polyot journal 2015.01

7/25/2019 Polyot Journal 2015.01

http://slidepdf.com/reader/full/polyot-journal-201501 1/60

Ñ Î Ä Å Ð Æ À Í È Å

Ëîïîòà Â.À. Êîñìîíàâòèêà â ïðåäñòîÿùèå äåñÿòèëåòèÿ . . . . . 3

Ïàñòóõîâ À.È., Îðëîâà Ë.È., Êàïãåð Â.Â. Ñïîñîá ïîäòâåðæäå-íèÿ òåõíè÷åñêîãî ðåñóðñà è íàäåæíîñòè ÆÐÄ ñ èñïîëüçîâà-

íèåì òîëåðàíòíûõ ïðåäåëîâ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14Áàõâàëîâ Þ.Î., Õàòóëåâ Â.À., Ìèõååâ Î.Â., Ïîëîæåíöåâ À.Å.,

Áåëèê Ñ.Â. Ñâåðõíèçêîîðáèòàëüíûé êîñìè÷åñêèé àïïàðàòâûñîêîäåòàëüíîãî îïòèêî-ýëåêòðîííîãî íàáëþäåíèÿ Çåìëè . . . 17

Ïîïîâè÷ Ê.Ô., Ïîäîáåäîâ Â.À., Ëåâèöêèé Ñ.Â., Øàïèðî Í.Ñ.

Îáîñíîâàíèå òåõíè÷åñêîãî îáëèêà ëåãêîãî ìíîãîôóíêöèîíàëü-íîãî áîåâîãî ñàìîëåòà. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

Àíäðååâ Ã.Ò., Êóòóõèíà Í.Â., Ïàâëåíêî O.Â. Ðîãîâàÿ èâûíîñíàÿ àýðîäèíàìè÷åñêàÿ êîìïåíñàöèÿ êàê ñïîñîá óìåíü-øåíèÿ øàðíèðíîãî ìîìåíòà îðãàíà óïðàâëåíèÿ ëåòàòåëüíîãîàïïàðàòà . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

Áëèíîâ Â.Í., Êîñèöûí Â.Â., Ðóáàí Â.È., Øàëàé Â.Â.

Âûáîð ïðîåêòíîãî îáëèêà àììèà÷íîé äâèãàòåëüíîé óñòà-íîâêè íàíîñïóòíèêîâîé ïëàòôîðìû . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

Êðàñíèêîâ Â.Ñ. Ïîñòðîåíèå ñòàáèëèçèðóþùèõ óïðàâëåíèéäëÿ ñòàöèîíàðíûõ äâèæåíèé ñïóòíèêà-ãèðîñòàòà ñ ïîëîñòüþ,ñîäåðæàùåé âÿçêóþ æèäêîñòü . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

Áîìøòåéí Ê.Ã. Àíàëèç ñòðàòåãèè è òàêòèêè ïîâûøåíèÿíàäåæíîñòè çàðóáåæíûõ áîåâûõ áåñïèëîòíûõ ëåòàòåëüíûõàïïàðàòîâ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

Åãîð÷åâ Ì.Â., Êîçëîâ Ä.Ñ., Òþìåíöåâ Þ.Â. Íåéðîñåòåâîåïîëóýìïèðè÷åñêîå ìîäåëèðîâàíèå ïðîäîëüíîãî êîðîòêîïåðèî-äè÷åñêîãî äâèæåíèÿ ìàíåâðåííîãî ñàìîëåòà . . . . . . . . . . . . 53

ÎÎÎ "Èçäàòåëüñòâî Ìàøèíîñòðîåíèå", 2015

ÎÎÎ "Ìàøèíîñòðîåíèå – Ïîëåò", 2015

Ïðåäñòàâèòåëè æóðíàëà:ã. Êàçàíü: Ð.È. ÀÄÃÀÌÎÂ, òåë. (843) 238-46-23

Ìèíîáîðîíû ÐÔ: Â.Â. ÄÐÈÊ, òåë. (495) 696-07-97

ã. Óôà: Î.Á. ÑÅÂÅÐÈÍÎÂÀ, òåë. (3472) 73-07-23

Ôðàíöèÿ, Ïàðèæ: Å.Ë. ×ÅÕÎÂ,

òåë. (10331) 47-49-28-05

Àäðåñ ðåäàêöèè: 107076, Ìîñêâà, Êîëîäåçíûé ïåð., 2-àÒåëåôîíû: (499) 269-48-96Ôàêñ: (499) 269-48-97; (499) 268-33-39Àäðåñ ýëåêòðîííîé ïî÷òû: [email protected]Àäðåñ â èíòåðíåòå: http: //www.mashin.ru

Æóðíàë âõîäèò â ïåðå÷åíü óòâåðæäåííûõ ÂÀÊ ÐÔ èçäàíèé äëÿ

ïóáëèêàöèè òðóäîâ ñîèñêàòåëåé ó÷åíûõ ñòåïåíåé.

Ìíåíèå ðåäàêöèè íå âñåãäà ñîâïàäàåò ñ òî÷êîé çðåíèÿ àâòîðîâ ñòàòåé.

Çà ñîäåðæàíèå ðåêëàìíûõ ìàòåðèàëîâ îòâåòñòâåííîñòü íåñåò ðåêëàìîäà-

òåëü. Ïëàòà ñ àñïèðàíòîâ çà ïóáëèêàöèþ ñòàòåé íå âçèìàåòñÿ.

Àííîòàöèè ñòàòåé æóðíàëà è òðåáîâàíèÿ ê îôîðìëåíèþ ïðåäñòàâëÿåìûõ

àâòîðàìè ðóêîïèñåé ïðèâåäåíû íà ñàéòå èçäàòåëüñòâà "Ìàøèíîñòðîåíèå"

http: //www.mashin.ru

12015

Ã.Â. ÍÎÂÎÆÈËÎÂ – Ãëàâíûé ðåäàêòîð (àâèàöèÿ),àêàäåìèê ÐÀÍ

À.Ñ. ÊÎÐÎÒÅÅÂ – Ãëàâíûé ðåäàêòîð (ðàêåòíàÿ

òåõíèêà è êîñìîíàâòèêà) àêàäåìèê ÐÀÍ, ïðîôåññîðË.À. ÃÈËÜÁÅÐÃ – çàì. Ãëàâíîãî ðåäàêòîðà,àêàäåìèê ÐÀÊÖ è Àêàäåìèè íàóê àâèàöèè

è âîçäóõîïëàâàíèÿ

×ëåíû

ðåäàêöèîííîéêîëëåãèèÂ.Â. ÀËÀÂÅÐÄÎÂ, ä.ò.í.

À.À. ÀËÅÊÑÀÍÄÐÎÂ, ä.ò.í.

À.Ï. ÀËÅÊÑÀÍÄÐÎÂ, ê.ò.í.,

ëåò÷èê-êîñìîíàâò

Á.Ñ. ÀËÅØÈÍ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ

Á.Â. ÁÀËÜÌÎÍÒ, àêàäåìèê

ÐÀÊÖ

À.Í. ÃÅÐÀÙÅÍÊÎ, ä.ò.í., ïðîô.

Â.Ã. ÄÌÈÒÐÈÅÂ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ

Á.È. ÊÀÒÎÐÃÈÍ, àêàäåìèê ÐÀÍ,

ïðîô.

Ï.È. ÊËÈÌÓÊ, ëåò÷èê-êîñìîíàâò

À.À. ËÅÎÍÎÂ, ê.ò.í.,


Â.À. ËÎÏÎÒÀ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ À.Ì. ÌÀÒÂÅÅÍÊÎ, àêàäåìèê

ÐÀÍ, ïðîô.

À.Ã. ÌÈËÜÊÎÂÑÊÈÉ, ê.ò.í.

Ñ.Â. ÌÈÕÅÅÂ, àêàäåìèê ÐÀÍ

Í.Ô. ÌÎÈÑÅÅÂ, ê.ò.í.

Ô.Í. ÌßÑÍÈÊÎÂ, èíæ.

À.Í. ÏÅÐÌÈÍÎÂ, ä.ò.í.

Ì.À. ÏÎÃÎÑßÍ, àêàäåìèê ÐÀÍ

Ã.Ã. ÐÀÉÊÓÍÎÂ, ä.ò.í.

Î.Í. ÐÓÌßÍÖÅÂÀ,

ÎÎÎ "Èçäàòåëüñòâî

Ìàøèíîñòðîåíèå"

Â.Â. ÒÅÐÅØÊÎÂÀ,


È.Á. ÔÅÄÎÐÎÂ, àêàäåìèê ÐÀÍ

Å.À. ÔÅÄÎÑÎÂ, àêàäåìèê ÐÀÍ,

ïðîô.

Â.Â. ÕÀÐÒÎÂ, ä.ò.í., ïðîô.Ñ.Ë. ×ÅÐÍÛØÅÂ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ,

ïðîô.

Ðåäàêòîð-îðãàíèçàòîð

Î.Ñ. ÐÎÄÇÅÂÈ×

Ðåäàêöèîííûé

ñîâåò À.Ì. ÌÀÒÂÅÅÍÊÎ,ïðåäñåäàòåëü ðåäñîâåòà,àêàäåìèê ÐÀÍÎ.Ì. ÀËÈÔÀÍÎÂ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ,ïðîô.Í.À. ÀÍÔÈÌÎÂ, àêàäåìèê ÐÀÍÈ.Â. ÁÀÐÌÈÍ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ,ïðîô.Â.Å. ÁÀÐÑÓÊ, ä.ò.í.Þ.Î. ÁÀÕÂÀËÎÂ, ä.ò.í., ïðîô.Â.Ô. ÁÅÇÚßÇÛ×ÍÛÉ, ä.ò.í.,ïðîô.

À.Ô. ÂÎÉÍÎÂ, ä.ôèëîñ. íàóê Ì.Á. ÃÓÇÀÈÐÎÂ, ä.ò.í.Â.À. ÄÀÂÛÄÎÂ, ê.ý.í.

À.Þ. ÄÀÍÈËÞÊ, ê.ò.í., ïðîô.Ã.Ë. ÄÅÃÒßÐÅÂ, ä.ò.í., ïðîô.Î.Ô. ÄÅÌ×ÅÍÊÎ, ê.ý.í.

Í.Í. ÄÎËÆÅÍÊÎÂ, ä.ò.í.Þ.Ñ. ÅËÈÑÅÅÂ, ä.ò.í.Ñ.Þ. ÆÅËÒÎÂ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍË.Ì. ÇÅËÅÍÛÉ, àêàäåìèê ÐÀÍ,ïðîô.

À.Í. ÊÈÐÈËÈÍ, ä.ò.í. À.À. ÊÎÐÎÒÅÅÂ, àêàäåìèê ÐÀÍÑ.Á. Ë¨ÂÎ×ÊÈÍ, ä.ò.í.Ë.Í. ËÛÑÅÍÊÎ, ä.ò.í., ïðîô.

À.Ï. ÌÀÍÈÍ, ä.ò.í.Â.À. ÌÅÍÜØÈÊÎÂ, ä.ò.í.Ò.À. ÌÓÑÀÁÀÅÂ, ä.ò.í.,ëåò÷èê-êîñìîíàâòÍ.Ã. ÏÀÍÈ×ÊÈÍ, ê.ô.-ì.í.Ê.Ì. ÏÈ×ÕÀÄÇÅ, ä.ò.í., ïðîô.Ñ.Ñ. ÏÎÇÄÍßÊÎÂ, èíæ.Â.À. ÏÎËÅÒÀÅÂ, ä.ò.í., ïðîô.Þ.À. ÐÛÆÎÂ, àêàäåìèê ÐÀÍ,ïðîô.Ã.Ã. ÑÀÉÄÎÂ, ê.ò.í.

À.Ã. ÑÀÌÓÑÅÍÊÎ, èíæ.Â.Ã. ÑÂÅÒËÎÂ ä.ò.í.

À.Í. ÑÅÐÜÅÇÍÎÂ, ä.ò.í.Ì.Þ. ÑÌÓÐÎÂ, ä.ò.í.Â.Ï. ÑÎÊÎËÎÂ, ä.ò.í., ïðîô.

À.Â. ÑÎËËÎÃÓÁ, ä.ò.í., ïðîô.Â.À. ÑÎËÎÂÜÅÂ, ÷ë.-êîð. ÐÀÍ,ëåò÷èê-êîñìîíàâòÂ.Â. ØÀËÀÉ, ä.ò.í., ïðîô.Â.À. ØÀÒÀËÎÂ,ëåò÷èê-êîñìîíàâò



C O N T E N T S

Lopota V.A. The Astronautics In Laying Ahead Decades . . . . . . . . . . . . 3

Pastuhov A.I., Orlova L.I., Kapger V.V. Method Of The Evidence

Of Technical Resource And Reliability Of LRE Using Tolerance Limits . . . 14

Bakhvalov Yu.O., Khatulev V.A., Mikheev O.V., Polozhentsev A.E.,Belik S.V. Super Low-Orbit Spacecraft For High-Detailed Opticoelectronic

Of Earth Observation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

Popovich K.F., Podobedov V.A., Levitskiy S.V., Shapiro N.S.

To Determination Of Basic Technical Features Of The Lightweight

Multipurpose Combat Aircraft . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

Andreev G.T., Kutukhina N.V., Pavlenko O.V. The Horn And Remote

Aerodynamic Compensation As The Recipe Of Decreasing The Hinge

Moment Of Aircraft Control Organ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

Blinov V.N., Kositsin V.V., Ruban V.I., Shalay V.V. Nanosatellite

Ammonia Micropropulsion System Design View Decisions . . . . . . . . . . . 35

Krasnikov V.S. Construction Of Stabilizing Controls For Stationary

Motions Of A Satellite-gyrostat With A Cavity Containing A Viscous

Fluid . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

Bomstein K.G. The Analysis Of The Strategy And Tactics Of The Relia-

bility Enhancing Foreign Unmanned Combat Airborne Vehicles

(UCAVs) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

Egorchev M.V., Kozlov D.S., Tiumentsev Yu.V. Neural Network Based

Semi-empirical Modeling Of Maneuverable Aircraft Short-periodic

Longitudinal Motion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53

Ltd Co "Mashinostroenie Publishing House", 2015

Ltd Co "Mashinostroenie – Polyot", 2015

Representatives of the journal:

Kazan: R.I. ADGAMOV, phone (843) 238-46-23

Ministry of Defence of Russian Federation:

V.V. DRIK, phone (495) 696-07-97

Ufa: O.B. SEVERINOVA, phone (3472) 73-07-23

France, Paris: E.L. TCHEHOV, phone (10331) 47-49-28-05

The journal is in the list of editions, authorized by the Supreme

Certification Committee of the Russian Federation to publish the works

of those applying for a scientific degree.

Viewpoints of authors of papers do not necessarily represent

the Editorial Staff s opinion.

Post-graduates have not to pay for the publication of articles.

Annotations of magazine articles and features required of author manuscript desing

are available at "Mashinostroenie Publishing House" Internet Site

http: //www.mashin.ru

Address of the editorial office: 107076, Moscow, Kolodeznyi per., 2-aPhones: (499) 269-48-96Fax: (499) 269-48-97; (499) 268-33-39E-mail address: [email protected]

Internet address: http: //www.mashin.ru

G.V. NOVOZHILOV –

Editor-in-Chief (Aviation), Acad., RAS

A.S. KOROTEYEV –

Editor-in-Chief (Rocket Technology

and Cosmonautics), Acad., RAS, Prof.

L.A. GILBERG –

Deputy Editor-in-Chief, Acad.,

RACTs&Acad., AAAS

Board Members of Editorial

V.V. ALAVERDOV, Dr.Sci. (Eng.)

A.A. ALEKSANDROV, Dr. Sci. (Eng.)

A.P. ALEKSANDROV, Cand. Sci.

(Eng.), Pilot-Cosmonaut

B.S. ALESHIN, Corresp. Member, RAS

B.V. BALMONT, Member, RACTs.

A.N. GERASHCHENKO, Dr. Sci. (Eng.),

Prof.

V.G. DMITRIYEV, Corresp.

Member, RAS

B.I. KATORGIN, Acad., RAS, Prof.

P.I. KLIMUK, Pilot-Cosmonaut

A.A. LEONOV, Cand. Sci. (Eng.),Pilot-Cosmonaut

V.A. LOPOTA, Corresp. Member,

RAS

A.M. MATVEYENKO, Avad., RAS,

Prof.

A.G. MILKOVSKIY, Cand. Sci.

(Eng.)

S.V. MIKHEYEV, Acad., RAS

N.F. MOISEEV, Cand. Sci. (Eng.)

F.N. MYASNIKOV, Eng.

A.N. PERMINOV, Dr. Sci. (Eng.)

M.A. POGOSYAN, Acad., RAS

G.G. RAYKUNOV, Dr. Sci. (Eng.)

O.N. RUMYANTSEVA, Ltd Co

"Mashinostroenie Publishing House"

V.V. TERESHKOVA,

Pilot-Cosmonaut

I.B. FEDOROV, Acad., RAS

E.A. FEDOSOV, Acad., RAS, Prof.

V.V. KHARTOV, Dr. Sci. (Eng.), Prof.

S.L. CHERNYSHEV, Corresp.

Member, RAS, Prof.

Editor Organizer

Î.S. RODZEVICH

Members of EdittorialCommittee

A.M. MATVEYENKO, Chair of Edit.CommitteeO.M. ALIFANOV, Corresp. Member,RAS, Prof.N.À. ANFIMOV, Acad., RASI.V. BARMIN, Corresp. Member,RAS, Prof.V.E. BARSUK, Dr. Sci. (Eng.)Yu.O. BAKHVALOV, Dr. Sci. (Eng.),Prof.V.F. BEZYAZYCHNYI, Dr. Sci. (Eng.),Prof.

A.F. VOINOV, Dr. Sci. (Ph)M.B. GUZAIROV, Dr. Sci. (Eng.)V.A. DAVIDOV, Cand. Sci. (Econ.)

A.Yu. DANILYUK, Cand. Sci.(Eng.), Prof.G.L. DEGTYAREV, Dr. Sci. (Eng.), Prof.O.F. DEMCHENKO, Cand. Sci. (Econ.)N.N. DOLZHENKOV, Dr. Sci. (Eng.)Yu.S. ELISEYEV, Dr. Sci. (Eng.)S.Yu. ZHELTOV, Corresp. Member, RASL.M. ZELENY, Acad., RAS, Prof.

A.N. KIRILIN, Dr. Sci. (Eng.) A.A. KOROTEYEV, Acad., RASS.B. LYOVOCHKIN, Dr. Sci. (Eng.)L.N. LYSENKO, Dr. Sci. (Eng.), Prof.

A.P. MANIN, Dr. Sci. (Eng.)V.À. MENSHIKOV, Dr. Sci. (Eng.)T.A. MUSABAYEV, Dr. Sci. (Eng.),Pilot-CosmonautN.G. PANICHKIN, Cand. Sci.(Phys.-Math.)K.M. PICHKHADZE, Dr. Sci.(Eng.), Prof.S.S. POZDNYAKOV, Eng.

V.A. POLETAYEV, Dr. Sci. (Eng.), Prof.Yu.À. RYZHOV, Acad., RAS, Prof.G.G. SAYDOV, Cand. Sci. (Eng.)

A.G. SAMUSENKO, Eng.V.G. SVETLOV, Dr. Sci. (Eng.)

A.N. SERYOZNOV, Dr. Sci. (Eng.)M.Yu. SMUROV, Dr. Sci. (Eng.)V.P. SOKOLOV, Dr. Sci. (Eng.), Prof.

A.V. SOLLOGUB, Dr. Sci. (Eng.), Prof.V.A. SOLOV'EV, Corresp.Member, RAS, Pilot-CosmonautV.V. SHALAY, Dr. Sci. (Eng.), Prof.V.A. SHATALOV, Pilot-Cosmonaut

12015



УДК 629.7

Êîñìîíàâòèêà

â ïðåäñòîÿùèå äåñÿòèëåòèÿÂ.À. Ëîïîòà

E-mail: [email protected]

Последние два десятилетия на различных уровнях научнотехнического сообще

ства России происходят дискуссии о роли и месте российской космонавтики, о

ее позициях в мировой космонавтике, о неэффективном использовании в на

стоящее время великого наследия и достижений, которые достались от предыдущих

поколений и позволяют еще в некоторых направлениях космонавтики удерживать

лидирующие позиции на рынке. При этом неоднократно высказывались блестящие

идеи и концепции, смелые и продуктивные предложения, которые публиковались и

представлялись в соответствующие административные органы, но, к сожалению, не

нашли достойного внимания.

Если проанализировать имеющиеся организационные документы, касающиеся

перспектив развития отечественной космонавтики, то первое, что бросается в гла

за, – это их несистемность и противоречивость, отсутствие прогрессивных целей и

подмена их частными задачами и, как следствие, отсутствие значимых результатов

при выполнении федеральных программ и в случаях участия России на мировом кос

мическом рынке.

Идея написать эту программную статью появилась еще в начале 2014 г. после ряда дискуссий и обращений ко мне многих коллег – ведущих ученых и специалистов ми

3

1. 2015

Излагаются актуализированные взгляды, сформированные и эволюционно развиваемые мно

гие десятилетия в Ракетнокосмической корпорации "Энергия" им. С.П. Королёва, создавшей

практически все мировые достижения отечественной космонавтики, занимающей и сегодня

лидирующие идеологические и технологические позиции в мировой космонавтике.

Подготовлена по материалам доклада на 38х академических чтениях по космонавтике

28 января 2014г. и других выступлений на открытыхотраслевых и международныхсовещаниях.

Ключевые слова: безопасность; электрическая ракетная двигательная система; ядерная ра

кетная двигательная система; технология гравитационного маневрирования; орбитальная пи

лотируемая космическая инфраструктура; межпланетный экспедиционный комплекс.

V.A. Lopota. The Astronautics In Laying Ahead Decades

The article based on the next matters: the report at the 38th Academic Readings on Astronautics

(2014 January 28), unclassified branchwise and International Meetings speeches.

Points of view and perception which were externalized and are evolutionary developing during many

decades withinThe SpaceRocket Corporation "Energy" in thename of S.P. Korolev arestated. Themerit

in creation of all distinguished world standard specimens of native astronautics belongs by right to this

Corporation which and today stands on leading scientific, technology and ideological positions in the

world astronautics.

Key words: reliability; electric rocket power system; nucleate rocket power system; gravitation ma

noeuvring technology; inorbit pilot cosmic infrastructure; interplanetary expeditionary complex.

ЛОПОТА Виталий Александрович–

до сентября 2014 г.президент и генеральный

конструктор РКК "Энергия"имени С.П. Королёва,

чл.корр. РАН, профессор, доктор техн. наук



ровой космической отрасли. За это я им благодарен инадеюсь, чтостатья будет полезна и тем, ктоеще не потерял веру в лидерствороссийской космонавтикии готов это учесть при формировании будущих космиче

ских программ.Основными стратегическими целями российскойкосмонавтики должны быть национальная безопасность, технологическая независимость и благосостояние граждан России.

Основными принципами, которыми необходимо руководствоваться при осуществлении космической

деятельности, могут быть следующие:– защита суверенных прав, возможностей и свобо

ды действий в космосе;– противодействие реализации космической дея

тельности, враждебной национальным интересам;– взаимовыгодное сотрудничество с другими госу

дарствами в рамках освоения и использования космического пространства;

– поддержка мирной направленности космической деятельности других государств;

– приверженность международноправовым меха

низмам урегулирования претензий государств на суве

ренитет над областями космического пространства,планетами и другими небесными телами Солнечной

системы;

– пилотируемые ракетнокосмические комплексы

создаютсякак единая взаимоувязанная система ракетных, космических и наземных сегментов.

Основные задачи отечественной космонавтики со

стоят в следующем:

постоянный и беспрепятственный доступ в кос

мос. Создание надежных, дешевых и эффективных

средств выведения, пилотируемых и беспилотных транспортных средств,межорбитальных буксиров,ав

томатических космических аппаратов целевого назна

чения и наземной космической инфраструктуры для

обеспечения беспрепятственного доступа в космос вовсем спектре решаемых задач оборонного, научного и

социальноэкономического назначения;

безопасность из космоса и в космосе:обеспечение навигации, связи, мониторинга

Земли и космического пространства в интересах

национальной безопасности и экономики;противодействие угрозам планетарного масшта

ба из космоса (кометноастероидной и другой

опасности);

обеспечение безопасности операций в космическом пространстве;

парирование угроз и защита космических средств

и наземной инфраструктуры;

территориальные и ресурсные интересы:технологии и средства освоения и практического

использования околоземного космического пространства, ресурсов планет и небесных тел Солнеч

ной системы;осуществление пилотируемых экспедиций к Луне, астероидам и Марсу;

развитие космических технологий: достижение технологий мирового уровня в ра

кетнокосмической промышленности и смежных отраслях;

рациональное сочетание отечественных и зарубежных технологий для обеспечения эффективнойкосмической деятельности;

опережающее развитие прорывных технологий,позволяющих получить приоритет в космической

деятельности; генерация знаний:

научные исследованиядля получения и накопления знаний о Вселенной;

подготовка и реализация программ исследова

ний, освоения и использования космического про

странства, планет и небесных тел Солнечной системы;

эффективное использование результатов косми

ческой деятельности в образовании и экономике

для укрепления безопасности и повышения благосостояния граждан;

воспитание инженерного и интеллектуальногопотенциала нации:

постоянная демонстрация высокой общественной значимости космической деятельности;

поднятие престижа профессий в ракетнокосмической промышленности;

создание системы отбора, интеллектуальноговоспитанияи подготовкивысококвалифицированных ученых, инженеров, специалистов;

обеспечение престижа государства.В соответствиис изложенными целями, принципа

ми и задачами отечественной космонавтики предпо

лагается поэтапное расширение присутствия человекав околосолнечном космическом пространствеи повышение значимости решаемых задач для достиженияследующих основных результатов:

– расширение возможностей околоземной орбитальной пилотируемой космической инфраструктуры(станций) для проведения научных исследований,технической и технологической отработки ракетнокосмических технологий, обслуживания и ремонта авто

матических космических комплексов, сборки крупно

габаритных конструкций различного назначения;

4



– реализация длительных полетов за пределаминизких околоземных орбит, связанных с обеспечением повышенных уровней защиты экипажа и аппарату ры от негативных воздействующих факторовкосмического пространства (ионизирующего излучения, экс

тремальных температур, отсутствия магнитного поля,гипогравитации) и повышенной надежности и автономности космических средств, в том числе полетовна орбиту искусственного спутника Луны, в точки

либрации системы Земля–Луна, к астероидам, наорбиты искусственного спутника Солнца, в точки

либрации системы Земля–Солнце;– высадка на поверхность Луны и создание планет

ной инфраструктуры в целях проведения исследований и генерации новых знаний, а также подготовки к освоению Луны в интересах развития человечества в

долгосрочной перспективе;

– создание межпланетного экспедиционного комплекса и реализация пилотируемого полета на Марс свысадкой на поверхность планеты для обеспечения ееисследований.

Присутствие человека и последовательное повышениеегороли в реализации программыразвития опреде

ляют основные принципы и подходы к созданию перспективных космических комплексов, средств их выве

дения, наземной космической инфраструктуры, обеспечивающей подготовку к полету, спасение в случаеаварийной ситуации, управление полетом, возвращение на Землю и последующую реабилитацию.

Программыдопускаютширокое привлечение меж дународной кооперации, однако с учетом нестабильной геополитической обстановки необходимым условием является возможность обеспечения ее реализации с использованием российских технологий. Приреализации ряда задач в составе международнойкооперации предполагается обеспечение ведущейроли России, что должно продемонстрировать лидирующие позиции нашей страны в пилотируемой космонавтике.

Предназначение космонавтики на современном этапе. Космонавтика сегодня – это генерации новых зна

ний, более детальных и глубоких, о космическом пространстве на основе исследований, развивающихся поразличным направлениям. Это решение множестваприкладных задач в интересах повседневной деятельности земной цивилизации на родной планете (глобальная связь и телекоммуникация, наблюдение и мониторинг поверхности и атмосферы Земли, навигация, поиск и обеспечение спасания терпящих бедствие и т.д.).

Cовременная космонавтика родилась как итог осмысления результатов первых исследований космиче

ского пространства, тех возможностей, которые появ лялись и расширялись в связи с полетами искусственных спутников Земли, автоматических межпланетных зондовстанций, пилотируемых космических кораб

лей и орбитальных околоземных станций, несущих на

борту научную и специальную целевую аппаратуру.Стремление человечества к новым знаниям вызва

но возрастающей необходимостью понимания условий жизни земной цивилизации в сложнейшем миро

устройстве Вселенной, оценки возможных глобальных угроз от различных космических факторов дляСолнечной системы, для Земли и жизни на ней.

Это стремление обусловлено и существеннымиприкладными интересами. Они крайне важны дляобеспечения безопасности и сохранности нашей цивилизации, использования ресурсов космоса, а также

для создания и развития технологий в целях осуществ

ления космической деятельности в практических сферах (глобальная связь и телекоммуникации, мониторинг атмосферы, поверхностей суши и Мировогоокеана, навигационное обеспечение, медицина, био

логия и др.).Вот только один из примеров важности современ

ной космонавтики для фундаментальных знаний. Основным источником информации о громадных пространствах Вселенной является спектр излучений, которые можно зафиксировать различными физикотехническими инструментальными средствами(датчики, комплексы и приборы). Располагаемые на

поверхности Земли, они позволяют проводить наблю дения и измерения небесной сферы в ограниченномспектре электромагнитных излучений: широкий диапазон радиоволн, оптический диапазон и примыкающие к нему сравнительно узкие ультрафиолетовый иинфракрасный диапазоны (рис. 1 цв. вклейки). Это непозволяет комплексно и объективно исследовать всепроцессы, происходящие во Вселенной.

При размещении соответствующих физикотехнических инструментальных средств на высотах более160 км над Землей становятся возможными наблю

дения и измерения рентгеновского и гаммаизлуче

ний. Гаммаизлучение дает представление о термо ядерных процессах во Вселенной, а рентгеновское–о гравитационных и других катаклизмах в жизнимакромира.

Ультрафиолетовое излучение дает информациюо плазменных процессах в космосе, инфракрасное–о тепловых процессах в окружающем пространстве.

Информация, которую приносят радиоволны, –это "голос Вселенной". Космические радиоволны че

ловечество изучает более ста лет в поиске ответов наволнующие вопросы, в том числе на вопрос о возмож

5

1. 2015



ном существовании во Вселенной других развитых цивилизаций.

Особое место в современной космонавтике занимает использование пилотируемых средств и систем.

Именно в пилотируемой космонавтике всегда рожда лись и развивались наиболее надежные и безопасныекосмические технологии. Это перемещения в космическом пространстве обитаемых и необитаемых конструкций, технологии обеспечения жизнедеятельности человека как в замкнутом, защищенном объеме,так и в открытом космосе, а также "прорывные"технологии для выполнения исследований и генерации новых знаний.

Например, размещение рентгеновского телескопана станции "Мир" и проведенные с его помощью исследования в корне изменили всю систему и глубину знаний о структуре и содержании Вселенной, существенно изменили методики и инструментарий исследований, расширяющие в настоящее время фундаментальные знания человечества.

Ближайшие задачи космонавтики. Куда же направить космическое продвижение цивилизации в бли

жайшие десятилетия?Это продвижение в обозримом будущем может

быть реализовано только с использованием отработанных и проверенных временем технологий.

Базовая технология, обеспечивающая эффективное освоение космоса, включает реактивные технологии перемещения объектов в космическом простран

стве (ракетыносители, разгонные блоки и межорбитальные буксиры, автоматические и пилотируемыекосмические аппараты, межпланетные пилотируемыекомплексы).

Существуют и совершенствуются два варианта реактивных технологий – на основе химических и электрических ракетных двигательных систем.

В обоих случаях формирование траектории полетаобъекта производится сообщением ему необходимых изменений вектора скорости движения за счет реак тивной тяги, создаваемой в результате выброса вовнешнее пространство масс рабочего тела (продуктов

сгорания, газов, плазмы, электрически заряженных частиц).

Химические ракетные двигательные системы включают бортовые средства, обеспечивающие хранениекомпонентов топлива (в виде газов, жидкостей илисмесевоготвердоготела), их сгораниеи формированиевыброса продуктов сгорания во внешнее пространствовозможно со скоростью до ~4,0…4,5 км/с.

В электрической ракетной двигательной системе

бортовые средства обеспечивают хранение однокомпонентного рабочего тела, генерацию электроэнергии

высокой мощности за счет преобразования энергиисолнечного света или тепловой энергии от бортовой

ядерной или другой энергоустановки, подачу рабочеготела в агрегат с преобразованием в плазменное или

ионизированное состояние, электромагнитное ускорение полученного плазменного или ионизированного вещества до высоких скоростей (50…100 км/с иболее).

Кроме этих систем не исключается возможностьсоздания и эксплуатации в некоторой отдаленнойперспективе ядерных ракетных двигательных систем, вкоторых выделяемая в ядерном реакторе тепловаяэнергия передается непосредственно рабочему телу,

ускоряемому в сопловом аппарате ракетного двигате ля для выброса во внешнее пространство со скоростями до двух десятков километров в секунду. Разработкитаких систем проводились в США и СССР с середины

1950х гг., но их создание и развитие по ряду причинбыло остановлено.

Возможности существующих химических и электрических ракетных двигательных систем позволяютобеспечить полеты только в пределах Солнечной системы. При этом исследовательские автоматическиекосмические аппараты могут выполнять и выполняютмиссии к дальним планетам и даже за пределы Солнечной системы, используя дополнительно техноло

гию гравитационного маневрирования, когда при формировании траектории полета для разгона космических аппаратов используются гравитационные поля

планет. Продолжительности полетов в данном случаемогут составлять от нескольких лет до нескольких десятков лет в зависимости от конечной цели полета.

Для пилотируемых полетов ввиду необходимостивыполнения требований по безопасности полета экипажа и его жизнедеятельности на борту комплексареально обеспечить в ближайшие десятилетия возможность полетов человека к ближним относительноЗемли небесным телам (Луна, Марс, Венера, астерои

ды земной группы).Одна из планет, орбита которой близка к орбите

Земли, – это Венера ("утренняя голубая звезда"). Зем ляне уже получили некоторые весьма ценные данныепо этой планете и продолжают ее исследовать. В первую очередь интересуют вопросы, представленные нарис. 2 (см. цв. вклейку).

Планета очень интересна для получения новых фундаментальных знаний. У поверхности планетытемпература атмосферы составляет около 500 °С, дав

ление – около 104 кПа, в атмосфере перемещаются сбольшими скоростями мощные сернокислые облака.Планета доступна только для дистанционных иссле

дований, в том числе автоматическими средствами сорбит искусственных спутников Венеры.

6



Некоторые исследования возможно осуществлять

путем измерений с помощью приборов на борту атмо

сферных зондов или иных летательных аппаратов, выполняющих длительные полеты в атмосфере на задан

ной высоте, или на борту поверхностных станций,

доставленных с Земли на Венеру (в течение ограни

ченного времени "выживаемости" станций в тяжелых условиях).

Ещеодна близкая к Земле планета – Марс.Некото

рые полученные данные и основные вопросы, кото

рыесегодня интересуют землянпо этой планете, представлены на рис. 3 (см. цв. вклейку).

Марс интересней "утренней голубой звезды" с точ

ки зрения создания на нем поселений в целях колони

зации и исследований, потомучтотам обнаружено на личие воды в виде льда (уже на глубине около 1 м).

Температура атмосферы на поверхности этой планеты

более приемлема длянашей техники, но плотностьат

мосферы ~ в 10 раз меньше, чем на поверхности Зем ли. Атмосфера углекислотная. Поэтому есть, о чем по

думать при создании приемлемых для обитания усло

вий, и в первую очередь об обеспечении необходимойэнергетикой базпоселений.

Если говорить о приоритетах в полетах к ближним

относительно Земли небесным телам Солнечной сис

темы, то предпочтение следует отдать Марсу. Хотя за

служивает интерес и Лунакак испытательный полигон

и база отработки космических технологий освоения

дальнего космоса.Ученые и инженеры ведущих ракетнокосмиче

ских корпораций мира, рассмотрев различные вари

анты возможной космической экспансии человека на

ближайшие десятилетия, пришли к соглашению по ее

"дорожной карте", имея в виду полеты пилотируемых

космических комплексов (рис. 4 цв. вклейки).

"Дорожная карта" предусматривает реализацию од

ного из двух сценариев продвижения человечества в

космос: "Земля– астероиды– Луна – Марс"или"Зем

ля – Луна – астероиды – Марс". Эта идеология в на

стоящее время прорабатывается с учетом заявлений

лидеров некоторых государств (например,в США рассматривается вариант о первоначальном полете на ас

тероид).

С точки зрения конструкторскотехнологического

обеспечения миссий более перспективный и последо

вательный путь состоит в создании техники марсиан

ского применения. Луна – естественный спутник Зем

ли – рассматривается в первую очередь как объект ис

следований, позволяющий решить в том числе задачи

гарантированной отработки технологий, необходи

мых для планомерного освоения Марса.

Для обеспечения безопасности и по мере развитиякосмических средств проблему полетов к угрожающим Земле астероидам необходимо будет решатьв любом случае. Такие программы должны быть сформированы международными партнерами в ближайшее

время.Обсуждаются и коммерческие полеты к астерои

дам: рассматривается создание техники и технологий для транспортировки ресурсосодержащего астероидапоближе к Земле на орбиту в ее гравитационном поле(например, у Луны, при наличии редкоземельных и

других дефицитных металлов и материалов).Эту интересную, сложную и очень дорогостоящую технологическую задачу в космосе возможно решить только при

условии обеспечения достаточным уровнем энергетики.

В настоящее время в космосе реализуются в основ

ном реактивные технологии полетов на базе химической или электрической энергетики. Освоено и использование гравитационных полей планет Солнечной системы. Рациональное сочетание этих технологий позволяет уже сегодня говорить о реализуемостиэкспедиций к Луне, Марсу и астероидам автоматическими и пилотируемыми космическими средствами.

Основные принципы реализации межпланетных полетов в космосе приведены на рис. 5 (см. цв.вклейку).

Для преодоления силы гравитации при старте сЗемли (другого небесного тела) и/или для прохожде

ния радиационно опасных для человека и аппаратурыобластейкосмическогопространстварационально использовать "быстрое" перемещение космических аппаратов (КА) с использованием химической энергетики в ЖРД и "медленного" перемещения КА с использованием электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) (более эффективного по массе доставляемогополезного груза).

Необходимо отметить, что из химических реактивных двигательных систем наиболее эффективными

являются системы с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).

Твердотопливные ракетные двигатели, хотя и при

ближаютсяпо своим характеристикам к ЖРД, но покаим все же уступают по удельному импульсу тяги и пр.Поэтому для пилотируемых программ предпочтительными остаются ракетные системы с ЖРД. Это системы с хорошей управляемостью и контролем внутренних процессов.

Они обеспечивают более "мягкие", допустимые перегрузки в результате возможности "глубокогодроссе

лирования"– тяга двигателей регулируется в широком диапазоне значений. Скорость выброса истекающих из сопла ЖРД продуктов сгорания топлива, как уже

7

1. 2015



отмечалось, может достигать 4,0…4,5 км/с, а тяга –10 кН...1МН.Выброс масс продуктовсгораниятоплива осуществляется при этом с расходом от десятковсотен килограммов в секунду и до десятков тонн в

секунду в соответствии с назначением и размерностью ЖРД.

В электрических ракетных двигательных системах выброс масс рабочего тела составляет единицысотни

грамм в секунду, но с гораздо большей скоростью (бо

лее чем в 10 раз). Однако тяга ЭРДУ составляет ~ еди

ницы ньютон. Поэтому у химических и электрических ракетных двигательных систем имеются свои особен

ности организации движения в космосе, в частности,

по обеспечиваемому суммарному времени перемеще

ния к заданной цели и формированию траекторийперелетов.

Например, с помощью электрических ракетных двигательных систем полезные грузы доставляются к

цели по спиральным траекториям с большой продол жительностью перелета. При использовании таких

траекторий в околоземном космическом пространстве

приходится многократно пролетать через радиационные пояса Земли, набирая большую дозу радиоактив

ного облучения (эти условия необходимо учитывать

как специфические требования к транспортируемым

грузам).При доставке человека в дальний космос с Земли

необходимо использовать химические ракетные дви

гательныесистемы, что позволяет существенно уменьшить дозу облучения в радиационных поясах Земли.

Технологии, которые необходимо эффективно ис

пользовать при осуществлении межпланетных пере

летов, – это технологии использования гравитационных полей планет и их спутников. Они основаны на

известном свойстве гравитационноцентробежного

полясистемы двухнебесных тел,вращающихся вокруг

общего центра масс. Подходящая среда для отработкитаких технологий – это гравитационноцентробежное

поле системы Земля–Луна, в котором существуют

пятьхарактерных точек L либрации(точки Лагранжа). Для эффективного освоения дальнего космоса в

первую очередь интересны точки либрации L1 и L2 ,

расположенные на удалении ~60 тыс. км от Луны

(L1 – со стороны Земли, L2 – за Луной). В окрестно

сти этих точек на квазистационарных орбитах могутбыть размещены космические станции как для науч

ных исследований, так и для использования в качест

ве транспортных (транзитных) узлов при полетах к

Луне, Марсу, астероидам и другим траекториям в дальний космос.

На таких станциях предполагается отработка необходимых космических технологий и размещение оборудования для исследований по различным направлениям. Указанные космические средства и позиции необходимо включить и рационально использовать всоздаваемой и развиваемой космической инфраструктуре (рис. 6 цв. вклейки) для эффективных исследованийи освоениякосмоса и планетСолнечной системы.

Состави технический облик входящих в неекосми

ческих средств прорабатывается в РКК "Энергия" ещесо времен С.П. Королёва. Здесь имеется большой ин

теллектуальный и технологический задел, которым

наша страна может гордиться. Ряд средств космиче

ской инфраструктуры и технологии их создания ужеимеются, некоторые еще предстоит создать.

Средства этой инфраструктуры и функции, кото

рые они выполняют, требуют определенной бортовойэнергетики. Прогноз необходимого ее уровня, функций и задач приведен на рис. 7 (см. цв. влейку).

Первый уровень – до 150...500 кВт. Он полагается

практически достаточным для решения всех задач об

служивания социальноэкономической жизнедея

тельности человека, включая основныевопросы обес

печения безопасности на Земле.

Второйуровень – 0,5...6 МВт. Такая энергетика не

обходима для широкого круга исследований и опера

ций в дальнем космосе, для освоения Луны, выполне

ния работ на орбитах у Луны и на ее поверхности.

Третий уровень – 24 МВт, необходимый для освоения Марса, включая пилотируемые миссии.

Эти оценки позволяют ученым и инженерамкон

структорам сформулировать на предстоящие десяти

летия исходные данные к проектным обликам косми

ческих средств и объектов, точно определить и реали

зовать энергетические требования для транспортных

операций в космосе (рис. 8 цв. влейки).

Здесь приведены характеристические скорости

(энергозатраты), которые необходимо обеспечить

космическим средствам для достижения ближайших к

Земле небесных тел и заданных областей космическо

го пространства. Эффективное решение указанных задач, как уже отмечалось, возможно только при ра

циональном сочетании "быстрых" (с большой реак

тивной тягой) и "медленных" (с малой реактивной тя

гой) траекторий полетов. Для выведения грузов на низкую околоземную ор

биту необходима первая космическая скорость(7,8 км/с). Грузовые перелеты с низкой околоземнойорбиты к окололунной вокруг точки либрации L1 поспиральным траекториям (использование ЭРДУ) требуют запаса характеристической скорости ~7 км/с.

8



Для полета по трассе "околоземная низкая орбита –орбита вокруг точки L1" потребуется набор характеристической скорости около 3,8 км/с.

Заслуживают особого внимания энергозатраты натраекториях перелетов между орбитами вокруг точек

L1 и L2 . Необходима характеристическая скоростьвсего лишь ~10 м/с, т.е. минимальные затраты энергии позволят перемещать между этими орбитамикосмические объекты и конструкции.

В последние годы в РКК "Энергия" в кооперации с лидерами мировой космонавтики прорабатываютсянесколько окололунных технологических вариантов.В частности, обсуждается идея размещения посещаемой пилотируемой станции на орбите вокруг точкиL2 , которая одновременно может стать исследовательским, сборочноиспытательным и транзитным портом, а орбита вокруг L1 – отлетной орбитой для эф

фективной отработки технологий освоения дальнегокосмоса, пилотируемых полетов к Луне, Марсу и др.Посещаемая станция на окололунной орбите вокругточки L2 будет летать на расстоянии около 60 тыс. кмот Луны, находиться в зоне прямой радиовидимости иобеспечивать постоянную связь (голосовые и видео

данные) абонентов на обратной стороне Луны сЗемлей, что важно для исследований и освоения этогоестественного спутника нашей планеты.

Кометноастероидная опасность постоянно угро жает земной цивилизации. Человечество всегда должно быть готово к ее отражению. Поэтому необходим

мониторинг движения наиболее опасных комет и астероидовдля определения опасности их столкновенийс нашей планетой.

Отметим, чтолетящий на Землю астероид илииноенебесное тело с габаритными размерами ~100…1000 мпредставляет для нашей планеты угрозу в виде крупномасштабной региональной катастрофы, а с размерами свыше 1 км и более грозит уже глобальнойкатастрофой.

Мониторинг может осуществляться с использованием предлагаемой РКК "Энергия" спутниковой системы контроля космического пространства, которую

целесообразно создать для наблюдения за движениемнаиболее опасных комет и астероидов в целях выявления опасности их столкновений с нашей планетой.

Систему мониторинга целесообразно формировать, используя точки L3 , L4 , L5 для размещения в их окрестностях космических станций оптикоэлектронного наблюдения (рис. 9 цв. вклейки).

Система этих точек вращается вокруг общего центра масс гравитационой системы Земля–Луна с линейной скоростью, равной ~1 км/с. Размещение взоне этих точек станций оптикоэлектронногонаблю

дения с ориентацией главных осей их оптических систем под углом 120° друг к другу в плоскости эклиптикипозволит (при громадной базе между станциями –около 700 тыс. км) получать очень высокое линейноеразрешение фотоизображений окружающего Землю

пространства и наблюдать особо опасные участкинебесной сферы, выявляя блики летящих тел.

Предлагаемая система будет весомым вкладом космонавтики в безопасностьЗемли.Но дляее создания иэксплуатации в режиме реального времени необходима международная кооперация партнеров, обладающих соответствующими технологиями и ресурсами.

Космонавтикасможет обеспечитьв будущем решение таких важных задач, как ликвидация энергетического дефицита человечества путем создания космических электростанций, изменения климата Земли исреды за счет выноса особо вредных производств за

пределы атмосферы и др.С учетом достигнутого технического и технологи

ческого развития космонавтикав настоящее время бо лее востребована в околоземном космическом пространстве, чем в дальнем космосе. Это объясняетсятем, что технологии выхода человечества в дальнийкосмос только разрабатываются и пока не готовы дляширокого использования. Мы находимся на порогеновых прорывных космических технологий. С их обретением количество задач в дальнем космосе будетсущественно увеличиваться.

Пилотируемая космонавтика. Основной техниче

ской базой для отработки широкого круга космических технологий в реальных условиях является сего

дня Международная космическая станция (МКС).В ширину она занимает ~70 м, а по длине панелей солнечных батарей ~126 м. МКС построена с использованием технологий, которые были отработаны на станциях "Салют", "Мир" и "Скайлэб".

МКС, по существу, является легкодоступным (посравнению с межпланетным пространством), надежным, безопасным, хорошо оснащенным космическимэкспериментальнымстендом, потенциал которого используется для отработки перспективных космиче

ских технологий.Задачи транспортнотехнического обеспечения

МКС в последниегоды (послевывода из эксплуатацииамериканских шаттлов) выполняют только российские корабли типа "Прогресс" и "Союз", включая доставку экипажей и грузов, гарантируя возможностьэкстренного возвращения экипажа станции на Землюв случае возникновения нештатных ситуаций на борту. В каждом полете отрабатываются технологии, которые обеспечат России в будущем необходимыеконкурентные преимущества.

9

1. 2015



Наши американские партнеры уже полностью раз

вили свой сегмент станции и эффективно эксплуати

руют его для исследований.Российский сегмент изза секвестров программ и

непринятия своевременных решений может быть соз дан только к 2018–2020 гг. С этого периода станет воз

можно выполнение полновесной отечественной научной программы в уникальной комплексной нацио

нальной лаборатории на МКС.

В настоящеевремя партнеры (Россия, США, Евро

па, Канада и Япония) договорились об эксплуатациистанции до 2020 г. и обсуждается возможность экс

плуатации МКС до 2024 г.

МКС – это уникальный орбитальный полигон от

работки космических технологий будущего. К середине 2020х гг. ресурс американского сегмента может

быть практически исчерпан. Поэтому новые модулироссийского сегмента, которые к тому времени долж

ны быть введены в эксплуатацию, можно будет использовать в качестве орбитального порта на низкой

околоземной орбите (международного, посещаемого,

обитаемого) в целях эволюционного развития между

народной пилотируемой программы (рис. 10 цв.вклейки).

Качественным отличием российской орбитальной

базы от МКС станет ее целевая направленность на

обеспечение прикладных исследований в интересах отечественнойнауки и техники, а также обслуживание

автоматических технологических КА (типа ОКАТ).Не исключается возможность привлечения междуна

родной кооперации, однако главным условием должно быть сохранение полной функциональности стан

ции вне зависимости от иностранных партнеров.

После 2030 г. российская орбитальная база может

быть трансформирована в орбитальный пилотируемый сборочноэксплуатационныйкомплекс,который

должен обеспечивать сборку крупногабаритных кон

струкций различного назначения в космосе (крупно

габаритные солнечные батареи, несущие фермы и др.), необходимых для дальнейшего продвижения че

ловека в космическое пространство. В том числе задачей базы может быть сборка межпланетных экспеди

ционных комплексов для полетов в дальний космос.Опыт российских и американских миссий, экс

плуатации станций "Салют", "Мир", "Скайлэб", МКС

показывает, что наиболее рационально создавать кос

мические конструкции с 30летним ресурсом. Этообеспечит эволюционное и более эффективное освое

ние космоса.

Следует особо отметить, что эволюционное разви

тие космонавтики не должно допускать ситуации, ко

торая случилась со станцией "Мир", когда в угоду не

ких сиюминутных соображений горестратегов было

принято решение прекратить ее существование. Итолькочерез~10лет удалось вернутьсяк полноразмер

ному орбитальному пилотируемому комплексу – Ме ждународной космической станции, которая стала

уникальной технической базой для возобновленияисследований и отработки технологий, проводившихся

на станции "Мир". Но для России это стало уже в зна

чительно более усеченном варианте. Орбитальная

станция"Мир" быласконструированапо единой идео логии, ее уникальное для своего времени концепту

альноконструктивное совершенство обеспечило на

шей стране широчайший круг многопрофильных ис

следований, значительный научнотехнический прогресс, интеллектуальное и мировое лидерство.

Международная космическая станция это современный и уникальный орбитальный научнотехниче

ский комплекс для исследований и отработки перспективных космических технологий, сформирован

ный как инженерный компромисс участвующих в ее

создании партнеров и образцовая зона международ

ной кооперации в космосе.Интересные работы по формированию перспек

тивных обликов будущих космических объектов для

пилотируемых миссийвыполняются в СШАи России.

Например, проводятся опытноконструкторские работы по трансформируемым конструкциям для их ис

пользования в составе орбитальных станций и межпланетных комплексов. Один из возможных вариан

тов этой перспективной технологии представлен нарис. 11 (см. цв. вклейку).

Активно ведутся проектные разработки пилоти

руемых космических кораблей для ближних и дальних

миссий (рис. 12 цв. вклейки). В конце текущего десятилетия должны появиться корабли нового поколе

ния. Российские корабли типа "Союз" и "Прогресс",

которыесегодня являютсябазовымикораблями, будут

потеснены конкурентами.В США готовятся четыре проекта кораблей, все

они имеют близкие между собой значения стартовоймассы.

В России в РКК "Энергия" создается пилотируемый транспортный корабль нового поколения(ПТК НП), предназначенный для дальних миссий.Его масса составит ~20 т (рис. 13 цв. вклейки). Корабль разрабатывается для 10кратного примененияего основной части – возвращаемого аппарата (ВА).ПТК НП создается для полетов со второй космической скоростью. При возвращении ВА на Землю вовремя спуска его поверхностьдолжна выдерживатьна

10



грев в атмосфере до температуры выше 3000 °C (припервой космической скорости – до 2500 °С).

На базе ПТК НП для дальних миссий предлагаетсяпроект корабля, который может быть использован наоколоземных орбитах. Его масса несколько меньше

(~14 т),и он будет конкурентоспособенпо отношениюк зарубежным аналогам (рис. 14 цв. вклейки).

Если для выведения на низкую орбиту кораблеймассой 14 т достаточна ракетаноситель (РН) грузоподъемностью 14…16 т, то для полетов в дальний космос (со второй космической скоростью 20тоннымкораблем) необходимо еще средство межорбитальнойтранспортировки (дополнительная космическая ступень) массой ~55...65 т, которое обеспечит полеты,например, к Луне и обратно.

Следует обратить внимание, что России для реализации программ дальнего космоса с использованием

ПТК НП необходимы соответствующие ракетыносители сверхтяжелого класса грузоподъемностью 75...85 т (рис. 15 цв.вклейки). Сегодня в отечественной пи

лотируемой космонавтике таких носителей нет, и их необходимо в ближайшее время создать.

Следует также учитывать специфику нового строящегося космодрома Восточный. При запуске с негопилотируемых кораблей необходимо предусмотретьвсе способы аварийного спасения экипажа ПТК НПна всех участках этапа выведения, трасса которогопроходит в основном над акваторией Мирового океана. Для этого необходимо предусмотреть использова

ние всех существующих средств спасания у соответствующих ведомств нашей страны (самолетыспасате

ли, судаспасатели с палубными вертолетами, экранопланы и пр.).

Разработчики проектов в области пилотируемойкосмонавтики постоянно прорабатывают и актуализируют идеологию и архитектуру комплекса технических средств для миссий человека в дальний космос.Специалисты ведущих компаний мира (РКК "Энергия", "Локхид", "Боинг", "Астриум", "Митсубиси")сформировали за прошедшие пять лет в ходе совместных дискуссий всего лишь шесть будущих ключевых

базовых элементов (рис. 16 цв. вклейки). Обладая этими элементами, можно решать задачи программпилотируемых полетов не только на Марс, но и на

Луну, и на астероиды.В предложенной архитектуре заложена основа, ба

зирующаяся на надежных апробированных в проектеМКС технологиях, которые могут эволюционно совершенствоваться. По мере появления и отработкиперспективных технологий их внедрение осуществляется с учетомобеспеченияуровнянадежности не ниже

достигнутого.

Базовым принципом эффективного,рационально

го и надежного решения целей и задач космонавтики является создание пилотируемых ракетнокосмических комплексов как единой взаимоувязанной системы

ракетных, космических и наземных сегментов.

В результате формируется продуманный с точкизрения реализуемости сценарий дальнейшего эволю

ционного развития космонавтики с реальными целя

ми и задачами.

Постоянно обсуждается вопрос, как долго будетфункционировать МКС. Партнеры должны принять

решение, во что этот проект будет трансформировать

ся: либо в посещаемый космопорт у Луны, либо в кос

мопорт на низкой околоземной орбите. Кроме того,возможна комбинация обоих вариантов. Желательно,

чтобы космопорт на низкой околоземной орбите так

же функционировал на постоянной основе в целях

обеспечения безопасности экипажей (космонавтов,астронавтов), которые будут возвращаться на Землю и

проходить на нем послеполетный карантин.

Необходимый бюджет стартовых масс для будущих

космических программ и миссий (околоземных, марсианских, лунных и астероидных) в настоящее время

достаточно точно рассчитан. Массы полезных нагру

зок для обеспечения миссий укладываются в следую

щие типоразмеры грузоподъемности РН: среднегокласса, до 16 т, и сверхтяжелого класса, от 75 т и выше

(рис. 17 цв. вклейки).

Анализ условий эксплуатации космических средств и комплексов позволяет определить наиболее

актуальные технологии, определяющие конкуренто

способность и надежность космической техники буду

щего. Этот опыт обязательно необходимо учитывать

при формировании отечественных программ НИОКР

создания перспективной ракетнокосмической тех

ники.

Разработку и отработку этих технологий наиболее

эффективно проводить в программах пилотируемых

полетов, при последующем их использовании для соз

дания будущих космических аппаратов и комплексов.

Пилотируемые космические средства – это на 100 %автоматические системы, рационально использую

щие человека с возможностью его вмешательства в

управление системами и агрегатами. При освоении

космоса вся необходимая космическая инфраструкту

ра должна создаваться, исходя из требований обеспе

чения безопасной и эффективной деятельности чело

века в агрессивных условиях космоса. Поэтому в буду

щем при освоенииСолнечной системы целесообразно

автоматические и пилотируемые программы форми

ровать как единый исследовательский комплекс.

11

1. 2015



Разработку технологий для освоения дальнего кос

моса рационально проводить в рамках международно

го сотрудничества в пилотируемых программах. Рос

сийские и американскиеисследования подтверждают,

что автономными миссиями развивать необходимыетехнологии и осваивать космос неэффективно ни эко

номически, ни технологически.

Наиболее ярким примером этому является про

грамма "Спейс Шаттл" (США). В последние годы экс

плуатации расходовалось около 6 млрд дол. СШАеже

годно на осуществление трех миссий и поддержание

наземной инфраструктуры по этой программе. Не

смотря на ее значимость и престиж, программа была

закрыта в 2010 г. после завершения сборки американ

ского сегмента МКС.

В дальнейшем эффективное освоение космоса бу

дет осуществляться международными (совместными)орбитальными станциями и экспедиционными ком

плексами. Необходимая космическая инфраструктура

будет создаваться в тех зонах космического простран

ства, где имеются и/или предполагаются неоспори

мые интересы, с использованием соответствующих

обитаемых и необитаемых космических средств для

проведения исследований, освоения и дальнейшего

продвижения вперед.

На международном уровне рационально придер

живаться трех принципов развития космических тех

нологий и создания совместимых (на уроне интерфей

сов) космических средств будущего.

1. Принцип совместимости ракетнокосмических

комплексов.

Реализация этого принципа позволит Человечест

ву получить возможность противостоять внезапно

возникающим угрозам из космоса. Например, в слу

чае кометноастероидной опасности, когда необхо

димо срочно, в ограниченное время предпринять оп

ределенные шаги по ее полному парированию или

уменьшению масштабов разрушений. Уже сегодня

различным странам, обладающим соответствующим

потенциалом в области ракетнокосмической техники, необходимо проектировать и создавать совмести

мые ракетнокосмические комплексы с дружествен

ными интерфейсами между ними. Это необходимо,

чтобы при возникновении опасности планетарного

характера можно было бы в ограниченное время соз

дать (собрать) из компонентов, произведенных в раз

ных странах, целевой ракетнокосмический ком

плекс для решения чрезвычайно важной для землян

задачи. У поставляемых компонентов все интерфей

сы (механические, электрические, пневматические,

гидравлические, логические и др.) должны быть дру

жественные.2. Принцип развития унифицированных модуль

ных компонент, обеспечивающих технологии непо

средственной деятельности человека в космическомпространстве.В настоящее время Международная космическая

станция – это великолепная среда (технологическая,инженернотехническая, психологическая и политическая), реализованная на низкой околоземной орбите, на базе которой эффективно создавать и отрабатывать перспективные космические технологии будущего с едиными стандартами и дружественными интерфейсами.

3. Принцип использования межорбитальных бук

сиров.

В настоящее время проводятся работы по использованию в них электроракетных двигательных установок,использующих солнечную, химическую или ядер

ную энергетику. Актуальной и экологически чистой

остается солнечная энергетика, которая при 35…40 %

эффективности ее преобразования в электрическуюможет достойно конкурировать с ядерной энергети

кой до мегаваттных уровней мощности. При этом на

дежные ЭРДУ и системы управления, использующие

солнечную энергетику, в России созданы и имеют хорошую летную квалификацию. Европейские и амери

канские коллеги уже вышли на этот уникальный

уровень КПД преобразования солнечной энергии вэлектрическую. Это хороший задел для совместногосоздания эффективного "солнечного" буксира для

межорбитальной транспортировки (предварительные

договоренности имеются).

Перечисленные выше принципы сформулированыкак итог совместной проработки в кооперации с зару

бежными партнерами. Сложилось единое мнение, что

необходимо, используя солнечную энергетику, созда

вать международную окололунную станцию на основезаделов и технологий, полученных на МКС, с исполь

зованием перспективных пилотируемых кораблей но

вого поколения.Средства выведения. Для решения задач полетов к

Луне (на Луну) и обратно необходимы РН грузоподъ

емностью не менее 75 т. Этопозволит, используядвух

пусковуюсхему (пуски двух РН),сформироватьракет

нокосмический отлетный экспедиционный комплекс на низкой околоземной орбите в составе пило

тируемого корабля массой 20 т и соответствующих

разгонных блоков – средств межорбитальной транс

портировки. При указанной грузоподъемности РНкомплекс позволит решить задачу полета к Луне (без

12



13

1. 2015

выполнения посадки) и вернуть экипаж на Землю в

одной миссии. Однопусковая схема полета к Луне и

обратно без прилунения требует использования РНгрузоподъемностью до 130...140 т.

Для реализации комплексной программы с по

садкой на Луну необходимо (при РН с грузоподъем

ностью ~75 т) осуществить 8пусковую схему поле

та. Три пуска – это сборка экспедиционного ком

плекса в составе пилотируемого корабля, посадоч

новзлетного модуля и буксира. Последующие пять

пусков – решение задач заправки комплекса, его ос

нащения для дальнейших исследований и обслужи

вания.

В случае подготовки марсианскойэкспедиции так

же потребуется не менее восьми пусков при РН с гру

зоподъемностью ~75 т.

В США при использовании эволюционного подхо да и технологических заделов по программе

"Спейс Шаттл" к 2017 г. планируют создать РН грузо

подъемностью 70 т, а к 2025 г. – 130 т. Космодром

им. Дж. Кеннеди в США расположен южнее, чем кос

модромы Байконур или Восточный. Поэтому для аме

риканских РН грузоподъемность может быть несколь

ко меньшей, чем у российских, при решении анало

гичной задачи.

Российская ракетнокосмическая промышлен

ность, обладая технологиями летной квалификации,

включая самый мощный в мире кислороднокероси

новый жидкостный ракетныйдвигательтягой до 800 т,на базе которой была создана и выполнила успешные

полеты РН сверхтяжелогокласса "Энергия"(вывела на

орбиту в 1987 и 1988 гг. массу полезного груза до 105 т),

могла бы в кратчайшие сроки создать РН грузоподъ

емностью ~75…86 т даже без использования водород

ных технологий (рис. 18 цв. вклейки).

Конкурентные преимущества России удалось со

хранить благодаря космодрому морского базирова

ния "Морской старт", который за последние 15 лет

обеспечил технологическую устойчивость отечест

венных производств и является действующим приме

ром и инструментарием развития перспективных ра

кетнокосмических технологий. Эти технологии по

зволяют создать и ряд конкурентоспособных в мире

РН среднего и сверхтяжелого классов грузоподъем

ности.

Сравнение вариантов РН тяжелого и сверхтяжело

го классов,построенных на основе маршевых двигате

лей РД171 ("Энергия5К", "Энергия6К") и РД191

("АнгараА5", "АнгараА7В") показало, что использо

вание РД171 позволяет:

– минимизировать количество используемых дви

гателей, ракетных блоков и основных элементов кон

струкции РН и, следовательно, повысить надежность

и снизить стоимость изготовления РН;

– ускорить создание необходимых РН сверхтяже

лого класса, исключить (на первом этапе) необходи

мость применения крупногабаритных ракетных бло

ков на компонентах топлива жидкий кислород и жид

кий водород (О2 + Н2), эффективно использовать ре

сурсы на разработку будущих конкурентоспособных

РН сверхтяжелого класса с О2 + Н2 и создание назем

ной инфраструктуры.

Следует отметить, что тяжелые КА специального

назначения должны выводиться на ГСО с помощью

высокоэффективных средств межорбитальной транс

портировки – разгонных блоков на компонентах

топлива О2 + Н2 или жидкий кислород и нафтил(О2 + РГ1). Использование довыведения КА на ГСО

за счет собственной ДУ на основе ЭРД позволяет уве

личить массу КА на ГСО на 20…30 %.

Указанные эффективные,надежныеи конкуренто

способные средства выведения должны быть созданы

и находиться в инфраструктуре ракетнокосмической

промышленности. По результатам прогноза возмож

ных задач и направлений развития космонавтики (в

части пилотируемой, связи и телекоммуникаций, оп

тикоэлектронного наблюдениямониторинга Земли

с высоких орбит и др.) можно сделать выводы, что для

обеспечения конкурентоспособности России на мировом рынке в ближайшие десятилетия потребуется

выведение на высокоэнергетические орбиты специа

лизированных и многофункциональных автоматиче

ских космических аппаратов, масса которых будет

значительно превышать возможности существующих

ракетносителей (рис. 19 цв. вклейки).

Для этого потребуются РН сверхтяжелого класса

грузоподъемности. В США неслучайно идут на созда

ние РН, грузоподъемность которой обеспечивает вы

ведение полезного груза на низкую орбиту массой не

менее 70 т. Осваивая новые технологические рубежи,Россия не должна уступать в этом направлении, созда

вая необходимые космические технологии в рамках

конкурентоспособной среднесрочной федеральной

космической программы.

Реализуя такую программу на основе надежной

техники нового поколения, можно будет решать в

предстоящее десятилетие важнейшие задачи для

обеспечения безопасности нашей страны и сохра

нить значимые позиции на мировом космическом

рынке.



УДК 629.7

Ñïîñîá ïîäòâåðæäåíèÿ

òåõíè÷åñêîãî ðåñóðñàè íàäåæíîñòè ÆÐÄ ñ èñïîëüçîâàíèåìòîëåðàíòíûõ ïðåäåëîâ

À.È. Ïàñòóõîâ, Ë.È. Îðëîâà, Â.Â. Êàïãåð


В нормативных документах (ГОСТ В 21262–75, РК98) для подтверждения заданной в техническом задании (ТЗ) надежности изделий ракетнокосмической техники, включая ЖРД, применяется метод, основанный на использовании ниж

негодоверительного предела надежности (призаданномкоэффициентедоверия ):

P P н тр , (1)

где P н – нижняя граница вероятности безотказной работы двигателя, определенная

по результатам испытаний двигателей; P тр – требуемое ТЗ значение вероятности без

отказной работы двигателя.Разработанный способ подтверждения надежностиЖРД( )P тр предусматривает про

ведение по специальной программе (рис. 1) ресурсныхиспытаний10...15 двигателей допредельного состоянияциклами( )T л по штатной программе работыдвигателяв полете,по результатам которых определяют технический ресурс двигателя – среднее значениеогневой наработки и среднее квадратическое отклонение технического ресурса.

Оценка технического ресурса работы двигателядо предельного состоянияопреде ляется выражением

T N

T k

k

N

1

1

, (2)

14

ПАСТУХОВ Александр Иванович –

начальник отделаГНЦ ФГУП

"Центр Келдыша",кандидат техн. наук

ОРЛОВА Лидия Ивановна –

старший научныйсотрудник ГНЦ ФГУП

"Центр Келдыша"

КАПГЕРВладимир Владимирович –

заместитель начальникаотдела ГНЦ ФГУП"Центр Келдыша"

Разработан способ подтверждения надежностиЖРД ресурсными испытаниями 10...15 дви

гателей до предельного состояния с использованием толерантных пределов. Он позволяет на по рядок сократить затраты на подтверждение требуемой надежности (0,995...0,998) перспек

тивных ЖРД по сравнению с используемымна практике способомподтверждения по наработке

в успешных испытаниях.

Ключевые слова: надежность; летный ресурс двигателя; технический ресурс; толерантный

предел; нормированный запас по ресурсу.

A.I. Pastuhov, L.I. Orlova, V.V. Kapger. Method Of The Evidence Of TechnicalResource And Reliability Of LRE Using Tolerance Limits

The method for the reliability of LRE was developed during the resource tests of 10...15 engines to the

limit state, using tolerance limits. The developed method allows reducing the cost on confirmation of re

quired reliability (0,995...0,998)of advanced LRE in comparison withthe verification method according

to the operating time in successful tests which is used in practice.

Key words: reliability; engine flight life; technical resource; tolerance limit; normalized margin of the

resource.



где T k – технический ресурс k го двигателя; N – число

испытываемыхдвигателейдо предельного состояния.

Оценка среднего квадратического отклонения техническогоресурсадвигателяопределяется формулой

T k

k

N

N T T

1

12

1

( ) . (3)

Для того чтобы требования (1) к надежности двигателя были выполнены, необходимо, чтобы нормиро

ванный запас работоспособности по ресурсу был неменьше величины K (P тр, , N ), называемой толерантным множителем:

T T K P N

T

тр

тр

( , , ); (4)

T T K P N T тр тр( , , ) ,

где T тр – требуемое время работы при КТИ и в полете

изделия.

Чем больше запас по ресурсу ( )T T тр и меньше его

разброс ( )T , тем выше нормированная величинаK P N ( , , )тр , а следовательно, и надежность двигателяР н.

Для определения толерантного коэффициента К

рекомендованы соотношения из [1], результаты расчета по которым обеспечивают приемлемую точностьи хорошо сходятся к точным решениям (расхождение

1 %), представленным в таблицах толерантных коэффициентов [2–4] в широком диапазоне изменения N ,

, Р н:

K

C U U C U D N

D U

C U D

P P

v v v v

v2

v

( )

,

/

2 2 2

1 2

2

1

(5)

где v N 1; C M v v v ; M

N N

v

1 1

4 3 5 1

,

;

D M v v 1 2 ; v v

U U

U M

| |( ) .

/2 4 31

1

Значения U P и U находят из таблицы квантилейнормального распределения в зависимости от P тр и до

верительной вероятности .

По предложенным расчетным соотношениям (5)определены значения толерантных коэффициентов(табл. 1) и требуемый технический ресурс двигателя(4) в подтверждение надежности перспективных дви

гателей (P тр = 0,995...0,998 при = 0,95) для 5...25

экземпляров испытываемых двигателей.

15

1. 2015

Т а б л и ц а 1

Толерантные коэффициенты

N P тр N P тр N P тр

5 6,21841 6,94829 12 4,0628 4,53966 19 3,61486 4,03915

6 5,48335 6,12695 13 3,96805 4,43379 20 3,57662 3,99642

7 5,02895 5,61922 14 3,88759 4,34389 21 3,54193 3,95765

8 4,71788 5,27163 15 3,81828 4,26644 22 3,51028 3,92229

9 4,49014 5,011716 16 3,75784 4,19891 23 3,48126 3,88987

10 4,31532 4,82182 17 3,70459 4,13941 24 3,45456 3,86003

11 4,17633 4,66652 18 3,65726 4,08653 25 3,42987 3,83244

Рис. 1. Диаграмма наработки двигателей до предельного состояния в циклах штатной работы



Расчеты показывают (табл. 2, рис. 2), что при обеспечении технического ресурса двигателя на уровне8...9 полетных времен требуемая его надежность Р тр == 0,995...998 может быть подтверждена ресурсными

испытаниями 10...15 двигателей до предельного состояния.При уменьшении числа испытываемых двигателей

до пяти экземпляров требуемый технический ресурс двигателя возрастает до 11...12 полетных ресурсов, чтопотребует дополнительных затрат на достижениетакого технического ресурса.

Число эквивалентных (на летный ресурс) испытаний двигателя, необходимое для подтверждения требуемой его надежности, определено по формуле

N NT р.и , (6)

где N – число двигателей, испытанных до предельногосостояния; Т – технический ресурс двигателя.

Проведенные расчеты показали (рис. 3), что огневая наработка при ресурсных испытаниях 10...15 двигателей до предельного состояния, необходимая дляподтверждения надежности двигателя 0,995...0,998предложенным способом, эквивалентна 85...125 испытаниям на летный ресурс.

Для сравненияотметим, что для подтверждениятаких же (0,995...0,998) уровней надежности с использованием на практике способа подтверждения по наработке в успешных испытаниях потребуется провести

~600...1500 испытаний на летный ресурс 150...300 двигателей, что на порядок больше по сравнению сизложенным здесь способом.

Предложенный способ реализован для двигателя РД 191. Оценка надежности, определеннаяпо результатам ресурсных испытаний восьми

двигателей до предельного состояния, состав ляет 0,995 (по ТЗ 0,995 к ЛКИ), что позволилоМежведомственной комисси принять решениео допуске двигателя к межведомственным испытаниям. Эти испытания двигатель РД 191 прошелс положительными результатами, и емупри

своена литера О1.

Áèáëèîãðàôè÷åñêèé ñïèñîê

1. ГОСТ В 21262–75. Двигатели ракетные жидкостные. Обеспечение и контроль надежности. Основные положения. М.: Издво стандартов, 1976.

2. Ллойд Д., Липов М. Надежность. М.: Сов. радио,1964.

3. Большев Л.Н., Смирнов Н.В. Таблицы математической статистики. М.: Наука, 1968.

4. Оуэн Д.Б. Сборник статистических таб лиц // Вычислительный центр АН СССР. М., 1966.

16


Требуемый технический ресурс двигателя для подтверждения надежности 0,995...0,998

P тр

Число испытываемых двигателей

5 10 15 20 25

0,995 11,3276 8,47298 7,72742 7,36494 7,1448

0,998 12,4224 9,23273 8,39966 7,99463 7,74866

Рис. 2. Требуемый технический ресурс двигателя для подтвер ждения надежности 0,995...0,998

Рис. 3. Зависимость числа эквивалентных испытанийна летныйресурсотчисла испытанных до предельного состояния двигателей



УДК 629.7

Ñâåðõíèçêîîðáèòàëüíûé êîñìè÷åñêèé àïïàðàò

âûñîêîäåòàëüíîãî îïòèêî-ýëåêòðîííîãîíàáëþäåíèÿ ÇåìëèÁàõâàëîâ Þðèé Îëåãîâè÷ – ãåíåðàëüíûé êîíñòðóêòîð ÊÁ "Ñàëþò" ÃÊÍÏÖ èì. Ì.Â. Õðóíè÷åâà, ïðîôåññîð,

äîêòîð òåõí. íàóê; Õàòóëåâ Âàëåðèé Àëåêñàíäðîâè÷ – çàìåñòèòåëü ãåíåðàëüíîãî êîíñòðóêòîðà ÊÁ "Ñàëþò"

ÃÊÍÏÖ èì. Ì.Â. Õðóíè÷åâà; Ìèõååâ Îëåã Âñåâîëîäîâè÷ – íà÷àëüíèê îòäåëåíèÿ ÊÁ "Ñàëþò" ÃÊÍÏÖ

èì. Ì.Â. Õðóíè÷åâà, êàíäèäàò òåõí. íàóê; Ïîëîæåíöåâ Àëåêñàíäð Åâãåíüåâè÷ – íà÷àëüíèê îòäåëà ÊÁ "Ñàëþò"

ÃÊÍÏÖ èì. Ì.Â. Õðóíè÷åâà; Áåëèê Ñåðãåé Âëàäèìèðîâè÷ – çàìåñòèòåëü íà÷àëüíèêà îòäåëà ÊÁ "Ñàëþò" ÃÊÍÏÖ

èì. Ì.Â. Õðóíè÷åâà


В настоящее время ряд стран, включая Россию, в

рамках своих космических программ достаточно

успешно осваивает технологии создания косми

ческих аппаратов (КА) высокодетального наблюде

ния, оснащенных оптикоэлектронной съемочной ап

паратурой (СА) сверхвысокого пространственного

разрешения на уровне 0,5 м и лучше. Такое разреше

ние становится все более востребованным для реше

ния целого ряда народнохозяйственных и научных

задач.

Съемочная аппаратура для рассматриваемых КА,

функционирующих, как правило, на орбитах

500...800 км, представляет сложные оптикоэлектрон

ные комплексы, включающие крупногабаритные зер

кальные системы с диаметрами зеркал до 1,5 м и фо

кусным расстоянием до 20 м. Создание такой аппара

туры уже само по себе является сложной научнотех

нической и технологической задачей.

Не меньшие трудности возникают изза проблемы

сохранения в условиях выведения на орбиту и орби

тального полета геометрических параметров крупно

габаритных объективов и парирования различного

рода возмущений, в частности температурных дефор

маций и вибрации конструкции КА. Все это приводит

к значительному усложнению съемочной аппаратуры

и КА в целом и, как следствие, к удорожанию стоимо

сти разработки, увеличению сроков создания и значи

тельному риску в реализации проектов.

Одним из путей преодоления перечисленных труд

ностей является повышение разрешения при съемке

за счет размещения КА на сверхнизкой орбите, в

3–4 раза меньшей традиционных орбит функциони

рования высокодетальных КА наблюдения.

Основной проблемой создания таких КА является

длительное поддержание параметров орбиты в усло

виях достаточно плотной атмосферы. Однако данная

17

1. 2015

Рассмотрены предложения по созданию КА, функционирующего на орбитах высотой 180...200 км и позволяющегоза счет сни

жения высоты наблюдения получать снимки сверхвысокого разрешения с использованием достаточно простой маломассогаба

ритной оптикоэлектронной съемочной аппаратуры. Приведены результаты моделирования по выбору конструктивного облика

КА, его технических характеристик и оценки эффективности.

Ключевые слова: космический аппарат; двигательная установка; съемочная аппаратура; орбитальные параметры; показа

тели эффективности.

Yu.O. Bakhvalov, V.A. Khatulev, O.V. Mikheev, A.E. Polozhentsev, S.V. Belik. Super Low-Orbit SpacecraftFor High-Detailed Opticoelectronic Of Earth Observation

The suggestions concerning the creation of the spacecraft functioningon the orbits’ altitudeswithin the range of 180...200km are reviewed

in this paper. This spacecraft permits to get the superresolution photos due to the observation level drop by using sufficiently simple light load

smallsized opticoelectronic video recording equipment. The modeling results on selection of the structural configuration of SC, its perfor

mances and assessment of the target efficiency are given below.Key words: spacecraft; propulsion subsystem; video recording equipment; orbit parameters; efficiency indicators.



проблема перестала быть неразрешимой с появлением

электрореактивных двигателей малой тяги с высоким

удельным импульсом, способных работать на орбите

длительное время. Опыт использования таких

двигателей на низкоорбитальных КА получен, например, в ходе почти пятилетней эксплуатации КА

ДЗЗ "МониторЭ" [1].Естественно, что с уменьшением высоты орбиты

уменьшается и полоса захвата СА. Однако для разрешения 0,4...0,5 м вполне приемлемой можно считатьполосу захвата в 15...18 км. Для таких разрешения иполосы захвата может быть создана в классе маломассогабаритной достаточно простая съемочная аппаратура с диаметрами зеркал неболее 400 ммна основесуществующего задела и отработанных технологий.

Концепция и особенности конструктивного исполне

ния КА. Предлагаемая концепция построения КА основывается на получении изображений Земной поверхности со сверхвысоким разрешением на уровне0,4...0,5 м за счет проведения съемки с орбит высотой180...200 км. При этом длительное функционированиеКА на сверхнизкой орбите обеспечивается за счет сле

дующих технических решений:– компенсации аэродинамического торможения

КА в атмосфере Земли за счет работы электрореактивнойдвигательной установки(ЭРДУ) на каждом витке;

– разработки специальной конструктивнокомпоновочной схемы КА, обеспечивающей минимальный

размер поперечного сечения КА.Конструктивное исполнение предлагаемогоКА ос

новано на реализации минимальной площади миделя,что обеспечивает минимизацию затрат рабочего телаЭРДУ на компенсацию аэродинамического торможения КА. Это достигается следующими конструктивнокомпоновочными решениями:

– корпус КА выполнен в виде плоской (сплюстнутой) удлиненной коробчатой конструкции с размещением оборудования внутри корпуса в один ряд, в томчисле камер съемочной аппаратуры, что позволяетпри выбранных размерах камер и используемых при

борах бортового оборудования иметь габаритные размеры в поперечном сечениикорпуса (в направлении поле

та) всего 1300500 мм;– панели солнечной бата

реи (СБ) установлены на корпусе таким образом, чтоих рабочие поверхности ориентированы в зенит, что при приемлемом притоке электроэнергии в условиях полета на

солнечносинхронной орбите (ССО) добавляет от СБминимально возможнуюплощадьк миделю корпуса;

– двигатели ЭРДУ установлены на торцевой поверхности корпуса таким образом, что их тяга прохо

дит через центр масс КА и направлена по вектору скорости, что обеспечивает создание импульсов коррекции орбиты для компенсации аэродинамическоготорможения КА в той же ориентации, в которойпроводится съемка, т.е. при минимальном миделе.

Отметим, что перенацеливание съемочной аппаратуры путем разворота КА вокруг продольной оси, совпадающей с направлением полета, для съемки слева исправа от трассы полета не увеличивает миделя и,соответственно, аэродинамического торможенияКА.

Общий вид КА и примеры размещения двух КА ввариантегрупповоговыведенияпод головнымобтекателем РН "Ангара1.2" и одиночного на РН "Рокот"приведены на рис. 1 и 2 соответственно.

Назначение и основные характеристики. Космический аппарат предназначен для оперативного высоко

детального наблюдения поверхности Земли в видимом и ИКдиапазонах спектра длин волн, полученияипередачи на Землю информации в интересах решенияряда задач, в частности:

– топографического и тематического картографирования, включая создание и обновление топографических и специальных карт и планов вплоть до масштаба 1:2000, создание цифровых моделей рельефа сточностью 1...2 м по высоте, карт сейсмического игеологического рисков;

– экологического мониторинга, включая выявлениелокальных районов с усиленнойдеградацией природной среды, обнаружения фактов и адресной лока

лизации крупных промышленных и иных источниковзагрязнения;

– мониторинга чрезвычайных ситуаций (ЧС),включая обнаружение факта ЧС, оценку масштабов ихарактера разрушений, оповещение о цунами, наводнениях, селях, химическом или ином заражении местности, лесных пожарах, а также выявления масштабовразрушений нефте и газопроводов, разливов нефте

продуктов;

18

Рис. 1. Общий вид КА на орбите



19

1. 2015

– информационного обеспечения деятельности поземлеустройству, инвентаризации и мониторинга состояния транспортных и энергетических магистралей,строительствапромышленных объектов и градостроительства, составления кадастров земельных ресурсов,выполнения лесоустроительных работ;

– учета имущества и контроля инфраструктуры,обнаружения и мониторинга террористических угрозбезопасности объектов и территорий и др.

Основные технические характеристики КА приве дены в табл. 1.

На КА могут быть реализованы следующие режи

мы съемки: кадровая, маршрутная и конвергентная (сразличных КА орбитальной группировки).

На КА устанавливается оптикоэлектронная съемочная аппаратура сверхвысокого разрешения видимого и ближнего инфракрасного диапазонов, предпо

лагаемые основные характеристики которой приведены в табл. 2.

Для расширения потребительских характеристик получаемой информации дополнительно к указаннойаппаратуре сверхвысокого разрешения на КА можетбыть установлена коротковолновая или средневолно

вая ИКаппаратура и/или гиперспектральная аппаратура.

В ходе предварительной проектной проработки КА и моделирования процессов его функционирования

были получены оценки по основным бюджетам КА:расхода рабочего тела ДУ, энергопотребления, массыКА, получаемой на бортуи передаваемой на Землю ви

деоинформации и др.С учетом отмеченных особенностей функциониро

вания КА на сверхнизкой орбите наиболее принципиальной является оценка бюджета рабочего тела и ресурсных возможностей ЭРДУ для условий обеспечения длительного полета КА на рабочей орбите.

По результатам проведенного баллистического мо делирования были рассчитаны требуемые запасы рабочего тела ЭРДУ (ксенон) для условий поддержания

параметров рабочей орбиты высотой 200 км в течениепятилетней эксплуатации КА. С учетом минимизацииплощади поперечного сечения КА за счетспециального выбора компоновки аппарата полученное расчетное значение миделя составило 0,55 м2.

Было принято, что на КА установлена двигательная установка на основе электрореактивных двигате

лей СПД100 с характеристиками: тяга 83 мН, удельный импульс 1500 с, ресурс по количеству включений18 000 (на двух катодах), ресурс по времени работы7000 ч. Для поддержания рабочей орбиты КА на каж


Основные технические характеристики КА

Тип орбиты Солнечносинхронная

Параметры орбиты:

средняя высота, км 200

наклонение, 96,3

Точность поддержания ориентации(3),

0,05

Точность стабилизации (3), /с 0,0003

Углы разворота, До 45 (крен),

до 5 (по другим осям)

Электрическая мощность СБ, Вт 5200

Масса КА, кг 1380

Срок функционирования, лет Не менее 5

Средство выведения РН "Рокот",

РН "Ангара1.2"

Рис. 2. КА в варианте группового выведения на РН "Ангара1.2" (а) и одиночного на РН "Рокот" (б )



дом витке реализуются два участка коррекции, в течение которых работает один двигатель СПД100. Длительность каждого участка коррекции для условийнаихудшей солнечной активности составит 5...6 мин,т.е. ДУ работает на витке 10...12 мин.

При выбранной программе поддержания рабочейорбиты КА в течение пяти лет эксплуатации требуе

мые ресурсные характеристики ДУ составят:ресурспо количеству включений– не менее 62000;ресурс по времени работы – 6200 ч.При применении четырех двигателей СПД100 в

составе ДУ ресурс составит 72 000 включений, чтообеспечитзапас по числу включений, равный 14 %. Порасчетам, расходуемый запас рабочего тела составит132 кг. Для его хранения используются два блока хранения общим объемом 140 кг, что обеспечитвыполнение бюджета рабочего тела с резервом, равным 8 кг(6 %).

Другой принципиальной особенностью сверхнизкоорбитального КА, в определенной степени снижающейего потенциальные возможности, является существенное (~1,5 раза) уменьшение зонрадиовидимости КА для

наземных станций командноизмерительной системы(НСКИС) и пунктов приемавидеоинформации(ППИ),а также реализуемой полосы обзора КА при съемке. Этоприводит к необходимости использования высокоскоростных командныхрадиолиний управленияи радиолиний передачи видеоинформации.

Для компенсации снижения оперативных возможностей КА при пониженной полосе обзора целесообразно применение в составе космической системыгруппировки из нескольких КА. В рамках исследования перечисленных вопросов было проведено моде

лирование в целях определения требований к накопительноскоростным характеристикам бортовой информационной системы (БИС) комплекса целевойаппаратуры КА, а также оценки оперативности наблюдения Земли орбитальной группировкой, состоящей из нескольких КА.

Определение требованийк БИСпроводилось по разработанной с участием авторов методике, приведенной в[2]. В основу методики положена имитационностатистическая модель расчета суточного баланса видеоинформации (ВИ) и обоснования требуемых характеристик БИС, обеспечивающих близкий к нулю суточныйбаланс накопленной на борту и сбрасываемой ВИ.

При моделировании учитывались: длительность сеансов съемки;поток ВИ, поступающий при съемке в запоминаю

щее устройство (ЗУ) БИС;размеры зон радиовидимости ППИ для сверхниз

ких орбит и их расположение;возможности сжатия ВИ;режимы работы БИС (запоминание ВИ, запомина

ние и сброс, только сброс) и др.По результатам моделирования были определены

требования к техническим характеристикам БИС(табл. 3).

Оценка эффективности орбитальной группировки

из нескольких КА проводилась по следующимпоказателям: периодичность наблюдения одного и того жерайона на территории России; оперативность съемки

любого района на территории России. В основу моде лирования положен разработанный с участием авторов метод имитационностатистического моделирования космических систем ДЗЗ [3].

Расчет проводился при следующих допущениях изначениях фиксированных параметров: число КА вгруппировке – 3, длязакладки полетных заданий и передачи видеоинформации используются существую

20


Основные характеристики съемочной аппаратуры

ХарактеристикаЗначение

ПХ * канал МС** канал

Рабочий спектральный диапазон,мкм

0,5...0,8 0,45...0,51

0,51...0,58

0,63...0,69

0,77...0,89

Размер проекции пикселя(при съемке в надир с высоты орбитыH = 200 км), м

0,4 1,6

Полоса захвата 15 15

Максимальная строчная частота, кГц 16 4

КПМ***

на частоте Найквиста(расчетное значение)

0,12 0,25...0,30

Информационный поток (без сжатия), Гбит/с

6,2 0,39

Отношение сигнал/шум на верхнейгранице динамического диапазонавходного сигнала (без сжатияинформации)

200 450

Разрядность квантования,бит/пиксел

12

Фокусное расстояние, мм 2400...2860

Габаритные размеры объектива(для системы типа "Корш"), мм

4001300

Энергопотребление, раб/деж, Вт 350/20

Масса аппаратуры, кг 160

* панхроматический;** мультиспектральный;*** коэффициент передачи модуляции.



щие российские НС КИС и ППИ, предельный угол

зон радиовидимости НС КИС и ППИ составляет 5;

средняя высота ССО каждого КА– 200 км с прохождением экватора на нисходящей ветви орбиты в 10 ч30 мин местного солнечного времени; КА расположены в одной плоскости орбиты и распределены равномерно по орбите; углы наблюдения (полоса обзора)

составляют 45; съемка территории России ведется в летни й период.

Результаты моделирования в виде функций вероятности оцениваемых показателей приведенына рис. 3, 4.Как следует из рис. 3, для вероятности, равной 0,95, периодичность повторного наблюдения одного и того жерайона на территории России тремя КА группировки

не превышает 2,3 сут (среднее значение 1,5 сут), а оперативность съемки (см. рис. 4) любого районана территории России от момента получения заявки на съемку

до получения видеоданных на ППИ не превысит одних суток (среднее значение 0,6 сут).

Таким образом, в ходе проведенных исследованийпредложен космический аппарат высокодетальногооптикоэлектронного наблюдения Земли, функционирующий на сверхнизкой орбите и обеспечивающийполучениеснимков земной поверхности с разрешением на уровне 0,4...0,5 м при полосе захвата 15 км.

В качестве съемочной аппаратуры используется дос

таточно простая маломассогабаритная оптикоэлектронная аппаратура с диаметром зеркал не более 400мм,которая может быть создана на основе отработанных существующих технологий и имеющегося научнотехнического задела по всем элементам аппаратуры.

Предложена конструкция КА, обеспечивающаяминимальное поперечное сечение (мидель) и, как следствие, низкое аэродинамическое торможение.

Для поддержания высоты орбиты используется ЭРДУ малой тяги с большим временем работы в ходе полета.Все это позволит обеспечить длительный срок функ

ционирования КА (не менее пяти лет) при расходе рабочего тела не более 140кг. В процессе моделированияпроведены оценки по основным бюджетам КА, а так

же по периодичности и оперативности съемки выбранного района орбитальной группировкой из трех КА. Массовые характеристики КА позволяют обеспечить его выведение РН легкого класса "Рокот" или"Ангара1.2".


1. Бахвалов Ю.О., Завора Ю.И., Михеев О.В., Хатулев В.А.Соз дание космических аппаратов ДЗЗ и связи – одно из ключевых направлений работ КБ "Салют" // Общероссийский научнотехнический журнал "Полет". 2011. Юбилейный выпуск. С. 79–88.

2. Михеев О.В., Судаков В.М. Моделирование и выбор характеристик бортовой информационной системы КА ДЗЗ, оснащенногоразличной съемочной аппаратурой среднего разрешения // Иссле дования Земли из космоса. 2014. № 3. С. 1–7.

3. Волков О.В., Михеев О.В., Судаков В.М. Оценка показателейоперативности съемки КА ДЗЗ "МониторЭ" путем имитационностатистического моделированияпроцесса целевого функционирования КА // Бахвалов Ю.О. и др. Научнотехнические работыКБ "Салют" 2009–2011 гг. (Вып. 3); под ред. Ю.О. Бахвалова / М.:Машиностроение–МашиностроениеПолет, 2012. С. 100–108.

21

1. 2015


Технические характеристики БИС

Первичный поток (с учетом сжатия)от СА, Гбит/с

До 3,5

Емкость ЗУ, Тбит 4

Количество каналов 2

Максимальная скорость передачи данных (одновременно по двум каналам), Мбит/с

До 1000

Мощность передатчика в каналах, Вт 8

Вид модуляции 16APSK

Вероятность ошибки, 1/бит Не более 106

Рис. 3. Периодичность повторного наблюдения одного и того же района на территории России

Рис. 4. Оперативность съемки любого района на территорииРоссии



УДК 629.7

Îáîñíîâàíèå òåõíè÷åñêîãî îáëèêà

ëåãêîãî ìíîãîôóíêöèîíàëüíîãîáîåâîãî ñàìîëåòà

Ê.Ô. Ïîïîâè÷, Â.À. Ïîäîáåäîâ,

Ñ.Â. Ëåâèöêèé, Í.Ñ. Øàïèðî

E-mail: [email protected]; [email protected]

Вработе [1] обоснована потребность принятия на вооружение ВВС нового класса

легких многофункциональных боевых самолетов(ЛМБС), классифицируемых вразличных странах как легкий боевой самолет, легкий ударный самолет или лег

кий штурмовик. Благоприятной основой для создания ЛМБС являются учебнобое

вые самолеты (УБС) повышенной летной подготовки с нормальной взлетной массой

7000…8000 кг.

На ЛМБС предполагается возлагать широкий перечень задач, характерных для

конфликтов низкой интенсивности и региональных войн, подробно указанных в [1].

Эти задачи по своему содержанию схожи с задачами оперативнотактической авиа

ции, но существенно отличаются по условиям проведения и характеру боевых дейст

вий. Именно поэтому ключевая характеристика нового класса боевых самолетов вы

ражается словом "легкий".

При жестком ограничении массы и стоимости ЛМБСдолжен эффективно уничто

жать малоразмерные мобильные наземные, воздушные и надводные цели при огра

ниченном противовоздушном противодействии противника. Для реализации этих

функций на борту УБС должны бытьдополнительноразмещены средстваповышения

боевой живучести, обзорноприцельное оборудование, оборонительный комплекс и

вооружение. Разработчики данных объектов создают их для самолетов фронтовой

авиации с взлетной массой, в разы превышающей массу УБС, что создает существен

ные конструкторские проблемы при интегрировании данных систем в бортовой ком

плекс ЛМБС. Возникают острые противоречия между характеристиками боевой жи

вучести, бортового комплекса оборудования, вооружения и летными характеристи

ками самолета.

22

Предложено обоснование технического облика легкого ударного самолета при решении рас

четной боевой задачи "авиационный удар" в целях принятия рациональных конструкторских ре

шений.

Ключевые слова: легкий боевой самолет; критерий эффективности; имитационное модели

рование; технический облик.

K.F. Popovich, V.A. Podobedov, S.V. Levitskiy, N.S. Shapiro. To Determina-tion Of Basic Technical Features Of The Lightweight Multipurpose Combat Aircraft

The article discusses an approach to determination of basic technical features of the lightweight com

bat aircraft during combat mission “air strike” in order to make rational design decisions.

Key words: lightweight combat aircraft; efficiency criteria; simulation; basic technical features.

ШАПИРОНикита Сергеевич –инженерконструктор

1й категории КБ Инженерного центра ОАО "Корпора

ция "Иркут", аспирантМГТУ имени Н.Э. Баумана

ПОПОВИЧКонстантин Федорович –

вицепрезидент по разработке авиационной техники,

директор Инженерного центра, главный конструкторМС21 ОАО "Корпорация

"Иркут", кандидат техн. наук

ЛЕВИЦКИЙСергей Владимирович –

главный специалистОАО "ОКБ им. А.С. Яковле

ва", профессор, доктор техн. наук

ПОДОБЕДОВВладимир Александрович –

начальник отделения –заместитель главного конст

руктора по аэродинамикеКБ Инженерного центра

ОАО "Корпорация "Иркут",профессор,

доктор техн. наук



Летные характеристики легкого боевого самолетасо сложившейся компоновкой и геометрическимиразмерами особенно чувствительны к измененияммассы и лобового сопротивления. Рост удельной нагрузки на крыло, уменьшение тяговооруженности и

аэродинамического качества самолета могут свести нанет стремление повысить боевую эффективность

ЛМБС за счет чрезмерного увеличения массывооружения и дополнительного оборудования.

Разрешить эти противоречия возможно только путем оптимизации состава и параметров оборудованияи вооружения в результате глубоких исследованийфункционирования ЛМБС на основе математического моделирования расчетной боевой задачи с детальным учетом влияния на результат изменения параметров комплекса и летных характеристик самолета.

Имитация боевого применения самолета позволя

ет решить прямую задачу исследования операций иполучить количественную оценку эффективностиконструкторских решений при формировании технического облика ЛМБС.

Качество решения прямой задачи исследованияопераций определяется правильностью выбора критерия оценки и достоверностью математической моде

ли. Ошибка в выборе критерия оценки или параметраоптимизации чревата принятиемневерногорешения впроцессе формирования технического облика ЛМБС,целью которого является обеспечение высокой эффективности решения расчетной боевой задачи при

минимизации конструкторских доработок и стоимости дополнительного оборудования.

Параметр оптимизации есть количественная характеристика поставленной цели, которая должна

удовлетворять следующим требованиям [2]:однозначность в статистическом смысле, т.е. за

данному набору характеристик ЛМБС должно соответствовать одно значение параметра оптимизации;

представительность, т.е. должна наилучшим образом оценивать эффективность функционирования

ЛМБС в заранее выбранном смысле и с учетомпоставленной цели;

универсальность, т.е. всесторонне характеризоватьобъект исследования;

критичность по отношению к независимым переменным, т.е. изменение в достаточно широких преде

лах при изменении характеристик ЛМБС;иметь физический смысл,быть простой и легко вы

числяемой.В качестве интегрального параметра оценки эф

фективности ЛМБС, отвечающего перечисленнымтребованиям, может быть использован показательбоевой рентабельности R, который в известном смыс

ле является интерпретацией популярного критерия"эффективность–стоимость"[3, 4], где эффективностьтакже имеет стоимостное выражение.

Рассмотрим в качестве расчетной боевой задачинанесение авиационного удара по групповой неодно

родной рассредоточенной наземной цели, защищенной системой ПВО ближнего действия. К такой целиотносится, например, танковаяротана марше, состоящая из танков, БМП, БТР и специальных автомоби

лей со средствами связи, управления и техническогообеспечения.

Проектируемый ЛМБС предлагается рассматривать как средство нанесения ущерба противнику.Ущерб пропорционален вероятности поражения объектов противника и определяется стоимостью пора

женной военной техники, а также стоимостью воору жения, использованного противником для отражения

атаки ЛМБС.Таким образом, суммарный ущерб, нанесенный

противнику, в стоимостном выражении имеет вид

U C P C P С P C i

j

n

j

n

j

n

пр пор1 пор2 пор3 ПВО

1 2 3

000

32

,1

где n1 , n2 , n3 – количество элементарных целей типа 1,

2 и 3, пораженных в результате i й атаки; C 1 , C 2 , C 3 –

стоимость элементарных целей типа 1, 2 и 3

cоответственно; С ПВО – стоимость средств поражения

ПВО, израсходованных для отражения авиационного

удара; P пор1 ,P пор2 ,P пор3 –условнаявероятность пораже

ния элементарной цели типа 1, 2 и 3 соответственнозаданным видом АСП в результате i й атаки.

Принято, что поражающее действие авиационных средств поражения (АСП) Р пор1, Р пор2, Р пор3 определяется удаленностью точки падения АСП от центра цели и

углом наклона траектории при достижении высотыцели. Типовой состав элементарных целей, входящих в состав танковой роты, представлен в таблице.

Затраты на производство ущерба U i пр складываются из стоимостиC АСП израсходованных АСП и ущерба,причиненного ЛМБС средствами ПВО противника:

Z C W C i i c сб АСП ,

23

1. 2015

Характеристика наземной цели типа "танковая рота"

Типцели

Характеристика цели Стоимость,

млн дол. Число

1 Танк 5,0 17

2 БТР иди БМП с ЗРК ближнего

действия 2,5 4

3

Специальный автомобиль для размещения командного пункта, средств связи,разведки, РЭП и других средств обеспечения

1,0 6



где C c – стоимость самолета в боевой конфигурации,

складывающаяся из стоимости базового варианта са

молета (C 0 15 млн дол.), стоимости дополнительного

прицельного, оборонительного и специального обо

рудования С д.о ; W i cб – вероятность сбития самолетасредствами ПВО противника.

Если рассматривать ущерб, нанесенный противнику, как заработанный доход (D = U i пр ) при затратах

Z i , то, пользуясь экономическими понятиями, можнооценить эффективность ЛМБС боевой рентабельностью авиационного удара:

R D Z

Z i

i i

i

АУ

100 %.

Рассмотрим решение прямой задачи исследования

операций на примере нанесения авиационного ударапо танковой роте одиночным ЛМБС, вооруженнымнеуправляемыми и управляемыми АСП. Нанесениеавиационного удара (АУ) моделируется с использованием имитационностохастической модели, блоксхема которой представлена на рис. 1.

Блок динамики самолета включает динамические уравнения движения центра масс, кинематические уравнения движения относительно центра масс и кинематические уравнения движения самолета в связанной системе координат ЗРК.

Блок динамики управляемой ракеты "воздух–поверхность" включает динамические уравнения движения центра масс, кинематические уравнения движения относительно центра масс и кинематические

уравнения движения ракеты в нормальной земнойсистеме координат цели.Блок динамики свободнопадающих и реактивных

АСП включает динамические уравнения движенияцентра масс и кинематические уравнения движения АСП в нормальной земной системе координатцели.

Блок динамики управляемой ракеты (УР) "зем ля–воздух" включает динамическиеуравнения движения центра масс, кинематические уравнения движения относительно центра масс и кинематические

уравнения движения ракеты в связанной системекоординат самолетацели.

Блок моделирования боевой части УР "земля–воз дух" включает кинематические уравнения движенияосколков в связанной системе координат самолетацели, в которой заданы координаты основных функциональных отсеков конструкции самолета.

Боевая живучесть самолета определяется критическими значениями нормальной составляющей скорости осколка к стенкам основных функциональных от

секов и выражается количеством осколков , обла дающих необходимым уровнем энергии, для заданнойстепени поражения.

В математической модели описывается одновременное движение динамических объектов: самолета, свободнопадающихили реактивных не

управляемых АСП, двух УР "воздух–поверхность" с индивидуальным наведением на разные цели, УР "земля–воздух" или ее боевой части, трансформируемой в поток осколков покоманде контактного взрывателя.

Вероятность поражения самолета при условии попадания в него m осколков боевой частиУР "земля–воздух" оценивается по следующейформуле:

P k m

УР 1 1

1( ) ,

где – количество осколков, гарантирующее

поражение самолета с заданным уровнем бое

вой живучести; k – коэффициент усиления по

ражающего действия боевой части за счет на

гружения элементов конструкции самолета.Вероятность сбития самолета, определяю

щая величину затрат Z , учитывает возможность

24

Рис. 1. Блоксхема математической модели авиационного удара



поражения ЗРК огнем с самолета до пуска ракеты"земля–воздух" и определяется по формуле

W P P cб УР по ( ).р1 2

В первом примере атака цели производится не управляемыми реактивными снарядами (НУРС) попервой группе элементарных целей (группе командира роты) с переносом точки прицеливания.

Для наглядной иллюстрации результатов моделирования на рис. 2 показаны траектория движениясамолета в проекции на горизонтальную плоскость

x g – z g при атаке наземной цели (из пяти групп элементарных целей), а также траектория ракеты "земля–воз

дух" с пассивной ИКсистемой самонаведения, ата

кующей самолет.На рис. 3 показано распределение точек падения

неуправляемых реактивных снарядов и результатавиационногоударав одной i й реализации. Несмотряна то что часть снарядов вышли за пределы атакуемогоподразделения, поражены пять элементарных целей.При этом суммарный ущерб составляет U пр.i == 10,43 млн дол. Вероятность сбития самолета уцелевшим расчетом ПЗРК равна W сбi = 0,57. Отсюда полу чим значение боевой рентабельности авиационного

удара: R АУ i = 21,3 %.

Во втором примере рассмотрена атака подразделения танковой роты управляемыми ракетами "воз

дух–поверхность". Для их использования на самолетекроме четырех УР подвешен контейнер с оборудованием целеуказания. Соответственно, в затратах на нанесение авиационного удара учитывается стоимость

дополнительного оборудования и более дорогостоящего вооружения.

Использование управляемого вооружения позволяет в одном заходе избирательно уничтожать двенаиболее важные цели и выходить из атаки с минимальным вторжением в зону поражения ПЗРК, повышая эффективность противоракетного маневрирования.

На рис. 4, 5 показан пример динамики изменениятактической ситуации при нанесении авиационного

удара с пуском четырех УР "воздух–поверхность" входе двух заходов на цель. Самолет дважды подвергается атакам УР "земля–воздух" на 39й и 142й сманеврирования.

После первой атаки ЛМБС выполняет противоракетный маневр "форсированный вираж" с переходомв "горку" при курсовом угле ракеты "земля–воздух"

q ур 90, что приводит к промаху ракеты, равному ~90 м. После набора высоты осуществляется повтор

25

1. 2015

Рис. 2. Траектории движения ЛМБС и УР "земля–воздух"



26

Рис. 4. Траектории движения ЛМБС и УР в горизонтальной плоскости

Рис. 3. Результат i й атаки наземной цели с использованием НУРС



ныйзаходна цель с последующим выходом из пикирования и выполнением противоракетного маневра, ко

торый приводит к промаху ракеты ~110 м. Суммарноевремя боевого маневрирования в районе целидостигает 2,5…3 мин.

Пуск двухракет "воздух–поверхность"осуществля

ется с дальности около 6000 м с интервалом 0,5 с. Вы

вод из пикирования начинается при подлете второй

ракеты к цели на дальность 500…1500 м, что позволяет

начать противоракетное маневрирование на макси

мальной дальности от ЗРК.

Условия завершения атаки выбраны из предполо

жения, что ракета "воздух–поверхность" имеет полу

активную систему самонаведения, предусматриваю

щую целеуказание до попадания ракеты в цель. Ис

пользование пассивной системы самонаведения по

зволит раньше начинать противоракетное маневриро

вание и повысит вероятность преодоления ПВО.

На рис. 4 показаны траектории движения самолета

и ракет на горизонтальной плоскости Х g – Z g с отметка

ми текущего времени и основных этапов боевого ма

неврирования.

На рис. 5 показаны траектории движения самолета

и ракет на вертикальной плоскости Y g – Z g .

На рис. 6 показаны точки падения ракет относительно элементарных наземных целей с данными об

эффективности авиационного удара.Припервомзаходепоражены дватанка с вероятно

стями Р пор1 = 0,23 и Р пор1 = 0,95. При втором заходе поражен танк с вероятностью Р пор1 = 0,98 и подвижныйЗРК с вероятностью Р пор2 = 0,87.

Суммарный ущерб, нанесенный противнику, с учетом расхода двух зенитных ракет составил U пр == 13,28 млн дол. Два пуска УР типа "Стингер" завершились промахом благодаря своевременному выполнению противоракетных маневров с перегрузкой доn = 6,0…6,5. В связи с этим затраты на нанесение

ущерба определяются только стоимостью четырех УР

"воздух–поверхность".Чтобы исключить влияние случайных факторов,

эффективность ЛМБС в расчетной боевой задачиоценивается значением средней боевой рентабельности R АУср по итогам k реализаций авиационного

удара:

R

U Z

Z

п i i

i

k

i

k

i

i

k АУср

р

%.11

1

100

27

1. 2015

Рис. 5. Траектории движения ЛМБС и УР в вертикальной плоскости



Реализации отличаются случайнымсочетаниемпа

раметров движения самолета в момент обнаруженияцели, построения маневра атаки и уклонения от цели,

начала стрельбы, точек прицеливания,места располо

жения средств ПВО в боевом порядке цели, массы ос

татка топлива на борту самолета и др.

В рассмотренных примерах по итогам 100 реализа

ций авиационного удара получены следующие резуль

таты.

При использовании варианта вооружения из 80 не

управляемых реактивных снарядов, расходуемых в од

ной атаке, с прицеломна основе лазерногодальномера

удается в среднем поразить 2,6 элементарных цели свероятностью поражения танка W пор1 = 0,86 и вероят

ностью поражения БМП (БТР)W пор2 = 0,88, обеспечив

ущерб U пр.ср = 9,27 млн дол.

Самолет с заданным уровнем боевой живучести, не

оборудованный оборонительным комплексом, под

вергающийсяодной атаке ПЗРК, сбиваетсясо средней

вероятностью W сб.ср = 0,70, что обусловливает затраты

в размере Z ср = 10,6 млн дол.

Таким образом, в самой простой конфигурации за

траты на авиационный удар превышают доход и бое

вая рентабельность ЛМБС является отрицательной:

R АУср = 12,5 %.При использовании варианта вооружения из четы

рех УР "воздух–поверхность"с полуактивнымсамона

ведением и системой целеуказания в подвесном

контейнере в результате атак с двух заходов удается

в среднем поразить 3,6 элементарных цели с W пор1 =

= 0,77 и W пор2 = 0,80, обеспечив ущерб U пр.ср =

= 12,1 млн дол.

Самолет, подвергающийся одной атаке ПЗРК в ка

ждом заходе, сбивается с суммарной средней вероят

ностью W сб.ср = 0,24, что обусловливает затраты в раз

мере Z ср = 4,02 млн дол. Следовательно, при использовании современного комплекса вооружения, адапти

рованного для ЛМБС, рентабельность авиационного

удара достигает R АУср = 201 %.

Таким образом, для решения задачи изоляции рай

она боевых действий путем уничтожения танковой

роты на марше требуется наряд сил в виде четырех пар

ЛМБС, вооруженных НУРС, или трех пар ЛМБС,

вооруженных УР "воздух–поверхность".

По эффективностииспользованиямассы полезной

нагрузки вариант вооружения с НУРС реализует на 1 т

28

Рис. 6. Результат i й атаки наземной цели с использованием УР "воздух–поверхность"



массы подвесок mподв средний ущерб 5,52 млн дол. или

8,58 млн дол. на тонну массы собственно средств пора

жения m АСП.

Использование управляемого вооружения повы

шает эффективность от использования единицы

массы полезной нагрузки более чем в 3 раза

(18,6 млн дол./т – по mподв; 30,3 млн дол./т – по

m АСП).

Таким образом, затраты массы полезной нагрузки

на дополнительное оборудование, обеспечивающее

применение высокоточного вооружения и повышаю

щее вероятность преодоления ПВО, более рациональ

но, чем увеличение массы АСП.

Кроме того, применение малокалиберных управ

ляемых АСП позволило на n у = 1,5 увеличить распо

лагаемую перегрузку ЛМБС, улучшить разгонные ха

рактеристики самолета, что способствовало минимизации времени пребывания в зоне ПВО и повыше

нию эффективности противоракетного маневриро

вания.

В заключение сделаем следующие выводы.

1. Разработана методика выбора и обоснования об

ликовых характеристик ЛМБС, его бортовых систем и

вооружения на основе оценки и сопоставительного

анализа эффективности функционирования различ

ных вариантов самолета в расчетной боевой задаче на

несения авиационного удара по типовой наземной

цели.

2. Создана имитационностохастическая математическая модель функционирования ЛМБС при ре

шении расчетной боевой задачи "авиационныйудар" с

имитацией применения по типовой наземной цели

управляемых и неуправляемых авиационных средств

поражения, а также с имитацией применения зенит

норакетного комплекса ближнего действия по цели

типа ЛМБС.

3. Предложен интегральный критерий эффектив

ности ЛМБС на основании экономического понятия

рентабельности R АУ , представляющий соотношение

стоимостных оценок причиненного противнику и по

несенного в результате авиационного удара материального ущерба, позволяющий учитывать неоднород

ность и многочисленность взаимодействующих в кон

фликте технических объектов.

4. Рассмотрено выполнение расчетной боевой за

дачи изоляции района боевых действий путем нанесе

ния авиационного удара ЛМБС по танковой роте на

марше с использованием типового неуправляемого

(80 НУРС) и специализированного управляемого ком

плексов вооружения (четыре УР "воздух–поверх

ность").

5. Получены результаты, указывающие рацио

нальные направления формирования технического

облика ЛМБС, предполагающие использование вы

сокоточных управляемых АСП малых калибров,

обеспечивающих высокую прибыльность авиацион

ного удара по выбранному критерию R АУср = 201 %.

Наращивание массы обычных АСП приводит к суще

ственному ухудшению летных характеристик самолета, повышению вероятностиего поражения средства

ми ПВО и делает авиационный удар убыточным

(R АУср = 12,5 %).

6. Выявлена необходимость специальных исследо

ваний по обеспечению ЛМБС надежной защитой от

поражения переносными ЗРК путем рационального

распределения дополнительной массы между меро

приятиями по повышению боевой живучести самоле

та и специальным оборудованием противодействия

указанным средствам ПВО.


1. Попович К.Ф., Подобедов В.А., Левицкий С.В., Шапиро Н.С. Легкий многоцелевой боевой самолет – новый

вид авиационных средств ведения боевых действий //

Общероссийский научнотехнический журнал "Полет".

2014. № 10. С. 3–9.

2. Вентцель Е.С. Исследование операций. М.: Наука,

1980.

3. Мышкин Л.В. Прогнозирование развития авиаци

онной техники. М.: Физматлит, 2006.

4. Платунов В.С. Методология системных военнона

учных исследований авиационных комплексов. М.:Издво "Дельта", 2005.

29

1. 2015



УДК 629.7

Ðîãîâàÿ è âûíîñíàÿ àýðîäèíàìè÷åñêàÿ

êîìïåíñàöèÿ êàê ñïîñîá óìåíüøåíèÿøàðíèðíîãî ìîìåíòà îðãàíàóïðàâëåíèÿ ëåòàòåëüíîãî àïïàðàòà

Ã.Ò. Àíäðååâ, Í.Â. Êóòóõèíà, Î.Â. Ïàâëåíêî


При управлении летательным аппаратом (ЛА) с ручным управлением представ ляют интерес величины шарнирных моментов, которые определяют усилияпилота на ручке (штурвале) управления рулевой поверхностью на разных режи

мах полета. При увеличении размеров самолетов и скорости полета ЛА шарнирныемоменты резко возрастают, а значит, проблема их уменьшения является весьма акту альной.

Величина шарнирного момента зависит от большого числа параметров: формыпрофиля и угла его схода,угла стреловидности несущей поверхности,угла стреловидности органа управления, его относительного размаха,относительнойхорды и т.д.

Шарнирный момент какоголибо органа управления (рулевой поверхности) мож

но представить в виде

m M qS b Aш ш p.р .р р/ ( ),

где mш.p – коэффициент шарнирного момента руля; S p и b A р – соответственно пло

щадь и средняя аэродинамическая хорда руля за осью вращенияпо перпендикуляру к

оси вращения; q – скоростной напор потока, набегающего на орган управления. Для коэффициента шарнирного момента mш.p справедливо выражение

m x x С yш д о.в p.р ( ) , (1)

30

АНДРЕЕВГеннадий Тимофеевич –начальник сектора ЦАГИ,

кандидат техн. наук

КУТУХИНА Наталия Васильевна –

ведущий инженер ЦАГИ

Представлены виды аэродинамических компенсаций (роговая и выносная) как способы

уменьшения шарнирных моментов, действующих на органы управления самолетов с ручным управлением. Использован электронный банк данных, созданный в ЦАГИ на основе многолетних

экспериментальных исследований.

Ключевые слова: органы управления;шарнирныемоменты;аэродинамическая компенсация.

G.T. Andreev, N.V. Kutukhina, O.V. Pavlenko. The Horn And Remote Aerody-namic Compensation As The Recipe Of Decreasing The Hinge Moment Of AircraftControl Organ

Kinds of aerodynamic compensation(horn and remote) as the recipes of decreasing the hinge moment

operating upon the control organs of the manualcontrol aircraft were presented. The electronic data bank

created in the TsAGI in terms of persistent experimental studies was used.

Key words: control organ; hinge moments; aerodynamic compensation.

ПАВЛЕНКООльга Викторовна –

старший научный сотрудник ЦАГИ, кандидат техн. наук



31

1. 2015

где С yp – коэффициент нормальной аэродинамиче

ской силы, действующей на руль; x д , x о.в – соответст

венно координаты центра давления и оси вращения

руля относительно передней кромки средней аэроди

намической хорды руля и отнесенные к средней аэро

динамической хорде руля b Ap .

Из формулы (1) видно, что коэффициент шарнирного момента зависит от положения оси вращения ру

левой поверхности. Наибольшее значение он имеетпри расположении оси вращения на передней кромкеруля. По мере смещения оси вращения назад коэффициент mш.р по абсолютной величине уменьшается.

Если ось вращения совпадает с центром давленияруля, то шарнирный момент равен нулю. При дальнейшем продвижении оси вращения назад коэффициент mш.р изменяет свой знак на обратный, т.е. имеетместо перекомпенсация.

Для уменьшения коэффициента шарнирного момента органа управления применяют аэродинамическую компенсацию [1]. Аэродинамическая компенсация располагается перед осьювращения органа управ

ления.При отклонении органа управления возникающая

на площади аэродинамической компенсации силавызывает момент относительно оси вращения органа

управления, который имеет знак, противоположныймоменту, возникающему на основномруле. В результате суммарный шарнирный момент уменьшается.Соответственно, уменьшаются усилия пилота на руч

ке (штурвале) управления рулевой поверхностью.Одним из видов аэродинамической компенсации

является роговая компенсация. Роговая компенсация

является частью рулевой поверхности и преимущественно располагается у внешнего края руля. Принцип

действия роговой компенсации такой же, как и у осевой компенсации, – создание момента, имеющегознак, противоположный моменту на основной рулевой поверхности.

На рис. 1 представлена модель прямоугольногокрыла с несимметричным профилем. На крыле установлен элерон с конструктивной компенсацией. На

модели были проведены параметрические исследования роговой компенсации,установленной на элероне.Варианты роговой компенсации отличались между собой размахом и хордой, а также наличием законцовки перед роговой компенсацией.

В качестве примера приведены варианты закрытойроговой компенсации с относительной площадьюS р.к = 0,071 и S р.к = 0,136 (рис. 1, а, в) и вариант с открытой роговой компенсацией с относительной площадью S р.к = 0,071 (рис. 1, б ) при постоянной хордероговой компенсацией для указанных вариантов. По

казано влияние увеличения размаха роговой компенсации l р.к припостоянной ее хорде bр.к . В рассматриваемом примере увеличение размаха роговой компенсациивдвараза (от l р.к до 2l р.к ) при неотклоненном руле

(р = 0) практически не влияет на значение производ

ной mш.р (полученную в диапазоне углов атаки =

= ±4), равную mш.р = 0,0025.

При угле атаки > 4 значения коэффициента

mш.р по абсолютной величине несколько уменьшаются, а при отклонении руля на углы р = ±20 это уменьшение становится существенным во всем диапазоне

углов атаки. Например, при нулевом угле атаки и от

клонении руля на углы р = 20 и р = 20 абсолютнаявеличина коэффициента шарнирного момента руля

mш.р уменьшается на 40 и 36 % соответственно(рис. 2).

Снятие законцовки перед роговой компенсациейруля размахом l р.к и относительной площадью S р.к == 0,071 приводит к уменьшению градиента функции

mш.р = f () при р = 0 и увеличению степени переком

пенсации при углах отклонения руля р = ±20(рис. 3).

Зависимости коэффициента шарнирного момента

руля от угла его отклонения mш.р = f (р) представлены

на рис. 4–8. Припостоянной хорде роговой компенсацииувеличениеее размаха от l р.к до 2l р.к (т.еувеличениеотносительной площади от S р.к = 0,071 доS р.к = 0,136)

уменьшает коэффициент шарнирного момента, на

пример, при р = 20( =0)на37%,иприводиткпояв лению существенной нелинейности (рис. 7).

Рис. 1. Общий вид крыла с роговыми компенсациями:а – S р.к = 0,071, закрытая роговая компенсация; б – S р.к == 0,071, открытая роговая компенсация; в –S

р.к = 0,136,

закрытая роговая компенсация



Сравнение зависимостей mш.р = f (р) для модели сзакрытой и открытой роговой компенсацией приведено на рис. 8. Установка законцовки на элероне с роговой компенсацией, относительная площадь которойS р.к = 0,071 (размах l р.к ), незначительно влияет нашарнирный момент руля во всем исследованном диа

пазоне углов его отклонения при = 0. С ростом угла

атаки до = 20 в диапазоне углов отклонения руля

р = –15...20 прирост шарнирного момента становится существенным (см. рис. 8).

Одной из разновидностей аэродинамической компенсации является выносной компенсатор. На рис. 9

приведен один из исследованных вариантов выносного компенсатора, установленного на нижней поверхности элерона. Геометрические параметры выносногокомпенсатора (размах l в.к , корневая хорда bо в.к ), еговынос вниз по вертикали от поверхности элерона h ивынос вперед от оси вращения элерона по горизонта

ли до носка корневой хорды компенсирующей по

верхности оказывают существенное влияние на значение шарнирного момента элерона. Относительнаяплощадь выносной компенсирующей поверхностиS р.к = 0,0775.

32

Рис. 2. Зависимости коэффициенташарнирногомомента руля сзакрытой роговой компенсацией от угла атаки

Рис. 3. Зависимости коэффициента шарнирного момента руляс открытой ( , , ) или закрытой ( , , ) роговойкомпенсацией с S р.к = 0,071 от угла атаки

Рис. 4. Зависимости коэффициенташарнирного момента руля сзакрытой роговой компенсацией с S р.к = 0,071 от угла его отклонения



33

1. 2015

На рис. 10 приведены зависимости mш.э = f (), ха

рактеризующие изменение коэффициента шарнирного момента руля в функции угла атаки при фиксированных углах его отклонения (соответственно без выносного компенсатора и в присутствии выносногокомпенсатора). При установке выносного компенсатора на неотклоненном руле возникает момент поло

жительного знака. Значение производной mш.э в диа

пазоне = 6...+8 без выносного компенсатора равно–0,0013. С установкой выносного компенсатора этозначение несколько уменьшается и становитсяравным –0,001.

При угле атаки = 0 значение производной mш.ээ ,

определенное в диапазоне э = 5 без выносного ком

Рис. 5. Зависимости коэффициенташарнирного момента руля сзакрытой роговой компенсацией с S р.к = 0,136 от угла его отклонения

Рис. 6. Зависимости коэффициенташарнирногомомента руля соткрытой роговой компенсацией с S р.к = 0,071 от угла его отклонения

Рис. 7. Зависимости коэффициента шарнирногомомента руля сзакрытой роговой компенсацией от угла отклонения dр

Рис. 8. Зависимости коэффициента шарнирногомомента руля cоткрытой ( , ) и закрытой ( , ) роговой компенсациейот угла его отклонения



пенсатора, равно –0,0055, а в присутствии выносногокомпенсатора становится равной –0,0033. При этом

величина коэффициента шарнирного момента руляпри э = –25 уменьшается на 40 %. При угле атаки

= 10 и угле э 10 наступает перекомпенсация руля(рис. 11).

Рассмотренные виды роговых и выносных аэродинамических компенсаций и их влияние на шарнирныемоменты органов управления самолетов позволяютиспользовать их (в комплексе с другими видами аэро

динамических компенсаций), в конструкторских бюро на этапах предварительного проектирования и

доводки самолетов с ручным управлением. Наиболееполная информация о различных видах аэродинами

ческой компенсации, основанная на параметрических экспериментальных исследованиях ЦАГИ, будетпредставлена в готовящемся к изданию "Справочникеаэродинамических компенсаций шарнирных моментов рулевых поверхностей самолетов с ручным управ

лением".


1. Андреев Г.Т., Глущенко Г.Н., Кутухина Н.В., Павленко О.В. Влияние различных типов аэродинамической компенсации на шарнирные моменты органов управления летательных аппаратов // Общероссийский научнотехнический

журнал "Полет". 2013. № 6. С. 8–25.

34

Рис. 9. Модель полукрыла спортивного самолета с выноснымкомпенсатором на элероне

Рис. 10. Зависимости коэффициента шарнирного момента элерона с осевой компенсацией от угла атаки

Рис. 11. Зависимости коэффициента шарнирного момента руля cроговой компенсацией от угла его отклонения



УДК 629.7

Âûáîð ïðîåêòíîãî îáëèêà

àììèà÷íîé äâèãàòåëüíîé óñòàíîâêèíàíîñïóòíèêîâîé ïëàòôîðìû

Áëèíîâ Â.Í., Êîñèöûí Â.Â.,

Ðóáàí Â.È., Øàëàé Â.Â.

E-mail: [email protected]; [email protected];[email protected]; [email protected]

В настоящее время актуальна задача создания маневрирующих наноспутниковых платформ (МНП) для наноспутников (НС) массой до 10 кг с запасами характе

ристической скорости V хар до 50...60 м/с, позволяющими решать научные иприкладные задачи орбитального маневрирования [1–3].

Известные зарубежные МНП обладают незначительными запасами V хар. Например, наноспутник SNAP1 (Великобритания) имеет двигательную установку с тягой45...120 мН, удельным импульсом тяги 60 с, массой жидкого бутана 32,6 г, которая

обеспечивает запас характеристической скорости всего 3,4 м/с [1]. Для создания МНП наиболее эффективно использование аммиачных корректи

рующих двигательных установок (КДУ) с электротермическими микродвигателями(ЭТМД) [2–8].

При использовании комплексного подхода к созданию маневрирующих наноспутников рассматривается критерий "приведенная" масса, учитывающий массыКДУ, системы ориентации и стабилизации (СОС) и системы электроснабжения,обеспечивающих режимы орбитального маневрирования.

Для исключения параметрической избыточности исполнительных органов СОС иснижения массы НС КДУ рассматривается как многофункциональная с решениемзадачи управления центром масс НС и задачи управления вокруг центра масс НС.

35

1. 2015

ШАЛАЙВиктор Владимирович –

ректор Омского государственного технического

университета, доктор техн. наук

БЛИНОВВиктор Николаевич –

заместитель главного конструктора ПО "Полет" –

филиала ГКНПЦ имениМ.В. Хруничева, доктор

техн. наук

РУБАНВиктор Иванович –

ведущий специалист ПО"Полет" – филиала ГКНПЦ

имени М.В. Хруничева

КОСИЦЫНВалерий Владимирович –ведущий специалист ПО

"Полет" – филиала ГКНПЦимени М.В. Хруничева,


Рассмотрен подход к созданию аммиачнойдвигательной установкинаноспутниковой плат

формы с электротермическим микродвигателем с совмещенной с испарителем схемой, обеспечивающей запасы характеристической скорости наноспутника до 60 м /с. Приведены резуль

таты экспериментальных исследований микродвигателя.

Ключевые слова: маневрирующая наноспутниковая платформа; газореактивная система;

корректирующая двигательная установка; электротермический микродвигатель; характери

стическая скорость.

V.N. Blinov, V.V. Kositsin, V.I. Ruban, V.V. Shalay. Nanosatellite AmmoniaMicropropulsion System Design View Decisions

The paper describes the way to development ammonia micro propulsion systems for nanosattelite ap

plications. It describes the overlapping construction scheme resistojet with ammomia evaporator. Using

this feature, provides deltavelocity budget up to 60 meters per second. Also publicated ammonia micro

resistojet design studies.

Key words: manoeuvring nanosatellite platform; gas reactive system; corrective propulsion system;

electrothermal micromotor; reference speed.



При минимизации "приведенной" массы НС для за данной характеристической скорости НС V хар

зад варьируются энергопотребление N КДУ на создание

удельного импульса тяги ЭТМД и тяга P ЭТМД .

Анализ аналогов МНП показывает, что типичными являются величины N КДУ 10...20 Вт, P ЭТМД =

= 0,5...1 мН [4, 5].Проектный облик КДУ для МНП определен с уче

том следующего:– совмещения испарителя аммиака с ЭТМД;– введения в состав КДУ аммиачной газореактив

ной системы (ГРС), обеспечивающей создание управ ляющих моментов относительно осей МНП;

– выполнения топливного бака торосферическойформы с центральным стаканом, внутри которого установлен ЭТМД;

– введения в структурный состав МНП дополни

тельного блока аккумуляторных батарей (БАБ), обес

печивающего расширение диапазона потребляемой

электрической мощностидля создания тягиЭТМД.

Известный подход к выбору схемы диссоциацииаммиака в КДУ (ЭТМД) для малых космических ап

паратов (МКА) основан на использовании автоном

ного испарителя с собственным нагревателем мощно

стью 30 Вт. Для повышения удельного импульса тяги

ЭТМД испаритель выполняется двухзаходным и

функционирует по следующей схеме: газификация

жидкого аммиака в первой нагревательной магистра

ли – подача аммиака в регулятор давления – подача

аммиака во вторую нагревательную магистраль – по

дача аммиака в ЭТМД (рис. 1) [8].

36

Рис. 1. Схема диссоциации жидкого аммиака в КДУ с автономным испарителем:1 – ЭТМД; 2 – датчик давления; 3 – электропневмоклапан; 4 – регулятор давления; 5 – испаритель аммиака; 6 – фильтр; 7 –бак; 8 , 11 – корпусы; 9 – газовод с соплом; 10 – электрический нагреватель; 12 – фиксирующая гайка с трубопроводом подачи аммиака



Для МКА массой 100...400 кг энергопотребление

двухзаходного испарителя составляет до 50 % от энер

гопотребления ЭТМД, что является существенным

недостатком. При таком распределении мощности

температура предварительной газификации аммиака виспарителе составляет 100 С (30 Вт), а температура

окончательной газификации аммиака, определяющая

удельный импульс тяги ЭТМД , – до 700...800 С

(60 Вт).

Наиболее эффективным методом увеличения

удельного импульса тяги ЭТМД является увеличение

мощности окончательной газификации топлива в са

мом ЭТМД путем проведения предварительной гази

фикации и окончательной диссоциации аммиака

от единого источника мощности – нагревателя

ЭТМД.При этом используетсяЭТМД, совмещенный с ис

парителем. В этом случае система подачи

газифицированного топлива выполнена в

виде спирального трубопровода, располо

женного на корпусе ЭТМД и контакти

рующего с нимв зоне нагревательных эле

ментов, входной патрубок которого снаб

жен узлами стыковки с системой подачи

жидкого газифицируемого` топлива, а вы

ходной патрубок через систему пониже

ния и замера давления соединен с газово

дом ЭТМД (рис. 2, 3) [6].На нагревательный элемент ЭТМД 3

подается напряжение и осуществляетсяразогрев конструкции без подачи топлива("горячая" схема включения). При этомразогревается и часть нагревательногоэлемента, на которой расположен испаритель 6 , представляющий собой спиральный трубопровод,навитый на цилин

дрической части нагревателя. Для улучшения теплопередачи спираль испарите

ля 6 соединяется с нагревательным элементом 3 припомощи пайки тугоплавким припоем.

После открытия электроклапана КДУ в спиральный трубопровод (испаритель 6 ) за счет давления над

дува подается газожидкостная аммиачная смесь из топливного бака КДУ, которая под действием температуры газифицируется. При протекании газа через регулятор давления и регулируемый дроссельный узел с

датчиком давления обеспечиваются заданные параметры топлива по давлению. Далее топливо через подводящий трубопровод подается в ЭТМД, протекает повыполненным двухзаходным винтовым каналам корпуса с газоводом 2 и, огибая наружные поверхностинагревательного элемента 3 с завихрителем 4 , выбрасывается через профилированное сопло 1, создаваяреактивную тягу.

КДУ в совокупности с введенными структурнымиединицами БАБ, ГРС представляет собой систему

37

1. 2015

Рис. 2. Схема диссоциации аммиака в ЭТМД спредварительной газификацией аммиака в испарительной части ЭТМД:1 – бак; 2 , 3 – заправочная и дренажнаямуфты; 4 – фильтр; 5 – электропневмокла

пан; 6 – испарительная часть ЭТМД; 7 – регулятор давления; 8 – дроссель; 9 – ЭТМД

Рис. 3. Конструктивная схема ЭТМД, совмещенного с испарителем:1 – сопло; 2 – корпус с газоводом; 3 – автономный нагревательный элемент;4 – завихритель; 5 – подводящий трубопровод; 6 – испаритель; 7 – теплозащитный кожух



управлениядвижением МНП (рис. 4). Пневмогидрав лическая схема КДУ МНП делится на функциональные конструктивно законченные блоки:

I, II – блоки обеспечения подачи жидкого аммиа

ка, включающие электропневмоклапаны с фильтрую

щими элементами;III – интегрированный блок предварительной га

зификации и окончательной диссоциации аммиака,

включающий в себяЭТМД, совмещенный с испарите

лем;

IV – блок обеспечения параметров газа, включаю

щий в себя регулятордавления и дроссельный элемент

с датчиком давления;

V – блок ГРС.

Газификация аммиака осуществляется в испари

тельной части ЭТМД и в аккумуляторе давления с ав

тономным нагревателем. Затраты электрической

мощности на автономную газификацию в аккумуляторе давления составляют не более 20...30 % от затрат

на газификацию аммиака в ЭТМД.

Сопла ГРС расположены попарно и создают

управляющие моменты относительно поперечных

осей МНП (рис. 5).

Управляющие моменты относительно продольнойоси МНП создаются без использования ГРС с помощью управляющих двигателеймаховиков МКА.Структура КДУ позволяет ее использовать как в комплектации с ГРС, так и без нее (рис. 6).

Для исследованияЭТМД с совмещенной с испарителем схемой был разработан экспериментальный об

разец и проведены предварительные исследования

температурных характеристикЭТМДпри включениях

по "холодной" и "горячей" схемам в условиях вакуума,

показавшие принципиальную возможность создания

аммиачного ЭТМД для наноспутника (рис. 7).

На рис. 8, 9 приведены результаты измерений тем

пературы нагревательного элемента и корпуса ЭТМД

с совмещенной с испарителем схемой при различных

уровнях подводимой к нагревателю электрической

мощности. При подводимой к нагревательному эле

менту электрической мощности в диапазоне 8...10 Вт достигаются температуры стационарного режима

600...670 К.ЭТМД с совмещенной с испарителем схемой по

зволяет либо снизить до 30 % общее энергопотреблениеКДУс сохранением величиныудельногоимпульса

38

Рис. 4. Пневмогидравлическая схема КДУ МНП:1 – топливный бак; 2 , 8 – фильтры; 3 , 9 – отсечныеэлектроклапаны; 4 – испаритель; 5 – регулируемый

дроссельный элемент с датчиком давления Р; 6 –ЭТМД; 7 – регулятор давления; 10 – подогревае

мый аккумулятор давления газообразного аммиакас датчиками температуры Т и давления Р; 11 – танценцильные сопла с электроклапанами (4 шт.); 12 –заправочная магистраль

Рис. 5. Управляющие воздействия ГРС



39

1. 2015

Рис. 6. Конструктивное членение КДУ:1 – блок управления; 2 – дроссельный узел с датчиком давления; 3 , 9 – электропневмоклапан; 4 – топливный бак; 5 –ЭТМД; 6 , 7 , 15 – трубопроводы; 8 , 14 – установочные кронштейны; 10 – датчик давления; 11 – аккумулятор давления; 12 –сопла ГРС с электропневмоклапанами; 13 – БАБ

Рис. 7. Экспериментальный ЭТМД совмещенной с испарителем схемы:1 – ЭТМД; 2 – теплоизолированный испаритель; 3 – дроссельный узел; 4 – теплозащитный кожух с ЭТМД; 5 – подводящий трубопровод; 6 – манометр



тяги ЭТМД, либо увеличитьна 30...35 % удельный импульс тяги за счет увеличения энергопотребленияЭТМД в пределах выделенного на весь процессгазификации топлива в составе НС.

Достигнутые результаты показали возможностьсоздания ЭТМД совмещеной с испарителем схемойпри реализации в составе МНП требуемой характеристической скорости 50...60 м/c.


1. Блинов В.Н., Иванов Н.Н., Сеченов Ю.Н. и др. Ма

лые космические аппараты: в 3 кн. Кн. 1. Пикоспутники.

Наноспутники: Справоч. пособие. Омск, 2010. 212 с.

2. Блинов В.Н., Шалай В.В., Зубарев С.И.и др. Иссле

дования электротермических микродвигателей коррек

тирующих двигательных установок маневрирующих ма

лых космических аппаратов. Омск: Издво ОмГТУ, 2014.

264 с.

3. Блинов В.Н., Шалай В.В., Ходорева Е.В. Формиро

вание проектного облика маневрирующего наноспутни

ка "СоюзСатОмГТУ" // Россия молодая: передовые тех

нологии – в промышленность: материалы 5й Всерос.

науч.техн. конф. Омск, 2013. С. 9–13.

4. Блинов В.Н., Рубан В.И. и др. Электротермический

микродвигатель: Пат.2332583РФ; Заявл. 13.02.07; Опубл.27.08.08; Бюл. № 24.

5. Блинов В.Н., Рубан В.И. и др. Электротермический

микродвигатель: Пат.2442011 РФ; Заявл. 02.07.10; Опубл.

10.02.12; Бюл. № 4.

6. БлиновВ.Н., Косицын В.В., Рубан В.И. и др.Методы

повышения эффективности электротермического мик

родвигателя для корректирующей двигательной установ

ки маневрирующего наноспутника "СоюзСатОмГТУ"//

Россия молодая: передовые технологии – в промышлен

ность: материалы 5й Всерос. науч.техн. конф. Омск,

2013. С. 13–15.7. Блинов В.Н. Оценка массовой эффективности ма

неврирующих малых космических аппаратов с двига

тельной установкой микротяги на аммиаке // Омский

научный вестник. Сер. Приборы, машины и технологии.

2012. Вып. 1. С. 59–62.

8. Блинов В.Н., Шалай В.В. Экспериментальные ис

следования процессов скоростнойвысокотемпературной

диссоциации аммиака при истечении через ограничен

ный объем в условиях вакуума // Тепловые процессы в

технике. 2014. №1. С. 24–29.

40

Рис. 8. Зависимость максимальной установившейся температуры корпуса и нагревательного элемента ЭТМД c совмещенной с испарителем схемой от мощности при "холодной" схемевключения

Рис. 9. Зависимость температуры корпуса и нагревательногоэлемента ЭТМД c совмещеннойс испарителем схемой от мощ

ности при "горячей" схеме включения



УДК 629.7

Ïîñòðîåíèå ñòàáèëèçèðóþùèõ

óïðàâëåíèé äëÿ ñòàöèîíàðíûõ äâèæåíèéñïóòíèêà-ãèðîñòàòà ñ ïîëîñòüþ,ñîäåðæàùåé âÿçêóþ æèäêîñòü

Â.Ñ. Êðàñíèêîâ


Задачи о пространственной ориентации спутников и летательных аппаратов име

ют важное прикладное значение и широко рассматриваются исследователями во

многих работах.

Движениями твердых тел или систем тел, в частности гиростатов, моделируются

сферические движениякосмических аппаратов относительно центра масс. Основные

способы и принципы управления вращательным движением тел и их систем были

обозначены уже давно [1, 2]. Современными исследователями активно решаются за

дачи о резонансных режимах и бифуркациях стационарных движений спутников [3],хаотических движениях и методах их устранения [4], а также о стабилизации задан

ных программных движений гиростатов различной структуры [5].

С середины прошлого столетия получили бурное развитие задачи динамики твер

дых тел с полостями, содержащими жидкость. Эти системы представляют теоретиче

ский и прикладной интерес в связи с задачами, выдвигаемыми практикой: развитие

ракетной техники, содержащей большое количество жидкого топлива, проблемы

сейсмостойкости резервуаров для хранения жидкости и др.

На движениекосмическогоаппарата вокруг центра масссущественно влияют вра

щающиеся роторы и жидкое топливо, обусловливая необходимость изучения дина

мики и свойств устойчивости множества движений различных механических систем,

41

1. 2015

КРАСНИКОВВиктор Сергеевич –инженерконструктор

2й категории ОАО "РКЦ"Прогресс", аспирант Самар

ского государственногоаэрокосмического универси

тета имени академикаС.П. Королёва

Найдены и исследованы на устойчивостьстационарные движенияоднороторного динамиче

ски симметричного спутникагиростата со сферической полостью с жидкостью большой вяз

кости. Получены законы управления для стабилизации неустойчивых стационарных движений

спутника двумя методами – по линейному приближению и построением функции Ляпунова.

Проведен сравнительный анализ полученных результатов.

Ключевые слова: спутникгиростат; полость с жидкостью; асимптотическая устойчи

вость; функция Ляпунова; активное управление; обратная связь; стабилизация.

V.S. Krasnikov. Construction Of Stabilizing Controls For Stationary MotionsOf A Satellite-gyrostat With A Cavity Containing A Viscous Fluid

Found nad studied the stability of the steady motions of a single of a symmetric satelllitegyrostat with

a spherical cavity with a liquid of high viscosity. Derived control laws to stabilize unstable stationary mo

tions of a satellite in two ways – by the linear approximation and the construction of a Lyapunov's func

tion. Comparative analyses of the results have been conducted.

Key words: satellitegurostat; cavity with fluid; asymtotic stabilly; Lyapunov's function; active control; feedback; stabilizing.



в том числе представляющих собой однороторный ги

ростат с полостью, заполненной жидкостью. Два основных направления и их первые результаты

теории твердых тел с полостями, содержащими жид

кость, изложены авторами работ [6]. В работе[6] пред ложена модель, описывающаядвижениятвердого телас полостью, целиком заполненной жидкостью большой вязкости, в которой воздействие этой жидкостина движение самого твердого тела описывается черезкинематические характеристики этого тела. Этот подход широко используется в исследованиях современныхавторов. Например,в [7] исследованы эволюция иоптимальные режимы торможения вращательных

движений вокруг центра масс динамическинесимметричного спутника, содержащего полость с жидкостьюбольшой вязкости, под действием гравитационного исветового моментов в сопротивляющейся среде.

Данная статья посвящена возможности стабилизации сферических движений относительноцентра массспутникагиростата, моделируемого свободным однороторным гиростатом со сферической полостью, це

ликом заполненной жидкостью большой вязкости. Наоснове метода из [6] выводятся уравнения движенияспутника, находятся множества стационарных движений исследуемой системы и исследуются на устойчивость методами классической теории устойчивости.

Первым (по линейному приближению) и вторым(построением функции Ляпунова) методами классической теории устойчивости построены множества

управлений по принципу обратной связи, стабилизирующих неустойчивые и устойчивые стационарные

движения спутникагиростата до асимптотически устойчивых. Проведен сравнительный анализ результатов, полученных обоими методами.

Постановка задачи и уравнения движения. Рассмотрим пространственноедвижениемодели спутникагиростата, состоящего из двух динамически симметричныхсвязанныхтел с общей осью вращения, совпадающей с осями динамической симметрии обоих тел (см.рисунок).

Первоетело – носитель– содержащий полость, це

ликом заполненную жидкостью большой вязкости.Второе тело – ротор.

Пусть A B 1 1 , C 1 – главные моменты инерции носителя вместе с жидкостью; A B 2 2 ,C 2 – главные моменты инерции ротора; OXYZ – неподвижная системакоординат; Oxyz – жестко связанная с носителем подвижная система координат. Неподвижная точка O

спутникагиростата совпадает с общим центром масссистемы и лежит на оси динамической симметрииобоих тел. Поворот ротора относительно носителяописывается углом , отсчитываемым вокруг оси Oz .

Уравнения движения спутника с полостью, запол

ненной жидкостью, в проекциях на оси связанной сносителем системы координат Oxyz , следуя [8], запишем в следующем виде:

Ap C B qr C q m Bq A C pr C p m x y ( ) ; ( ) ; 2 2

Cr B A pq C m z ( ) ; 2 (1)

C r M z 2 ( ) , (2)

где w ( , , ) p q r т – вектор абсолютной угловой скорости носителя в системе координат Oxyz ; A A A 1 2 ;B B B 1 2 ;C C C 1 2 – главные моменты инерции гиростата, вычисленные в системе координат Oxyz . Выражение (2) представляет собой уравнение относительного вращения ротора, в котором M z – момент,

действующий со стороны несущего тела на ротор.В дальнейшембудемрассматривать движенияспутникагиростата при предположении о равенстве нулю

указанногомомента,поэтомууравнение(2) приводится к виду

r (3)

и легко интегрируется:

r t t r ( ) ( , 0 0

где r 0 0 const – постоянная интегрирования.

Правые части уравнений (1) представляют собойпроекции на оси системы координат Oxyz момента силm ( , , )m m m x y z

т , действующих на несущее тело состороны полости с жидкостью. Согласно модели,предложенной в работе [6], они определяются векторным равенством

m L

L

~,

d

dt (4)

где знак тильда над дифференциалом обозначает взя

тие локальной производной по времени.

42

Спутникгиростат



Составив и решив характеристическое уравнение для системы (8), проанализируем действительныечасти корней этого уравнения:

1 2 3

0 0 ; ; .K (10)

При K 0 ввиду присутствия нулевого корня согласно теореме Ляпунова об асимптотической устой

чивости по первому приближению выводов об устой

чивости или неустойчивости соответствующих ста

ционарных движенийсделатьнельзя, и данные движения необходимо исследовать другими методами тео

рии устойчивости.

При выполнении неравенства K 0имеемнеустой

чивость таких движений.Из (9) видно, что знак числа K определяется соот

ношениями моментов инерции гиростата, параметра

ми полости и жидкости, а также значениями начальных данных p0 и q 0 .

Построение стабилизирующего закона управления для движений спутникагиростата методом функции Ляпунова. Решим задачу о стабилизации второго неустойчивого стационарного решения (7) при разных

значениях величины K с помощью использования

критерия полной управляемости линейных систем.

Выберем линейнуюстратегиюпостроения управленияпо принципу обратной связи.

Добавим в систему линейное по отклонениям

управление вида u Bx и определим множества значе

ний элементов матрицы B, стабилизирующих устойчивые и неустойчивые стационарные движения спут

никагиростата до асимптотической устойчивости.

Пусть

B

b

b

b

11

22

33

0 0

0 0

0 0

. (11)

Уравнения первого приближения управляемой

системы, соответствующие уравнениям (8), примут

вид

;

;

( ) .

x b x Tx

x b x Sx

x b K x

1 11 1 3

2 22 2 3

3 33 3

(12)

Для того чтобы управляемое движение (12) было

асимптотически устойчивым, необходимо и достаточ

но, чтобы существовала положительно определеннаяфункция Ляпунова V , допускающая бесконечно ма

лый высший предел, а ее производная в силу системы

была отрицательно определенной. Выберем функцию

Ляпунова (ввиду ее простоты) следующей:

V x x x 1

2

12

22

32( ) . (13)

Ее производная в силу системы (12) примет вид

( ) .V b x b x K b x Tx x S x x 11 12

22 22

33 32

1 3 2 3 (14)

Согласно критерию Сильвестра знакоопределенности квадратичных форм можно утверждать, что для

того чтобы производная V была отрицательно опреде

ленной, необходимо и достаточно выполнение неравенств:

b

b

b b b K T

b b S

11

22

11 22 33

2

22 11

2

0

0

4 40

;

;

( ) .

(15)

Упрощая третье неравенство системы (15 ), получим:

b T

b

V

bK K 33

2

11

2

224 4 , . (16)

Запишем полученное множество значений коэф

фициентов b11 , b22 , b33 управляющих воздействий, ре

шающих задачу стабилизации стационарных враще

ний гиростата:

b b

b T

b

V

bK K

11 22

33

2

11

2

22

0 0

4 4

; ;

, .(17)

Анализируя полученный результат, увидим, что

для коэффициента b33 можно взять множество значений b K 33 , а в случае, если подобрать параметры

спутника таким образом, чтобы K T b 2114/ ( )

V b2224/ ( ), то можно упростить систему управления

спутникагиростата, положивb33 0 , тогда управление

будет осуществляться только по двум координатам.Заметим, что подобным способом, с построением

других функций Ляпунова, можно стабилизировать

исследуемые стационарные движения линейным

управлениемдругой структуры, отличной от (17), т.е. снедиагональной матрицей B, отличающейся от (11).

44



Построение стабилизирующего закона управления для движений спутникагиростата с использованиемкритерия полной управляемости линейных систем. Решим задачу о стабилизации второго неустойчивогостационарного решения (7) на основе первого подхода

классической теории устойчивости по линейному приближению с использованием критерия полной

управляемости линейных стационарных систем при условии

Re( ) .3 0 K

Согласно [8]добавим в систему линейное по отклонениям управление вида u Bx и определим множества значений элементов матрицы B, стабилизирующих неустойчивые стационарные движения гиростата доасимптотической устойчивости. Уравнения первого

приближения возмущенного движения управляемойсистемы, соответствующие уравнениям (8), примутвид

x Ax Bx .

Выбор структуры матрицы B обусловлен двумя соображениями. Вопервых, возьмем наибольшее возможное число нулевых элементов для упрощения искомого управления. Вовторых, матрица B должна

удовлетворять критерию полной управляемости линейных автономных систем.

Выберем матрицу B следующим образом (легко убедиться, что критерий полной управляемостивыполнен, т.е. ранг соответствующей матрицы управ

ляемости равняется размерности фазового пространства – трем):

B

b

b

b

11

22

32

0 0

0 0

0 0

. (18)

Для того чтобы управляемое движение было асимптотически устойчивым, достаточно, чтобы все корни

соответствующего характеристического уравнения

( )[ ( ) { }]b K b Kb Vb112

22 22 32 0 (19)

имели отрицательные вещественные части.

Используя критерий Гурвица, определим области допустимых значений коэффициентов b11 , b21 , b33

управления, при которых достигается асимптотическая стабилизация. А именно, для устойчивости линейной системы (8) необходимо и достаточно, чтобывсе главные миноры матрицы Гурвица, составленные

из компонентов управляемой системы видаx Ax Bx , были положительны. Таким образом,получаем систему трех неравенств:

b

K b

Kb Vb

11

22

22 32

0

0

0

;

( ) ;

( ) .

(20)

Найдем решения последнихдвух неравенств системы (20), учитывая следующие замечания:

будемрассматривать любыезначениявеличиныK ;величины p a t cons ; q b const могут прини

мать значения любого знака, определяемого различными наборами значений параметров системы иначальных условий движения.

Решая систему второго и третьего неравенств из

(18) относительноb11 и b21 , получим совокупность трех множеств решений (19) – (21), удовлетворяющих критерию Гурвица:

V

b K

b Kb

V

0

22

3222

;

;

.

(21)

Система (21) совместно с неравенствомb11 0 задает целое множество значений коэффициентовb11 , b22 ,b32 для синтеза стабилизирующего управления. Далее

проведен несложный анализ этого решения. Он даетследующие возможности для наиболеепростоговыбора элементов матрицы управления B, упрощающиеструктуру полученного стабилизирующего управления:

при K 0 можно выбрать произвольные значения

b11 0 , b K 22 0 и b Kb

V 32

22 0 ;

при K 0можно приb11 0 взятьb22 0 , тогдаb32 0 .И наоборот, если взять b32 0 , то b22 0 ;

при K 0 имеем b22 0 и b32 0 .Проведем анализ второй системы неравенств, сле

дуемой из критерия Гурвица:

V

b K

Kb b

0

0

22

22 32

;

;

, .

(22)

Анализ этого результата показывает, что возможенпростейший синтез стабилизирующего управлениясогласно следующим условиям:

при K 0 решения системы (22) не существует;при K 0последнеенеравенство (22) несовместно;

45

1. 2015



при K 0можно взятьb22 0 и, в частности,b32 0 . Для третьего случая ( )b11 0 имеем систему нера

венств

V

b K

b Kb

V

0

22

3222

;

;

.

(23)

В частности, из нее вытекают простейшие реше

ния:при K 0 b22 0 , b32 0 ;

при K 0 управлять необходимо обоими коэффи

циентами, выбираемыми согласно (23);

при K 0 можно взять коэффициент b22 0 , тогда

b32 0 .И наоборот,если взятьb32 0 ,тоемубудетсоот

ветствовать любой b22 0 .Итак, здесьприведенаматематическая модель сфе

рического движения относительно центра масс однороторного динамически симметричного спутникаги

ростата с полостью, целиком заполненной вязкой

жидкостью. Найдены и исследованы на устойчивость

стационарные движения спутника. Двумя методами –методом функций Ляпунова и методом стабилизации

по линейному приближению – синтезированы стаби

лизирующие линейные управления по принципу об

ратной связи. Определены условия на коэффициенты управляющих воздействий и указаны простейшие ча

стные случаи значений этих коэффициентов, обеспечивающихасимптотическую устойчивостьнеустойчи

вых стационарных движений для обоих способов построения управлений.

Проведенный сравнительныйанализ полученных вработе результатов позволяет сделать следующие выводы.

Вопервых, в обоих случаях управление строилосьпо обратной связи в линейной стратегии по отклонениям. Поэтому, с одной стороны, они удобны дляпрактической реализации, но, с другой стороны, не

дают глобальной стабилизации исследованного мно

жества стационарных движений, что требует проведения оценки зоны притяжения для каждого решенияотдельно в зависимости от массовоинерционных характеристик рассматриваемого спутникагиростата икинематических параметров его движения. В этомслучае предпочтительней выглядит метод функций

Ляпунова, так как выбранная функция Ляпунова даеттребуемую оценку.

Вовторых, предложенные методы в качестве решений дали возможность строить стабилизирующие

управления с разными множествами управляющих

коэффициентов, что дает возможность управления поразным координатам. Поэтому сочетание обоих мето

дов дает более широкие, простые и удобные возможности управлять движениями спутникагиростата в

зависимости от практических требований и других условий.Полученные результаты обобщают и развивают со

ответствующие результаты из работ [6, 8, 9] и могутбыть использованы при проектировании систем

управлениядвижущимисяобъектами и космическимиаппаратами, содержащими полости с жидкостьюбольшой вязкости.

Представленные результаты получены в рамках вы

полнениягосударственного задания Минобрнауки России

№ 9.540.2014/К.


1. Черноусько Ф.Л. О движении спутника относитель

но центра масс под действием гравитационных момен

тов // ПММ. 1963. Т. 27. Вып. 3. С. 474–483.

2. Летов А.М. Динамика полета и управление. М. :

Наука, 1969. 359 с.

3. Красильников П.С. Малые плоские колебания спут

никана эллиптическойорбите // Нелинейнаядинамика.

2013. Т. 9. № 4. С. 671–696.

4. Hall C., Rand R. Spinap ynamics of Axial DualSpin

Spacecraft // J. Guidance Control Dyn. 1994. V.17. Issue 1.

Р. 30–37.

5. Безгласный С.П., Худякова М.А. Построение и стабилизация программных относительных движений спут

ника// Общероссийский научнотехнический журнал

"Полет". 2012. № 12. С. 17–21.

6. Черноусько Ф.Л. Движение твердого тела с полостя

ми, содержащими вязкую жидкость // М.: Изд. ВЦ АН

СССР, 1968.

7. Акуленко Л.Д., Зинкевич Я.С., Лещенко Д.Д., Рачинская А.Л. Быстрые вращения спутника с полостью, за

полненной вязкой жидкостью, под действием моментов

сил гравитации и светового давления // Космические

исследования. 2011. Т. 49. № 5. С. 453–463.

8. Алексеев А.В., Безгласный С.П., Красников В.С.Стабилизация стационарных движений однороторного

гиростата с полостью, заполненной жидкостью большой

вязкости // Вестник Самарского государственного аэро

космического университета им. академика С.П. Короле

ва (национального исследовательского центра). 2012.

№ 5–1(36). С. 13–18.

9. Алексеев А.В., Безгласный С.П., Красников В.С. По

строение стабилизирующего управления для стационар

ных движений гиростата с полостью с вязкой жидко

стью // Известия СНЦ РАН. 2013. Т. 15. № 6(3).

С. 563–567.

46



УДК 629.7

Àíàëèç ñòðàòåãèè è òàêòèêè ïîâûøåíèÿ

íàäåæíîñòè çàðóáåæíûõ áîåâûõáåñïèëîòíûõ ëåòàòåëüíûõ àïïàðàòîâ

Ê.Ã. Áîìøòåéí


Боевые беспилотные летательные аппараты (БЛА) способствовали успешному выполнению боевых операций военновоздушными, сухопутными и военноморскими силами зарубежных стран, в первую очередь США и Израиля. Вместе с тем в на

стоящее время для большинства комплексов БЛА, в состав которых помимо БЛА входятназемные станции управления (НСУ) и транспортные средства доставки БЛА, характеренболее низкийуровень надежности по сравнениюс пилотируемой авиацией.В связи с этимнеобходимо предъявлять серьезные требования к персоналу наземных станций управления как в области управления, так и в области поддержания высокой технической и боевой готовности комплексов БЛА.

47

1. 2015

БОМШТЕЙНКалман Григорьевич –

старшийнаучный сотрудник

Московского авиационногоинститута

(национальногоисследовательского

университета),кандидат техн. наук

На примере боевых БЛА США и Израиля проанализировано состояние в области аварийно

стии надежностиэтой техники за длительный период ее эксплуатации.Применительнок бое

вым БЛАСШАрассмотрена матрица причинных факторов аварий этих БЛА, полученная на ос

нове представительной статистики. Самый высокий вклад в аварийность боевых БЛА (из рассмотренных пяти причинных факторов) вносит фактор, связанный с работой силовой и/или

двигательной установки. Исходя из осредненного распределения причинных факторов для рас

смотренного флота боевых БЛА,проанализированы тактические и стратегическиепутиповы

шения надежности боевых БЛА.

Анализ надежности и аварийности боевых БЛА Израиля проведен в краткой форме, по

скольку проанализированные данные аварийности флота боевых БЛА Израиля близки к соот

ветствующим данным боевых БЛА США. Исходя из рассмотрения данных аварийности флота

боевых БЛА Израиля, проанализированы меры по повышению надежности, которыми охвачены

пять техникоэкономических и научных направлений.

Ключевые слова: среднее время между авариями; возможность реализации проектного за

мысла; надежность; показатель аварийности; показатель аварийности модельного ряда.

K.G. Bomstein. The Analysis Of The Strategy And Tactics Of The Reliability En-hancing Foreign Unmanned Combat Airborne Vehicles (UCAVs)

In terms of UCAVs of USAand Israelthe state of accidenceand reliabilityarea of this hardware forthe

continuance of its exploitation was analyzed. The causal factor matrix of incidents of USA UCAVs ob

tained in terms of the representative statistics was analyzed. The highest contribution to the UCAV acci

dence (out of examined five causal factors) is introduced by the powerorpropulsion system performance

factor. On account of the averaged causal factor distribution for the examined UCAVs force tactical and

strategic methods of enhancing UCAV reliability were analyzed.

The short analysis of the reliability and the accidence of Israel UCAVs was carried out because ana

lyzed Israel UCAVs accidence data are close to adequate data of USA UCAVs. On account of consider

ation Israel UCAVs force accidence data actions on enhancing reliability were examined which embrace

five technicalandeconomic scientific schools.

Key words: average time between accidents; design concept feasibility; reliability; accidence index;

lineup accidence index.



Низкий уровень надежности БЛА создает также нема

ло проблем для воинских подразделений по восстановле

нию поврежденной техники, обеспечению безопасности

мирного населения при проведении боевых операций и

осуществлениимиротворческих операций. К этому следу

ет добавить ошибочность распространенного мнения, что

проведение боевых операций с помощью БЛА является

тривиальной задачей по сравнению с выполнением бое

выхзадачс использованием пилотируемойавиации [1].

Анализ открытых публикаций, в которых рассматри

ваются вопросы надежности боевых БЛА, указывает на

то, что вообще показатель их аварийности намного выше

этих показателей для боевой пилотируемой авиации.

Понимание причинных факторов этих аварий является

ключевым моментом при постановке задачи – поднять

уровень надежности боевых комплексов БЛА до уровня,

сопоставимого с уровнем надежности пилотируемой

авиации [2]. Анализ надежности и аварийности боевых БЛА США.

Из рассмотрения соответствующих статистических дан

ныхаварийности боевыхкомплексов БЛАСША в период

1986–2002 гг. следует, что для достижения этими ком

плексами уровня надежности, эквивалентного уровню

надежности боевой пилотируемой авиации, требуется

увеличить уровень надежности действующих боевых

комплексов БЛА на один – два порядка [3].

В связи с этим для выработки стратегии сокращения

аварийности боевых БЛА предложен ряд мер, основан

ных на анализе данных надежности и аварийности за

длительный период эксплуатации этой техники на достаточно представительной статистике (100 000 ч летной

эксплуатации) [3–4].

Данные надежности и аварийности боевых БЛА США

[5] охватывают период эксплуатации с 1984 по 2004 г. и

представлены для БЛА Predator (модификации RQ1A и

RQ1B), Pioneer (модификации RQ2A и RQ2B), Hunter

(модификации RQ5 до 1996 г. и после 1996 г.) [3]. Эти

данные включают следующие величины:

среднее время между авариями (СВМА), ч;

возможность реализации проектного замысла, %;

надежность, %;

показатель аварийности;

показатель аварийности данного модельного ряда вцелом.

Возможность реализации проектного замысла – про

центное отношение фактического числа летных часов,

ушедших на выполнении боевых задач, к числу заплани

рованных летных часов боевого применения. Этой вели

чиной оценивается, тот факт, как часто система задейст

вована или находится в состоянии боевой готовности в

любой момент, диктуемый боевой обстановкой.

Надежность определяется, вопервых, как вероят

ность того, чтосистема будет выполнять возложенную на

нее задачу в течение определенного времени при задан

ныхусловиях или, вовторых, какспособностьсистемы и

ее составных частей функционировать без аварий, сбоев

или необходимости введения в действие вспомогатель

ных систем.

Показатель аварийности определятся числом аварий

ных ситуаций (чреватых значительными повреждениями

БЛА или выходом его из строя), приходящихся на

100 000 ч летного времени.

Диапазон изменения фактического СВМА составил

9,1 ч (Pioneer RQ2A) – 55,1 ч (Predator RQ1B).

Диапазон изменения фактической возможности реа

лизации проектного замысла (%) составил 40 (Predator

RQ1A)– 98 (Hunter RQ5 модификации после 1996 г).

Диапазон изменения фактической надежности (%)

составил 74 (Predator RQ1A) – 91 (Pioneer RQ2B).

Диапазон изменения фактического показателя ава

рийности составил 16 (Hunter RQ5 модификации после1996 г.) – 363 (Pioneer RQ2A).

На основании данных работы [3] можно получить

следующие значения показателей аварийности модель

ного ряда БЛА:

Predator – 32;

Hunter – 56;

Pioneer – 334.

Приведенные выше данные могут быть дополнены

суммарной матрицей (табл. 1), вскрывающей причин

ные факторы аварий БЛА, – указанием систем, нештат

ное функционирование которых согласно проведенному

расследованию вызвало аварию [3].Надо считаться также с тем обстоятельством, что чем

шире по времени объем информации о происшедших

авариях, анализируемых в том или ином расследовании,

тем с большей вероятностью возможно проявление всей

полноты спектра причинных факторов и их сочетания

[6].

Некоторые данные суммарной матрицы причинных

фактороваварий флота боевых БЛА США позволяют вы

явить результативность тактических мероприятий по

улучшению параметров безопасности боевых БЛА:

в результате активного применения тренажеров при

подготовке операторов БЛА Predator RQ1B и более со

вершенных методов обучения операторов умению осоз

навать ситуации удалось в восемь раз снизить влияние

человеческого фактора;

несмотря на попытки преодоления проблем интегра

ции систем связи, не произошло существенного сниже

ния вклада причинного фактора "системы связи" и свя

занных с ним сбоев математического обеспечения после

установки загоризонтной автоматической системы ра

диосвязи – ARC210 на БЛА Predator RQ1;

отрицательные тенденции причинного фактора "си

ловая и/или двигательная установка" у БЛА Predator и

48



Pioneer при переходе от ранних моделей к более поздним

оказались схожими.

Причем обнаруженные недостатки у БЛА Predator

были устранены с помощью обновления двигательной

системы путем установки агрегата MQ1 Block 30, в то

время какпереход к применению более надежногодвига

теля для БЛА Pioneer так никогда и не состоялся;

положительные тенденции влияния причинного фак

тора "система управления полетом" у БЛА Predator и

Pioneer при переходе от ранних моделей к более поздним

моделям также оказались схожими.

Это можно объяснить принятием мер, основанных на

лучшем понимании взаимосвязи вопросов аэродинами

ки и управления полетом, а также наложением некото

рых ограничений на режимы полета применительно к

определенным условиям эксплуатации БЛА.Принявнижнююстроку табл. 1 за среднюю оценку ава

рийности, вызванную различными факторами, проанали

зируем стратегиюповышения надежности боевых БЛА, ко

торая должнапривести к снижениюаварийности этихБЛА,

вызванной основными причинными факторами.

Пути повышения надежности связаны как с уже

сформировавшимися технологиями, так и с находящи

мися в стадии разработки. Во всяком случае, если ка

куюто часть этих технологий не удастся использовать

для повышения надежности существующего флота бое

вых БЛА, то при разработке новых боевых БЛА внедре

ние их в практику проектирования может привести к воз

растанию боевыхкачеств и надежности этих БЛА, оцени

ваемых на основе критерия "стоимость–эффективность".

С учетом уровня совершенства этих технологий они

делятся на три группы.

1. Передовые технологии производства гражданской

электронной и измерительной аппаратуры и внедренные

в промышленность технологии производства изделий

повышенного качества при низком уровне затрат и незна

чительном усложнении конструкции.

2. Передовые технологии производства гражданской

электронной и измерительной аппаратуры и внедренные

в промышленность технологии производства изделий

повышенного качества при высоком уровне затрат и при

значительном усложнении конструкции.

3. Технологии нового поколения.

Стратегия увеличения надежности боевых БЛА на ос

нове применения всех указанных выше технологий мо

жет быть представлена в виде матрицы, отражающей

уровень стоимостных и инженерных мероприятий, на

правленных на снижение аварийности боевых БЛА, обу

словленной различными причинными факторами

(табл. 2).

Кратко рассмотрим содержательную часть элементов

этой матрицы в порядке совершенствования технологий

применительно к каждому причинному фактору.

Силовая и/или двигательная установки. Изза этого

причинного фактора произошли 37 % аварий флота боевых БЛА США.

Применение облегченных блоков двигателя связано с

использованием композиционных материаловна основе

бора и карбида алюминия (технологии, заимствованной

из ранее засекреченной технологии производства конст

рукцийэлементов ядерных ракет) в конструкции различ

ных деталей двигателя.Это обеспечитвысокие прочност

ные характеристики динамически нагруженных трущих

ся деталей двигателя и в два раза повысит их ресурс по

сравнению с ресурсом деталей, отлитых из чугуна.

Применение двигателя, работающего на тяжелом ди

зельном топливе, повышает безопасность работы двигате

ля по сравнению с безопасностью двигателя, работающе

го на газолине (Vogas или Avgas), способствует стандар

тизацииприменяемыхвидов топлива, особенно ценной в

полевых условиях, и обеспечивает высокие характери

стики топливной эффективности. Кроме этого, снижа

ются затраты на эксплуатацию двигателя, уменьшается

уровень электромагнитной интерференции, упрощается

эксплуатация двигателя и увеличивается срок службы

двигателя.

Следует учитывать возрастание массы двигателя при

переходе на дизельное топливо изза некоторых масс –

49

1. 2015


Суммарная матрица причинных факторов аварий флота боевых БЛА США

БЛА Силовая и/или двигательная

установки, %Система управления

полетом, % Системы связи, %

Человеческий фактори/или столкновение

с землей, %

Прочие факторыили сочетаниефакторов, %

Predator RQ1A 23 39 11 16 11

Predator RQ1B 53 23 10 2 12

Pioneer RQ2A 29 29 19 18 5

Pioneer RQ2B 51 15 13 19 2

Hunter RQ5 29 21 4 29 17

Осредненное распределение причинных факторов

37 26 11 17 9



энергетических параметров этого топлива. На основе

подхода с использованием критерия "стоимость–эффек

тивность" можно компенсировать это отрицательное по

следствие применения дизельного топлива, используя в

конструкции деталей двигателя композиционные мате

риалы на основе бора и карбида алюминия.

Технология топливных элементов принадлежит к од

ной из динамично развивающихся технологий двига

тельных систем, которая позволяет обеспечивать дли

тельные сроки службы за счет эффективных решений,

как в области развиваемой мощности, так и в области

хранения топлива.Крометого, укажем следующиедосто

инства этой технологии:

удельная мощность, развиваемая двигателем, осна

щеннымтопливными элементами, приближается к уров

ню удельной мощности двигателей внутреннего сгора

ния;

наличие расширяющейся базы источников топлива,

включая воду (при электролизе), углеводороды и побоч

ные продукты процесса переработки нефти;

низкий уровень шума при работе двигателя, что фор

мирует малую заметность благодаря уменьшению аку

стической сигнатуры;

низкий уровень вибрации, что ограничивает динамические нагрузки на конструкцию БЛА,

топливные элементы в перспективе могут генериро

вать мощности в сотни киловатт, расширяя номенклату

ру обслуживаемых бортовых систем БЛА в течение дли

тельных сроков эксплуатации.

Система управления полетом. Этот фактор послужил

причиной 26 % аварий флота боевых БЛА США.

Использование более совершенной методологии выбора

составных частей данной системы связано с обоснован

ным выбором между двумя конфигурациями систем:

система с жестко наложенными функциональными

ограничениями, построенная с использованием высоко

качественных надежных компонент;

многократно зарезервированная система, построен

ная на использовании компонент среднего качества.

Как показали исследования Лаборатории НИИ ВВС

США, для выполнения боевых задач БЛА предпочти

тельней применение системы первой конфигурации.

Применение совершенного бортового цифрового обору

дования подразумевает использование глобальных нави

гационных систем, бесплатформенных инерциальных

навигационных систем как информационного ядра ин

тегрированногобортовогокомплекса боевого БЛА,а так

же инерциальных чувствительных элементов бесплат

форменных инерциальных навигационных систем [7].

Применение интеллектуальных систем автоматиче

ского устранения неисправностей системы управления по

летом основано на специально созданной математиче

ской программе, которая интегрируется в систему мате

матического обеспечения управления полетом, сущест

венно расширяя возможности последней. При обнару

жении вышедшего из строя компонента или компонента,

который начал работать в нештатном режиме, специаль

ная математическая программа перестраивает работу системы управления полетом, компенсируя эти неполад

ки дополнительной нагрузкой на компоненты, продол

жающие работать в штатном режиме и дополняющие

свои функции функциями неисправных компонентов.

Системы связи. Этот факторпослужил причиной 11 %

аварий флота боевых БЛА США.

Системы адаптации к жестким условиям внешней сре

ды применяютсяв целяхобеспечения работоспособности

наиболее чувствительных элементов систем связи. Более

половины случаев выхода из строя систем связи связаны

50


Матрица стратегии увеличения надежности боевых БЛА

Причинные факторы

Передовые технологиипри низком уровне затрат

и незначительном усложнении

конструкции

Передовые технологиипри высоком уровне затрат

и значительном усложнении

конструкции

Технологии нового поколения

Силовые и/или двигательная установка

Применение облегченных блоков двигателя

Применение двигателя, работающегона тяжелом топливе

Применение топливных элементов

Система управления полетом

Использование болеесовершенной методологиивыбора составных частей даннойсистемы

Применение совершенного бортовогоцифрового оборудования

Применение интеллектуальных систем автоматического устранения неисправностейсистемы управления полетом

Системы связи Применение систем адаптации к жестким условиям внешнейсреды

Применение электронноуправляемых антенн

Применение ленточных антенни антенн, нанесенных наповерхность БЛА распылением

Человеческий фактор и/илистолкновение с землей

Повышенный уровень подготовки операторов НСУ

Использование автоматическоговертикального взлета и автоматическойсистемы спасения

Применение "компьютерногозрения" повышенного уровня



с отказом усилителя мощности, который должен обеспе

чивать функционирование системы практически в до

вольно широком диапазоне температур (55 до +85 С),

что создает немалопроблем даже для наиболее надежных

деталей усилителя мощности.

Устранение этих проблем может быть достигнуто относительнонедорогимспособом – установкоймалых на

гревателей и вентиляторов. Несмотря на то чтоэто можетвызвать увеличение стоимости и массы БЛА, соображения, связанные с необходимостью увеличения надежно

сти, должны быть приоритетными при техникоэкономическом анализе с использованием критерия "затраты–выгоды".

Применение электронноуправляемых антенн позво

ляет управляемому лучу, исходящему из фазированнойрешетки антенны движущегося БЛА, отслеживать НСУ или отслеживать БЛА наземной станцией управления,

не прибегая к механическим движениям. Эта технологияспособствует повышению надежности за счет более высоких скоростей слежения и более высокой точности,

уменьшения совокупного отказа механических частей

системы, снижения оптовой цены изделия с меньшимчислом механических частей, а также за счет потенциальной возможности иметь резервную, независимую борто

вую навигационную систему, которая позволяет с помощью сканирующего луча определять азимут и расстояние

до НСУ.Применение ленточных антенн и антенн, нанесенных

на поверхность БЛА распылением, является одним из ин

тенсивно развивающихся направлений радиосвязи, ко

торое позволяет создавать скрытую, легкую, маломощную антенну, работающую на частоте 2000 МГц. Приме

нение этой технологии уменьшит электромагнитную ин

терференцию, причем создаваемая по данной техноло

гии антенна будет многофункциональной (радиосвязь,

передача данных по линии "борт–земля", "земля–борт",

Глобальная навигационная спутниковая система и др.) с

устранением бланкированных секторов, характерных

для традиционных антенн.

На человеческий фактор и/или столкновение с землей

приходится 17 % аварий флота боевых БЛА США. При

этом следует считаться с целой совокупностью различ

ных аспектов этого причинного фактора, которые носят

специфический характер и поразному влияют на прояв

ление этого фактора, что надо учитывать при расследова

нии аварий боевых БЛА, включая следующее [8]:

человеческие ошибки;

повышенную рабочую нагрузку;

усталость;

осознание пространственновременной ситуации и

оценку ближайшей перспективы ее изменения;

качественный уровень подготовки личного состава,

жестко сопряженный с действующими нормами и стан

дартами боевой подготовки;

координацию действий команды операторов;эргономический дизайн рабочего места оператора

НСУ.Повышенный уровень подготовки операторов НСУ до

казал свою эффективность применительно к системе на

земной подготовки летчиков гражданской и военнойавиации с широким использованием тренажерной техники. Причем наряду с подготовкой операторов НСУ к работе в боевой обстановке требуется дополнительнаяподготовка операторов НСУ при управлении полетамибоевых БЛА в пределах воздушногопространства страны,которой принадлежит БЛА [9].

Использование автоматического вертикального взле

та и автоматической системы спасения играет важнуюроль применительно к боевым БЛА, эксплуатируемымВМС. Из действующих систем можно указать на систему UCARS БЛА Hunter и TALS БЛА Shadow.

Применение "компьютерного зрения" повышенного

уровня в значительной степени основано на достижениях в области микроэлектроники и разработках сенсорных бортовых технических устройств в видимом, инфракрасном и радиолокационном диапазонах излучения электромагнитного спектра, а также на возможности реализации сложных алгоритмов комплексной обработки текущей информации от нескольких источников в современных вычислительных комплексах [7].

Данная технология обеспечивает непрерывную под держку операторам НСУ при оценке полетных данных путем комбинации реальных и виртуальных образов вединую картину на дисплее.

Потенциальная возможность сенсорной системы ви део БЛА формировать трехмерное изображение местности в дополнение к информации о состоянии системы

управления полетом, двигательной системы, систем связи, обеспечивает оператора НСУ постоянно обновляемой информацией, что способствует корректному осознанию им реальной ситуации и эффективномуи безопасному полету БЛА.

Анализ надежности и аварийности боевых БЛА Израиля. Армией обороны Израиля, так же как и вооруженнымисилами США, накоплен опыт эксплуатации боевых БЛА,превышающий 100000ч летноговремени. Таким образом,результаты анализа причинных факторов аварийности из

раильских боевых БЛА, приведенные в табл. 3, основанына представительной статистике данных надежности иаварийности за длительный период эксплуатации этойтехники [4]. Следует обратить внимание на близость этих

данных (в пределах 5 %) и аналогичных осредненных данных причинных факторов аварий флота боевых БЛА США, приведенных в нижней строчке табл. 1. Это объясняется технологическим происхождением большинстваамериканских боевых БЛА, разработанных израильскойкомпанией Israeli Aircraft Industries (IAI).

Израильской компанией IAI накоплены статистические данные за 25 лет эксплуатации боевых БЛА Израи

51

1. 2015



ля, проведен анализ причин аварий флота боевых БЛА ина основе этого анализа выработаны рекомендации по

улучшению надежности этой техники [4]. Этими рекомендациями охвачены пять техникоэкономических инаучных направлений, учитывающих геополитическоеположение Израиля:

планер – разработка новых подходов в области аэро

динамики, конструкций и двигательной системы;авиационная электроника – внедрение новейших

достижений в области микроэлектроники из смежных областей техники в основные бортовые системы БЛА,включая систему управления полетом, бортовые компь

ютеры, системы связи, а также использование обновляемого математического программного обеспечения;

безопасность полетов – разработка новых технологийбезопасности полетов, включая интеграцию в действую

щие системы контроля полетов гражданского воздушного транспорта и организации воздушного движения;

концепции сенсорных систем и систем недопущения

столкновений с неподвижными и подвижными объек

тами;технологии, связанные с новыми разработками и ме

тодами производства, направленными на сокращение

издержек за срок службы (на разработку, производство,эксплуатацию и ремонт).

По мнению авторов [4], реализация этих рекоменда

ций в сочетании с накопленным опытомв области разработки и производства БЛА позволит примерно за десять

лет добиться двукратного увеличения длительности по лета, в пять раз уменьшить эксплуатационные расходы и

улучшить безопасность полета в 10–100 раз.


1. Johnson C.W. 'Act in Haste, Repent at Leisure' An Overview of

Operational Incidents Involving UAVs in Afghanistan // Department of

Computing Science, University of Glasgow, Scotland, UK. 2007.

2. Williams K.W. A Summary of Unmanned Aircraft

Accident/Incident Data: Human Factors Implications // Civil Aerospace

Medical Institute. FAA, December 2004.

3. Unmanned Aerial Vehicle Reliability Study. Office of the Secretary of Defense // Department of Defense. USA. February 2003.

4. S. Tsach,D. Penn, A. Levy. Advanced technologies and approaches

for next generation UAVs. The International congress of the aeronautical

sciences Proceedings. 2002. P. 131.1–131.10.

5. Бомштейн К.Г., Полянский В.В. Зарубежные ударные БЛА и

перспективы их развития // Общероссийский научнотехнический

журнал "Полет". 2014. № 6. C. 47–60.

6. Бомштейн К.Г., Дробышевский А.В. Многофакторный анализ

безопасности полетов зарубежной военной авиации // Общерос

сийскийнаучнотехническийжурнал"Полет". 2008. № 11. C. 22–27.

7. Веремеенко К.К., Желтов С.Ю., Ким Н.В., Козорез Д.А., Красильщиков М.Н., Себряков Г.Г., Сыпало К.И., Черноморский А.И.Современные информационные технологии в задачах навигации и

наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов; под

ред. М.Н. Красильщикова, Г.Г. Себрякова. М.: Физматлит, 2009.

556 с.

8. Manning S.D., Rash C.E., LeDuc P.A., Noback R.K., McKeon J.The Role of Human Causal Factors in U.S. Army Unmanned Aerial

Vehicle Accidents // U.S.Army Aeronautical Research Laboratory

Report. № 200411. March 2004.

9. Weibel R.E., Hansman R.J. Safety considerations for operation of

UnmannedAerialVehicles in the NationalAirspaceSystem // Report No.

ICAT20051. March 2005. MIT International Center for Air

Transportation. Department of Aeronautics & Astronautics.

Massachusetts Institute of Technology. Cambridge, MA 02139 USA.

107 p.

52


Осредненное распределение причинных факторов аварий флота боевых БЛА Израиля

БЛА Силовая и/или двигательная

установка, %Система управления

полетом, %Системысвязи, %

Человеческий фактори/или столкновение

с землей, %

Прочие факторыили сочетание

факторов, %

Конструкции Israeli Aircraft Industries

32 28 11 22 7



УДК 629.7; 519.6

Íåéðîñåòåâîå ïîëóýìïèðè÷åñêîå

ìîäåëèðîâàíèå ïðîäîëüíîãîêîðîòêîïåðèîäè÷åñêîãî äâèæåíèÿìàíåâðåííîãî ñàìîëåòà

Ì.Â. Åãîð÷åâ, Ä.Ñ. Êîçëîâ, Þ.Â. Òþìåíöåâ


Д ля объектов авиационной и ракетнокосмической техники характерен тот факт,что их свойства в процессе функционирования могут изменяться непредсказуемым заранее образом. Использование в составе системы управления моделей,

не учитывающихтаких изменений, ведетк возникновениюкритических ситуаций.Один из путей решения данной проблемы состоит в формировании моделей, об

ладающих адаптивностью.Требуемую адаптивную модель можно, в частности, получить с использованием

предложенногов [1, 2] полуэмпирического подхода, позволяющего сочетать теоретические знания об объекте моделирования с улучшением модели на основе экспериментальных данных. При этом теоретические знания представляются в виде системы

дифференциальных уравнений, а методы улучшения модели основываются нааппарате искусственных нейронных сетей (НС).

В [1, 2] на демонстрационной задаче показано, что полуэмпирический подход к моделированию обеспечивает значительное повышение точности получаемого решения по сравнениюс традиционнымичисто эмпирическими НСмоделями (моделямитипа "черный ящик"), такими, в частности, как нелинейная авторегрессия с внешни

53

1. 2015

Рассматривается проблема математического и компьютерного моделирования продольного

короткопериодического движения маневренного самолета. Целью работы является развитиекласса модульных полуэмпирических моделей движения, обладающих свойством адаптивности.

Работоспособность и перспективность подхода подтверждается результатами вычислитель

ных экспериментов.

Ключевые слова: нелинейная динамическая система; полуэмпирическая модель; нейросете

вое моделирование, обучающий набор.

M.V. Egorchev, D.S. Kozlov, Yu.V. Tiumentsev. Neural Network BasedSemi-empirical Modeling Of Maneuverable Aircraft Short-periodic Longitudinal Mo-tion

A simulation approach is discussed for controlled shortperiodic longitudinal aircraft motion under

multiple and diverse uncertainties including knowledge imperfection concerning simulated plant and its

environment exposure. The main goal of the paper is an advance on semiempiricalmotion models which

have adaptivity properties. Computational experiments are carried out to confirm efficiency of the

proposed approach.

Key words: nonlinear dynamical system; semiempirical model; neural network based simulation;

training set.

ЕГОРЧЕВМихаил Вячеславович –

аспирант Московскогоавиационного института

(национального исследовательского университета)

КОЗЛОВ Дмитрий Сергеевич –аспирант Московского

авиационного института(национального исследова

тельского университета)

ТЮМЕНЦЕВЮрий Владимирович –

доцент Московскогоавиационного института

(национального исследовательского университета),




ми входами (NARX) [3], широко используемая впрактике моделирования динамических систем.

В данной статье на примере задачи моделированияпродольного короткопериодического движения само

лета показана высокая эффективностьполуэмпирических НСмоделей (моделей типа "серый ящик") прирешении прикладных задач. Теоретической модельюпри этом является соответствующая традиционнаямодель движения самолетов. Формируемая в рассматриваемом конкретном примере полуэмпирическаяНСмодель включает два элементамодуля типа «черный ящик», описывающих зависимость коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки,

угловой скорости тангажа и угла отклонения стабилизатора. Данные зависимости подлежат восстановлению на основе имеющихся экспериментальных дан

ных для наблюдаемых переменных состояния динамической системы. Эти зависимости представляютсобой в общем случае нелинейные функции многих переменных.

Одним из критически важных вопросов, возникающих при формировании как эмпирических, так и полуэмпирических моделей, является получение обучающего набора, обеспечивающего адекватное отражениеособенностей поведения моделируемой системы.

Формирование обучающего набора для НСмоде

ли осуществляется путем выработки соответствующе

го тестового управляющего воздействия на модели

руемый объект и оценки реакции объекта на это воз действие. Анализируется влияние вида тестового

управляющеговоздействияна репрезентативность по

лучаемой совокупности экспериментальных данных.

Типовые возмущающие воздействия (ступенчатое,импульсное, дублет и случайный сигнал) сравнивают

ся с полигармоническим воздействием, формируе

мым специальным образом. Сравнение, основанное

на результатах вычислительного эксперимента, выполнялось при различных тестовых маневрах, вклю

чаяпрямолинейныйгоризонтальный полетс постоян

ной скоростью и полет с монотонно увеличивающим

ся углом атаки.Общий подход к формированию полуэмпирическихНСмоделей. Предлагаемый подход состоит в сочета

нии теоретических знаний о моделируемой динамической системе (ДС) со структурными преобразования

ми и обучением теоретической модели для ее улучше

ния.

Учитываются теоретические знания двух видов: об

объекте моделирования ("физика объекта") и о вычис

лительных методах анализа моделей. Уточнение моде

ли выполняетсясредстваминейросетевогообучения.

В итоге формируется динамическая модель нейросетевого типа (НСмодель), в архитектуре которой

учитываются имеющиеся знания об объекте моделирования. Традиционные нейросетевые модели имеют

чисто эмпирический характер ("черный ящик"), ониосновываются только на экспериментальных данных о поведении системы [4].

Рассматриваемые далее динамические модульныесети, отражающие как экспериментальные данные,так и имеющиеся теоретические знания, можно классифицировать как полуэмпирические модели ("серый

ящик").Формирование полуэмпирических НСмоделей в

виде динамических сетей с модульной архитектуройсостоит из следующих этапов:

1) формирование теоретической модели для иссле

дуемой динамической системы, сбор доступных экспериментальных данных о поведении этой системы;2) оценка точности теоретической модели на дос

тупных данных, в случае недостаточной ее точностивыдвижение гипотез о причинах и возможных путях их устранения;

3) преобразование исходной системы с непрерывным временем в систему с дискретным временем;

4) формированиенейросетевогопредставлениядляполученной системы с дискретным временем;

5) обучение нейросетевой модели;

6) оценка точности обученной нейросетевой мо

дели;7) корректировка, в случае недостаточной точно

сти, нейросетевой модели путем внесения в нее струк

турных изменений.

В качестве объекта исследования и моделированиярассматривается управляемая динамическаясистема с

непрерывным временем. Теоретическая модель для

нее формируется в виде системы обыкновенных диф

ференциальных уравнений. Используя доступные данные, необходимо оценить точность сформирован

ной теоретической модели.

Очень часто эта точность оказывается недостаточ

ной с точки зрения решаемых прикладных задач. Такая ситуация бывает обусловлена, чаще всего, недос

таточной детализацией модели, т.е. в ней учтены не

все значимые факторы вследствие недостаточного

уровня теоретического знания о них. В том числе и по

этой причине необходимо располагать эксперимен

тальными данными о поведении моделируемого объ

екта, используя которые можно скорректировать мо

дель путем ее дополнительной настройки(обучения).Если только за счет обучения не удается получить

модель с требуемыми свойствами, это будет означать,

54



что модель требует еще и структурной корректировки.Чтобы можно было ее осуществить,необходимо сформулировать ряд гипотез, каждая из которых представ

ляет собой попытку представить, что именно в моделипрепятствует ее нормальной работе и каким образом

соответствующее препятствие можно устранить. Соответствующая структурная корректировка осуществ

ляется на модульной основе: объектом ее является некоторая часть модели, заменяемая на другой еевариант, отвечающий одной из сформулированных гипотез.

Содержание перечисленных выше этапов на конкретном модельном примере подробно рассматривается в [2].

Получение репрезентативного набора обучающих данных. При решении проблем рассматриваемоговида одной из важнейших задач является формирова

ние репрезентативного набора данных, характеризующего поведениемоделируемой ДС на всей области изменения значений величин, описывающих ДС и производных (скоростей изменения) этих величин. Данная задача критически важна для получения достоверной модели ДС, однако простого решения она не имеет. Требуемые обучающие данные для формируемойНСмодели могут быть получены за счет специальнымобразом организованных тестовых возбуждающих воздействий на моделируемую ДС.

Устранение неопределенностей в НСмодели путем уточнения (восстановления) ряда элементов, вхо

дящих в нее (например, функций, описывающих аэродинамические характеристики самолета), – этотипичная задача идентификации систем.

В практике решения задач идентификации для управляемых динамических систем используется рядтиповых тестовых возбуждающих воздействий, в томчисле следующие [5]:

ступенчатое воздействие (рис. 1, a);импульсное воздействие (рис. 1, б );

дублет (сигнал типа 1–1) (рис. 1, в);триплет (сигнал типа 2–1–1) (рис. 1, г);квадруплет (сигнал типа 3–2–1–1) (рис. 1, д);

случайный сигнал (рис. 1, е);полигармонический сигнал (рис. 1, ж).

Для решения задач идентификации моделей динамических систем, включая летательные аппараты, с

успехом применяются частотные методы. Определение состава экспериментов, требуемых в этом случае,представляет собой важную часть процесса решениязадачи идентификации.

У современного самолета, как одного из важнейших видов моделируемых ДС, имеется значительноечисло органов управления (рули и т.п.). При получе

нии данных, требуемых для частотного анализа иидентификации ДС, весьма желательной являетсявозможность воздействовать тестовым возбуждающим сигналом на всеэтиорганы одновременно, чтобысократить суммарное время, требуемое для сбора дан

ных. Это воздействие осуществляется в процессевыполнения самолетом некоторого испытательногоманевра.

В работе Шрёдера [6] была показана перспективность использованиядля указанных целей полигармонического возбуждающего сигнала (multisine excita

tion), представляющего собой набор синусоид, сдвинутых по фазе друг относительно друга. Такой сигналобеспечивает возможность получить возбуждающеевоздействиеu t ( ) с богатым частотным содержимым и снебольшим значением пикфактора (коэффициентаамплитуды):

PF u u u

u u N ( )

[ ( ) ( )]/

( ) /,

max min

т

2(1)

или, в относительной форме,

RPF u PF u

( ) ( )

.2

(2)

В работе [7] предложено развитие подхода, предло женного Шрёдером, позволяющее получить такойсигнал для случая нескольких органов управления, используемых одновременно.

Согласно [7], входное воздействиедлякаждого изm

органов управления ЛА формируется как сумма гармонических сигналов. Каждый из них обладает своимсобственным сдвигом по фазе k . Входной сигнал u j ,отвечающий j му органу управления, имеет вид

u t A kt

T

j m I K K

j k k

k I

j

j

( ) cos ,

, ... , , , {

2

1 1

, , ... , };2 M

(3)

u t u t u t j j j * ( ) ~ ( ) ( ),

где M – общее число гармонически связанных частот;T – промежуток времени, в течение которого на ДС

действует тестовый возбуждающий сигнал; Ak – ам

плитуда k й синусоидальной компоненты;u t j * ( ) – пол

ное управляющее воздействие для j го органа управ

ления; ~ ( )u t j – управляющее воздействие для j го орга

на управления, реализующее тестовый маневр.

Выражение (3) записано в дискретном времени дляN отсчетов

t t t t i t N { ( ), ( ),..., ( ),..., ( )},0 1 1

55

1. 2015



где i – порядковый номер отсчета, i N 0 1 1, ,..., , а

формируемое входное воздействиеu j принимает в эти

моменты времени значения

u u u u i u N j j j j j { ( ), ( ), ... , ( ), ... , ( )},0 1 1

где u i u t i j j ( ) ( ( )) .Каждое из m входных возбуждающих воздействий

формируется из синусоид с частотами

k j j

k

T k I I K K M

21 2, , , { , , ... , },

где M M T 2 / представляет собой верхнее гранич

ное значение полосы частот возбуждающих входных

воздействий.

Процедура формирования полигармоническоговходного воздействия для заданной совокупности органов управления состоит из следующих шагов.

1. Задать интервал времени T , в течение которогона вход объекта управления будет подаваться возбуж дающее воздействие.

2. Задать частотный диапазон [ , ]min max f f , из которого будутвыбираться частоты возбуждающих воздействий для рассматриваемой динамической системы.

3. Разделить множество индексов K M { , , ... , }1 2на примерно равные по числу элементов подмножества I K j , каждое из которых определяет набор частот

для соответствующего j го органа управления.4. Сформировать согласно (3) входное воздействие

u j для каждого из используемых органов управления,после чего вычислить начальные значения фазовых

углов k .5. Найти значения фазовых углов k для каждого

из входных воздействий u j , минимизирующие относительный пикфактор для них.

6. Для каждого из входных воздействий u j выполнить процедуру одномерного поиска для нахожденияпостоянной величины смещения по времени такой,чтобы соответствующий входной сигнал начиналсяпри нулевом значении его амплитуды.

7. Вернутьсяк шагу 5 и повторятьсоответствующие действия до тех пор, пока относительный пикфактор(2) не достигнет предписанного значения либо не бу

дет достигнуто предельное число итераций данногопроцесса.

Шаг 6 процесса, описанного выше, обеспечиваетполучение входного возбуждающего сигнала u t j ( ), добавляемого к основному управляющему воздействию~ ( )u t j , выбранному, например, из соображений обеспечения балансировки самолета или для выполнения за

данного маневра.Полуэмпирическое моделирование продольного ко

роткопериодического движения маневренного самолета.Оценка работоспособности рассматриваемого класса

НСмоделей проводилась применительнок задаче мо делирования углового продольного движения летательного аппарата, которое описывается с помощьюматематической модели, традиционной для динамикиполета самолетов [8]. Данная модель имеет вид

( , ) ; z y

qS

mV c

g

V a

( , , ); z A

zz

z z

qSb

J m (4)

T T act 2 2 ,

где – угол атаки, ; z – угловая скорость танга

жа, /с; – угол отклонения управляемого стабили

затора, ; c y a– коэффициент подъемной силы; m z –

коэффициент момента тангажа; m – масса самолета,кг;V – воздушнаяскорость,м/с; q V 2 2/ – скоростнойнапор; – плотность воздуха,кг/м3; g – ускорениесилы тяжести, м/с2; S – площадь крыла, м2; b A – средняя аэродинамическая хорда крыла, м; J zz – момент

инерции самолета относительно боковой оси, кгм2;T , – постоянная времени и коэффициент относительного демпфирования привода соответственно; act –командный сигнал на привод цельноповоротного

управляемого стабилизатора (ограничивается 25).В модели (4) , z , и – это состояния объекта

управления, величина act – управление. Безразмерные коэффициенты c y a

и m z являются нелинейными

функциями своих аргументов.В качестве примера конкретного объекта модели

рования рассматривался маневренный самолет F16,исходные данные для которого были взяты из [9]. Вычислительный эксперимент с моделью (4) проводился

для временного интервала t [ ; ]0 20 с с шагом дискретизации t 0 02, с длячастично наблюдаемоговекторасостояния y t t t z ( ) [ ( ); ( )] , т с аддитивным белым шумом со среднеквадратичным отклонением (СКО) 0 01, , воздействующим на выход системы y t ( ).

Если НСмодель абсолютно точно воспроизводитисходную систему (4), ошибка моделирования полно

стью определяется шумом, воздействующим на выходсистемы. Следовательно, сопоставление ошибки мо

делирования с СКО шума позволяет судить о том, насколько успешно решена задача моделирования, аСКО шума можно принять за целевое значение ошибки моделирования.

Обучение на выборке{ }, , ... , , y i N i 1 полученной спомощью исходной модели (4), проводится в системеMatlab для сетей в форме LDDN (Layered Digital

Dynamic Networks) с использованием алгоритма Левенберга–Марквардта по критерию среднеквадратичной

57

1. 2015



ошибки модели. Матрица Якоби вычисляется по алгоритму RTRL (RealTime Recurrent Learning ).

Применение к (4) упомянутой выше процедурыформирования полуэмпирической НСмодели приво

дит к получению структуры, показанной на рис. 2 (онаоснована на использовании схемы дискретизацииЭйлера). Аналогичная структура для случая полностью эмпирической модели (NARX), отвечающая той

же самой задаче (4), показана на рис. 3.Результативность применения различных видов

тестовых сигналов, перечисленных выше, может бытьнаглядно представлена в графическом виде. Для этой

цели будем использовать диаграммыпокрытия области допустимых значений величин, описывающих объект мо

делирования, и их производных, с помощью примеров, получаемых при воз

действии на объект того или иного тестового сигнала. Применительно к задаче (4)в этот перечень входят , , z , z ,, , .

Диаграммы покрытия позволяютоценить и сопоставить представительность обучающих наборов, получаемых путем применения различных тестовых возмущающих воздействий на моделируемый объект. Набор будет тем лучше,чем он более плотно и равномерно покрывает требуемую область изменения

величин, описывающих поведение рассматриваемого объекта. Однако исходное представление в семимерном пространстве, определяемом указаннымперечнем, не будет наглядным.

Для получения наглядности следует перейти к двумерным представлениям. В этих целях рассматрива

лись попарные комбинации ( , ) , ( , ) z , ( , ) z ,( , ) , ( , ) z z , ( , ) z , наиболее информативные сточки зрения решаемой прикладной задачи.

В качестве примера на рис. 4 показаныдиаграммы(, ) для одного из популярных тестовых сигналов(дублет) и полигармонического сигнала, сформиро

ванного по введеннымвыше правилам. Наглядно видно преимущество полигармонического сигнала покритериям плотности и равномерности размещенияобучающих примеров.

Была проведена обширная серия вычислительных экспериментов по сравнению эффективности всех перечисленных выше тестовых сигналов для двух видовиспытательных маневров:

прямолинейный горизонтальный по лет с постоянной скоростью;

полет с монотонно увеличивающимся углом атаки.

В качестве типичного примера на рис. 5показано, насколько точно восстанавливаются неизвестные зависимости (нелинейные функции с y z ( , , ) , m z z ( , , ) ).Оценивалась точность полученной полуэмпирической НСмодели, использующейэти зависимости, в сравнении с исходнойсистемой (4), в которой использовалисьточные представления функций с y z ( , , ), m z z ( , , ) . Результаты для этих двух моделей настолько близки, что значения

58

Рис. 2. Полуэмпирическая НСмодель продольного углового движения самолета(на основе схемы дискретизации Эйлера)

Рис. 3. Эмпирическая НСмодель продольного углового движения самолета(NARX)



59

1. 2015

выходов показаны только дляобъекта (4). При этом разность E

значений выходов показана нарис. 5, в.

Числовые оценки точности

получаемых моделей приведены

в табл. 1 (оценка точности вос

произведения данных из обучаю

щего набора) и табл. 2 (оценка

обобщающих свойств НСмоде ли). Кроме того, в табл. 1, 2 при

ведено сопоставление получен

ных моделей с NARXмоделями.

В табл. 3 сопоставляются зна

чения ошибки моделирования в

зависимости от вида возмущаю

щего сигнала, использованного

для получения обучающего набо

ра для рассматриваемой полуэм

пирической модели продольного

короткопериодического движе

ния самолета. Аналогичные результаты для эмпирической мо

дели намного менее точны, в ча

стности для полигармонического

возмущающего сигнала CKO 132293, ; CKO z

2,7445.

В табл. 1–3 как точечный ре жим обозначен прямолинейныйгоризонтальный полетс постоянной скоростью, а как монотонный режим – полет с монотонно

Рис. 4. Диаграммы представительностиобучающегонабора( , )a a для воздействийтипа дублет(a) и полигармонического (б )прирав

ном числе обучающих примеров

Рис. 5. Результаты тестирования НСмодели:а – полигармонический командный сигнал act, используемый при тестировании; б –значения выходов z и объекта (4); в – разность между значениями выходов E w z

иE объекта (4) и НСмодели



увеличивающимся углом атаки. Кроме того, термином"обучение" для соответствующих аэродинамических коэффициентов обозначается задача восстановлениясоответствующейнеизвестной функции "с нуля", т.е. впредположении об отсутствии какойлибо информации о возможных значениях этих коэффициентов.Термином "дообучение" обозначается задача уточнения значений соответствующего коэффициента,известных, например, по результатам продувок ваэродинамической трубе.

Полученные результаты позволяютсделать вывод отом, что методы полуэмпирического нейросетевогомоделирования, сочетающие знания и опыт из соответствующей предметной области, а также из традиционного вычислительного моделирования, являютсямощным и перспективным инструментом, потенци

ально пригодным для решения сложных задачописания и анализа управляемого движения летательных аппаратов.

Работа выполнена при финансовой поддержке

Минобрнауки РФ по проекту № 865.

Áèáëèîãðàôè÷åñêèé ñïèñîê1. Егорчев М.В.,Тюменцев Ю.В.Нейросетевые полуэмпири

ческие модели управляемых динамических систем // Сб. науч.тр. XV Всерос. науч.техн. конф. "Нейроинформатика2013",ч. 2. М.: Издво МИФИ, 2013. С. 22–31.

2. Егорчев М.В.,Козлов Д.С.,ТюменцевЮ.В.,ЧернышевА.В.Нейросетевые полуэмпирические модели управляемых динамических систем// Вестник информационных и компьютерных технологий. 2013, № 9. С. 3–10.

3. Хайкин С. Нейронные сети: Полный курс: пер. с англ. М.:Вильямс, 2006. 1104 с.

4. Rivals I., Personnaz L. Blackbox modeling with statespaceneural networks // In: Neural Adaptive Control echnology. WorldScientific, 996. P. 237–264.

5. Hageman J.J., Smith S.S., Stachowiak S. Integration of onlineparameter identification and neural network for inflight adaptive

control // NASA–TM–2003–212028. October 2003. 23 p.6. Schroeder M.R. Synthesis of lowpeakfactor signals and

binary sequences with low autocorrelation // IEEE Trans. on Inform.Theory. Jan. 1970. Р. 85–89.

7. Smith M.S., Moes T.R., Morelli E.A. Flight investigation of prescribed simultaneousindependentsurface excitations for realtimeparameter identification // AIAA Paper, No. 20035702. 23 p.

8. БочкаревА.Ф.и др. Аэромеханика самолета: Динамика по лета. М.: Машиностроение, 1985. 360 с.

9. Nguyen L.T., Ogburn M.E., Gilbert W.P., Kibler K.S.,Brown P.W., Deal P.L. Simulator study of stall/poststallcharacteristics of a fighter airplane with relaxed longitudinal staticstability // NASA TP1538. Dec. 1979. 223 p.


Ошибка моделирования на тестовом множестве для полуэмпирической модели

для трех видов возмущающих сигналов

Вид сигналаТочечный режим Монотонный режим

CKO CKO z CKO CKO z

Дублет 0,0202 0,0417 8,6723 34,943

Случайный 0,0041 0,0071 0,0772 0,2382

Полигармонический 0,0029 0,0076 0,0491 0,1169


Ошибка моделирования на тестовом множестве(полигармонический сигнал)

ЗадачаТочечный режим Монотонный режим

CKO CKO z CKO CKO z

Дообучение c y 1,02103 1,59104 1,02103 1,17104

Обучение c y 1,021031,59104

1,021031,17104

Обучение c y, m z 1,02103 1,32104 1,02103 1,59104

NARX 2,32102 4,79102 3,16102 5,14102


Ошибка моделирования на обучающем множестве(полигармонический сигнал)

ЗадачаТочечный режим Монотонный режим

CKO CKO z CKO CKO z

Дообучение c y 1,021031,23104

1,021031,24104

Обучение c y 1,02103 1,23104 1,02103 1,24104

Обучение c y, m z 1,021031,19104

1,021031,27104

NARX 1,85103 3,12103 1,12103 7,36104

ООО "Издательство Машиностроение"/ ООО "Машиностроение–Полет", 107076, Москва, Стромынский пер., 4

Редакторы номера Л.А. Гильберг, О.Г. Красильникова

Т й С А Ж К Л И С

Ïåðåïå÷àòêà ìàòåðèàëîâ Îáùåðîññèéñêîãî

íàó÷íî-òåõíè÷åñêîãî æóðíàëà “Ïîëåò” âîçìîæ-

íà ïðè ïèñüìåííîì ñîãëàñîâàíèè ñ ðåäàêöèåé

æóðíàëà. Ïðè ïåðåïå÷àòêå ìàòåðèàëîâ ññûëêà

íà Îáùåðîññèéñêèé íàó÷íî-òåõíè÷åñêèé æóð-

íàë “Ïîëåò” îáÿçàòåëüíà

Æóðíàë ðàñïðîñòðàíÿåòñÿ ïî ïîäïèñêå, êîòî-

ðóþ ìîæíî îôîðìèòü â ëþáîì ïî÷òîâîì îòäå-

ëåíèè (èíäåêñ ïî êàòàëîãó “Ðîñïå÷àòü” 48906,

êàòàëîãó “Ïðåññà Ðîññèè” 29188 è êàòàëîãó

"Ïî÷òà Ðîññèè" 60258) èëè íåïîñðåäñòâåííî â

ðåäàêöèè æóðíàëà

Æóðíàë çàðåãèñòðèðîâàí â Ãîñóäàðñòâåííîì

êîìèòåòå Ðîññèéñêîé Ôåäåðàöèè ïî ïå÷àòè.

Ñâèäåòåëüñòâî î ðåãèñòðàöèè ¹ 017751 îò

23.06.98. Ó÷ðåäèòåëü: ÎÎÎ “Ìàøèíîñòðîå-

íèå–Ïîëåò”

polyot journal 2015.01

Documents