НАДЕЖНОСТЬ СИСТЕМ РАЗДЕЛЕНИЯ

Системы разделения обеспечивают отделение частей ЛА, например стартовых ускорителей, отработавшей ступени ракеты, обтекателя, закрывающего космический аппарат на участке выве­дения, приборного отсека возвращаемого космического аппарата и т. п., выполнивших свое назначение и не нужных для дальнейше­го полета. Нарушение механической связи разделяемых масс осу­ществляется либо раскрытием замков, либо подрывом разрывных болтов или линейных детонирующих зарядов. Усилия, необходимые для разделения, создаются различными устройствами: тормозными пороховыми двигателями, соплами на сжатом газе или газе надду­ва топливных баков, пружинными толкателями и др. 177]. Резерви­рование в системе разделения обычно не применяют, и ее ССН име­ет вид последовательного соединения элементов с характерным пре­обладанием пиротехнических устройств, т. е. элементов одноразово­го действия.

Отказами системы разделения являются несрабатывание хотя бы одного из устройств, обеспечивающих нарушение механической связи и отделение, соударение разделяемых масс, а также недопу­стимые возмущения движения части ЛА, продолжающей полет (по­следующей ступени или головной части ракеты, космического аппа­рата и т. п.). В качестве примера недопустимых возмущений можно указать на то, что если бы метеорологический искусственный спут­ник Земли «Нимбус» получил при отделении от ракеты-носителя угловую скорость вращения более 0,1 град/с, то запас газа в си­стеме его ориентации и стабилизации мог бы оказаться недоста­точным [77]. Допустимые возмущения при отделении головной части баллистической ракетьт лимитируются требуемой точностью пуска (рассеиванием точки падения). Ограничения, накладываемые на возмущения при разделении ступеней, определяются возможностя­ми системы управления парировать их действие.

Вероятность безотказной работы системы разделения можно представить произведением двух составляющих: структурной и па­раметрической, причем первую рассчитывают по ССН, а вторую — по. параметрам состояния. В структурную составляющую следует включать не только вероятности безотказного срабатывания эле­ментов по команде на разделение, но и вероятности того, что не про­изойдет преждевременное самопроизвольное срабатывание.

В общем случае пространственного движения разделяемых масс параметрами состояния являются относительные линейные и угло­вые скорости и перемещения как случайные функции времени. Если ограничения по скоростям не заданы и разделение происходит в продольном направлении (по оси х), то параметрическую состав­ляющую Рп можно определить как вероятность совместного выпол­нения пяти неравенств:

/>й=веР{*к>іБ; г(*)</?,; z{t)<Rz

(3.24)

где Хк.— относительный путь в момент времени tK окончания про­цесса разделения; LB—безопасное удаление, гарантирующее, что в дальнейшем не произойдет продольное соударение; Y{t), Z(t), 0(<), ф(^)—линейные и угловые относительные координаты; Ry, Rz, Re, Rv — соответствующие ограничения, установленные по кон­структивным, точностным или иным соображениям.

При наличии других ограничений выражение (3.24) дополняют соответствующими неравенствами вида a(t)<zRa, где под а (і) можно понимать, например, какую-либо из линейных или угловых скоростей, а под Ra — ограничение по этому параметру. Ограниче­ния Rv, Rz и другие определяют допустимостью возмущений и га­рантией отсутствия соударения в процессе разделения.

Случайный характер процесса разделения обусловлен двумя группами возмущающих факторов. К первой группе условно отно­сят возмущения, создающие опасность догона и продольного соуда­рения: случайные отклонения масс разделяемых объектов, их аэро­динамических сопротивлений, импульса последействия тяги, усилий, обеспечивающих разделение, а также запаздывание срабатывания разрывных болтов или линейных детонирующих зарядов! Возмуще­ния второй группы придают движению разделяемых объектов про­странственный характер, сообщая им поперечные перемещения и вращение. К этой группе относят: эксцентриситеты тяги последей­ствия двигателей и усилий устройств, обеспечивающих разделение, разновременность подрыва разрывных болтов, упругие колебания корпусов объектов перед разделением. Например, в августе 1968 г. во время летных испытаний ракеты «Посейдон» при отделении го­ловной части возник крутящий момент вследствие несинхронное™ вскрытия заглушек, установленных на соплах противотяги [65].

Основным методом определения параметрической составляющей вероятности безотказной работы системы разделения в общем слу­чае является статистическое моделирование возмущенного прост­

ранственного движения разделяемых объектов с последующим при­менением теории выбросов случайных функций для нахождения ве­роятностей выполнения неравенств типа Ui(t) </?«; [см-. (3.24)]. Если полагать условия a. i(t)<Rai независимыми, то указанные ве­роятности можно найти в отдельности, а выражение (3.24) заме­нить их произведением. Наряду с использованием теории выбросов при достаточно большом числе п реализаций процесса разделения возможен также непосредственный подсчет числа т выбросов их за указанные пределы и вычисление параметрической составляю­щей по выражению (1.1).

Исходными данными для статистического моделирования яв­ляются вероятностные характеристики возмущений (законы рас­пределения масс, тяги последействия, усилия, обеспечивающего разделение и др.), моделью — система дифференциальных уравне­ний, описывающих процесс разделения.

Заметим, что в отличие от других параметров, фигурирующих в выражении (3.24) и представляющих собой случайные функции времени, относительный путь

является случайной величиной. Момент времени tK окончания про­цесса разделения определяют полным спадом до нуля тяги после­действия.

Ограничение LB относительного пути Хк, представляющее со­бой безопасное расстояние, на которое нужно развести разделяе­мые массы, чтобы избежать в последующем догона и соударения, имеет смысл использовать в расчете надежности отделения голова ной части в атмосфере. Как известно, до разделения аэродинами­ческое сопротивление головной части больше, чем сопротивление цилиндрического корпуса ракеты. Поэтому в начале разделения разность аэродинамических сопротивлений головной части’и кор­пуса препятствует отходу их друг от друга, создавая опасность догона корпусом головной части за счет тяги последействия двига­теля. Когда же корпус выходит из аэродинамической тени головной части, сопротивление его переднего торца резко возрастает, превы­шая аэродинамическое сопротивление головной части. Разности указанных сил меняет знак, способствуя дальнейшему разделению. Этим и определяется расстояние LB.

Если разделение происходит на большой высоте, где можно пре­небречь аэродин а м ически’м и силами, то вместо относительного пути Хк можно принять в качестве параметра состояния относительную скорость FK в момент /„ окончания процесса отделения. В этом слу­чае условие ХК>ЬБ заменяется условием FK>0.

Рассмотрим в качестве простейшего примера отделение голов­ной части ракеты способом торможения ступени. Как известно, этот способ нашел широкое применение в ракетной технике, например,

Ю2

«

тормозные двигатели используют для разделения на ракетах-носи­телях «Сатурн».

Пренебрежем аэродинамическими силами. Будем рассматри­вать только продольное относительное движение ступени и голов­ной части под действием суммарного усилия F, создаваемого тор­мозными двигателями, и тяги Р последействия двигателя (рис. 3.4).

Рис. 3.4. Силы, действу­ющие при отделении по­лезной нагрузки способом торможения корпуса ра­кеты

Обе силы — случайные функции времени и действуют на послед­нюю ступень ракеты массой М, которая является случайной вели­чиной вследствие допуска на массу конструкции, а главным обра­зом — вследствие случайного остатка топлива. Рассматриваемое относительное движение описывается уравнением

dVldt={F~P)lM, (3.25)

где V — относительная скорость головной части и ступени ракеты. Интегрируя (3.25), находим

V =*—

к М

где т — время работы тормозных двигателей (т<<к); I — импульс тяги тормозных двигателей; Q — импульс тяги последействия.

Таким образом, в простейшем случае конечная относительная скорость FK разделяемых объектов как параметр состояния систе­мы разделения является известной функцией (3.26) трех незави­симых случайных величин: М, I и Q.

Пусть распределение случайных величин М, I и Q подчиняется нормальному закону, а математические ожидания тм, тj, mQ и дисперсии о^,, оОд известны. Воспользуемся для определения математического ожидания mv и среднего квадратического откло­нения ov относительной скорости 1/к методом линеаризации. Полу­чим:

mv=[mt—mQ]lmM;

av=iV tnb°M + °/ + °Ь)/тм,

Найдем вероятность несоударения:

Рп=ъер{Ук>0} = Ф(ту/ау). (3.28)

Наряду с системами отделения головной части (космического аппарата), действующими по принципу торможения ступени раке­ты, используют также системы отделения способом расталкивания. Например, для отделения искусственного спутника Земли «Ним-

»

бус» от ступени «Аджена» ракеты-носителя применены четыре пру­жинных толкателя [77]. В этом случае относительное движение разделяемых объектов

X=(F—P)/M + F/m, (3.2Э)

где т — масса головной части (космического аппарата); F — сум­марное усилие пружин, случайное вследствие разброса их жест­кости.

В остальном, кроме модели (3.29), методика расчета вероятно­сти Ра аналогична рассмотренной.

В некоторых ракетах (например, в ракете «Минитмен») разде­ление ступеней происходит под действием тяги двигателя после­дующей ступени, при этом корпус отработавшей ступени отталки­вается давлением газов, истекающих из сопел двигателя последую­щей ступени. При таком «огневом» способе разделения относитель­ное движение разделяемых ступеней

jr=(Q+A’1-P1yAfI+(Pa-^ayAfs, . (3.30)

где Qi — сила давления газов на отделяемую ступень; Х и Х2 — аэродинамические силы, действующие на предыдущую и последую­щую ступени; Pi и Р2 — соответственно тяга двигателя предыдущей и последующей ступеней; М и М2— массы ступеней.

Все силы, фигурирующие в выражении (3.30), — случайные функции времени. Сила Qi, являющаяся основным возмущением, за­висит, кроме того, от расстояния между ступенями.

В некоторых случаях неотделение элементов конструкции (на­пример, отработавших стартовых ускорителей или хвостового отсе­ка по схеме, принятой на ракете «Атлас»), по-видимому, не обяза­тельно рассматривать как отказ ракеты. Результатом такого отка­за системы разделения может быть некоторое нерасчетное «утяжеление» ракеты, компенсируемое дополнительным временем работы двигателя. Однако к определению функций влияния таких отказов на надежность ЛА в подобных случаях следует отнестись весьма осторожно и тщательно.

Контрольные вопросы

1. Какие допущения обычно принимают для расчета структурной надежно­сти системы?

2. Напишите выражение структурной надежности нерезервированной невос — станавливаемой системы, в состав которой входят элементы одноразового сраба­тывания, непрерывного и циклического функционирования. Как учитывают в этом выражении снижение надежности элементов в период хранения?

3. В чем заключаются структурная и параметрическая избыточность системы?

4. Укажите основные меры, принимаемые на этапе проектирования в целях повышения надежности системы.

5. Перечислите виды резервирования и поясните сущность каждого из них.

6. Пироузел срабатывает от пиропатрона, имеющего надежность 0,9. Опреде­лите требуемое число резервных пиропатронов, если надежность пироузла долж­на быть не ниже 0,995.

Ответ: не менее двух.

7. Сравните пассивное поэлементное резервирование и общее резервирова­ние с нагруженным, постоянно включенным резервом при одинаковых числе и уровнях надежности элементов.

8. Укажите преимущества и недостатки активного и пассивного резервиро­вания.

9. Сформулируйте условие безотказности органов управления Л А.

10 Какой физический параметр следует принять в качестве параметра со­стояния топливной системы, какими возмущениями обусловлен его случайный характер и какое ограничение накладывается на этот параметр?

11. Приведите примеры элементов системы питания, отказы которых относят к категории частичных.

12. Какие возмущения создают опасность соударения при отделении голов­ной части баллистической ракеты?

13. Напишите выражение параметрической надежности системы отделения головной части ракеты способом расталкивания в продольном направлении, не учитывая аэродинамические силы.