Введение

С началом пилотируемого освоения космоса возникла задача обеспечения безопасности человека и возвращения его на Землю.

Основная опасность грозила космонавту на старте и при посадке, поэтому космические корабли серии «Восток» были оснащены специальными системами безопасности. Специфика спасения на старте при взрыве и пожаре на ракетоносителе (РН), поскольку эти процессы быстротечны, потребовала автоматического включения средств спасения. Автоматика в определенной последовательности вводила в действие пиротехнические средства отстрела крышки-люка корабля и включала два твердотопливных ракетных двигателя, укрепленных на катапультируемом кресле с космонавтом [14]. Двигатели обеспечивали космонавту возможность покинуть очаг пожара и удалиться от него на расстояние в несколько сотен метров. После чего задействовалась парашютная система посадки.

В отличие от американского космического корабля «Джемини», где катапультируемые кресла с твердотопливными ракетными двигателями использовались только как средства спасения космонавтов в аварийных случаях, на корабле «Восток» катапультирование можно было использовать и при посадке. В этом случае на высоте около 7 км сбрасывалась крышка-люк спускаемого аппарата (по сигналам от бародатчиков) и производилось катапультирование космонавта [14]. После чего приводился в действие тормозной парашют, а после раскрывался основной. В спускаемом аппарате была предусмотрена и автономная парашютная система, которая включала вытяжной и основной парашюты.

Все пуски кораблей «Восток» прошли успешно, посадка осуществлялась в заданном районе, что стало подтверждением высокой надежности РН и космического корабля и эффективности мероприятий по обеспечению безопасности полетов.

Твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки впервые были использованы в 1964 г при полете корабля «Восход-1».

Поскольку надежность корабля была высокой, было принято решение отказаться от тяжелого и громоздкого катапультируемого кресла. Процесс посадки осуществлялся в несколько этапов: на высоте около 5 км отстреливалась крышка парашютного отсека и когда скорость снижения спускаемого аппарата за счет торможения в атмосфере уменьшалась до

220 м/с. срабатывала парашютная система. Примерно через 6 мин корабль достигал поверхности Земли, и перед касанием с грунтом включалась тормозная двигательная установка с твердотопливным ракетным двигателем, которая гасила скорость приземления практически до нуля.

Для того чтобы быстро покинуть зону пожара или взрыва, когда экипаж находится в спускаемом аппарате в режиме проверок бортовых систем, на корабле «Союз» предусмотрена специальная аварийная система покидания старта. Система аварийного спасения корабля (САС) «Союз» стала применяться с 1967 г., с появлением более усовершенствованного варианта трехступенчатого РН «Восток». САС может вводиться на конечном этапе предстартовой подготовки, когда обслуживающий персонал уже покинул стартовую позицию, а фермы обслуживания РН и космического корабля разведены. С помощью этой системы корабль уводится из аварийной зоны на высоту, достаточную для отделения спускаемого аппарата и введения в действие парашютной системы посадки.

Двигательная установка САС (ДУ САС) корабля «Союз» представляет собой установку из твердотопливных ракетных двигателей трех типов. В результате срабатывания САС корабль может подниматься на высоту до

1200 м и отбрасываться от места старта на расстояние до 3 км (в зависимости от направления ветра).

Твердотопливные ракетные двигатели применяются и в системе приземления космического корабля «Союз» (наряду с парашютной системой). Посадка спускаемого аппарата осуществляется по следующей схеме: непосредственно у Земли, за 10 мин до посадки, отделяется передний теплозащитный экран, закрывающий двигатели мягкой посадки, расположенные в лобовой части спускаемого аппарата. При этом экипаж начинает готовиться к приземлению и взводится система амортизации кресел, в которых группируются космонавты. У самой Земли, на высоте около 1 м, включается шесть твердотопливных ракетных двигателей мягкой посадки (тяга несколько килоньютонов, масса заряда двигателя 9 кг, время работы доли секунды). Эти двигатели окончательно гасят скорость, с которой спускаемый аппарат снижается на парашюте (примерно 7-8 м/с), практически до 0 м/с.

Следует отметить что с развитием космической техники и введением в эксплуатацию новых космических кораблей, постоянно совершенствуется и система приземления. Сейчас в РКК «Энергия» разрабатывается бортовая система комплекс средств приземления (КСП) для пилотируемого транспортного корабля нового поколения (ПТК НП). Бортовая система КСП ПТК НП предназначена для:

- при работе КСП по штатной программе - последовательного уменьшения линейной и угловой скорости возвращаемого аппарата (ВА), выполнение посадки с заданными скоростями и угловыми положениями ВА при низком уровне нагрузок на экипаж и конструкцию ВА при работе силовых агрегатов КСП, исключения кувырков, опрокидываний и соударений корпуса ВА с грунтом в обеспечение многоразовости ВА;

- при работе КСП по программе спасения экипажа в отделяемом командном отсеке - последовательного уменьшения скорости движения командного отсека, обеспечения посадки командного отсека с вертикальными скоростями, угловыми положениями и параметрами ударных воздействий, физиологически переносимых экипажем, с выполнением допустимого уровня нагрузок на конструкцию и экипаж при работе силовых агрегатов КСП;

- размещения и фиксации экипажа в аппарате, обеспечения переносимости экипажем нагрузок, действующих на динамических участках полёта;

- обеспечения приемлемых угловых положений командного отсека на плаву после посадки на воду и при последующей эвакуации из него экипажа.

КСП задействуется при возвращении корабля из космического полёта или при спасении экипажа в случае аварии РН на старте или на участке выведения.

Для обеспечения посадки ВА с требуемыми характеристиками применяется реактивный способ посадки с использованием посадочной твердотопливной двигательной установки (ПТДУ). При контакте с грунтом задействуется посадочное устройство. Выбор состава силовых агрегатов при работе по основной программе обусловлен следующими основными факторами:

- реактивная посадка обеспечивает меньшую составляющую в суммарный радиус рассеивания точек посадки в сравнение с парашютной посадкой;

- к моменту посадки ПТДУ обеспечивает близкие к нулю величины линейной и угловой скорости ВА (в том числе исключается ветровая составляющая скорости до 15 м/с, свойственная посадке кораблей «Союз»), а также обеспечивается близкий к нулю угол отклонения продольной оси ВА от нормали к грунту;

- посадочным устройством исключается опрокидывание и соударение ВА с грунтом с обеспечением внешней амортизации посадочного удара для создания более комфортных и заведомо безопасных для экипажа условий посадки, а также возможности повторного применения конструкции и оборудования ВА.

ПТДУ представляет собой твердотопливный ракетный двигатель с регулируемой тягой по величине и направлению.

Силовым исполнительным органом ПТДУ является электромеханический рулевой привод (ЭМП).

Он должен обеспечивать:

- максимальный угол отклонения ±33є;

- скорость вала привода при моменте нагрузки 4 кгс·м не менее 132 ^о/с;

- время выхода на режим 2 с.

При этом система управления приводом, должна обеспечивать коммутацию пусковых токов привода автоматики до 120 А, которые приводят к большим электрическим и соответственно тепловым режимам нагружения электроники блока управления. Результаты анализа уровня техники показали, что управление приводами автоматики ПТДУ на выше упомянутых режимах в ракетно-космической технике является новым процессом. Поэтому проведенные в работе исследования будут направлены на определение и обеспечение безопасных значений коэффициентов электрического и теплового нагружения ЭРИ блока управления приводами автоматики, соответственно обеспечение безопасной работы блока управления ПТДУ.

Таким образом, целью данной работы является обеспечение более безопасной посадки возвращаемого аппарата космического корабля нового поколения.

Объектом исследования квалификационной работы являются средства управления посадкой и приземлением ВА.

Предметом исследования является математическая модель блока управления приводами автоматики космического корабля нового поколения.

Новизна работы заключается в разработке новой математической модели тепловых процессов в блоке управления новым приводом автоматики и исследовании с помощью математической модели режимов, обеспечивающих безопасные условия функционирования средств посадки ВА.

Новизна работы заключается в исследовании с помощью математической модели тепловых процессов в блоке управления новым приводом автоматики, обладающим высокодинамичными характеристиками и соответственно большими токами коммутации.

Целью данной работы является обеспечение более безопасной посадки.

Для достижения поставленной цели в квалификационной работе необходимо решить следующие основные задачи:

1. Провести анализ методов управления приводами автоматики.

2. На основе анализа разработать блок управления рулевыми приводами, обеспечивающий выполнение предъявляемых к приводам требований.

3. Создать математическую модель блока управления приводами автоматики космического корабля нового поколения.

4. Провести математическое моделирование блока управления на системном уровне, с целью исследования тепловых режимов ЭРИ.

5. Провести анализ результатов математического моделирования.

В первой главе диссертации представлен литературный обзор, исследование существующих методов управления рулевым приводом (РП) и показан опыт предприятия и смежных организаций в данной области, их результаты и проблемы. Определена задача исследования.

Во второй главе представлено обоснование выбора элементной базы блока управления, разработана топологическая математическая модель блока управления и тепловая модель модуля коммутации (МК).

Третья глава включает в себя исследование тепловых режимов ЭРИ при помощи тепловой модели, анализ результатов математического моделирования.