Проектирование  аэростатных зондов для исследования

ПРОЕКТИРОВАНИЕ  АЭРОСТАТНЫХ ЗОНДОВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ

ПЛАНЕТ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ

 

Учебное пособие

Под редакцией доктора технических наук,

профессора К.М. Пичхадзе

 

Утверждено

на заседании редсовета

3 июня 2008 г.

 

Москва

Издательство МАИ-ПРИНТ

2008

     

Воронцов В.А.

Проектирование аэростатных зондов для исследования планет Солнечной системы: Учебное пособие / Под ред. К.М. Пичхадзе. – М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2008. – 88 с.: ил.

    

  Рассматриваются основные положения, результаты проектных изысканий и особенности применения нового метода контактного исследования планет Солнечной системы – аэростатного зондирования.

Пособие может быть полезно студентам и аспирантам, специализирующимся в области проектирования автоматических космических аппаратов.

 

 

Рецензенты:

кафедра СМ1 Московского государственного университета им. Н.Э. Баумана,

д-р физ.- мат. наук, учёный секретарь ИКИ РАН, А.В. Захаров.

 

        

 

ISBN

                                           © Московский авиационный институт

                                               (государственный технический университет), 2008

 

 

ПРЕДИСЛОВИЕ

Аэростатный зонд как новое средство исследования планет контактными методами впервые нашел применение в 1985 году в процессе реализации международного проекта «Вега».

В последствии идея аэростатного зондирования развивалась и применительно к исследованию Марса, и для исследования других планет и их спутников, и в новом качестве для земных условий.

Впервые эти задачи решались в рамках международного сотрудничества, в частности и особенно с французскими специалистами, исторически, первооткрывателями в области аэростатики.

Что касается планетных исследований, приоритет, как и во многих других достижениях в области изучения космоса, принадлежит российским ученым и инженерам.

Одной из задач настоящего учебного пособия является внедрение результатов разработок специалистов научно – производственного объединения имени С.А. Лавочкина в учебный процесс.

Считаем своим долгом выразить особую благодарность за сотрудничество в разработках и развитие нового направления космических исследований – аэростатного зондирования планет – коллегам: В.В. Кузнецову, В.А. Дерюгину, А.Б. Полякову, А.М. Защиринскому и многим другим. Благодарим за помощь в оформлении материалов  А.Г. Мейстер, М.Ю. Добрынину, М.Г. Лохматову,

Е.В. Мочину, Л.В. Катукову.

 

 

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

 

АЗ – аэростатный зонд;

ПАС – плавающая аэростатная станция;

ПС – парашютная система;

СА – спускаемый аппарат;

СН – система наполнения;

 

 

введение

Исследование планет Солнечной системы прямыми контактными методами с помощью спускаемых аппаратов началось около сорока лет назад. Под руководством Г.Н.Бабакина были спроектированы автоматические межпланетные станции первого поколения серии «Марс» и «Венера» [1 – 3], в составе которых имелись спускаемые аппараты. С их помощью получены разрезы атмосферы по траектории спуска. Исследовалось распределение по высоте температуры, давления, освещенности, а также химический состав газов и аэрозолей. Но с помощью только спускаемых аппаратов из-за их сравнительно больших скоростей движения в верхних слоях атмосферы изучать ее циркуляцию затруднительно.

Наиболее полно циркуляция атмосферы, а также другие физико-химические характеристики могут быть получены посредством аппаратов, плавающих в атмосфере планеты, т.е. аэростатов [4 – 9].

Включение в состав венерианских и марсианских космических аппаратов следующего поколения аэростатных зондов (АЗ) существенно расширило возможности исследований и улучшило технологию проведения экспериментов.

 Благодаря АЗ стало возможным:

· получение горизонтального «среза» атмосферы в отличие от спускаемых аппаратов, дающих только вертикальный «разрез»;

· продолжительное функционирование и перемещение научной аппаратуры под действием ветра в широком районе исследования;

· осуществление контактных исследований поверхности в различных местах посадки и т.п.

АЗ как средство исследования не противопоставляется спускаемым аппаратам, а расширяет их функции и, более того, в совокупности со спускаемыми аппаратами, орбитальными аппаратами и наземными средствами наблюдения, приема и обработки информации является составной частью системы и техническим средством нового метода исследования.

Одной из ключевых проблем, решение которой определило успешность использования АЗ как средства, обеспечивающего контактный метод исследований, стала проблема формирования схемного решения системы ввода его в действие. Важным достижением российских ученых и инженеров в исследовании планеты Венера стало осуществление проекта «Вега» в 1985 году [4]. Впервые был предложен и использован метод аэростатного зондирования атмосферы Венеры. Был разработан способ ввода аэростатного зонда непосредственно в процессе спуска в атмосфере на парашютной системе. Такая методика проектирования траекторных операций для схемы спуска десантного аппарата и ввода в действие аэростата позволила в дальнейшем рассматривать возможность исследования атмосферы несколькими аэростатными зондами: проекты: «Веста» [7], «Тайфун» [8] (для Земли).

Тщательный анализ проблемных проектных вопросов показал возможность осуществления аналогичной схемы аэростатного эксперимента в сложных марсианских условиях: проекты «Марс-94», «Марс-98» [6, 9]. Система аэродинамического торможения десантного аппарата прошла летные испытания.

Наряду с проектированием систем спускаемых аппаратов и зондов, в частности систем торможения в атмосфере, осуществляется разработка схем летных операций и траекторий движения в атмосфере. Касательно упомянутых выше экспедиций к Марсу и Венере проектирование схем спуска и дрейфа усложнялось полярно различными внешними условиями функционирования, в частности сильно разреженной атмосферой у одной и чрезвычайно плотной у другой планеты.

В процессе разработки этих экспедиций удалось найти и ряд общих принципиальных решений, позволивших сформировать общую методику проектирования и оценки эффективности схем спуска и дрейфа в атмосферах с существенно различными характеристиками. Методика может быть использована при разработке спускаемых аппаратов и зондов, предназначенных для перспективных исследований как Марса и Венеры, так и других небесных тел.

Постановка задачи

Задача выбора схемного решения ввода в действие аэростатного зонда относится к проектным задачам высокого уровня, когда определяется облик исследовательского космического аппарата в целом. Под схемными решениями понимаются прежде всего [2, 9, 26]:

· структурные схемы разрабатываемого объекта и его систем;

· схемы расположения АЗ на базовом аппарате;

· схемы интерфейсов с другими аппаратами экспедиции (посадочный аппарат на «Веге» и марсоход на «Марсе»);

· схемы экспедиции;

· схемы спуска;

· схемы ввода;

· схемы разделения;

· схемы функционирования (траекторные операции) и т.д.

Схема (алгоритм) исследования приведена на рис. 1.

Исходя из анализа факторов, влияющих на принятие решения, задача выбора схемного решения ввода в действие АЗ в общем виде может быть сформулирована так:

задано множество состояний объекта – физической системы . Состояние физической системы  определено вектором дискретных параметров, обусловливающих ее схемное решение,

 

и вектором непрерывных параметров

,

 

определяющих в совокупности показатель эффективности или значение критерия, отражающего качество функционирования объекта:

,

 

где	; N и M –  множества допустимых параметров;
	n и m	–  количество учитываемых параметров.
	,

 

На параметры могут быть наложены ограничения в виде равенств и неравенств:

	,
	.

В зависимости от требований к экспедиции в качестве функционала может быть использован тот или иной показатель. В частности, одним из ключевых требований к аэростатной системе является ее конструктивное совершенство, под которым подразумевается отношение массы полезной нагрузки к плавающей массе аэростатной системы. В нашем случае именно этот показатель выбирается в качестве критерия эффективности:

,

где:	– масса полезной нагрузки;
	– масса плавающей аэростатной станции.

    Ставится задача минимизации массы системы ввода  АЗ:

,

при обеспечении минимальных рисков  осуществления операции  или обеспечения непревышения заданного риска , т.е.

.

     Основной объект исследований – система ввода в действие АЗ, включая ее структуру, схему функционирования и соответствующие им параметры, что по существу является задачей структурного и параметрического синтеза.

Основные элементы структуры системы ввода в действие АЗ – приведенные выше подсистемы схода со спускаемого аппарата, разделения, разворачивания, наполнения, развертывания фалов, научно-служебных комплексов и т.д. [22].

В качестве непрерывных параметров рассматривались вышеприведенные траекторные параметры: высота, скорость, дальность, скоростной напор, время функционирования, масса подъемного газа и объем оболочки в процессе наполнения и т.д.

Состав и параметры ограничений определялись требованиями со стороны научной аппаратуры и возможностями базового блока экспедиции, его конструктивно-компоновочной схемы.

В общем случае масса аэростатного зонда  складывается из массы плавающей аэростатной станции  и массы системы ввода в действие:

.

В свою очередь можно записать:

,

 

где	– масса оболочки;
	– масса фалов (связей оболочка-гондола, гондола-гайдроп);
	– масса конструкции аэростатной станции;
	– масса газа.

Подъемный газ может подаваться в оболочку в несколько приемов и с различным расходом газа

,

где	– количество этапов наполнения;
	– время осуществления k -го этапа наполнения.

Масса системы ввода в действие АЗ:

,

где	– масса парашютной системы;
	– масса системы наполнения;
	– масса фала связи аэростатная станция-балласт (лобовой экран);
	– масса балласта;
	– масса конструкции системы ввода.

Приведем основные ограничения при вводе АЗ в действие. Скоростной напор при вводе парашютной системы  не должен превышать величину, при которой происходит повреждение (разрушение) купола , но должен быть больше скоростного напора, обеспечивающего его наполнение :

.

Аналогичное ограничение накладывается на скоростной напор при развертывании и наполнении оболочки аэростата.

Необходимое условие расхождения разделяющихся систем или элементов конструкции – превышение (с заданным коэффициентом безопасности) баллистического параметра отделяющихся систем  над остающимися сверху :

.

В качестве условий безопасного функционирования системы ввода в действие аэростатной станции можем записать:

· вероятность несоударения плавающей аэростатной станции с системой наполнения, отделяющейся на парашюте ввода аэростата:

,

где  – безопасное расстояние между разделяющимися частями;

· вероятность несоударения с поверхностью при «просадке» аэростатной станции:

,

где	– конечная высота и вероятность,
	– длина фала аэростатная станция-балласт;

· вероятность вывода аэростатной станции на высоту дрейфа  в безопасной области, ограниченной величинами максимального избыточного давления и температуры газа в оболочке и окружающей среды:

.

Из-за сложности схемных решений разрабатываемых объектов для поиска наиболее рациональных из них использовались в основном вариантные расчеты, не исключая при этом экспертных оценок и традиционных численных методов оптимизации.

 

Модель движения

Процесс движения АЗ в атмосфере состоит из следующих основных участков:

· участок аэродинамического торможения в составе спускаемого аппарата;

· участок совместного движения АЗ с верхней полусферой на парашюте увода;

· участок движения на аэростатной парашютной системе, в процессе которого осуществляются развертывание и наполнение оболочки аэростата газом;

· участок движения аэростата с балластом;

· участок выхода на высоту дрейфа;

· дрейф аэростатной станции на высоте аэростатического равновесия.

Особое внимание при формировании модели с учетом объекта исследования уделено заключительному этапу функционирования АЗ и обеспечению ввода его в действие. Для оценки процесса дрейфа, возможности управлять им и правильной интерпретации полученных во время отработки экспериментальных данных разработана математическая модель АЗ, достаточно полно описывающая как номинальное, так и возмущенное движение аэростата при дрейфе [16].

Движение АЗ на парашютной системе. Математическое описание динамики полета АЗ в атмосфере, в общем случае пространственного движения, приводит к чрезвычайно громоздкой системе дифференциальных уравнений. Для проведения качественных исследований с целью выявления основных закономерностей целесообразно использовать систему уравнений, записанных при таких упрощающих допущениях:

· движение около центра масс не рассматривается;

· планета имеет форму шара с радиусом ;

· поле тяготения центральное;

· не рассматривается движение под действием горизонтальной компоненты ветра.

К  основным силам, действующим на АЗ при его движении в атмосфере относятся:

· сила тяжести ;

· аэродинамическая сила ;

· аэростатическая подъемная сила .

Действие других сил, например центростремительной силы, обусловленной кривизной поверхности планеты, силы Кориолиса, притяжения Солнца и других небесных тел, мало по сравнению с действием основных сил и в математической модели не учитывается.

Сила тяжести G, обусловленная взаимным притяжением тел, обладающих массой, согласно закону всемирного тяготения с учетом принятой сферической модели гравитационного поля планеты может быть выражена следующим образом:

		,
где	– масса АЗ;
	– ускорение свободного падения;
	– ускорение свободного падения на поверхности планеты;
	– радиус планеты;
	– высота от поверхности планеты.

Аэродинамическая сила R является равнодействующей сил давления и трения, возникающих при движении АЗ относительно воздушной среды, и зависит от формы и размеров оболочки аэростата, числа Рейнольдса , угла атаки .

В общем случае эта сила раскладывается на две составляющие (сила лобового сопротивления и аэродинамическая подъемная сила), величина которых определяется соответствующими коэффициентами

	,
	.

Аэростатическая подъемная сила  может быть представлена выражением:

	,
где – плотность атмосферы на высоте Н;
– объем оболочки аэростата.

Уравнения движения. С учетом принятых допущений уравнения движения АЗ а в атмосфере в проекциях на оси скоростной системы координат имеют вид:

			,
			,
			,
			,
где		– высота над нулевым уровнем поверхности;
		– скорость аппарата;
		– дальность;
		– траекторный угол;
		– коэффициент аэродинамического сопротивления парашюта;
		– площадь парашюта;
		– коэффициент сопротивления аэростата;
		– характерная площадь аэростата;
		– коэффициент аэродинамического сопротивления АЗ;
		– площадь миделя АЗ;
		– плотность атмосферы;
		– ускорение силы тяжести на высоте  от поверхности;
		– коэффициент присоединенной массы.

Участок дрейфа АЗ в атмосфере. При движении в атмосфере АЗ  отслеживает различные атмосферные возмущения: ветер, изменения плотности в результате колебаний температуры и давления, гравитационные волны (одновременное изменение вертикального ветра и плотности атмосферы по синусоидальному закону), а также изменения состояния подъемного газа и оболочки аэростата (перегрев газа в оболочке, утечка газа через оболочку). Математическая модель представляет собой систему дифференциальных уравнений движения центра масс АЗ в проекции на оси принятой системы координат.

На участке дрейфа в атмосфере вертикальное движение аэростата как материальной точки под действием сил веса, подъемной силы и силы лобового сопротивления описывается уравнением:

			,
где		– масса аэростата (вместе с массой подъемного газа);
		– коэффициент присоединенной массы;
		– скорость вертикального ветра;
		– объем аэростата.

Для участка выхода АЗ на дрейф, когда скорость вертикального ветра W мала по сравнению со скоростью аппарата V, принято V _в = - V. Так как объем зонда мал по сравнению с объемом аэростата, то до момента начала наполнения оболочки аэростата принимается U   =  0.

Данная система уравнений дополняется уравнениями, описывающими состояние атмосферы:

, , 

,

где	– температура атмосферы;
	– давление атмосферы;
	– время суток.

В модели учитывались реальные характеристики оболочки аэростата, полученные в результате наземных испытаний:

· диаграмма растяжения материала оболочки в зависимости от избыточного давления (см. размерно-массовую модель), при этом зависимость объема оболочки от избыточного давления принимаем линейной, пренебрегая небольшим гистерезисом, что для малых аэростатов оправдано и не вносит существенной погрешности в расчеты;

·  аэродинамические характеристики в зависимости от режима обтекания оболочки – ламинарный или турбулентный (см. аэродинамическую модель – зависимость );

·  газопроницаемость оболочки (см. размерно-массовую модель);

·  устойчивость аэростата от величины избыточного давления (под устойчивостью понимаем стремление аэростата вернуться на исходную высоту статического равновесия после прекращения действия возмущающего фактора);

·  влияние режима обтекания оболочки на реакцию аэростата.

Учитывались также такие возмущающие воздействия (для Венеры, например), как:

1) вертикальные порывы ветра, заданные в виде прямоугольного импульса:

а) с амплитудой

м/с, (  м/с)

(знак «+» соответствует порыву ветра, направленному вниз), и временем действия ветра t = 45 мин, для различных значений коэффициента  и , а также с учетом режима обтекания оболочки ;

б) изменение плотности атмосферы в результате вариаций температуры и давления (  мм. рт. ст., );

в) влияние солнечного потока на высоту дрейфа аэростатной станции с целью определения изменения высоты дрейфа при переходе с ночной стороны планеты на дневную в результате перегрева газа в оболочке для различных значений зенитного угла Солнца , ();

2) заданные в виде синусоидальных колебаний:

а) вертикальные порывы ветра с амплитудой  м/с

и периодом колебаний  с;

б) гравитационные волны ,

с разностью фаз между ветром и плотностью .

Изменение массовых, аэродинамических и геометрических характеристик АЗ, входящих в уравнения движения, осуществляется в соответствии с принятой схемой выхода на дрейф.

 

Тепловая модель аэростата

Движение АЗ при выходе на высоту дрейфа и в свободном дрейфе в атмосфере существенно зависит от теплообмена между подъемным газом и внешней средой, так как температура и давление газа в аэростатной оболочке определяют объем и, следовательно, аэростатическую силу аэростата. Математическое описание реальных тепловых процессов, имеющих место при свободном дрейфе аэростата, – достаточно сложная задача. Для ее упрощения в данной тепловой модели приняты следующие допущения и предположения:

· распределение температур оболочки аэростата и стенки баллона высокого давления по поверхности и толщине оболочки и стенки баллона принято равномерным;

· параметры состояния подъемного газа в оболочке аэростата
и в баллонах высокого давления постоянны по всему объему;

· истечение подъемного газа через диафрагму при наполнении является адиабатическим, потери тепла в трубопроводе наполнения отсутствуют, и подъемный газ на входе в оболочку имеет температуру газа в баллонах высокого давления;

· изменение внутренней энергии подъемного газа в баллонах высокого давления происходит за счет работы и массообмена дросселирования (при наполнении), а также за счет теплообмена свободной конвекцией со стенками баллонов;

· изменение внутренней энергии баллонов высокого давления
осуществляется за счет теплообмена свободной конвекцией с газом
внутри баллонов и конвекцией с окружающей средой;

· изменение внутренней энергии подъемного газа в оболочке аэростата происходит за счет работы и массообмена дросселирования (при наполнении и потерях газа в процессе дрейфа), теплообмена свободной конвекцией с оболочкой аэростата и работы атмосферы по сжатию (расширению) подъемного газа;

· подъемный газ считается полностью оптически прозрачным для всех видов излучения, а его собственное излучение отсутствует;

· изменение внутренней энергии оболочки аэростата осуществляется за счет теплообмена свободной конвекцией с подъемным газом внутри оболочки, конвекцией с окружающей средой, а также за счет излучения атмосферы и поверхности планеты и собственного излучения оболочки.

С учетом этого тепловой режим аэростата описывается следующими уравнениями:

,
,
	при	,
	при	,

где		– удельная теплоемкость подъемного газа при постоянном давлении;
		– удельная теплоемкость;
		– температура оболочки;
		– температура атмосферы;
		– поверхность оболочки, участвующая в теплообмене;
		– масса оболочки, участвующая в теплообмене;
		– масса оболочки;
		– постоянная Стефана-Больцмана;
		– излучательная способность;
		– коэффициент поглощения оболочки;
		– солнечный поток;
		– поверхностная масса оболочки;
		– коэффициенты теплоотдачи при свободной конвекции между оболочкой и газом, оболочкой и атмосферой;
		– коэффициент теплоотдачи при вынужденной конвекции между оболочкой и атмосферой.

 

Коэффициент теплоотдачи при свободной конвекции – функция числа Релея R а:

		при	,
		при	,
		при	,
		при	.

 

Коэффициент теплоотдачи при вынужденной конвекции – функция числа Рейнольдса Rе:

 

					при	,
					при	,
где				– коэффициент теплопроводности;
				– диаметр оболочки.

Аэродинамическая модель

Аэродинамическая сила является равнодействующей сил давления и трения, возникающих при движении аппарата относительно воздушной среды. В общем случае она зависит от формы, размеров, компоновки аппарата, плотности среды, ее вязкости и скорости звука, величины и ориентации вектора воздушной скорости, скорости вращения относительно центра масс и т.д. В проекциях на оси скоростной системы координат с учетом допущения о плоском движении полная аэродинамическая сила дает следующие составляющие:

, ,

где		– сила лобового сопротивления;
		– коэффициент лобового сопротивления;
		– плотность атмосферы;
		– воздушная скорость;
		– характерная площадь аппарата;
		– подъемная сила;
		– коэффициент подъемной силы.

В случае совместного торможения нескольких устройств, как, например, АЗ, парашюта и аэростата, их действие считается независимым и может быть представлено следующим образом:

где		– коэффициент лобового сопротивления аппарата;
		– характерная площадь аппарата;
		– коэффициент сопротивления парашюта;
		– площадь парашюта;
		– коэффициент сопротивления АЗ;
		– характерная площадь АЗ;
		– коэффициент сопротивления аэростата:
		– характерная площадь аэростата.

На участке спуска аэростата аэродинамические характеристики представляются аэродинамическими характеристиками сферической (венерианской) оболочки аэростата.