СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА УДАРНЫЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ Российский патент 2009 года по МПК G01M7/02 

Данное изобретение относится к методам испытаний конструкций на ударные воздействия и может быть использовано при испытаниях космических аппаратов (КА) на ударные воздействия для принятия решения о возможности дальнейшей эксплуатации штатных КА после несанкционированных ударных воздействий на них.

Современные КА содержат в себе большое количество элементов из различных композиционных материалов и сот, в изготовлении которых применяются клеи, обычно достаточно чувствительные к импульсным нагрузкам, а также сложное оборудование, чувствительное к таким воздействиям. Поэтому ударные испытания являются обязательными для всех разрабатываемых КА, а технические условия на все приборы и оборудование содержат допустимые ударные воздействия на них.

На сегодняшний день существуют различные методы испытаний на ударные воздействия: с помощью вибрационных электродинамических стендов, стендов с падающими столами и т.д. Методы испытаний могут быть по амплитуде синуса или по ударному спектру ускорений, когда не важно само воздействие, а важна реакция, которую это воздействие вызывает в конструкции (кн.2 «Испытательная техника кн.1 М.: Машиностроение, 1982 г., с.334-335). Самый простой способ ударных испытаний - это воспроизведение на объекте испытаний тех натурных воздействий, от которых будет нагружаться оборудование в составе изделия. В результате обработки получают ударные спектры в местах установки оборудования (Круглое Ю.А. Туманов Ю.А. Ударовиброзащита машин, оборудования и аппаратуры. Ленинград: Машиностроение, 1986, с.148-149).

Известны также патенты, рассматривающие данные вопросы, например: RU 2085889, RU 2234690, SU 994949, US 5003811.

Наиболее близким к заявленному является «Способ испытаний на ударные воздействия космического аппарата» по патенту RU 2284490 С2. (прототип). Способ испытаний космического аппарата на ударные воздействия, заключающийся в ударном нагружении инженерного макета космического аппарата, получении ударных спектров ускорений в местах установки аппаратуры с последующей их корректировкой.

К недостаткам такого способа нужно отнести следующее.

Этот способ испытаний нельзя использовать при оценке влияния несанкционированных воздействий на штатный космический аппарат, когда нет достоверной информации ни о процессе нагружения КА, ни о величине нагрузок на его аппаратуру (на штатных КА, как правило, нет средств регистрация ударных ускорений в местах установки аппаратуры).

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является устранение указанных недостатков, что позволит более обоснованно принимать решение о дальнейшей эксплуатации КА после несанкционированных воздействий.

Решение этой задачи достигается тем, что при появлении остаточных деформаций на элементах космического аппарата во время воздействия на него нештатных ударных нагрузок сначала устанавливают скорость соударения космического аппарата, после чего с использованием инженерного макета космического аппарата обеспечивают соударение, аналогичное соударению штатного космического аппарата, получают на инженерном макете космического аппарата в местах установки аппаратуры и в точке соударения космического аппарата дополнительно к ударным спектрам ускорений передаточные функции по ударным спектрам ускорений от точки соударения к местам крепления аппаратуры, затем сравнивают остаточные деформации на элементах штатного космического аппарата и на соответствующих элементах инженерного макета, определяют поправочные коэффициенты для ударного спектра ускорений в точке соударения, затем проводят корректировку зарегистрированных ударных спектров ускорений в точках контроля на инженерном макете космического аппарата и получают ударные спектры ускорений для штатного космического аппарата по формуле

где S_is(ω) - ожидаемый ударный спектр ускорений в "i" точке контроля штатного космического аппарата;

S_k(ω) - ударный спектр ускорений в точке соударения инженерного макета;

γ_ik(ω) - передаточная функция по ударным спектрам ускорений от точки соударения "k" к "i" точке контроля;

η_а - поправочный коэффициент по ударному спектру ускорений в точке соударения "k", после чего сравнивают полученные ударные спектры ускорений с допустимыми спектрами и делают заключение о возможности дальнейшей эксплуатации штатного космического аппарата.

Суть заявленного решения поясняется чертежами, где на фиг.1-3 показана, в качестве примера, область деформации одного из трубопроводов модуля полезной нагрузки (МПН) КА. Вмятина образовалась при такелажных работах с КА в результате срыва траверсы и ударе о сотовую панель с приборами. На фиг.4 показан график скорости соударения траверсы с МПН. На фиг.5 показана часть конечно-элементной модели траверсы и МПН. На фиг.6 показаны ударные спектры ускорений в точке соударения 1 и в месте расположения ближайшего прибора 2.

Суть заявленного решения может быть пояснена следующим образом (на примере испытаний одного из КА разработки ОАО ИСС после несанкционированного ударного воздействия)

При проведении такелажных работ с КА в результате срыва траверсы и ударе о сотовую панель с приборами на КА было оказано несанкционированное воздействие, которое привело к повреждению трубопровода КА (вмятина).

Необходимо было установить уровни ударных воздействий на оборудование и сделать заключение о возможности дальнейшей эксплуатации КА.

Так как при такелажных работах контроль нагружения аппаратуры не проводят, то информация о величине нагружения могла быть получена лишь косвенным путем (имелась вмятина на трубопроводе, а также исходное положение траверсы). Сначала была построена конечно-элементная модель КА, которая включала и подробную модель МПН.

Затем выполняют численное моделирование, и определяют скорость (фиг.4) и направление соударения (фиг.2) траверсы с МПН. Решают обратную задачу (по остаточной деформации трубопровода необходимо получить скорость соударения МПН с траверсой).

Следует отметить, что любой даже достаточно корректный расчет дает, в первую очередь, качественную оценку исследуемого явления. Поэтому после получения величины скорости и направления соударения результаты подтверждают экспериментальными данными. Для этого используют инженерный макет КА. Ударное воздействие в рассматриваемом случае выполнялось с помощью штатной траверсы, которая "разгонялась" до необходимой скорости перед ударом. В местах установки приборов и аппаратуры и в районе точки соударения устанавливают акселерометры, что позволяет после ударного воздействия получить ударные спектры ускорений. Следует отметить, что ударное воздействие может быть только однократным, т.к. контроль правильности ударного воздействия выполняют по форме и глубине вмятины. Отсюда понятно, что при несовпадении вмятин при ударе штатного КА и инженерного макета требуется корректировка полученных ударных спектров ускорений. Так как силовая схема штатного КА и инженерного макета идентичны, то и передаточные функции по ударным спектрам штатного КА и инженерного макета идентичны. Поэтому при корректировке ударного спектра ускорений в точке удара пропорционально передаточной функции изменятся и ударные спектры ускорений в местах установки аппаратуры. Наиболее приемлемой величиной, используемой при корректировке УСУ, служит поправочный коэффициент, связанный с анализом вмятин (остаточных деформаций) на штатном КА и инженерном макете. Данный коэффициент может быть получен из анализа деформаций с использованием конечно-элементной модели (КЭМ) соударения для штатного КА и инженерного макета. Построение КЭМ и ее верификация (размеры конечных элементов, их типы, количество узлов и элементов и т.д.) относятся к «ноу-хау» изобретения и в данной заявке не рассматривается. Следует только заметить, что специализированные пакеты (типа DYTRAN, L S-DYNA) позволяют получать в любых точках модели (например, в точках контроля) ускорения и ударные спектры. Поэтому при подборе скорости соударения по величине остаточных деформаций для штатного КА получают ускорения и ударные спектры ускорений в точках контроля и точке соударения. Для инженерного макета выполняют расчет с реальной скоростью соударения, полученной при испытаниях (эта скорость всегда будет отличаться от требуемой скорости), и также вычисляют ускорения и ударные спектры ускорений в точках контроля и точке соударения. Т.е. поправочный коэффициент будет равен отношению ударных спектров ускорений, полученных по конечно-элементной модели для анализа соударения штатного КА и инженерного макета.

где η_k - поправочный коэффициент;

S_kst - ударный спектр ускорений в точке соударения полученный при расчете для штатного КА;

S_kin - ударный спектр ускорений в точке соударения полученный при расчете для инженерного макета.

При необходимости в поправочный коэффициент включают также и коэффициент безопасности, который учитывает погрешности постановки эксперимента, измерений и обработки. Различные нормативные документы рекомендуют величину коэффициента безопасности по ударным спектрам ускорений от 1.4 (европейские стандарты) до 2 (стандарты США и России).

Формула (*) позволяет (с учетом сказанного выше) получить уровни нагружения (в терминах ударных спектров ускорений) аппаратуры по величине ударного спектра ускорений в точке соударения (передаточная функция γ_ik(ω) по ударному спектру ускорений и выполняет такую связь). Поправочный коэффициент уточняет величину ударного спектра зарегистрированного при испытании инженерного макета.

На фиг.6 показаны два графика ударных спектров ускорений 1 - УСУ в точке соударения и 2 на ближайшем к точке соударения приборе (с учетом коэффициента безопасности 2). График 2 и сравнивают с допустимыми уровнями УСУ.

Пример практического исполнения

При проведении такелажных работ с одним из КА разработки предприятия в результате срыва траверсы и ударе о сотовую панель с приборами на КА было оказано несанкционированное воздействие, которое привело к повреждению трубопровода КА (вмятина). Встал вопрос о возможности дальнейшей эксплуатации КА. Для этого необходимо было определить уровни ударных воздействий на аппаратуру и сравнить их с допустимыми значениями. Допустимые уровни ударных воздействий были сформулированы в терминах ударных спектров ускорений (минимальная величина составляла уровень в 50 g по УСУ). Определение величины ударного воздействия на аппаратуру проводилось в соответствии с описанной выше процедурой. Максимальная величина деформации трубопровода ~5 мм. По величине и форме вмятины (фиг.1-3), решая обратную задачу с использованием методов конечно-элементного моделирования (КЭМ показана на фиг.5), была определена скорость соударения КА с траверсой (масса траверсы 250 кг). Использовалась упруго-пластическая модель для моделирования трубопровода и упругая при моделировании КА. На фиг.4 показан график скорости соударения, обеспечившей необходимую деформацию. Для решения этой задачи использовался пакет прикладных программ конечно-элементного моделирования DYTRAN.

Полученная скорость использовалась при соударении траверсы с трубопроводом на инженерном макете. В процессе соударения скорость траверсы регистрировалась методами скоростной фоторегистрации (использовалась камера АФА-41). Регистрация ускорений выполнялась акселерометрами ABC 134. Скорость соударения составила ~0.89 от необходимой. Глубина вмятины ~4.5 мм. Форма вмятины и ее место на инженерном макете и штатном КА идентичны. По результатам расчетов поправочный коэффициент был принят 1,3 в диапазоне частот до 500 Гц и 1,15 в диапазоне частот 500-2000 Гц.

На фиг.6 показан УСУ в точке соударения на инженерном макете (график 1) и оценка максимально возможного УСУ в ближайшей точке установки аппаратуры к точке соударения. Как видно из рисунка УСУ не превысил (с учетом коэффициента безопасности 2) значений в 40 g (при нормированных значениях в 50g). Поврежденный трубопровод был заменен, и КА был допущен к дальнейшей эксплуатации.

Изобретение относится к методам испытаний конструкций на ударные воздействия и может быть использовано при испытаниях космических аппаратов (КА) на ударные воздействия. Способ заключается в ударном нагружении инженерного макета КА, получении его ударных спектров ускорений в местах установки аппаратуры с последующей их корректировкой. При этом появлении остаточных деформаций на элементах КА во время воздействия на него нештатных ударных нагрузок вначале устанавливают скорость соударения КА, после чего с использованием инженерного макета КА обеспечивают соударение, аналогичное соударению штатного КА, получают на инженерном макете КА в местах установки аппаратуры и в точке соударения КА дополнительно к ударным спектрам ускорений передаточные функции по ударным спектрам ускорений от точки соударения к местам крепления аппаратуры. Далее сравнивают остаточные деформации на элементах штатного космического аппарата и на соответствующих элементах инженерного макета, определяют поправочные коэффициенты для ударного спектра ускорений в точке соударения. Затем проводят корректировку зарегистрированных ударных спектров ускорений в точках контроля на инженерном макете космического аппарата и получают ударные спектры ускорений для штатного космического аппарата по формуле, после чего сравнивают полученные ударные спектры ускорений с допустимыми спектрами, и делают заключение о возможности дальнейшей эксплуатации штатного космического аппарата. Технический результат заключается в возможности оценки влияния нештатных ударных нагрузок на космический аппарат. 6 ил.

Способ испытаний космического аппарата на ударные воздействия с использованием в ударном нагружении инженерного макета космического аппарата, получении его ударных спектров ускорений в местах установки аппаратуры с последующей их корректировкой, отличающийся тем, что при появлении остаточных деформаций на элементах космического аппарата во время воздействия на него нештатных ударных нагрузок, сначала устанавливают скорость соударения космического аппарата, после чего с использованием инженерного макета космического аппарата обеспечивают соударение, аналогичное соударению штатного космического аппарата, получают на инженерном макете космического аппарата в местах установки аппаратуры и в точке соударения космического аппарата дополнительно к ударным спектрам ускорений передаточные функции по ударным спектрам ускорений от точки соударения к местам крепления аппаратуры, затем сравнивают остаточные деформации на элементах штатного космического аппарата и на соответствующих элементах инженерного макета, определяют поправочные коэффициенты для ударного спектра ускорений в точке соударения, затем проводят корректировку зарегистрированных ударных спектров ускорений в точках контроля на инженерном макете космического аппарата и получают ударные спектры ускорений для штатного космического аппарата по формуле:
S_is(ω)=η_kγ_ik(ω)S_k(ω),
где S_is(ω) - ожидаемый ударный спектр ускорений в "i" точке контроля штатного космического аппарата;
S_k(ω) - ударный спектр ускорений в точке соударения инженерного макета;
γ_ik(ω) - передаточная функция по ударным спектрам ускорений от точки соударения "k" к "i" точке контроля;
η_a - поправочный коэффициент по ударному спектру ускорений в точке соударения "k",
после чего сравнивают полученные ударные спектры ускорений с допустимыми спектрами и делают заключение о возможности дальнейшей эксплуатации штатного космического аппарата.