В 2018 году в мире состоялось 114 орбитальных запусков. Впервые их число превысило сотню в 1990м, и есть вероятность, что в 2020 году ситуация повторится.
Причина такой тенденции — возрастающее число выводимых в космос аппаратов. Космические технологии находят новые применения: космический туризм и массовый вывод на орбиту малогабаритных спутников для всемирного доступа в Интернет.
Появление частных игроков приводит к снижению стоимости запусков. По некоторым оценкам, с 2010 года стоимость запусков снизилась на 10...15%. Запуск небольших космических аппаратов способствует росту числа запусков. Ведутся активные исследования в области многоразового использования отдельных элементов космических систем.
Характеристики двигателя — важнейший фактор успеха ракетоносителя
Основным стимулом всех этих инноваций стало повышение характеристик ракетных двигателей. Современные двигатели допускают многоразовое включение и выключение в ходе полета. Это непростая задача для конструкторов, так как на ее решение налагается масса ограничений, связанных с подачей топлива, тепловыми режимами топливных магистралей и других узлов двигателя. Например, во избежание кавитации перед повторным запуском насосы требуется охлаждать топливом. Для этого применяются сложные циклограммы управления клапанами и приводами.
Системы управления двигателем требуют усовершенствования, так как именно они играют ключевую роль в обеспечении его работоспособности в тяжелых условиях многократных запусков.
Преимущества расчетных моделей переходных процессов в двигателе
Для точной настройки циклограммы запусков и остановок двигателя приходится проводить неоднократные наземные испытания. Например, НАСА провело 3171 огневое испытание двигателей шаттла. Суммарно это составило свыше 1 095 677 секунд работы двигателя. Такой подход не только оказывается дорогостоящим, но и не позволяет получить характеристики двигателя в реальных условиях полета путем обычной экстраполяции результатов испытаний на земле.
В ходе испытаний приходится уделять большое внимание вопросам безопасности и испытательного стенда, и самого двигателя. Это особенно важно на ранних этапах, когда реальное поведение двигателя еще не полностью изучено.
Численное моделирование переходных процессов позволяет выполнять расчет циклограммы пусков и остановок двигателя уже на ранних этапах проектирования и при необходимости вносить изменения в конструкцию также на ранних этапах. Такой подход снижает себестоимость и риски программ разработки двигателей благодаря оценке характеристик двигателя в виртуальной среде, численному моделированию различных сценариев отказов и прогнозированию предельных эксплуатационных режимов, объединению результатов расчетов с результатами натурных испытаний с целью оценки поведения двигателя в условиях реального полета.
При наличии модели системы управления расчеты переходных процессов применяются для поддержки процессов конструирования и контроля цепей управления.
Пример внедрения в компании Mitsubishi Heavy Industries: разработка нового флагманского японского ракетоносителя H3
Разработка ракеты Н3 началась в 2014 году. Как заявила Mitsubishi Heavy Industries Ltd (MHI) в техническом обзоре за декабрь 2017 года, компания поставила перед собой цель «конкурировать и сохранять позиции на мировом рынке коммерческих запусков». Как и в случае ракетоносителей Ariane 6 группы компаний Ariane или Falcon9 от SpaceX, конструкция ракеты H3 направлена на снижение стоимости запусков и общих затрат на эксплуатацию при сохранении высокой надежности, которой отличаются используемые в настоящее время модели ракет HIIA/HIIB.
Компания MHI является основным подрядчиком по разработке ракетоносителя, включая проектирование двигателей. В настоящее время программа дошла до этапа рабочего проектирования. Первый запуск запланирован на 2020 год.
Двигатель второй ступени ракетоносителя H3: расчетная модель переходных процессов в двигателе LE5B2
При разработке двигателя LE5B2 конструкторы компании MHI столкнулись с некоторыми трудностями.
При проектировании одной из предыдущих ракет компании MHI пришлось провести сотню испытаний и потратить три года на отладку циклограммы пусков и остановок двигателя. Другой сложностью оказалось то, что из компании ушли опытные специалисты, унеся с собой все накопленные знания и опыт. Изза этого дальнейшая поддержка и обновление ранее применяемых систем численного моделирования стали более проблематичными.
Для создания модели переходных процессов в двигателе LE5B2 была выбрана система Simcenter Amesim. В Simcenter Amesim появился новый модуль расчета жидкостных ракетных двигателей и соответствующие библиотеки двухфазных жидкостей TwoPhase и газовых смесей Gas Mixture.
При расчете моделей двигателей в Simcenter Amesim получаемые результаты становятся доступными для всех участников процесса разработки.
Результаты расчета численной модели двигателя LE5B2 показали отличное согласование как с расчетами в другой системе, созданной в самой компании, так и с результатами огневых испытаний.
Проектирование современной системы управления для двигателя первой ступени LE9
Применяемые в настоящее время двигатели оснащаются пропорциональноинтегральной системой управления. Такая система имеет определенные ограничения:
- при огневых испытаниях было выявлено вредное влияние контуров управления соотношением топлива и окислителя на тягу двигателя. Чтобы устранить его, потребовались дополнительные исследования;
- в полете невозможно организовать обратную связь, поскольку такие параметры, как соотношение топлива и окислителя, очень сложно измерить;
- двигатель должен работать в широком диапазоне режимов. Это связано с различными ускорениями ракетоносителя, а также с разбросом условий при каждом конкретном пуске двигателя.
Поэтому была выбрана более эффективная стратегия управления: линейноквадратичный гауссовский регулятор с восстановлением передаточной функции контура (LQG/LTR). В таком регуляторе проще избавиться от вредного влияния контуров управления, а также становится возможным измерение соотношения топлива и окислителя прямо в полете.
Блоксхема процесса управления двигателем LE9, созданная в системе Simcenter Amesim
Для разработки системы управления двигателем LE9 на основе стратегии LQG/LTR потребовались:
- среда численного моделирования, способная рассчитывать пространство состояний двигателя;
- инструменты совместного численного моделирования с функциями проектирования систем управления.
Все эти возможности имеются в решении Simcenter Amesim. Инструменты линейного анализа автоматически строят пространство состояний. Предусмотренный в стандартной версии интерфейс между системами Simcenter Amesim и MATLAB®/Simulink® позволяет выполнять комбинированное численное моделирование системы управления на основе ее модели (MiL). Принцип MiL ускоряет разработку: при внесении изменений в модель системы управления их можно сразу же проверить.
Выводы
Компании Siemens, MHI и Churyo Engineering в тесном сотрудничестве разработали целую среду для расчетов переходных процессов в ракетных двигателях и проектирования систем управления. Созданная стратегия достигла высокого уровня совершенства и готова к использованию в реальных проектах. С ее помощью компания MHI сможет добиться поставленной цели — наполовину сократить расходы на обслуживание запуска по сравнению с ракетоносителями семейства HII и довести их до уровня ракеты Falcon 9 от SpaceX.
