Развитие ракетно-космических систем выведения. Управляемый электромеханический привод для специального монтажно-стыковочного оборудования Ракеты и ракетно космические комплексы

Настоящая статья посвящена описанию модели обеспечения готовности технологического оборудования ракетно-космических комплексов к целевому применению с учетом стоимости выбранной стратегии пополнения ЗИП. Обосновывается задача определения совокупности оптимальных стратегий пополнения элементов ЗИП каждой номенклатуры по критерию «готовность – стоимость» с учетом параметров безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости. Для решения оптимизационной задачи анализируются известные модели обоснования требований к системам обеспечения запасами, которые основаны на методах расчета их оптимальной структуры, номенклатуры и количества элементов ЗИП, а также периодичность пополнения конкретной номенклатуры ЗИП. Предлагаемая модель позволяет определять величину затрат на реализацию стратегии пополнения элементов ЗИП одной номенклатуры в течение назначенного срока службы оборудования на основе использования критерия «готовность – стоимость» и учитывает параметры безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости этого оборудования. В статье приводится пример применения моделей для выбора оптимальных стратегий пополнения комплекта ЗИП агрегата заправки.

модель обеспечения готовности

ресурсоемкость эксплуатационных процессов

системы обеспечения запасами

коэффициент готовности

1. Бояршинов С.Н., Дьяков А.Н., Решетников Д.В. Моделирование системы поддержания работоспособного состояния сложных технических систем // Вооружение и экономика. – М.: Региональная общественная организация «Академия проблем военной экономики и финансов», 2016. – № 3 (36). – С. 35–43.

2. Волков Л.И. Управление эксплуатацией летательных комплексов: учеб. пособие для втузов. – 2-е изд., перераб. и доп. – М.: Высш. шк., 1987. – 400 с.

3. Дьяков А.Н. Модель процесса поддержания готовности технологического оборудования с обслуживанием после отказа // Труды Военно-космической академии имени А.Ф. Можайского. Вып. 651. Под общ. ред. Ю.В. Кулешова. – СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2016. – 272 с.

4. Кокарев А.С., Марченко М.А., Пачин А.В. Разработка комплексной программы повышения ремонтопригодности сложных технических комплексов // Фундаментальные исследования. – 2016. – № 4–3. – С. 501–505.

5. Шура-Бура А.Э., Топольский М.В. Методы организации, расчета и оптимизации комплектов запасных элементов сложных технических систем. – М.: Знание, 1981. – 540 с.

В течение последних лет в научных исследованиях, посвященных созданию и эксплуатации сложных технических систем (СТС), значительное развитие получил подход повышения эффективности их функционирования за счет снижения стоимости жизненного цикла (ЖЦ) этих систем. Управление стоимостью ЖЦ СТС позволяет получить превосходство перед конкурентами за счет оптимизации затрат на приобретение и владение продукцией.

Указанная концепция актуальна и для ракетно-космической техники. Так, в Федеральной космической программе РФ на 2016-2025 гг. в качестве одной из приоритетных задач постулируется задача повышения конкурентоспособности существующих и перспективных средств выведения.

Существенный вклад в стоимость услуг по выведению на орбиту полезных нагрузок вносят затраты на обеспечение готовности технологического оборудования (ТлОб) ракетно-космических комплексов (РКК) к целевому применению. Эти затраты включают затраты на закупку комплектов ЗИП (запасные части, инструменты и принадлежности), их доставку, хранение и обслуживание.

Вопросу обоснования требований к системам обеспечения запасами (СОЗ) посвящено множество работ таких авторов, как А.Э. Шура-Бура, В.П. Грабовецкий, Г.Н. Черкесов, в которых предлагаются методы расчета оптимальной структуры СОЗ, номенклатуры и количества элементов ЗИП. При этом периодичность (стратегия) пополнения конкретной номенклатуры ЗИП, существенно влияющая на стоимость доставки, хранения и обслуживания ЗИП, либо считается заданной, либо остается за рамками исследований.

S1 - работоспособное состояние ТлОб;

S2 - состояние отказа, выявление причины отказа;

S3 - ремонт, замена элемента ЗИП;

S4 - ожидание поставки элемента ЗИП при отсутствии на объекте эксплуатации;

S5 - контроль технического состояния после ремонта.

Рис. 1. Граф модели обеспечения готовности

Таблица 1

Законы переходов от i-го к j-му состоянию графа

Цель исследования

В этой связи задача разработки модели обеспечения готовности ТлОб РКК к целевому применению, с учетом стоимости выбранной стратегии пополнения ЗИП, становится особенно актуальной.

Материалы и методы исследования

Для определения коэффициента готовности ТлОб РКК воспользуемся следующим выражением:

где K Гh - коэффициент готовности h-го элемента, зависящий от показателей безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости;

H - число элементов.

Опишем зависимость коэффициента готовности оборудования от показателей безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости h-го элемента оборудования графовой моделью реализуемых на этом оборудовании эксплуатационных процессов.

Сделаем допущение, что оборудование может находиться одновременно только в одном состоянии i = 1, 2, …, n из множества возможных Е. Поток изменения состояний простейший. В начальный момент времени t = 0 оборудование находится в работоспособном состоянии S1. Через случайное время τ1 оборудование мгновенно переходит в новое состояние j∈E с вероятностью p ij ≥ 0, причем для любого i∈E. В состоянии j оборудование пребывает случайное время, прежде чем переходит в следующее состояние. В этом случае законы переходов от i-го к j-му состоянию графа могут быть представлены в следующем виде (табл. 1).

Для построения аналитической зависимости используются следующие частные показатели системы технического обслуживания и ремонта (ТОиР):

ω1 - интенсивность отказа элемента;

ω3 - параметр потока восстановления отказов (параметр Эрланга);

ω5 - параметр потока отказов, выявляемых при контроле технического состояния ТлОб после установки элементов ЗИП (обусловлен математическим ожиданием срока сохраняемости элемента ЗИП);

ТПост - длительность ожидания поставки элемента ЗИП, отсутствующего на объекте эксплуатации;

Т д - длительность диагностирования, выявления причины отказа, поиска отказавшего элемента;

Т Ктс - длительность контроля технического состояния после замены элемента ЗИП;

n - количество элементов ЗИП одной номенклатуры в составе ТлОб;

m - количество элементов одной номенклатуры в составе ЗИП.

Таблица 2

Зависимости, описывающие свойства графовой модели

Для получения аналитических зависимостей, характеризующих модель, использован широко известный подход, приведенный в . Во избежание повторения известных положений опустим вывод и приведем итоговые выражения, характеризующие состояния графовой модели (табл. 2).

Тогда вероятности состояний исследуемого полумарковского процесса:

, (2)

, (3)

, (4)

, (5)

. (6)

Полученные зависимости определяют вероятности нахождения элемента ТлОб в состояниях исследуемого эксплуатационного процесса. Так, например, показатель P1 представляет собой комплексный показатель надежности - коэффициент готовности, а выражение (2) моделирует связь между параметрами безотказности, ремонтопригодности, сохраняемости и интегральным показателем, в качестве которого используется KГh.

Подставив в выражение (2) выражения для эксплуатационно-технических характеристик оборудования из табл. 2, получим выражение, позволяющее оценить влияние элементов одной номенклатуры на коэффициент готовности оборудования:

(7)

где λ h - интенсивность отказа h-го элемента;

t2h - математическое ожидание длительности контроля технического состояния;

t3h - математическое ожидание времени восстановления;

t4h - математическое ожидание длительности ожидания поставки h-го элемента ЗИП, отсутствующих на объекте эксплуатации;

t5h - математическое ожидание срока сохраняемости h-го элемента ЗИП;

Т7h - математическое ожидание длительности контроля технического состояния;

Т10h - период пополнения h-го элемента ЗИП.

Предложенная модель отличается от известных тем, что она позволяет рассчитать значение KГ ТлОб РКК в зависимости от параметров его безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости.

Для определения величины затрат на реализацию стратегии пополнения элементов ЗИП одной номенклатуры в течение назначенного срока службы оборудования можно воспользоваться следующим выражением:

где - затраты на хранение элемента ЗИП одной номенклатуры в период назначенного срока службы ТлОб;

Затраты на поставку элементов ЗИП одной номенклатуры взамен израсходованных в течение назначенного срока службы ТлОб;

Затраты на обслуживание элемента ЗИП одной номенклатуры.

Количество элементов ЗИП одной номенклатуры, необходимое для обеспечения требуемого уровня готовности ТлОб в течение периода пополнения.

Результаты исследования и их обсуждение

Рассмотрим применение моделей для выбора оптимальных стратегий пополнения комплекта ЗИП агрегата заправки, обеспечивающих значение коэффициента готовности агрегата не ниже 0,99 в течение 10 лет эксплуатации.

Пусть поток отказов простейший, параметр потока отказов примем равным интенсивности отказов. Аналогично примем параметры потока ω3 и ω5 как величины обратно пропорциональные математическим ожиданиям длительностей соответствующих процессов.

Для проведения расчетов рассмотрим три варианта стратегий пополнения комплекта ЗИП, являющихся предельными случаями:

Закладка на весь срок службы;

Периодическое пополнение (с периодом 1 год);

Непрерывное пополнение.

В табл. 3 представлены результаты расчетов для комплекта ЗИП агрегата 11Г101, полученные при использовании описанных выше моделей.

Таблица 3

Результаты расчетов

Из анализа табл. 3 следует, что для номенклатур 1 и 4 оптимальной является стратегия периодического пополнения ЗИП, а для номенклатур 2, 3 и 5 - непрерывного пополнения.

Предложена новая модель обеспечения готовности ТлОб РКК, которая может быть применима для решения задачи определения совокупности оптимальных стратегий пополнения элементов ЗИП каждой номенклатуры по критерию «готовность - стоимость» с учетом параметров безотказности, ремонтопригодности и сохраняемости.

Библиографическая ссылка

Ракетно-космические системы в своем развитии прошли значительный путь от первых немецких ракет V-1 иV-2 до современных ракетоносителей «Протон-М», «Энергия» и «Ангара» советского и российского производства, «ТитанIIIС», «Шаттл» производства США, «Ариан» производства Франции и многих других. В истории космонавтики важными вехами остались достижения советской и российской науки и техники: запуск первого спутника Земли; запуск в космос первого человека; первый выход человека в открытый космос; первый полет в автоматическом режиме многоразового космического корабля «Буран» и др. В настоящее время интенсивное развитие ракетно-космических систем и освоение космоса осуществляют такие страны, как Россия, США, Англия, Франция, Япония, Китай.

Рассмотрим общие положения и принципы конструктивно- технологического членения ракетно-космических систем.

Ракетно-космический комплекс (РКК) представляет собой с овокупность ракетно-космической системы, системы управления полетом и стартового оборудования, расположенного на космодроме. Ракетно-космические системы (РКС) – это транспортные системы, предназначенные для выведения (доставки)полезного груза массойm пг от нескольких десятков килограмм до сотен тонн в заданную точку околоземного или околосолнечного пространства с определенным вектором скорости.

Массу ракетно-космической системы, расходуемую для разгона, называют активной массой (массой топлива) и обозначаютm т. Активная масса делится на две части: первая часть обеспечивает разгон ракетно-космической системы до заданной скорости полета, вторая – управление ракетно-космической системой и компенсацию различных возмущений в полете.

Пассивная масса (масса конструкции) ракетно-космической системы (m к) также делится на две части. В первую входят пассивные массы, обеспечивающие функционирование ракетно-космической системы в течение всего времени полета, во вторую – часть пассивной массы, обеспечивающей хранение активной массы. Активная масса составляет большую часть (до 90%) ракетно-космической системы и расходуется на разгон полезного груза и пассивной массы.

Наиболее эффективным способом разгона ракеты в настоящее время является истечение из сопел ракетных двигателей продуктов сгоранияракетных топли в .

Сумма масс полезного груза m пг, активной массыm т, пассивной массыm к, составляетстартовую массу ракетно-космической системыm ст. При заданной массе полезного грузаm пг стартовая массаm ст зависит от следующих факторов:

– от координат точки пространства и конечной скорости движения ракетно-космической системы на активном участке траектории;

– от сил сопротивления движению ракетно-космической системы по траектории;

– от нагрузок, действующих на ракетно-космическую систему при движении ее по траектории;

– от необходимости корректировки пассивного участка траектории.

Разделение ракетно-космической системы на составные части обусловлено следующими причинами:

– необходимостью отделения отработавших частей конструкции при движении ракетно-космической системы по траектории;

– различием в функциональном назначении смежных элементов конструкции и их различным конструктивным оформлением (например, герметичный бак и ферма);

– сложностью транспортирования нерасчлененного изделия от предприятия - изготовителя к месту старта;

– требованиями удобства технического обслуживания элементов ракетно-космической системы в период ее хранения и подготовки к старту;

– ограничениями, накладываемыми на размеры и конфигурацию обрабатываемых элементов конструкции, в зависимости от имеющихся в распоряжении производства технологических процессов и технологического оборудования;

– необходимостью обеспечения свободного доступа к элементам конструкции для сборки и технического контроля;

– организационными причинами, связанными с сокращением продолжительности цикла изготовления изделия (расширением фронта работ при сборке сложных агрегатов).

Разделение ракетно-космической системы на части позволяет осуществлять параллельное проектирование этих частей группами специалистов и таким образом сократить сроки проектирования изделия и повысить его качество за счет специализации групп.

В производстве разделение ракетно-космической системы на части предопределяет одновременность (параллельность) процессов изготовления деталей и их сборки, что сокращает продолжительность цикла производства. Количество составных частей ракетно-космической системы имеет некоторый оптимум. По мере разукрупнения сборочных единиц сокращается цикл их изготовления, но увеличивается цикл сборки и технического контроля сборочных единиц.

Однотипность конструктивно-технологических решений составных частей позволяет осуществить технологическую специализацию подразделений предприятия (участки сборки топливных емкостей и сухих отсеков, заготовительное производство и т.п.). Технологическая специализация создает предпосылки для механизации и автоматизации выполняемых работ, для рационального использования производственных мощностей, для повышения производительности труда и качества продукции.

Конструктивная и технологическая законченность составных частей дает возможность изготовлять их на специализированных предприятиях - смежниках, способствует развитию специализации и кооперации в ракетостроении.

Ракетно-космическая система состоит из следующих составных частей (рис. 5).

Рис.5. Структура ракетно-космической системы

В головном блоке (ГБ) ракетно-космической системы размещается полезный груз , – различного рода космические аппараты (космический корабль, космическая станция, искусственный спутник планеты, системы телекоммуникаций, аппараты, предназначенные для проведения исследований в космическом пространстве или на планетах, и т. п.).

В состав головного блока помимо полезного груза входит сбрасываемый головной обтекатель (ГО), предохраняющий полезный груз от мощного силового и теплового воздействия набегающего потока атмосферного газа на активном участке полета ракетно-космической системы со сверхзвуковыми скоростями и отделяющийся при выходе за пределы атмосферы.

Ракета-носитель (РН), доставляющая полезный груз в заданную точку околоземного или околосолнечного пространства с заданной по величине и направлению скоростью. В состав ракеты - носителя входят несколькоракетных блоков (РБ). Схемы и примеры типовых компоновок ракетных блоков представлены на рис.6 – 7.

Рис. 6 Схемы последовательной компоновки блоков и ступеней ракетно-космических систем с жидкостными ракетными двигателями:

а – схема «тандем»; б – схема «пакет»

Рис. 7. Схема параллельно-последовательной компоновки блоков и ступеней ракетно-космических систем:

а – все ракетные блоки жидкостные; б – ракетные блоки РБ1А и РБ1Б твердотопливные

Все блоки ракетно-космической системы, объединяются в ступени (С1, С2 и т.д.), состав которых изменяется по мере отделения при движении ракетно-космической системы по траектории.

3. Система управления движением ракетно-космической системы по траектории (см. рис. 2.5) позволяет управлять работой ракетных блоков, отделением элементов конструкции, движением ракетно-космической системы по траектории полета. В ее состав входят чувствительные элементы: измерительные преобразователи (гироскопические устройства, датчики ускорений, давления, расхода топлива и т.п.);бортовые вычислительные комплексы для обработки результатов измерений и выработки управляющих команд; разнообразныеисполнительные механизмы , обеспечивающие требуемые параметры движения и ориентацию ракетно-космической системы в пространстве. Работа элементов системы управления обеспечивается разнообразнымиисточниками энергии (электрическими, пневмогидравлическими, зарядами твердого топлива, взрывчатыми веществами и т.п.). Элементы системы управления рассредоточены по блокам. Связь между элементами системы управления осуществляется с помощью бортовой кабельной сети (БКС).

Космический ракетный комплекс

Космический ракетный комплекс – ракетная система, состоящая из космического корабля и разгонных блоков. В 1962 г. было начато проектирование опытного образца ракетно-космического комплекса серии «Союз». Разработка была начата ракетно-космической корпорацией «Энергия», в те времена она именовалась ОКБ-1.

Первоначальной задачей было создание космического летательного аппарата, пригодного для облета Луны.

В дальнейшем направление исследовательских работ было перенаправлено на создание трехместного орбитального корабля.

Его основным назначением должна была стать отработка операций маневрирования и стыковки на околоземной орбите, а также проведение различных экспериментов, в том числе изучение воздействия условий длительного космического полета на человеческий организм. Ракетно-космический комплекс «Союз» состоял из трех основных отсеков: спускаемый аппарат, он же кабина космонавтов; орбитальный отсек; приборно-агрегатный отсек.

Кроме того, имелась возможность дополнительно установить стыковочный узел, который мог быть активным либо пассивным. Внешняя поверхность корабля «Союз» была покрыта всевозможными датчиками научной аппаратуры, датчиками системы ориентации и оптическими устройствами. В стадии выведения на околоземную орбиту все устройства на внешней поверхности, во избежание повреждения, находились под защитой головного обтекателя, который впоследствии сбрасывался. «Союз» имел очень важное отличие от космических кораблей серий «Восток» и «Восход» – возможность осуществлять управление траекторией спуска. Этого можно было достигнуть посредством разворотов аппарата во время спуска по углу крена.

Первые испытания выявили ряд серьезных конструктивных недоработок, тем не менее 23 апреля 1967 г. состоялся первый запуск в пилотируемом режиме. Полет длился 27 ч, за которые космонавт, управляющий кораблем «Союз-1», полностью выполнил программу полета. К сожалению, при спуске космонавт погиб из-за неисправностей парашютной системы. К 1969 г. была завершена доработка ракетно-космического комплекса.

В дальнейшем система претерпела ряд серьезных конструктивных изменений. Корабль был переоборудован в двухместный, а также лишился систем жизнеобеспечения и солнечных батарей. Впоследствии корабль получил новый индекс «Союз-ТМ», что означало наличие новой двигательной установки, более совершенной парашютной системы, а также системы сближения.

Первый полет модифицированного корабля был совершен в 1986 г. на советскую станцию «Мир», а завершающий полет этой модификации состоялся в 2002 г. уже к другой орбитальной станции «МКС». В настоящее время российской «рабочей лошадкой» является модификация «Союз-ТМА». Корабль конструктивно изменен, улучшены условия работы космонавтов во время полетов на «МКС», улучшена парашютная система, снижена теплозащита.