавливается снизу посадочного модуля (ПМ), подцентром масс, четыре датчика – в точках крепления каждой опоры;4.