Диссертация (Формирование облика стенда бросковых испытаний и полномассового макета спускаемого аппарата для полунатурной имитации посадки на Луну в земных условиях), страница 6

При параметрах, описанных выше, отклонение от имитируемогоускорения будет не больше 0.002%, а для вертикальной и горизонтальнойсоставляющих скорости ошибка составит не больше 0.6% и 1.5%соответственно.Для определения достоверности имитации посадки на стенде былпроведен сравнительный анализ динамики посадки на стенде и Луне, которыйпоказал, что предлагаемая схема стенда бросковых испытаний для отработкидинамики посадки адекватно отражает динамику поведения СА при посадке.Было выявлено, что для обеспечения ориентации опор макета, относительногоризонтальной составляющей вектора скорости, необходима доработкасхемы макета т.к. при данной компоновке стенда затруднительно реализоватьгоризонтальную скорость подхода больше 2 м/с.Ниже представлены результаты для расчетных случаев аналогичныхописанных в пункте 2.6 (Таблица 2.1):50а)б)Рисунок 2.12.

Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА(б) дляслучая №1.51а)б)Рисунок 2.13. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б)дляслучая №2.52а)б)Рисунок 2.14.

Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №3.53а)б)Рисунок 2.15. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №4.54а)б)Рисунок 2.16.

Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №5.55а)б)Рисунок 2.17. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №6.56а)б)Рисунок 2.18. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №7.57а)б)Рисунок 2.19. Визуализация результатов математического моделированияпосадки СА при имитации посадки в земных условиях (а), графикиизменения координат, скоростей, угловых скоростей центра масс СА (б) дляслучая №8.582.8.Сравнительный анализа результатов и формированиеоблика стендаИсходя из результатов математического моделирования, можно сделатьследующие выводы:1.Для рассмотренных выше вариантов расчетов поведение макета СА настенде повторяет поведение СА при посадке на поверхность планеты.Значения координат, скоростей, угловых скоростей при этом соответствуютдруг другу.

Отличие заключается во времени протекания процессов. Такнапример в представленных выше результатах можно заметить, что приодинаковом характере поведения различных величин имитация посадки настенде происходит быстрее [1, 23].2.Имеющееся отличия 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,всовокупностисостальнымирезультатами,этотолькоподтверждает вывод 1 [1].3.Обеспечить горизонтальную составляющую скорости макета САпорядка более 1.5 м/с невозможно без использования дополнительныхприспособлений [1].Таким образом, сравнительный анализ динамики посадки СА на луннуюповерхность и на стенде показал необходимость доработки облика стендабросковых испытаний для наземной отработки динамики посадки.2.8.1.

Проектные параметры стенда для отработки динамикипосадки СА.С учетом полученных результатов предлагается внести дополнения впринципиальную схему стенда, а именно дополнить ее блочно-подвесныммеханизмом. В этом случае стенд будет состоять из следующих основныхэлементов:591.

Блочно-подвесного механизма, приводящего в движение точку подвеса вмомент касания площадки.2.Механизма сброса.3.Площадки, имитирующей грунт.4.Устройства для крепления макета.5.Измерительной аппаратуры.2.8.2. Проектные параметры блочно-подвесного механизмаБлочно-подвесной механизм предназначен для крепления троса иуменьшения влияния натяжения троса при отскоке макета в горизонтальнойплоскости.Схема блочно-подвесного механизма представлена на рисунке 2.20.Рисунок 2.20. Блочно-подвесной механизм.Проектныепараметры.Блочно-подвесноймеханизмдолженобеспечивать перемещение точки подвеса на расстояние до 10м со скоростьюот 0 до 3 м/с в горизонтальной плоскости, в направлении предполагаемогоотскока.2.8.3.

Механизм сбросаНазначение. Механизм сброса предназначен для обеспечения:60 горизонтальной составляющей вектора скорости в момент касанияплощадки в диапазоне от 0 до 3 м/с; вертикальной составляющей вектора скорости в момент касанияплощадки до 5м/с;Проектные параметры: механизм сброса располагается на отметке 0м стенда; высота точки зацепа от 2.5м до 4.1м; перемещениемеханизмасбросавнаправлении,перпендикулярном площадке от 0 до 5.2м (относительноплощадки); перемещение механизма сброса в направлении, параллельномплощадке от 0 до 2м (относительно площадки); перед креплением макета механизм жестко фиксируется.2.8.4.

Проектные параметры площадки, имитирующей грунтНазначение. Площадка, имитирующая грунт предназначена для: обеспечения угла подхода макета (угла между продольной осьюмакета и вертикалью к поверхности площадки) в диапазоне от 0 до20 градусов; имитации поверхности Луны и ее физико-механических свойств.Схема площадки представлена на рисунке 2.21.Рисунок 2.21.

Схема площадки имитирующий грунтПроектные параметры:61 Высота 4,5м. Ширина 15м. Угол поворота относительно закрепленной части от 0 до 20градусов.2.8.5. Устройство для крепления макетаНазначение.Устройствокреплениямакетапредназначенодляобеспечения ориентации опор макета в момент касания поверхностиплощадки в диапазоне ±90 градусов.Проектные параметры: отверстия для крепления троса должны быть сделаны с шагом 100; макет должен обеспечивать возможность присоединения к немуустройства для крепления.Для управления углом крена макета лунного посадочного модуля, былапредложена схема установки необходимого угла в момент старта. Такаявариация угла достигается установкой двух дисков, параллельно друг другумежду центром масс аппарата: первый диск, устанавливается в верхнейплоскости конструкции лунного посадочного модуля (выше центра масс),второй - в плоскости ниже центра масс.

Для закрепления тросов диски должныиметь перфорацию по длине окружности. Закрепления тросов происходит подвум отверстиям нижнего диска и по одному – верхнего.Рисунок 2.23. Перфорированные диски, закрепленные между центроммасс, вид сверху62Рисунок 2.24.

Перфорированные диски, вид сбокуТаким образом, данная схема обеспечивает изменение угла аппарата вмомент старта, а также предотвращает зацеп подвесного троса элементовконструкции лунного посадочного модуля (рисунки 2.8.4 и 2.8.5)2.9.Выводы по разделу1.

По результатам проведенного математического моделированияможно сказать, что поведение макета СА на стенде бросковых испытаний схорошей степенью точности имитирует поведение СА при посадке наповерхность Луны.2. Недостаткомпрототипаявляетсяневозможностьобеспечитьгоризонтальную составляющую скорости свыше 1.5 м/с и углы крена более 5градусов.

Для преодоления указанных недостатков предложено использоватьблочно-подвесной механизм и устройство фиксации угла крена.3. Результатыпроведенногоматематическогомоделирования,модифицированного предложенным способом прототипа, показали болееточную имитацию на стенде посадки СА и возможность отработки большегочисла критических ситуаций.4. Определен окончательный облик стенда бросковых испытаний ипоставлена задача подтверждения полученных результатов средствами 3Dмоделирования.63ГЛАВА. 3.АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ПОСАДКИ САСРЕДСТВАМИ 3D ПРОЕКТИРОВАНИЯДля верификации результатов, полученных в главе 2, а также получениячастных решений задачи динамики посадки СА, рассмотрены несколькоизвестных программных комплексов, которые дают возможность проведениятвердотельного моделирования поставленной задачи.В соответствии с требованиями, которые выдвигаются к модели макеталунного посадочного модуля, его особенности конструкции, а такженепосредственно посадочной площадке, был составлен ряд критериев поотношению к предполагаемому программному обеспечению: комплексный кинематический и динамический анализ прочностимеханизмов; проектирование и модификация конструкции деталей и узлов; оптимизация размеров конструкции каждой детали макеталунного посадочного модуля; оптимизация порядка построения модели макета посадочногомодуля; каркасное моделирование и их комбинация без ограничениястепени сложности; расчет массово-инерционных и геометрических характеристикмакета лунного посадочного модуля.Вкачестве рассматриваемогопрограммногообеспечениябыливыделены такие комплексы как AutoCad, SolidWorks, Inventor, Nastran,NXNastran.