Электронная библиотека диссертаций и авторефератов России
dslib.net
Библиотека диссертаций
Навигация
Каталог диссертаций России
Англоязычные диссертации
Диссертации бесплатно
Предстоящие защиты
Рецензии на автореферат
Отчисления авторам
Мой кабинет
Заказы: забрать, оплатить
Мой личный счет
Мой профиль
Мой авторский профиль
Подписки на рассылки



расширенный поиск

Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Чэнь Даньхэ

Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации
<
Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации
>

Диссертация - 480 руб., доставка 10 минут, круглосуточно, без выходных и праздников

Автореферат - бесплатно, доставка 10 минут, круглосуточно, без выходных и праздников

Чэнь Даньхэ . Методика выбора посадочных параметров аппаратов, спускаемых на поверхность спутников планет, обладающих малым уровнем гравитации: диссертация ... кандидата Технических наук: 05.07.09 / Чэнь Даньхэ ;[Место защиты: ФГБОУ ВПО Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана], 2016.- 126 с.

Содержание к диссертации

Введение

Глава 1. Определение начальных условий спуска на поверхность малых спутников планет 11

1.1. Анализ возможных полетных схем спускаемых аппаратов при посадке на поверхность спутников планет с малым гравитационным полем 11

1.2. Определение диапазона вариаций граничных условий при осуществлении посадки 17

1.3. Краткий обзор схем амортизации посадочных опор 25

1.4. Возможные схемы закрепления спускаемого аппарата на поверхности малого спутника планеты 31

Глава 2. Разработка математической модели продольного движения СА при посадке на поверхность малого спутника планеты 34

2.1. Основные обозначения и системы координат 34

2.2. Динамические и кинематические уравнения продольного движения СА 36

2.3. Алгоритм определения силовой нагрузки на СА от поверхности малого СП 37

2.4. Анализ влияния различных возмущающих факторов на устойчивость СА при посадке 44

2.4.1 Анализ влияния величины силы при разрушении (и при работе) амортизатора на процесс посадки СА 44 Стр.

2.4.2 Анализ влияния начальной угловой ориентации СА на устойчивость посадки 46

2.4.3 Анализ влияния угла наклона поверхности на устойчивость посадки 50

2.4.4 Анализ влияния коэффициентов трения поверхности малого СП на посадку 51

2.4.5 Анализ влияния величины горизонтальной скорости СА на устойчивость посадки 54

Глава 3. Разработка математической модели пространственного движения СА при посадке на поверхность малого спутника планеты 57

3.1. Допущения, основные обозначения и системы координат 57

3.2. Алгоритм определения сил от поверхности на каждую опору СА

3.2.1 Определение начальных значений величин, используемых при расчете 61

3.2.2 Определение условия касания опорой поверхности и расчет сил и моментов, действующих на опору от поверхности

3.3. Алгоритм силового воздействия режима движения СА на поверхность малого СП 70

3.4. Динамические и кинематические уравнения пространственного движения СА 72

3.5. Модель взаимодействия СА с грунтом СП 73

3.6. Анализ влияния различных возмущающих факторов на устойчивость СА при посадке

3.6.1 Влияние начальной ориентации СА 79

3.6.2 Влияние наклона поверхности малого спутника планеты 87

3.6.3 Влияние коэффициента трения поверхности СП 89 Стр.

3.6.4 Влияние начальной горизонтальной скорости СА 93

3.6.5 Построение областей успешной посадки 96

Глава 4. Практические задачи посадки СА и анализ вариантов возможных технических решений 99

4.1. Методика расчета параметров динамики движения СА при посадке на поверхность СП с малым тяготения 99

4.1.1 Заданные конструктивные парам е т р ы СА 99

4.1.2 Введение величин начальных значений параметров движения СА

4.2. Анализ условий посадки СА с применением прижимных двигателей 102

4.3. Анализ условий посадки СА с применением тросовой системы 106

4.4. Компьютерное моделирование в программе MSC ADAMS 110

Выводы и заключение по диссертации 114

Список литературы

Определение диапазона вариаций граничных условий при осуществлении посадки

В рамках полетных схем СА осуществляющего поставленную задачу на СП, могут накопиться значительные отклонения (от программных значений) координат, характеризующих процесс спуска. Причиной этого являются случайные погрешности определения параметров орбиты ожидания, погрешность отработки тормозного импульса, недостоверность сведений о гравитационном поле и формы СП, закладываемых в расчёт траекторий спуска. Кроме того, полёт на всех участках подвержен действию случайных возмущений - неопределенности величины массы СА, отклонения от номинала тяги тормозного двигателя и т. д. Все это в сочетании с неточностью априорного знания рельефа поверхности в районе посадки, делает необходимым применение терминального управления мягкой посадкой. В качестве исходной информации используются результаты измерения высоты и скорости снижения.

Таким образом, определив диапазон вариаций граничных условий для осуществления посадки, влияющий на значения динамических параметров посадки на устойчивость и успешность процесса посадки, можно провести анализ расчета динамики движения СА на поверхность Фобос с ограниченными начальными условиями. При посадке конструкция посадочного устройства должна обеспечивать необходимый минимальный уровень нагрузок на аппаратуру перелётного м о д ул я , и сохранять его устойчивость. Подобное исследование будет рассматриваться во второй и третьей главах.

Амортизаторы для мягкой посадки на планеты или СП являются ключевыми устройствами в процессе проектирования посадочных аппаратов. Для обеспечения нормального функционирования аппарата необходимо погасить его кинетическую энергию с допустимыми перегрузками при посадке и обеспечить ориентированное положение на поверхности СП. Посадочным устройством (ПУ) воспринимается в основном энергия аппарата при ударе, часть энергии затрачивается на деформацию грунта и несущей конструкции аппарата. Так как конструкция аппарата не должна разрушаться при посадке, то при определении сил, действующих на аппарат в процессе посадки, будем исходить из предположения, что аппарат является абсолютно жёстким телом, а посадка происходит на различные типы грунта. Вся энергия аппарата при ударе поглощается энергопоглотителями ПУ [32, 42, 44, 81].

Таким образом, исследование особенностей амортизаторов является важной частью расчёта динамики мягкой посадки спускаемого аппарата на поверхность СП. Система амортизации СА бывает нескольких типов: амортизатор с наддувом воздуха, амортизатор с опорами и малыми двигателями [8, 19, 20, 21]. Например, амортизаторы, использовавшиеся для смягчения посадки «Луна-9», Американские марсоходы «Спирит», «Opportunity» и британский посадочный зонд Beagle2, представляющие собой наполненные воздухом баллоны. Воздушные баллоны имеют хорошее приспособление к рельефу поверхности планет, широкий диапазон посадочной скорости. Использование малых двигателей не влияет на точку посадки, гася импульс тяги на высоте, но в таком случае их использование может привести ПУ к опрокидыванию. Чаще всего используются гидравлические, пневматические амортизаторы, телескопические энергопоглотители, пружинно-механические амортизаторы, магнитореологические жидкости. Наибольшее распространение получили масляно-пневматические амортизаторы с гидравлическим торможением прямого и обратного хода поршня. Амортизатор представляется собой герметичный цилиндр, заполненный рабочим газом или жидкостью. У этих амортизаторов достаточная безопасность и живучесть, можно регулировать ход опор путём изменения давления, это позволяет ПУ корректировать положение СА на поверхности планеты или небесного тела.

Масляно-пневматические амортизаторы могут применяться в авиационной сфере. Гидравлический и пневматический амортизаторы (см. Рис. 1.12 и Рис. 1.13) обеспечивают устойчивую посадку без отскакивания. Для мягкой посадки эти амортизаторы были применены в начале исследования Луны, например, они были успешно использованы на аппаратах «Луна-16», «Луна-17», «Луна-24» и американском аппарате «Сервейер» [35]. Рис. 1.13. Пневматический модуль Лунного ПУ

В амортизаторах часто используются алюминиевые сотовые материалы или пенопласты [37]. Соты поглощают кинетическую энергию при посадке, меняя свою форму. Их преимущества - лёгкая масса, широкий диапазон рабочих температур, длинный амортизационный ход. Космический аппарат «Меркурий» был оснащён сотами под креслом космонавта по ширине 152 мм, которые напрямую поглощали энергию удара. В космическом аппарате «Апполон», например, тоже использовался этот тип энергопоглотителей [38, 40, 41]. Но недостатки этих амортизаторов заключаются в неустойчивых свойствах демпфирования, неконтролируемости, и невозможности восстановления после деформации, кроме этого нет возможности корректировать положение в момент посадки (Рис. 1.14).

В космическом корабле «Аполлон» для обеспечения мягкой посадки посадочная ступень снабжалась специальным шасси [38]. При старте шасси находилось в сложенном виде, телескопические стойки были прижаты к корпусу посадочной ступени. К стойкам шасси на шарнире крепились тарельчатые опоры, изготовленные из алюминиевых сот. Для амортизации ударных нагрузок использовался сминаемый сотовый заполнитель из алюминиевого сплава, имевшийся в телескопических стойках посадочного шасси.

Посадочное шасси обеспечивает ослабление удара во время посадки СА на поверхность СП, и предотвращает опрокидывание. Перед отделением от основного блока командир включает механизм для развёртывания посадочного шасси, и пружины механизма приводят посадочное шасси в рабочее состояние. Специальное устройство фиксирует посадочный механизм в раскрытом положении.

Механические амортизаторы имеют простые конструкции, хорошую помехоустойчивость, и достаточно распространены в космонавтике. Часто используются фрикционные энергопоглотители, электромеханические амортизаторы и электромагнитные амортизаторы. Из-за сложности конструкции электромеханических амортизаторов и большой массы электромагнитных амортизаторов, наиболее выгодно в применении фрикционные энергопоглотили. В этой конструкции опор элементами, обеспечивающими поглощение кинетической энергии, являются клиновые вкладыши, поджимаемые к штоку специальной гайкой. Джо Ли предложил новый амортизатор «пружина-зубья», он может поглощать высокую энергию удара, и может быть использован многократно. Внутренняя пружина обеспечивает поглощение удара, зубья помогают поглощать и возвращать энергию поэтапно. Принцип работы амортизатора показан на следующем рисунке (Рис. 1.16).

Алгоритм определения силовой нагрузки на СА от поверхности малого СП

В третьей главе проводится общий случай пространственного движения посадки СА, имеющего жесткий корпус и деформируемые посадочные опоры, состоящие из системы стержней, образующей обратную подвесную треногу. Приведена математическая модель углового движения СА при посадке на поверхность малого спутника планеты. В работах [85, 86] рассмотрено движение спускаемого аппарата при жесткой посадке на поверхность планеты с учетом ветрового воздействия. Исследования, в которых рассматривается движение космического аппарата при взаимодействии с посадочной поверхностью Луны в работах [90, 91, 92, 95, 96, 97, 98], а для процесса посадки на малые небесные тела посвящен ряд работ [99, 99, 100].

Центральный стержень треноги СА снабжен амортизатором и может деформироваться. Таким образом, СА имеет следующие основные допущения: 1. Боковые стержни (подкосы) являются недеформируемыми; 2. Поворот всех стержней в процессе посадки и работы ПУ происходит без трения; 3. Все ПУ имеют одинаковые размеры и характеристики; 4. Не учитывается реакция запуска якорь-пенетратора из-за малой массы относительно массы СА.

Динамика мягкой посадки СА в основном определяется следующими факторами: –конструктивными особенностями аппарата и свойствами его амортизаторов; – наклоном поверхности небесного тела в месте посадки; – ориентацией СА в момент касания одной из опор поверхности посадки; – составляющими линейного и углового векторов скорости; – внешними силами, действующими на аппарат при посадке. Пространственный вид спускаемого аппарата показан на Рис. 3.1.

Системы координат, используемые при формировании математической модели движения СА: основная система координат (СК), в которой рассчитывается движение центра масс, связана с поверхностью небесного тела и называется поверхностной (OXYZ). Оси ОХ и OZ расположены на поверхности, а ось OY проходит через центр масс СА на момент начала расчета.

В качестве базовой СК рассматриваем неподвижную инерциальную СК (0XH7HZH), оси ХИУИ лежат в плоскости местного горизонта, а ось Уи совпадает с местной вертикалью. Углы и ф определяют переход от неподвижной системы координат в поверхностную систему координат. При этом угол наклона поверхности посадки и угол ср могут варьироваться в широких пределах (см. Рис. 3.2). Z ZJJ

Можно записать следующее векторно-матричное уравнение этого перехода: X = CX И (3.1) где С - матрица преобразования из неподвижной СК в поверхностную СК. Элементы матрицы C, выраженные через углы и ф следующие: (3.2) C 11 =coscos,C12 =sincos,C13 = -sin,C21 =-sin C22 = cos , C23 = 0, C31 = cos sin , C32 = sin sin , C33 = cos Связанная СК (OcXcYcZc) определяет угловое положение СА относительно поверхностной СК. Начало СК находится в центре масс СА. Ось OcYc расположена вертикально. Ось ОсХс направлена в плоскости первой опоры. Ось OcZc образует с другими осями правую СК.

Переход от поверхностной к связанной СК проходит через последовательные повороты на углы рыскания (v/), тангажа (0) и крена (у): X c=AX (3.3) где А - матрица перехода от поверхностной к связанной СК. Элементы матрицы А, выраженные через углы рыскания, тангажа и крена: An = cos cos О Al2 = sin О 43=-sincosS A2l = sin sin - cos sin 0 cos A22 = cos 0 cos A23 = cos sin + sinsin 3 cos (34) sincos + cossinSsin 42 = -cosdsin 43 = cos cos-sin sin d sin Для расчета углового положения различных опор вводим у-связанные СК, оси OcYcj которых совпадают с осью OcYc основной связанной СК. Ось OcXCj повернута относительно оси ОсХс на угол А/. Таким образом, при наличии трех опор имеем следующие значения углов их разворота: Д1=0,Д2=120о,Д3 = 240о. Переход от связанной к у-связанной СК проходит через матрицу Bj, определяемую углом Ду: Лс с (3-5) Переход от поверхностной ку-связанной СК проходит через матрицу Aj\ XJc = AjX (3.6) где Aj= BjA. Элементы матрицы Bj следующие: В(х = Щъ = cos Д; Д3 = -Щх = -sin АуХ = 1 (3.7) В3 =В} =В} =В} = 0 -"і 2 ""21 23 32 Элементы матрицы А-, выраженные через углы ш .,0,- и у., а также элементы матрицы : A(x = cos cos S = cos A cos cos S - sin A (sin cos - cos sin S sin ) A(2 = sin & = cos A . sin S + sin A . cos S sin у А(ъ = -sin cosS = -cosA sin cos S - sin A (cos cos - sin sin S sin ) A]2l = sin sin - cos . sin & cos . = sin sin - cos sin S cos i = cosSy cosy= cosScos = cos . sin + sin sin & cos . = cos sin + sin sin S cos (3.8) An = sm y cos y - COS y sin Sy sin y = sin A cos cos S + cos A (sin cos - cos sin S sin ) J У = - cos &. sin = sin A . sin S - cos A . cos S sin AL = cos y cos y - sin y sin Sy sin y = - sin A . sin cos S - cos A . (cos cos - sin sin S sin ) По известным значениям элементов матрицы Aj легко определяются величины углов, так как абсолютное значение угла тангажа по допущению устойчивой посадки не должно превышать тридцати градусов: Qj = arcsiny , = arcsin(-y4/3 / cos&7), если A(x Ото . = ж - .; . = arcsin(-y432 / cosO .), если 2 0 = ж - .. Таким образом, по приведенному алгоритму определим угловое положение, как самого СА, так и его опор.

Зададим конструктивные параметры СА, крепление троса, характеристику амортизатора, величину и направление ускорения от силы притяжения, коэффициент трения опор о поверхность, параметры вывода расчетной информации на печать, условия окончания расчета, начальных параметров движения СА: m, Jx ,Jy ,Jz - масса, моменты инерции относительно связанной СК; хс\, ус\, zci,... JCC4, JC4, ZC4 - координаты характерных точек опоры в ее связанной СК (одинаковы для всех опор); А1, А2, A3 - углы расположения опор по отношению к оси ОсХс связанной системы координат; F0 - величина силы разрушения амортизатора; 80 - величина зоны упругой работы амортизатора; g - ускорение силы притяжения небесного тела; 0 - угол наклона вектора ускорения силы притяжения к оси OF поверхностной СК; Ф - угол между проекцией оси OXg на поверхность и осью ОХ; tk - время окончания расчета и начала вывода на печать расчетной информации; At - шаг по времени вывода на печать расчетной информации; Vx0 у0 z0 х0 У0, z0 х0ъ у0, z0b 0 Ч 0, Y0 начальные значения параметров движения СА.

Геометрическая форма расчетной модели СА для любого момента времени процесса посадки (от момента первого контакта какой-либо опоры с грунтом до полной остановки СА) в целом может быть охарактеризована координатами нескольких контрольных точек для этих моментов времени. На Рис. 3.3 изображена компоновка СА и отмечены контрольные точки.

Определение условия касания опорой поверхности и расчет сил и моментов, действующих на опору от поверхности

В существующих литературных источниках для изучения модели динамики взаимодействия с грунтом представлено три основных метода исследования: линейный деформируемый метод, метод конечных элементов и на основании испытаний. С целью правильного выбора метода измерения и определения параметров прибора было проведено математическое моделирование поверхностного слоя грунта Фобоса в работе [67]. При этом использованы доступные данные анализа лунного грунта, поскольку Луна - практически единственное изученное небесное тело без атмосферы [87, 93].

В настоящее время модель динамики мягкой посадки СА с большим количеством параметров используется в большинстве исследований [102, 103]. Известно, что при небольших изменениях давления можно рассматривать грунт как линейно деформируемое тело и с достаточной для практических целей точностью принимать зависимость между напряжением и деформацией линейной [104].

В данной работе принимается посадочная площадка жесткой, т. е. грунт поверхности СП не деформируется. На точках контакта возникают составляющие реакции грунта посадочной поверхности при динамическом взаимодействии с опорами ПУ Формула 3.31 описывает три составляющие силы по осям поверхностной СК. При движении на опоры действуют следующие силы, как описаны в формулах (3.31): Сила вертикальная: Fyj = F cos ., Сила трения опор по грунту: Fxj = FTJX = F sin j cos TJ, F. = FT. = -F sin sin fT. ZJ JZ j Jj , где у/ . - угол трения у-опоры, ц/т - угол положения силы трения определяются в формулах 3.28, 3.29; у-коэффициент трения дляу-ой опоры. В моделировании динамики взаимодействия СА с грунтом поверхности СП необходимо выделять статус каждой опоры. Когда опора находится на поверхности, и у опоры присутствует линейная скорость перемещения по поверхности, отметим статус опоры Сг=1, если опора не имеет линейной скорости перемещения по поверхности, то статус опоры отмечается С = -1. Вертикальная составляющая силы и сила трения каждой опоры определяются линейной скоростью по поверхности и коэффициентом трения опор по посадочной площадке.

В интегрировании допускается что, опора находится в покое, тогда можно определить максимальный коэффициент покоя цму путем решения статических уравнений равновесия, затем сравниваем значения полученного максимального коэффициента покоя с заданным коэффициентом трения \ij.

Решая уравнения равновесия, при \iMj \ij, опора имеет линейную скорость относительно поверхности грунта, иначе опора остается в покое. Таким образом, в зависимости от наличия или отсутствия движения опоры по поверхности получаем различные значения сил трения.

Если посадочная пята имеет форму, например, тарель, и мы учитываем форму в процессе математического моделирования, тогда вертикальная составляющая реакции грунта посадочной поверхности при динамическом взаимодействии с тарелью СА в процессе его посадки зависит как от модели грунта, так и от формы опорной тарели. В данном случае рассматривается тарель сферической формы. В работе [81] в качестве расчетной модели грунта была выбрана реологическая модель Фойгта (см. Рис.3.6). С учетом параметров модели, выражение для напряжений в зоне контакта тарели с грунтом записываются в виде: = Cyi + Tjyi (3-46) где С, т] - соответственно коэффициенты жесткости и вязкости грунта; yt- вертикальное перемещение /-той точки грунтовой поверхности в зоне контакта в функции времени; – скорость перемещения i-той точки грунтовой поверхности в функции времени.

В качестве твердого грунта (с максимальной несущей способностью) принимается грунт высокой вязкости с несущей способностью s 22…23 кг/см2. В качестве мягкого грунта (с минимальной несущей способностью) принимается грунт с низкой вязкостью 7 s 11 кг/см2. После проведения указанных вычислений для процесса посадки можно получить математическую модель расчёта динамики посадки СА на поверхность небесного тела без атмосферы и с малым полем тяготения. Завершив процесс посадки на небесное тело, космический аппарат должен занимать положение, соответствующее его устойчивому равновесию. Например, опрокидывание СА при посадке можно классифицировать как неудачную посадку, которую нужно избегать. Поэтому принято называть устойчивым только такое положение СА, при котором после посадки, все подкосы опор касаются грунта с немалым углом, а продольная ось отклонена от вертикали на небольшой угол, перегрузка не превышает допустимых границ [60, 91, 94].

Оценить устойчивость на опрокидывание космического аппарата можно по различным случаям посадки, используя математическую модель, которая описана в подразделах 3.1-3.5.

Рассмотрим подробнее влияние начальных условий на динамику мягкой посадки СА. Под начальными посадочными условиями будем понимать комплекс внешних факторов, не связанных с конструкцией космического аппарата. К таковым можно отнести следующие параметры: 1) линейная скорость центра масс аппарата; 2) угловая скорость СА в момент первого контакта с поверхностью; 3) ориентация СА относительно посадочной поверхности; 4) угол наклона посадочной поверхности; 5) физико-механические характеристики грунта.

Возможны различные способы анализа успешности и устойчивости процесса посадки и, соответственно, различные варианты графического представления соответствующих областей в осях ключевых параметров. При заданных начальных параметрах, другие рассмотренные параметры, влияющие на успешность и устойчивость посадки, перебираются в некотором реально возможном диапазоне либо фиксируются.

Параметры, влияющие на успешность и устойчивость СА, действующие при посадке нагрузки и перегрузки, можно разбиты на несколько групп. В этой главе рассматривается влияние следующих параметров, характеризующих СА и физические свойства небесного тела: начальная ориентация СА д0, ср0; угол наклона поверхности небесного тела ; коэффициент трения поверхности; начальная горизонтальная составляющая посадочной скорости СА.

Введение величин начальных значений параметров движения СА

Полученные результаты расчета свидетельствуют о том, что разные режимы работы прижимных двигателей с определенной силой тяги влияют на успешность и устойчивость посадки. Космический аппарат «отскакивает» от поверхности небесного тела при режимах NV = 1, NV = 2 (см. Рис. 4.5 и Рис. 4.6). Вертикальная скорость СА снижается до нуля при режиме NV = 3 (Рис. 4.7). Из трех режимов работы прижимных двигателей наибольшую устойчивость для обеспечения успешной посадки имеют двигатели, кото р ы е включаются при положительной вертикальной скорости СА в отличие от других вариантов.

Посадка на поверхности СП совершается с использованием прижимных двигателей всегда с ограничением. В настоящей работе рассмотрено применение устройства - якоря-пенетратора, который «выстреливает» в грунт поверхности СП при посадке, вследствие чего обеспечивается постоянная сила натяжения троса с направлением вниз.

Значение силы натяжения троса задается программой расчета, и она составляет 200Н. Момент возникновения силы натяжения троса определяется возможными двумя вариантами.

1. Сила натяжения возникает сразу после выстрела пенетратора и действует все время в ходе посадки.

2. Сила натяжения троса возникает при условии увеличения длины троса, т. е. трос начинает притягивать аппарат на высоте 1 м от поверхности небесного тела еще до окончания момента посадки.

В обоих случаях посадки выбираем режим работы прижимных двигателей NV=3. Начальная ориентация СА 0=5. Результаты расчета движения СА по двум вариантам натяжения троса показаны на следующих рисунках:

Из Рис. 4.9 видно, что посадка СА при первом варианте имеет больше смещение по оси X и клиренс, из Рис. 4.10 можно увидеть, что углы подкосов к поверхности небесного тела после посадки при первом варианте больше, чем при втором варианте. Окончательные углы подкосов составляют 45, 38.4 и 37.6 при первом варианте, т.е., сила натяжения действует все время в процессе посадки. Таким образом, тросовая система по такому режиму может обеспечить более устойчивую посадку.

Теперь проведем анализ влияния величины натяжения троса на посадку. Рассмотрим случаи посадки с постоянной силой натяжения троса Г=200 Н, 300 Н и Г=400 Н и действии троса все время посадки. Начальные условия для посадки:

На Рис. 4.11 и Рис. 4.12 показаны результаты расчета вертикальной силы реакции, действующей на опоры СА при посадке, и смещение по оси X. Из этих рисунков можно увидеть, что максимальная сила реакции от поверхности на опоры уменьшается при увеличении значения силы натяжения троса, и горизонтальное смещение уменьшается. Итак, можно сделать вывод о том, что величина силы натяжения троса влияет на надежность посадки. Рассмотренные случаи и полученные результаты показывают, что комплексированные системы (прижимные двигатели и трос) закрепления СА обеспечивает успешную посадку на поверхность СП. Выбор рационального комплекса системы закрепления оказывается важным фактором для обеспечения успешности посадки.

Таким образом, проанализировав полученные результаты, можно сделать следующие выводы: рекомендуемыми оптимальными условиями для посадки СА на поверхность СП являются такие начальные параметры, как действие троса за все время посадки с силой натяжения T=400 Н, и начало работы прижимных двигателей, когда скорость по оси Y положительная.

Adams – инструмент для создания исследования и оптимизации виртуальных прототипов машин и механизмов, реалистично моделирующих работу изделий, с учетом реальных условий эксплуатации. Пользователь пакета Adams имеет возможность быстро разработать расчётную модель изделия строя ее на базе геометрических примитивов, создаваемых непосредственно в препроцессоре, приложить нагрузки, запустить расчет и проанализировать его результаты [105, 106, 106, 107, 108].

Создан прототип СА в программе Adams по характеристикам, предложенным в третьей главе данной работы. Модель показана на Рис. 4.13. Назначим ограничения между опорами и корпусом, окружающая среда посадки имитируется такая же, как была в математической модели. Вводим начальные расчетные условия, можно получить результаты моделирования в программе MSC Adams.

Из рисунков можно отметить, что результаты расчета по данной математической модели и виртуальной программе хорошо совпадают при единообразных конструктивных параметрах и начальных условиях. А существующие отклонения между этими результатами моделирования получаются от того, что использовались различные модели усилие-деформации у амортизаторов и модель контакта СА с поверхностью СП в программе Adams по сравнению с

Matlab. Как показано на Рис. 4.16 и Рис. 4.17, результаты вертикальных реакций сил, действующих на опоры от поверхности СП, без начального угла ориентации СА имеют различия при расчете в Adams и Matlab, пик вертикальной реакции силы продолжался в программе Adams дольше, чем в расчете моделирования в Matlab; на Рис. 4.17 видно, что через 1 секунду, у СА начинается продолжительное колебание с определенной величиной, которое не возникает при моделировании в программе Adams.