"Орбита молодежи" и перспективы развития российской космонавтики

Table of contents :
1-й титульный экран
2-й титульный экран
3-й титульный экран
СОДЕРЖАНИЕ
Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ЦЕЛЕВАЯ И СЛУЖЕБНАЯ АППАРАТУРА КА РАЗЛИЧНОГО ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ»
Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ, РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА»
Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКОЙ, А ТАКЖЕ ПРОБЛЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА»
Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ (КОМПОЗИТЫ, НАНОМАТЕРИАЛЫ, КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА, ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ И ТЕПЛОИЗОЛИРУЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ И ПОКРЫТИЯ И Т. П.)»
Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ, РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ТРАНСФОРМИРУЕМЫЕ КОНСТРУКЦИИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, В ТОМ ЧИСЛЕ КРУПНОГАБАРИТНЫЕ»
Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ПРОИЗВОДСТВА РКТ»

Citation preview

«ÎÐÁÈÒÀ ÌÎËÎÄÅÆÈ» È ÏÅÐÑÏÅÊÒÈÂÛ ÐÀÇÂÈÒÈß ÐÎÑÑÈÉÑÊÎÉ ÊÎÑÌÎÍÀÂÒÈÊÈ Ñáîðíèê ìàòåðèàëîâ Âñåðîññèéñêîé ìîëîäåæíîé íàó÷íî-ïðàêòè÷åñêîé êîíôåðåíöèè (24–28 ñåíòÿáðÿ 2018 ã., Êðàñíîÿðñê)

Государственная корпорация по космической деятельности «Роскосмос» Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Акционерное общество «Красноярский машиностроительный завод» Акционерное общество «ЦКБ «Геофизика» Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева

&npahŠ` lnkndefh[ h oepqoejŠhb{ p`gbhŠh“ pnqqhiqjni jnqlnm`bŠhjh Сборник материалов Всероссийской молодёжной научно-практической конференции (24–28 сентября 2018 г., Красноярск) Электронное издание

Красноярск 2018

© СибГУ им. М. Ф. Решетнева, 2018

УДК 621.78(063) ББК 39.6л0 О-63 Экспертная комиссия: Клюшников В. Ю. главный научный сотрудник ФГУП ЦНИИмаш; Юрченко И. И. главный научный сотрудник ГНЦ ФГУП «ЦЕНТР КЕЛДЫША»; Новиков В. Э. руководитель экспертной группы НТС Госкорпорации «Роскосмос»; Верховский И. Н. начальник отдела развития бизнеса пилотируемых программ и спутниковых систем на низкой околоземной орбите ПАО «РКК «Энергия»; Тимофеев А. Н. первый заместитель генерального директора ОАО «Композит»; Бараев А. В. заместитель генерального директора по научной работе ФГУП «НПО «Техномаш»; Садовский А. М. заведующий Научно-образовательным центром Институт космических исследований РАН; Чернявский А. Г. советник Генерального директора ПАО «РКК «Энергия»; Майорова В. И. руководитель Молодежного космического центра, ученый секретарь «Королевских чтений» Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана (национальный исследовательский университет); Ефимочкин А. Ф. ведущий конструктор темы конструкторского отдела жидкостных ракетных двигателей и энергоустановок АО «Конструкторское бюро химавтоматики»; Родченко В. В. профессор МАИ; Сысоев В. К. ведущий научный сотрудник АО «НПО Лавочкина»; Бармин И. В. председатель Общественного совета Общественный совет Госкорпорации «Роскосмос»; Бетанов В. В. заместитель начальника экспертно-аналитического центра АО «Российские космические системы», член-корреспондент РАРАН, доктор технических наук, профессор; Авдеев С. В. лётчик-космонавт, заместитель начальника отделения «Исследование перспектив развития пилотируемых космических комплексов» ФГУП ЦНИИмаш; Логинов Ю. Ю. проректор по научной и инновационной деятельности, доктор физико-математических наук, профессор СибГУ им. М. Ф. Решетнева; Халиманович В. И. директор Отраслевого центра крупногабаритных трансформируемых механических систем (ОЦ КТМС) АО «ИСС», доктор физико-математических наук, профессор, член-корреспондент Российской инженерной академии; Усаков В. И. советник генерального директора по стратегическому и инновационному развитию АО «ЦКБ «Геофизика», доктор технических наук, профессор; Головёнкин Е. Н. главный ученый секретарь Научно-технического совета АО «ИСС», доктор технических наук, профессор, действительный член Российской и Международной инженерных академий.

«Орбита молодёжи» и перспективы развития российской космонавтики [ЭлектронО-63 ный ресурс] : сб. материалов Всерос. молодёж. науч.-практ. конф. (24–28 сентября 2018 г., Красноярск). – Электрон. текстовые дан. (1 файл: 7,2 МБ). – Систем. требования : Internet Explorer; Acrobat Reader 7.0 (или аналогичный продукт для чтения файлов формата .pdf) ; СибГУ им. М. Ф. Решетнева. – Красноярск, 2018. – Режим доступа: https://apak.sibsau.ru/page/materials. – Загл. с экрана. Подписано к использованию: 21.09.2018. Объем: 7,2 МБ. C 236/18. Корректура, макет и компьютерная верстка Л. В. Звонаревой Редакционно-издательский отдел СибГУ им. М. Ф. Решетнева. 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]. Тел. (391) 201-50-99.

СОДЕРЖАНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ

Секция 1 «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ЦЕЛЕВАЯ И СЛУЖЕБНАЯ АППАРАТУРА КА РАЗЛИЧНОГО ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ» Баданина Ю. О., Башкарев В. С., Агашкин С. В., Ушаков А. Р. Многофункциональный автоматизированный пневмопульт для проведения высокоточных испытаний пневмогидросистем в космическом производстве ...................................................................................................... 8 Бойко С. О., Комаров С. А., Татаринова А. А. Результаты разработки волновой зубчатой передачи со специальным профилем зуба для высокоточных механизмов космических аппаратов .............................................. 12 Бурдин А. М. Автоматизированная система проверки блоков испытательного комплекса устройств обмена ИК-УО на базе платформы PXI .......................................................................................................................... 15 Вшивков А. Ю., Делков А. В., Шевченко Ю. Н., Попугаев М. М., Соколов С. Н. Микротурбинные энергетические установки преобразования низкопотенциального тепла двухфазного контура системы терморегулирования перспективных энергонагруженных КА в электрическую энергию ......................................................................................................... 19 Горшков В. А., Савельев А. С., Невров А. С., Смирнова А. В. Внеосевые зеркальные коллиматоры с рабочими полями 200–1000 мм для исследований оптико-электронных систем наземного и космического базирования .................................................................................................... 22 Гришин А. А., Струговец А. Г., Ерочин С. А. Разработка многоканальных кольцевых токосъемных устройств для космических аппаратов на основе тяжелых унифицированных платформ со сроком активного существования не менее 15,5 лет ........................................................................... 24 Климов Д. И., Мамедов Т. Т. Системы видеотелеметрии и видеоконтроля для изделий ракетно-космической техники .............................................. 27 Ковинский А. А. Разработка методических основ физической подготовки непрофессиональных космонавтов к воздействию негативных факторов космического полета ................................................................................................ 30 Кузнецов А. О., Пальков Р. С. Влияние эффекта проскальзывания на характеристики газодинамических опор ............................................................................ 33 Макеев М. О., Синякин В. Ю., Мешков С. А., Иванов Ю. А. Разработка путей повышения показателей назначения и надежности систем РЧИД с пассивными метками для считывания данных безаккумуляторных имплантатов .......... 37 Мордовский С. А. Обеспечение контроля уровней помеховых импульсов во время проведения испытаний ба на воздействие ЭСР ...................................................... 40 Ненадович В. Д., Соколов А. Л., Мурашкин В. В. Кольцевая ретрорефлекторная система ...................................................................................................... 44 Родькина С. А., Макарова М. Р. Нормализация биомеханики движений у космонавтов после космических полетов с использованием роботизированных систем ........................................................................................................ 46 3

ОРБИТА МОЛОДЁЖИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Самотик Л. А., Штабель Н. В., Мизрах Е. А. Датчик малых токов для устройства непрерывного контроля сопротивления изоляции ...................................... 49 Топильская С. В. Проектно-конструкторские решения вопросов защиты от механических воздействий инерциальных командно-измерительных гироскопических приборов ....................................................................................................... 52 Секция 2 «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ, РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА» Афанасьев А. А., Базула Н. А., Заложных И. С., Лопырев Д. М., Шмойлов В. В. Разработка расчетно-экспериментальной методики исследования кавитационной стойкости системы подачи кислородно-водородного двигателя при работе на кипящем водороде с повышенным паросодержанием ............................................................................................ 55 Богданович А. Б. Газореактивная система ориентации и стабилизации на твердотопливных азотогенерирующих составах ............................................................... 58 Джамакеев И. Б. Эскизное проектирование многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя легкого класса с комбинированной двигательной установкой .......................................................................................................... 60 Кольцова Т. А. Разработка в CFD-пакете имитационной математической модели гиперзвукового обтекания воздухом ЛА с работающим ГПВРД ........................... 64 Комбаев Т. Ш., Гуров Р. И., Верин Н. С. Проект по исследованию астероидов главного пояса с помощью космического аппарата (КА) с электроракетной двигательной установкой ......................................................................... 68 Масюков М. В., Панкин Д. А., Журкина Е. Ю., Цыпелев В. В. Методика оценки применимости промотированных углеводородных горючих для химических реактивных двигателей ................................................................................. 71 Нахапетян Г. С., Андреев А. Д., Бражников К. А., Богданович А. Б. Разгонный блок на твердом топливе ....................................................................................... 74 Рудько А. А., Гордеев Е. А., Богомолов А. С. Методика определения остатка топлива двигательных подсистем космических аппаратов по теплоёмкости, имеющая повышенные показатели точности ........................................... 77 Секция 3 «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКОЙ, А ТАКЖЕ ПРОБЛЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА» Аристов А. А., Хрипунков К. И., Епринцев М. А., Мамедова Л. С., Еленин Д. В. Исследование технологии взаимной навигации и ориентации малых космических аппаратов в группе ................................................................................. 81 Богомолов Н. В. Анализ динамики процесса отделения пилотируемого корабля от орбитальной станции в нештатных ситуациях .................................................... 85 Воробьева Е. А. Управление переориентацией космического аппарата на высокоэллиптической орбите с учетом ограничений по ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце ............................................ 88 4

СОДЕРЖАНИЕ

Золотухина О. И., Тунаев Е. Л. Интегральные характеристики ветра над космодромами «Байконур» и «Восточный» ................................................................... 91 Колдин И. А. К вопросу визирования космическим аппаратом различных космических объектов ............................................................................................................... 94 Корж И. Н. Исследование алгоритма вторичной обработки координатной информации с обратной связью при сопровождении не маневрирующего объекта .................................................................................................... 98 Косенкова А. В., Миненко В. Е. Исследование возможностей использования аэрокосмических маневренных зондов для изучения Венеры ................. 103 Кузнецов А. О., Пальков Р. С. Особенности применения упругого подвеса чувствительного элемента в датчике угловой скорости поплавкового типа ..................... 105 Медведев А. П. Математическая модель двумерной следящей системы с независимым управлением по каждому каналу ................................................................. 108 Овчинникова О. С. Идентификация некондиционных измерителей в составе избыточного бесплатформенного инерциального измерительного блока и восстановление уровня его отказоустойчивости .................................................... 110 Попов Д. А. Попутный запуск и отделение малого космического аппарата с платформы выведения .......................................................................................................... 113 Прутько А. А. Поиск оптимальных по расходу топлива траекторий управления ориентацией крупногабаритной пилотируемой станции ................................ 116 Соловьёв А. В., Пикунов Д. Г., Язынин П. Н. Способ автономной самокалибровки бесплатформенного инерциального блока в составе изделия ................ 119 Сумароков А. В. Усреднение параметров орбитального движения космического аппарата в системе реального времени ......................................................... 122 Сумнительный Е. С., Мышляев Ю. И. Робастный алгоритм управления приводом рулевой машинки ................................................................................................... 125 Тибабишев А. С. К вопросу стабилизации и ориентации изделия, оснащенного двигателем с возможностью перераспределения тяги между соплами ......................................................................................................................... 127 Секция 4 «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ (КОМПОЗИТЫ, НАНОМАТЕРИАЛЫ, КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА, ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ И ТЕПЛОИЗОЛИРУЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ И ПОКРЫТИЯ И Т. П.)» Атрощенко И. Г., Антонов В. В., Степанов П. А., Клемазов К. В. Разработка термостойких многослойных конструкций из композиционных материалов для элементов летательных аппаратов ............................................................. Буйневич В. С., Непапушев А. А., Московских Д. О. Получение сверхвысокотемпературного керамического материала на основе карбонитрида гафния методами механохимического синтеза и самораспространяющегося высокотемпературного синтеза ........................................... Ледяев М. Е., Данилушкин В. С., Писарев А. В., Воронин С. В. Разработка основ создания новых пористых алюминиевых материалов с требуемым комплексом механических свойств ................................................................. Орлин П. А., Руденко М. С., Алякрецкий Р. В. Технология вакуумно-магнетронного напыления радиоотражающих и защитных покрытий на углепластиковые элементы космических аппаратов .....................................

130

133 136 139 5

ОРБИТА МОЛОДЁЖИ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рогаев К. С., Саммель А. Ю. Высокоскоростное ударное взаимодействие металлических частиц с пористыми гетерогенными материалами на неорганической основе ............................................................................... 142 Романов И. Д., Романова Е. А. Разработка технологии получения композиционного материала на основе алюминия .............................................................. 145 Старицына Н. Н., Старицын А. В., Шабалин Л. П., Горбиков И. А. Разработка технологии промышленного производства облегченного перфорированного сотового заполнителя для конструкций космических аппаратов ........................................................................................................... 149 Трушкина Т. В., Раводина Д. В. Нанесение многофункциональных покрытий на металлы вентильной группы для элементов аэрокосмической техники ..................................................................................................................................... 153 Щеглов П. А. Разработка отечественного облегчённого компаунда для изделий РКТ ...................................................................................................................... 156 Секция 5 «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ, РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ТРАНСФОРМИРУЕМЫЕ КОНСТРУКЦИИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, В ТОМ ЧИСЛЕ КРУПНОГАБАРИТНЫЕ» Виноградов К. Н., Танасиенко Ф. В., Баляков Д. Ф. Разработка размеростабильной ферменной конструкции для установки оптико-электронных приборов перспективных космических аппаратов .......................... 159 Голдобин Н. Н., Голдобина Я. Л. Исследование возможностей повышения эффективности орбитальной юстировки крупногабаритного трансформируемого сетчатого рефлектора космического аппарата .................................. 162 Журавлев И. М., Лопатин А. А., Осипов А. В., Хлыстунов М. Е. Резонансный инверторно-трансформаторный преобразователь энергии солнечной батареи с активным выпрямителем .................................................................... 166 Кравчуновский А. П., Зуев Д. М., Драганюк М. Н., Мовчан П. В. Разработка платформы космического аппарата класса PocketQub .................................... 170 Митин А. Ю., Руфов А. В., Шиврин М. В., Эйхорн А. Н., Юранев О. А. Расчетно-экспериментальные исследования прочностных характеристик и технологии изготовления конструкции трансформируемых модулей космического назначения ....................................................................................................... 173 Немчанинов С. И., Зоммер, С. А. Агеев П. О. Механическое устройство батареи солнечной многоразового раскрытия/ складывания .............................................. 176 Пермяков Д. А., Перескоков Н. А., Махнович С. В. Разработка конструктивно-компоновочной схемы космического аппарата для автономного сближения и посадки на астероид ............................................................ 179 Рамазанова Д. Р. Надувная конструкция пилотируемого космического аппарата для дальних и длительных космических полетов ................................................ 182 Стрельников К. В., Буш В. И., Житенёв А. Н. Разработка аппаратного комплекса по восстановлению малых спутников в космических условиях ...................... 185 Фролов М. С. Контейнер транспортно-пусковой для запуска малых космических аппаратов формата CubeSat ................................................................. 187 6

СОДЕРЖАНИЕ

Секция 6 «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ПРОИЗВОДСТВА РКТ» Баданин Е. И. Исследование процесса термической обработки выдвижных упругих трансформируемых элементов ........................................................... 189 Ерохин М. А., Кудрявцева Е. А., Кудряков С. Б. Перспективная система регенерации воздуха на основе твердополимерного электролизера и расплавкарбонатного топливного элемента ...................................................................... 193 Крикунова А. И. Процессы горения и устойчивости пламени в условиях микрогравитации .................................................................................................. 196 Лукомский Д. К., Павлюченкова С. А., Фрейлехман С. А. Топологическая оптимизация конструкций ракетно-космической техники ..................................................................................................................................... 198 Никитин А. С., Бутин А. М., Дубровский Е. Ю. Реинжиниринг производственных процессов по созданию проводного электромонтажа бортовой РЭА в АО «ИСС» .................................................................................................... 201 Стрельников И. В. Разработка перспективных направлений использования сопутствующей виброобработки при сварке космических аппаратов ........................................................................................................... 204 Туркова В. А. Изучение зоны накопления повреждений вблизи вершины трещины конструкции: применение конечно-элементного моделирования с использованием процедуры пользовательского задания материала ................................................................................................................... 207 Ушакова Е. С., Арефьев К. Ю., Полянский А. Р. Анализ работоспособности элементов конструкции ракетно-космической техники, изготовленных методом порошкового прототипирования ................................................. 210 Чичков С. А. Малогабаритная камерная головка закрытого типа для орбитальной сварки стальных трубопроводов диаметрами 14–18 мм в стесненных монтажных условиях ....................................................................................... 213

7

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Секция 1 «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ЦЕЛЕВАЯ И СЛУЖЕБНАЯ АППАРАТУРА КА РАЗЛИЧНОГО ЦЕЛЕВОГО НАЗНАЧЕНИЯ» УДК 62-522 МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ АВТОМАТИЗИРОВАННЫЙ ПНЕВМОПУЛЬТ ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ВЫСОКОТОЧНЫХ ИСПЫТАНИЙ ПНЕВМОГИДСРОСИСТЕМ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОИЗВОДСТВЕ Ю. О. Баданина, В. С. Башкарев, С. В. Агашкин, А. Р. Ушаков АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Разработан многофункциональный автоматизированный пневмопульт, реализованный посредством интеграции пневмоавтоматики, электроники и программного обеспечения, относящийся к области испытания сложных пневмосистем для проведения испытаний пневмогидросистем космических аппаратов и устройств исполнительной автоматики космического аппарата на прочность и герметичность конструкции. Реализован интеллектуальный человеко-машинный интерфейс многофункционального автоматизированного пневмопульта с рациональной технологией проведения испытаний. Ключевые слова: испытания пневмогидросистем, пневмоавтоматика, автоматизированный пневмопульт, программное обеспечение, человеко-машинный интерфейс. MULTIFUNCTIONAL AUTOMATED PNEUMATIC SYSTEM FOR HIGH-PRECISE TESTS OF PNEUMO-HYDROSYSTEMS IN SPACE PRODUCTION Y. O. Badanina, V. S. Bashkarev, S. V. Agashkin, A. R. Ushakov JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

A multifunctional automated pneumatic control system was developed, implemented by integrating pneumatic automation, electronics and software related to the testing of complex pneumatic systems for testing pneumatic systems of space vehicles and space automation control devices for the strength and tightness of the structure. An intelligent man-machine interface of a multifunctional automated pneumatic control unit with rational testing technology has been implemented. Keywords: testing pneumohydrosystems, pneumatic automation, automated pneumatic control, software, man-machine interface. Современные тенденции в производстве космических аппаратов (КА), направлены на уменьшение сроков, снижение трудоемкости, стоимости работ, улучшение качества выпус8

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

каемой продукции. Следовательно, всё актуальнее становиться проблема автоматизации производственного оборудования для проведения испытаний и отработки функционирования, как всего КА, так и отдельно его систем. К одному из видов наземно-экспериментальной отработки относят проведение испытаний сложных пневмогидросистем (ПГС) КА и устройств исполнительной автоматики КА на прочность, герметичность и поиска дефектов конструкции. Основной особенностью при проведении испытаний трубопроводов, коллекторов, емкостей и других составных частей ПГС космической техники, является использование высокого давления в несколько сотен килограмм на квадратный сантиметр различных газовых сред в цикличном алгоритме проведения испытаний, как правило, по следующему циклу: испытание на прочность, испытание на герметичность, эвакуация индикаторного газа и плавная заправка (консервация). В ряде случаев такие испытания происходят длительное время, в течение которого должна быть обеспечена постоянная величина давления и возможность оперативного контроля процесса испытаний. Следовательно, это накладывает ряд требований к испытательному оборудованию, как по обеспечению безопасности труда персонала и минимизации влияния человеческого фактора, так и по обеспечению сверхточного и малоинерционного контроля процесса [1; 2]. Проанализировав существующее технические решения [3], было обнаружено, что уровень безопасности не соответствует современным требованиям производства, полный цикл проведения испытаний ПГС КА на одном технологическом оборудовании не осуществим и погрешности, создаваемые оборудованием неприемлемы для современных ПГС КА настолько, что нельзя судить не только об обнаружении недостатков и дефектов в их конструкции, но и об их качественном исполнении. Поэтому важной и актуальной является задача разработки и создания многофункционального пневмопульта для проведения испытаний на прочность и герметичность ПГС в автоматизированном режиме с рациональной технологией проведения испытаний. Данная задача достигается за счет, интеграции пневмоавтоматики, электроники и программного обеспечения, для реализации многофункционального автоматизированного пневмопульта (рис. 1), характеризующегося тем, что он обеспечивает комплексный подход к проведению испытаний ПГС КА полным циклом на одном единственном технологическом оборудовании с разным диапазоном выходной величины давления и разной рабочей средой без демонтажа входных или выходных магистралей трубопровода, причём программа испытаний для каждого режима работы пневмопульта активируется в своём интерфейсе управления с функциями, которые необходимы и доступны только в выбранном режиме. Данное техническое решение позволит ускорить процесс подготовки и проведения испытаний, повысить безопасность, за счёт полного исключения доступа к остальным функциям работы пневмопульта, тем самым, исключая возможные некорректные действия и ошибки оператора.

Рис. 1. Состав многофункционального автоматизированного пневмопульта 9

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Главной особенностью многофункционального автоматизированного пневмопульта является применение передовых систем пневмоавтоматики, таких как пропорциональные регуляторы давления, автоматически управляемые вентили и электроклапаны, мультипликаторы, электро-предохранительные клапаны и др. Система автоматики многофункционального автоматизированного пневмопульта построена на прогрессивной модульной технологии, состоящей: – из программируемого логического контроллера, в котором содержится управляющая программа, осуществляющая коммуникационный обмен данных, вычисление задач регулирования, поддержку функции интеллектуального управления, сбор и обработку данных с систем ввода/ вывода, опрос диагностических параметров и защиту программного кода от несанкционированного доступа; – цифровых и аналоговых модулей входных/ выходных сигналов, для сбора и обработки аналоговых сигналов с датчиков с унифицированным токовым сигналом 4-20мА/ 0-20мВ и управление регулирующими органами; – коммутационного модуля устанавливающего соединения между центральным процессором и модулями ввода/вывода через последовательный интерфейс и выполняющего обработку коммуникационных задач для промышленных сетей PROFIBUS и Industrial Ethernet. Все запросы по управлению, контролю и обмену данными реализованы в высокоэффективном интуитивно понятном человеко-машинном интерфейсе (англ. Human-Machine Interface, HMI) (рис. 2). НМI спроектирован таким образом, что позволяет одновременно обеспечить максимальную оперативность при управлении процессом испытаний, не позволяя при этом оператору утонуть в данных, а наоборот помогает безошибочно, быстро и легко принимать необходимые текущие решения. В результате управление процессом проведения испытаний ПГС КА становится более безопасным и эффективным.

Рис. 2. Человеко-машинный интерфейс многофункционального автоматизированного пневмопульта. Стартовый экран системы

Главными отличиями настоящего технического решения являются: – работа во всех режимах проведения испытаний ПГС КА (испытание на прочность, испытание на герметичность, эвакуация индикаторного газа, продувка, выдержка, вакууми10

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

рование, дренажирование) с разным диапазоном выходной величины давления и разной рабочей средой; – работа одновременно с несколькими выходными магистралями; – задание аварийных уставок – максимально допустимых значений давления срабатывания электро-предохранительных устройств для каждой выходной магистрали, тем самым реализуя защиту оборудования и персонала в аварийных ситуациях; – активная диагностика пневмопульта, позволяющей изучать и устанавливать признаки неисправности (работоспособности) оборудования; – задание высокоточной величины давления с помощью пропорционального регулятора; – формирование информационных сообщений о недопустимости действий в активных технологических режимах пневмопульта. Формирование отчётов о ходе проведения испытаний ПГС КА, отражающих последовательность всех действий оператора в реальном времени, с записью и хранением значений процесса в виде графиков изменения величины давления в реальном времени с возможностью вывода на печать; – обеспечение чистоты воздуха – установлены входные и выходные фильтрующие элементы, которые обеспечивают чистоту подаваемой рабочей среды и защиту от внутреннего загрязнения магистралей пневмопульта; – обеспечение контроля выработки фильтрующих элементов, расположенных во входной и выходных магистралях пневмопульта, для оценки и мониторинга их времени работы в часах; – обеспечение цикличной заправки с возможностью выдержки с заданным промежутком времени, по итогам которой автоматически формируется протокол с информацией о времени выдержки, текущем значении давления на испытуемой выходной магистрали и максимальном перепаде измеряемой величины; – получение гелиево-воздушной или гелиево-азотной смесей заданных пропорций посредством их смешения в магистралях автоматизированного пневмопульта; – обеспечение возможности сжатия газа низкого давления для достижения требуемого высокого рабочего давления, при этом значительно увеличивая производительность и снижая пульсации входной рабочей среды; – автоматическая световая и звуковая сигнализация, визуализация работы автоматизированного пневмопульта в программном интерфейсе. Были проведены полномасштабные испытания программного обеспечения на автоматизированном пневмопульте с испытательной сборкой. Испытания подтвердили правильность выбранных решений при реализации алгоритма. Разработанный многофункциональный автоматизированный пневмопульт, уже является законченным комплексным решением для проведения испытаний на прочность и герметичность ПГС КА, и его можно тиражировать на предприятиях данного типа. Библиографические ссылки 1. Куденцов В. Ю., Яковлев А. Б. Пневмогидравлические системы и автоматика жидкостных ракетных двигательных установок : учеб. пособие. Омск : Изд-во ОмГТУ, 2015. 220 с. 2. Нагорный В. С. Средства автоматики гидро- и пневмосистем. СПб. : Лань, 2014. 441 с 3. Наземцев А. С. Гидравлические и пневматические системы. Часть 1. Пневматические приводы и средства автоматизации : учеб. пособие. М. : Форум, 2004. 240 с. © Баданина Ю. О., Агашкин С. В., Башкарев В. С., Ушаков А. Р., 2018

11

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 629.786:681.783.325.3 РЕЗУЛЬТАТЫ РАЗРАБОТКИ ВОЛНОВОЙ ЗУБЧАТОЙ ПЕРЕДАЧИ СО СПЕЦИАЛЬНЫМ ПРОФИЛЕМ ЗУБА ДЛЯ ВЫСОКОТОЧНЫХ МЕХАНИЗМОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С. О. Бойко, С. А. Комаров, А. А. Татаринова АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 Е-mail: [email protected]

Представлены результаты разработки волновых зубчатых передач со специальным профилем зуба, предназначенных для использования в составе прецизионных устройств наведения КА. Приведены результаты испытаний, подтверждающие высокие технические характеристики передач, и их конкурентоспособность на мировом рынке. Ключевые слова: волновая зубчатая передача, привод, профиль зуба. HARMONIC DRIVE WITH SPECIAL TOOTH PROFILE FOR PRESICION SPACE MECHANISMS DEVELOPMENT RESULTS S. O. Boyko, S. A. Komarov, A. A. Tatarinova JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation Е-mail: [email protected]

The article presents harmonic drives with special tooth profile for satellite presicion pointing mechanisms development results. Experimental survey results confirming high technical characteristics of the drives and their competitiveness on the world market are considered. Keywords: harmonic drive, wave gear, drive, tooth profile. Космический аппарат содержит различные виды систем наведения, функционирование которых обеспечивается за счет прецизионных приводов вращения. Одним из ключевых элементов таких проводов является волновая зубчатая передача (ВЗП). Использование ВЗП обусловлено требованиями к высокой жёсткости и высокой точности позиционирования объекта наведения. В ВЗП имеет место многопарность зацепления, уменьшающая нагрузку, приходящуюся на каждый отдельный зуб и уменьшающая влияние погрешностей изготовления зубчатых колес, ввиду усреднения погрешностей нарезки отдельных профилей. Наряду с требованиями по уменьшению массы и габаритов, постоянно ужесточаются требования по точности, жесткости и, ресурсу непрерывной работы устройств наведения в течение 10–15 лет. В связи с этим необходимы новые конструктивные решения в области ВЗП. Мировым лидером в производстве ВЗП на текущий момент является фирма Harmonic Drive AG (Германия). Передачи, разрабатываемые данной фирмой, превосходят отечественные аналоги в части точности, крутильной жёсткости и ресурса, что обусловлено, в том числе, использованием специального неэвольвентного профиля зубчатого венца. В связи с этим целесообразно проведение работ по разработке отечественных ВЗП, не уступающих импортным аналогам по основным техническим характеристикам. 12

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

ВЗП является механической передачей, предназначенной для работы в составе устройств наведения для преобразования углового перемещения входного вала в угловое перемещение выходного вала с заданным передаточным отношением. ВЗП содержит жесткое колесо 2, гибкое колесо 3, расположенное внутри жесткого, и генератор волн 4, имеющий форму эллипса (рис. 1). Внешнее кольцо 7 подшипника устанавливается в гибкое колесо 3. Генератор волн 4 деформирует гибкое колесо в форму эллипса таким образом, что оно зацепляется с жестким колесом в двух зонах на больших полуосях генератора волн. На рис. 1 эти зоны зацепления обозначены стрелками А и В.

Рис. 1. Волновая зубчатая передача

Жёсткое колесо имеет большее число зубьев, чем гибкое, на число волн деформации. При вращении генератора волн гибкое колесо поворачивается относительно жесткого на величину пропорциональную разнице чисел зубьев жесткого и гибкого колёс. Особенностью ВЗП с эвольвентными зубьями является приближенное зацепление, что приводит к уменьшению количества контактирующих зубьев, а, следовательно, к повышенному люфту в передаче, снижению крутильной жёсткости и нагрузочной способности. Кроме того, несоответствие формы зуба траектории его движения ведёт к увеличению износа в передаче, а также к снижению её КПД. В связи с вышеуказанным, для проектирования ВЗП целесообразно использовать специальный (S-образный) профиль зуба, учитывающий траекторию движения зуба гибкого колеса в процессе вращения волногенератора [1]. Применение специального профиля зуба позволит повысить функционально-эксплуатационные характеристики ВЗП в сравнении с эвольвентным профилем в части крутильной жесткости, кинематической точности, ресурса, КПД, люфта. Важной конструктивной особенностью S-образного профиля по сравнению с эвольвентным, является то, что профиль формируется исходя из закона деформирования гибкого колеса и, следовательно, находится во взаимосвязи с траекторией перемещения зуба гибкого колеса относительно жёсткого, обеспечивая тем самым минимальный зазор в процессе его входа и выхода из зацепления (рис. 2).

Рис. 2. Схема зацепления S-образных зубьев гибкого и жёсткого колёс ВЗП 13

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

В рамках представленной работы были разработаны и изготовлены ВЗП с типоразмерами 60 и 120 мм (рис. 3). В результате проведённых экспериментальных исследований были получены характеристики передач, представленные в табл. 1. Работоспособность указанных ВЗП подтверждена в условиях вакуума в диапазоне температур ±70 °С, а также после воздействия механических нагрузок [2].

а

б

Рис. 3. ВЗП с S-образным профилем зуба типоразмера 60 мм (а) и 120 мм (б) Характеристики ВЗП с S-образным профилем зуба Параметр Погрешность перемещения, угл. сек, не более Крутильная жёсткость, Н·м/рад, не менее Ресурс, оборотов, не менее Габаритные размеры, мм

ВЗП 60 мм 40 2,93·104 200 000 Ø85×34

ВЗП 120 мм 15 1·105 200 000 Ø150×57

На базе разработанных ВЗП были сконструированы и изготовлены два типоразмера электромеханических модулей, предназначенных для использования в составе высокоточных систем наведения. Указанные модули прошли полный цикл наземной экспериментальной отработки. Результаты исследований позволяют определить направление дальнейшего развития устройств исполнительной автоматики и упрощают дальнейшее их создание подготовленной теоретической, технологической и экспериментальной базами. В настоящее время происходит внедрение ВЗП типоразмера 60 мм в устройства исполнительной автоматики КА разработки АО «ИСС» [3]. Библиографические ссылки 1. Pat. 4823638USA, Int. Cl. F16H 33/00. Tooth profile of spline of strain wave gearing / Ishikawa S.; assignee Harmonic Drive Systems Inc.; application № 114119; filled 27.10.1987; patented 25.04.1989. 13 p. 2. Разработка технологии изготовления агрегатов пневмоавтоматики и терморегулирования на основе микроэлектромеханических систем для космических аппаратов с ресурсом не менее 15 лет : итоговый отчёт. В 6 ч. ; АО «ИСС» им. акад. М. Ф. Решетнева; рук. А. В. Леканов, В. И. Халиманович. Железногорск, 2016. 3. Разработка прецизионных устройств исполнительной автоматики для космических аппаратов со сроком активного существования не менее 15,5 лет / З. А. Юдина, С. О. Бойко, С. С. Бойков и др. // «Орбита молодёжи» и перспективы развития российской космонавтики : сб. докл. Всерос. молодёж. науч.-практ. конф. Томск : Изд-во ТПУ, 2017. С. 129–130. ISBN 978-5-4387-0776-9. © Бойко С. О., Комаров С. А., Татаринова А. А., 2018 14

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 621.3.085 АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА ПРОВЕРКИ БЛОКОВ ИСПЫТАТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА УСТРОЙСТВ ОБМЕНА ИК-УО НА БАЗЕ ПЛАТФОРМЫ PXI А. М. Бурдин ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 E-mail: [email protected]

Рассматриваются вопросы создания универсальной автоматизированной системы проверки блоков испытательного комплекса устройств обмена систем управления ракетносителей. Предложенный испытательный стенд разработан на базе модульной платформы PXI и среды программирования LabView. Ключевые слова: модульная архитектура, испытательный стенд, платформа PXI, LabView. AUTOMATED TESTING SYSTEM OF MODULES OF EXCHANGE DEVICE’S TESTING COMPLEX IK-UO BASED ON PXI PLATFORM A. M. Burdin FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation E-mail: [email protected]

In article was reviewed questions of engineering universal automated testing system of modules exchange device’s testing complex. Exchange device is a part of a spaceships’ control system. Designed testing stand based on modular PXI platform and LabView program environment. Keywords: modular architecture, testing stand, PXI platform, LabView. В 2013–2015 гг. для повышения технико-экономических показателей испытательного комплекса устройств обмена систем управления ракет-носителей была проведена его модернизация. В результате этой работы сократилась номенклатура модулей, был осуществлён переход на новую элементную базу и повысилась технологичность производства блоков [1]. В связи с этим появилась необходимость создания испытательного оборудования для приемо-сдаточных испытаний (ПСИ) и отладки модулей, входящих в модернизированный испытательный комплекс [2]. Устройство обмена (УО) систем управления предназначается для обмена информацией между центральной вычислительной машиной (ЦВМ) и исполнительными органами, а также между датчиками входных воздействий и ЦВМ. УО состоит из преобразователей двоичного кода ЦВМ в сигналы, обеспечивающие работу управляющих органов, и преобразователей сигналов, поступающих от датчиков, в двоичный код. Номенклатура испытываемых устройств обмена широка, они отличаются по видам обрабатываемой информации (релейные слова, последовательные и параллельные интерфейсы, ШИМ, сигналы в виде частоты, фазы, длительности и т. д.) и по количеству каналов. Из-за разнообразия тестируемых сигналов растёт номенклатура модулей испытательного комплекса, различающихся функционально (под функциональностью понимается способ15

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

ность блока или группы блоков обеспечивать формирование и диагностику сигнала или группу сигналов определённой формы). Функциональные блоки ИК-УО (рис. 1) – это печатные платы, на которых монтируются интегральные микросхемы стандартной логики, ПЛИС, микросхемы ОЗУ, электрорадиоэлементы и т. д. [3]. Функциональный блок коммутируется с испытуемым устройством (через согласующие модули) и другими блоками через разъёмы А, Б, В, Г, Д, Е, в зависимости от блока, при этом часть разъёмов может отсутствовать. Модуль соединяется с общей шиной испытательного комплекса через разъёмы Х1, Х2.

Рис. 1. Унифицированный функциональный блок ИК-УО

Для проверки блоков на функционирование необходимо имитировать их окружение, то есть шину испытательного комплекса и входные и выходные сигналы от УО. Номенклатура функциональных блоков широка, в данный момент включает в себя 14 штук и их число со временем может расти. То есть система испытаний блоков должна быть универсальной, а программы проверки унифицированы. Задачи автоматизированной системы проверки модулей испытательного комплекса устройств обмена: – автоматизация процесса испытаний; – выявление неисправностей модулей; – унификация процесса испытаний. Испытательная система блоков не должна требовать от регулировщиков дополнительных знаний и навыков, для проверки необходимо правильно подключить испытуемый объект и обладая базовыми навыками работы с компьютером, запустить программу проверки. Другим требованием к испытательной системе является достоверность: то есть проверка выходных сигналов должна проходить автоматически, исключая влияние человеческого фактора и снижая вероятность ошибочных результатов. Программное обеспечение должно однозначно отображать процесс и итоги проведения проверки и помогать регулировщику интерпретировать результаты. Цель работы: разработка испытательной системы для приемо-сдаточных испытаний функциональных блоков испытательного комплекса устройств обмена. Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи: – разработка или выбор аппаратного обеспечения – разработка программного обеспечения. Исходя из задач и требований к испытательной аппаратуре модулей ИК-УО и учитывая, широкую номенклатуру испытываемых объектов на одном рабочем месте и как следствие не16

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

обходимость писать для каждого блока свою программу проверки, за основу была взята модульная система PXI производства компании National Instruments. Структурная схема автоматизированной системы испытаний блоков представлена на рис. 2. Испытательный комплекс представляет собой модульную структуру в основе, которой лежит шина PXI, обеспечивающая передачу данных между модулями по скорости 133 МБ/с.

Рис. 2. Структурная схема системы испытаний блоков

Базовым элементом PXI-системы является несущий корпус, или шасси (1), которое заполняется модулями и обеспечивает электропитание, охлаждение модулей, содержит шину передачи данных, шину синхронизации и шину триггерных сообщений. Контроллер (2), построен на стандартных компьютерных компонентах. Контроллер функционирует под управлением настольной версии операционной системы Windows 7 поддерживает стандартную компьютерную периферию, устройства ввода-вывода (монитор 9). Пользоваться испытательной системой может человек с базовыми навыками работы с компьютером. Для питания испытуемого объекта используется трехканальный модульный источник питания (4), обеспечивающий напряжения питания 3.3 В и 5.5 В. Осциллограф (3) испоьзуется для отладки блоков ИК-УО. В качестве модулей ввода/ вывода информации используются блоки с ПЛИС (5), что позволяет реализовать генерацию различных входных сигналов и приём ответных реакций в режиме реального времени. 17

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Коммутация объекта контроля происходит стандартными кабелями National Instruments (10, 11) и кабелями, разработанными ФГУП НПЦАП (12, 13). Для ускорения процесса разработки и унификации программ проверок используется графический язык программирования G. Данный язык прост в освоении, не требует глубоких знаний в программировании и процесс разработки программ похож на разработку электрической принципиальной схемы. Программы проверки состоит из двух основных частей: автоматическая программа проверки блока и режим отладки. В первой части происходит автоматическая проверка блока, то есть прогон всех возможных для испытуемого объекта входных состояний. В случае успешных испытаний программа сообщает, что проверка прошла «по норме», в противном случае регулировщику предлагается пройти в режим отладки, в котором можно в цикле изменять входные воздействия и следить за ответными сигналами. В результате проделанной работы была разработана автоматизированная система проверки блоков, входящих в ИК-УО. Данная система позволяет осуществлять приёмосдаточные испытания всей номенклатуры функциональных блоков ИК-УО. Процесс проверки происходит автоматически, при этом проведение отладки не требует специфических знаний и навыков регулировщика. Предложенная система полностью исключила ручной труд при испытаниях модулей. Регулировщику требуется только правильно подключить тестируемый блок к испытательной системе. Таким образом, процесс приёмо-сдаточных испытаний сократился до 2–3 дней в зависимости от модуля до 2 часов. Разработанная испытательная система в данный момент используется на рабочем месте во ФГУП НПЦАП для испытаний и отладки модулей испытательных комплексов устройств обмена. Выбранный подход к разработке позволяет не только масштабировать испытательную систему для тестирования новых блоков испытательного комплекса устройств обмена, но и благодаря модульности аппаратного обеспечения и гибкости при разработке программ есть возможность дорабатывать систему для испытаний других цифровых изделий. Библиографические ссылки 1. Бурдин А. М., Васин В. Н. Автоматизированная система многокритериальной оптимизации блочно-модульного испытательного комплекса устройств обмена // Тр. VII Науч.техн. конф. молодых ученых и специалистов ; ФГУП НПЦАП. М., 2016. С. 521–534. 2. Бурдин А. М. Разработка испытательной аппаратуры элементов системы управления на основе блочно-модульной архитектуре // Аспирант и соискатель. 2015. № 2. С. 48–49. 3. Бурдин А. Проектирование блока приёма последовательного кода на базе программируемой логической интегральной микросхемы // Техника и технология. 2014. № 3. С. 13–16. © Бурдин А. М., 2018

18

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 620.97 МИКРОТУРБИННЫЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ НИЗКОПОТЕНЦИАЛЬНОГО ТЕПЛА ДВУХФАЗНОГО КОНТУРА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЭНЕРГОНАГРУЖЕННЫХ КА В ЭЛЕКТРИЧЕСКУЮ ЭНЕРГИЮ А. Ю. Вшивков1, А. В. Делков2, Ю.Н. Шевченко2, М. М. Попугаев1, С. Н. Соколов1 1

АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 2 Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: [email protected]

Рассматривается возможность применения микротурбинных энергетических установок в составе оборудования космического аппарата для преобразования тепла двухфазного контура системы терморегулирования в электрическую энергию. Приводится принципиальная схема установки. Ключевые слова: микротурбинная установка, двухфазный контур, система терморегулирования, космический аппарат. APPLYING MICROTURBINE ENERGY UNITS FOR TRANSFORMATION OF LOW-POTENTIAL HEAT OF THE TWO-PHASE CIRCUIT OF THE PERSPECTIVE ENERGY- LOADED SPACECRAFT THERMAL CONTROL SYSTEM TO THE ELECTRIC ENERGY A. Yu. Vshivkov1, A. V. Delkov2, Yu. N. Shevchenko2, M. M. Popugayev1, S. N. Sokolov1 1

JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation 2 Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation Е-mail: [email protected]

This article covered the possibility of using microturbine power unit as part of the equipment of a spacecraft for converting the heat of a two-phase circuit of a thermal control system into electrical energy. A schematic diagram of the installation is given. Keywords: microturbine unit, two-phase circuit, thermal control system, spacecraft. Разработка новых образцов крупногабаритных автоматических и пилотируемых космических аппаратов (КА) и станций накладывает высокие требования по надежности и непрерывности работы аппаратуры КА. В значительной мере функциональная надежность оборудования обеспечивается поддержанием оптимального теплового режима специальной системой терморегулирования с двухфазным циркуляционным контуром (СТР с ДФК) [1]. Анализ информации о современных зарубежных разработках в области использования ДФК на КА, имеющих высокое энергопотребление, показывает техническую перспективность ее применения, ввиду более высокой производительности, по сравнению с традиционной однофазной СТР. Наличие в ДФК парожидкостной кипящей смеси на выходе от источника генерации тепла (бортовой аппаратуры КА) позволяет с эффективностью на порядок выше осуществлять 19

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

съем тепловой энергии, а при прохождении через радиационную панель за счет процесса конденсации осуществлять ее сброс в космическое пространство [2]. Анализ структурнофункциональной схемы двухфазной СТР и входящего в состав ДФК оборудования наряду с исследованиями фазового перехода теплоносителя при передаче тепловой энергии от источника к стоку конструктивно формирует прямой цикл Ренкина [3] с возможностью утилизации низкопотенциальной энергии пара в паротурбинной энергоустановке (ЭУ), которая впустую растрачивается за счет радиационного сброса в космос. Рассмотрим принципиальную (см. рисунок, а) и пневмогидравлическую (см. рисунок, б) проекты схем с турбинной установкой, встроенной в СТР с ДФК с органическим рабочим телом для применения в энергонагруженном КА. Модуль СТР с ДФК

Qисп

Модуль ЭУ 1

4

3 5

11

Qконд а

б Принципиальная (а) и пневмогидравлическая (б) проекты схем ЭУ в СТР с ДФК: 1 – микротурбина; 2 – выравниватель потоков; 3 – испаритель; 4 – насос; 5 – конденсатор; 6 – фильтр; 7 – ресивер; 8 – система пуска; 9 – вентиль; 10 – перепускная магистраль; 11 – генератор

Принцип работы установки для применения в энергонагруженных КА следующий. Рабочее тело получает тепло от источника (внутреннее тепловыделение КА), при этом оно испаряется, то есть переходит в пар высокого давления. После этого парообразное рабочее тело поступает на микротурбину, где оно совершает работу, раскручивая ее ротор, подклю20

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

ченный к электрогенератору. Далее рабочее тело поступает в нижний теплообменный аппарат (радиатор КА), где конденсируется (за счет сброса тепла с помощью теплового излучения). Полностью сконденсировавшееся рабочее тело циркуляционным насосом вновь подается в испаритель, и цикл повторяется заново. Первоначальный запуск представленной выше схемы осуществляется за счет отключения от контура объема испарителя при помощи вентилей. Органическое рабочее тело разогревается в ограниченном объеме испарителя до пускового давления, после чего по реле давления открывается выходной вентиль испарителя. Рабочее тело раскручивает микротурбину, включается циркуляционный насос. Входной вентиль испарителя открывается по достижении в нем рабочего давления. Для данной схемы возможно несколько вариантов модификации, определяемых типом составных элементов. Микротурбина для работы с органическим рабочим телом может быть, например, осевой активной, центробежной и т. д. Питательный насос – центробежный, лабиринтно-винтовой, дисковый и т. д. Выбор конкретного типа оборудования для увеличения эффективности цикла должен осуществляться на основании расчетов рабочих процессов и экспериментальной отработки на макетах и опытных образцах составных частей энергосистемы. В ходе выполнения СЧ ОКР «СТР с ДФК-2025» (НО) сотрудниками АО «ИСС» и ФГБОУ ВО «СибГУ им. М. Ф. Решетнева» был выполнен эскизный проект, в котором приведены результаты разработки энергетических установок, включающие в себя теоретический анализ рабочих процессов, протекающих в агрегатах СТР и микротурбинных установках различного профилирования с разработкой алгоритма и программы «ЭС-Эмулятор», а также разработан и изготовлен физический макет турбоблока ЭУ с генераторной установкой для проведения экспериментальной оценки профилирования микротурбин и направляющих потока на модельном рабочем теле. С использованием алгоритма и программы расчета ЭУ проводились вычислительные эксперименты по получению характеристик системы при варьировании различных влияющих параметров. Результаты численных экспериментов позволяют сформулировать следующее: вследствие неоднозначности влияния (в том числе и взаимовлияния) управляющих параметров на работу энергосистемы оптимизация, конструкторская и режимная, подобных паротурбинных установок – задача комплексная, требующая рассмотрение широкого спектра возможных состояний системы. При выполнении дальнейших работ по ОКР «СТР с ДФК» в 2019–2025 годах полученные материалы будут служить необходимым базисом для выпуска конструкторской, программно-методической и эксплуатационной документации для изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки физического макета, а также составных частей паротурбинной установки с дальнейшей верификацией и доработкой математических моделей. На основе изготовленных и отработанных составных частей турбоблока ЭУ с генераторной установкой планируется провести отработку энергетической установки в составе энергосистемы СТР с ДФК с выдачей предложений по летным испытаниям экспериментального образца в составе перспективного изделия РКТ с суммарным тепловыделением не менее 7,0 кВт с учетом проектного энергетического КПД не менее 8 %. Библиографические ссылки 1. Малясов А. А. Системы терморегулирования с двухфазным контуром для перспективных космических станций [Электронный ресурс] // Молодежный научно-технический вестник. 2013. № 9. URL: http://sntbul.bmstu.ru/doc/619160.html (дата обращения: 15.03.2018). 2. Кутателадзе С. С. Основы теории теплообмена. М. : Атомиздат, 1979. 416 с. 3. Андрющенко А. И. Основы технической термодинамики реальных процессов. М. : Высш. шк., 1967. 267 с. © Вшивков А. Ю., Делков А. В., Шевченко Ю. Н., Попугаев М. М., Соколов С. Н., 2018 21

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 18.220 ВНЕОСЕВЫЕ ЗЕРКАЛЬНЫЕ КОЛЛИМАТОРЫ С РАБОЧИМИ ПОЛЯМИ 200–1000 ММ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЙ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ НАЗЕМНОГО И КОСМИЧЕСКОГО БАЗИРОВАНИЯ В. А. Горшков, А. С. Савельев, А. С. Невров, А. В. Смирнова АО «НПО «Оптика» Российская Федерация, 127410, г. Москва, Алтуфьевское шоссе, 33 Е-mail: [email protected]:[email protected]

Рассматриваются современные технологии изготовление высокоточных оптических деталей, применяемых в оптико-электронных системах космического базирования для проведение научных исследований и дистанционного зондирования Земли. Ключевые слова: формообразование поверхности, асферическая поверхность, интерферограмма поверхности, среднеквадратичное отклонение. OFF-AXIS MIRROR COLLIMATORS WITH WORKING SURFACE 200–1000 MM FOR RESEARCH OF GROUND AND SPACE-BASED OPTICAL-ELECTRONIC SYSTEMS V. A. Gorshkov, A. S. Saveliev, A. S. Nevrov, A. V. Smirnova JSC “Scientific and Production Association “Optica” 33, Altufievskoe shosse, Moscow, 127410, Russian Federation E-mail: [email protected]

The report covers modern technologies of manufacturing of high-precision optical parts, which are used in space-based optical-electronic systems for scientific research and remote sensing of the Earth. Keywords: formation of the surface, aspherical surface, surface interferogram, standard deviation. В данной работе представлены различные методы формообразования оптических деталей практически с любой величиной асферизации и с различными величинами внеосевого параметра (внеосевая асферика) с достижением точности формы поверхности в пределе λ/60 ÷ λ/80 (λ = 0,6328 мкм) по критерию среднеквадратичного отклонения. Представлена комплексная технология автоматизированного формообразования (ТЕСАФ) асферических [1], в том числе внеосевых, поверхностей оптических элементов для оптико-электронных систем наземного и космического базирования. В работе представлены также разработанные внеосевые коллиматоры [2], предназначенные для формирования эталонного волнового фронта в широком спектральном диапазоне от ультрафиолетового до инфракрасного излучения. В том числе зеркальный коллиматор с адаптивным внеосевым зеркалом [3], способным изменять формируемый волновой фронт для получения функции отклика исследуемой оптико-электронной системы. Также были повышены выходные оптические характеристики оптико-электронной аппаратуры («Аврора-2») до уровня дифракционного предела [4], что указывает на неоспоримое преимущество над широкозахватной мультиспектральной оптико-электронной аппара22

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

турой видимого диапазона «Аврора», выведенной на рабочую орбиту малым космическим аппаратом (МКА) «Аист-2Д» в апреле 2016 года. Оптические системы, изготовленные по технологии ТЕСАФ, уже успешно применяется в настоящее время. Опыт, полученный в результате проделанных работ, будет использован для разработки и реализации нового поколения ОЭС и позволит решить принципиально новые задачи в развитии науки и техники. Библиографические ссылки 1. Пат. 2609610 Российская Федерация, МПК B24B 13/06. Способ формообразования асферических поверхностей крупногабаритных оптических деталей и устройство для его реализации / Горшков В. А. № 2015132317; заяв. 03.08.2015; публ. 02.02.2017, Бюл. № 4. 2. Внеосевые параболические зеркала [Электронный ресурс]. URL: http://www/ tydexoptics.com/ru/products/spectroscopy/oap-mirrors (дата обращения: 15.03.2018). 3. Пат. 2017121547 Российская Федерация, МПК. Устройство для базирования и крепления крупногабаритных высокоточных зеркал при их формообразовании и контроле / Горшков В. А.; заявл. 19.06.2017. 4. Изготовление и комплексный контроль асферических зеркальных элементов изделия «Аврора-2» / В. А. Горшков, Е. Ю. Васильева, А. С. Невров, Т. И. Щенникова // Оптикоэлектронные приборы и комплексы : тез. докл. науч.-практ. конф. 2017. С. 186–188. © Горшков В. А., Савельев А. С., Невров А. С., Смирнова А. В., 2018

23

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 629.7.064.5; 629.78.05; 89.25.21 РАЗРАБОТКА МНОГОКАНАЛЬНЫХ КОЛЬЦЕВЫХ ТОКОСЪЕМНЫХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОСНОВЕ ТЯЖЕЛЫХ УНИФИЦИРОВАННЫХ ПЛАТФОРМ СО СРОКОМ АКТИВНОГО СУЩЕСТВОВАНИЯ НЕ МЕНЕЕ 15,5 ЛЕТ А. А. Гришин, А. Г. Струговец, С. А. Ерочин АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Изложена методика расчета для проведения предварительного моделирования процесса падения напряжения на токопроводящих кольцах токосъемных устройств. Разработаны аналитические методы расчета напряженно-деформированного состояния токопередающих частей токосъемных устройств. Сделаны выводы о возможности применения данных методик при проектировании новых токосъемных устройств. Ключевые слова: кольцевое токосъемное устройство, переходное сопротивление, напряжение. DEVELOPMENT OF MULTI-CHANNEL CURRENT-COLLECTING DEVICES FOR SPACECRAFT BASED ON HEAVY UNIFIED PLATFORM WITH A TERM OF ACTIVE EXISTENCE OF NOT LESS THAN 15.5 YEARS A. A. Grishin, A. G. Strugovets, S. A. Erochin JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

The technique of preliminary simulation of the voltage drop process on the currentconducting rings of current-collecting devices is described. Analytical methods of calculation of deformation of current-collecting rings of current-collecting devices are developed. The conclusions about the possibility of using these techniques in the design of new current collectors. Keywords: current collection device, transient resistance, stress. Солнечные батареи (СБ) являются первичным источником системы электропитания (СЭП), обеспечивающей автономное непрерывное энергопитание космического аппарата (КА) в условиях неравномерности электрической нагрузки при переменной освещенности солнечных батарей на орбите [1]. С развитием космической техники значительно возрастает мощность, потребляемая бортовыми системами современных КА, что приводит к повышению энергетической нагрузки на все элементы системы электропитания. Ключевое место в СЭП КА занимают кольцевые токосъемные устройства (КТУ). Основной задачей таких устройств является обеспечение бесперебойной передачи электрической энергии от вращающихся СБ к стационарным компонентам бортовой системы электропитания КА. С повышением энергетической мощности СБ КА, вследствие возрастания потребляемой мощности полезной нагрузки и увеличения срока активного существования (САС) КА на орбите, к КТУ предъявляются принципиально новые технические требования: ресурс непрерывной работы в течение не менее 15,5 лет; непрерывная передача электроэнер24

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

гии по 30 независимым каналам токопрохождения в одном устройстве при снижении материалоемкости; максимальный ток – 37 А; длительность работы при напряжении 170 В за САС – 200 ч; сопротивление между независимыми каналами токопрохождения – не менее 20 МОм; рассеиваемая на устройстве мощность должна быть не более 30 Вт. Для усовершенствования проектного расчета и сокращения производственных затрат на этапах наземной отработки составных частей КА были разработаны и внедрены следующие методики: методика расчета для проведения предварительного имитационного численного моделирования процессов в получении данных о падении напряжения и рассеиваемой тепловой мощности, перегреве токопроводящих частей устройства, приводящих к потере части электрической энергии, передаваемой от СБ на КА через создаваемое КТУ [2]; методика расчета напряженно-деформированного состояния токопередающих частей КТУ на статическую прочность, верифицированная путем анализа в системах CATIA и ANSYS [3]. 1. Методика расчета рассеиваемой тепловой мощности на токопроводящих кольцах ТКУ. Величина рассеиваемой тепловой мощности на КТУ зависит от величины полного сопротивления каждого канала токопроходения устройства, на которое влияет изменение величин переходных (контактных) сопротивлений между токосъемными кольцами. На основе разработанной методики получен ответ в виде электрической схемы замещения (рис. 1) и ее аналитического решения для расчета величины полного сопротивления каналов токопрохождения и падения напряжения на токопроводящих кольцах.

Рис. 1. Эквивалентная схема замещения канала токопрохождения КТУ: I1, I2,…, I13 – токи, протекающие через токосъемные кольца; Rшин – электрическое сопротивление токопроводящей шины; Rконт – электрическое сопротивление контактного кольца; Rнар – электрическое сопротивление наружного токосъемного кольца; Rвнут – электрическое сопротивление внутреннего токосъемного кольца

Анализ результатов моделирования позволил определить места локальных перегревов токопроводящих частей устройства (места контакта внутренних токосъемных колец и гибких контактных колец) и оперативно внести изменения в конструкторскую документацию до начала изготовления летных образцов. 2. Методика расчета напряженно-деформированного состояния токопередающих частей токосъемных устройств. Предложена методика определения для контактных колец КТУ статического напряженного состояния (рис. 2), что позволяет проводить проверочные расчеты на прочность для существующих токосъемных колец, а также обосновывать принимаемые конструкторско-технологические решения при создании новых типов КТУ с необходимой функциональной работоспособностью. 25

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018 Fr π

⎛ 1 1⎞ − Fr ⎜ − ⎟ ⎝π 2⎠

Fr π

а

б

в

Рис. 2. Эпюры распределения внутренних силовых факторов в контактном кольце: а – продольная сила N; б – поперечная сила Q; в – изгибающий момент М

Проведенные проверочные расчеты показали, что напряженное состояние токосъемных колец КТУ находится близко к пределу прочности и рост числа контактных колец неизбежно приведет к их перегрузке при монтаже. Имитационное численное моделирование процесса тепловыделения на КТУ на основе электрической схемы замещения канала токопрохождения, а также методика определения для токопроводящих элементов КТУ статического напряженного состояния позволяет значительно сократить издержки производства ввиду отсутствия необходимости изготовления макетов КТУ, сократить время, затрачиваемое на проверку конструкторских решений при проектировании устройств, повысить достоверность получаемых результатов, оперативно оценивать и рассматривать различные конструктивные варианты создаваемых токосъемных устройств. Разработанная конструкция токосъемного устройства на основе представленных методик проверочных расчетов отличается от существующих повышенным числом каналов токопрохождения, улучшенными техническими характеристиками в части переходных сопротивлений электрического контакта (не более 0,001 Ом), рассеиваемой мощности (не более 20 Вт во всех условиях эксплуатации), диапазона рабочих температур (±40 °С), максимальным выдерживаемым напряжением не более 230 В и падением напряжения при прохождении номинального тока 5 А по одному каналу не более 0,1 В. Результаты, полученные при проведении работ, были использованы при разработке КТУ для КА ЭКСПРЕСС-АМ5, ЭКСПРЕСС-АМ6. Установление связей между контактным сопротивлением и тепловыделением в будущем позволит исследовать токосъемное устройство и все причины, влияющие на повышение тепловыделения при различных воздействиях на КТУ. Объединение и дополнения разработанных методик проектирования многослойных КТУ позволит создать комплекс моделирования и проверки новых конструкций передовых устройств для оценки их характеристик еще до этапа наземной отработки. Библиографические ссылки 1. Тестоедов Н. А. Космические вехи : сб. науч. тр. ; ОАО «ИСС» им. акад. М. Ф. Решетнева». Красноярск, 2009. 704 с. 2. Гришин А. А., Струговец А. Г. Оценка конструкторских решений в части потерь на токосъемных устройствах при передаче электрической энергии от солнечных батарей [Электронный ресурс] // Тр. МАИ. 2017. № 97. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=87171 (дата обращения: 15.03.2018). 3. Гришин А. А., Кудрявцев И. В. Обеспечение прочности контактных колец токосъёмных устройств космических аппаратов // Космонавтика и ракетостроение. 2018. № 3 (102). С. 81–92. © Гришин А. А., Струговец А. Г., Ерочин С. А., 2018 26

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 621.398 СИСТЕМЫ ВИДЕОТЕЛЕМЕТРИИ И ВИДЕОКОНТРОЛЯ ДЛЯ ИЗДЕЛИЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Д. И. Климов, Т. Т. Мамедов АО «Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем» Российская Федерация, 111250, г. Москва, ул. Авиамоторная, 53 E-mail: [email protected]

Рассмотрена система видеоконтроля для изделий ракетно-космической техники. Основной целью создания системы видеоконтроля является контроль наиболее важных процессов, сопровождающих движение изделий ракетно-космической техники. Сформулировано понятие видеотелеметрии для удалённого измерения телеметрируемых параметров посредством видеокамер. Ключевые слова: видеоконтроль, видеоинформация, видеотелеметрия, температура, пирометрия, спектральные диапазоны. SYSTEM VIDEOTELEMETRY AND VIDEO FOR PRODUCTS ROCKET AND SPACE TECHNOLOGY D. I. Климов, T. T. Мамедов JSC “Russian Corporation of Rocket and Space Instrumentation and Information Systems” 53, Aviamotornaya Str., Moscow, 111250, Russian Federation E-mail: [email protected]

The video control system for rocket and space technology products is considered. The main purpose of the video control system is to control the most important processes that accompany the movement of rocket and space technology products. Formulated the concept of videotelemetry for remote measurement of telemetric parameters by the cameras. Keywords: videocontrol, video information, videotelemetry, temperature, pyrometry, spectral ranges. Введение. В настоящее время появление работ по созданию систем видеоконтроля изделий ракетно-космической техники вызвано известным фактом о более достоверном канале информации – зрении (зрение человека дает 95 % информации об окружающих объектах), поэтому включение в систему контроля видеоинформации значительно повышает достоверность информации от существующих средств телеметрирования объектов для отслеживания их штатного функционирования, а также для оперативного и однозначного выявления причин нештатных и аварийных ситуаций, возникающих в процессе полёта изделий ракетнокосмической техники. Кроме того, системы видеоконтроля в отдельных случаях помогают устранить причины нештатных ситуаций, а также повышают достоверность контроля при наземной экспериментальной отработке изделий. Основной целью создания системы видеоконтроля для космических аппаратов и средств выведения является контроль наиболее важных процессов, сопровождающих движение изделий РКТ, а именно: – разделение составных частей космического объекта; – раскрытие конструкций (солнечных батарей, антенн, и т.п.); – маневрирование. 27

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Автономная система видеоконтроля (АСВК). АСВК состоит из видеокамер, формирователя цифрового потока, осуществляющего упаковку цифровой информации в транспортный кадр с применением помехоустойчивого кодирования в соответствии с рекомендациями CCSDS; предающего устройства, осуществляющего модуляцию сигнала, его усиление и передачу на антенно-фидерное устройство. Опционально в состав системы может входить автономный блок питания – аккумулятор ёмкостью 3 А/ч. Для того чтобы система видеоконтроля работала автономно, предлагается в качестве источника питания использовать аккумулятор. Так, при непрерывной работе в течение часа, системе, потребляющей не более 100 Вт с напряжением питания 24–34 В, требуется аккумулятор ёмкостью 3 А/ч. Термо-видеотелеметрическая система. Видеоконтроль не является измерительным процессом, что в отдельных случаях является значительным недостатком. По данной причине предлагается осуществлять измерение воздействия внешних факторов на промышленное изделие удалённым бесконтактным методом с помощью видеокамер – видеотелеметрией. Видеотелеметрия – это измерение, удалённым бесконтактным методом посредством видеокамер, значений параметров (уровней воздействия внешних факторов на промышленное изделие), которое заключается в преобразовании видеоизображения в измерительные сигналы с последующим отображением информации о значениях исследуемых параметров [1; 2]. Основным внешним воздействующим фактором, влияющим на параметры конструкционных материалов, является температура – скалярная физическая величина, примерно характеризующая приходящуюся на одну степень свободы средней кинетической энергии частиц макроскопической системы, находящейся в состоянии термодинамического равновесия [3]. Термо-видеотелеметрия – это способ измерения температуры промышленных изделий при помощи видеокамер с последующей обработкой информации. Так контроль термообстановки объектов при отделении ступеней обеспечит отслеживание возникающих процессов нарушения герметичности или перегрева термонагруженных областей объекта наблюдения, а использование системы видеоконтроля, с преобразованием её в термо-видеотелеметрическую систему, позволит контролировать нарушения термозащиты и механических повреждений конструкции. Предлагаемая к разработке система обеспечит: – видеоконтроль наиболее важных процессов, сопровождающих движение изделий ракетно-космической техники, – видеоконтроль термообстановки термонагруженных элементов изделий ракетнокосмической техники, – измерение температуры термонагруженных областей удалённым бесконтактным методом в широком диапазоне, которое сложно осуществить температурными датчиками, Суть этого способа состоит в получении информации о температуре и её распределении по поверхности объекта наблюдения посредством видеокамер, в которых при помощи фоторегистрирующих приборов видеоизображение преобразуют в цифровой сигнал [4]. После обработки видеоинформации (в диапазоне от инфракрасного до ультрафиолетового излучения) пирометрическим методом осуществляется вычисление интегрального значения температуры в рассматриваемых контролируемых зонах по цветовому спектру [5] или яркости, способом, основанным на законе Планка и принципах спектральной и яркостной пирометрии [6]. Для измерения температуры энергонагруженных областей промышленных изделий требуется выбрать температурный диапазон 500…3000 К [5]. Однако в зонах с повышенной радиацией под действием ионизирующего потока спектральные составляющие теплового излучения материалов могут излучать и в видимой и даже в ультрафиолетовой области. Различные материалы (например, металлы) в зависимости от химических свойств и строения 28

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

атома имеют собственный спектр излучения и он может находиться в различных частях рассматриваемых диапазонов. К тому же с ростом температуры спектральная плотность излучения смещается от инфракрасного диапазона в сторону ультрафиолетового. По этой причине, для большей достоверности и оперативности контроля термообстановки, предлагается поднять максимально возможную отслеживаемую температуру до 9500 К и тем самым использовать спектральный диапазон от 0,3 до 5,3 мкм [7; 8]. Библиографические ссылки 1. Климов Д. И. Видеотелеметрический контроль промышленных изделий // Ракетнокосмическое приборостроение и информационные системы. 2016. Т. 5, вып. 2. С. 76–83. 2. Климов Д. И. Измерение физических величин, характеризующих факторы воздействия на промышленные изделия, удалённым бесконтактным методом // Радиотехника. 2018. № 2. С. 80–84. 3. Савельев И. В. Курс общей физики. М. : Наука, 1979. Т. 3. 537 с. 4. Климов Д. И., Благодырёв В. А. Использование инфракрасного и ультрафиолетового диапазонов для отслеживания температурных параметров КА и РН // Радиотехника. 2012. № 12. C. 22–26. 5. Таблицы физических величин под редакцией академика И. К. Кикоина. М. : Атомиздат, 1976. 1009 с. 6. Госсорг Ж. Инфракрасная термография. Основы, техника, применение. М. : Мир, 1988. 416 с. 7. Климов Д. И., Благодырёв В. А. Термовидеосистема для установки на космические аппараты и ракеты-носители // Ракетно-космическое приборостроение и информационные системы. 2016. Т. 3, вып. 3. С. 89–98. 8. Климов Д. И., Благодырёв В. А. Оценка возможности использования существующих объективов для проецирования видеоизображения на фоторегистрирующие приборы // Радиотехника. 2015. Т. 16, № 8. С. 63–71. © Климов Д. И., Мамедов Т. Т., 2018

29

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 18.069 РАЗРАБОТКА МЕТОДИЧЕСКИХ ОСНОВ ФИЗИЧЕСКОЙ ПОДГОТОВКИ НЕПРОФЕССИОНАЛЬНЫХ КОСМОНАВТОВ К ВОЗДЕЙСТВИЮ НЕГАТИВНЫХ ФАКТОРОВ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА А. А. Ковинский Научно-исследовательский испытательный Центр подготовки космонавтов имени Ю. А. Гагарина Российская Федерация, 141160, Московская область, Звездный городок E-mail: [email protected]

Формирование научно обоснованных методических основ физической подготовки непрофессиональных космонавтов (в рамках космического туризма и перспективных пилотируемых космических программ) для обеспечения безопасного выполнения космического полёта и повышения его эффективности на основе опыта подготовки экипажей МКС и с учетом подготовки специалистов других экстремальных видов деятельности (летчики, пожарные и пр.). Ключевые слова: космос, туризм, непрофессиональные космонавты, космический туризм, Россия, космонавты, МКС, космические аппараты, космический турист, физическая подготовка. DEVELOPMENT OF METHODICAL BASES OF PHYSICAL TRAINING OF NON-PROFESSIONAL COSMONAUTS TO THE IMPACT OF NEGATIVE FACTORS OF SPACE FLIGHT A. A. Kovinsky Yu. A. Gagarin Research & Test Cosmonaut Training Center Star City, Moscow Region, 141160, Russian Federation E-mail: [email protected]

Formation of scientifically sound methodological bases for physical training of nonprofessional cosmonauts (in the framework of space tourism and advanced manned space programs) to ensure the safe performance of spaceflight and improve its efficiency on the basis of the experience of training the ISS crews and taking into account the training of specialists in other extreme activities (pilots, firemen and etc.). Keywords: space, tourism, non-professional cosmonauts, space tourism, Russia, cosmonauts, ISS, space vehicles, space tourist, physical training. За 15 лет пилотируемых полетов на Международной космической станции (МКС) десятью непрофессиональными космонавтами – участниками космических полетов выполнено одиннадцать полетов на российских пилотируемых космических аппаратах (ПКА). В мировой практике развитие космического туризма представлено проектами пилотируемых кораблей нового поколения. Таким образом, через несколько лет космический туризм будет популярной отраслью в мире, но для того чтобы совершить космический полет нужно обладать определенным запасом «прочности», то есть организм должен быть физически подготовлен к перегрузам, невесомости и другим факторам [5]. Опыт подготовки непрофессиональных космонавтов есть только у России для кратковременных полетов на РС МКС, программы подготовки «непрофессионалов» построены на основе программ подготовки профессиональных космонавтов [4]. 30

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Таким образом, актуальность исследований обусловлена:  появлением в мировой практике пилотируемой космонавтики космического туризма, созданием перспективных, в том числе и частных ПКА, созданием в мире различных пилотируемых коммерческих программ;  появлением в разных странах непрофессиональных космонавтов (космических туристов), возраст которых колеблется от 20 до 65 лет, которые должны быть подготовлены к различной культурно-познавательной, научной и другой деятельности, самое главное, обеспечению безопасности жизнедеятельности, противодействию неблагоприятных факторов космического полета и возможным его последствиям;  отсутствием в настоящее время требований к физическому состоянию и, в частности, к физической подготовленности непрофессиональных космонавтов к полету на различных перспективных ПКА;  отсутствием научно обоснованного содержания и методики физической подготовки непрофессиональных космонавтов для различных перспективных пилотируемых космических аппаратов на предполетном этапе для обеспечения безопасного выполнения космического полёта и повышения его эффективности. В связи с этим, целью исследования является разработка методики общей и специальной физической подготовки непрофессиональных космонавтов на этапе предполетной подготовки для перспективных пилотируемых космических аппаратов. Анализ и обобщение литературных данных космического туризма свидетельствует, что в мировой практике развитие космического туризма представлены проекты пилотируемых кораблей нового поколения: пилотируемый корабль нового поколения «Федерация» (Россия), многофункциональный пилотируемый корабль «Orion» (США), частные космические корабли. Особое внимание уделено проектам суборбитальных кораблей [1–3]. В целом, по результатам исследований определено:  у космического туриста в первую очередь должна быть заинтересованность, мотивированность к полету, то есть нужно больше популяризировать и развивать космический туризм, но на данный момент о полетах, подготовке и других аспектах знают не многие. Разработана и представлена схема «Предполагаемые направления развития космического туризма в мире»;  во время физической подготовки на предполетном этапе нужно в первую очередь поддерживать и развивать физические качества, способности такие как: статическая выносливость; двигательно-координационные способности, ловкость (сохранить равновесие; способность выполнять точные движения, в том числе дифференцировать усилия; умение расслабляться, экономично выполнять движения, преодолевать мышечную напряжённость).  все остальные физические качества, способности тоже нужно поддерживать и развивать на должном для «отличного» физического состояния уровня, так как без специальной и общей физической подготовки личности невозможно адаптироваться к космическим перегрузкам, невесомости, чувству тяжести и многим другим факторам, а если брать долгосрочный полет более 30 суток, то нужно каждый день на космической станции выполнять комплекс физических упражнений, что было подтверждено опросом и доказано опытом полетов космонавтов в космос. Новизна полученных результатов заключается в следующем: – определены наиболее важные психофизические качества непрофессиональных космонавтов и требования-ориентиры физической подготовленности, необходимые для качественного и безопасного выполнения полета непрофессиональных космонавтов; – разработаны методические основы физической подготовки непрофессиональных космонавтов к выполнению космического полета на различных ПКА; – определены основные методические условия физической подготовки, способствующие эффективному и безопасному выполнению космического полета; – разработана и экспериментально апробирована методика общей и специальной физической подготовки; 31

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

– охарактеризованы основные организационно-методические компоненты модели процесса физической подготовки непрофессиональных космонавтов к полету, создана программа физической подготовки непрофессиональных космонавтов к выполнению космического полета на различных типах ПКА. Основные направления дальнейшего использования предполагаемых результатов. Результаты могут быть использованы и при подготовке непрофессиональных космонавтов в России, США, странах ЕС и пр. для экипажей перспективных и коммерческих космических кораблей, экипажей кораблей суборбитальных полетов. Значение полученных результатов для практики заключается в том, что они формируют научно-обоснованный подход к разработке методических основ физической подготовки непрофессиональных космонавтов к выполнению полета, дают практически реализуемые решения по повышению их физического состояния и обеспечения безопасности космического полета. Результаты исследования нашли непосредственное применение при проведении подготовки экипажей МКС на базе НИИ ЦПК имени Ю. А. Гагарина, где работает автор. Полученные результаты уже используются для разработки программ физической подготовки в рамках «наземного космического туризма» на базе российского молодежного Космоцентра в НИИ ЦПК имени Ю. А. Гагарина (международные программы, профориентация молодежи и т. д.), региональных центров аэрокосмического обучения школьников (г. Казань, Звездный городок). Полученные на основе исследований методические основы физической подготовки НпК на предполетном этапе к выполнению космического полёта относятся к перечню критических технологий (Раздел 3. Науки о жизни, пункт 3.1.2. дефис 4 «Технологии разработки систем информационного обеспечения, методов и средств повышения эффективности процессов отбора и подготовки космонавтов, их деятельности на борту пилотируемых космических средств»), разрабатываемых в целях выполнения плана мероприятий по научнотехнологическому развитию и технологической модернизации экономики Российской Федерации (утверждены Указом Президента Российской Федерации от 7 июля 2011 г. № 899). Библиографические ссылки 1. Космонавтика XXI века. Попытка прогноза развития до 2101 года / под ред. акад. РАН Б. Е. Чертока. М. : РТСофт, 2010. 846 с. 2. Ломоносов М., Крошнин С. Состояние и тенденции космического туризма // Туризм и рекреация: фундаментальные и прикладные исследования : тр. VII Междунар. науч.-практ. конф. Санкт-Петербург : Д.А.Р.К., 2012. 310 c. 3. Лончаков Ю. В. Центр подготовки космонавтов на пути инновационного развития (к 55-летию НИИ ЦПК имени Ю. А. Гагарина) // Пилотируемые полеты в космос. 2015. № 1 (14). г. Звездный городок. ISSN 2226-7298. 4. Крючков Б. И., Курицын А. А., Харламов М. М. Особенности подготовки непрофессиональных космонавтов к полетам на МКС // Пилотируемые полеты в космос. 2015. № 2 (15). г. Звездный городок. ISSN 2226-7298. 5. Kryuchkov B., Kuritsyn A., Kovinsky A. Training space tourists to fly the ISS // Room. The Space Journal. 2015. No. 2 (4). London, Great Britain. © Ковинский А. А., 2018

32

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 621.822.175 ВЛИЯНИЕ ЭФФЕКТА ПРОСКАЛЬЗЫВАНИЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ОПОР А. О. Кузнецов, Р. С. Пальков Филиал ФГУП «Научно производственный центр автоматики и приборостроения имени Н. А. Пилюгина» – Производственное объединение «Корпус» Российская Федерация, 410019, г. Саратов, ул. Осипова, 1 Е-mail: [email protected]

Показано влияние эффекта проскальзывания, возникающего в смазочном слое газодинамической опоры, на ее несущую способность. Получено уравнение для давлений в газовом слое с учетом эффекта проскальзывания, уравнение для момента трения с учетом эффекта проскальзывания, а также уравнение для расхода смазки. Ключевые слова: газодинамическая опора, теория узких канавок, эффект проскальзывания. INFLUENCE OF THE SILENT EFFECT ON THE CHARACTERISTICS OF GAS-DYNAMIC SADDLE A. O. Kuznetsov, R. S. Palkov Branch of the Federal State Unitary Enterprise “Academician Pilyugin Scientific-production Center of Automatics and Instrument-making” – Production Association “Korpus” Е-mail: [email protected]

In this paper, we show the effect of the slipping effect that appears in the lubricating layer of the gas-dynamic saddle on its load-bearing capacity. An equation is obtained for the pressures in the gas layer with allowance for the slipping effect, equation for the moment of friction with allowance for the slipping effect, as well as the equation for the lubricant consumption. Keywords: gas-dynamic saddle, narrow groove theory, slipping effect. Газодинамические опоры (ГДО) нашли свое применение в динамически настраиваемых гироскопах (ДНГ), которые применяют в системах управления космическими аппаратами в режиме датчика угловой скорости. Ресурс работы газовых опор практически неограничен. При работе подшипниковых узлов на газовой смазке отсутствует взаимное касание рабочих поверхностей в установившемся режиме, поэтому опору с газовой смазкой считают практически лишенной износа. В основном износ ГДО происходит в процессе запусков и остановок ДНГ из-за действия сил сухого трения. Чем выше несущая способность опоры, тем короче время действия сил сухого трения. Таким образом, несущая способность необходима для обеспечения ресурса в части запусков/ остановок прибора с ГДО. Для обеспечения осевой несущей способности на неподвижных внутренних полусферах в обоих подшипниках нанесен профиль в виде спиральных микроканавок. Обеспечить высокую несущую способность опоры невозможно без рассмотрения процессов, происходящих в самой опоре. Проскальзывание в смазочном слое может приводить к уменьшению осевой несущей способности опоры. Таким образом, учет эффекта проскальзывания является важной задачей при проектировании ГДО. Опишем исследуемую систему. Введем декартову систему OXYZ (см. рисунок), с началом в точке O – середине отрезка O1O2 , соединяющего центры внутренних полусфер. 33

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Для каждого из подшипников введем свои локальные сферические и декартову систему координат (рис. 1), начала которых поместим в точки O1 и O2 . При этом оси O1Z1 и O2 Z 2 совместим с осью OZ , а OX 1 , OX 2 и OY1 , OY2 проведем параллельно OX и OY так, как это показано на рис. 1. Локальные сферические системы координат связаны с декартовыми.

Системы координат

Профильные зоны имеют вид поясов, расположенных в областях 1    2 для подшипника 2 и   2      1 для подшипника 1. При   0 и     0 подшипники имеют полюсные отверстия, на линии которых, также как и на границах, примыкающих к экватору (   2 и     2 ), давление равно давлению окружающей среды. Спиральные канавки ориентированы таким образом, чтобы нагнетание смазывающего газа происходило от экватора к полюсу. Распределение давления газа в смазочном слое описывается уравнением Рейнольдса, которое в сферических координатах записывается в виде      1 3    h  2 sin  h    sin h3   0,    sin       

(1)

здесь  – квадрат давления p ; отнесенного к pa – давлению окружающей среды; h – ширина смазочного слоя, отнесенная к C0 – разности радиусов внутренней и внешней полусфер. Безразмерный комплекс  – число сжимаемости. Для расчета опор со спиральными канавками при достаточно большом их числе можно использовать теорию узких канавок [1]. Запишем уравнение теории узких канавок в сферической систем координат:       a  p    b  2 sin c     e sin   d  2 sin 2 f    0,    sin          где коэффициенты a, b, c, d , e, f определяются геометрией канавок. 34

(2)

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Известно, что распределение давления в газовом слое описывается уравнением Рейнольдса, которое получается из уравнений Навье–Стокса при классических допущениях газовой смазки, где в качестве граничных условий используется условие прилипания [2]. Если средняя длина свободного пробега молекул газа  становится сравнимой с толщиной газовой пленки Co , то в газе начинают появляться корпускулярные свойства. Учет молекулярных процессов в газовом слое может быть осуществлен заменой граничных условий прилипания на стенке специфическими условиями проскальзывания первого и второго порядка [3]. Уравнение Рейнольдса в сферической системе координат с учетом эффекта проскальзывания примет вид q  hp  sin q      sin  ,   t

(3)

где q , q определяются соотношениями: q  G

p , 

q  

G p  hp sin , sin  

при этом для кратности записи введено обозначение G  h3 p  6 Knh 2 . Масштабы переменных те же, что были введены ранее при записи уравнения (1). Предполагая число канавок достаточно большим, будем искать решения уравнения (3) в виде ряда по степеням малого параметра  – периода повторения канавок 

p    i pi  , ,  ,

(4)

i 0

где pi – неизвестные функции, зависящие от переменных ,  (обычно называемых макроскопическими) и  (микроскопическая переменная). Для учета влияния микроскопической структуры геометрии смазочного слоя введена новая переменная  . Конечное уравнение теории узких канавок с учетом эффекта проскальзывания имеет вид

p p hp0    A p0    .   sin E 0  B 0  F sin 2 p0     C sin p0   sin      t    sin    A  G0 cos 2  

1 G01

sin 2 ,

E  G0 sin 2  

1 G01

cos 2 ,

  hG 1  1   sin  cos , F    h  0  sin  cos , B    G0    G01  G01    C  h cos 2  

hG01 G01

sin 2 ,

(5)

(6)

G0  h3 p0  6 Knh 2 .

Формула для момента трения (7) и формула для расхода смазки с учетом эффекта проскальзывания (8) имеют вид  2  cos3 2  cos3 0 (7) Mz    cos 0  cos 2  ,  3 1  2 Kn   3  2

Q 



  E 0

p0  B p0   F sin   sin d ,  sin   

(8)

коэффициенты B, E , F определены ранее при записи уравнения (5). 35

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Для вычисления размерного расхода следует его безразмерную величину умножить на комплекс C03 pa2 / 12R0T  , в котором из вновь введенных величин фигурируют газовая постоянная R0 и температура газа в окружающей среде T . Результаты работы могут быть использованы в инженерных расчетах, математическом моделировании, при разработке ГДО, что позволит снизить количество дорогостоящих экспериментальных исследований путем замены части из них расчетами. Библиографические ссылки

1. Элрод. Теория тонкого смазочного слоя для ньютоновской жидкости на поверхностях с бороздчатыми шероховатостями или канавками // Проблемы трения и смазки. 1973. № 4. 2. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. М. : Наука, 1978. 736 с. 3. Слезкин Н. А. Уравнение Рейнольдса для течения газовой смазки с учетом скольжения первого и второго порядка // Вестник Моск. ун-та (Сер. 1. Математика и механика). 1981. № 6. С. 95–99. © Кузнецов А. О., Пальков Р. С., 2018

36

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 621.382, 621.396, 004.052 РАЗРАБОТКА ПУТЕЙ ПОВЫШЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ НАЗНАЧЕНИЯ И НАДЕЖНОСТИ СИСТЕМ РЧИД С ПАССИВНЫМИ МЕТКАМИ ДЛЯ СЧИТЫВАНИЯ ДАННЫХ БЕЗАККУМУЛЯТОРНЫХ ИМПЛАНТАТОВ*

М. О. Макеев, В. Ю. Синякин, С. А. Мешков, Ю. А. Иванов Московский государственный технический университет им. Н. Э. Баумана, Российская Федерация, 105005, г. Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1 E-mail: [email protected]

Рассмотрены задачи повышения эффективности и надежности систем электропитания имплантируемого биосенсора и передачи данных между биосенсором и внешними устройствами. Решение поставленных задач предлагается осуществить за счет использования технологии радиочастотной идентификации с пассивными метками и применения в составе системы электропитания пассивной метки биосенсора резонансно-туннельных диодов на основе A3B5 наноразмерных полупроводниковых гетероструктур. Представлена математическая модель надёжности AlAs/GaAs резонансно-туннельных диодов. Ключевые слова: система радиочастотной идентификации, резонансно-туннельный диод, показатель назначения, надёжность, система электропитания, пассивная метка, AlAs/GaAs гетероструктура, биосенсор. DEVELOPMENT OF WAYS TO IMPROVE PURPOSE INDICATORS AND RELIABILITY OF RFID SYSTEMS WITH PASSIVE TAGS FOR READING DATA OF BATTERYLESS IMPLANTS

M. O. Makeev, V. Yu. Sinyakin, S. A. Meshkov, Yu. A. Ivanov Bauman Moscow State Technical University 5, Baumanskaya 2-ya Str., Moscow, 105005, Russian Federation E-mail: [email protected]

The problems of increasing the efficiency and reliability of the power supply systems of the implantable biosensor and the transfer of data between the biosensor and external devices are considered. The tasks are proposed to be solved by means of the application of radio frequency identification technology with passive tags and the use of resonant tunneling diodes based on A3B5 nanoscale semiconductor heterostructures as a part of the biosensor passive tag power supply system. A mathematical model of the reliability of AlAs/GaAs resonant tunneling diodes is presented. Keywords: radio frequency identification, resonant tunneling diode, purpose indicator, reliability, power supply system, passive tag, AlAs/GaAs heterostructure, biosensor. Удаленная или телемедицина является важным направлением развития системы здравоохранения во всем мире. Данная концепция подразумевает использование информационных и телекоммуникационных технологий для удаленной консультации и оказания плановой или неотложной помощи, в том числе в труднодоступных и изолированных районах; дистанционной передачи данных диагностических исследований; удаленной работы узких специа*

Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 16-3760067 мол_а_дк.

37

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

листов и решения кадровых проблем; индивидуальной или домашней телемедицины и т. д. Первые шаги телемедицина в России сделала во время первых полетов космонавтов. На текущий момент развитие телемедицины является крайне актуальным, в частности, космическая телемедицина необходима для медицинского обеспечения космических полетов. При выполнении пилотируемых космических полетов необходимо постоянно контролировать состояние организма космонавтов. Эта задача может быть решена с применением имплантируемых датчиков. Одной из проблем при использовании имплантируемых датчиков и устройств является обеспечение их электропитанием. Решением может быть технология радиочастотной идентификации (РЧИД) с пассивными метками. Применение новой нанотехнологичной элементной базы, а именно резонанснотуннельных диодов (РТД) на основе многослойных наноразмерных полупроводниковых А3В5 гетероструктур с ВАХ, оптимизированной для преобразования ВЧ сигнала в постоянный ток, позволит повысить эффективность систем электропитания пассивных меток РЧИД. Перспективность РТД для современной радиоэлектроники обусловлена следующими обстоятельствами: – предельная частота, на которой работает РТД, простирается вплоть до единиц ТГц [1-4], что делает РТД перспективным прибором СВЧ, КВЧ и ГВЧ электроники; – РТД функционирует в нужном для технических приложений диапазоне температур и других внешних воздействий; – технологии и оборудование для производства РТД существуют на российских предприятиях, производящих устройства гетероструктурной электроники; – изменяя параметры слоёв гетероструктуры (толщину, химический состав), можно управлять формой вольтамперной характеристики (ВАХ) и создавать диод с оптимальной для конкретного вида нелинейного преобразования формой ВАХ [5–8]. Набор возможных нелинейных преобразований с применением РТД очень широк: генерация радиосигналов, частотная модуляция, смешивание радиосигналов, амплитудное детектирование, выпрямление, генерация сетки частотных меток и др. При этом одной из актуальных проблем инвазивной биосенсорики является обеспечение надежности биосенсора, в особенности в условиях работы при воздействии факторов космического пространства. Соответственно встаёт вопрос о надёжности РТД. РТД содержит резонансно-туннельную структуру (РТС) (набор слоев AlAs/GaAs), приконтактные области (слои Si-легированного GaAs) и омические контакты. Форма ВАХ РТД определяется структурой РТС, сопротивлением приконтактной области полупроводника Rn-n+, сопротивлением RС омического контакта. РТС состоит из слоев толщиной до нескольких атомарных слоев, чем обусловлена высокая чувствительность ВАХ РТД к изменению ее параметров. Деградационные процессы – межслойная диффузия Al в РТС и Si в приконтактных областях – приводят к изменению формы потенциальных барьеров и ямы и, как следствие, к изменению условий токопереноса в структуре и изменению формы ВАХ, диффузионное размытие омических контактов приводит к увеличению контактного сопротивления и смещению ВАХ. Эти процессы приводят к изменению ВАХ РТД и ухудшению выходных электрических характеристик выпрямителя. Исходя из этого, модель надёжности РТД состоит: – из математической модели деградации РТС и приконтактных областей; – математической модели токопереноса в РТС; – математической модели деградации омических контактов. Математическая модель деградации РТС и приконтактных областей основывается на законах Фика. Коэффициенты диффузии Al и Si в GaAs определяются по формуле [9] DAl,Si (n)  D0

  Ea     e kT 

3

n   ,  ni 

где D0 – предэкспоненциальный множитель; Ea – энергия активации, эВ. 38

(1)

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Математическая модель деградации омических контактов позволяет получить кинетику контактного сопротивления РТД в зависимости от времени и температуры и описывается в общем виде следующим выражением [10]:  E C  C 0    exp   a  2kT

  t, 

(2)

где ρС0 – удельное контактное сопротивление в начальный момент времени (сразу после изготовления), Ом·см2; χ – коэффициент, зависящий от конструкции и технологии изготовления омических контактов, (Ом·см2)/с½; Ea – энергия активации деградационных явлений омических контактов, эВ; k – постоянная Больцмана (k = 8,617 10−5 эВ·К−1). Для расчёта ВАХ РТС применяется математическая модель токопереноса, основанная на формуле Цу-Есаки: 

J ( E , U )  C  EF  F ( E , U )  T ( E , U )dE ,

(3)

0

где J – плотность тока поперек слоев, А/см2; U – напряжение, приложенное к исследуемой структуре, В; С – постоянная, равная 2·109 A/(см2·эВ2); E – кинетическая энергия движения электронов в зоне проводимости поперек слоев РТС, эВ; EF – уровень Ферми, эВ; F(E, U) – подынтегральная функция Ферми, характеризующая энергетическую плотность распределения электронов; T(E, U) – прозрачность гетероструктуры. Библиографические ссылки

1. Mizuta H., Tanoue T. High-speed and functional applications of resonant tunnelling diodes. In The Physics and Applications of Resonant Tunnelling Diodes. Cambridge university press, 2006. Р. 133–177. 2. Fundamental oscillation of resonant tunneling diodes above 1 THz at room temperature / S. Suzuki et al. // Appl. Phys. Lett. 2010. Vol. 97, I. 24. 242102. 3. Resonant-tunnelling-diode oscillators operating at frequencies above 1.1 THz / M. Feiginov et al. // Applied Physics Letters. 2011. Vol. 99. 233506. 4. Oscillation up to 1.92 THz in resonant tunneling diode by reduced conduction loss / T. Maekawa et al. // Applied Physics Express. 2016. Vol. 9, I. 2. 024101 5. Subharmonic mixer with improved intermodulation characteristics based on a resonant tunnel diode / Y. A. Ivanov et al. // Journal of Communications Technology and Electronics. 2010. Vol. 55. Nо. 8. P. 921–927. 6. Повышение показателей качества радиоэлектронных систем нового поколения за счет применения резонансно-туннельных нанодиодов / Ю. А. Иванов [и др.] // Наноинженения. 2011. Nо. 1. С. 34–44. 7. Prospects for Application of Radio-Frequency Identification Technology with Passive Tags in Invasive Biosensor Systems / A. G. Gudkov et al. // Biomedical Engineering. 2015. Vol. 49. No. 2. P. 98–101. 8. Sinyakin V. Yu., Makeev M. O., Meshkov S. A. RTD application in low power UHF rectifiers // J. Phys.: Conf. Ser. 2016. Vol. 741, I. 1. 012160. Doi: 10.1088/1742-6596/741/1/012160. 9. Makeev M. O., Ivanov Y. A., Meshkov S. A.. Assessment of the resistance to diffusion destruction of AlAs/GaAs nanoscale resonant-tunneling heterostructures by IR spectral ellipsometry // Semiconductors. 2016. Vol. 50, No. 1. P. 83–88. 10. Makeev M. O., Meshkov S. A. Study of degradation processes kinetics in ohmic contacts of resonant tunneling diodes based on nanoscale AlAs/GaAs heterostructures under influence of temperature // AIP Conference Proceedings. 2017. Vol. 1858. 020001. © Макеев М. О., Синякин В. Ю., Мешков С. А., Иванов Ю. А., 2018 39

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 629.78.018:537 ОБЕСПЕЧЕНИЕ КОНТРОЛЯ УРОВНЕЙ ПОМЕХОВЫХ ИМПУЛЬСОВ ВО ВРЕМЯ ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЙ БА НА ВОЗДЕЙСТВИЕ ЭСР

С. А. Мордовский АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Рассмотрены основные проблемы, возникающие во время проведения испытаний бортовой аппаратуры на стойкость к воздействию электростатического разряда. Представлено испытательное оборудование для регистрации помеховых высокочастотных сигналов, возникающих в процессе проведения испытаний бортовой аппаратуры на стойкость к воздействию электростатического разряда. Представлены результаты тестовых экспериментов по определению уровней наведенных помех от воздействия электростатических разрядов на кабельных сборках. Ключевые слова: космический аппарат, бортовая аппаратура, электростатический разряд, помеховые импульсы. ENSURING CONTROL OF LEVELS OF INTERFERING IMPULSES DURING CARRYING OUT TESTS OH FOR INFLUENCE ESR

S. A. Mordovsky JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

The main problems arising during tests of the onboard equipment for resistance to influence of the electrostatic category are considered. The test equipment for registration of the interfering high-frequency signals arising in the course of carrying out tests of the onboard equipment for resistance to influence of the electrostatic category is presented. Results of test experiments on determination of levels of the induced hindrances from influence of electrostatic discharges on cable assemblies are presented. Keywords: spacecraft, onboard equipment, electrostatic discharge, interfering impulses. Введение. На космический аппарат (КА) во время штатной эксплуатации воздействует обширный комплекс факторов космического пространства (ФКП): потоки электронов и ионов высокой энергии, холодная и горячая космическая плазма, солнечное электромагнитное излучение, твердые частицы и другие факторы [1]. В результате взаимодействия КА с окружающей его средой появляется разность потенциалов между различными элементами конструкции и как следствие возникновение электростатических разрядов (ЭСР) [2]. Воздействие электростатических разрядов на бортовую кабельную сеть (БКС) и бортовую аппаратуру (БА), образующихся при воздействии ФКП, может приводить к нестабильному функционированию бортовых систем, появлению сбоев, отказов и, в ряде случаев, к выходу из строя их элементов и устройств или потере самого аппарата [3]. С целью отработки и подтверждения стойкости БА к воздействию ЭСР предусмотрены автономные испытания БА при воздействии ЭСР. Испытания БА в целом включают в себя 40

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

воздействие эффектов электростатического разряда, имитирующих процессы, возникающие на КА в условиях возникновения ЭСР при натурной эксплуатации и воздействующие на оборудование, входные и выходные электрические цепи БА, электронные устройства бортовой аппаратуры. Для испытаний используется испытательное оборудование для генерации ЭСР (ГЭР). Требования по характеристикам наведенных высокочастотных помеховых импульсов от ЭСР для задания требований к БА в НТД (нормативно-техническая документация) отсутствуют. Контроль параметров высокочастотных помеховых импульсов от воздействия ЭСР и уровней их воздействия на оборудование во время испытаний не проводится. При проведении испытаний на стойкость к воздействию ЭСР, работоспособность БА оценивается по нарушению ее работы в процессе испытаний. Разработчик испытываемой БА при этом не имеет информации о конкретных уровнях воздействия разрядных процессов на аппаратуру и может только предполагать пути повышения стойкости аппаратуры к такому виду воздействия. Описание испытательного оборудования. Для решения описанной выше проблемы по техническому заданию (ТЗ) Новосибирским государственным университетом изготовлено испытательное оборудование для регистрации высокочастотных сигналов (ИО ПРВС). В дальнейшем оборудование было модернизировано и скомплектовано в рабочее место регистрации высокочастотных сигналов (РМ РВС). РМ РВС при проведении испытаний БА на стойкость к воздействию ЭСР обеспечивает: – имитацию воздействия ЭСР на БА; – регистрацию высокочастотных импульсных помеховых сигналов, наводимых в кабельной сети и в элементах БА во время имитации разрядных процессов при проведении испытаний на воздействие ЭСР; – сбор, обработку и хранение регистрируемых данных, визуализацию данных. С помощью РМ РВС проведены тестовые испытания по определению уровней помеховых импульсов в кабелях-типопредставителях (схема испытаний представлена на рис. 1). Целью данных испытаний являлось экспериментальное сравнение помеховых импульсов на выходных цепях кабельных сборок при воздействии на них ЭСР, а также проведение отработочных испытаний РМ РВС. В ходе проведения испытаний измерены длительность, максимальные амплитуды по току и напряжению помеховых импульсов на выходных электрических цепях кабельных сборок при воздействии воздушным разрядником, емкостной антенной и индуктивной антенной генератора ЭСР.

Рис. 1. Схема проведения испытаний кабелей при воздействии ЭСР 41

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Рис. 2. Схема распайки контактов кабельной сборки

Осциллограммы типичных помеховых импульсов, полученных в ходе проведения испытаний, представлены на рис. 3.

Рис. 3. Осциллограммы помеховых импульсов

Заключение. Проведение отработочных испытаний подтвердило верность основных подходов при разработке общей архитектуры РМ РВС, а именно: – необходимость электромагнитного экранирования измерительных блоков (корпус из стали с внутренним медным экраном); – отсутствие гальванической связи измерительных цепей и цепей электропитания (автономное электропитание); – управление прибором с помощью компьютерного интерфейса, не имеющего гальванической связи с цепями измерения (оптоэлектронный преобразователь с оптоэлектронным кабелем связи). 42

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что отработочные испытания РМ РВС по измерению наведенных помех в кабельных сборках в условиях воздействия ЭСР прошли успешно. В настоящее время разработана программа и методика для проведения испытаний БА на стойкость к воздействию ЭСР на РМ РВС, изготавливается дополнительная оснастка для возможности контроля наводимых помех в БКС во время проведения испытаний БА на стойкость к воздействию ЭСР. Использование РМ РВС на этапах КДИ, ПрИ БА для проведения испытаний на стойкость к воздействию ЭСР позволит получить подробную информацию об уровнях наведенных помех, путях проникновения и степени влияния разрядных процессов на БА. Полученные данные о параметрах помеховых импульсов, помогут разработать необходимые и достаточные методы и средства для обеспечения устойчивой работоспособности БА в условиях воздействия ЭСР, а также конкретизировать требования к БА по параметрам высокочастотных помеховых сигналов во входных и выходных цепях. Библиографические ссылки

1. ECSS-E-ST-20-06C, Космическое проектирование. Электризация космических аппаратов. Стандарт. Европейское космическое агентство, 2008. 2. Максимов И. А., Кочура С. Г. Исследование влияния факторов космического пространства и техногенных факторов на космические аппараты, разработка методов и средств защиты ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 182 с. 3. Новиков Л. С., Милев В. Н. Электризация космических аппаратов в магнитосферной плазме. Модель Космоса. 8-е изд. Т. 2, гл. 1.8. Воздействие космической среды на материалы и оборудование КА. М., 2007. © Мордовский С. А., 2018

43

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 535.3 КОЛЬЦЕВАЯ РЕТРОРЕФЛЕКТОРНАЯ СИСТЕМА

В. Д. Ненадович, А. Л. Соколов, В. В. Мурашкин АО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного приборостроения» Российская Федерация, 111024, г. Москва, ул. Авиамоторная, 53 Е-mail: [email protected] Ретрорефлекторные системы, которые устанавливаются на космических аппаратах, предназначены для высокоточного отражения лазерного излучения с целью измерения дальности. Кольцевая ретрорефлекторная система – это новое поколение систем с повышенными точностными и эксплуатационными характеристиками. Рассмотрены основные принципы, позволяющие увеличить точность измерения дальности, и характеристики данной системы. Ключевые слова: ретрорефлектор, уголковый отражатель, Глонасс, космический аппарат, КРС. RING RETROREFLECTOR SYSTEM

V. D. Nenadovich, A. L. Sokolov, V. V. Murashkin JSC “Research-and-Production Corporation “Precision Systems and Instruments” 53, Aviamotornaya Str., Moscow, 111024, Russian Federation Е-mail: [email protected] Retroreflector systems, which are installed on spacecraft, are designed for high-precision reflection of laser radiation in order to measure the range. The ring retroreflector system (RRS) is a new generation of that type of systems with improved precision and performance. The basic principles to increase the accuracy of the distance measurement and the characteristics of the system are shown. Keywords: Retroreflector, CCR, Glonass, Spacecraft, RRS, laser. Российские ретрорефлекторные системы применяются на всех космических аппаратах (КА) «Глонасс» для измерения дальности и уверенно лоцируются станциями Российской и мировой сети лазерной дальнометрии. В стандартных ретрорефлекторных системах используются уголковые отражатели (УО) в количестве 123 штук без покрытия боковых граней. В этом случае диаграмма направленности отраженного излучения имеет вид семи лепестков, причем центральный является наиболее ярким. Из-за скоростной аберрации света только одно из семи пятен попадает в приемник отраженного лазерного излучения. Вследствие таких больших потерь энергии необходимо применять более сотни уголковых отражателей, которые занимают большую площадь на КА. При наклонном падении света отраженный от многих УО лазерный импульс удлиняется до 500–600 пс, что вызывает соответствующее СКО измерения дальности. Кольцевая ретрорефлекторная система (КРС) – принципиально новая разработка АО «НПК «СПП», которая с одной стороны многократно увеличивает энергетику лоцирования, а с другой стороны – точность измерения дальности до центра панели. КРС представляет собой систему из 36 УО, определенным образом развернутых друг относительно друга в плоскости панели и расположенных в виде кольца большого диаметра. 44

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

В данном случае используются УО увеличенного размера с двухлепестковой диаграммой направленности, получаемой за счет изменения, примерно, на 2 угловых секунды двухгранного угла с погрешностью 0,2 угловых секунды. Для исключения градиентов температуры и повышения энергопотенциала на боковые поверхности наносится специальное интерференционное покрытие. Двухлепестковая диаграмма направленности позволяет компенсировать (до 50 %) скоростную аберрацию, поскольку диаметр отражателя выбирается так, что центр одного из двух лепестков попадает на приемник (а не одного из семи, как в стандартных УО). В случае КРС координаты геометрического центра отражения определяются за счет измерения времени прихода фотонов от двух одинаково ориентированных УО, которые расположены на диаметрально противоположных сторонах кольцевой ретрорефлекторной системы. Поскольку в случае отражения от двух УО лазерный импульс не удлиняется, а получаются два разделенных по времени прихода на приемник импульса, тогда измерение дальности до центра КРС будет определяться как сумма дальностей до диаметрально противоположных УО, разделенная пополам. Кроме повышения энергетики и точности измерения дальности, КРС позволяет за счет уменьшения времени измерения дальности до КА «Глонасс» (до 50 с, в сравнении с 300 с, принятыми в мировой практике) в несколько раз повысить производительность сети квантово-оптических станций нового поколения, лазерный передатчик которых имеет длительность импульса от 30 до 50 пс и частоту повторения 1 кГц. Библиографические ссылки 1. Коротаев В. В., Панков Э. Д. Поляризационные свойства уголковых отражателей // Оптико-механическая промышленность. 1981. № 1. С. 9–12. 2. Arnold D. Method of calculating retroreflector-array transfer functions // Smithsonian Astrophysical Observatory Special Report. 1979. 382. 3. Садовников М. А., Соколов А. Л. Пространственная поляризационная структура излучения, формируемая уголковыми отражателями с неметаллизированными гранями // Оптика и спектроскопия. 2009. Т. 107, № 2. С. 213–218. 4. Садовников М. А., Соколов А. Л., Шаргородский В. Д. Анализ эквивалентной поверхности рассеяния уголковых отражателей с различным покрытием граней // Успехи современной радиоэлектроники. 2009. № 8. С. 55–62. 5. Arnold D. URL: http://ilrs.gsfc.nasa.gov/about/reports/other_publications.html (дата обращения: 18.02.2018). 6. Ищенко Е. Ф., Соколов А. Л. Поляризационная оптика. 2-е изд. М. : Физматлит, 2012. 454 с. 7. Соколов А. Л., Мурашкин В. В. Дифракционные поляризационно-оптические элементы с радиальной симметрией // Оптика и спектроскопия. 2011. Т. 111. С. 900–907. 8. Васильев В. П., Шаргородский В. Д. Прецизионная спутниковая лазерная дальнометрия на основе лазеров с высокой частотой повторения импульсов // Электромагнитные волны и электронные системы. 2007. № 7. С. 6–10. 9. Садовников М. А. Необходимые условия достижения субмиллиметровой точности измерений в спутниковой лазерной дальнометрии // Электромагнитные волны и электронные системы. 2009. № 12. С. 13–16. 10. Otsubo T., Appleby G. M., Gibbs P. Glonass laser ranging accuracy with satellite signature effect // Surveys in Geophysics. 2001. № 22. P. 509–516. 11. Соколов А. Л., Акентьев А. А., Ненадович В. Д. Космические ретрорефлекторные системы // Светотехника. 2017. № 4. С. 19–23.

© Ненадович В. Д., Соколов А. Л., Мурашкин В. В., 2018

45

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 612.766.1 НОРМАЛИЗАЦИЯ БИОМЕХАНИКИ ДВИЖЕНИЙ У КОСМОНАВТОВ ПОСЛЕ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РОБОТИЗИРОВАННЫХ СИСТЕМ

С. А. Родькина, М. Р. Макарова Московский научно-практический центр медицинской реабилитации, восстановительной и спортивной медицины Департамента здравоохранения г. Москвы Российская Федерация, 105120, г. Москва, Земляной вал, 53 E-mail: [email protected]

Проект терапевтической методики, включающий в себя усовершенствованный подход к проведению эксцентрических и концентрических тренировок с высокочувствительной сочетанной биологической обратной связью и одновременным анализом движений в ходе послеполетной реабилитации космонавтов. Ключевые слова: послеполетная реабилитация космонавтов, мультифакторные тренировки, функциональная электромиостимуляция, высокочувствительная сочетанная биологическая обратная связь, анализ движения. NORMALIZATION OF THE BIOMECHANICS OF COSMONAUTS MOVEMENTS AFTER SPACE FLIGHTS WITH USING ROBOTIC SYSTEMS

S. A. Rodkina, M. R. Makarova Moscow Centre for Research and Practice in Medical Rehabilitation, Restorative and Sports Medicine of Moscow Healthcare Department 53, Zemlyanoi Val Str., Moscow, 105120, Russian Federation E-mail: [email protected]

The project of the therapeutic technique includes an improved approach to conducting eccentric and concentric exercises with highly sensitive combined biofeedback and simultaneous movement analysis during post-flight rehabilitation of cosmonauts. Keywords: post-flight rehabilitation of cosmonauts, multifactorial workouts, electromyostimulation, highly sensitive combined biofeedback, movement analysis. Амбициозные космические проекты прогнозируют увеличение сроков нахождения человека вне Земли: колонизация Луны, продолжительные межпланетные перелёты [1]. Условия пониженной гравитации и микрогравитации приводят к специфическим физиологическим сдвигам. Эти изменения однотипны у всех физически подготовленных космонавтов и характеризуются снижением ортостатической устойчивости, кардиоваскулярными нарушениями, деминерализацией костей, мышечной атрофией (особенно мышц, противодействующих гравитации), вестибулярными и проприоцептивными расстройствами [2]. В космосе они носят адаптивный характер, однако по возвращении на Землю эти адаптации проявляются в виде функциональных нарушений, требующих восстановления. Послеполетная атаксия, нарушение проприоцепции, ухудшение координации, постуральная нестабильность в сочетании со структурными изменениями опорно-двигательного аппарата приводят к значительным нарушениям кинематики сложных движений туловища и конечностей. Многолетняя профессиональная деятельность космонавтов требует сокращения времени адаптации и быстрого переключения на полноценное функционирование организма в раз46

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

личных условиях Земли и космоса. Поэтому цель наземной предполетной тренировки и послеполетной реабилитации охватывает широкий круг задач по регуляции и оптимизации биомеханики движений, необходимых для жизнедеятельности в условиях Земли и последующих космических полетов. Физиологические изменения, возникающие в условиях микрогравитации, во многом аналогичны изменениям, наблюдаемым при гиподинамии у пациентов с длительным анамнезом, например, при заболеваниях сердечно-сосудистой и центральной нервной систем [3]. Для реабилитации и тренировок пациентов с двигательными нарушениями разработаны роботизированные системы с высокочувствительной сочетанной (визуальной и проприоцептивной) биологической обратной связью (БОС): «MotionMaker», «Allegro» (Швейцария) и др. Проприоцептивный компонент обратной связи каждого робота уникален (функциональная электромиостимуляция, пневматическая искусственная мышца) и подстраивается под естественное мышечное сокращение [4]. Успешность их применения связана с встроенными системами анализа движений опорно-двигательной системы. Модель предлагаемого проекта исследования включает три этапа: 1. На первом этапе были проведены клинические исследования эффективности роботизированных тренировок у пациентов с умеренно выраженными двигательными нарушениями центрального генеза после перенесенного ишемического инсульта, был разработан алгоритм подбора индивидуальных параметров тренировки, подобрана конфигурация оборудования. 2. На втором этапе будет проводиться исследование здоровых испытуемых (спортсменов-разрядников) и оцениваться воздействие роботизированных тренировок на ранее сформированные двигательные стереотипы. Будет дополнена конфигурация оборудования, определены точки приложения специальных компетенций, оценены объем и технология создания единого программного обеспечения проекта. 3. На третьем этапе будет продолжаться доработка конфигурации и программного обеспечения для формирования оптимальных протоколов целенаправленных тренировок космонавтов и решения поставленных задач. Описание выполненных работ 1 этапа. Нами было обследовано 12 больных в резидуальной стадии ишемического инсульта (не более 3 баллов по шкале Рэнкин). Степень пареза оценивали по шестибалльной шкале: у 11 пациентов парез мышц нижней конечности соответствовал 3 баллам, у 1 пациента отмечался парез стопы в 2 балла. Спастичность по шкале Ашфорта у всех пациентов не превышала 3 баллов. На роботизированном аппарате «MotionMaker» с проприоцептивной и визуальной БОС проводились тренировки «жима ногами» в эксцентрическом и концентрическом режимах сокращения сгибателей и разгибателей по 60 мин, 3 раза в неделю № 15. Упражнения выполнялись в трех вариантах: пассивно с функциональной электромиостимуляцией (ФЭС), активно с ФЭС и активно без ФЭС. Эффективность проводимого тренинга оценивали по динамике параметров вращательных моментов сил в суставах нижних конечностей, регистрация которых осуществлялась с помощью датчиков устройства. После курса тренировок показатели моментов мышц-сгибателей тазобедренного сустава у 10 пациентов устремились к норме, при этом у 7 пациентов также увеличилась сила сгибателей коленного сустава, произошло перераспределение взаимоотношений суставных движений в сгибательном паттерне нижних конечностей. Клинически это проявилось в уменьшении циркумдукции тазобедренного и рекурвации коленного суставов при ходьбе. Показатели моментов голеностопных суставов изменились разнонаправленно, что, вероятно, связано с дистальным расположением сустава и сложностью нервно-мышечной регуляции. Это явилось основанием для коррекции нагрузки и дополнительного контроля при дальнейшей проработке дистальных паттернов. Перераспределение суставных взаимоотношений в движениях после тренировок привело к улучшению клинических показателей и функции ходьбы у всех пациентов. Таким образом, текущий анализ биомеханических параметров в процессе тренировок позволил выявить нюансы ответных реакций у пациентов в резидуальной стадии инсульта на нагрузку и спланировать 47

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

дальнейший индивидуальный подход к двигательной реабилитации. Применение тренировок с высокочувствительной сочетанной ФЭС и БОС способствовало активному переобучению и формированию нового более физиологичного двигательного паттерна. Исследование показало, что такие мультифакторные тренировки сопровождаются улучшением биомеханики движений и активизацией процессов нейропластичности даже у больных с тяжелой органической патологией, сопровождающейся парезом, спастичностью, депрессией и относительно низким уровнем мотивации. Можно предположить, что упражнения с участием различных видов мышечных сокращений, вариабельной нагрузкой, ФЭС и высокочувствительной проприоцептивной и визуальной БОС будут эффективны и у здоровых космонавтов, имеющих только функциональные нарушения нервно-мышечного аппарата после полета. Точный количественный анализ особенностей биомеханики движений с помощью встроенных сенсоров позволяет в автоматическом режиме, без дополнительных временных затрат проводить первичную оценку двигательных нарушений, формировать индивидуальную реабилитационную или тренировочную программу, проводить динамический контроль, своевременно корректировать комплекс упражнений. При необходимости получения расширенных данных любая тренировочная роботизированная система может быть синхронизирована с внешними комплектами устройств анализа движений, включающих в себя беспроводные гониометры, акселерометры, магнитометры, ЭМГ, тензостельки и видеоанализ (например, портативная лаборатория Nоraxon). На основании вышеизложенного предлагается для исследований новый проект методики мультифакторной тренировки в сочетании с усовершенствованным детальным подходом к анализу биомеханики движений в рамках послеполетной реабилитации космонавтов с целью оптимизации двигательных паттернов и формирования быстрых физиологических адаптаций и реадаптаций. Библиографические ссылки

1. Федеральная космическая программа на 2016–2025 годы [Электронный ресурс] (утв. пост. Правительства РФ от 23 марта 2016 г. № 230). URL: https://www.roscosmos.ru/22347/ (дата обращения: 31.08.2018). 2. Корнилова Л. Н., Козловская И. Б. Нейросенсорные механизмы космического адаптационного синдрома // Физиология человека. 2003. Т. 29, № 5. С. 17–29. 3. Григорьев А. И., Козловская И. Б., Шенкман Б. С. Роль опорной афферентации в организации тонической мышечной системы // Российский физиологический журнал им. И. М. Сеченова. 2004. Т. 90, № 5. С. 508–521. 4. Flück M., Bosshard R., Lungarella M. Cardiovascular and muscular consequences of workmatched interval-type of concentric and eccentric pedaling exercise on a soft robot // Frontiers in Physiology. 2017. Vol. 8. P. 1–14. Doi: 10.3389/fphys.2017.00640. © Родькина С. А., Макарова М. Р., 2018

48

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

УДК 621.317.311 ДАТЧИК МАЛЫХ ТОКОВ ДЛЯ УСТРОЙСТВА НЕПРЕРЫВНОГО КОНТРОЛЯ СОПРОТИВЛЕНИЯ ИЗОЛЯЦИИ

Л. А. Самотик, Н. В. Штабель, Е. А. Мизрах Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: [email protected]

Разработан датчик малых токов на основе феррозондового магнитометра для измерения токов утечки в устройстве непрерывного контроля сопротивления изоляции системы электропитания космического аппарата. Также было проведено экспериментальное исследование опытного образца. Ключевые слова: феррозонд, датчик тока, сопротивление изоляции, преобразователь тока. LOW CURRENT SENSOR FOR INSULATION RESISTANCE CONTINUOUS MEASUREMENT DEVICE

L. A. Samotik, N. V. Shtabel, E. A. Mizrakh Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

Authors designed fluxgate low current sensor for spacecraft power supply insulation resistance continuous measurement device. Current sensor prototype was experimentally investigated. Keywords: fluxgate, current sensor, insulation resistance, current transducer. Разработанный датчик малых токов предназначен для использования в устройстве непрерывного контроля изоляции сетей постоянного тока (УКИЗ) [1]. Анализ макетного образца УКИЗ с применением серийно выпускаемых датчиков тока показал, что дальнейшее усовершенствование работы устройства не представляется возможным без улучшения характеристик датчика. Это связано с тем, что датчики малых токов, представленные на рынке, удовлетворяют требованиям УКИЗ не в полной мере. В частности, высокоточные датчики с абсолютной погрешностью в пределах десятков микроампер не обеспечивают достаточного быстродействия [2], а быстродействующие датчики обладают высокой погрешностью в области малых токов (до 5 мА) [3]. К разрабатываемому датчику были сформулированы следующие требования:  полоса пропускания от постоянного тока до 100 Гц;  время реакции на ступенчатое воздействие не более 30 мс;  диапазон измерения тока 0…10 мА, с погрешностью не более ±50 мкА;  измерение тока должно производиться бесконтактным способом, при этом через входное отверстие датчика должны проходить два проводника, поскольку он измеряет дифференциальный ток. Величина тока в силовых шинах может достигать 150 А (кратковременно до 200 А). 49

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Для выбора принципа работы датчика были проанализированы основные технические решения для бесконтактного измерения малых токов [4]. В таблице представлены характеристики методов измерения тока наиболее подходящих к представленным требованиям. Наиболее полно сформулированным требованиям удовлетворяет датчик тока на основе феррозондового магнитометра. К главному достоинству таких датчиков тока относится малое смещение нуля, которое обусловлено тем, что датчик постоянно перемагничивается, что исключает магнитное смещение. Также благодаря постоянному перемагничиванию датчик устойчив к насыщению сердечника. Феррозондовым датчикам тока свойственна высокая чувствительность, позволяющая измерять токи величиной до единиц микроампер.

Преобразователь на основе эффекта Холла (прямого усиления/ с компенсацией) Феррозондовые преобразователи АМР (анизотропные магниторезистивные датчики) Без магнитопровода и компенсации (ГМР, АМР, Холла) Оптоволоконные датчики тока

кГц

Да

0,5–5

50–1000

Да

мА–кА

кГц кГц

Да Да

0,001–0,5 0,5–2

< 50 100–200

Да Да

мА–кА А

кГц

Да

1–10

200–1000

Да

мА–кА

кГц–МГц

Да

0,1–1

< 100

Да

кА–МА

Структура разработанного датчика приведена на рис. 1.

Рис. 1. Схема датчика тока на основе феррозондового магнитометра: Ip – измеряемый ток; ФНЧ – фильтр нижних частот; Uсм – напряжение смещения; Uвых – выходное напряжение датчика 50

Диапазон

Возможность гальванической развязки

Температурный дрифт, 1×10–6/K

Приведенная погрешность, %

Возможность измерения постоянного тока

Полоса пропускания

Характеристики методов измерения тока

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Структурно датчик состоит из обмотки с сердечником, измерительного сопротивления и сопротивления обратной связи, схемы возбуждения с напряжением смещения и фильтра нижних частот. Во время работы датчика происходит перемагничивание сердечника током Is до предельной петли гистерезиса. При отсутствии измеряемого тока Ip форма тока Is симметрична, в случае появления тока Ip в токе Is появляется постоянная составляющая и появляется асимметричность относительно оси абсцисс. В датчике используется аналоговый фильтр нижних частот и цифровой фильтр нижних частот для подавления собственной частоты и высокочастотных помех. Были изготовлены и исследованы два экспериментальных образца с диапазонами измерения 5 мА и 10 мА (100 и 200 витков соответственно). Исследовалась приведенная погрешность датчиков для диапазонов 5 мА и 10 мА.

а

б

Рис. 2. Зависимость приведенной погрешности от измеряемого тока: γ100 – датчик на 5 мА; γ200 – датчик на 10 мА; а – в диапазоне 0...5 мА; б – в диапазоне 0…10 мА

Максимальная абсолютная погрешность по результатам эксперимента для датчика с диапазоном 5 мА составляет 32 мкА (в диапазоне 5 мА) и для датчика с диапазоном 10 мА – 53 мкА. Среднее время реакции на ступенчатое воздействие для обеих модификаций составляет 15 мс, полоса пропускания обоих датчиков 100 Гц. Дальнейшими шагами по улучшению характеристик датчика являются уменьшение запаздывания, увеличение полосы пропускания до 500 Гц, уменьшение погрешности до единиц микроампер. Библиографические ссылки

1. Штабель Н. В., Мизрах Е. А., Ушаков А. В. Cистема контроля токов утечки и сопротивления изоляции для системы электропитания космического аппарата // Решетневские чтения : материалы XX Юбил. междунар. науч.-практ. конф., посвящ. памяти генер. констр. ракет.-космич. систем акад. М. Ф. Решетнева (09–12 нояб.2016, г. Красноярск) : в 2 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2016. C. 466–468. 2. Датчик SLD1 [Электронный ресурс]. URL: http://ldtn.ru/system/product/168/SLD1.pdf (дата обращения: 01.08.2018). 3. Current transducers CTSR series [Электронный ресурс]. URL: http://images.100y.com. tw/pdf_file/46-LEM-CTSR.pdf (дата обращения: 01.08.2018). 4. Ziegler S., Woodwart R. C. Current Sensing techniques // A Review IEEE Sensors Journal. 2009. Vol. 9, No. 4. Pр. 354–376. © Самотик Л. А., Штабель Н. В., Мизрах Е. А., 2018

51

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

УДК 531.383.001.4 ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ВОПРОСОВ ЗАЩИТЫ ОТ МЕХАНИЧЕСКИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ПРИБОРОВ

С. В. Топильская Филиал ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры» – «Научно-исследовательский институт прикладной механики имени академика В. И. Кузнецова» Российская Федерация, 111024, г. Москва, ул. Пруд Ключики, 12а E-mail: [email protected]

Изложены основные принципы обеспечения стойкости к механическим воздействиям гироскопических приборов. Определены типы приборов, требующих применения систем виброзащиты. Приведена расчетная модель системы амортизации гироскопического измерителя, построенного на базе динамически настраиваемых гироскопов. Ключевые слова: гироскопический измеритель, механические воздействия. DESIGNED SOLUTION FOR PROTECTING SYSTEMS OF GYROSCOPIC MEASUREMENT FROM MEHANICHAL INFLUENCE

S. V. Topilskaya Center for Operation of Space Ground Based Infrastructure – Kuznetsov Research Institute of Applied Mechanics 12a, Prud Klyuchiki Str., Moscow, 111024, Russian Federation E-mail: [email protected]

The paper considers main principles protecting systems. The article considers theoretical model system of protect the gyroscopic device from mechanical resistance. The article considers result mechanical test of the gyroscopic device, which confirm the choice measures of system for protect from mechanicals influences. Keywords: gyroscopic measurement, mechanical influence. Инерциальные командно-измерительные гироскопические приборы служат основой построения систем навигации, ориентации и стабилизации современных ракет-носителей, разгонных блоков и космических аппаратов (КА), определяя точность управления движением этих объектов. Высокий уровень механических воздействий, заданных в техническом задании на изделия космического назначения, обусловлен стартом ракеты-носителя, выведением КА на орбитальный участок полета [1]. Для решения задач по обеспечению стойкости гироскопических приборов к механическим воздействиям применяют (при необходимости) системы амортизации, устанавливаемые вне прибора на места его крепления в изделии или внутри. В данной работе дается объяснение необходимости применения систем виброзащиты для гироскопических приборов на базе динамически настраиваемых гироскопов (ДНГ). Предложен новый для гироскопических приборов ракетно-космической отрасли способ защиты с применением ударных гасителей колебаний. Данный способ позволяет снижать действующие перегрузки на чувствительные элементы до допустимого уровня во время выведения КА и обеспечивать требуемые функциональные и точностные характеристики прибора при его работе на орбитальном участке полета КА. 52

Секция 1. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ…»

Предложенная система виброзащиты конструктивно состоит из четырех пружин амортизаторов и четырех ударных гасителей колебаний (рис. 1). Она была разработана в рамках создания малогабаритного гироскопического измерителя вектора угловой скорости (МБИС), построенном на базе ДНГ с газодинамической опорой, который входит в состав системы управления отечественных КА специального назначения. Данный прибор введен в натурную эксплуатацию в 2009 году.

           Рис. 1. Элементы системы амортизации

Амортизатор представляет собой пружину квадратного сечения (на рис. 1 – слева), ударный гаситель колебаний (на рис. 1 – справа) – металлический стержень, на котором установлены резиновая трубка, резиновые прокладки, грузы. Грузы могут свободно перемещаться в осевом и радиальном направлениях в предварительно установленных зазорах, тем самым снижая возникающую перегрузку на резонансных частотах конструкции до допустимого уровня. Успешный опыт эксплуатации прибора прототипа МБИС проявил интерес у различных заказчиков. В рамках международного сотрудничества в НИИ ПМ был разработан и изготовлен в 2018 году блок чувствительных элементов модернизированного малогабаритного гироскопического измерителя вектора угловой скорости, так называемый механический модуль (рис. 2).

Рис. 2. Блок чувствительных элементов модернизированного малогабаритного гироскопического измерителя вектора угловой скорости (механический модуль)

Разработанный механический модуля является уникальным среди отечественных гироскопических приборов космического назначения. В отличие от прибора прототипа механический модуль может отвечать заданным функциональным и точностным характеристикам как в земных условиях, так и в космических (глубокого вакуума и невесомости) при негерметичном исполнении кожуха. 53

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ – 2018

Аналогично с прибором прототипом заданные требования по уровням механических воздействий потребовали применения системы амортизации. Поэтому после проведенных оценочных работ вибропрочности будущего прибора было принято решение применить существующую систему амортизации с некоторыми доработками. Способ защиты с ударными гасителями колебаний является новым среди приборов космического назначения [2], впервые был разработан при создании прибора прототипа МБИС. Он позволяет снижать действующие перегрузки допустимого уровня на этапе выведения КА, обеспечивает приемлемую стабильность углового положения блока чувствительных элементов во всем ресурсе эксплуатации прибора (15 лет) и является малогабаритным, что немаловажно для гироскопических приборов космического назначения. Подбор параметров системы амортизатора является трудоемкой задачей. При создании прибора прототипа МБИС было проведено множество экспериментальных, расчетных работ, последующих доработок первого опытного образца для выбора параметров системы амортизации. Таким образом, чтобы оптимизировать процесс принятия конструктивных решений на этапе проектирования приборов типа МБИС была создана расчетная модель системы амортизации в рамках создания механического модуля. Расчетная модель представляет собой уравнения движения системы амортизации [3]. Проведенное моделирование написанных уравнений позволило подобрать ее параметры. На рис. 3 представлена одна из полученных расчетных виброграмм, отображающая, что возникающее ускорение на блоке чувствительном элементе (объекта защиты), не превышает допустимого значения – 100g, обусловленного чувствительным элементом – ДНГ. Проведенные расчетные работы были подтверждены экспериментальным макетированием и дальнейшей успешной сдачей прибора заРис. 3. Виброграмма блока чувствительных казчику. элементов при механическом нагружении: В результате проведенных работ создана и БЧЭ – блок чувствительных элементов подтверждена расчетная модель системы амортизации, позволяющая проводить оценку стойкости приборов к механическим воздействиям и определять параметры системы амортизации. Полученные результаты будут полезны для формирования научно-технического задела по разработке новых приборов типа МБИС. Библиографические ссылки

1. Безмозгий И. М., Бобылев С. С., Сафинский А. Н., Чернягин А. Г. Нагружение и прочность конструкции транспортного космического корабля при воздействии отсечки тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя // Космическая техника и технологии. 2017. № 2. 2. Дукарт А. В. Развитие теории ударных гасителей колебаний и устройств, содержащих ударные звенья, и их приложение для виброзащиты строительных элементов конструкций и сооружений : дис. … д-ра техн. наук: 05:23:17 ; Моск. гос. строит. ун-т. М., 1993. 358 с. 3. Тимошенко С. П. Колебания в инженерном деле. М., 1985. 472 с. © Топильская С. В., 2018

54

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

Секция 2 «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ, РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА» УДК 621.454 РАЗРАБОТКА РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ МЕТОДИКИ ИССЛЕДОВАНИЯ КАВИТАЦИОННОЙ СТОЙКОСТИ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ РАБОТЕ НА КИПЯЩЕМ ВОДОРОДЕ С ПОВЫШЕННЫМ ПАРОСОДЕРЖАНИЕМ А. А. Афанасьев, Н. А. Базула, И. С. Заложных, Д. М. Лопырев, В. В. Шмойлов АО «Конструкторской бюро химавтоматики» Российская Федерация, 394006, г. Воронеж, ул. Ворошилова, 20 Е-mail: [email protected]

Рассмотрены вопросы исследования кавитационной стойкости агрегатов подачи перспективных кислородно-водородных ЖРД при работе на кипящем водороде. Описаны методы проведения циклических кавитационных испытаний бустерных турбонасосных агрегатов. Представлена схема созданной экспериментальной установки. На основании полученных расчетно-экспериментальных данных уточнены методики CFD-моделирования, профилирования проточной части и расчета криогенных агрегатов подачи с повышенными антикавитационными свойствами. Ключевые слова: бустерный турбонасосный агрегат, кавитация, паросодержание. DEVELOPMENT OF THE CALCULATING AND EXPERIMENTAL METHOD OF INVESTIGATION OF THE CAVITATIONAL RESISTANCE OF THE SUPPLY SYSTEM OF THE OXYGEN-HYDROGEN ROCKET ENGINE WHEN WORKING ON HIGH VAPORIZED LIQUID HYDROGEN A. A. Afanasyev, N. A. Basula, I. S. Zaloznykh, D. M. Lopyrev, V. V. Shmoilov JSC “Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiki” 20, Voroshilova Str., Voronezh, 394006, Russian Federation E-mail: [email protected]

In this article the investigation of the cavitational stability of the supply aggregates of promising coming oxygen-hydrogen LRE during operation on boiling hydrogen is under consideration. Methods of carrying out cyclic cavitation tests of booster turbo-pump units are described. The scheme of the experimental facvility is presented. Based on the calculated and experimental data, the methods of CFD modeling, profiling of the flow part and calculation of cryogenic supply units with enhanced anticavitation properties were refined. Keywords: booster turbo-pump unit, cavitation, vaporization. Для создания ракеты-носителя (РН) сверхтяжелого класса требуется разработка перспективного кислородно-водородного двигателя верхних ступеней, система подачи которого способна работать на кипящем водороде. Проектирование данного двигателя требует 55

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

разработки бустерного турбонасосного агрегата горючего (БТНАГ), который способен обеспечить надежную работу двигателя на стационарных и переходных режимах на кипящем водороде. В свою очередь оценка работоспособности линии горючего в данных условиях, требует разработки методики наземной автономной отработки агрегатов подачи на кипящем водороде. Точный расчетный прогноз антикавитационных параметров насоса водородного БТНА с учетом эффекта термодинамического подавления кавитации в настоящее время является затруднительным в силу ограниченных статистических данных по результатам испытаний различных насосов на водороде. При этом доказательство работоспособности агрегатов подачи по линии водорода может осуществляться при проведении кавитационных испытаний с более тяжелыми, но однозначно контролируемыми физическими условиями. Такими подтверждающими испытаниями являются кавитационные испытания насоса БТНАГ на кипящем водороде по предлагаемой методике. В КБХА разработан новый метод кавитационных испытаний. Разработан метод циклических испытаний, в ходе которых за один пуск можно получить три кавитационные характеристики насоса, что позволяет значительно сократить потери жидкого водорода на захолаживание систем стенда и экспериментального модуля с испытываемым насосом. В сравнении с традиционной организацией испытаний «один пуск – одна кавитационная характеристика» здесь отсутствует необходимость в повторном захолаживании перед получением второй и третьей кавитационных характеристик. Разработанная схема установки РД0176.УЭ3 показана на рисунке.

Пневмогидравлическая схема установки: 1 – БТНАГ; 2 – ТНАГ; 3 – ДУ; 4 – УДТ; 5, 6, 7 – расходомер; 8, 9 – клапан; 10 – дроссельная шайба; 11, 12, 13 – клапан; 14 – дроссельная шайба № 1; 15 – дроссельная шайба № 2; 16 – дроссельная шайба № 3; 17 – дроссельная шайба; 18 – клапан; 19 – дроссельная шайба; 20 – клапан; 21, 22 – расходомер; 23, 25 – регулятор давления; 24, 26, 27 – клапан; 28, 29 – расходомер; 30 – дроссельная шайба; 31, 32, 33 – клапан; 34 – регулятор давления; 35 – клапан

Жидкий водород поступает из бака. Для измерения расхода водорода используются расходомеры 5, 6, 7. На входном трубопроводе установлено дроссельное устройство (ДУ) 3. Насос бустерного агрегата 1 и ДУ соединены участком трубопровода 4, который обозначает56

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

ся как участок двухфазного течения водорода (УДТ). Регулирование работы насоса осуществляется дроссельными шайбами 14, 15, 16 и регулятором давления водорода на входе в турбину 34. После БТНА установлен турбонасосный агрегат высокого давления, на выходе которого водород находится в сверхкритическом состоянии. Целью проведенных исследований была разработка комбинированной расчетноэкспериментальной методики кавитационных испытаний агрегатов подачи на кипящем водороде с предельно высоким паросодержанием. Данная методика дополнялась сравнительным анализом эффективности профилировок рабочего колеса бустерного турбонасосного агрегата, полученных при экспериментальных работах и CFD моделировании. Также необходимо было разработать программное обеспечение, позволяющее проводить компьютерное моделирование поведения агрегатов подачи при работе на кипящем водороде. При имитационном моделировании кавитационных испытаний насосов БТНА и ТНА в составе экспериментальной установки РД0176.УЭ3 были проведены расчетные исследования влияния различных факторов на работоспособность и параметры насосов. В ходе исследований для определения оптимальной конфигурации установки были смоделированы испытания: при различных температурах водорода на входе в установку; различных скоростях снижения давления на входе в установку; различном объеме УДТ водорода; различных сопротивлениях ДУ. На основе разработанных в КБХА уточненных методов профилирования проточной части осевых насосов созданы новые варианты оседиагональных рабочих колес для установки РД0176.УЭ3. Оценить эффективность предложенной профилировки позволило CFD-моделирование в пакете ANSYS CFX. На основании проведенных расчетов определены режимы и количество испытаний, позволяющие при рациональном использовании жидкого водорода получить максимум информации о кавитационной стойкости оседиагонального насоса, работающего на двухфазном водороде. Эффективность предложенной методики подтверждена результатами натурных испытаний на жидком водороде, проведенных в НИЦ РКП. При испытаниях получено значение максимального объемного паросодержания на уровне 120 % при этом обеспечивался напор БТНА достаточный для бескавитационной работы основного ТНА. С помощью данной установки также могут быть проведены кавитационные испытания основного ТНА. Для этого БТНА выводится на промежуточный режим, и на фоне снижения давления на входе в установку будет происходить кавитационная разгрузка основного ТНА. При достижении некоторой заранее определенной частоты вращения ТНА подается команда на снижение расхода путем закрытия одной из дроссельных шайб и ТНА выходит из кавитации из-за снижения перепада давления на ДУ – повышается давление на входе в насос. Следует отметить, что значение максимального объемного паросодержания на входе в установку при испытаниях в несколько раз превосходило значения, требуемые по техническому заданию на перспективный кислородно-водородный двигатель. Таким образом, разработанные методы профилирования рабочих колес БТНА подтвердили свою эффективность при работе на кипящем водороде. Полученные результаты будут использованы при разработке двигателя разгонного блока КВТК новой сверхтяжелой ракеты-носителя для подтверждения возможности работы двигателя на запуске и стационарных режимах без превышения давления на входе в двигатель над давлением насыщенных паров. Экспериментальные данные, полученные при выполнении проекта, позволили уточнить методику расчета и CFD моделирования криогенных агрегатов подачи. © Афанасьев А. А., Базула Н. А., Заложных И. С., Лопырев Д. М., Шмойлов В. В., 2018

57

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 621.45:629.76 ГАЗОРЕАКТИВНАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ НА ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ АЗОТОГЕНЕРИРУЮЩИХ СОСТАВАХ А. Б. Богданович АО «Корпорация «Московский институт теплотехники» Российская Федерация, 127273, г. Москва, ул. Березовая аллея, 10 E-mail: [email protected]

Решена проблема создания газореактивной системы ориентации и стабилизации на твердом топливе, в качестве источника рабочего тела в которой служит твердотопливный азотогенерирующий состав. Проведена оптимизация количества азотных газогенераторов по массе системы. Создана методика расчета и проектирования систем подобного класса, учитывающая переходные процессы, происходящие в основных узлах, входящих в состав системы (азотного газогенератора, ресивера-накопителя, редуктора и сопел). Ключевые слова: газореактивная система ориентации и стабилизации, твердое топливо, азотогенерирующий состав, азотный газогенератор, ресивер-накопитель, редуктор, сопло. GAS-REACTIVE ORIENTATION AND STABILIZATION SYSTEM ON SOLID-FUEL NITROGENERING COMPOUNDS A. B. Bogdanovich JSC “Corporation “Moscow Institute of Heat Engineering” 10, Berezovaya alley, Moscow, 127273, Russian Federation E-mail: [email protected]

The problem of creating a Gas-reactive orientation and stabilization system on solid fuel has been solved. The solid-fuel nitrogen-generating composition serves as the source of the working fluid. The optimization of the amount of nitrogen gas generators by the mass of the system was carried out. A methodology has been developed for calculating and designing systems of this class, taking into account the transient processes occurring in the main nodes that make up the system (a nitrogen gas generator, a storage tank, reducer and nozzles). Keywords:gas-reactive orientation and stabilization system, solid fuel, nitrogen-generating composition, nitrogen gas generator, receiver-accumulator, reducer, control unit. Газореактивная система ориентации и стабилизации (ГРСО) предназначена для управления ракетно-космическими объектами по каналам тангажа, рысканья и крена с обеспечением их траекторных параметров, в том числе для коррекции орбит объектов и их вывода на орбиту для утилизации. В качестве ракетно-космических объектов могут рассматриваться спутники различных классов, средства доставки полезного груза, пилотируемые и автоматические космические корабли (станции). ГРСО в основном работает в импульсном режиме, например, располагаемый объем рабочего тела может быть израсходован за несколько минут непрерывной работы, а может расходоваться несколько суток, в зависимости от потребности в управляющих импульсах. Рабочим телом в системе может служить как сжатый азот, так и продукты сгорания твердого топлива, в том числе азотогенерирующих составов (АГС). Известна ГРСО работающая на сжатом азоте. Ресивер-накопитель заправляется ГРСО сжатым азотом непосредственно перед стартом ракеты. 58

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

К недостаткам ГРСО на сжатом азоте относятся: – недостаточный гарантийный срок в заправленном состоянии (менее 1 года); – необходимость постоянного контроля давления в баке ГРСО; – сложность в обеспечении безопасности эксплуатации, что связано с необходимостью заправки и хранения азота в баке при высоком давлении (более 20 МПа); – необходимость проектирования, по условиям безопасности, конструкции ГРСО с коэффициентом запаса прочности не менее 3,0, при нормативном коэффициенте запаса прочности для систем такого класса 1,25…1,3. ГРСО на сжатом азоте использовалась при пусках ракет-носителей «Старт» и «Старт-1» [1]. Для устранения указанных недостатков в данной работе рассмотрена ГРСО, источником рабочего тела в которой служит твердое топливо (ТТ ГРСО). В качестве твердого топлива для ТТ ГРСО используется АГС, размещенный в одном или нескольких азотных газогенераторах (АГ). ТТ ГРСО по сравнению с ГРСО на сжатом азоте имеет ряд преимуществ: гарантийный срок до 25 лет; безопасность при эксплуатации; меньшую (на 5…10 %) массу за счет меньшего коэффициента запаса прочности. Повышенные эксплуатационные характеристики позволяют использовать ТТ ГРСО для управления летательными аппаратами космического назначения. Для проектирования ТТ ГРСО разработана методика расчета [2–4], которая позволяет провести моделирование стационарных и переходных процессов в ТТ ГРСО, получить основные геометрические характеристики узлов и разработать их конструкцию. По заданным значениям тяги и суммарного импульса тяги проводится расчет необходимой массы топлива, с учетом снижения температуры газа из-за тепловых потерь и процесса расширения газа в ресивере-накопителе при его опорожнении. По полученной массе топлива проектируются азотогенератор, ресивер-накопитель, редуктор и блоки управления. Методика расчета позволяет провести анализ габаритно-массовых характеристик ТТ ГРСО и, в зависимости от поставленной задачи, выбрать оптимальную конфигурацию системы. Проведен анализ для 2-х схем: с двумя и четырьмя азотными газогенераторами с одним ресивером-накопителем. Разработаны конструкции ТТ ГРСО с одним, двумя и четырьмя АГ. Выводы 1. Разработаны методика и программа расчета ГРСО на твердотопливных азотогенерирующих составах, на основе проведенных расчетов спроектированы типовые конструкции ТТ ГРСО с источниками энергии на АГС. 1. Подтверждена возможность создания различных вариантов исполнения ТТ ГРСО с унифицированными узлами (включая АГ, ресивер-накопитель, редуктор, блоки управления) исходя из заданных требований по тяге, суммарному импульсу тяги, времени работы и условий компоновки в составе изделия. 2. Масса ТТ ГРСО снижается с увеличением количества АГ вплоть до 8 за счет многократного заполнения газом ресивера-накопителя и снижения тепловых потерь. При дальнейшем увеличении количества АГ происходит ухудшение массовых характеристик системы и ее надежности. Библиографические ссылки 1. Космические ракетные комплексы с твердотопливными ракетами «Старт» и «Старт-1» / Ю. С. Соломонов, А. П. Сухадольский, Ю. С. Васильев и др. М. : Универсум, 2000. 2. Шишков А. А., Панин С. Д., Румянцев Б. В. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива : справ. М. : Машиностроение, 1988. 240 с. 3. Газодинамические функции. Пятизначные таблицы для адиабатического изэнтропического потока и адиабатического неизэнтропического потока с подводом массы / Ю. Д. Яров, Э. В. Кейль, Б. Н. Маслов и др. М. : Машиностроение, 1965. 398 с. 4. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. М. : Машиностроение, 1968. 396 с. © Богданович А. Б., 2018 59

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.7.55 ЭСКИЗНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ МНОГОРАЗОВОЙ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ЛЕГКОГО КЛАССА С КОМБИНИРОВАННОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ И. Б. Джамакеев Научный руководитель – О. Л. Шестопалова Филиал «Восход» Московского авиационного института Республика Казахстан, 468320, г. Байконур, ул. Гагарина, 5 Е-mail: [email protected]

Представлены результаты расчета многоразовой ракеты-носителя легкого класса: выбор двигательной установки, расчет массы и габаритных размеров аппарата в первом приближении. Проведен анализ характеристик в сравнении с реальным аналогом. Ключевые слова: многоразовая одноступенчатая ракета-носитель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель. DESIGNING OF REUSABLE SINGLE STAGE SMALL-LIFT LAUNCH VEHICLE WITH COMBINED PROPULSION SYSTEM I. B. Jamakeev Scientific Supervisor – О. L. Shestopalova Branch “Voskhod” of the Moscow Aviation Institute 5, Gagarin Str., Baikonur, 468320, Republic of Kazakhstan E-mail: [email protected]

The results of calculation of a reusable single stage small-lift launch vehicle: the choices of the propulsion system, the calculation of the mass and overall dimensions of the apparatus in the first approximation are given. The analysis of characteristics in comparison with the real analogue is carried out. Keywords: reusable single-stage launch vehicle; ramjet. С 2018 года, приобретают популярность многоразовые или частично многоразовые ракеты-носители (РН) и ракетно-космические системы. Это связано со снижением стоимости запуска многоразовых систем за счет повторного использования РН или разгонного аппарата. Как пример можно привести стоимость запуска РН Falcon 9: 62 млн долл. для одноразового варианта и около 40 млн долл. для запуска с возвращаемой первой ступенью [8]. Следовательно, разработка многоразовых систем является перспективным направлением в ракетно-космической технике. Целью данной работы является расчет и анализ характеристик РН легкого класса для запусков полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту (НОО) с минимальными затратами топлива и возможностью многократного использования. В данной работе рассматриваются три типа РН легкого класса: 1) «классическая» двухступенчатая РН. Схема разделения ступеней тандемная; 2) многоразовая одноступенчатая РН (МОРН) с двигательной установкой (ДУ), состоящей из жидкостного ракетного двигателя (ЖРД); 3) МОРН с комбинированной ДУ (КДУ), состоящей из прямоточного воздушнореактивного двигателя (ПВРД) и ЖРД. 60

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

Компоновка МОРН должна представлять собой ракетоплан (крылатая ракета). Наличие крыльев обусловлено возможностью снижения стартовой тяги ДУ, так как создаваемая подъемная сила крыла снижает требования к тяге ЖРД. Также крылья необходимы для совершения планирующей посадки, без использования ДУ. Основной особенностью и преимуществом МОРН с КДУ является использование ПВРД для полета в атмосфере Земли. ПВРД будет включаться на скорости М = 3 и работать до скорости М = 9,6 (максимальная скорость, достигнутая за счет ПВРД на данный момент) [6]. За счет использования окислителя с внешней среды можно увеличить общую топливную эффективность МОРН с КДУ по сравнению с другими типами носителей. Недостатком МОРН с ЖРД является повышение стартовой массы ракеты, из-за отказа от многоступенчатости. В связи с чем, РН придется нести с собой балластирующую массу, в виде пустых топливных баков. Недостатком МОРН с КДУ являются сложности в создании ПВРД, работающего в большом диапазоне скоростей, т. е. с изменяемой геометрией каналов. В связи с чем, на сегодняшний день реализация данного проекта затруднительна. Расчет характеристик МОРН сводился к определению приближенной стартовой массы по статистическим данным [2]. Благодаря значениям стартовой массы выбиралась двигательная установка [1]. Имея значения массового расхода топлива двигательной установки, можно более точно определить массовые характеристики МОРН. В результате расчета характеристик МОРН с ЖРД значение массы значительно превысило стартовую тягу ЖРД, следовательно, данная компоновка была признана нецелесообразной и далее не рассматривалась. Определив характеристики МОРН с КДУ, был построен эскиз общего вида (см. рисунок).

Эскиз общего вида МОРН: 1 – ПВРД; 2 – ЖРД; 3 – бак окислителя; 4 – бак горючего; 5 – отсек полезного груза

Из-за особенностей работы ПВРД профиль полета ракеты будет выглядеть следующим образом: 1) вертикальный взлет с помощью ЖРД – разгон до скорости полета до М = 3, производится включение ПВРД; 2) работа ПВРД – разгон до скорости М = 9,6; отключение ПВРД, включение ЖРД; 61

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

3) довыведение на целевую орбиту с помощью ЖРД (целевая орбита незамкнутая, что необходимо для возвращения МОРН на Землю); 4) возврат МОРН по S-образной траектории (аналогично возвращению Space Shuttle); 5) приземление на аэродроме. В качестве многоступенчатого аналога рассматривалась РН «Электрон» (см. таблицу) [7]. Стоимость запуска МОРН составляют: 1) стоимость полной повторной заправки компонентами топлива: жидкий кислород – 1 504 долл. [3]; керосин – 2 425 долл. [4]. 2) стоимость новой двигательной установки, в случае выработки ее ресурса – 716 тыс. долл. (стоимость ракетного двигателя тягой до 30 тс [5]). 3) стоимость прочих работ. Следовательно, стоимость запуска МОРН будет составлять около 1,5 млн долл. Характеристики МОРН и РН «Электрон» Характеристика Масса ПН на НОО Стартовая масса Масса топлива Длина Диаметр Тяга ДУ I ступени у Земли Тяга ДУ II ступени в вакууме Удельный импульс ЖРД Идеальная v для I ступени Идеальная v для II ступени Суммарная v Стоимость запуска

МОРН 250 кг 10 500 кг 9 250 кг 10,8 м 1,2 м 120 кН — 335 с (359 с в вакууме) 3 300 м/с 5 862 м/с 9 162 м/с 1,5 млн долл.

РН «Электрон» 250 кг 12 550 кг 11 400 кг 17 м 1,2 м 162 кН 22 кН 303 с (333 с в вакууме) 3 965 м/с 5 049 м/с 9 014 м/с 4,9–6,6 млн долл.

По таблице сравнения характеристик можно определить следующее: 1) МОРН имеет выигрыш в стартовой массе за счет уменьшенного бортового запаса окислителя; 2) характеристические скорости МОРН и РН «Электрон» приблизительно равны. Это означает, что МОРН может выполнять полетные задания РН «Электрон»; 3) МОРН предполагает многократное использование носителя, что позволит снизить стоимость запуска. К сложностям создания МОРН следует отнести трудность освоения гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, т. е. ПВРД. Для обеспечения полета необходимо создать ПВРД, работающий в большом диапазоне скоростей, т. е. с изменяемой геометрией каналов. На момент 2018 года реализация подобных проектов затруднительна, в связи со сложностью разработки ПВРД с изменяемой геометрией каналов. Библиографические ссылки 1. Гречух Л. И., Гречух И. Н. Проектирование жидкостного ракетного двигателя : метод. указания к курсовому и дипломному проектированию. Омск : Изд-во ОмГТУ, 2011. 68 с. 2. Сердюк В. К. Проектирование средств выведения космических аппаратов : учеб. пособие для вузов / под ред. А. А. Медведева. М. : Машиностроение, 2009. 504 с., ил. 3. Сайт компании «НИИ КМ» [Электронный ресурс]. URL: http://www.niikm.ru/ products/oxygen/liquid_oxygen/ (дата обращения: 25.04.2018). 62

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

4. Сайт группы компаний «Нектон Сиа» [Электронный ресурс]. URL: http://nectonsea.ru/catalog/Toplivo/Kerosin/TS-1/ (дата обращения: 25.04.2018). 5. Ракеты-носители, спутники, самолеты, приборы [Электронный ресурс]. URL: http://ecoruspace.me/%D0%A0%D0%94-0110.html (дата обращения: 29.04.2018). 6. NASA [Электронный ресурс] : official website. URL: https://www.nasa.gov/centers/ dryden/history/pastprojects/HyperX/index.html (дата обращения: 01.05.2018). 7. RocketLab official website [Электронный ресурс]. URL: https://www.rocketlabusa. com/electron/ (дата обращения: 01.05.2018). 8. SpaceX official website [Электронный ресурс]. URL: http://www.spacex.com/falcon9 (дата обращения: 03.05.2018). © Джамакеев И. Б., 2018

63

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 18.102 РАЗРАБОТКА В CFD-ПАКЕТЕ ИМИТАЦИОННОЙ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ ВОЗДУХОМ ЛА С РАБОТАЮЩИМ ГПВРД Т. А. Кольцова АО «Государственный ракетный центр имени академика В. П. Макеева» Российская Федерация, 456300, Челябинская область, г. Миасс, Тургоякское шоссе, 1 Е-mail: [email protected]

Создана новая трехмерная осесимметричная модель ЛА с ГПВРД. Создана имитационная математическая модель, описывающая обтекание воздухом ЛА с работающим ГПВРД для различных углов атаки. Приведены результаты численных расчетов и их анализ. Ключевые слова: летательный аппарат с гиперзвуковым прямоточным воздушнореактивным двигателем, сверхзвуковое горение, имитационное математическое моделирование, CFD-пакет, водородное и углеводородное топливо, интегральные аэродинамические характеристики. А SIMULATION MODEL OF AIR HYPERSONIC FLOW AROUND AN LV WITH AN OPERATING SCRAMJET T. A. Koltsova JSC “Academician V. P. Makeyev State Rocket Centre” 1, Turgoyakskoye shosse, Miass, Chelyabinsk Region, 456300, Russian Federation Е-mail: [email protected]

A new 3D axisymmetrical model of an LV with an operating scramjet is constructed. А simulation model of air hypersonic flow around the LV with the operating scramjet for different attack angles is created. The results of numerical simulation and their analysis are provided. Keywords: LV with a scramjet, hypersonic combustion, simulation model, CFD-package, hydrogen and hydrocarbon fuel, integral aerodynamic characteristics. Введение В гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД) сгорание топлива происходит в сверхзвуковом потоке воздуха. Воспламенение и горение топлива осуществляется в проточном тракте ГПВРД. В настоящее время ведутся как экспериментальные [1–3], так и численные [4] исследования процессов газодинамики и горения в сверхзвуковом потоке воздуха. Поскольку характерные параметры гиперзвукового обтекания летательного аппарата (ЛА), соответствующие реальному полету, трудно воспроизводимы в наземных условиях, с учетом значительных финансовых и временных затрат на проведение наземных и летных испытаний, на первый план в решении вопросов исследования гиперзвукового обтекания воздухом ЛА с работающим ГПВРД выходит имитационное математическое моделирование (ИММ) с использованием современных CFD-пакетов (Computational fluid dynamics). Основной целью работы является разработка в CFD-пакете ИММ обтекания воздухом с числом Маха М = 6 и различными углами атаки модельного ЛА с работающим ГПВРД. В данной работе представлена созданная в результате проведенных предварительных исследований осесимметричная модель ЛА с центральным расположением ГПВРД. Прово64

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

дилось численное исследование обтекания ЛА воздушным потоком с углами атаки 0°, 3°, 8°. Три угла атаки подразумевают три численные модели, для каждой из которых задача горения топливной смеси рассматривается в осесимметричной постановке. Модель горения Для проведения расчета предложена численная модель на базе кинетической схемы горения керосина марки JetA и водорода в кислороде. Водород выступает вспомогательным топливом. Кинетический механизм включает следующие химические реакции: 1) C12H23+17,75O→12CO2+11,5H2 2) H2+0,5O2→H2O 3) CO+0,5O2→CO2 4) CO2+H2↔CO+H2O Стехиометрическое соотношение воздух-JetA 14.628, стехиометрическое соотношение воздух-водород 34.483. Построенная модель длиной 1 м состоит из следующих частей (рис. 1). Теория построения воздухозаборного устройства (ВЗУ) с минимальными потерями полного давления, переводящего сверхзвуковой (гиперзвуковой) поток в дозвуковой, приведена [5]. Однако в рамках поставленной задачи требуется снизить скорость гиперзвукового воздушного потока до умеренно сверхзвуковых скоростей (М = 2,5…3,5). Построенное ВЗУ и сопло представляет собой коническую поверхность.

Рис. 1. Модель ЛА с ГПВРД в разрезе

Численное моделирование Вычислительные модели включают в себя уравнения Навье–Стокса, уравнение для моделирования турбулентных пульсаций методом SST, моделирование горения методом EDM/FRC. Удельные теплоемкость, энтальпия и энтропия задаются в формате NASA в зависимости только от температуры до 5000 K. Коэффициенты вязкости и теплопроводности заданы константой. Интегрирование системы уравнений методом конечных элементов выполняется средствами CFD-пакета. Расчеты выполнялись на тетраэдрической сетке размером до 4,7 млн расчетных ячеек. Воздух задается в виде смеси газов N2 и O2, смесь сопловых газов задается компонентами CO, CO2, H2O. Объемная подача топлива осуществляется в двух областях камеры сгорания: в первой половине подается водород H2, во второй топливо JetA. Массовый расход топлив был подобран таким образом, чтобы компенсировать силой тяги аэродинамическое сопротивление аппарата. На входной границе заданы параметры набегающего потока для числа Маха M = 6. 65

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Система уравнений, составляющих вычислительную модель, решалась в нестационарной постановке с локальным шагом по времени, затем осуществлен переход на физический шаг τ = 5·10–5с. Расчет считается сошедшимся после установления невязок до уровня ниже 10–4. Валидация проведена на задаче обтекания модели ВЗУ с тремя панелями сжатия и острой кромкой (без скругления) [6]. По результатам сравнения давлений в точках продольной оси модели для эксперимента и для расчета сделан вывод об удовлетворительном соответствии расчетных и экспериментальных данных, так как в среднем отличие расчетных результатов от экспериментальных составляет 12 %. Результаты расчетов и их анализ В таблице представлены результаты численного гиперзвукового обтекания ЛА с работающим ГПВРД для углов атаки α = 0°, 3°, 8°. Интегральные характеристики ЛА с ГПВРД и параметры набегающего потока для различных углов атаки Параметр p∞, давление набегающего потока, Па T∞, температура, К M∞, число Маха q∞, скоростной напор, Па XP, полная сила, действующая на ЛА, Н P, тяга, Н X, продольная сила, Н Y, нормальная сила, Н CX, аэродинамический коэффициент продольной силы CY, аэродинамический коэффициент нормальной силы Mz, момент относительно оси Оz, Н·м mz, коэффициент момента Mz mt, массовый расход топлива, кг/с Ct, коэффициент лобовой тяги CXP, отрицательный коэффициент сопротивления с учетом тяги Cd, коэффициент центра давления Isp, удельный импульс, м/с σ, полнота сгорания топлива*

Угол атаки α = 0° 1 000 300 6 25 200 7,3 166 159 – 0,10

α = 3° 1 000 300 6 25 200 6 162 156 172 0,10

α = 8° 1 000 300 6 25 200 7,4 189 182 495 0,12

–

0,11

0,32

– – 0,013 –0,11

83 0,053 0,013 –0,10

180 0,12 0,013 –0,12

–0,005 0,49 13 206 0,92

–0,004 0,48 12 857 0,91

–0,005 0,36 15 016 0,90

*

Полнота сгорания определялась отношением фактического расхода конечных продуктов сгорания (H2O и CO2) через выходное сечение сопла к расчетному по стехиометрии.

На рис. 2 показаны картины распределения числа Маха для всех расчетных случаев. Анализируя картины распределения числа Маха (рис. 2), можно заметить, что при увеличении угла атаки больше 8º, ударная волна от верхней части ВЗУ падает на нижнюю его часть. Как следствие, происходит отрыв пограничного слоя и запирание ВЗУ с последующей остановкой работы двигателя. В работе рассмотрены три имитационные модели гиперзвукового обтекания ЛА с работающим ГПВРД, соответствующие трем углам атаки набегающего потока. Рассмотрен процесс горения топлива, предложена кинетическая схема горения топливной смеси керосина марки JetA, водорода и кислорода. Проведена валидация программного комплекса на задаче гиперзвукового обтекания ВЗУ, получено удовлетворительное соответствие экспериментальных данных и результатов численного расчета. В расчетах обтекания воздухом модели 66

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

ЛА с ГПВРД получены картины течения с учетом физико-химических процессов. Установлено, что для построенной геометрии ЛА с ГПВРД при увеличении угла атаки набегающего потока > 8° происходит запирание ВЗУ и остановка работы двигателя, что является основанием для дальнейшего совершенствования формы ЛА с ГПВРД.

а

б

в Рис. 2. Поля чисел Маха для углов атаки α = 0° (а), α = 3°(б), α = 8°(в)

Полученные результаты могут быть использованы в дальнейших исследованиях по созданию ЛА с ГПВРД. Библиографические ссылки 1. Tianyun Gao, Jianhan Liang, Mingbo Sun, Yanhui Zhao. Analysis of Separation Modes Variation in a Scramjet Combustor with Single-Side Expansion // AIAA Journal. 2017. Vol. 55, No. 4. April. 2. Qili Liu, Damiano Baccarella, Stephen Hammack, Tonghun Lee, Campbell D. Carter, Hyungrok Do. Influences of Freestream Turbulence on Flame Dynamics in a Supersonic Combustor // AIAA Journal. 2017. Vol. 55, No. 3. March. 3. Shaohua Zhu, Xu Xu, Pengfei Ji. Flame Stabilization and Propagation in Dual-Mode Scramjet with Staged-Strut Injectors // AIAA Journal. 2017. Vol. 55, No. 1. January. 4. Baurle R. A., Hybrid Reynolds-Averaged/ Large-Eddy Simulation of a Scramjet Cavity Flameholder // AIAA Journal. 2017. Vol. 55, No. 2. February. 5. Герман Р. Сверхзвуковые входные диффузоры. М. : Гос. изд-во физ.-мат. лит., 1960. 291 с. 6. Zhen-feng W., Han-chen B., Kou-li Z. Research on Hypersonic Inlet Leading Edge Radius Effect on Wall Static Pressure and Heat Flux / 5th European Conference For Aeronautics And Space Sciences (EUCASS), 2013. July. © Кольцова Т. А., 2018

67

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.785 ПРОЕКТ ПО ИССЛЕДОВАНИЮ АСТЕРОИДОВ ГЛАВНОГО ПОЯСА С ПОМОЩЬЮ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА (КА) С ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ Т. Ш. Комбаев1, Р. И. Гуров2, Н. С. Верин2 1

Филиал АО «Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина» Российская Федерация, 248000, г. Калуга, ул. Октябрьская, 17 2 АО «Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина» Российская Федерация, 141402, Московская область, г. Химки, Ленинградская ул., 24 Е-mail: [email protected]

Одним из направлений фундаментальных космических исследований в настоящее время является изучение малых тел Солнечной системы, в частности астероидов главного пояса. В предлагаемом проекте запланировано исследование трёх астероидов главного пояса: 55 Pandora, 16 Psyche и 69 Hesperia с помощью автоматического космического аппарата. Ключевые слова: главный пояс астероидов, автоматический космический аппарат, электроракетная двигательная установка. MISSION PROJECT OF EXPLORATION OF MAIN BELT ASTEROIDS THROUGH SPACECRAFT WITH ELECTRIC PROPULSION SYSTEM T. S. Kombaev1, R. I. Gurov2, N. S. Verin2 1

Branch of the Lavochkin Association 17, Oktyabrskaya Str., Kaluga, 248000, Russian Federation 2 Lavochkin Association 24, Leningradskaya Str., Khimki, Moscow region, 141402, Russian Federation Е-mail: [email protected]

Nowadays one of the fundamental space research directions is exploration of small bodies of the Solar System, in particular of main belt asteroids. The mission plans to exploration of three asteroids from the main belt: 55 Pandora, 16 Psyche and 69 Hesperia using a spacecraft. Keywords: main asteroid belt, spacecraft, electric propulsion system. Одним из направлений фундаментальных космических исследований в настоящее время является изучение малых тел Солнечной системы, в частности астероидов главного пояса. Оно может дать информацию о ранних этапах образования Солнечной системы, происхождении планет и их эволюции. Эффективным методом исследования малых тел Солнечной системы является использование космических аппаратов (КА) с траекторий, проходящих в непосредственной близости от исследуемых объектов [1]. Был проведен проектно-баллистический анализ и разработан проектный облик КА для исследования трех крупных металлических астероидов из состава главного пояса астероидов. Изучение астероидов осуществляется с пролетных траекторий, без выравнивания гелиоцентрических скоростей астероида и КА. Анализируемые транспортные операции являются очень энергозатратными с точки зрения величины требуемых запасов рабочего тела на борту КА. Использование электроракетных двигателей (ЭРД) в составе двигательной установки КА позволяет существенно сократить величину потребных запасов рабочего тела из-за высокого 68

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

значения удельного импульса тяги таких двигателей. В рамках данного проекта предполагается, что КА выводится в космическое пространство как основная (целевая) полезная нагрузка и оснащен электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) на базе стационарных плазменных двигателей (СПД). В состав ЭРДУ КА входят два двигателя СПД-100ВУ, работающих одновременно. В составе космической транспортной системы, используемой для выведения КА на отлетную гиперболическую траекторию, используется ракета-носитель «Союз2» этапа модернизации 1б и разгонный блок (РБ) «Фрегат-МТ». Гелиоцентрический участок движения КА включает в себя один гравитационный маневр у Земли и последовательный пролет астероидов 55 Pandora – 16 Psyche – 69 Hesperia. Основные результаты проектно-баллистического анализа [2; 3] геоцентрического и гелиоцентрического участков приведены в табл. 1 и 2 соответственно. Таблица 1 Основные результаты проектно-баллистического анализа геоцентрического участка Характеристика

Значение

Величина гиперболического избытка скорости отлета от Земли, км/с

1,236

Импульс скорости РБ (при условии старта из апогея опорной орбиты), км/с Гравитационные потери и потери на управление (2,5 % от величины импульса), км/с Масса головного блока после выдачи отлетного импульса, кг

3,297

2 929

Масса рабочего топлива РБ, кг

5 311

Масса КА на гиперболической отлетной траектории (стартовая масса КА), кг

1 850

0,082

Таблица 2 Основные результаты проектно-баллистического анализа гелиоцентрического участка Событие Выход из грависферы Земли Гравитационный маневр у Земли Пролет 55 Pandora Пролет 16 Psyche Пролет 69 Hesperia

Дата (Юлианская дата) 21 декабря 2025 04:28:10.970 UTC (2461030.68623808) 3 апреля 2027 10:29:49.690 UTC (2461498.93738067) 22 мая 2028 20:39:09.305 UTC (2461914.36052436) 3 марта 2030 23:24:45.523 UTC (2462564.47552689) 2 июля 2034 07:43:48.541 UTC (2464145.82208959)

Масса КА, кг 1 850 1 606 1 606 1 297 1 134

Проектно-баллистический анализ позволил выявить, что суммарная длительность экспедиции составит около 8,5 лет, масса КА не более 1 850 кг, суммарные затраты рабочего тела ЭРДУ для данного перелета составят 715,7 кг, моторное время ЭРДУ не более 17 479 ч. По результатам проектно-баллистического анализа была проведена разработка проектного облика КА с маршевой ЭРДУ для облёта астероидов из состава Главного астероидного пояса, определен состав КА, разработана проектная трехмерная модель КА, определены габаритно-массовые характеристики, основные параметры систем, разработана массовая сводка КА. Общий вид КА в рабочем положении представлен на рис. 1. Расположение КА под головным обтекателем (ГО) ракеты-носителя в составе космической головной части представлено на рис. 2. 69

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рис. 1. Общий вид КА в рабочем положении

Рис. 2. Расположение КА под головным обтекателем (ГО) ракеты-носителя в составе космической головной части (одна створка ГО условно не показана)

Библиографические ссылки 1. Фундаментальные космические исследования. В 2 кн. Кн. 2. Солнечная система / под науч. ред. д-ра техн. наук, проф. Г. Г. Райкунова. М. : Физматлит, 2014. 456 с. 2. Математическая теория оптимальных процессов / Л. С. Понтрягин, В. Г. Болтянский, Р. В. Гамкрелидзе и др. М. : Наука, 1983. 392 с. 3. М. С. Константинов, Тейн Мин. Анализ сложных схем полета к Сатурну с использованием гравитационных маневров и импульсов скорости в глубоком космосе [Электронный ресурс] // Тр. МАИ : электрон. журн. 2012. № 52. URL: http://trudymai.ru/published.php? ID=29458 (дата обращения: 15.03.2018). © Комбаев Т. Ш., Гуров Р. И., Верин Н. С., 2018

70

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

УДК 621.44: 662.41 МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ПРИМЕНИМОСТИ ПРОМОТИРОВАННЫХ УГЛЕВОДОРОДНЫХ ГОРЮЧИХ ДЛЯ ХИМИЧЕСКИХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ М. В. Масюков1, Д. А. Панкин1, Е. Ю. Журкина1, В. В. Цыпелев2 1

Военная академия РВСН имени Петра Великого Российская Федерация, 143900, Московская область, г. Балашиха, ул. Карбышева, 8 E-mail: [email protected] 2 АО «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко» Российская Федерация, 141401, Московская область, г. Химки, ул. Бурденко, 1 E-mail: [email protected]

При создании химических реактивных двигателей (ХРД) для высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) на основе углеводородных горючих (УВГ) отсутствует методика, позволяющая проводить оценку определения характеристик, применимости и эффективности углеводородных горючих для создаваемых ХРД ВЛА, промоторов горения, позволяющих повысить и улучшить характеристики горения УВГ для ХРД ВЛА. Предлагаемая методика позволит оценивать целесообразность и эффективность применения УВГ и промотированных УВГ еще на стадии разработки ХРД ВЛА. Ключевые слова: химический реактивный двигатель, высокоскоростной летательный аппарат, углеводородное горючее, промоторы горения, методика оценки. METHODS OF ASSESSING THE APPLICABILITY OF THE PROMOTED CHEMICAL HYDROCARBON FUELS FOR JET ENGINES M. V. Masyukov1, D. A. Pankin1, E. Yu. Zhurkina1, V. V. Tsipilev2 1

The Military Academy of Strategic Rocket Troops after Peter the Great 8, Karbysheva Str., Balashikha, Moscow region, 143900, Russian Federation E-mail: [email protected] 2 JSC “NPO Energomash named after academician V. P. Glushko” 1, Burdenko Str., Khimki, Moscow region, 141401, Russian Federation E-mail: [email protected]

Abstract: In the production of chemical jet engines (CJE) for high-speed aircraft (HSA) on the basis of hydrocarbon fuels (hydrocarbons) is no methodology that enables the assessment determine the characteristics, applicability and effectiveness of hydrocarbon fuels to generate CJE HSA, promoters of combustion, allows to increase and to improve the burning characteristics of hydrocarbon gases for CJE HSA. The proposed method will allow to assess the feasibility and effectiveness of the use of hydrocarbon gases and promoted hydrocarbon gases at the stage of development of CJE HSA. Keywords: chemical jet engine, high-speed aircraft, hydrocarbon fuel, combustion promoters, evaluation technique. Для полетов ВЛА с ХРД на скорости превышающую скорость звука в несколько раз и на высоте выше 20 км, предлагается оснащать их ХРД, однако применение в них известных углеводородных горючих сталкивается с рядом проблем: необходимость обеспечения подго71

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

товки и воспламенения смеси в высокоскоростном воздушном потоке в течение пребывания ее в камере сгорания (КС) порядка десяти мс; по мере разгона ВЛА изменяется режим течения воздуха в ХРД; обеспечение воспламенения топливовоздушной смеси в заданной области камеры сгорания двигателя; обеспечение максимальной полноты сгорания углеводородного горючего, для обеспечения экономичной и эффективной работы ХРД ВЛА. При этом, эффективность применения углеводородных горючих возрастает с увеличением их плотности, что ведет к снижению массогабаритных характеристик ВЛА. Использование углеводородных горючих в ХРД ВЛА возможно только при значительном уменьшении периода задержки воспламенения (ПЗВ) топлив и повышении их горючести [1; 2]. Это достижимо: путем активации горючего при помощи добавок промоторов горения для повышения горючести. Однако вопросы, связанные с химической активацией топливновоздушных смесей [3], исследованы недостаточно, что сдерживает разработку эффективных и экономичных топлив на основе углеводородных горючих для ВЛА [1]. Реализация преимуществ ВЛА сопряжена с решением проблемных химмотологических вопросов: организация горения в высокоскоростном воздушном потоке, охлаждение конструкции двигателя, обеспечение высокой тяги и полноты сгорания горючего в КС ХРД ВЛА [9]. Решение этих вопросов возможно при разработке новых методов исследования процесса горения топливо-воздушных смесей, базирующихся как на фундаментальных исследовательских стендах, так и на модельных установках [6; 8; 9]. Одним из них является метод исследования процессов горения газообразных углеводородных горючих в перепускной установке постоянного объема [4; 5]. Таким образом, весьма актуальным является модернизация и доработка экспериментальной перепускной установки постоянного объема, с целью определять характеристики горения углеводородных горючих в сверхзвуковом воздушном потоке и разработке методики, позволяющей определить характеристики горения углеводородных горючих – ПЗВ и скорость нормального горения при условиях полета ВЛА с ХРД. В ходе проведения работы были Подтверждены возможности определения нормальной скорости горения и периода задержки воспламенения ТВС на основе углеводородных горючих с использованием модифицированной лабораторной установки «Пламя» и разработанной методики на основе термобарометрического метода в пределах установленной относительной погрешности измерений. По результатам проведенных расчётно-экспериментальных исследований с использованием разработанной методики рекомендовано для снижения периода задержки воспламенения и времени полного сгорания использовать двигателях высокоскоростных летательных аппаратов синтетические горючие, активированные промотирующими добавками [9]. Результаты исследований отражены в публикациях и отчетах по НИР с участием авторов работы и реализованы, запатентованы составы горючих, получивших высокую оценку на выставочных и конкурсных мероприятиях, программы для ЭВМ [4–7], позволяющие обрабатывать получаемые данные; разработаны научно–обоснованные и экспериментально подтвержденные рекомендации по применению методики [8; 9] для определения эффективности и возможности использования промотированных углеводородных горючих для ХРД ВЛА. Библиографические ссылки 1. Горение и взрыв / под общ. ред. д-ра физ.-мат. наук С. М. Фролова. Вып. 4. М. : ТОРУС РЕСС, 2011. 448 с. 2. Химия горения / под ред. У. Гардиера. М. : Мир, 1988. 464 с. 3. Масюков М. В., Гончаренко В. И. Способ нейтрализации высокотоксичного ракетного топлива «Гептил» с помощью катализаторов низкотемпературного окисления // Прикладная математика и механика в аэрокосмической отрасли (NPNJ’2018) : материалы XII Междунар. конф. (24–31 мая 2018 г., Алушта). М. : Изд-во МАИ, 2018. С. 506–507. 72

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

4. Масюков М. В., Журавлева Н. Г., Радионов А. В. Исследование возможностей применения технологии data distribution service для интеллектуальной обработки данных // Нейрокомпьютеры и их применение : тез. докл. XVI Всерос. науч. конф. М., 2018. С. 390–392. 5. Отраслевой стандарт СТО 08151164-0144–2013. Методика определения характеристик горения углеводородных топлив на лабораторной установке «Пламя». М. : Стандартинформ, 2013. 6. Патент программа для ЭВМ «Программа расчета характеристик горения углеводородных горючих для ХРД» RU № 2015616579, 2015. 7. Патент программа для ЭВМ «Модуль для обработки больших массивов данных» RU № 2018615273, 2018. 8. Сергеев С. М., Масюков М. В. Оценка нормальной скорости распространения пламени углеводородных топлив на устройстве «Горелка» // Тр. 25 ГосНИИ МО РФ. Вып 56 ; под общ. ред. В. В. Середы. М. : Изд-во «Перо», 2014. С. 131–135. 9. Сергеев С. М., Петрухин Н. В., Масюков М. В. Экспериментальное исследование горения углеводородных горючих в воздухе // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та им. акад. С. П. Королёва (нац. исслед. ун-та). 2015. Т. 14, № 2. С. 179–183. © Масюков М. В., Панкин Д. А., Журкина Е. Ю., Цыпелев В. В., 2018

73

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.78 РАЗГОННЫЙ БЛОК НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ Г. С. Нахапетян, А. Д. Андреев, К. А. Бражников, А. Б. Богданович АО «Корпорация «Московский институт теплотехники» Российская Федерация, 127273, г. Москва, ул. Березовая аллея, 10 E-mail: [email protected]

Решена проблема создания разгонного блока с двигательной установкой на твердом топливе. Разгонный блок на твердом топливе прорабатывается с целью обеспечения конкурентоспособности РФ в сфере услуг по выведению космических аппаратов (КА) на низкие околоземные орбиты. Минимальная стоимость достигается за счет использования ракеты-носителя (РН) типа «Союз-2» и разгонного блока с двигательной установкой на твердом топливе, что обеспечивает упрощение изготовления и эксплуатации по сравнению с существующими аналогами. Ключевые слова: разгонный блок, твердое топливо, ракета-носитель, космический аппарат. BOOSTER BLOCK ON SOLID FUEL G. S. Nahapetyan, A. D. Andreev, K. A. Brazhnikov, A. B. Bogdanovich JSC “Corporation “Moscow Institute of Heat Engineering” 10, Berezovaya alley, Moscow, 127273, Russian Federation E-mail: [email protected]

This scientific work is devoted to creation of a booster block with a propulsion system on solid fuel. The booster block on solid fuel is designed in order to ensure the competitiveness of Russian Federation in a services sector of launching spacecrafts on low-earth orbits. The minimum cost is achieved by the means of the carrier rocket “Soyuz-2” and the booster block with a propulsion system on solid fuel, which simplifies manufacturing and operation in comparison with existing analogues. Keywords: booster block, solid fuel, carrier rocket, spacecraft. В состав ракет-носителей наряду с маршевыми ступенями могут входить разгонные блоки (РБ), предназначенные для довыведения полезной нагрузки с низкой опорной или переходной орбиты на целевые орбиты. Созданные в настоящее время и разрабатываемые отечественные РБ комплектуются жидкостными двигательными установками (ДУ), использующими либо крайне токсичные долгохранимые компоненты – азотный тетраоскид в сочетании с несимметричным диметилгидразином (РБ типа «Волга», «Фрегат», «Фрегат-М» «Фрегат-СБ», «Бриз», «Бриз-КМ»), либо криогенный жидкий кислород с керосином (РБ «ДМС-SL), или с жидким водородом (РБ КВТК и 12 КРБ), что не обеспечивает продолжительную готовность к пуску, необходимую на случай непредвиденной задержки. Создание РБ на твёрдом топливе позволит, при поддержании допустимого температурно-влажностного режима, достигнуть практически неограниченной продолжительности пребывания РБ в готовности к пуску с обеспечением безопасности его хранения, перевозки, установки на РН и предстартовой подготовки. Также РБ позволит снизить трудоемкость подго74

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

товки пуска, в том числе за счет минимизации количества подготовительных операций на стартовой позиции. Кроме того, создание РБ на твёрдом топливе обеспечит возможность увеличения количества изготовляемых РБ путем подключения мощностей оборонно-промышленного комплекса, поддержание равномерной загрузки твердотопливного производства. Проектно-конструкторская разработка РБ на твёрдом топливе проводилась исходя из применений РБ в составе серийно изготавливаемых РН среднего класса (базовый вариант – РН «Союз-2») в качестве средства довыведения космических аппаратов (КА) на низкие околоземные орбиты, в том числе солнечно-синхронные. В качестве расчетной задачи [1] рассматривалось выведение в составе РН единичного или нескольких КА общей массой до 3 000 кг через переходную эллиптическую орбиту с перигеем и апогеем, соответственно, 400 и 850 км на целевую круговую орбиту высотой 850 км с обеспечением точности довыведения (3σ): – по высоте орбиты 5 км; – по наклонению 0,05°; – по местному времени восходящего узла 5 мин. Для исключения засорения космического пространства отработавшими объектами предусматривался перевод РБ на орбиту утилизации со временем существования менее 25 лет – в расчетном случае на орбиту с параметрами, соответствующими переходной орбите. Предусматривалось обеспечить гарантийный срок РБ длительностью 5 лет, а также возможность его транспортирования в полностью собранном состоянии без заправки азотом газореактивной системы в штатной укупорке автомобильным, железнодорожным и авиационным транспортом. Технический облик РБ базируется, в основном, на использовании разработанных ранее двигателей на низкотемпературном экологически-чистом твердом топливе без добавок металла, газореактивной системы ориентации на газообразном азоте, малогабаритной бесплатформенной инерциальной навигационной системы комплексированной бортовой аппаратурой спутниковой навигации, системы телеизмерений, обеспечивающей передачу телеметрический информации на наземные измерительные пункты с высокой точностью. Высокая отработанность и большой объем проведенной наземной экспериментальной отработки элементов двигательной установки, газореактивной системы ориентации и других элементов РБ обеспечивает высокую вероятность безотказной работы РБ. Конструкция РБ [2–6] обладает значительным модернизационным потенциалом повышения уровня энергетических характеристик, в том числе путем увеличения запаса топлива ДУ, а также обеспечения гашения ДУ и повторного запуска. Базовой РН предполагается линейка «Союз-2», но конструктивно-компоновочная схема РБ предусматривает возможность изменения посадочного переходника, не внося существенных изменений в конструкцию РБ и ДУ, что обеспечивает относительно простую модернизацию РБ для использования на любых других РН среднего класса. Разработка РБ может быть проведена в сжатые сроки силами кооперации организацийразработчиков и заводов-изготовителей, сложившиеся в период ранее проводимых работ. Технические решения, базирующиеся на опыте АО «Корпорация «МИТ» по созданию образцов ракетной техники на твердом топливе, обеспечивают в течение трех лет возможность создания РБ с проведением штатного пуска. В рамках требований по диверсификации производственных мощностей и анализа текущей конъектуры рынка космических услуг разработка разгонного блока на твердом топливе, предлагаемая АО «Корпорация «МИТ», в полной мере отвечает текущей ситуации. Выводы 1. Результаты проведенных проработок по разгонному блоку с двигательной установкой на твердом топливе, предназначенного для использования на ракетах-носителях среднего класса, в частности на ракете-носителе типа «Союз-2», подтверждают возможность вы75

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

полнения совокупности всех заданных требований по обеспечению довыведения одного или нескольких космических аппаратов на низкие околоземные орбиты, в том числе солнечносинхронные. 2. Технический облик РБ базируется на использовании разработанных ранее двигателей на низкотемпературном безметальном твердом топливе, газореактивной системы ориентации на газообразном сжатом азоте, малогабаритной бесплатформенной инерциальной навигационной системы (комплексированной бортовой аппаратурой спутниковой навигации), системы телеметрических измерений, обеспечивающей передачу телеметрический информации на наземные измерительные пункты с высокой точностью. 3. Разработка РБ может быть проведена в сжатые сроки (с выходом на проведение штатного пуска через три года после начала работ) при минимальных затратах за счет применения отработанных технических решений и существующих агрегатов и элементов для создания элементов РБ. Конструкция РБ обладает значительным модернизационным потенциалом повышения уровня энергетических характеристик, в том числе путем увеличения запаса топлива ДУ, а также за счет обеспечения гашения ДУ и повторного запуска. 4. Использование РБ обеспечивает довыведение КА массой до 3 250 кг с переходной эллиптической орбиты высотами перигея и апогея 400 и 850 км соответственно на круговую орбиту высотой 850 км с точностью: по высоте орбиты – ±5 км, по наклонению – ±0,05, по местному времени восходящего узла – ±5 мин. Масса снаряженного РБ составляет 870 кг. Конструкция РБ обеспечивает довыведение нескольких КА в одном пуске РН. 5. С целью исключения засорения космического пространства отработавшим РБ предусмотрен перевод РБ на орбиту утилизации со сроком существования не более 25 лет. 6. Обеспечивается безопасность транспортирования РБ от завода-изготовителя до полигона и его подготовки к пуску в сжатые сроки (не более 6 рабочих дней). Библиографические ссылки 1. Сихуралидзе Ю. Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М. : БИНОМ, 2011. 2. Соломонов Ю. С., Сухадольский А. П., Васильев Ю. С.. Космические ракетные комплексы с твердотопливными ракетами «Старт» и «Старт-1». М. : Универсум, 2000. 3. Соломонов Ю. С., Сухадольский А. П., Васильев Ю. С. Методические основы создания космических ракетных комплексов легкого класса. М. : Универсум, 2003. 4. Соломонов Ю. С., Липанов А. М. Твердотопливные регулируемые двигательные установки. М. : Машиностроение, 2011. 5. Дунаев П. Ф., Леликов О. П.. Конструирование узлов и деталей машин. М. : Академия, 2008. 6. Анурьев В. И. Справочник конструктора-машиностроителя. В 3 т. М. : Машиностроение, 2006. © Нахапетян Г. С., Андреев А. Д., Бражников К. А., Богданович А. Б., 2018

76

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

УДК 629.783.525 МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСТАТКА ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНЫХ ПОДСИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ПО ТЕПЛОЁМКОСТИ, ИМЕЮЩАЯ ПОВЫШЕННЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ ТОЧНОСТИ А. А. Рудько1, Е. А. Гордеев2, А. С. Богомолов3 АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассматриваются результаты математического моделирования для разработки методики определения остатка топлива двигательных подсистем КА по теплоемкости. Ключевые слова: космический аппарат, бак, датчик, топливо, рабочее тело, двигатель, двигательная установка, система коррекции, блок хранения и подачи топлива, теплоемкость, точность. THE INCREASED ACCURACY DETERMINING METHOD OF THE REMAINING PROPELLANT OF THE PROPULSION SUBSYSTEMS OF THE SPACECRAFTS BY HEAT CAPACITY А. А. Rudko1, E. A. Gordeev2, A. S. Bogomolov3 JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

The report examines the results of mathematical modeling for the development of a method of determining the remaining fuel of propulsion subsystems by a heat capacity Keywords: spacecraft, tank, sensor, fuel, working fluid, engine, propulsion system, correction system, fuel storage and delivery unit, heat capacity, accuracy. Срок службы КА в основном ограничен запасом топлива бортовой двигательной подсистемы, обеспечивающей ориентацию и коррекцию орбиты КА. Для прогнозирования максимально возможного времени эксплуатации КА, а также планирования своевременного выведения КА из системы, увода его на орбиту захоронения и замены КА в данной рабочей точке на новый, необходимо точное определение остатков топлива на различных этапах САС. В процессе эксплуатации в условиях невесомости непосредственно измерить массу оставшегося топлива баках не представляется возможным. Оценивать величину остатков топлива в баках приходится косвенными методами. Применяемые методики определения текущего остатка основаны на следующих принципах: 1. Учет расхода топлива по информации о суммарной наработке (количество и длительность включений) всех двигателей СК. Остаток вычисляется как разность между начальной заправкой и израсходованной массой топлива. Метод применим как для газа, так и для жидкости. Данная методика позволяет определить остаток топлива с точностью ±9,5 % (или ±2,85 кг при начальной заправке ~30 кг). 2. Оценка остатка топлива по объему вытесняющего газа, рассчитанному по известным значениям температуры и давления газа с применением либо универсального уравнения состояния газа (Клапейрона–Менделеева) либо реальной диаграммы состояния газа. 77

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Данная методика позволяет определить остаток топлива с точностью ±5,7 % (или ±1,7 кг при начальной заправке ~30 кг) [1]. Также существует методика определения массы топлива по его теплоемкости по изменению температуры при тестовом воздействии (включении нагревателя) [2]. Данная методика позволяет более точно определить остаток топлива в баках (с точностью от 0,5 до 1,5 %), но требует наличия достаточно точной и сложной тепловой модели системы «бак – топливо – элементы конструкции КА», а также экспериментальных данных по поведению температуры системы при различных заправках и известной мощности нагревателя в условиях, приближенных к реальным (вакуум, температура). В отечественной космической отрасли методика определения массы топлива по изменению температуры системы «бак – топливо – элементы конструкции КА» практически не используется, но широко применяется на западе. Характеристики и конструкция баков двигательных подсистем российских КА отличается от зарубежных аналогов, что требует разработки собственной методики определения остатков топлива в баках. Увеличение точности определения остатка топлива двигательных подсистем КА позволит увеличить срок службы КА от 4 до 12 мес. На КА разработки АО «ИСС» в составе системы коррекции используется блок хранения и подачи (БХП) С5.155.0000-0(-01). На внешнюю поверхность БХП устанавливаются электрообогреватели, датчики температуры, каркасы экранно-вакуумной теплоизоляции и сама теплоизоляция. Общий вид БХП без экранно-вакуумной теплоизоляции показан на рис. 1.

Рис. 1.– Общий вид БХП

Разработчику и изготовителю КА со стороны заказчика предъявляются жесткие требования по точности определения остатка топлива. Так, согласно последим требованиям коммерческого заказчика, точность определения остатка топлива в конце САС (за один год до конца) должна быть ± 1 месяц, что эквивалентно погрешности ± 0,55 % (или ± 0,164 кг при САС 15,25 лет и заправке 30,0 кг). Разработчик должен предложить методики мониторинга остатка топлива и дать оценки погрешности этих методик, удовлетворяющие заказчика. Существующие методики позволяют оценить остаток топлива на конец САС с точностью ±5,7 %. Для увеличения точности оценки остатков топлива разрабатывается методика на основе анализа температурного режима работы БХП и электрообогревателей по показаниям температурных датчиков. Методика заключается в оценке периода включения электрообогревателей в зависимости от внешнего окружения бака и количества топлива. Для увеличения точности оценки разработана детальная тепловая математическая модель БХП, учитывающая внешнее окружение. 78

Секция 2. «СИСТЕМНЫЕ И ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ …»

Внешний вид расчётной модели приведён на рис. 2.

Рис. 2. Внешний вид расчётной тепловой математической модели

На разработанной тепловой модели проведены предварительные тепловые расчёты. Результаты теплового расчёта по контрольному датчику при полной заправке бака (30,0 кг) приведены на рис. 3. Результаты теплового расчёта по контрольному датчику при минимальной заправке бака (1,0 кг) приведены на рис. 4.

Рис. 3. Результаты теплового расчёта БХП при полной заправке бака (30,0 кг)

Анализ результатов теплового расчёта БХП показывает, что длительность периода работы ЭО (прогрева БХП) коррелируется с количеством заправки бака БХП. Это позволяет получить достаточно точный прогноз количества топлива в баке и достичь целевых параметров по точности оценки топлива на конец срока активного существования КА. Для верификации и валидации тепловой модели БХП потребуются экспериментальные исследования тепловых режимов БХП в лётных условиях с набором статистических данных на основе телеметрической информации эксплуатируемых КА АО «ИСС». 79

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рис. 4. Результаты теплового расчёта БХП при минимальной заправке бака (1,0 кг)

Полученные результаты: а) разработана тепловая математическая модель топливного бака и проведены предварительные тепловые расчеты; б) анализ результатов показывает, что динамика температуры бака в зависимости от длительности работы ЭО коррелируется с количеством топлива в баке. Ожидаемые результаты: а) прикладное применение экспериментальных данных, полученных при лётной эксплуатации КА; б) валидация тепловой математической модели системы «бак – топливо – элементы конструкции КА»; в) методика определения остатков топлива в баке, имеющая показатели точности от 0,5 до 1,5 % на конец срока активного существования КА; г) прогнозирование реальных сроков активного существования эксплуатируемых КА. Результаты работы позволят: а) прогнозировать фактический срок функционирования КА по целевому назначению и рационально координировать программы запусков КА; б) использовать разработанную методику на предприятиях отрасли взамен существующих методик. Библиографические ссылки 1. Пичугина Т. В., Ермошкин Ю. М. Оценка погрешности определения остатка топлива двигательных подсистем КА // Решетневские чтения : материалы Междунар. науч. конф. Красноярск, 2015. Т. 1. 2. Yendler B., Dr. Unconventional Thermal Propellant Gauging System // 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. American Institute of Aeronautics, 2007. P. 1–5. © Рудько А. А., Гордеев Е. А., Богомолов А. С., 2018

80

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

Секция 3 «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКОЙ, А ТАКЖЕ ПРОБЛЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО МУСОРА» УДК 629.76.78 ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕХНОЛОГИИ ВЗАИМНОЙ НАВИГАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В ГРУППЕ А. А. Аристов, К. И. Хрипунков, М. А. Епринцев, Л. С. Мамедова, Д. В. Еленин Научный руководитель – В. В. Перлюк Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения Российская Федерация, 190000, г. Санкт-Петербург, ул. Большая Морская, 67 E-mail: [email protected]

В современных реалиях более выгодно использовать систему из множества микроспутников. Для обеспечения надёжной управляемости данной системой предлагается использовать оптический метод и новые алгоритмы, рассмотренные в статье. Ключевые слова: микрокосмический аппарат (МКА), спутник Cubesat, преобразования Лурье, алгоритмы относительной ориентации космических аппаратов. EXPLORATION OF THE TECHNOLOGY OF RELATIVE NAVIGATION AND ORIENTATION OF SMALL SATELLITES IN THE GROUP А. A. Aristov, K. I. Khripunkov, M. A. Eprintsev, L. S. Mamedova, D. V. Elenin Scientific Supervisor – V. V. Perliouk Sankt-Petersburg State University of Aerospace Instrumentation 67, Bolshaya Morskaya Str., Sankt-Petersburg, 190000, Russian Federation E-mail: [email protected]

In modern realities, it is more profitable to use a system of many micro-satellites. To ensure reliable control of this system, it is proposed to use the optical method and new algorithms discussed in the article. Keywords: the micro spacecraft (TMS), Cubesat satellite, convert Lurie, algorithms relative orientation of the spacecraft. Космонавтика не стоит на месте. В современных реалиях вместо запуска на орбиту крупногабаритных спутников массой порядка 100 килограммов, требующего большое количество ресурсов, гораздо лучше использовать системы из спутников с массами порядка десятков килограммов. Это выгодно по нескольким причинам. 1. Возможность вывода на орбиту несколько спутников за один запуск. 2. Надёжность, заключающаяся в способности системы спутников продолжить выполнять задачу после выхода из строя одного или нескольких отдельных спутников. 3. Некоторое уменьшение стоимости всего проекта. 81

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Основная цель проекта заключается в исследовании методов управления взаимной навигацией и ориентацией МКА в группе. При этом решаются как теоретические (алгоритмы и математические модели управления), так и прикладные задачи, включающие разработку элементов бортового оборудования МКА. Перспективной целью проекта может являться создание информационной сети телеуправления на базе космических средств навигации и связи. Для проведения исследований используется модель спутника формата Cubesat. Рассмотрим на примере этой модели схему оптико-электронной относительной навигации. На модели установлено 24 инфракрасных светодиода, расположенных на боковых сторонах группами по 4 штуки. Зная размеры наблюдаемого спутника и точное расположение светодиодов на каждой грани, можно определить координаты вершин куба. Далее будем в расчётах использовать именно эти координаты для упрощения вычислений. Примем, что оси координат, относительно которых рассматривается положение спутников, расположены следующим образом: ось OY направлена вертикально вверх, ось OX – по направлению движения спутника, ось OZ – вправо для наблюдателя, смотрящего вдоль оси OX. Положение ведомого спутника относительно ведущего определяется тремя углами Эйлера. Определим матрицы направляющих косинусов при переходе от исходной системы координат 0XYZ к системе координат OXbYbZb, связанной с корпусом ведущего спутника. Сначала рассмотрим поворот спутника из исходного положения относительно оси 0X на угол  против часовой стрелки, если наблюдать с положительной части оси 0Y [1]: cos  0  sin   A    0 1 0  .  sin  0 cos  

(1)

Матрица Aψ – это оператор, преобразующий начальные координаты X, Y, Z в координаты X’, Y’, Z’. Аналогично рассмотрим поворот на угол  относительно оси OY’ против часовой стрелки при наблюдении со стороны положительной части промежуточной оси OZ’ и поворот на угол  против часовой стрелки относительно промежуточной оси OZ’’ при наблюдении со стороны положительной части промежуточной оси OX’’:  cos  sin  0  A     sin  cos  0  ,  0 0 1 

(2)

0 0  1  A    0 cos  sin   .  0  sin  cos  

(3)

Полная цепочка преобразований такова:

 X bYb Zb   A  X 'Y ' Z '  A

A  X '' Y '' Z ''  A A A  XYZ .

(4)

Ведем обозначение A  A  A A  , где матрица А – искомая матрица преобразования из начальной системы координат OXYZ в систему координат OXbYbZb, связанную сведущим спутником. В результате получим следующее:

 X bYb Zb   A  XYZ . 82

(5)

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

В этом случае матрица А имеет следующую структуру1:

cos  cos  sin   cos  sin     A  sin   sin   cos   cos   sin  cos   cos  cos   sin   sin   sin   cos   . (6)  sin   cos   sin   cos sin   sin   cos  cos   cos   sin   sin   sin  Так как матрица направляющих косинусов А является ортогональной, то обратная матрица C = A–1 = AT имеет следующий вид:  cos  cos  sin   sin   cos   cos   sin  sin   cos   sin   cos sin   . A   sin  cos   cos   sin   cos     cos  sin  cos   sin   sin   sin   cos  cos   cos   sin   sin   sin 

(7)

Матрица С позволяет перейти обратно от системы координат, связанной с ведущим спутником, к изначальной системе координат:

 XYZ   С  X bYb Zb .

(8)

Полученная таким образом матрица используется для дальнейших измерений, производимых с помощью камеры. При измерении камера снимает всю видимую часть макета. Далее программно выделяется положение инфракрасных светодиодов, которое используется в расчётах. При первом, калибровочном, измерении модель спутника устанавливается на заранее определённом расстоянии и в определённом положении относительно камеры. Производится съёмка макета. Определяются коэффициенты, необходимые для дальнейшей работы рассматриваемой системы. После калибровки модель спутника располагается в произвольном положении относительно камеры с помощью регулируемых управляющих элементов, проводится видеосъёмка. Положения вершин модели спутника относительно камеры программно вычисляются, затем заносятся в массив измерений. Значения из данного массива сравниваются с реальными углами ориентации, задаваемыми при позиционировании модели. Результат сравнения выводится на печать в командном окне после выполнения программы. На основе полученных данных составляется оценка математического ожидания и дисперсии многократно проведённых измерений. Для получения достаточно качественных результатов измерения должны проводиться многократно. Полученные на данный момент практические результаты подтвердили правильность проведённых теоретических исследований. Новизна проекта заключается в разработке новых: 1. Оптико-электронной системы относительной ориентации и навигации близко расположенных спутников на орбите. На ее основе формируются новые алгоритмы относительной ориентации космических аппаратов. 2. Теоретических основ для обоснованного выбора концепции и сценария управления группой спутников как единого рассредоточенного объекта управления, состава бортовых навигационных датчиков каждого малого спутника в группе в зависимости от конкретной решаемой задачи. 3. Систем оценки параметров относительного движения спутников с учетом внешних воздействий, ошибок измерителей, влияния гравитационных аномалий [2]. 4. Законов автономного управления каждым малым спутником и работой их бортовых исполнительных элементов для формирования требуемого вектора управляющей силы. Рассматриваемые в данной работе алгоритмы предназначены для управления взаимным положением находящихся на орбите микрокосмических аппаратов, образующих единую сеть. При этом обеспечивается удержание определённого расстояния между отдельными 83

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

спутниками, недопущение превышения максимально допустимого расстояния между спутниками, на котором невозможно в силу помех обеспечить устойчивую радиосвязь между спутниками, ориентации спутника, оснащённого антенной и обеспечивающего связь с управляющим наземным либо орбитальным центром, маневрирование всей системы, обеспечение минимального расхода энергии и топлива во время маневрирования [3]. Данная сеть спутников может применяться для проведения исследовательских миссий, организации низкоорбитальных средств связи (например, для более качественного телеуправления отдалёнными наземными объектами по сравнению с использованием сети Интернет). Библиографические ссылки

1. Лурье А. И. Аналитическая механика. М. : Физмалит, 1961. 2. Nebylov A. V., Medina Padron A. E. Relative Motion Control of Nano-Satellites Constellation // 2015 IFAC Workshop on Advanced Control and Navigation for Autonomous Aerospace Vehicles. Spain, 2015. 3. A Panferov., Nebylov A., Brodsky S. Synthesis of a control system for relative motion of closely spaced satellites // 3rd International Conference and Exhibition on Satellite & Space Missions. Spain, 2017. © Аристов А. А., Хрипунков К. И., Епринцев М. А., Мамедова Л. С., Еленин Д. В., 2018

84

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 629.786.2:629.784 АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ПРОЦЕССА ОТДЕЛЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМОГО КОРАБЛЯ ОТ ОРБИТАЛЬНОЙ СТАНЦИИ В НЕШТАТНЫХ СИТУАЦИЯХ

Н. В. Богомолов ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а Е-mail: [email protected]

Моделирование и анализ динамики отделения пилотируемого корабля от орбитальной станции позволяет разработать алгоритмы, обеспечивающие безударность процесса и, как следствие, безопасность экипажа даже в нештатных ситуациях. Ключевые слова: пилотируемый корабль, орбитальная станция, безопасность экипажа, алгоритм отделения. DYNAMICS ANALYSIS OF MANNED SPACECRAFT SEPARATION FROM SPACE STATION DURING CONTINGENCY CASES

N. V. Bogomolov S. P. Korolev Rocket and Space Corporation “Energia” 4а, Lenin Str., Korolev, 141070, Moscow Region, Russian Federation Е-mail: [email protected]

Dynamics modeling and analysis of manned spacecraft separation from an orbital space station makes it possible to develop strategies ensuring absence of collisions and, as a consequence, crew safety during this process even in the contingency cases. Keywords: manned spacecraft, space station, crew safety, separation strategy.

Развертываемые на орбите долговременные орбитальные станции (ДОС) требуют присутствия экипажа для расширения спектра проводимых экспериментов и поддержания работоспособности станционных систем. Поскольку в процессе эксплуатации ДОС есть подтверждаемая практикой вероятность возникновения различных нештатных и аварийных ситуаций, требующих действий по обеспечению безопасности экипажа вплоть до покидания им станции в кораблях-спасателях, особую актуальность имеет проблема экстренного спасения экипажа станции. В настоящее время перед разработчиками алгоритмов действий экипажа и логики работы исполнительных элементов бортовой автоматики как международной космической станции (МКС), так и транспортного пилотируемого корабля (ТПК) «Союз МС» стоит много новых задач. Необходимо решать проблемы, связанные с организацией полетов на МКС новых кораблей CST-100 Starliner и Dragon V2 (существующие алгоритмы отделения предполагают присутствие в составе станции только ТПК «Союз МС»), разработать алгоритмы эвакуации экипажа на пилотируемом транспортном корабле нового поколения «Федерация». В обозримом будущем не исключено появление окололунной станции Lunar Orbital Platform-Gateway, для которой также понадобится разработать комплекс мер безопасности. Ввиду того, что столкновение корабля со станцией может привести к катастрофическим последствиям, именно безударность процесса отделения выступает в качестве основного критерия безопасности. Таким образом, главной целью является обеспечение безударного 85

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

отделения пилотируемых кораблей от ДОС при возникновении ситуации, требующей срочного спасения экипажа. В число основных задач входят разработка программной реализации динамической модели процесса отделения кораблей от станции, исследование безударности процесса отделения пилотируемых транспортных кораблей по имеющимся для них в бортовой документации алгоритмам при возникновении наиболее вероятных нештатных ситуаций, выдача рекомендаций для коррекции действующих или (в случае необходимости) построения новых алгоритмов безопасного экстренного увода кораблей от ДОС. Для решения задач, связанных в том числе и с моделированием процесса отделения пилотируемого корабля от орбитальной станции, используются такие программные комплексы, как MSC.Adams и EULER. Они обладают обширным спектром возможностей, однако выполнение ряда действий в них (например, моделирование системы управления) слишком неудобно и сопряжено с дополнительными трудностями. Этот фактор вкупе с относительно медленной (в случае с EULER) скоростью вычислений (что критично при проведении больших серий расчетов), а также высокой стоимостью лицензий на использование данных продуктов показал целесообразность разработки быстродействующей, простой и удобной в использовании программной реализации динамической модели рассматриваемого процесса. Разработанная автором программа для анализа динамики процесса отделения позволяет осуществлять численное интегрирование уравнений движения различными способами (как правило, используется метод Рунге-Кутты четвертого порядка) и выдавать заключение о безударности процесса на основе вхождения/отсутствия вхождений точек, лежащих на поверхности корабля, в опасную зону, формируемую элементами конструкции станции. Описание лежащей в основе программы математической модели с примерами расчетов приведено в [1–4]. Решение аналогичных задач в MSC.Adams и EULER дало результаты, с очень большой точностью совпадающие с полученными в разработанной программе, но занимало больше времени. Анализ возможных нештатных и аварийных ситуаций [5] показал, что наиболее вероятными из них представляются пробой гермообъема станции микрометеороидом или частицей космического мусора либо отказ системы управления. В отличие от остальных сценариев (заболевание одного или нескольких членов экипажа, утечка аммиака) эти два случая характеризуются возможной потерей ориентации и стабилизации станции, что значительно усложняет расстыковку. Важно отметить, что в настоящее время для транспортных пилотируемых кораблей «Союз МС» в бортовой документации (БД) нет специального алгоритма для отделения от нестабилизированной МКС, а включенные в БД алгоритмы имеют строгие ограничения по угловой скорости и ориентации станции на момент разделения. При этом моделирование возможных в результате пробоя «раскруток» станции показало, что при определенном диаметре частицы и месте пробоя система управления может не справиться с возникающими возмущениями, и угловая скорость значительно превысит предельно допустимую. В качестве решения был предложен простой в реализации алгоритм отделения от неориентированной и нестабилизированной станции в ручном режиме (см. рисунок). По итогам моделирования процесса отделения ТПК «Союз МС» от МКС, имеющей произвольную ориентацию и направление вектора угловой скорости на момент разделения, было выбрано оптимальное время длительности первого импульса Δt1, при котором допустимый модуль угловой скорости значительно превышает таковой для имеющихся в БД алгоритмов. В дальнейшем планируется согласование, доработка и внедрение предложенного алгоритма в бортовую документацию, проведение анализа безударности процесса отделения нескольких пилотируемых кораблей от станции (в том числе новых американских кораблей), а также проведение подобных расчетов не только для МКС, но и будущей окололунной станции. 86

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

Схема предложенного алгоритма отделения от неориентированной и нестабилизированной МКС и базовая система координат (БСК) ТПК «Союз МС»

Библиографические ссылки

1. Анфалов А. С., Богомолов Н. В., Борзых С. В. Алгоритмы отделения транспортного пилотируемого корабля «Союз МС» от Международной космической станции // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 1. С. 24–29. 2. Анфалов А. С., Богомолов Н. В., Борзых С. В. Моделирование процесса отделения пилотируемых кораблей от крупногабаритных орбитальных станций // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2018. № 5, С. 77–84. 3. Богомолов Н. В. Исследование безударности процесса отделения транспортного пилотируемого корабля «Союз МС» от Международной космической станции в случае пробоя ее гермообъема метеороидом или частицей космического мусора // Тез. докл. XXI Науч.техн. конф. молодых ученых и специалистов. Т. 2. Королёв, 2017. С. 256–257. 4. О безударности процесса отделения корабля «Союз» от неуправляемой Международной космической станции / А. С. Анфалов, Н. В. Богомолов, С. В. Борзых и др. // Фундаментальные и прикладные задачи механики: тезисы докладов международной научной конференции, посвященной 170-летию со дня рождения Н. Е. Жуковского ; МГТУ им. Н. Э. Баумана. М., 2017. С. 109–110. 5. Анализ причин и последствий нештатных и аварийных ситуаций, требующих экстренной эвакуации экипажа орбитальной станции / В. Н. Бакулин, С. В. Борзых, А. С. Анфалов и др. // Материалы ХХ Междунар. конф. по вычислительной механике и современным прикладным программным системам ; МАИ. М., 2017. С. 721–723. © Богомолов Н. В., 2018

87

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 681.5 УПРАВЛЕНИЕ ПЕРЕОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ С УЧЕТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО НАПРАВЛЕНИЯ НА СОЛНЦЕ

Е. А. Воробьева ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а E-mail: [email protected]

Представлен новый алгоритм переориентации космического аппарата, учитывающий ограничения по ориентации космического аппарата относительно направления на Солнце и минимизирующий переходные процессы в конце разворота. Приведено сравнение предлагаемого алгоритма переориентации с разворотом аппарата вокруг оси Эйлера по кратчайшей траектории. Ключевые слова: космический аппарат, высокоэллиптическая орбита, разворот космического аппарата, ось Эйлера, равнопеременное вращательное движение. REORIENTATION CONTROL OF THE SPACECRAFT ON HIGH-ELLIPTIC ORBIT TAKING INTO ACCOUNT THE ORIENTATION LIMITATIONS OF THE SPACECRAFT RELATIVE TO THE SUN

E. A. Vorobyeva S. P. Korolev Rocket and Space Corporation “Energia” 4а, Lenin Str., Korolev, 141070, Moscow Region, Russian Federation E-mail: [email protected]

A new reorientation algorithm for the spacecraft on high-elliptic orbit is considered taking into account the orientation limitations of the spacecraft relative to the Sun and minimizing transients at the end of a turn. The comparison of the proposed algorithm and attitude maneuver around Euler axis is given. Keywords: spacecraft, high-elliptic orbit, spacecraft turn, Euler axis, uniform variable rotational motion.

В работе рассматривается движение космического аппарата (КА) на высокоэллиптической орбите (ВЭО). Для таких орбит характерно деление орбиты на два участка: рабочий, в окрестности апогея, и дежурный, в окрестности перигея. На ориентацию КА на данных участках орбиты накладывается ряд ограничений по освещенности Солнцем со стороны системы электропитания, системы обеспечения теплового режима и полезной нагрузки. Исходя из этих ограничений, на рабочем участке ориентация близка к орбитальной, на дежурном – к инерциальной. Для перехода с одного участка на другой необходимо осуществлять разворот КА. В процессе эксплуатации КА на ВЭО было выявлено, что при определенных условиях по положению Солнца относительно плоскости орбиты КА нарушаются ограничения, накладываемые на ориентацию КА во время разворотов вокруг оси Эйлера по кратчайшей траектории [1]. Поэтому требуется разработать новый алгоритм переориентации КА, который бы позволил осуществлять разворот КА без нарушения указанных ограничений, при этом 88

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

в конце разворота необходимо обеспечить в заданный момент времени требуемые параметры углового движения для минимизации переходных процессов. Целью работы является разработка нового алгоритма переориентации КА, учитывающего ограничения по ориентации КА относительно направления на Солнце и минимизирующего переходные процессы в конце разворота. Внешний вид КА и оси связанной системы координат (XYZ) схематично представлены на рис. 1. В рассматриваемой задаче учитывались следующие ограничения по ориентации КА относительно направления на Солнце: – величина проекции единичного вектора направления на Солнце на ось OX связанной с КА системы координат должна быть меньше 0,5; – величина проекции единичного вектора направления на Солнце на ось OY связанной с КА системы координат не должна быть отрицательной; – величина проекции единичного вектора направления на Солнце на ось OZ связанной с КА системы координат по модуРис. 1. Внешний вид КА лю не должна превышать 0,5. Для построения траектории разворота предлагается следующий алгоритм. Вводится вспомогательная инерциальная система координат X0Y0Z0, ось OY0 которой совпадает с вектором направления на Солнце, OZ0 лежит в плоскости OYZ связанной системы координат в конце разворота, OX0 дополняет систему координат до правой. Угловое положение связанной с КА системы координат при развороте определяется относительно X0Y0Z0. В трех каналах управления определяются три угла рассогласования между инерциальной и жестко связанной с КА системой координат в начале и в конце разворота. В работе для перхода от инерциального к связанному базису предлагается следующая последовательность вращений: – вокруг начального положения оси OY0 оси на угол θ; – вокруг промежуточного положения оси OX0 на угол φ; – вокруг конечного положения оси OZ0 на угол ψ. Выбор вспомогательной инерциальной системы координат и последовательности вращений обусловлены тем, что в этом случае накладываемые на ориентацию КА ограничения по положению Солнца для углов вращения θ, φ и ψ имеют следующий вид: – угол θ принимает любые значения; – угол φ по модулю не превосходит 30 градусов – угол ψ принимает значения от минус 90 до 30 градусов. Определяем производные по времени от этих углов, используя кинематические уравнения, разрешенные относительно данных производных [2]. По каждому каналу управления траектория разворота разбивается по времени на два участка: на первом участке рассматривается равноускоренное движение, на втором – равнозамедленное. При решении системы уравнений, описывающих угловое равноускоренное и равнозамедленное движение [3], определяется величина углового ускорения и времени переключения, т. е. время смены знака углового ускорения, в соответствующем канале управления. Для случая, когда ограничения, накладываемые на ориентацию КА относительно Солнца, нарушаются в начале разворота, вводится дополнительный начальный участок с максимально допустимым угловым ускорением, а продолжительность этого участка определяется из отношения начальной величины производной по времени от угла к величине максимально допустимого углового ускорения. После этого для новых начальных условий 89

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

оставшаяся траектория разбивается по времени на два участка и рассчитывается время переключения и угловое ускорение. На графике на рис. 2 для одного из каналов управления φ в случае, когда при переходе с рабочего на дежурный участок ограничения, накладываемые на ориентацию КА относительно Солнца, нарушаются в начале разворота, на фазовой плоскости продемонстрированы траектории разворота, полученные с использованием данного алгоритма переориентации как с дополнительным начальным участком (сплошная линия), так и без него (пунктирная линия). На рис. 3 для данного случая показан начальный участок разворота. Жирной линией на этом рисунке отмечен участок траектории, на котором ускорение принимало максимально допустимое значение. На рис.2 и рис. 3 заштрихована область, в которой нарушаются накладываемые на ориентацию КА ограничения.

Рис. 2. Траектория разворота

Рис. 3. Траектория разворота (начальный участок)

По рис. 3 видно, что при использовании алгоритма с дополнительным начальным участком удается избежать нарушений по ориентации КА относительно направления на Солнце. Представлен алгоритм переориентации КА на ВЭО, позволяющий в каждый момент времени разворота определять текущую ориентацию и вектор угловой скорости КА. Сравнение алгоритма переориентации КА с разворотом аппарата вокруг оси Эйлера по кратчайшей траектории [4] показало, что использование предлагаемого алгоритма позволяет устранить нарушения ограничений по ориентации во время разворота. Библиографические ссылки

1. Бранец В. Н. Лекции по теории бесплатформенных инерциальных навигационных систем управления. М. : МФТИ, 2009. 304 с. 2. Раушенбах Б. В., Токарь Е. Н. Управление ориентацией космических аппаратов. М. : Наука, 1974. 600 с. 3. Айзерман М. А. Классическая механика. М. : Наука, 1974. 368 с. 4. Воробьева Е. А. Богачев А. В. Формирование траектории разворота при выполнении угловых маневров космического аппарата на высокоэллиптической орбите // Навигация и управление движением : материалы XX конф. молодых ученых с междунар. участием (20–23 марта 2018, г. Санкт-Петербург) / под общ. ред. В. Г. Пешехонова. СПб. : ГНЦ РФ АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2018. С. 53–55. © Воробьева Е. А., 2018

90

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 504.35 ИНТЕГРАЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕТРА НАД КОСМОДРОМАМИ «БАЙКОНУР» И «ВОСТОЧНЫЙ»

О. И. Золотухина1, Е. Л. Тунаев2 1

Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» – «Космический центр «Южный» Российская Федерация, 468320, г. Байконур, ул. имени Космонавта Г. С. Титова, 9 E-mail: [email protected] 2 Томский государственный университет Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 36

Представлен анализ характеристик ветра от поверхности земли до высоты 25 км, в районах космодромов «Байконур» и «Восточный». Анализировались данные аэрологического зондирования за период 1985–2014 гг. Выделены слои со скоростями ветра представляющими опасность для проведения пусков ракет космического назначения. Ключевые слова: скорость и направление ветра в свободной атмосфере, тенденции скорости ветра, реанализ, National Centers Environmental Prediction/ National Centerfor Atmospheric Research, космодром «Байконур», космодром «Восточный». INTEGRATED WIND CHARACTERISTICS AND THERE DYNAMIC ABOVE THE SPACEPORTES “BAIKONUR” AND “VOSTOCHNY”

O. I. Zolotukhina1, E. L. Tonaev2 1

Filial FSUE “TsENKI” – Space center “South” 9, Cosmonaut G. S. Titov Str., Baikonur, 468320, Russian Federation E-mail: [email protected] 2 Tomsk State University 36, Lenin Av., Tomsk, 634050, Russian Federation

The analysis of wind characteristics from the earth's surface up to the height of 25 km, around of cosmodromes “Baikonur” and “Vostochny” is carried out. The analysis the data of upper-air sounding stations “Baikonur” and “Blagoveshchensk” for the period 1985–2014 was made. Layers with wind speeds representing a danger for launches of space rockets are defined. Keywords: wind speed and direction in the free atmosphere, wind speed trends, reanalysis, National Centers Environmental Prediction/ National Centerfor Atmospheric Research, cosmodrome “Baikonur”, cosmodrome “Vostochny”.

В условиях меняющегося климата вызывает интерес исследование многолетних тенденций всех климатических характеристик, как в глобальном, так и в региональном масштабах [1; 2]. Параметры ветра в большей или меньшей степени влияют на все сферы человеческой деятельности, включая работы по подготовке и пуску ракет космического назначения. Значения параметров атмосферы, в том числе и ветра, критичные для выполнения той или иной технологической операции, отражены в эксплуатационной документации на каждую конкретную ракету космического назначения (РКН). Ветровой режим над территорией космодромов «Байконур» и «Восточный» изучался за период предшествующий наблюдаемому изменению климата [2–4] и мог несколько измениться в последние десятилетия, в связи с изменчивостью циркуляционных процессов, опре91

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

деляющих основные [5; 6] элементы климата. Кроме того, климатические характеристики ветра над изучаемой территорией исследовались для других целей и в несколько других аспектах [1]. На основе данных аэрологического зондирования атмосферы на станциях Байконур и Благовещенск за период 1985–2014 гг. для высот от поверхности земли до 25 км получены: – средние и максимальные значения скорости ветра; – изменчивость характеристик ветра (среднее квадратическое отклонение – σ); – повторяемость максимальных значений скорости ветра; – средние и максимальные значения сдвига ветра (согласно методике [7; 8]); – повторяемость направлений при максимальных значениях скорости и сдвига ветра. Для выявления долгопериодных тенденций в характеристиках ветра над районами Казахстана и Амурской области результаты фактических характеристик ветра сравнивались с данными реанализа NCEP-NCAR. В результате предыдущих исследований [9] для района космодрома «Байконур» выявлено: 1. Максимальные значения скорости ветра наблюдаются на высотах 8–12 км. И в январе, как правило, не превышает значений 40 м/с, а в феврале и мае – 50 м/с. Во все остальные месяцы года максимальные значения скорости ветра могут достигать величины 65–70 м/с. 2. По числу дней со скоростями ветра, превышающими критические значения (выше 30 м/с) самыми спокойными можно назвать летний и весенний сезоны, когда повторяемость дней с такими скоростями составляет 20–25 %. 3. Максимальные сдвиги ветра наблюдается в слоях 0,5–1,5 км и 10–12 км. 4. В слое с максимальным сдвигом ветра (0,5–1,5 км) в течение летнего сезона преобладают ветры преимущественно СЗ направления. В другие сезоны года преобладает ветер ЮЗ направления. В слое 10–12 км в зимний, весенний и осенний сезоны преобладают ветра ЮЗ направления, а в летний сезон процентное соотношение ветров ЮЗ и СЗ направлений примерно одинаково. В слое с максимальными значениями скорости ветра (8–12 км) в зимний, весенний и осенний периоды преобладает ЮЗ ветер, в летний период на высотах преобладает СЗ направление ветра. В результате исследования для района космодрома «Восточный» [10] выявлено: 1. Максимальные значения скорости ветра наблюдаются в слое 8–12 км, в летние месяцы в слое 10–14 км. В феврале достигают 75–80 м/с, в марте 70–75 м/с. В августе, октябре и ноябре максимальные скорости составляют 65–70 м/с. 2. По числу дней со скоростями ветра, превышающими критические значения, самым спокойным является летний период. Средние скорости ветра в летние месяцы в слое от поверхности земли до 25 км не превышают 22 м/с. 3. Максимальные сдвиги ветра замечены в слоях 0,5–2 км и 8–12 км. 4. В слое с максимальным сдвигом ветра (0,5–2 км) в течение всего года преобладают ветра С и СЗ направлений, только в летний период преобладает ветер Ю и ЮВ, а в августе ЮЗ, в слое 8–12 км преобладают ветра З, СЗ направлений, в летний период ЮЗ. В слое с максимальными значениями скорости ветра (8–12 км) преобладают ветры З и СЗ направлений, в летний период (10–14 км) З, ЮЗ направлений. В целом можно утверждать, что для космодромов «Байконур» и «Восточный» опасны слои 0,5–2 км и 8–14 км. Рассмотрим слой 14–20 км который так же является, при полете РКН и постоянно контролируется специалистами метеорологической службы [7; 9; 10]. Неблагоприятным для пусков с «Байконура» являются зимние и весенние месяцы, а для «Восточного» – зимние и осенние. Полученную многолетнюю динамику характеристик ветра по данным аэрологического зондирования сравним с данными реанализа за период 1948–2014 гг. Сопоставление производилось по двум точкам: станция Байконур (45° 57′ 58″ N, 63° 18′ 28″ E) и Благовещенск (50° 15′ 28″ N, 127° 32′ 11″ E). Полученные результаты демонстрируют наличие положитель92

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

ных трендов скорости ветра на всех высотах, что подтверждает выводы [2], о замеченном увеличении скорости ветра на высотах от 9 км за последние десятилетия. Максимальный тренд среднегодовой скорости для космодрома «Байконур» наблюдается в слое 14–20 км и составляет 0,5 м/с за 10 лет. Для космодрома «Восточный» максимальный рост среднегодовой скорости ветра приходится на этот же слой (0,36 м/с за 10 лет). Поскольку большая часть переносов пусков по метеорологическим условиям на космодроме «Байконур» приходиться на декабрь и январь [9], рассмотрим данные месяцы более детально. По результатам реанализа NCEP/NCAR в январе и декабре, в слое 18–20 км, наблюдается максимальный положительный статистически значимый тренд скорости ветра 1,7–2 м/с за 10 лет (январь) и 1,2–1,4 м/с за десять лет (декабрь). Для района космодрома «Восточный» максимальный положительный тренд скорости ветра приходится на этот же слой в январе (0,9–1,1 м/с за 10 лет) и ноябре (0,6–1,1 м/с за 10 лет). Библиографические ссылки

1. Чередниченко В. С. Максимальный ветер и ветер на полярной тропопаузе над территорией Казахстана // Тр. КазНИП/И. 1976. № 57. С. 19–23. 2. Изменение скорости ветра на Севере России во второй половине XX века по приземным и аэрологическим данным / А. В. Мещерская, В. В., Ерeмин А. А. Баранова и др. // Метеорология и гидрология. 2006. № 9. С. 46–59. 3. Научно-прикладной справочник по климату СССР. Сер. 3. Многолетние данные. Вып. 18. Казахская ССР. Кн. 2. Ч. 1–6. Л. : Гидрометеоиздат, 1989. 440 с. 4. Переведенцев Ю. П., Шанталинский К. М. Динамика тропо-стратосферы и изменения современного климата // Фундаментальная и прикладная климатология. 2015. Т. 1. С. 221–231. 5. Влияние атмосферной циркуляции на температурный режим Сибири / В. П. Горбатенко, И. И. Ипполитов, М. В. Кабанов и др. // Оптика атмосферы и океана. 2011. Т. 24, № 1. С. 15–21. 6. Горбатенко В. П., Громницкая А. А., Золотухина О. И. Термодинамические условия образования опасных конвективных явлений в районе космодрома «Восточный» // Вестник Томск. гос. ун-та. 2015. № 400. С. 330–336. 7. Золотухина О. И., Горбатенко В. П., Вареник П. А. Характеристики ветра в свободной атмосфере над территорией космодрома «Байконур» // Тр. ГГО. 2015. № 578. С. 174–191. 8. Хохлова А. В., Тимофеев А. А. Многолетние изменения ветрового режима в свободной атмосфере над европейской территорией России // Метеорология и гидрология. 2011. № 4. С. 21–34. 9. Золотухина О. И., Горбатенко В. П., Вареник П. А. Характеристики ветра в дни пусков ракет космического назначения на космодроме «Байконур» // Тр. ГГО. 2015. № 576. С. 114–129. 10. Горбатенко В. П., Золотухина О. И., Золотов С. Ю. Интегральные характеристики ветра и их динамика над космодромами «Байконур» и «Восточный» // Метеорология и гидрология. 2018. № 4. С. 94–104. © Золотухина О. И., Тунаев Е. Л., 2018

93

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 18.213 К ВОПРОСУ ВИЗИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ РАЗЛИЧНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

И. А. Колдин ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 E-mail: [email protected]

Рассмотрена задача определения линии визирования от объекта управления на наблюдаемый объект, которая позволяет решать задачи, например, сближения, стыковки и т. п. Ключевые слова: линия визирования, расчет параметров движения, ввод данных в СУ космического аппарата. TO THE QUESTION OF LINE-OF-SIGHT VIEW OF VARIOUS SPACE OBJECTS BY SPACECRAFT

I. A. Koldin FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation E-mail: [email protected]

The problem of definition of the line-of-sight from manned controlled object on an observed object is considered. It allows to solve such problems as rendezvous and docking missions in space. Keywords: the line-of-sight, computation of motion parameters, loading operations into the spacecraft control system.

Одной из задач системы управления определенного класса является визирование автоматически управляемых объектов управления на космические объекты (спутники, астероиды, кометы и т. п.) для отслеживания их траектории движения. Рассмотрим два частных случая. В первом случае требуется обеспечить ориентацию отделяемого космического аппарата (КА) на ракету-носитель (РН). Во втором случае – визирование на произвольный космический объект (КО), движущийся по круговой или баллистической траектории. Для решения бортовыми средствами СУ космического аппарата задачи определения линии визирования на РН или произвольный космический объект требуется знание координат местоположения КА, РН или произвольного космического объекта на один и тот же момент времени в одной системе координат. При рассмотрении первого случая предусматривается, что в момент отделения КА от РН и начала взаимного полёта кинематические параметры движения КА и РН являются (с достаточной степенью точности) одинаковыми. Предполагается также, что движение РН после отделения состоит из двух участков: – участок движения в гравитационном поле Земли с некоторым постоянным кажущимся ускорением по направлению баллистической вертикали (-направление) до момента полного выгорания топлива; – участок движения под действием только гравитационных сил Земли от момента полного выгорания топлива. 94

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

При рассмотрении второго случая, при выборе состава данных для решения определения линии визирования от КА на космический объект и технологии подготовки этих данных, следует учитывать следующие технические и организационные особенности: – визируемый космический объект является движущимся относительно Земли есть для расчёта текущих значений его координат требуется привязка к определённой системе отсчёта времени, в качестве которой принимается московское декретное время (МДВ); – подготовка КА к пуску выполняется с использованием наземной контрольноповерочной аппаратуры (НКПА), которая информационно связана с СУ космического аппарата кодовой линии связи, при этом НКПА выполняет функцию контроллера, а КА – функцию конечного устройства; – ввод данных в СУ космического аппарата может быть выполнен только средствами НКПА после включения аппаратуры СУ и до момента старта ракеты-носителя; – визирование космического объекта требует наличия априорной информации о кинематических параметрах его движения. Для расчета ориентации линии визирования используются составляющие вектора скорости и радиус-вектора РН или космического объекта, вычисленные на один и тот же момент времени и в одной системе координат, что и навигационные параметры КА. В качестве начальных условий для расчёта кинематических параметров движения РН принимаются параметры Vрн , Rрн движения космического аппарата на момент отделения от РН. После отделения космического аппарата однократно выполняется расчёт -направления в следующем порядке: – расчёт пролонгированной точки падения РН прогнозом с начальными условиями Vрн , Rрн пассивного движения в нормальном гравитационном поле, описываемом коэффициентами b0 , b2 , b4 , до достижения среднего радиуса Земли; – построение в точке падения системы координат для отсчёта отклонения по дальности и боковому направлению; – расчёт скоростных баллистических производных Lv , Bv ; – расчёт единичного вектора направления баллистической вертикали 0 v  ort  Bv  Lv  .





Далее выполняется вычисление текущих значений Vрн , Rрн численным интегрированием методом Эйлера. При этом полное ускорение РН V вычисляется в зависимости от участка расчёта: – на первом участке: V  W  g  R  , где W  W  v 0 ; – на втором участке: V  g  R  .

(1) (2)

Переход от первого участка расчёта параметров движения РН ко второму участку определяется достижением длительности полёта РН после отделения КА значения рн . Движение космического объекта моделируется движением материальной точки в нормальном гравитационном поле Земли, описываемом коэффициентами b0 , b2 , b4 . Процедура расчёта кинематических параметров движения КО разделена на два этапа. Первый этап выполняется однократно после начала автономного полёта космического аппарата и заключается в досчёте кинематических параметров от момента, заданного во второй части набора данных, передаваемого в СУ космического аппарата, к текущему моменту движения КА. Второй этап заключается в расчёте текущих значений кинематических параметров движения КО с шагом решения навигационной задачи КА. 95

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Алгоритм досчёта кинематических параметров от момента, заданного во второй части набора данных, передаваемого в СУ космического аппарата, к текущему моменту движения КА выполняется в начальной гринвичской системе координат и включает следующие операции: 1) выполняется пересчёт параметров движения КО Vко0 и Rко0 из начальной гринвичской системы координат, зафиксированной на момент Tко , в начальную гринвичскую систему координат, фиксируемую в момент Tнз начала решения начала решения навигационной задачи в СУ космического аппарата Vко0

0 1    0 cos Tконз  0  sin T нз ко 

Rко0

0 1    0 cos Tконз  0  sin T нз ко 

  sin Tконз  Vко0 . cos Tконз 

(3)

   Rко0 ,  

(4)

0

0 sin Tконз cos Tконз

Tконз  Tнз  Tко .

(5)

где  – угловая скорость вращения Земли. 2) формируется начальное значение момента времени tко  Tконз во временной сетке навигационной задачи космического аппарата, на который определены кинематические параметры КО во второй части набора данных, передаваемого в СУ космического аппарата; 3) формируются текущие значения параметров движения КО Vко  Vко0 и Rко  Rко0 ;

4) вычисляется разность tко   t  tко  между значением текущего времени СУ косми-

ческого аппарата и значением времени, на который определены кинематические параметры КО; 5) если tко больше или равно (по абсолютной величине) максимальному шагу hко интегрирования уравнений движения КО, то выполняется один шаг величиной hко (с учётом знака разности tко ) интегрирования уравнений движения КО, определяются новые значения Vко и Rко , формируется новое значение времени tко  tко  hко и выполняется переход к пункту 4); 6) если tко меньше (по абсолютной величине) максимального шага hко , то выполняется шаг tко интегрирования уравнений движения КО, определяются новые значения Vко и Rко ; 7) выполняется пересчёт параметров Vко и Rко из начальной гринвичской системы координат в начальную стартовую систему координат с использованием матрицы 8) первый этап расчёта параметров движения КО завершается. На первом этапе, для интегрирования применяется метод Рунге–Кутта четвёртого порядка, максимальный шаг интегрирования hко предварительно принят равным 50 с. На втором этапе уравнения движения КО численно интегрируются методом Эйлера в начальной стартовой системе координат с шагом расчёта кинематических параметров движения КА. Для проведения исследовательских работ по изложенным направлениям разработан цифровой моделирующий комплекс, в котором реализованы: 96

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

– математическая модель передачи в СУ космического аппарата данных по космическому объекту; – алгоритм расчёта кинематических параметров движения РН; – алгоритм расчёта линии визирования на РН; – алгоритм расчёта кинематических параметров движения космического объекта; – алгоритм расчёта линии визирования на космический объект. В докладе также приведены результаты моделирования, которые показали, что в соответствии с разработанным программно-математическим обеспечением, задача визирования решается гарантированно и с требуемой точностью. © Колдин И. А., 2018

97

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 521 ИССЛЕДОВАНИЕ АЛГОРИТМА ВТОРИЧНОЙ ОБРАБОТКИ КООРДИНАТНОЙ ИНФОРМАЦИИ С ОБРАТНОЙ СВЯЗЬЮ ПРИ СОПРОВОЖДЕНИИ НЕ МАНЕВРИРУЮЩЕГО ОБЪЕКТА

И. Н. Корж АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Рассматривается влияние переходных процессов в алгоритмах вторичной обработки информации с обратной связью при сопровождении не маневрирующего объекта, а также способы борьбы с негативными факторами, увеличивающие среднеквадратические отклонения. Ключевые слова: фильтр Калмана, многопозиционная радиолокационная система, двухканальная обработка координатной информации, вторичная обработка радиолокационной информации. INVESTIGATION OF THE ALGORITHMS OF THE SECONDARY PROCESSING OF COORDINATE INFORMATION WITH FEEDBACK UNDER THE TRACING A NON-MANEUVERING OBJECT

I. N. Korzh JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

The article deals with the influence of transient processes in the algorithms of the second processing of the information with feedback under the tracking a non-maneuvering object. As well as the ways of contention with some negative factors, increasing the root-mean-square deviations. Keywords: Kalman filter, multi-position radar system, dual-channel processing of flight path information. Радиолокационные системы позволяют оперативно получать высокоточную измерительную информацию о множестве естественных и искусственных объектах ближнего космоса, всесторонне изучать их динамику, эволюцию и физико-минералогические свойства, способствуя тем самым комплексному решению проблемы защиты Земли от потенциально опасных астероидов и космических аппаратов от космического мусора. Для решения данных задач возможно использовать многопозиционные радиолокационные системы (МП РЛС) определения координат и сопровождения объектов. Преимущества МП РЛС относительно однопозиционных аналогичных систем подробно описаны в [1]. Развитие многопозиционной радиолокации соответствует общей тенденции в технике – объединению отдельных технических средств в системы, в которых благодаря совместному функционированию и взаимодействию элементов возможно значительное улучшение основных характеристик и появление новых возможностей [2]. Рассмотрим алгоритм вторичной обработки координатной информации с обратной связью. Суть алгоритма заключается в комплексировании в ПОИ результатов фильтрации 98

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

в приёмных пунктах и выдачей экстраполированной оценки вектора состояния объекта с выхода ПОИ в приёмные пункты. Данный алгоритм сокращённо обозначим ФОС-алгоритм (структурная схема алгоритма представлена на рис. 1), алгоритм без обратной связи обозначим ФО-алгоритм. ˆ λ 1k 1 Cλ

-1 ˆ 1k ,Cα α 1k

ВПП 1

1k

ˆ p k ,C -1αp α

ПОИ ˆ λ 2k 1 Cλ 2k

ВПП 2

k

ˆ 2 k ,C -1α α

2k

ˆ k-1 B k-1α ˆ ? k ,C

1 ?k

t

Рис. 1. Структурная схема алгоритма вторичной обработки с использованием цепи обратной связи (ФОС-алгоритм)

На входы выносных приёмных пунктов (ВПП1, ВПП2) поступают векторы первичных измерений (  ik , где i – номер приёмного пункта; k – номер шага фильтрации) и удельные матрицы точности определения координат ( Cik1 ). В приёмных позициях происходит фильтрация радиолокационной информации и расчёт оценок векторов состояния ( ik ) и корреляционной матрицы ошибок измерений ( Cik1 ) в соответствии с алгоритмом фильтрации Калмана [1]. Впоследствии в ПОИ происходит объединение информации и результирующая оценка векторов состояния ( ˆ pk ) и результирующая корреляционная матрица ошибок измерения 1 вектора состояния ( C pk ) определяется соотношением [1].

При включении обратной связи с выхода ПОИ в приемные пункты осуществляется передача результирующей оценки вектора состояния и корреляционной матрицы ошибок оценивания, которые экстраполируются на один шаг вперед и заменяют соответствующую информацию в каждом из приемных пунктов. Как видно из уравнений фильтрации Калмана, корреляционная матрица ошибок оценивания вектора состояния влияет на величину матричного коэффициента усиления. Следует отметить, что, заменяя корреляционную матрицу ошибок вектора состояния в каждом приёмном пункте результирующей экстраполированной корреляционной матрицей ошибок, происходит резкое уменьшение матричного коэффициента усиления в момент включения обратной связи. Таким образом, момент переключения с ФО-алгоритма на ФОС-алгоритм сопровождается переходным процессом. Следует отметить, что начало работы ФОС-алгоритма можно начинать равно как на втором, так и на более поздних шагах фильтрации. В силу этого необходимо решать следующие задачи: определить оптимальный момент времени, с которого целесообразно переключаться на ФОС-алгоритм и определить влияние переходного процесса, возникающего при переключении с одного алгоритма обработки на другой. 99

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Для исследования алгоритма вторичной обработки координатной информации с обратной связью (рис. 1) и решения выше обозначенных задач проведём математическое имитационное моделирование МП РЛС. Результаты, полученные при моделировании, иллюстрируются в виде графической зависимости СКО оценивания координат объекта в сферической системе координат от номера шага фильтрации k. Условия расчёта соотношения сигнал/ шум и точностей измерения первичных координат цели и допущения состоят в следующем: – измерения проводятся при отсутствии внешних помех; – СКО точности РЛС соответствуют значениям таблицы [3; 4]; – модель движения цели соответствует равномерному прямолинейному движению на постоянной высоте 15 000 м, со скоростью 1 000 км/ч, в направлении на приёмопередающую позицию; – обнаружение цели и сопровождение началось на удалении от позиции 240 км; – период обновления информации (шаг фильтрации) 10 с. Погрешности измерений, СКО Дальность, м Азимут, мин Угол места, мин

РЛС «Обзор -3» 250 30 35

Чтобы ответить на первый вопрос поставленной задачи, проведём исследование, которое заключается в том, что переключение на ФОС-алгоритм осуществляется в различные моменты времени. Как уже было сказано ранее, при включении обратной связи матричный коэффициент усиления фильтра Калмана уменьшается скачком, что отображено на рис. 2. Здесь кривая 1 соответствует изменению матричного усиления от номера шага фильтрации k для ФО-алгоритма, кривая 2 для ФОС-алгоритма. На данном рисунке момент переключения с ФО-алгоритм на ФОС-алгоритм приходится на шестой шаг фильтрации. 0.9

KR(k)

0.8

0.7 1

0.6

2

3

0.5

0.4

0.3 0.2 k 0.1

5

10

15

20

25

30

Рис. 2. Зависимость матричного коэффициента усиления фильтра Калмана от номера шага фильтрации k

Таким образом, если обратную связь включать на четвертом шаге фильтрации, то резкое уменьшение матричного коэффициента усиления может привести к увеличению СКО оценивания. Это объясняется тем, что в начале фильтрации результирующая ошибка оценивания на выходе ПОИ может быть соизмерима с ошибками первичных измерений, поэтому 100

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

резкое уменьшение матричного коэффициента усиления в момент включения обратной связи сопровождается тем, что экстраполированная результирующая оценка вектора состояния принимается с большим весом фильтром Калмана в приемных пунктах, чем текущие оценки измерения. Отсюда следует, что включение цепи обратной связи целесообразно осуществлять по истечении нескольких шагов фильтрации, то есть когда фильтр Калмана работает в установившемся режиме. Для решения второй части задачи, предлагается способ, идея которого заключается в том, что с момента включения обратной связи матричный коэффициент усиления необходимо плавно, в течение нескольких шагов фильтрации, уменьшать до установившегося значения, которое можно оценить исходя из заданных параметров фильтра Калмана. Предложенное решение графически показано на рис. 2, где кривая 3 – в случай плавного изменения матричного коэффициента усиления при переходе от ФО-алгоритма к ФОС-алгоритму. Использование предложенного способа позволяет повысить точность оценивания вектора состояния объекта во время переходного процесса. Результаты моделирования представлены на рис. 3 для координаты дальности сопровождаемого объекта. Здесь кривая 1 соответствует изменению СКО оценивания для ФОалгоритма, кривая 2 соответствует ФОС-алгоритму, в котором матричный коэффициент усиления в момент включения обратной связи изменяется скачком, а кривая 3 – в случае его плавного изменения. Следует отметить, что момент включения обратной связи при получении результатов моделирования приходится на шестой шаг фильтрации. Из анализа кривых следует, что в результате плавного изменения матричного коэффициента усиления (кривая 3) среднеквадратические ошибки оценивания уменьшаются быстрее, чем в двух других случаях, а при изменении матричного коэффициента усиления скачком (кривая 2), повышение точности оценивания вектора состояния, по сравнению с ФО-алгоритмом (кривая 1), не наблюдается до тех пор, пока фильтр Калмана не достигнет установившегося режима работы (10–12 шаг фильтрации). R , м 180 170

1

2

3

160 150 140 130 120

k 5

10

15

20

25

30

Рис. 3. Зависимость СКО оценивания координаты дальности от номера шага фильтрации k при различном поведении матричного коэффициента усиления

Как известно, при работе фильтра Калмана в установившемся режиме могут происходить такие ситуации, при которых наблюдается снижение точности оценивания и устойчивости работы. Многие аспекты этой проблемы освещены в литературе и предложены методы, устраняющие их отрицательные последствия. С точки зрения устойчивой работы и приемлемой чувствительности фильтра Калмана к вновь поступающим измерениям в установившемся режиме, целесообразно ограничить нижний порог матричного коэффициента усиления в пределах 0,15–0,25. Аналогичные результаты получены и при исследовании алгоритмов фильтрации оценок азимута и угла места. 101

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Таким образом, приведенные выше рассуждения и полученные результаты имитационного моделирования позволяют сделать следующие выводы:  цепь обратной связи целесообразно включать спустя 4–5 шагов после начала фильтрации;  после переключения с ФО-алгоритма на ФОС-алгоритм рекомендуется плавно, в течение нескольких шагов фильтрации, изменять матричный коэффициент усиления фильтра Калмана;  применение ФОС-алгоритма при сопровождении прямолинейно равномерно движущегося объекта дает выигрыш в точности оценивания вектора состояния порядка 10–20 процентов по сравнению с ФО-алгоритмом. Библиографические ссылки

1. Корж И. Н., Богомолов Н. П. Возможность модернизации существующих радиолокационных комплексов // Разработка, производство, испытания и эксплуатация космических аппаратов и систем. 2017. С. 42–44. 2. Черняк В. С. Многопозиционная радиолокация. М. : Радио и связь, 1993. 416 с. 3. Оружие и технология России. Энциклопедия XXI век / под общ. ред. МО РФ С. Иванова // Противовоздушная и противоракетная оборона. Т. 9. М. : Оружие и технология, 2004. С. 154–156. 4. Василин Н. Я., Гуринович А. Л. Зенитные ракетные комплексы. Минск : ООО «Попурри», 2002. 464 с. © Корж И. Н., 2018

102

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 629.787:523.42 ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ МАНЕВРЕННЫХ ЗОНДОВ ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ВЕНЕРЫ

А. В. Косенкова1, В. Е. Миненко2 1

АО «Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина» Российская Федерация, 141402, Московская область, г. Химки, Ленинградская ул., 24 E-mail: [email protected] 2 Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана (национальный исследовательский университет) Российская Федерация, 105005, г. Москва, 2-я Бауманская ул., 5, стр. 1

Рассматриваются различные типы посадочных аппаратов для возможности осуществления маневренного спуска на поверхность Венеры, проведен сравнительный анализ данных аппаратов. Рассмотрен посадочный аппарат класса «несущий корпус» с улучшенными проектными характеристиками по сравнению с традиционно используемыми посадочными аппаратами класса «баллистического спуска». Представлен расчет аэродинамических характеристик аппарата класса «несущий корпус» численным методом по ньютонианской теории обтекания на гиперзвуковых скоростях. Ключевые слова: посадочный аппарат, аэродинамические формы, маневренность посадочного аппарата, Венера, гиперзвуковой диапазон скоростей. INVESTIGATION OF POSSIBILITIES OF USING AEROSPACE MANEUVERABLE LANDERS FOR VENUS RESEARCH

A. V. Kosenkova1, V. E. Minenko2 1

Lavochkin Association 24, Leningradskaya Str., Khimki, Moscow region, 141402, Russian Federation E-mail: [email protected] 2 Bauman Bauman Moscow State Technical University (National Research University) 5, buil. 1, 2-a Baumanskaya Str., Moscow, 105005, Russian Federation

There are different types of landers to be considered for the possibility of making maneuverable descent to the Venus surface, a comparative analysis of these landers has been carried out. A lander of the “lifting body” class is considered with improved design characteristics compared to the traditionally used “ballistic descent” class landers. The calculation of the aerodynamic characteristics for the “lifting body” class lander is done by a numerical method based on the Newton’s flow theory at hypersonic speeds. Keywords: lander, aerodynamic shapes, maneuverability of a lander, Venus, hypersonic speed range.

В настоящее время после длительного перерыва вновь рассматриваются проекты для продолжения исследований планеты Венера. Районы посадок, где наблюдаются следы происходивших в прошлом тектонических процессов, вызывают особый интерес ученых и технических специалистов. В связи с этим актуальным становится создание посадочных аппаратов, способных осуществлять манёвренный спуск на поверхность Венеры, для чего проведено исследование возможностей различных аэродинамических форм посадочных аппаратов. 103

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Для продолжения фундаментальных исследований Венеры на сегодняшний день ведется работа над новым проектом «Венера-Д» российско-американской группой инженеров, учёных и технических специалистов. Предполагается, что основными элементами миссии могут стать российские посадочный и орбитальный аппараты. В качестве возможного вклада NASA рассматривается создание венерианской атмосферной маневренной платформы (VAMP) или же рассматривается вариант размещения любой другой полезной нагрузки [1]. С учётом большой массы и количества научных приборов и технических средств, а также диапазонов дат старта в качестве средств выведения рассмотрена ракета-носитель тяжелого класса типа «Ангара-А5» с разгонным блоком типа ДМ-03 или КВТК и приведены результаты оценки массы КА для рассмотренных периодов запуска. На данный момент исполнение посадочного модуля (ПМ) является аналогом посадочных аппаратов КА серии «Венера» и «Вега», которые имели сферическую форму и относились к классу баллистических аппаратов, характеризующихся аэродинамическим качеством на гиперзвуковых скоростях КГИП = 0 и не обеспечивающих возможности маневрирования на участке спуска в атмосфере. В данной работе рассматривается возможность использования новых конфигураций ПА, обладающих способностью совершения существенных маневров и, соответственно, обеспечивающих большую широту охвата с целью выбора требуемого района посадки, а также возможных зон для безопасной посадки, проводится сравнительный анализ данных аппаратов, а также приводится расчет аэродинамических характеристик численным методом для ПА класса «несущий корпус» [2] по ньютонианской теории обтекания [3; 4]. При переходе от баллистических аппаратов к ПА типа «несущий корпус» улучшаются показатели по аэродинамическому качеству и маневренности, однако при этом незначительно ухудшаются массовые характеристики. В рамках проекта «Венера-Д» предполагаются комплексные исследования планеты, и предлагаемый состав целевой аппаратуры (ЦА) формируется в соответствии с научными задачами в рамках данной миссии к Венере [5], кроме того, в ходе данной работы рассматриваются возможности использования высокотемпературной электроники. Для представленных альтернативных конфигураций ПА представлен общий вид компоновок исходя из габаритов ЦА и максимального использования всего объема ПА. Таким образом, основными техническими характеристиками ПА предлагаемых конфигураций являются высокая маневренность, а также возможность посадки в заданные районы, наиболее привлекательные для исследования и безопасные. Библиографические ссылки

1. Космические аппараты для контактных исследований планеты Венера. Опыт и перспективы (к 80-летию НПО им. С. А. Лавочкина и 50-летию космич. аппарата «Венера-4») / С. А. Лемешевский, О. С. Графодатский, В. А. Воронцов и др. // Вестник НПО им. С. А. Лавочкина. 2017. № 2. С. 52–58. 2. Пат. 2083448 Российская Федерация. Космический аппарат для спуска в атмосфере планеты и способ спуска космического аппарата в атмосфере планеты / Болотин В. А., Миненко В. Е., Решетин А. Г., Скотников А. П., Щукин А. Н. Заявка № 94029351. Зарег. в Гос. реестре изобретений 10.07.1997. 3. Аржанников Н. С., Садекова Г. С. Аэродинамика летательных аппаратов. М. : Высш. шк., 1983. 359 с. 4. Краснов Н. Ф., Захарченко В. Ф., Кошевой В. Н. Основы аэродинамического расчета. М. : Высш. шк., 1984. 264 с. 5. Report of the Venera-D Joint Science Definition Team [Электронный ресурс]. URL: http://www.iki.rssi.ru/events/2017/venera_d.pdf (дата обращения: 03.03.2018). © Косенкова А. В., Миненко В. Е., 2018 104

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 681.586.2 ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ УПРУГОГО ПОДВЕСА ЧУВСТВИТЕЛЬНОГО ЭЛЕМЕНТА В ДАТЧИКЕ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ ПОПЛАВКОВОГО ТИПА

А. О. Кузнецов, Р. С. Пальков Филиал ФГУП «Научно производственный центр автоматики и приборостроения имени Н. А. Пилюгина» – Производственное объединение «Корпус» Российская Федерация, 410019, г. Саратов, ул. Осипова, 1 Е-mail: [email protected]

Показана возможность применения упругого подвеса чувствительного элемента в датчике угловой скорости поплавкового типа. Проведено исследование зависимости коэффициента жесткости торсионного подвеса от геометрических размеров торсионов. Предложена схема компенсации сигнала датчика угла, позволяющая снизить влияние переменной составляющей на выходной сигнал прибора. Ключевые слова: датчик угловой скорости, упругий подвес, жесткость торсионного подвеса, порог чувствительности. PECULIARITIES OF APPLICATION OF ELASTIC SUSPENSION OF SENSITIVE ELEMENT IN THE ANGULAR VELOCITY SENSOR

A. O. Kuznetsov, R. S. Palkov Branch of the Federal State Unitary Enterprise “Academician Pilyugin Scientific-production Center of Automatics and Instrument-making” – Production Association “Korpus” Е-mail: [email protected]

The paper shows the possibility of applying an elastic suspension of a sensitive element in a sensor of angular velocity of the float type. The dependence of the rigidity of the torsion suspension on the geometric dimensions of the torsions is studied. A scheme for compensating the angle sensor signal is proposed, which makes it possible to reduce the influence of the variable component on the output signal of the device. Keywords: angular velocity sensor, elastic suspension, rigidity of torsion suspension, threshold of sensitivity.

Поплавковые датчики угловых скоростей (ДУС) нашли широкое применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов. В конструкции подвеса поплавковых гироприборов, как правило, применяются прецизионные опоры скольжения [1]. Нижняя граница диапазона измеряемых угловых скоростей поплавковых ДУС в основном ограничивается моментами сил трения-скольжения и трения-качения, возникающими в опорах подвеса поплавкового гироузла (ПГУ). Для снижения порога чувствительности в ДУС применяются опоры с упругим моментом сопротивления [2]. Такие опоры имеют ограниченный угол поворота со «строго стабильной» функцией противодействующего момента. Недостатком упругих опор цилиндрической формы (торсионов) является чувствительность к радиальным нагрузкам вследствие чего, происходит перемещение оси подвеса поплавкового гироузла относительно корпуса прибора. Однако по сравнению с ленточным торсионным подвесом [2], подвес, состоящий из цилиндрических торсионных опор, имеет важное преимущество: отсутствие противодействующего момента, вызванного температурным расширением элемен105

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

тов конструкции прибора. Задачей настоящей работы является уменьшение эффективного значения переменной составляющей выходного сигнала, расширение диапазона рабочих температур прибора, а также снижение порога чувствительности поплавкового ДУС за счет применения упругого подвеса ПГУ в конструкции ДУС. На рис. 1 представлена кинематическая схема ДУС с упругим подвесом [4].

Рис. 1. Кинематическая схема ДУС

ПГУ 2 является чувствительным элементом ДУС и содержит гиромотор 1, индукционные датчики угла 3 и магнитоэлектрический датчик момента 4. ПГУ 2 установлен в корпусе прибора 7 посредством дух упругих торсионных опор 5 и 6, обеспечивающих угловое перемещение вокруг оси OX. Система обратной связи ДУС построена по компенсационной схеме и состоит усилителя обратной связи 8 и эталонного резистора R. Компенсация сигнала с индукционных датчиков угла при линейных перемещениях ПГУ происходит в усилителе обратной связи 8, посредством фиксации изменения емкости, образованной пластиной емкостного датчика 10 и корпусом гироузла 2. Изменение емкости датчика линейных перемещений пропорциональной величине зазора ΔY, образованного перемещением ПГУ вдоль оси OY. Линейные перемещения ПГУ вызваны, как результат сил, действующих на точку центра масс чувствительного элемента. Прогиб FO определим по формуле [3]:

  FO 

64 L3  P 64  53  0.159   0.0834 мм, 3  D 4  E 3  0.64 12500

(1)

где I – момент инерции; P – допустимое напряжение L – длина торсиона, Е – модуль Юнга материала торсиона, D – диаметр торсиона. Учитывая, что ПГУ находится в жидкости, его остаточный вес не превысит 0,010 кг. Нагрузка от ПГУ в жидкости на один торсион составляет 0,005 кг, тогда прогиб торсионов от разгруженного в жидкости ПГУ составит Fo = 0,0026 мм (2,6 мкм), а угол прогиба будет равен   0, 028o (1,6 дуг. мин). При крутизне датчика угла равной   82,5 В/рад величина нулевого сигнала на выходе датчика угла, обусловленного остаточным весом ПГУ, будет составлять порядка Uвых = 0,064 В. Исходя из чего, возникает необходимость в компенсации выходного сигнала индукционных датчиков угла. 106

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

Методом математического моделирования была получена зависимость коэффициента жесткости торсионного подвеса от геометрических размеров торсионов. На рис. 2 приведена зависимость коэффициента угловой жесткости от диаметра при фиксированной длине торсиона L = 5 мм. Коэффициент жесткости равен: M K ТП  Д , (2) д где Д 

M Д  84, 7

гссм – допустимый крутящий момент, прилагаемый к торсиону;

MД L

 0, 667 рад – допустимый угол поворота торцевого сечения торсиона; G – моGJ дуль сдвига материала торсиона; J – полярный момент круглого сечения торсиона.

Рис. 2. Зависимость коэффициента жесткости от диаметра при фиксированной длине торсиона

Использование результатов работы позволило спроектировать упругий подвес с учетом оптимальной величины осевой и радиальной жесткости. Изготовленный макетный образец ДУС в настоящее время проходит лабораторно-отработочные испытания. Таким образом, применение упругого подвеса позволяет расширить диапазон рабочих температур, снизить порог чувствительности поплавкового ДУС. Библиографические ссылки

1. Пельпор Д. С., Михалев И. А., Бауман В. А. Гироскопические системы. Гироскопические приборы и системы. 2-е изд., перераб. и доп. М., 1988. 424 с. 2. Ветренко В. И., Романова Т. И. Гиротахометр на упругих опорах с квазинулевой крутильной жесткостью // Изв. вузов. Приборостроение. 2015. Т. 58, № 10. С. 810–815. 3. Анурьев В. И. Справочник конструктора-машиностроителя. В 3 т. Т. 1. 8-е изд., переработ. и доп. ; под ред. И. Н. Жестковой. М. : Машиностроение, 2001. 902 с.: ил. 4. Патент на ПМ № 154135 от 20.07.2015. Гироскопический измеритель угловой скорости / Нахов С. Ф., Плотников П. К., Голодов В. А. М., 2015. © Кузнецов А. О., Пальков Р. С., 2018 107

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 681.5.073 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ДВУМЕРНОЙ СЛЕДЯЩЕЙ СИСТЕМЫ С НЕЗАВИСИМЫМ УПРАВЛЕНИЕМ ПО КАЖДОМУ КАНАЛУ

А. П. Медведев ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 E-mail: [email protected]

Исследуются отдельные составляющие рассматриваемой математической модели, проведен анализ устойчивости и качества моделей систем управления с помощью стандартных методов анализа теории автоматического регулирования, достигнута требуемая точность определения угловой скорости линии визирования. Ключевые слова: система слежения, математическая модель, переходной процесс, логарифмические амплитудно-частотные характеристики. MATHEMATICAL MODEL OF TWO-DIMENSIONAL TRACKING SYSTEM WITH INDEPENDENT CONTROL OF EACH CHANNEL

A. P. Medvedev FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation E-mail: [email protected]

This article’s theme is an exploration of considered mathematical model’s different parts, analyzing the stability and quality of control system’s models with a common automatic control theory’s methods of analysis and achievement of a required quality of vision line’s angular velocity detection. Keywords: tracking system, mathematical model, step response, Bode magnitude and phase plots. Рассматривается система управления, оснащенная двумерной следящей системой (ДСС) с независимым управлением по каждому каналу. Каналы идентичны друг другу по приборному составу и организации управления. Основной задачей ДСС является определение значений угловых скоростей линии визирования услВY , услВZ , по величине которых производится управление центром масс изделия формированием линейных поперечных ускорений U Y , U Z . Модель ДСС включает в себя модель автомата фиксирования и сопровождения объекта визирования (АФСО), систему слежения и систему стабилизации. На вход модели ДСС поступают угловые отклонения объекта визирования Y , Z от оси чувствительности ДСС. АФСО осуществляет измерение положения объекта визирования в картинной плоскости и выдает угловые координаты измY , измZ на вход системы слежения. Система слежения совместно с системой стабилизации совмещает изображение объекта визирования с центром приемного устройства (ПУ), разворачивая платформу в двух плоскостях с помощью моментных приводов, и осуществляет стабилизацию оси чувствительности ДСС в инерциальном пространстве, компенсируя колебания изделия KY , KZ . 108

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

На основании вышеизложенных положений в пакете программ «Matlab.Simulink» синтезированы следующие модели: 1) модель системы стабилизации; 2) модель АФСО; 3) модель системы слежения; Приведены результаты моделирования комплексной математической модели ДСС, которые дают возможность оценить ошибку стабилизации изделия, ошибки измерения угловой скорости линии визирования, а также подобрать оптимальные параметры системы слежения и стабилизации ДСС. Библиографические ссылки

1. Кузовков Н. Теория автоматического регулирования, основанная на частотных методах. М. : Оборонгиз, 1960. 444 с. 2. Нетушил А. Теория автоматического управления. М. : Высш. шк., 1976. 400 с. 3. Дорф Р., Бишоп Р. Современные системы управления. М. : Лаборатория базовых знаний, 2004. 832 с. © Медведев А. П., 2018

109

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.7.05 ИДЕНТИФИКАЦИЯ НЕКОНДИЦИОННЫХ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ В СОСТАВЕ ИЗБЫТОЧНОГО БЕСПЛАТФОРМЕННОГО ИНЕРЦИАЛЬНОГО ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО БЛОКА И ВОССТАНОВЛЕНИЕ УРОВНЯ ЕГО ОТКАЗОУСТОЙЧИВОСТИ

О. С. Овчинникова ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 E-mail: [email protected]

Исследуется вопрос идентификации в полёте инерциальных датчиков избыточного бесплатформенного инерциального блока (БИБ) при возникновении у некоторых из них повышенных погрешностей измерений. Предлагается способ восстановления уровня отказоустойчивости БИБ через восстановление работоспособности таких измерителей путём уточнения параметров модели ошибок датчиков. Ключевые слова: БИНС, структурно-измерительная избыточность, коррекция измерений, модель ошибок. INVALID INERTIAL SENSORS IDENTIFICATION IN THE REDUNDANT IMU AND ITS FAULT TOLERANCE RESTORATION

O. S. Ovchinnikova FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation E-mail: [email protected]

This paper treats problem of redundant IMU invalid sensors identification during the launch vehicle flight. Author proposes IMU fault-tolerance restoration method through recovery of sensors with increased measurement inaccuracy by error model parameters correction. Keywords: IMU, redundancy, measurement correction, sensor error model. Создание ракеты-носителя (РН), способной доставлять на орбиту пилотируемый корабль, в сочетании с успешным опытом разработки и эксплуатации интегрированных СУ в существующих комплексах выведения стали катализатором создания для перспективных средств выведения нового поколения (РН «Союз-5», сверхтяжелая РН) СУ на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) [1]. Известно, что параметры модели погрешностей бесплатформенной инерциальной навигационной системы со временем могут изменяться. После сдачи прибора нет возможности сориентировать измерительные оси чувствительных элементов (ЧЭ) БИНС по осям измеряемых факторов, в виду отсутствия у нее подвижного основания, как у платформенных систем. Проходит достаточно длительный промежуток времени до старта, вследствие чего формулярные данные могут заметно отличаться от найденных при последней калибровке. Созданный на предприятии избыточный БИБ имеет 6 акселерометров и 6 датчиков угловой скорости (ДУС), что потенциально позволяет сохранять работоспособность инерциальной навигационной системы в полете при возникновении до двух отказов датчиков каждого типа [2]. 110

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

В работе рассматривается проблема восстановления избыточности (отказоустойчивости) БИБ при наличии некондиционных датчиков. Это включает в себя решение следующих задач: 1) Как можно более раннее обнаружение в ходе полета измерителей с повышенными погрешностями измерений по одной-двум измерительным осям каждого типа; 2) формирование корректирующих поправок к формулярным данным и восстановление точностных характеристик таких измерителей; 3) устранение накопленных ошибок ориентации и навигации, являющихся следствием возникших параметрических отказов. Известные решения [2; 3] поиска неисправностей опираются на одноопросные показания чувствительных элементов. Все действия в каждом опросе повторяются заново, причем без накопления измерений и без учета накопления их ошибок. Шум квантования сильно искажает результат измерения, что может приводить к ошибочному выводу относительно неисправности того или иного датчика. В последнее время (2014, 2015 гг.) появились работы [4; 5], в которых задача решается по интервальным данным. Но предложенный в работах подход при решении задачи на борту в реальном времени приводит к непреодолимым трудностям. Так, например, использовать интервальные данные предлагают в своей работе [5] сотрудники компании SAGEM. Для идентификации только одного неисправного измерителя им приходится параллельно решать 13 систем уравнений навигации и кинематики углового движения. Потенциально в этом случае можно локализовать и два информационных отказа в каждом типе чувствительных элементов. Но для этого потребуется [6] интегрирование уже 16 уравнений ориентации и более 200 (226) систем уравнений навигации, и, кроме этого, из всего множества выбрать единственно имеющуюся корректную комбинацию датчиков. В данной работе предлагается использовать интервальные данные, но производить накопление по ОЧ инерциальных датчиков. Возможность этого обусловливается выявленными по результатам исследований специфическими свойствами траекторного и углового движений рассматриваемых классов объектов. На траекториях имеются продолжительные участки, движение на которых характеризуется почти взаимно пропорциональными изменениями во времени различных компонент кажущейся скорости в проекциях на оси приборной системы координат. То же относится и к вектору угловой скорости. Очевидно, свойство сохраняется и для проекций векторов непосредственно на ОЧ. Для каждого ЧЭ введем критерий, по которому будем судить об исправности датчика: rпроекц( k ) (ti )  rизм( j ) (ti )   доп ,

(1)

где rпроекц( k ) (ti ) – проекция трёхмерного вектора измерений, построенного по накопленным к моменту времени ti показаниям k измерителей БИБ, исключая из расчёта j-й ЧЭ; rизм( j ) (ti ) – накопленные к моменту времени ti показания j-го измерителя;  доп – допустимый порог ошибки измерений rпроекц( k ) (ti ) находится как rпроекц( k )  H j H 3k rизм( k ) ,

где Hj – j-я строка матрицы направляющих косинусов ЧЭ БИБ; H 3k – псевдообратная матрица для H, из которой «вычеркнута» строка j-го ЧЭ; rизм.( k ) – вектор-столбец показаний k измерителей. По окончании каждого такта съема информации производится вычисление критерия (1) по накопленным на данный момент показаниям. Если критерий превышает допустимый порог, то измеритель временно считается некондиционным и исключается из решения задач навигации и ориентации. В этом случае в решении используются комбинации только из оставшихся датчиков. После чего следует провести его калибровку и вернуть в группировку 111

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

ЧЭ БИБ, участвующую в расчётах. Именно использование интервальных измерений позволяет пренебречь влиянием шума квантования измерительных датчиков. Для восстановления работоспособности некондиционного измерителя была поставлена задача по выявлению параметров модели ошибок каждого ЧЭ, которые оказывают превалирующее влияние на ошибки навигации и ориентации. При наличии таких параметров, они и будут корректироваться. С использованием среды MATLAB Simulink промоделированы траектория полета РН, решение задач ориентации и навигации. Проведено исследование влияния ошибок смещений нуля, масштабных коэффициентов, а так же ошибок матрицы направляющих косинусов (ошибок геометрии) отдельных ЧЭ, заданных в рамках 3σ отклонений, на навигационные параметры. Анализ показал, что ЧЭ каждого типа можно разделить на группы, в одной из которых наибольшее (доминирующее) влияние оказывает ошибка масштабного коэффициента, а в другой – ошибка геометрии. В докладе будут продемонстрированы в том числе и результаты этого исследования. Преимущества предложенного метода, достигнутые благодаря накоплению данных по ОЧ датчиков: 1) возможность идентификации некондиционных датчиков сугубо инерциальными средствами без использования внешних источников информации; 2) инвариантность к влиянию шумов датчиков, в том числе к шуму квантования, по сравнению с влиянием ошибок параметров ЧЭ; 3) инвариантность к ошибкам начальной выставки; 4) восстановление уровня отказоустойчивости БИБ через восстановление работоспособности некондиционных датчиков. Библиографические ссылки

1. Технология интервально-динамического оценивания и идентификации как средство повышения точности и отказоустойчивости... / В. Д. Дишель, Е. Л. Межирицкий, О. С. Пояцыка (Овчинникова) и др. // XXV Санкт-Петербургская МКИНС. СПб. : ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2018. С. 53–63. 2. Принципы обеспечения отказоустойчивости при додекаэдроизбыточной структуре БИБ / В. Д. Дишель, Е. Л. Межирицкий, В. А. Немкевич и др. // Системы и комплексы автоматического управления ЛА : тр. Междунар. науч.-техн. конф., посвящ. 105-ю с дня рожд. акад. Н. А. Пилюгина / под общ. ред. акад. РАН С. Н. Васильева. М. : Изд-вл ФГБУ “ИПУ” РАН, 2013. С. 72–83. 3. Проектирование БИНС / Б. С. Алешин, А. В. Тювин, А. И. Черноморский и др. М. : МАИ-Принт, 2009. 395 с. 4. Разработка отказоустойчивой высокоточной БИНС… / С. А. Колядин, Е. А. Бочкова, А. А. Фомичев и др. // XXI. СПб. : МКИНС, 2014. С. 288–294. 5. A New Generation of IRS with Innovative Architecture Based on HRG for SLV/ C. Negri, E Labarre., C. Lignon et al. // 22th St. P. Intern. сonf. on INS. SPb., 2015. Pp. 298–306. 6. ТИДО и её развитие применительно к задачам навигации и ориентации / В. Д. Дишель, Е. Л. Межирицкий, О. С. Овчинникова и др. // Тр. ФГУП НПЦ АП. 2018. № 1. С. 7–29. © Овчинникова О. С., 2018

112

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 629.7.076.6 ПОПУТНЫЙ ЗАПУСК И ОТДЕЛЕНИЕ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ПЛАТФОРМЫ ВЫВЕДЕНИЯ

Д. А. Попов Самарский национальный исследовательский университет имени академика С. П. Королева Российская Федерация, 443086, г. Самара, ул. Московское шоссе, 34 Е-mail: [email protected]

Рассматривается проблема относительного движения малых космических аппаратов с учётом их компоновки на платформе выведения и параметров отделения Предложены алгоритмы расчёта начальных параметров отделения и компоновки группы аппаратов. Проведён анализ движения аппарата при различных способах отделения и подлёта. Ключевые слова: малый космический аппарат, групповой запуск, компоновка, скоростной импульс. THE GROUP LAUNCHING AND SEPARATION OF A SMALL SPACECRAFT FROM A UPPER STAGE

D. A. Popov Korolev Samara National Research University 34, Moscovskoe shosse, Samara, 443086, Russian Federation Е-mail: [email protected]

The problem of the relative motion of small spacecrafts, taking into account their layout on the launching platform and separation parameters. The algorithms for calculating the initial parameters of separation and arrangement of a group of spacecrafts. The analysis of the movement of the apparatus with different methods of separation and approach is carried out. Keywords: small spacecraft, the launch of the group, the layout, speed boost. Введение. В настоящее время распространена практика попутных запусков космических аппаратов (КА), а именно групповой запуск малых космических аппаратов (МКА) или попутный вместе с «большим» КА. При данных способах выведения возникает ряд задач, которые необходимо решить на этапах проектирования: выбор параметров отделения, включающих положение на платформе выведения, начальная скорость и направление отделения, дальнейшая схема движения, обеспечение манёвра сближения. Моделирование движения МКА и вывод параметров отделения. Для исследования движения отделившегося МКА применялась линеаризованная модель относительного движения [1] в предположении центральности гравитационного поля притяжения, которая в скалярной форме записывается в виде (1)

x  2y  1,    y  2x  32 y   2 .    z  2 z  3 ,  

(1)

В зависимости от конечных условий манёвра отделения разделим скоростные импульсы на два типа: координатный манёвр и скоростной манёвр [2]. Первый предполагает отде113

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

ление за заданный промежуток времени в заданную точку, а второй отделение за заданное время с обнулением вектора скорости. Для удобства представим данные манёвры в виде линейных уравнений с коэффициентами. Для обеспечения мягкого подхода к заданной точке необходимо приравнять представленные векторы скоростного и координатного манёвров, что в общем случае неосуществимо. Учитывая это, примем условие (2) сонаправленности Vy Vx



Vy Vx

,

(2)

что обеспечит подлёт в окрестность заданной точки с минимальным вектором скорости. Алгоритм решения задачи компоновки. В качестве математической модели описания платформы и МКА выбраны поверхности не выше второго порядка. Задача выбора порядка размещения и отделения МКА решается по следующему алгоритму. Функция цели размещения МКА [3; 4] по заданному центру масс представлена в виде (3) * ( X 0i )  mk min (uk  u0 )  Ck uk Gk

Fk 1 (uk 1 ) mk

(3)

при ограничениях, характеризующих условие существования размещения на платформе, а именно, связь МКА с платформой, непересечение МКА друг с другом и платформой и разk 1

мещение МКА на расстоянии R друг от друга. Здесь Fk 1 (uk 1 )   mi (ui  u0 ) – отклонение i 1

вектора статического момента на шаге k; m – масса k-го МКА; u – вектор параметров размещения МКА. При размещении МКА координаты центра масс компоновки должны стремиться к некоторому допустимому заданному значению. Результаты. Проведено моделирование отделения МКА от платформы выведения при использовании координатного манёвра с тормозным импульсом в конечной точке (рис. 1). Конечная точка в каждом случае находится на расстоянии 500 м от начала системы координат, но варьировалось направление отделения

Рис. 1. График зависимости затрат характеристической скорости от направления отделения и времени исполнения манёвра 114

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

Также приведём результаты моделирования сближения МКА с платформой выведения при использовании сочетания координатного и скоростных манёвров (рис. 2), причём МКА не касается с платформой, а подходит в область  10;  10  от начала координат. Подписи линий уровня обозначают время проведения манёвра.

Рис. 2. График линий уровня зависимости начального положения МКА и времени манёвра

Выводы. Произведено исследование, демонстрирующее возможные способы задания скоростных импульсов для отделения (сближения). Представлено сравнения разных способов отделения (сближения). Обосновано применение различных способов. Смоделированы сочетания разных импульсов для получения минимальных затрат характеристической скорости. Получены зависимости затрат характеристической скорости при разных манёврах отделения (сближения) от координат начального положения, направления отделения и времени проведения манёвра, что является основным при проектировании подобного рода миссий. Библиографические ссылки

1 Аппазов Р. Ф., Сытин О. Г. Методы проектирования траекторий носителей и спутников. М. : Наука, 1987. 440 c. 2. Кудюров Л. В., Аншаков Г. П. Об одном методе управления при «мягкой» встрече космических аппаратов на орбите // Космические исследования. 1971. Т. IX, вып. 6. С. 803–811 3. Гаврилов В. Н. Автоматизированная компоновка приборных отсеков летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1988. 136 с.: ил. 4. Шулепов А. И. Возможность повышения энергомассовой эффективности космических аппаратов посредством реализации попутных научных экспериментов // Научные и технологические эксперименты на автоматических космических аппаратах и малых спутниках : тр. II Междунар. науч.-практ. конф. (июнь, 2011 г., Самара). Самара : Изд-во СНЦ РАН, 2011. С. 326–329. © Попов Д. А., 2018 115

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 531.3:681.5.01 ПОИСК ОПТИМАЛЬНЫХ ПО РАСХОДУ ТОПЛИВА ТРАЕКТОРИЙ УПРАВЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИЕЙ КРУПНОГАБАРИТНОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ СТАНЦИИ

А. А. Прутько ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а E-mail: [email protected]

Рассматривается задача поиска оптимальных по расходу топлива траекторий управления ориентацией орбитальной пилотируемой станции при выполнении пространственных разворотов на большие углы с использованием реактивных двигателей. Ключевые слова: орбитальная пилотируемая станция; оптимальное управление; управление движением; псевдоспектральный метод; нелинейное программирование. SEARCHING OF OPTIMAL PROPELLANT MANEUVERS FOR ATTITUDE CONTROL OF THE ORBITAL MANNED STATION

A. A. Prutko S. P. Korolev Rocket and Space Corporation “Energia” 4а, Lenin Str., Korolev, 141070, Moscow Region, Russian Federation E-mail: [email protected]

The present study examines the problem of searching optimal fuel consumption trajectories for attitude control of the orbital manned station using jet attitude engines performing spatial maneuvers at large angles. Keywords: orbital manned station; optimal control; motion control; pseudospectral method; nonlinear programming. Введение. В данной работе представлены результаты разработки алгоритмов оптимальных по расходу топлива маневров больших космических конструкций, таких как орбитальные пилотируемые станции (ОПС), с использованием реактивных двигателей [1; 2]. Выполнение ряда задач по программе полёта (стыковки и расстыковки с транспортными кораблями, коррекции орбиты и др.) требует периодической смены ориентации станции. Любой пространственный разворот такой многотонной конструкции, какой является ОПС, невозможен без интенсивной работы реактивных двигателей ориентации и как следствие значительного расхода рабочего тела. Экономия дорогостоящего топлива и ресурса двигателей ориентации определяет актуальность решения задачи поиска оптимальных траекторий разворота станции, минимизирующих расход топлива за счёт использования гравитационного момента, действующего на станцию. В данной работе предлагается использовать псеводспектральный методы Лобатто для решения задачи по оптимальному управлению орбитальной станцией. Постановка задачи и цель работы. В рамках этой работы целью является получить оптимальные траектории разворотов ОПС в орбитальной системе координат по рысканью на 180. Так как на ОПС при движении действуют гравитационный и аэродинамический моменты сил, предлагается использовать их в пользу для уменьшения затрат топлива при 116

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

работе реактивных двигателей. При решении данной задачи будем считать ОПС как твердое тело. Требуется найти управление и траекторию, доставляющие минимум функционалу J, при следующих ограничениях: tf   J   uT  udt 0

q  0   q0,q  t f   q f

  1 q    q  ω  ωorb  q  2      ω  J 1   ω  Jω   τ d  Tth  u 

    ω  0   ω 0,ω  t f   ω f

 где q – кватернион ориентации ОПС относительно орбитальной системы координат; ω – угловая скорость ОПС в связанной системе координат; J – тензор инерции ОПС; Tth – матрица  моментов сил, создаваемых реактивными двигателями; τ d – гравитационный и аэродинами ческий моменты сил; u – вектор управления реактивными двигателями. Псевдоспетральный метод Лобатто. Оптимизационные задачи могут быть решены численно, используя псевдоспектральные методы [3], которые дискретизируют задачу в выбранных точках при помощи ортогональных функций. Псевдоспектральный метод Лобатто [4] использует полиномы Лежандра. Пусть

LN 

1 dN 2  1 2 N N ! dt N





N

полином Лежандра степени N на интервале  0 ,  N    1, 1 . Этот метод использует точки LGL 0LGL ,...,  LGL , которые являются корнями производной полинома Лежандра степени N N-1 – L N 1 , включая крайние точки –1 и 1. Преобразование к произвольному отрезку t0 , t f  производится следующим образом: t    

 t f  t0     t f  t0  . Функцию состояния и функ-

2 цию управления будем аппроксимировать на отрезке  1, 1 при помощи следующих выра-

жений: N

x  t   x N  t      xi φi  τ  i 0

u t   u

N

N

 t      u φ  τ  i 0

i

i

где xi и u i – значения функций в точках LGL или LGR; i – базис Лагранжа. Производную функции состояния запишем следующим образом: x  t   x N  t  τ   

N N dx N d 2 2  φ τ x Dki xi ,      i i d dt  t f  t0  i 0 i 0  t f  t0  

где, в зависимости от выбранного метода, D ki – матрица дифференцирования Лобатто, которая вычисляется в точках LGL. Численное интегрирование функционала осуществляется при помощи правила ГауссаЛобатто: tf  t f  t0  N F x , u w , x , u F t t dt       i i i     2 i 0 t0 где wi – весовые коэффициенты.

117

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Таким образом, задачу оптимального управления можно свести к задаче нелинейного программирования, которая решается при помощи решателей таких задач:  t f  t0  N u u T w J  i i i 2 i 0 N   2 1 Dki q k    q k  ω k  ω orb  k  q k  , k  1...N 2  t f  t0  i  0

q 0  q0,q N  q f

N    2   Dki ω k  J 1   ω k  Jω k   τ dk  Tkth  u k  , k  1...N   t f  t0  i  0

    ω 0  ω 0,ω N  ω f

Заключение. При помощи псевдоспектрального метода Лобатто задача оптимального управления ориентацией орбитальной станции была сведена к задаче нелинейного программирования, которая успешно была решена при помощи решателей, которые используют алгоритмы метода внутренней точки и последовательного квадратичного программирования. Были получены результаты в виде траекторий маневров и функций управления для различных разворотов. Результаты моделирования показали значительную экономию рабочего тела и ресурса двигателей ориентации. В дальнейшем планируется добавить учет упругих колебаний конструкции [5; 6] и учет аэродинамических моментов сил [7]. Результаты работы могут быть использованы при разработке систем управления перспективных орбитальных станций и других космических аппаратов. Библиографические ссылки 1. Оптимальный по расходу топлива алгоритм разворота МКС с помощью реактивных двигателей с учетом ограничений по нагрузкам на конструкцию / С. Н. Атрошенков, В. Н. Платонов, Ф. В. Губарев и др. // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 4. C. 118–138. Doi: 10.18698/0236-3933-2017-4-118-138. 2. Bhatt S., Bedrossian N., Nguyen L. Optimal propellant maneuver flight demonstrations on ISS. AIAA Guidance, Navigation, and Control (GNC) Conf. 2013. Doi: 10.2514/6.2013-5027. 3. An Overview of Three Pseudospectral Methods for the Numerical Solution of Optimal Control Problems / D. Garg, M. A. Patterson, W. W. Hager et al. // AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference, Pittsburgh, PA (August 10–13, 2009). 2009. 4. Zero-propellant maneuver guidance / N., Bedrossian S. Bhatt, W. Kang et al. // IEEE Control Systems. 2009. Vol. 29, No. 5. Pp. 53–73. Doi: 10.1109/MCS.2009.934089. 5. Прутько А. А., Сумароков А. В. О нагрузках на элементы конструкции Многоцелевого лабораторного модуля на автономном участке полета // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 2. C. 123–138. Doi: 10.18698/0236-3933-2017-2-123-138. 6. Прутько А. А., Сумароков А. В. Использование спектральных методов для анализа собственных частот колебаний конструкции МКС и амплитуды шумов измерителя угловой скорости // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2018. № 4. C. 59–68. Doi: 10.18698/0236-3933-2018-4-59-68. 7. Моделирование сил и моментов сил набегающего потока атмосферы в целях верификации динамических режимов системы управления движением и навигации МКС и синтеза оптимального управления / С. Н. Атрошенков, А. А. Прутько, А. Н. Крылов и др. // Космическая техника и технологии. 2017. № 4(19). С. 72–88. © Прутько А. А., 2018

118

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 629.7.054'882

СПОСОБ АВТОНОМНОЙ САМОКАЛИБРОВКИ БЕСПЛАТФОРМЕННОГО ИНЕРЦИАЛЬНОГО БЛОКА В СОСТАВЕ ИЗДЕЛИЯ А. В. Соловьёв, Д. Г. Пикунов, П. Н. Язынин Филиал ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры» – «Научно-исследовательский институт прикладной механики имени академика В. И. Кузнецова», Российская Федерация, 111024, г. Москва, ул. Пруд Ключики, 12а E-mail: [email protected]

Описан оригинальный способ автономной калибровки измерительных каналов бесплатформенного инерциального блока в составе изделия РКТ, необходимого для обеспечения долговременной стабильности основных эксплуатационных характеристик. Ключевые слова: акселерометр, гироскоп, бесплатформенный инерциальный блок, калибровка.

METHOD OF IMU AUTONOMOUS CALIBRATION A. V. Soloviev, D. G. Pikunov, P. N. Yazinin Center for Operation of Space Ground Based Infrastructure – Kuznetsov Research Institute of Applied Mechanics 12a, Prud Klyuchiki Str., Moscow, 111024, Russian Federation E-mail: [email protected]

The research describes the original method of inertial measurement unit autonomous calibration inside the rocket and space vehicle necessary for long-term stability of the main performance characteristics. Keywords: accelerometer, gyroscope, inertial measurement unit, calibration. Инерциальные командно-измерительные приборы (КИП) служат основой построения, или, по крайней мере, одним из важнейших компонентов систем навигации, ориентации и стабилизации практически всех современных подвижных объектов, в том числе боевых ракет, ракет-носителей, разгонных блоков и космических аппаратов, решающим образом определяя точность управления их движением [1]. КИП делят на два принципиально разных класса устройств: гиростабилизированные платформы (ГСП) и бесплатформенные инерциальные блоки (БИБ), которые в силу целого ряда преимуществ заняли в последние десятилетия доминирующие позиции в новых разработках. В отличие от ГСП в БИБ инерциальные чувствительные элементы (ЧЭ) – гироскопы и акселерометры – жёстко привязаны к объекту управления, участвуя вместе с ним в его поворотах в инерциальном пространстве. Задача определения ориентации объекта относительно инерциальной системы отсчета решается при этом в цифровом вычислителе по специальным алгоритмам, используя показания гироскопов, работающих в режиме измерителей угловых отклонений (свободных гироскопов) или, чаще, датчиков угловой скорости (ДУС) объекта в проекциях на связанные с ним оси, а задача навигации – с помощью интегрирования информации о кажущемся ускорении объекта с акселерометров. Иначе говоря, вычислитель строит «виртуальную гиростабилизированную платформу» и, перепроектируя на ее оси показания акселерометров, решает 119

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

далее задачу навигации так же, как и в системе с реальной ГСП. Дополнительно к этому бесплатформенный КИП, построенный на базе ДУС, дает информацию о проекциях угловой скорости объекта на связанные с ним оси, необходимую для работы системы угловой стабилизации объекта, для чего в системах с ГСП обычно используется отдельный прибор – блок ДУС. При решении задач ориентации и навигации значительную часть выходных погрешностей составляют погрешности ЧЭ, которые могут быть оценены и снижены путём калибровки измерительных каналов КИП. При этом объём калибровки измерительных каналов БИБ без его снятия с изделия в отличие от ГСП ограничен, как правило, одним положением измерительных осей относительно изделия, заданным его кинематической схемой, что принципиально не позволяет определить все параметры математической модели погрешностей измерительных каналов, автономно измеряемые в условиях заводской калибровки на наклонно-поворотном стенде, обеспечивающем возможность изменения положения измерительных осей ЧЭ БИБ относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей. Учитывая вполне реальное требование проведения регламентных и периодических проверок БИБ на всех этапах эксплуатации без расстыковки внешних соединителей, снятия с изделия, вскрытия приборного отсека и по штатным связям, полная калибровка БИБ может проводиться только при установке всего изделия на специализированном наклонноповоротном стенде и разворотах его в заданные ориентации, что, очевидно, неприемлемо. Следовательно, необходимый процесс самокалибровки традиционного БИБ, как уже отмечалось, неизбежно сводится к контролю только тех немногих параметров, которые можно определить по измерениям в одной штатной ориентации. Поэтому целью данной работы является разработка способа расширенной автономной самокалибровки измерительных каналов БИБ в составе изделия для обеспечения долговременной стабильности его эксплуатационных характеристик. Для достижения поставленной цели предлагается формирование такой конструкции прибора, которая создала бы возможность задания при регламентных проверках и на предстартовой подготовке хотя бы нескольких ориентаций блока ЧЭ (БЧЭ) относительно корпуса БИБ, обеспечив калибровку тех точностных характеристик, долговременную стабильность которых при длительных сроках эксплуатации изделия трудно гарантировать на заданном уровне [2]. Следует отметить, что и с таким поворотным БЧЭ прибор остается полностью соответствующим понятию о бесплатформенном блоке, поскольку после выполнения самокалибровки БЧЭ жёстко фиксируется в корпусе прибора и, тем самым, в режиме полета сохраняет ориентацию относительно осей изделия. Кроме того, в таком варианте прибора возможно обеспечить совмещение режимов самокалибровки ЧЭ, оценки выставки БЧЭ в горизонт и гирокомпасирования. В целях упрощения реализации конструктивного исполнения такого поворотного БЧЭ предлагается использовать вращение по одной координате – вокруг оси, равноотклоненной от осей чувствительности измерительных каналов. При трёх измерительных каналах такой осью является диагональ куба, построенного на осях приборной системы координат. Угол наклона оси вращения (ОВ) составляет 35,2644 град относительно посадочной плоскости прибора, близкой к горизонтальной плоскости в составе изделия (рис. 1). Поворотами БЧЭ на углы ±120 град все оси чувствительности измерительных каналов поочередно приводятся в три взаимно ортогональных положения: вертикальное и два горизонтальных. В каждом положении, зафиксированном арретирующим устройством, проводится цикл измерений вертикальной проекции кажущегося ускорения и составляющей угловой скорости вращения Земли для оценки нулевых сигналов акселерометров и гироскопов, а также азимутальной привязки осей БИБ, а в ходе разворотов – и для оценки масштабных коэффициентов гироскопов. Объем измеряемой информации может варьироваться в зависимости от условий работы и, влияя на случайные составляющие ошибок, может служить средством управления точностью измерения. Вращение, как переход из одной позиции в другую, осуществляется специальной 120

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

системой вращения на основе двигателя постоянного тока и электронного блока управления, по командам, формируемым вычислительным комплексом. Конструктивная проработка такого поворотного БЧЭ на базе волоконно-оптических гироскопов и струнных акселерометров была выполнена в НИИ ПМ имени академика В. И. Кузнецова (рис. 2). ОВ формируется специальной конструкцией основания БЧЭ и, с одной стороны, установкой бесколлекторного двигателя, имеющего встроенный подшипник, с другой стороны – установкой второго аналогичного подшипника. Следует отметить принципиальную инвариантность предложенной идеи поворота к типу ЧЭ, что обуславливает возможность применения поплавковых, динамически настраиваемых, волновых-твердотельных, лазерных, волоконно-оптических и микромеханических гироскопов совместно с маятниковыми, в том числе микромеханическими, и струнными акселерометрами.

Рис. 1. Кинематическая схема поворотного БЧЭ

Рис. 2. Вариант конструкции поворотного БЧЭ

Таким образом, построение БИБ на базе такого поворотного БЧЭ позволит проводить автономную калибровку его измерительных каналов для обеспечения стабильности их основных эксплуатационных характеристик без необходимости демонтажа с изделия и установки его на специализированные и дорогостоящие наклонно-поворотные стенды.

Библиографические ссылки 1. Кузовков Н. Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М. : Высш. шк., 1976. 304 c. 2. Калибровка БИБ в составе изделия : науч.-техн. отчёт / дец. № КИНД.Э033.6017, филиал ФГУП «ЦЭНКИ» – «НИИ ПМ им. акад. В. И. Кузнецова». М., 2018. 60 c. © Соловьёв А. В., Пикунов Д. Г., Язынин П. Н., 2018

121

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 531.3:681.5.01

УСРЕДНЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ОРБИТАЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА В СИСТЕМЕ РЕАЛЬНОГО ВРЕМЕНИ А. В. Сумароков ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а E-mail: [email protected]

Описывается алгоритм усреднения параметров орбиты Международной космической станции, примененный при реализации на ее борту космических экспериментов. На основе баллистико-навигационной информации, поступающей из системы управления, алгоритм на борту станции рассчитывает параметры орбитального движения в формате Two line elements. Процесс вычислений был распределен по вычислительным тактам. Работоспособность предложенного алгоритма демонстрируется с помощью результатов математического моделирования и натурных испытаний. Ключевые слова: международная космическая станция, орбитальные параметры, Two line elements, Simplified general perturbation model.

REALTIME SPACECRAFT ORBITAL PARAMEERS AVERAGING A. V. Sumarokov S. P. Korolev Rocket and Space Corporation “Energia” 4а, Lenin Str., Korolev, 141070, Moscow Region, Russian Federation E-mail: [email protected]

This paper describes the algorithm for averaging the orbital parameters of the International Space Station (ISS), which was implemented for the realization some space experiments aboard the ISS. Based on the ballistic and navigational information received from the control system, the algorithm aboard the station calculates the orbital motion parameters in the Two Line Elements format. The process of calculations is distributed over computational cycles. The efficiency of the proposed algorithm is demonstrated using the results of mathematical simulation and real work abroad the ISS. Ключевые слова: International space station, orbital parameters, Two line elements, Simplified general perturbation model. Для проведении некоторых космических экспериментов требуется информация о параметрах орбиты космического аппарата, на борту которых они проводятся. Дополнительно также могут потребоваться данные об угловом движении относительно орбитальной [1–4] и инерциальной систем координат. Эта информация используется как для обработки результатов экспериментов, так и непосредственно для их проведения [5–8]. Некоторые эксперименты требуют прогнозирования орбитального движения космического аппарата на длительных интервалах времени, например для формирования расписания сеансов связи с земными абонентами. В работе рассматривается космический эксперимент, в котором на поверхности Земли распределена сеть абонентов, измеряющих свое текущее положение, скорость движения, температуру, и ряд прочих параметров и передающих накопленные данные на борт КА во время сеанса связи. Подобную систему можно использовать, например, для мониторинга 122

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

за перемещением животных и птиц [9], при этом в качестве КА, на котором установлена система сбора и накопления полученной от наземных абонентов информации, может служить орбитальная станция. Предполагается, что сами земные абоненты достаточно миниатюрны и не обладают большим запасом электроэнергии, так как имеют автономное питание от аккумуляторной батареи, подзаряжаемой от фотоэлектрического преобразователя. При такой постановке задачи наиболее важной технической проблемой является передача небольших пакетов данных между абонентами на Земле и приемником на КА. Ввиду того, что наземный абонент имеет маломощный источник энергии, для уменьшения его общего энергопотребления приемник и передатчик данных основное время находятся в спящем режиме в ожидании момента, когда внутренний таймер «разбудит» его к моменту ожидаемого контакта с КА. Это время рассчитывается в самом абоненте из прогноза движения КА. Для прогнозирования движения аппарата в абоненте используется модель движения аппарата SGP4 (Simplified General Perturbation Model), использующая данные о параметрах орбиты аппарата в формате TLE (Two Line Elements), полученные в ходе сеанса связи. Таким образом, для обеспечения абонента данными в формате TLE требуется осуществить расчет этих данных и их передачу в аппаратуру, отвечающую за связь с наземными абонентами. Обычно в бортовом компьютере системы управления движением и навигации КА для определения текущих координат в пространстве используется интегрирование уравнений движения в инерциальной декартовой системе координат J2000 с коррекцией от навигационного модуля приема сигналов ГЛОНАСС/GPS или с Земли. В работе предполагается, что ежесекундно поступает новая информация о векторе состояния КА на момент времени t в инерциальной системе J2000. К сожалению, непосредственное применение известных алгоритмов усреднения параметров орбиты не позволяет решить поставленную задачу. Например, применение алгоритма, основанного на методах динамической фильтрации [12], не дает требуемой точности орбитальных параметров. Ошибка прогнозирования моделью SGP4 при использовании орбитальных параметров, вычисленных с помощью алгоритма, который описан в [12], на интервале порядка суток может достигать 200 км. Поэтому в данной работе предлагается использовать для получения параметров орбиты усреднение значений векторов состояния с помощью модели SGP4, основанное на методе наименьших квадратов [11] с итерационной процедурой. Для обеспечения работы алгоритма в системе реального времени процесс вычислений был распределен по вычичслительным тактам. Количество обрабатываемых на одном вычислительном такте измерений было ограничено. Процесс обращения матрицы, получившейся в методе наименьших квадратов, и решения линейной системы проводится на отдельном вычислительном такте. Математическое моделирование показало, что для вычисления усредненных параметров орбиты требуется в основном от 3 до 8 итераций и в достаточно редких случаях требуется больше 8 итераций. Поэтому в бортовом алгоритме процесс вычислений был ограничен 11 итерациями, а в случае ненахождения за 10 итераций решения, процесс вычислений повторяется через 10 мин уже с использованием новых измерений и нового начального приближения параметров орбитального движения. В работе показано, что на вычисление средних значений параметров орбитального движения с учетом его распределения по вычислительным тактам в системе реального времени потребуется не более 1900 вычислительных тактов бортового компьютера, что составляет порядка 7 мин. Указанное время является вполне приемлемым при частоте обновления данных в формате TLE раз в 30 мин. Таким образом, существенным достоинством разработанного алгоритма, в отличие от аналогичных [10; 11], является возможность его работы в системе реального времени на вычислительных мощностях бортового компьютера космического аппарата. Работоспособность предложенного алгоритма подтверждается как результатами математического моделирования [12], так и реальными данными полета космического аппарата. Результаты натурных испытаний показали, что точность прогноза с использованием данного алгоритма на интервале одних суток составляет ~2 км. 123

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Библиографические ссылки 1. О стабилизации спутника связи, несущего маховики, без использования датчиков углов и угловых скоростей / В. Н. Бранец, В. Н. Платонов, А. В. Сумароков и др. // Изв. РАН. ТиСУ. 2008. № 1. С. 106–116. 2. Сумароков А. В., Тимаков С. Н. Об одной адаптивной системе управления угловым движением спутника связи // Изв. РАН. ТиСУ. 2008. № 5. С. 131–141. 3. Ефимов Д. А., Сумароков А. В., Тимаков С. Н. О гиростабилизации спутника связи в отсутствии измерений угловой скорости // Изв. РАН. ТиСУ. 2012. № 5. С. 119–128. 4. Борисенко Н. Ю., Сумароков А. В. Об ускоренном построении орбитальной ориентации грузовых и транспортных кораблей серий «Союз МС» и «Прогресс МС» // Изв. РАН. Теория и системы управления. 2017. № 5. С. 131–141. 5. Сумароков А. В. Наведение камеры высокого разрешения при видеосъёмке поверхности земли с МКС // Навигация и управление движением : материалы ХVII Конф. молодых ученых / под общ. ред. В. Г. Пешехонова. СПб. : ГНЦ РФ АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2015. С. 561–568. 6. Сумароков А. В. О наведении камеры высокого разрешения, установленной на борту МКС, посредством двухосной поворотной платформы // Вестн. МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2016. № 4. С. 85–97. 7. Воронин Ф. А., Пахмутов П. А., Сумароков А. В. О модернизации информационноуправляющей системы российского сегмента Международной космической станции // Вестн. МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 1. C. 109–122. 8. О принципах разработки программного обеспечения информационно-управляющей системы российского сегмента Международной космической станции / Ф. А. Воронин, Д. С. Назаров, П. А. Пахмутов и др. // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 6. C. 69–86. 9. Технология изучения перемещения животных и птиц на земле с помощью аппаратуры ICARUS на российском сегменте МКС / М. Ю. Беляев, М. Викельски, М. Лампен и др. // Космическая техника и технологиии. 2015. № 3. С. 38–51. 10. Сумароков А. В. Об усреднении параметров орбитального движения МКС в космическом эксперименте GTS2. // Навигация и управление движением : материалы XVI Конф. молодых ученых / под. общ. ред. акад. РАН В. Г. Пешехонова. СПб. : ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2014. С. 334–341. 11. Vallado D. A., Crawford P. SGP4 Orbit Determination. AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conf. and Exhibit, Guidance, Navigation, and Control and Co-located Conf. Honolulu, 2008. 12. Сумароков А. В. О бортовом алгоритме усреднения параметров орбитального движения Международной космической станции в эксперименте ICARUS // Изв. РАН. Теория и системы управления. 2018. № 2, С. 102–111. © Сумароков А. В., 2018

124

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 18.091

РОБАСТНЫЙ АЛГОРИТМ УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДОМ РУЛЕВОЙ МАШИНКИ Е. С. Сумнительный1*, Ю. И. Мышляев2 1, 2

ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 * E-mail: [email protected]

Рассматривается задача синтеза робастного алгоритма управления рулевым приводом в условиях неизвестного момента нагрузки и неполном измерении вектора состояния. Ключевые слова: наблюдатель, каскадный регулятор, компенсация возмущений, нелинейная обратная связь.

A ROBAST ALGORITHM FOR CONTROLLING THE DRIVE OF THE STEERING MACHINE E. S. Sumnitelnyy1*, U. I. Myshlaev2 1, 2

FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation * E-mail: [email protected]

The paper deals with the problem of synthesis of a robust steering control algorithm under conditions of an unknown load moment and incomplete measurement of the state vector. Keywords: observer, cascade controller, disturbance compensation, nonlinear feedback. В докладе рассматривается задача синтеза робастного алгоритма управления рулевым приводом посадочной твердотопливной двигательной установки в условиях неизмеряемого момента нагрузки и неполном измерении вектора состояния. В качестве привода используется двигатель постоянного тока. Предполагается, что: измерению доступны угловая скорость и угловое положение вала привода; момент нагрузки и ток якорной обмотки неизмеряемы; все соединения абсолютно жесткие; люфты в редукторе отсутствуют; момент нагрузки имеет характер сухого трения. Требуется обеспечить желаемую динамику привода и точность отработки задающего воздействия, определяемого алгоритмом внешнего контура управления. Для решения поставленной задачи предлагается использовать метод модального управления при неполном измерении вектора состояния с компенсацией момента нагрузки. Синтез алгоритмов управления осуществляется в 2 этапа. Целью первого этапа является получение оценок тока якорной обмотки и момента нагрузки [3]. Предложено использовать модель момента нагрузки в виде показательностепенной функции, которая может быть сколь-угодно приближена к релейной характеристике, но является дифференцируемой во всей области определения. За счет этого, исходная модель электропривода расширяется путем введения дополнительной подсистемы, описывающей динамику момента нагрузки. Это позволяет синтезировать расширенный наблюдатель состояния, состоящий из двух аддитивных частей: первая – с точностью до оценок состояния соответствует структуре и параметрам расширенной модели привода, а вторая – обратной связи по ошибке оценивания. В качестве алгоритмов обратной связи в работе рассматривались: 125

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

– линейная обратная связь (наблюдатель Люенбергера) [1]; – релейная и степенная обратная связь; – обратная связь с переменной структурой (наблюдатель Хана) [2]; – обратная связь в форме показательно-степенной функции от ошибки оценивания. Наблюдатель Люенбергера хорошо оценивает квазистационарные (по отношению к динамике наблюдателя) возмущения. Поэтому в условиях реверсивной нагрузки он может давать плохие оценки и, соответственно, управление. Качество оценивания можно улучшить за счет увеличения коэффициента усиления обратной связи наблюдателя, но это приведет к ухудшению помехоустойчивости. Наблюдатель имеет асимптотический характер сходимости по ошибке оценивания. Алгоритмы управления, основанные на скользящем режиме, обеспечивают оценивание за конечный промежуток времени и являются робастными по отношению к аддитивным и мультипликативным (параметрическим) возмущениям. Однако в реальном скользящем режиме наблюдается высокая частота переключений, что негативно сказывается на надежности системы и энергоэффективности, и требуется дополнительная фильтрация. Алгоритмы, реализующие скользящий режим – это алгоритмы релейного и степенного управления. В алгоритме Хана используется переменная структура обратной связи. Вводится дельта слой относительно нулевой точки равновесия ошибки оценивания. При этом вне этого дельта слоя используется степенной робастный алгоритм, а внутри – линейный. Алгоритм Хана можно рассматривать как комбинацию первых двух алгоритмов обратной связи. Он позволяет получить оценки с требуемой конечной точностью, определяемой величиной дельта слоя. При переключении структуры существуют переходные процессы, из-за чего на границе дельта слоя возможен скользящий режим. В работе предлагается новый вид обратной связи в форме показательно-степенной функции ошибки оценивания. При достаточно большой ошибке оценивания функция может быть сколь-угодно приближена к релейному типу, но является непрерывно-дифференцируемой. При этом функция становится линейной только в точке нулевой ошибки оценивания. Поэтому оценивание является квази-финитным по времени. Целью второго этапа является синтез модального регулятора. Он основан на измеренных параметрах вектора состояния – углового положения вала и угловой скорости привода и оценках наблюдателя – тока якорной обмотки и момента нагрузки. В качестве основных подходов к решению задачи наблюдателя состояния следует считать алгоритм Хана и новый алгоритм с показательно-степенной функцией. На основе этих двух наблюдателей был построен модальный регулятор. В докладе приведены синтезированные алгоритмы управления, результаты аналитических исследований их свойств и результаты математического моделирования, подтверждающие эффективность синтезированных алгоритмов.

Библиографические ссылки 1. Первозванский А. А. Курс теории автоматического управления : учеб. пособ. М. : Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1986. 616 с. 2. Jingqing Han «From PID to Active Disturbance Rejection Control». IEEE Transactions on Industrial Electronics. 2009. Vol. 56, No. 3. March. Pр. 900–906. 3. Краснова С. А., Уткин В. А. Каскадный синтез наблюдателей состояния динамических систем / отв. ред. А. П. Курдюков ; Ин-т проблем управления им. В. А. Трапезникова РАН. М. : Наука, 2006. 272 с.: 38 ил. ISBN 5-02-033678-5. © Сумнительный Е. С., Мышляев Ю. И., 2018

126

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

УДК 18.217

К ВОПРОСУ СТАБИЛИЗАЦИИ И ОРИЕНТАЦИИ ИЗДЕЛИЯ, ОСНАЩЕННОГО ДВИГАТЕЛЕМ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ПЕРЕРАСПРЕДЕЛЕНИЯ ТЯГИ МЕЖДУ СОПЛАМИ А. С. Тибабишев ФГУП «Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н. А. Пилюгина» Российская Федерация, 117342, г. Москва, ул. Введенского, 1 E-mail: [email protected]

Рассмотренный вопрос обеспечения ориентации и стабилизации движения твёрдого тела с помощью реактивного двигателя с изменяемым направлением вектора тяги является составной частью задач, решаемых в ракетно-космической отрасли Ключевые слова: изменяемое направление вектора тяги, система уравления ориентации и стабилизации.

THE QUESTION OF STABILIZATION AND ORIENTATION OF THE PRODUCT, EQUIPPED WITH THE ENGINE WITH THE POSSIBILITY OF REDISTRIBUTION OF TRACTION BETWEEN THE NOZZLES A. S. Tibabishev FSUE “Academician Pilyugin Scientific-Production Center of Automatics and Instrument-Making” 1, Vvedenskogo Str., Moscow, 117342, Russian Federation E-mail: [email protected]

The considered issue of providing orientation and stabilization of motion of a solid body with the help of a jet engine with a variable thrust vector direction is an integral part of the tasks being solved in the rocket and space industry Keywords: variable thrust vector direction, orientation and stabilization control system. Современные условия развития ракетно-космической техники характеризуются необходимостью решения новых сложных технических задач и совершенствования методов решения уже имеющихся. Так, в ракетно-космической отрасли, казалось бы, уже хорошо изученная задача транспортировки и доставки, отделяемой от ракеты-носителя полезной нагрузки в целевые точки, дополняется новыми, более сложными подзадачами и в связи с этим является весьма актуальной. Например, требуется выполнить транспортировку груза за заданное время с определенной высокой точностью или увеличить массу полезной нагрузки за счет применения более энергетически эффективного решения. Зачастую приходится решать эти задачи одновременно. Решение поставленных задач возможно различными путями. Это и модернизация энергетических установок изделия, и применение модернизированных систем управления с усовершенствованным программно-математическим обеспечением. Рассмотрим случай, когда подобная задача решается путем перекомпоновки двигательной установки с изменением количества и расположения органов управления. Данная перекомпоновка приводит к необходимости модернизации закона управления в части особенностей формирования командных сигналов. Объект управления представляет собой твердое тело (колебания жидкостей и упругие колебания отсутствуют) с нестационарными инерционно127

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

массовыми характеристиками. При этом для системы автоматического регулирования (САР) усложняется задача обеспечения ориентации, стабилизации и регулирования вектора кажущейся скорости изделия в связи с уменьшением диапазона работы органов управления (ОУ). Спецификой рассматриваемой задачи является орган управления. Это реактивный двигатель с возможностью регулирования направления вектора тяги. Он представляет собой четыре сопловых блока. В состав соплового блока (СБ) входят два разнонаправленных сопла («прямое» и «обратное») и привод при помощи которого осуществляется распределение реактивной тяги между соплами. Регулирование осуществляется изменением положения заслонки, которая приводятся в движение с помощью приводов, построенных на базе шагового мотора (ШМ). Стоит отметить, что работа во всех режимах: «только «прямые» сопла», «только «обратные» сопла» и при комбинированном режиме «прямые» и «обратные» сопла», осуществляется одной заслонкой, что существенно ограничивает диапазон регулирования. Предельные значения отклонения ШМ и скорость вращения вала ШМ известны. Двигатель работает в нескольких режимах, обусловленных величиной давления в камере сгорания: режим, соответствующий работе на номинальном (повышенном) давлении и режим, соответствующий работе на пониженном давлении. При этом САР, помимо решения задачи стабилизации изделия, должна обеспечить поддержание заслонок двигательной установки в диапазоне, обеспечивающем стабильный процесс горения в камере сгорания. Задачи, сформированные для системы регулирования, будут разниться в зависимости от режима горения: на участке «номинального» режима горения ставиться задача отработки терминального вектора, а также обеспечения требуемой угловой ориентации; на участке работы в «пониженном» режиме горения – задача компенсации ошибок вектора кажущейся скорости и реализации точностных параметров системы управления. Сложность решаемой задачи заключается в наличии существенно нелинейных элементов в контурах САР и ограниченном времени процесса регулирования. Для решения данной задачи используется закон управления, обеспечивающий как требуемую ориентацию и стабилизацию изделия вокруг центра масс (ЦМ), так и регулирование кажущейся скорости: k    kz  z  kWy  Wy   , k    k y   y  kWz  Wz   ,

(1)

k    kx  x   ,

где k , k , k , k y , kWz , kx , k y , kz – коэффициенты; , ,  – угловые вариации в связанной системе координат (ССК); z ,  y , x – угловые скорости в ССК; Wy , Wz – вариация командного вектора в нормальном и боковом направлениях. Формирование номерных командных сигналов (привязка к номеру органа управления) осуществляется по зависимости i       ; i  1...4. (2) Знак выбирается, исходя из необходимой полярности. Регулирование продольной составляющей кажущейся скорости двигательной установкой осуществляется в режиме работы, при котором одновременно приоткрыты «прямые» и «обратные» сопла. Таким образом, появляется возможность влиять на величину кажущейся скорости. При этом определение номерных командных сигналов формируется следующим образом: i  i  РКС , (3)

где  РКС  K РКС  Wx1   K РКС /10   S x1. 128

Секция 3. «ДИНАМИКА ПОЛЕТА, ПРОЕКТНАЯ БАЛЛИСТИКА, НАВИГАЦИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ…»

В этом режиме вычисляется проекция командного вектора на продольную ось изделия oX1



Wx1  Wком , X 1



(4)

и интеграл от этой величины S x1  Wx1dt. Существенной отличительной особенностью организации работы системы автоматического регулирования является управление угловым движением при сохранении суммарного открытия сопел, которое предлагается производить путем «сжатия» командных сигналов стабилизации ЦМ и вокруг ЦМ. Сжатие номерных командных сигналов при этом производится следующим образом:

К сж 

iДиапазона ; при max  iДиапазона , max

К сж  1; при max  iДиапазона ,

(5)

 max  max  i  , где iДиапазона – диапазон отклонения ОУ. Командный сигнал при этом, с учетом сжатия, запишется следующим образом: i  i К сж .

(6)

Тогда формирование командных сигналов на ШМ для организации работы на различных участках функционирования: i вых  i    л, (7) где  – уставка, необходимая для поддержания режима горения в камере сгорания; л – сигнал гармонической линеаризации, который обеспечивает компенсацию нелинейности типа упругий люфт. В результате проведенных работ создана модель имитации управляемого полета рассматриваемого объекта управления с использованием описанного закона управления. Проведена отладка и отработка параметров закона управления. Результаты моделирования показали, что разработанный модифицированный закон управления обеспечивает выполнение стабилизации изделия в целом с заданным качеством и обеспечением требований по точности управления. © Тибабишев А. С., 2018

129

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Секция 4 «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ (КОМПОЗИТЫ, НАНОМАТЕРИАЛЫ, КОМПОНЕНТЫ ТОПЛИВА, ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ И ТЕПЛОИЗОЛИРУЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ И ПОКРЫТИЯ И Т. П.)» УДК 18.219 РАЗРАБОТКА ТЕРМОСТОЙКИХ МНОГОСЛОЙНЫХ КОНСТРУКЦИЙ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ЭЛЕМЕНТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И. Г. Атрощенко, В. В. Антонов, П. А. Степанов, К. В. Клемазов АО «ОНПП «Технология» имени А. Г. Ромашина» Российская Федерация, 249031, Калужская область, г. Обнинск, Киевское шоссе, 15 E-mail: [email protected]

Разработана термостойкая многослойная радиопрозрачная конструкция из композиционного материала для элемента перспективного летательного аппарата. В ходе испытаний, приближенных к условиям эксплуатации изделия показано, что температура, действующая на функциональный элемент внутри конструкции летательного аппарата, составляет менее 100 ºС при температуре окружающей среды около 1 500 ºС. Ключевые слова: многослойный композиционный материал, теплозащитный экран, термостойкие композиционные материалы, радиопрозрачные композиционные материалы. DEVELOPMENT OF HEAT-RESISTANT MULTILAYER COMPOSITE STRUCTURES FOR AIRCRAFT COMPONENTS I. G. Аtroshenko, V. V. Аntonov, P. А. Stepanov, К. V. Кlemazov JSC «ORPE «Technologiya» named after A. G. Romashin» 15, Kievskoe shosse St., Obninsk, Kaluga Region, 249031, Russian Federation E-mail: [email protected]

A heat-resistant multilayer radiotransparent composite structure has been developed for the advanced aircraft component. During the tests under conditions close to real operating conditions of the product, it was demonstrated that the temperature acting on the functional component inside the aircraft structure is less than 100 ºC at an ambient temperature of about 1 500 ºC. Keywords: multilayer composite material, heat-protection shield, heat-resistant composite materials, radiotransparent composite materials. Современные тенденции в сфере высоких технологий авиакосмического и ракетостроительного производств диктуют определенные требования к материалам и покрытиям, используемым в конструкциях элементов летательных аппаратов (ЛА): максимальные физикотехнические характеристики при относительно низкой цене производства. В процессе эксплуатации головные элементы конструкции ЛА испытывают экстремальные нагрузки, связанные с резкими перепадами температур (от –60 ºС до 1 500 ºС). 130

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

Головной элемент подвергается экстремальным нагрузкам со стороны набегающего аэродинамического потока, приводящего к значительному нагреву наружной поверхности диэлектрической оболочки и создающего силовые нагрузки, действующие совместно с инерционными силами на элементы крепления с корпусом ЛА в течение всего времени полета. Одной из эффективных мер по снижению теплового состояния на антенном оборудовании в конструкциях ЛА является использование радиопрозрачных теплозащитных экранов и вставок. В зависимости от условий эксплуатации, конструкции таких элементов перспективно выполнять из термостойких композиционных материалов (армированных пластиков), например на основе фенолоформальдегидных, полиимидных, кремнийорганических и неорганических связующих. В связи со спецификой области применения, в качестве армирующего наполнителя необходимо использовать кварцевую стеклоткань, так как композиционные материалы (КМ) на основе данного материала являются наиболее термостойкими. При разработке и создании радиопрозрачных композиционных материалов, эксплуатация которых происходит в широком температурном диапазоне, предъявляются все более жесткие требования: сохранение прочности и высокой радиопрозрачности конструкции при резких температурных перепадах; обеспечение заданных физико-технических характеристик изделия на всех режимах эксплуатации; оптимизированная технология изготовления с применением отечественных современных сырья и материалов; обеспечение минимально возможной массы конструкции и относительно низкая цена производства. При разработке конструкции радиопрозрачного теплозащитного экрана (ТЭ) для элемента ЛА необходимо проведение работ по выбору материалов для конкретной радиопрозрачной конструкций, исследованию физико-технических характеристик материалов, возможности применения выбранных материалов в составе конструкции элемента ЛА, разработке технологии изготовления образцов, макетов изделий и проведению комплекса наземных испытаний, включающих радиотехнические, климатические и теплопрочностные испытания. На рисунке представлена конструкция элемента ЛА с теплозащитным экраном с указанием тепловой нагрузки, действующей на элемент ЛА при режиме автономного полета. 1 100 ºС

1500 ºС

Рис. 1. Конструкция элемента ЛА с теплозащитным экраном

Конструкцией элемента перспективного ЛА предусмотрено соединение теплозащитного экрана с одной стороны к металлическому шпангоуту, а с другой стороны к керамической оболочке. Данная конструкция необходима для снижения влияния температурного коэффициента линейного расширения (ТКЛР) металлического шпангоута на керамическую оболочку и для предотвращения разрушения оболочки в результате прогрева. При создании данного элемента анализировались различные конструкции экрана из КМ, и наиболее оптимальным исходя из требований по радиопрозрачности оказалось изготовление трехслойной конструкции. 131

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Исходя из требований, предъявляемых к ТЭ и элементу ЛА в целом, температурных режимов эксплуатации, требованиям надежности узла соединения оболочка-экран-металлический шпангоут были проведены исследования свойств различных композиционных материалов и определены диэлектрические, прочностные, теплофизические, структурные характеристики. По комплексу свойств в качестве материала для изготовления внутреннего и наружного кожухов экрана был выбран композиционный материал на основе неорганического (алюмохромофосфатного) связующего и текстурированного стеклонаполнителя (ХАФС). Различные испытания, проведенные с материалом, показали его эксплуатационную надежность в области высоких температур (до 1 200 ºС). При определении температурного коэффициента линейного расширения (ТКЛР) перпендикулярно армирующим слоям для композиционного материала ХАФС был выявлен факт его резкого увеличения в температурном диапазоне эксплуатации ТЭ. Данный факт мог привести к «распуханию» ТЭ, и, как следствие, разрушению керамической оболочки при эксплуатации. Были исследованы различные модификации материала ХАФС, где в качестве наполнителя использовались различные кремнеземные и кварцевые ткани. Образцы материала ХАФС подвергались разным режимам термообработки. Была разработана методика для определения ТКЛР перпендикулярно армирующим слоям в широком диапазоне температур. В ходе работы удалось снизить ТКЛР материала ХАФС перпендикулярно армирующим слоям в температурном диапазоне эксплуатации ТЭ, увеличив максимальную температуру термообработки и скорректировав конструкцию стенки экрана комбинацией различных наполнителей. Важным определяющим параметром конструкции для силового пояса теплозащитного экрана (узел соединения элемента ЛА), является величина прочности при межслоевом сдвиге композиционного материала в широком диапазоне температур и ее корректное определение. Были проведены исследования образцов материала ХАФС на основе стеклонаполнителя и образцы, имитирующие конструкцию стенки силового пояса после корректировки, исходя из результатов определения ТКЛР. Были получены значения прочности при межслоевом сдвиге стабильные в температурном диапазоне эксплуатации экрана. Отдельным этапом разработки многослойной термостойкой конструкции для элемента ЛА был выбор среднего слоя. Учитывая требования к снижению тепловой нагрузки на антенный элемент, в качестве среднего слоя рассматривались различные теплоизоляционные материалы отечественного производства. В ходе различных исследований перспективных кремнеземных высокопористых теплозащитных материалов был выбран материал ВР-300 для использования в качестве среднего слоя в ТЭ. Данный материал характеризуется стабильными диэлектрическими характеристиками в широком диапазоне температур, а также устойчивостью к термодеструкции до температуры 1 200 ºС. Была разработана технология изготовления ТЭ, включающая в себя различные методы неразрушающего контроля, в том числе, методику по контролю теплового расширения самого ТЭ с целью контроля значений перемещений внешней поверхности экрана в процессе нагрева по режимам эксплуатации. Проверка ТЭ подтвердила правильность решений по корректировке конструкции стенки и технологических режимов изготовления кожухов экрана. Результаты и выводы. В ходе работы были проведены исследования и выбраны материалы, разработана технология изготовления теплозащитных многослойных экранов для перспективных элементов ЛА, проведены серии физико-механических и радиотехнических исследований и испытаний. В ходе испытаний, приближенных к условиям эксплуатации изделия показано, что температура, действующая на функциональный элемент внутри конструкции ЛА составляет менее 100 ºС при температуре окружающей среды около 1 500 ºС. © Атрощенко И. Г., Антонов В. В., Степанов П. А., Клемазов К. В., 2018 132

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

УДК 536.46; 541.1 ПОЛУЧЕНИЕ СВЕРХВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО КЕРАМИЧЕСКОГО МАТЕРИАЛА НА ОСНОВЕ КАРБОНИТРИДА ГАФНИЯ МЕТОДАМИ МЕХАНОХИМИЧЕСКОГО СИНТЕЗА И САМОРАСПРОСТРАНЯЮЩЕГОСЯ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО СИНТЕЗА В. С. Буйневич, А. А. Непапушев, Д. О. Московских Национальный исследовательский технологический университет «МИСиС» Российская Федерация, 119049, г. Москва, Ленинский проспект, 4 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Методами механохимического синтеза и СВС впервые получена сверхвысокотемпературная керамика Hf-C-N (Tпл > 4 200 °С), которая является перспективным материалом для тепловой защиты частей ракетно-космических аппаратов. Ключевые слова: сверхвысокотемпературная керамика, карбонитрид гафния, самораспространяющийся высокотемпературный синтез, механохимический синтез, искровое плазменное спекание. ULTRA-HIGH TEMPERATURE HAFNIUM CARBONITRIDE CERAMIC PRODUCED BY MECHANOCHEMICAL SYNTHESIS AND SELF-PROPAGATING HIGH-TEMPERATURE SYNTHESIS V. S. Buinevich, A. A. Nepapushev, D. O. Moskovskikh National University of Science and Technology “MISiS” 4, Leninskiy Av., Moscow, 119049, Russian Federation E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Ultra-high temperature Hf-C-N ceramics (Tm > 4 200 °С) – a promising material for a thermal protection of rocket-space vehicles parts was produced for the first time by means of mechanochemical synthesis and SHS. Keywords: ultra-high temperature ceramic, hafnium carbonitride, self-propagating high-temperature synthesis, mechanochemical synthesis, spark plasma sintering. Одной из наиболее важных проблем в пилотируемых аэрокосмических летательных аппаратах является повреждение острых передних кромок, отвечающих за маневренность при выходе из атмосферы и повторном входе. Во время полёта эти части аппарата подвергаются воздействию сильных тепловых потоков, в связи с этим поверхность нагревается до очень высоких температур порядка 4 000 °С [1] (рис. 1). При этом данные области взаимодействуют с плазмой из атмосферы, подвергаются абляции на высоких скоростях, а также сильному окислению, радиации и высоким механическим нагрузкам. Из выше сказанного следует, что проблема создания материалов, способных работать в жестких условиях аэродинамического нагрева высокоскоростными потоками воздуха, является актуальной. Наиболее перспективными материалами для аэрокосмической промышленности являются так называемые сверхвысокотемпературные керамики на основе боридов, нитридов, карбидов и карбонитридов переходных металлов [2]. Среди них карбонитриды и двойные карбиды переходных металлов занимают особое место. Так, согласно недавним публикациям [3], карбонитрид гафния оптимального состава обладает не только хорошими механическими 133

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

свойствами и высокой теплопроводностью, но и претендует на самую высокую температуру плавления (выше 4 200 °С) из всех существующих на данный момент систем. Выбор данной системы объясняется несколькими факторами, влияющими на температуру плавления: наличие точечных дефектов в кристаллической решетке и сильных ковалентных и ионных связей в системе.

Рис. 1. Распределение температур по поверхности острой передней кромки

Однако получение карбонитридов оптимального состава является непростой задачей из-за высоких температур плавления основных компонентов и трудностей регулирования соотношения углерод-азот в соединении. Традиционные методы получения, такие как высокотемпературное диффузионное насыщения, требуют больших временных и энергетических затрат, и получаемый состав карбонитрида имеет общую формулу HfCxN1–x, что не соответствует фазе с максимальной температурой плавления (HfC0.51N0.38). Альтернативными «неравновесными» методами синтеза, которые позволяют получать материал нужного состава за короткий промежуток времени, являются механохимический синтез и самораспространяющийся высокотемпературный синтез (СВС). В связи с этим целью данной работы являлось получение нового перспективного сверхвысокотемпературного керамического материала на основе порошков карбонитрида гафния, полученных методами механохимического синтеза и СВС с последующей консолидацией методом искрового плазменного спекания (ИПС). Синтез карбонитрида проводился по следующим схемам: а) механическая обработка порошков гафния и графита в среде азота в планетарной шаровой мельнице (ПШМ); б) предварительная механическая обработка порошков гафния и графита в ПШМ с последующим СВС в атмосфере азота. Керамические порошки исследовались методами рентгенофазового анализа (РФА) и сканирующей электронной микроскопии (СЭМ). В результате механохимического синтеза и СВС были получены порошки карбонитрида гафния различного состава HfC0,5N0.3 и HfC0,5N0,2 соответственно, что подтверждается результатами РФА. Методом ИПС при температурах 2 000 °С получены компактные образцы. Наибольшая плотность наблюдалась у керамики при проведении процесса СВС с предварительной механической обработкой смеси Hf + 0,5C. Дополнительно были проведены модельные испытания по оценке температуры плавления полученной керамики, температура процесса составила 4 000 °С, при такой температуре наблюдалось плавление карбида гафния (Tпл = 3 890 °С), а керамика на основе карбонитрида гафния осталась без изменений (рис. 2). Таким образом, можно сделать вывод, что полученная керамика обладает температурой плавления выше 4000 °С. 134

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

Рис. 2. Оценка температур плавления HfC и Hf-C-N

Таким образом, использование полученного сверхвысокотемпературного керамического материала на основе карбонитрида гафния позволит увеличить не только отток тепла в областях вблизи полного торможения потока, но и срок эксплуатации за счёт уменьшения абляции. Библиографические ссылки 1. Kontinos D. A., Gee K., Prabhu, D. K. Temperature Constraints at the Sharp Leading Edge of a Crew Transfer Vehicle // AIAA, 2001. Vol. 2001–2886. 2. Костиков В. И., Варенков А. Н. Сверхвысокотемпературные композиционные материалы. М. : Интермет Инжиниринг, 2003. 560 с. 3. Hong Qi-Jun, van de Walle Axel. Prediction of the material with highest known melting point from ab initio molecular dynamics calculations // Phys. Rev. 2015. Vol. 92 (2). P. 020104 (6). © Буйневич В. С., Непапушев А. А., Московских Д. О., 2018

135

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 673.8 РАЗРАБОТКА ОСНОВ СОЗДАНИЯ НОВЫХ ПОРИСТЫХ АЛЮМИНИЕВЫХ МАТЕРИАЛОВ С ТРЕБУЕМЫМ КОМПЛЕКСОМ МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ М. Е. Ледяев, В. С. Данилушкин, А. В. Писарев Научный руководитель – С. В. Воронин* Самарский национальный исследовательский университет имени академика С. П. Королева Российская Федерация, 443086, г. Самара, ул. Московское шоссе, 34 * E-mail: [email protected]

Доказывается возможность снижения массы аэрокосмической техники и улучшения удельных механических характеристик конструкционных материалов за счет применения упорядоченной пористой структуры. Ключевые слова: весовая эффективность, пористый алюминий, высокие удельные механические характеристики, конечно-элементное моделирование, упорядоченная пористая структура. DEVELOPMENT OF BASES OF CREATION OF NEW POROUS ALUMINUM MATERIALS WITH THE REQUIRED SET OF MECHANICAL PROPERTIES M. E. Ledyaev, V. S. Danilushkin, A. V. Pisarev Scientific Supervisor – S. V. Voronin* Korolev Samara National Research University 34, Moscovskoe shosse, Samara, 443086, Russian Federation * E-mail: [email protected]

This study proves the possibility of reducing the weight of aerospace and improve the specific mechanical characteristics of structural materials through the use of an ordered porous structure. Keyword: weight efficiency, porous aluminium, high relative mechanical properties, finiteelement modeling, ordered porous structure. Улучшение технических характеристик авиационной техники, таких как, дальность, скорость полета, маневренность боевых самолетов, экономичность расхода топлива, возможно достичь за счет снижения массы конструктивных элементов летательных аппаратов. А снижение массы конструктивных элементов возможно при применении материалов имеющих малую плотность в сочетании с высокой прочностью. Такими материалами, по нашему мнению, могут являться пористые материалы. Требования к акустическим характеристикам авиационной техники увеличиваются ежегодно [1]. Международная организация гражданской авиации устанавливает все более жесткие требования по шуму. Многие двигатели отечественного производства не проходят по данным требованиям. Применение пористых материалов в качестве элементов обшивки авиационных двигателей позволит снизить уровень шума за счет способности пористых материалов поглощать вибрации и шум. Одним из путей увеличения полезной нагрузки космических аппаратов является снижение массы конструктивных элементов аппарата. Этого можно достичь путем применения материалов с высокими удельными механическими характеристиками. Традиционно такие материалы получали путем смешивания двух или более компонентов в различных пропорциях, при котором в объеме основного материала образовывались упрочняющие включения [2]. Как 136

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

правило, данный метод приводил к увеличению веса, так как плотность упрочняющих включений превышает плотность основного материала. Для снижения массы вводятся дефекты структуры – поры. Согласно проведенных нами исследований, применение упорядоченной пористой структуры в материале позволит получить материал с малым весом в сочетании с высокими прочностными свойствами [3]. Поэтому разработка методов компьютерного моделирования структуры новых пористых материалов с высокими удельными механическими характеристиками для создания, изучения и испытания материалов с упорядоченной пористой структурой является актуальным научным направлением. Целью данной работы является разработка, получение и испытание лабораторного образца пористого материала на основе алюминиевого сплава с высокими удельными механическими характеристиками. Для разработки, получения и испытания лабораторного образца пористого материала на основе алюминиевого сплава АД1 с высокими удельными механическими характеристиками были разработаны методики автоматизированного построения конечно-элементных моделей (КЭМ) образцов с учетом пористой структуры и методики виртуального испытания на одноосное растяжение с целью определения предела текучести и относительного удлинения (см. рисунок). Использование цифровых технологий – компьютерного моделирования структуры новых пористых материалов позволило автоматизировать анализ возможных вариантов типов пористых структур. В целях экономии времени и материальных ресурсов применялся метод конечно-элементного моделирования в пакетах программ инженерного анализа, таких как MSC Nastran и MSC Marc.

КЭМ образцов с различными типами пористых структур

По результатам вышеуказанного компьютерного исследования были построены диаграммы растяжения в осях напряжение-деформация, по которым анализировались механические свойства разрабатываемого материала. Найденные таким образом оптимальные структуры взяты за основу для получения натурных образцов на базе алюминиевого сплава АД1 для проверки адекватности конечно-элементного анализа. Для получения натурных тестовых образцов материала, с целью проверки адекватности предлагаемых моделей, использовались методы получения, основанные на механической и лазерной обработке. В качестве исходных заготовок были выбраны пластины из листового материала сплава АД1 и А5 размером 172×52×0,3 мм. В результате проведенных исследований получены первые лабораторные образцы из алюминиевого сплава с упорядоченной пористой структурой, которые требуют совершенствования технологии их получения. Предел текучести КЭМ пористого образца увеличился на 2 % относительно предела текучести компактного материала, при этом масса пористого образца уменьшилась на 0,2 % по сравнению с компактным. Получена КЭМ образца с пористой структурой, которая обеспечивает увеличение предела текучести (т.е. жесткости) материала и получена КЭМ образца с пористой структурой, которая обеспечит увеличение относительного удлинения (т.е. пластичности) материала. Также получены фундаментальные зависимости механических свойств от размеров и расположения пор в металле. Установлено влияние диаметра пор на увеличение пластиче137

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

ских свойств материала. Определены закономерности создания равномерного напряженнодеформированного состояния материала за счет характера расположения пор. Выявлены закономерности деформационного поведения материалов с различной пористой структурой. Библиографические ссылки 1. Охрана окружающей среды. Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. Т. 1. Авиационный шум. 6-е изд. 2011. 2. Композиционные материалы на основе алюминия, упрочненные углеродными нановолокнами / А. Н. Скворцова, К. А. Лычева, А. А. Возняковский и др. // Научно-технические ведомости СПбПУ. 2015. № 3 (226). С. 78–84. 3. Воронин С. В., Лобода П. С., Ледяев М. Е. Определение оптимальной пористой структуры с целью повышения удельных механических свойств алюминиевых сплавов // Вестник Моск. авиац. ин-та. 2016. Т. 23, № 4. С. 164–173. © Ледяев М. Е., Данилушкин В. С., Писарев А. В., 2018

138

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

УДК 539.231 ТЕХНОЛОГИЯ ВАКУУМНО-МАГНЕТРОННОГО НАПЫЛЕНИЯ РАДИООТРАЖАЮЩИХ И ЗАЩИТНЫХ ПОКРЫТИЙ НА УГЛЕПЛАСТИКОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ П. А. Орлин, М. С. Руденко, Р. В. Алякрецкий Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

Рассмотрена технология нанесения многослойных радиоотражающих покрытий на рефлекторные антенны из композиционных материалов вакуумно-магнетронным напылением. Ключевые слова: космический аппарат, рефлекторная антенна, радиоотражающее покрытие, вакуумно-магнетронное напыление. TECHNOLOGY OF VACUUM-MAGNETIC SPRAYING OF RADIATION-PROOF AND PROTECTIVE COATINGS ON CARBON-ELEMENTS OF SPACE APPLIANCES P. A. Orlin, M. S. Rudenko, R. V. Alyakreckij Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

The article describes the technology of applying multi-layer radio-reflective coatings to reflector antennas made of composite materials by vacuum-magnetron sputtering. Keywords: spacecraft, reflector antenna, radio-reflective coating, vacuum-magnetron sputtering. Развитие рынка космических аппаратов (КА) требует изготовления антенн, работающих в высокочастотном диапазоне и обеспечивающих высокую скорость передачи данных. Рефлекторы, поддерживающие Ka-диапазон, должны соответствовать ужесточённым техническим характеристикам по отношению к современным рефлекторам S- и Ku-диапазонов. В состав современных КА входят высокоточные рефлектора антенн диаметром от 0,6 до 3 м. Для повышения эффективности антенно-фидерных систем (АФС) необходимо обеспечить максимальное отражение радиоизлучения рефлекторами антенн. Для этого на поверхность рефлектора наносят радиоотражающее покрытие, коэффициент радиоотражения которого должен быть не менее 0,98, терморадиационные характеристики As – не более 0,35, En – не более 0,20 [1]. При создании радиоотражающего покрытия необходимо учитывать множество факторов, непосредственно влияющих на возможность применения разработанной схемы в конструкции АФС КА, начиная от структуры (изотропности) поверхности углепластиковой подложки, состава, толщины материалов слоев радиоотражающего покрытия, согласования их электрохимических, тепловых, адгезионных, прочностных характеристик и заканчивая стабильностью характеристик покрытий к воздействию факторов хранения и деструктивных факторов космического пространства. Нанесение многослойных радиоотражающих покрытий на крупногабаритные конструкции из композиционных материалов относится к более сложным технологиям, чем металлизация моносоставных материалов (полимерных пленок и деталей). Это вызвано тем, 139

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

что свойства наполнителя и связующего существенно различаются и необходимо согласование характеристик слоев покрытия со свойствами компонентов материала и требованиями к конструкции: точности профиля, допустимым технологическим температурам и др. Для согласования композиционной подложки с радиоотражающим покрытием необходимо применение многослойной структуры покрытия. Все эти характеристики могут быть достигнуты при создании радиоотражающего покрытия состоящего из нескольких функциональных слоев. Первый слой должен иметь высокую адгезию к углепластику, предотвращать электрохимическое взаимодействие углеродных волокон подложки и радиоотражающего слоя (алюминия). Второй слой – из высокоэлектропроводного, стабильного в условиях хранения и эксплуатации материала (например – алюминия) – должен обеспечивать заданный коэффициент радиоотражения и терморадиационные коэффициенты, при этом иметь небольшую толщину для минимизации внутренних напряжений и влияния на геометрию рефлектора. Третий слой – защитный, должен иметь высокую твердость и прочность, быть радиопрозрачным и обеспечивать сохранение характеристик слоя алюминия при удалении загрязнений с покрытия, возможных при монтажных работах и хранении рефлектора [2]. Для целей создания стабильных плёнок наилучшим является – нихром, так как он отличается высокой адгезией к различным материалам, включая полимеры. Кроме того, большим преимуществом нихрома по сравнению с другими известными сплавами является то, что он распыляется без чрезмерного разделения на отдельные составляющие. Также полезным свойством нихрома является то, что он способен захватывать загрязняющие компоненты остаточного газа при напылении (распылении) радиоотражающего материала (алюминия). В качестве защиты радиоотражающего покрытия от воздействия коррозии и механических повреждений, а также для обеспечения требуемого коэффициента излучения, целесообразно использовать тонкий слой защитного материала, наносимого непосредственно на слой металла. Такими материалами могут быть оксиды алюминия и кремния, а также кремнийорганическое покрытие [3]. Для нанесения радиоотражающих покрытий была разработана и изготовлена вакуумная установка магнетронного испарения, позволяющая наносить многослойные покрытия и проводить дегазацию и очистку подложки за один цикл. Данная установка может наносить различные металлы и их соединения, а также позволяет работать в различных режимах и диапазонах работы. Коэффициент радиоотражения измеряли волноводным методом с помощью генератора Anritsu MG3696B, аттенюатора Д3-35 и измерительной линии Р1-30. Результаты измерений представлены в таблице. Результаты измерения коэффициентов радиоотражения № образ. 2/2 2/3 2/4 3а/3 3а/4 3а/7 3а/8

Коэффициент радиоотражения, дБ 24 ГГц 33 ГГц 98,18 95,93 98,08 95,69 98,36 95,92 98,42 95,0 98,24 96,17 98,35 95,35 98,37 96,19

Измерение коэффициентов радиоотражения показали, что при частоте 24 ГГц коэффициенты радиоотражения всех образцов соответствуют предъявляемым требованиям и составляет около 0,98 неудовлетворительные результаты получены при частоте 33 ГГц, что может быть связано с повышенным газовыделением исходных образцов углепластика или высокой шероховатостью поверхности. Для выявления факторов влияющих на показатели 140

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

коэффициентов радиоотражения были проведены исследования по определению величины газовыделения полученных образцов и шероховатости их поверхности. Измерение коэффициента поглощения солнечного излучения (As) и спектрального коэффициента отражения (Rλ) и проводили спектрорефлектометром LPSR-300 в диапазоне длин волн от 250 до 2 800 нм в соответствии с технической инструкцией и инструкцией по эксплуатации прибора. Измерение коэффициента теплового излучения Еn проводили рефлектометром ТЕМР-2000А в абсолютном режиме в соответствии с технической инструкцией и инструкцией по эксплуатации прибора. На рисунке приведены спектры отражения образцов в оптическом диапазоне длин волн от 200 до 3 000 нм. Анализ спектров отражения указывает на наличие сильной полосы поглощения в диапазоне 500÷1 500 нм по сравнению с чистым алюминием. Вероятной причиной загрязнения является распыление полимерной части подложки (связующего) в процессе магнетронного напыления.

Спектральный коэффициент отражения различных вариантов покрытий

Для оптимизации технологии с целью обеспечения заданных параметров покрытия, необходимо проведение операций по предварительной подготовке углепластика: очистке поверхности от следов антиадгезива, увеличения продолжительности обезгаживания углепластика перед напылением, снижения интенсивности (увеличения времени) в процессе напыления, а также целесообразно проведение мер по уменьшению степени загрязнения плазмообразующего газа остаточной атмосферой камеры и доработка установки с целью удаления из зоны воздействия плазмы деталей внутрикамерной оснастки, что позволит изготовить экспериментальные образцы с требуемыми характеристиками. Библиографические ссылки 1. Испытание образцов радиоотражающих покрытий на стойкость к внешним воздействующим факторам / А. Е Михеев, С. С. Ивасев, А. Б. Кузнецов и др. // Вестник СибГАУ. 2013. № 4 (50). С. 227–230. 2. Михеев А. Е., Колмыков В. А. Повышение эксплуатационных характеристик поверхностей элементов конструкций летательных аппаратов. Автоматизация процессов обработки. М. : МАКС Пресс, 2002. 224 с. 3. Разработка технологии нанесения радиоотражающих покрытий / А. Е Михеев, А.В. Гирн, В. А. Харламов и др. // Вестник СибГАУ. 2013. № 4 (50). С. 222–226. © Орлин П. А., Руденко М. С., Алякрецкий Р. В., 2018

141

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 539.3 ВЫСОКОСКОРОСТНОЕ УДАРНОЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ЧАСТИЦ С ПОРИСТЫМИ ГЕТЕРОГЕННЫМИ МАТЕРИАЛАМИ НА НЕОРГАНИЧЕСКОЙ ОСНОВЕ К. С. Рогаев, А. Ю. Саммель Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 36, стр. 27 Е-mail: [email protected]

Представлено экспериментально-теоритическое исследование соударения металлического сферического ударника, имитирующего метеорную частицу, с пористым материалом на неорганической основе, используемым для теплозащитного покрытия летательного аппарата. Проведены испытания прочности на экспериментальном баллистическом стенде при скоростях соударения порядка 2,5 км/с. С привлечением расчетной методики, разработанной сотрудниками НИИ МПП ТГУ, проведено параметрическое исследование при скоростях до 9 км/с. Ключевые слова: высокоскоростное соударение, теплозащитный материал, метеорная частица, экспериментально-теоритическое исследование. HIGH-VELOCITY IMPACT INTERACTION OF METALLIC PARTICLES WITH POROUS HETEROGENEOUS INORGANIC BASED MATERIALS K. S. Rogaev, A. Yu. Sammel’ Scientific Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics by Tomsk State University 27 build., 36, Lenin Av., Tomsk, 634050, Russian Federation Е-mail: [email protected]

This paper presents the experimentally-theoretical study of the spherical metal impactor collision simulating meteor particle with a porous inorganic based material used for the thermal protection coating of the aircraft. Strength tests were carried out using a model ballistic installation at collision velocities of the order of 2.5 km / s. With the use of the calculation method developed by the Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics TSU parametric study performed at velocities up to 9 km/s. Keywords: high velocity collision, thermal protection material, meteor particle, experimentaltheoretical research. Современные защитные конструкции космических летательных аппаратов (КЛА), как правило, содержат слой из материалов теплозащитного покрытия (ТЗП). Анализ и численное моделирование процессов мощного импульсного энерговыделения, в частном случае – высокоскоростного удара, в таких композиционных материалах требуют знания их теплофизических свойств возникающих при воздействии состояний. Однако имеющийся набор опытных данных о материалах крайне невелик [1–3]. В связи с этим большое значение приобретают экспериментальные исследования в этой области и практическое применение математических моделей, позволяющих описывать физические явления в широком диапазоне изменения параметров деформирования и разрушения при динамической нагрузке. 142

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

В рассматриваемом случае ТЗП представляет собой многокомпонентный высокопористый материал на неорганической основе (керамике), содержащий в качестве связующего смолу и кремнийорганический каучук, средней начальной плотностью 0 = 0.65 г/см3 и относительным объемом пустот 66 %, что соответствует начальному значению пористости α0 = 2,9677 [4]. Для выявления основных процессов, влияющих на поведение материала ТЗП при высокоскоростном ударе, проведены экспериментальные исследования с применением гладкоствольной баллистической установки калибром 23 мм [5]. Рассматривается соударение стального сферического ударника диаметром d = 3 мм с составной преградой: лицевой слой – исследуемый материал ТЗП, тыльный слой – преграда–«свидетель» состоящего из дюралюминиевого сплава. Ударник помещается в ведущее устройство, которое после выхода из канала ствола на трассе отделяется, что позволяет фиксировать его взаимодействие с преградой без помех. В результате удара в преграде«свидетеле» фиксируется кратер различной глубины h и диаметра D в зависимости от свойств исследуемого образца материала и скорости удара. Математическое моделирование ударного взаимодействия высокоскоростных частиц с лобовым экраном КЛА проведен в рамках модели пористой упругопластической среды [6] с использованием вычисленных программ» [7]. Верификация математической модели и программного комплекса для данной задачи проведена путем сравнения с экспериментальными данными. В базовом эксперименте ударник взаимодействует с преградой-«свидетелем» (рис. 1, а) при скорости V0 = 2674 м/с. В тестовом эксперименте ударник взаимодействует с составной преградой, состоящей из образца материала ТЗП толщиной 34 мм, закрепленном на преграде-«свидетеле», при скорости V0 = 2563 м/с (рис. 1, б). В результате удара в ТЗП образовался сквозной канал, в преграде–«свидетеле» стальной ударник деформировался и остановился на дне образовавшегося кратера. В таблице приведены результаты эксперимента и расчета. Экспериментальные и расчетные данные V0, м/с

Преграда

2674 2563

Д16Т ТЗП + Д16Т

h, мм Эксперимент 7.8 4.9

а

Расчет 7.9 4.7

D, мм Эксперимент 5.8 3.5

Расчет 6.0 3.74

б

Рис. 1. Сравнение экспериментальных и расчетных данных: a – базовый эксперимент; б – тестовый эксперимент

Результаты математического моделирования приведены на момент полной остановки ударника в преграде-«свидетеле». В базовом и тестовом эксперименте ударник образует кратер в преграде-«свидетеле». Удовлетворительное согласие расчета и эксперимента показывает адекватность математической модели исследуемым физическим процессам. На рис. 2 представлены результаты взаимодействия стального сферического ударника диаметром 2 мм с элементом лобового экрана КЛА, моделируемого слоисто-разнесенной конструкцией из слоя ТЗП с прилегающим слоем углепластика, набора тонких алюминиевых пластин (алюминиевые соты) и слоем углепластика. Удар происходит под углом 60 при скорости V0 = 9000 м/с. В данном варианте стальная частица разрушилась при 5 мкс при 143

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

взаимодействии со второй алюминиевой преградой. В целом экран не разрушен и сохраняет несущую способность.

1 мкс

3 мкс

4 мкс

5 мкс

Рис. 2. Хронограмма взаимодействия стального сферического ударника диаметром 2 мм со слоисто-разнесенной конструкцией (ТЗП + углепластик + алюминиевые соты + углепластик) под углом 60 при V0 = 9 000 м/с

Расчетно-экспериментальные исследования показывают, что ТЗП неизбежно разрушается при соударении с метеорной частицей. Однако разрушение не носит катастрофического характера, а сосредоточено только по каналу взаимодействия с ударником. В рамках проведенной работы получены следующие результаты: Разработана экспериментальная методика исследования высокоскоростного соударения сферических частиц с многослойными преградами с применением баллистической установкой калибром 23 мм. Разработана математическая модель поведения материала ТЗП в условиях высокоскоростного взаимодействия с метеорной частицей. Предложен алгоритм расчета взаимодействия высокоскоростной метеорной частицы с защитными элементами летательного аппарата в полной пространственной постановке. Проведено параметрическое исследование, посвященное высокоскоростному соударению сферических ударников различного диаметра и массы с защитными конструкциями КЛА, в том числе с включением ТЗП, в широком диапазоне скоростей. В настоящей работе использованы результаты, полученные в ходе выполнения проекта № 8.2.09.2018 Программы повышения конкурентоспособности ТГУ. Библиографические ссылки 1. Сутугин С. Е., Бирюков А. С., Макаров В. П. К вопросу о создании конструкции автоматической станции «ЭКЗОМАРС-2018» // Вестник ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина». 2014. № 2(23). С. 110–115. 2. Добрица Д. Б. Теоретико-экспериментальная оценка стойкости сотовых панелей космического корабля при воздействии метеорно-техногенных частиц // Вестник ТГУ. Математика и механика. 2014. № 2(28). C. 58–68. 3. Добрица Д. Б. Методика расчета стойкости элементов конструкции космического аппарата при воздействии частиц космического мусора // Космические исследования. 2014. Т. 52. № 3. С. 242–247. 4. Fischer W. et al. U.S. Patent No. 6,497,390, (24 Dec. 2002). 5. Пат. 2591132 Российская Федерация, МПК F41F 1/00 (2006.01). Экспериментальный баллистический комплекс / Бураков В.А., Буркин В. В., Ищенко А. Н. и др. № 2015113676/11; заявл. 13.04.2015; опубл. 10.07.2016, Бюл. № 19. 6 с. 6. Прогнозирование последствий высокоскоростного взаимодействия метеорных частиц с элементами теплозащитного покрытия / А. А. Глазунова, А. Н. Ищенко, С. А. Афанасьева и др. // Изв. вузов. Физика. 2015. № 11(58). С. 23–29. 7. Югов Н. Т., Белов Н. Н., Югов А. А. Расчет адиабатических нестационарных течений в трехмерной постановке (РАНЕТ-3) // Федер. служба по интеллект. собственности, патентам и товарным знакам. Свид. о гос. регистр. программ для ЭВМ № 2010611042. М., 2010.

© Рогаев К. С., Саммель А. Ю., 2018 144

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

УДК 669 РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ПОЛУЧЕНИЯ КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА НА ОСНОВЕ АЛЮМИНИЯ И. Д. Романов, Е. А. Романова Нижегородский государственный технический университет имени Р. Е. Алексеева Российская Федерация, 603950, г, Нижний Новгород, ул. Минина, 24 Е-mail: [email protected]:[email protected]

Исследована возможность получения заготовок из алюминиевого сплава, упрочненного вводом частиц оксида алюминия и полых алюмосиликатных микросфер. С целью увеличения адгезии расплава к поверхности микросфер, были проведены эксперименты, как с классическими микросферами, так и с микросферами поверхность которых была модифицирована покрытием, содержащим хром и карбид хрома. Показано влияние адгезии на механические свойства. Ключевые слова: алюминий, сплав, корунд, алюмосиликатная микросфера. DEVELOPMENT OF TECHNOLOGY OF RECEIVING COMPOSITE MATERIAL ON THE BASIS OF ALUMINIUM I. D. Romanov, E. A. Romanova Nizhny Novgorod State Technical University named after R.E. Alekseev 24, Minin Str., Nizhny Novgorod, 603950, Russian Federation Е-mail: [email protected]:[email protected]

The possibility of receiving preparations from the aluminum alloy strengthened by input of particles of oxide of aluminum and hollow microspheres is investigated. For the purpose of increase in adhesion of fusion to the surface of microspheres, experiments have been made, both with classical microspheres, and with microspheres the surface of which has been modified by the covering containing chrome and carbide of chrome. Influence of adhesion on mechanical properties is shown. Keywords: aluminum, alloy, corundum, microsphere. В настоящее время идет активная разработка принципиально новых конструкционных материалов, которые позволяют добиться качественного улучшения технических характеристик машин и механизмов. В значительной мере этим требованиям удовлетворяют дисперсно-упроченные композиционные материалы (ДУКМ), целенаправленное регулирование состава и совершенствование методов изготовления, которых позволяет выйти на принципиально новый уровень эксплуатационных свойств [1–3]. Интерес к ДУКМ с матрицей из алюминиевых сплавов с высоким содержанием дискретных керамических частиц обусловлен их повышенными механическими и служебными свойствами в сочетании с низкой плотностью. При высокой объемной доле армирующих частиц ДУКМ значительно повышается контактная прочность, что позволяет, в перспективе, изготовлять из них опорные элементы грузовых рольгангов, подложки зеркал систем наведения и др. Необходимо отметить, что помимо размера и степени насыщения на механические и служебные свойства оказывает решающее влияние величина сцепления матрицы с армирующими частицами [4–6]. Главным препятствием широкомасштабному внедрению данных материалов является их высокая стоимость и проблемы обеспечения прочной связи между частицами и матрицей, 145

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

а также достижения равномерного распределения частиц в матрице [7]. При этом существует значительный резерв в дальнейшем совершенствовании свойств дисперсно-наполненных ДУКМ за счет развития различных технологий получения [8–12]. Также в настоящее время в технике находит применение особый вид материала – пеноалюминий, который получают продувкой газа через жидкий металл либо за счет различных пенообразователей [13–15]. Однако данный материал имеет низкие механические свойства и существенное ограничение по созданию деталей сложной формы. Методика проведения эксперимента. Для экспериментов использовались как классические микросферы, так и микросферы покрытые хромом и карбидом хрома для увеличения адгезии расплава к микросфере. Для этих целей использовали химическое газофазное осаждение – метод MOCVD (Metal organic chemical vapor deposition) [16–18]. В индукционной плавильной печи расплавлялся алюминий А6. В муфельной печи подогревались до температуры 500 ºС в течение 1 часа навески сфер различного объема. Результаты экспериментов. Предел прочности сплава А6 насыщенного сферами составляет до 195 МПа. Предел прочности сплава А6 насыщенного хромированными сферами составляет до 235 МПа. При этом предел прочности сплава А6 не насыщенного сферами и разлитого по аналогичным режимам составляет 80 МПа. При этом в отличие от пеноматериалов при сжатии материал, насыщенный сферами сразу работает как компактный, то есть предел прочности обуславливают не деформация самых слабых элементов каркаса и краевых неоднородностей и схлопывание пустот до предела компактификации, а синергетическая работа сфера-матрица. При этом при применении сплава со степенью насыщения порядка 50 % об, плотность материала составит порядка 1 500 кг/м3, а при применении сплава со степенью на насыщения более 75 % об., позволит создать сплав с плотностью менее 1 000 кг/м3. Стойкость к истиранию образцов насыщенных «обычными» сферами по схеме скрещенные цилиндры с контртелом из стали 40Х вырастает не менее чем в 3 раза, по сравнению с базовым сплавом (рис. 1).

Рис. 1. Результаты экспериментов образцов с различной степенью насыщения

Одним из перспективных вариантов развития проекта является применение в качестве матричного сплава дисперсно-упроченного материала (ДУКМ) насыщенного частицами, например Al2O3. При этом значительно на 25–40 % возрастают прочностные свойства матрицы и соответственно, полученного композиционного материала. При этом, однако, возникает особенность совместного применения микросфер и высокотвердых частиц Al2O3. Для того чтобы твердые частицы не являлись концентраторами способными разрушить сферу они должны иметь размеры менее 10 мкм. На рис. 2 и 3 приведена микроструктура ДУКМ полученного внутренним окислением с размером частиц порядка 1 мкм (рис. 2) и порядка 8 мкм (рис. 3). 146

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

Рис. 2. Микроструктура полученного материала, размер частицы порядка 1 мкм (×3000)

Рис. 3. Микроструктура полученного материала, размер частицы порядка 8 мкм

Описанный метод получения алюмоматричных ДУКМ насыщенных сферическими керамическими частицами позволяет получать материал с повышенным комплексом механических свойств, по сравнению с базовым алюминием. При этом за счет полых микросфер обеспечивается меньший удельный вес и соответственно масса детали, что позволяет более полно реализовать потенциальные возможности ДУКМ. Библиографические ссылки 1. Каблов Е. Н. Стратегические направления развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года // Авиационные материалы и технологии. 2012. № S. С. 7–17. 2. Курганова Ю. А. Перспективы развития металломатричных композиционных 3. материалов промышленного назначения // Сервис в России и за рубежом. 2012. № 3 (30). С. 235–240. 4. Dinesh Kumar Koli, Geeta Agnihotri, Rajesh Purohit Properties and Characterization of Al-Al2O3 Composites Processed by Casting and Powder Metallurgy Routes (Review) // International Journal of Latest Trends in Engineering and Technology (IJLTET). 2013. Vol. 2, Issue 4. Pр. 486–493. 5. Liu Yao-Hui, Du Jun, Yu Si-rong, Wang Wei High temperature friction and Wear behaviour of Al2O3 and /or Carbon short fibre reinforced Al-12Si alloy Composites // Wear. 2004. No. 256. Pр. 275–285. Doi: 10.1016/S0043-1648(03)00387-9. 6. Бажин В. Ю., Гутема Е. М., Савченков С. А. Особенности технологии производства алюмоматричных сплавов с карбидокремниевым каркасом // Металлург. 2016. № 12. С. 63–66. 7. Prashant Karandikar, Eric M.Klier, Matthew Watkins,Brandon McWilliams, and Michael Aghajanian Al/Al2O3 Metal Matrix Composites (MMCs) and Macrocomposites for Armor Applications // Army Research Laboratory ARL-RP-460 MD 21005-5069. September 2013. 8. Candan E., Ahlatci H., Cimenoglu H. Abrasive wear behavior of Al-SiС composites produced by pressure infiltration technique. Wear. 2001. Vol. 247. Рр. 133–138. 9. Панфилов А. А., Прусов Е. С., Кечин В. А. Проблемы и перспективы развития производства и применения алюмоматричных композиционных сплавов // Тр. Нижегород. гос. техн. ун-та им. Р. Е. Алексеева. 2013. № 2. С. 210–218. 10. Курганова Ю. А. Перспективы развития металломатричных композиционных материалов промышленного назначения // Сервис в России и за рубежом. 2012. № 3(30). С. 235–240. 11. Chien Chon Chen, Chih Yuan Chen, Hsi Wen Yang, Yang Kuao Kuo, and Jin Shyong Lin Phase Equilibrium in Carbothermal Reduction Al2O3 → AlN Studied by Thermodynamic Calculations Atlas // Journal of Materials Science. 2014. No. 1 (2). Pр. 30–37. Doi: 10.5147/ajms.2014.0172. 12. Synthesis of Composite AlN–AlON–Al2O3 Powders and Ceramics Prepared by HighPressure Sintering / M. Vlasova, N. Kakazey, I. Rosales еt al. // Science of Sintering. 2010. No. 42 Pр. 283–295. Doi: 10.2298/SOS1003283V. 147

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

13. Mohsen Hossein-Zadeh, Mansour Razavi, Omid Mirzaee, Razieh Ghaderi Characterization of properties of Al–Al2O3 nano-composite synthesized via milling and subsequent casting // Journal of King Saud University – Engineering Sciences. 2013. No. 25. Pр. 75–80. http://dx.doi.org/10.1016/j.jksues.2012.03.001. 14. Ковтунов А. И., Хохлов Ю. Ю., Мямин С. В. Технология формирования слоистых композиционных материалов системы титан – пеноалюминий // Металлург. 2015. № 4. С. 60–61. 15. Воронин С. В., Лобода П. С. Способы получения пористых материалов на основе алюминия // Изв. Самар. науч. центра РАН. 2016. Т. 18. № 4-6. С. 1068–1074. 16. Самуйлов С. Д., Троицкий О. А. Новые методы получения пористых металлических материалов с закрытой и открытой пористостью // Фундаментальные и прикладные проблемы техники и технологии. 2017. № 3 (323). С. 12–16. 17. Металлоорганические соединения в электронике / Г. А. Разуваев, Г. А. Грибов, Г. А. Домрачеев и др. М. : Наука, 1972. 480 с. 18. Катализатор для пиролиза углеводородной смеси С1-С4 и способ его получения / В. М. Шекунова, А. М. Объедков, Н. М. Семенов и др. // Патент РФ 2603134. Опубл. 20.11.2016. 19. Конверсия легких алканов на хромсодержащих алюмосиликатных зольных микросферах / В. М. Шекунова, А. М. Объедков, Е. И. Цыганова и др. // Вестник Южно-Урал. гос. ун-та. Сер. Химия. 2017. Т. 9. № 3. С. 37–47. © Романов И. Д., Романова Е. А., 2018

148

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

УДК 620.1 РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ПРОМЫШЛЕННОГО ПРОИЗВОДСТВА ОБЛЕГЧЕННОГО ПЕРФОРИРОВАННОГО СОТОВОГО ЗАПОЛНИТЕЛЯ ДЛЯ КОНСТРУКЦИЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Н. Н. Старицына1, А. В. Старицын1, Л. П. Шабалин2, И. А. Горбиков3 1

АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 2 Казанский национальный исследовательский технический университет имени А. Н. Туполева – КАИ Российская Федерация, 420111, г. Казань, ул. К. Маркса, 10. 3 Сколковский институт науки и технологий Российская Федерация, 143026, г. Москва, ул. Нобеля, 3 Е-mail: [email protected]

Работа посвящена разработке технологии изготовления облегченного перфорированного сотового заполнителя из алюминиевой фольги АМг5-Н и облегченного перфорированного сотового заполнителя из углепластикового и арамидного материалов. В результате проведения работы получены образцы различных типов сотового заполнителя, применяемых в конструкции космических аппаратов. Ключевые слова: технология изготовления сотового заполнителя, композиционные материалы, сотовый заполнитель, сотовые панели, конструкция КА. DEVELOPMENT OF TECHNOLOGY FOR MANUFACTURING LIGHTWEIGHT PERFORATED HONEYCOMB CORE FOR SPACECRAFT DESIGN N. N. Staritsyna1, A. V. Staritsyn1, L. P. Shabalin2, I. A. Gorbikov3 1

JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation 2 Kazan National Research Technical University named after A. N. Tupolev – KAI 10. Karl Marx Str., Kazan, 420111, Russian Federation 3 Skolkovo Institute of Science and Technology 3, Nobelya Str., Moscow, 143026, Russian Federation Е-mail: [email protected]

This work is about development of technology for manufacturing lightweight perforated honeycomb core made from aluminum foil AMg5-N and lightweight perforated honeycomb core made from carbon fiber material and aramid material. The result of the work is production of samples of various types of honeycomb core for spacecraft design. Keywords: technology for manufacturing honeycomb core, composite material, honeycomb core, honeycomb panel, spacecraft design. Санкционная политика в отношении нескольких секторов экономики России, а также принятый правительством курс на создание собственных наукоёмких производств, сделали одним из наиболее актуальных направлений импортозамещения в ракетно-космической отрасли организацию производства сотового заполнителя из отечественных материалов. При этом есть потребность в улучшении физико-механических характеристик сотового заполнителя путем применения композиционных материалов как наиболее перспективных [1–3]. 149

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Целью работы является разработка технологии изготовления облегченного перфорированного сотового заполнителя из алюминиевой фольги и композиционных материалов отечественного производства с заданными типоразмерами ячеек заполнителя для изготовления сотовых конструкций КА. Задачами работы являются:  разработка технологии изготовления облегчённого перфорированного сотового заполнителя с шестигранной формой и гибкой конфигурацией ячейки из алюминиевой фольги;  разработка технологии изготовления облегчённого перфорированного сотового заполнителя из углепластикового и арамидного материалов с шестигранной формой ячейки;  разработка технологии изготовления облегчённого перфорированного сотового заполнителя из углепластикового материала с гибкой конфигурацией ячейки;  изготовление образцов сотовых заполнителей и проведение испытаний для подтверждения физико-механических характеристик. Для разработки технологии изготовления облегчённого сотового заполнителя из алюминиевой фольги объединенной компанией «РУСАЛ» была разработана технология изготовления фольги отечественного производства марки АМг5-Н. Сколковским институтом науки и технологий Skoltech был разработан комплекс оборудования для изготовления пакетов сотозаполнителя из данной фольги. И если перфорированный сотовый заполнитель (рис. 1) в настоящее время широко распространен в конструкциях российских КА, т. е. разработанный выступает аналогом покупному, то сотовый заполнитель из алюминиевой фольги с гибкой конфигурацией ячейки, позволит изготавливать криволинейные сотовые конструкции (например – контурную антенну) с повышенной прецизионностью поверхности (рис. 2), что позволит улучшить тактико-технические характеристики изделий.

Рис. 1. Перфорированный сотовый заполнитель из алюминиевой фольги марки АМг5Н отечественного производства

Рис. 2. Перфорированный гибкий сотовый заполнитель из алюминиевой фольги марки АМг5Н отечественного производства

Для решения второй задачи Казанским национальным исследовательским техническим университетом имени А. Н. Туполева КНИТУ-КАИ был спроектирован и изготовлен комплекс оборудования технологических линий, на котором были получены образцы перфорированного сотового углепластикового и арамидного заполнителя с шестигранной формой ячеек (рис. 3, 4). В качестве материалов были выбраны углепрепрег на основе эпоксидного связующего (ИНУМИТ) и арамидная бумага (ООО «Ниагара», г. Москва) с применением пленочного эпоксидного связующего В180/02/300 и клея монтажного тиксотропного марки МТК. 150

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

Рис. 3. Сотовый заполнитель из углепластикового материала

Рис. 4. Сотовый заполнитель из арамидного материала

В ходе реализации идеи разработки технологии изготовления сотового заполнителя из композиционных материалов с гибкой конфигурацией ячейки для создания сотовых криволинейных конструкций казанским национальным исследовательским техническим университетом имени А. Н. Туполева КНИТУ-КАИ совместно с ООО «Ниагара» и компанией БиПитрон был спроектирован комплекс автоматического непрерывного изготовления гибкого сотового углепластикового заполнителя на основе углепрепрега с термопластичным связующим. В результате были изготовлены образцы углепластикового сотового заполнителя с особой формой ячейки (рис. 5).

Рис. 5. Гибкий сотовый заполнитель из углепластикового материала

Таким образом, были произведены различные типы сотовых заполнителей, образцы которых прошли испытания и подтвердили физико-механические характеристики, удовлетворяющие предъявленные к конструкции КА требования. Все типы сотовых заполнителей позволили использовать квалифицированную в АО «Информационные спутниковые системы» технологию изготовления сотовых панелей, легко интегрируясь в конструкцию и не требую дополнительных затрат [4–6]. Полученные результаты позволят использовать данные решения в аэрокосмической технике, тем самым повысив эффективность и надежность космических аппаратов за счет усовершенствования их конструкций. Это осуществит повышение конкурентоспособности 151

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

российских космических аппаратов на международном рынке и откроет новые пути применения сотовых заполнителей в таких сферах деятельности как самолетостроение, судостроение, автомобилестроение, производство легких промышленных композитных материалов, строительство и т. д. Библиографические ссылки 1. Панин В. Ф., Гладков Ю. А. Конструкции с заполнителем : справ. М. : Машиностроение, 1991. 272 с. 2. Иванов А. А., Кашин С. М., Семенов В. И. Новое поколение сотовых заполнителей для авиационно-космической техники. М. : Энергоатомиздат, 2000. 436 с.: ил. 3. Технология производства космических аппаратов : учебник для вузов / Н. А. Тестоедов и др. ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2009. 352 с.: ил. 4. Отчет о патентных исследованиях по теме: «Разработка технологии промышленного производства облегченного перфорированного сотового заполнителя для конструкций космических аппаратов». Этап 1. 26.06.2017. 5. Отчет об изготовлении и проведении испытаний макетных образцов СЗП-АФ, СЗПАБ, СЗП-У, СЗГ-АФ, СЗГ-У от 14.11.17 г., № 781.ОТ309-01-02. 6. Отчет об изготовлении и проведении испытаний макетных образцов СЗП-АФ, СЗПАБ, СЗП-У, СЗГ-АФ, СЗГ-У. от 14.11.17 г. № 781.ОТ309-02-02. © Старицына Н. Н., Старицын А. В., Шабалин Л. П., Горбиков И. А., 2018

152

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

УДК 620.197 НАНЕСЕНИЕ МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ПОКРЫТИЙ НА МЕТАЛЛЫ ВЕНТИЛЬНОЙ ГРУППЫ ДЛЯ ЭЛЕМЕНТОВ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Т. В. Трушкина, Д. В. Раводина Научный руководитель – А. Е. Михеев Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

Ужесточение условий эксплуатации изделий ракетно-космической техники требуют повышения показателей качества материалов, как прочность, износостойкость, коррозионная стойкость, теплостойкость, надежность и долговечность. Широко применяемые вентильные металлы (алюминиевые, титановые, магниевые сплавы) не всегда могут удовлетворять этим повышенным требованиям. В связи с этим появляется необходимость усовершенствования существующих методов воздействия на поверхность для придания ей требуемых эксплуатационных свойств. Одним из таких методов является микродуговое оксидирование (МДО) вентильных металлов. Представлены результаты теоретических и экспериментальных исследований, направленных на повышение физико-механических характеристик таких металлов методом микродугового оксидирования, а также влияние технологических режимов на свойства получаемых покрытий. Ключевые слова: ракетно-космическая техника, алюминий, титан, магний, плазмохимические процессы, защитные покрытия, микродуговое оксидирование, шероховатость, микротвердость, коррозионная стойкость. APPLICATION OF MULTIFUNCTIONAL COATINGS ON METALS OF VENTILE GROUP FOR ELEMENTS OF AEROSPACE ENGINEERING T. V. Trushkina, D. V. Ravodina Scientific Supervisor – A. E. Mikheev Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

Toughening operating conditions for rocket and space equipment products require an increase in the quality of materials, such as strength, wear resistance, corrosion resistance, heat resistance, reliability and durability. Widely used valve metals (aluminum, titanium, magnesium alloys) can not always meet these increased requirements. In this regard, there is a need to improve existing methods of impact on the surface to give it the required performance properties. One of such methods is microarc oxidation (MDO) of valve metals. The paper presents the results of theoretical and experimental studies aimed at increasing the physicomechanical characteristics of such metals by microarc oxidation, as well as the influence of technological regimes on the properties of the coatings obtained. Keywords: rocket and space technology, aluminum, titanium, magnesium, plasma chemical processes, protective coatings, microarc oxidation, roughness, microhardness, corrosion resistance. Ужесточение условий эксплуатации изделий ракетно-космической техники требуют повышения показателей качества материалов, как прочность, износостойкость, коррозионная стой153

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

кость, теплостойкость, надежность и долговечность. Широко применяемые вентильные металлы (алюминиевые, титановые, магниевые сплавы) не всегда могут удовлетворять этим повышенным требованиям. В связи с этим появляется необходимость усовершенствования существующих методов воздействия на поверхность для придания ей требуемых эксплуатационных свойств. Одним из методов защиты таких сплавов является образование на их поверхности оксидных плёнок [1–3]. Большой интерес своими потенциальными возможностями представляет метод микродугового оксидирования (МДО), позволяющий получать многофункциональные керамикоподобные покрытия с уникальным комплексом свойств. При микродуговом оксидировании происходят плазмохимические процессы в широком диапазоне плотностей токов (от единиц до десятков А/дм2). В настоящее время идет активное изучение свойств покрытий, полученных МДО на алюминиевых, титановых и магниевых сплавах. Представленный ранее в работах [4–8] механизм образования оксида на поверхности металла при электрохимических процессах показывает, что на образование покрытий, с требуемыми характеристиками, будут оказывать влияние составы обрабатываемого металла и электролита, а также технологические режимы процесса, к которым можно отнести плотность тока, соотношение катодной и анодной составляющих тока, напряжение, время обработки и температуру электролита. При плазмохимическом оксидировании основными технологическими параметрами являются плотность тока и возможность регулировки анодной и катодной составляющих тока. В ходе исследования было выявлено, что на физико-механические характеристики получаемых покрытий значительное влияние оказывает соотношения катодной и анодной составляющих тока Ik/Iа и от плотности тока Is А/дм2. Исследование свойств полученных образцов покрытий выявили следующие закономерности: Толщина слоя покрытия. В ходе исследований установлено, что для образцов из алюминиевого сплава АМг6 при увеличении плотности тока с 10 до 50 А/дм2 и соотношения катодной и анодной составляющих тока от 0,6 до 1,4 толщина анодно-оксидных покрытий уменьшается за счет растворения оксида в катодный полупериод процесса. Поэтому для проведения исследования влияния соотношения токовых составляющих на свойства покрытий был выбран диапазон Ik/Ia в пределах от 0,6 до 1,2 при постоянном значении плотности тока Is = 40 А/дм2. При Ik/Iа < 1 максимальная толщина покрытия не превышает 100–150 мкм, а при соотношении Ik/Iа = 1–1,5 максимальная толщина достигает 300 мкм. На основании указанных данных при формировании оксидных покрытий использовалось соотношение катодной и анодной токовых составляющих в пределах Ik/Iа = 0,6–1,5, при плотности тока от 10 до 50 А/дм2 . При повышении плотности тока толщина покрытия на титановых сплавах (ВТ-1 и ОТ-4) увеличивается (максимальная толщина при Is = 30 А/дм2 достигает 50 мкм). Но при превышении ее более 35–40 А/дм2 рост толщины покрытия прекращается, и при дальнейшем его увеличении покрытие начинает разрушаться. При обработке магниевых сплавов было выявлено, что при увеличении времени обработки и плотности тока происходит рост оксидного слоя, толщина которого при плотности тока 13,3 А/дм2 и времени обработки 40 мин составляет 44,8 мкм. Шероховатость покрытия. Шероховатость покрытия на алюминиевом сплаве АМг6 при увеличении плотности тока незначительно повышается, а при увеличении соотношения катодной и анодной токовых составляющих снижается. Так, при значениях плотности тока I = 40 А/дм2 и изменении соотношения Ik/Ia от 0,6 до 1,2 она уменьшается с 7,5 до 3 мкм. На титановых сплавах при увеличении соотношения катодной и анодной составляющих тока шероховатость покрытия медленно снижается. Значения шероховатости варьируются для сплава ВТ 1–0 от 4,5 до 2,5 мкм, для сплава ОТ 4–от 4,7 до 2,7 мкм. Микротвердость покрытия. С увеличением Ik/Ia наблюдается повышение микротвердости покрытий, сформированных на алюминиевой подложке, с 5 до 23 ГПа. При уменьшении соотношения Ik/Ia до 1 и более микротвердость покрытия снижается. Самым высоким значением микротвердо154

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

сти, равной 23 ГПа, характеризуются покрытия, сформированные при плотности тока Is = 40 А/дм2 и соотношении Ik/Ia = 1,2. Величина микротвердости пленок определяется их составом, зависит от кристаллической структуры. Твердый слой, примыкающий к металлу и содержащий, преимущественно кристаллический оксид алюминия двух модификаций γ – Аl2О3 и α-Аl2О3, которые образуются при участии микродуговых разрядов. Процесс перехода γ в α – модификацию начинается уже при 1073 К. С увеличением содержания α-фазы оксида алюминия повышается микротвердость. Проведенные исследования по выявлению химического состава полученных покрытий показали, что покрытие состоит из оксидов металла подложки (алюминия, титана, магний) и оксидов элементов входящих в состав электролитов [5]. Оценкой коррозионной стойкости оксидных покрытий являлись лабораторные ускоренные коррозионные испытания. По полученным данным расчетов и отношению к группам коррозионной стойкости можно судить о более высокой коррозионной стойкости рассматриваемых покрытий (МДО) в агрессивных средах по сравнению с покрытиями, полученными гальваническим методом. На основании проведенных исследований был разработан типовой технологический процесс нанесения многофункциональных покрытий, с требуемыми свойствами. Установлены закономерности повышения физико-механических свойств полученных покрытий. Было выявлено, что на физико-механические характеристики получаемых покрытий значительное влияние оказывает соотношения катодной и анодной составляющих тока Ik/Iа и от плотности тока Is А/дм2. На алюминиевом сплаве АМг6 при увеличении содержания (до 17 %) в составе покрытия α-Al2O3 микротвердость МДО-покрытий достигает 23 ГПа, что в 4,5 раза превышает значение микротвердости твердых анодно-оксидных покрытий. Ускоренные лабораторные испытания и проведенные расчеты позволяют сделать вывод о более высокой коррозионной стойкости рассматриваемых покрытий (МДО) в агрессивных средах по сравнению с покрытиями, полученными гальваническим методом. Данная технология позволяет наносить покрытия с повышенными эксплуатационными характеристиками как на простые детали, так и на детали сложной формы, без изменения их геометрических параметров. Библиографические ссылки 1. Марков Г. А., Терлеева О. П., Шулепко Е. К. Микродуговые и дуговые методы нанесения защитных покрытий // Тр. МИНХ и ГП им. И. М. Губкина. 1985. Т. 195. С. 54–65. 2. Микродуговое оксидирование: теория, технология, оборудование / И. В. Суминов, А. В. Эпельфельд, В. Б. Людин и др. М. : Экомет, 2005. 368 с. 3. Гордиенко, П. С., Гнеденков С. В. Микродуговое оксидирования титана и его сплавов. Владивосток : Дальнаука, 1997. 185 с. 4. Химические процессы при микродуговом оксидировании / А. Е. Михеев, Т. В. Трушкина, А. В. Гирн и др. // Вестник СибГАУ. 2013. Вып. 2 (48). С. 212–216. 5. Морфология и пористость поверхности оксидных покрытий / Т. В. Трушкина, А. Е. Михеев, А. В. Гирн и др. // Вестник СибГАУ. 2014. Вып. 2 (54). С. 144–148. 6. Трушкина Т. В., Михеев А. Е., Гирн А. В. Коррозионная стойкость МДО покрытий в агрессивных средах // Вестник СибГАУ. 2014. Вып. 1 (53). С. 179–184. 7. Разработка антиэрозионных покрытий для силовых элементов космических аппаратов / Р. В. Алякрецкий, Д. В. Раводина, Т. В. Трушкина и др. // Тр. МАИ : электрон. журн. М., 2014. Вып. 74. 8. Патент РФ №2542795 С2. Защитное покрытие / Михеев А. Е., Гирн А. В., Раводина Д. В., Трушкина Т. В., Вахтеев Е. В., Евкин И. В., Ермолаев Р. А.; заяв. и патентообладатель ФБОУ ВПО «Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева». № 2013131725/11; заявл. 09.07.2013, опубл. 20.01.2015. © Трушкина Т. В., Раводина Д. В., 2018 155

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 665.939.57 РАЗРАБОТКА ОТЕЧЕСТВЕННОГО ОБЛЕГЧЁННОГО КОМПАУНДА ДЛЯ ИЗДЕЛИЙ РКТ П. А. Щеглов АО «Композит» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Пионерская, 4 E-mail: [email protected]

Разработка компаунда для заливки соединителей бортовой аппаратуры с целью импортозамещения материалов, применяемых в отрасли, снижения массогабаритных характеристик и улучшения ряда показателей. Ключевые слова: компаунд, пониженная плотность, удельное объёмное электрическое сопротивление, дегидрогалогенирование. DEVELOPMENT OF THE DOMESTIC FACILITATED COMPOUND FOR PRODUCTS RST P. A. Shcheglov JSC “Kompozit” 4, Pionerskaya Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation E-mail: [email protected]

Development of a compound for filling of connectors of the onboard equipment for the purpose of import substitution of the materials applied in branch, decrease in mass-dimensional characteristics and improvement of a number of indicators. Keywords: compound, dehydrohalogenation.

the

lowered

density,

specific

volume

electric

resistance,

В настоящее время на предприятиях отрасли для заливки монтажных объемов соединителей и сборочных единиц электрорадиоизделий при производстве аппаратуры систем управления ракета-носителей широко применяется компаунд ЭЗК-М. Данный компаунд предназначен для заливки штепсельных разъемов; функциональных блоков, в которые входят конденсаторы, элементы сопротивления, полупроводниковые элементы; катушек индуктивности; субминиатюрных разъемов и микросхем. Другие отечественные пенокомпаунды не могут обеспечить качественную заливку монтажных объемов соединителей, так как входящий в их состав для снижения плотности материала пенообразователь вызывает чересчур высокую пористость и резкое увеличение объёма залитого материала при пенообразовании, что приводит к деформации корпуса детали или к вытеканию материала из неё. Однако, из-за прекращения производства в России основных компонентов, входящих в состав компаунда ЭЗК-М: касторового масла технического, бутилметакрилата, аэросила марки А-175, в настоящее время для его приготовления используются импортные компоненты, в частности, производства компаний «Magnaflos BASF», Германия и «Amee Castor & Derivatives LTD», Индия. В связи с вышеперечисленными проблемами возникла необходимость разработки эластичного заливочного облегченного (с плотностью менее 0,7 г/см3) компаунда взамен ЭЗК-М для заливки монтажных объемов соединителей на базе отечественного сырья и мате156

Секция 4. «НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ВЕЩЕСТВА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ В РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ …»

риалов (импортные компоненты будут заменены на недефицитные низковязкие олигоэфирэпоксиды отечественного производства). Данная разработка позволяет создать системы защиты и герметизации бескорпусных полупроводниковых приборов и интегральных схем, снизить массу и габариты микроэлектронных изделий, обеспечить их высокую надежность и длительную работоспособность. Разрабатываемый компаунд будет применяться при производстве бортовой аппаратуры изделий РКТ. Как известно, эпоксидные смолы – высоковязкие или твёрдые вещества, поэтому для получения материалов с удобными технологическими характеристиками (в частности, вязкостью) в их рецептуру вводят активные разбавители – глицидиловые эфиры алифатических и ароматических спиртов с различной функциональностью, которые позволяют создавать современные, не содержащие растворитель, а, следовательно, экологически безопасные материалы [1]. При отверждении активные разбавители встраиваются в полимерную цепь, модифицируя её. Таким образом, активные разбавители являются не только разбавителями, но и пластифицирующими модификаторами. Для обеспечения понижения показателей плотности заливочного компаунда его компоненты наполняются стеклянными полыми микросферами, имеющими размер от 10 до 100 нанометров. Опробованы различные марки микросфер отечественного производства и их смеси, оценено влияние типа наполнителя и его количества на технологические, физикомеханические, электрические и адгезионные свойства образцов компаунда. Современная техника предъявляет повышенные требования к так называемой «чистоте» полимерных материалов и их качеству, в частности к минимизации легколетучих и ионных примесей, снижению содержания групп, выделяющих нежелательные примеси при эксплуатации. «Чистота» компонентов эпоксидного материала обеспечивает их коррозионостойкость и, как следствие, определяет надёжность приборов. К крайне нежелательным для смол, применяемых в электронике и электротехнике, относятся примеси хлора и хлорсодержащих соединений, в частности, ионный хлор, поскольку он является причиной коррозии при наличии влаги, и гидролизуемый хлор, поскольку он служит потенциальным источником ионного хлора при наличии воды. Хлор в составе промышленных эпоксидных смол может присутствовать в следующих формах:  в ионной форме вследствие недостаточного освобождения эпоксидных смол от примеси хлористого натрия – так называемый ионный хлор;  в трудноомыляемой форме вследствие наличия 1,3 – хлоргидринов и хлорметильных групп, а также хлорорганических примесей – так называемый омыляемый хлор;  в омыляемой (гидролизуемой) форме вследствие недостаточно полного завершения реакции дегидрохлорирования 1,2 – хлоргидриновых эфиров, фенолов и спиртов – так называемый гидролизуемый хлор, который также часто называется активным. Доказано, что неполное завершение реакции дегидрохлорирования при синтезе эпоксидных смол ухудшает такие важные эксплуатационные характеристики отверждённых композиций, как химическая стойкость, их физико-механические и электроизоляционные свойства, что является очень существенным при использовании их для изделий наиболее ответственного назначения [2]. В Российской Федерации к «чистоте» эпоксидных смол не предъявлялись высокие требования, что обусловило отсутствие научного задела в данной области. С целью оценки сохраняемости свойств компаунда в составе изделий в течение 25 лет проведены ускоренные климатические испытания (УКИ) эластичного заливочного облегченного компаунда, по результатам которых установлено, что свойства компаунда имеют тенденцию к дальнейшему повышению. Проведены испытания по определению коррозионной агрессивности (активности) по ГОСТ 9.902 эластичного заливочного облегченного компаунда ЭЛК-М. Коррозионная активность определялась по отношению к алюминиевому сплаву марки Д-16, меди марки М1, припою ПОС-61. Анализ полученных результатов показал, что компаунд ЭЛК-М не прояв157

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

ляет коррозионной агрессивности к указанным выше металлам. Отслоений компаундов от подложек не наблюдалось. После удаления компаундов поверхность исследованных образцов находится в лучшем состоянии, чем поверхность контрольных (не контактировавших с компаундами). Разрабатываемый компаунд ЭЛК-М, в отличие от семикомпонентного компаунда ЭЗК-М, является двухкомпонентным, в результате чего обеспечивает более технологичное приготовление; сохраняет жизнеспособность в течение более длительного времени, которое составляет 90 минут; имеет более низкую плотность; является более эластичным; имеет более высокие диэлектрические характеристики; время отверждения при температуре (23±2) ºС компаунда ЭЛК-М также как ЭЗК-М, составило 24 часа; линейная усадка после отверждения образцов компаунда ЭЛК-М составила не более 0,1 %; все исследуемые образцы сохранили внешний вид и не дали усадки после 5 циклов термоциклирования в интервале температур от минус 60 ºС до плюс 90 ºС (см. таблицу). Сравнение свойств компаундов ЭЗК-М и ЭЛК-М Свойства компаунда Жизнеспособность, ч Время отверждения, ч Плотность, г/см3 Усадка, % Относительное удлинение при растяжении, (εотн), % Удельное объемное электрическое сопротивление, ρv, Ом · см Тангенс угла диэлектрических потерь, tg δ Диэлектрическая проницаемость, ε

ЭЗК-М 1,0 24 0,76–0,79 0,77 0,38–0,41 0,40 10,4–11,3 10,9 (2,1–2,7)·1013 2,4·1013 0,026–0,037 0,03 2,4–3,0 2,8

ЭЛК-М 1,5 24 0,55–0,59 0,57 менее 0,01 38,0–44,1 40,8 (0,6–8,3)·1014 4,17·1014 0,009–0,017 0,014 1,87–2,38 2,07

Примечание. Показатели представлены в виде дроби: в числителе минимальное и максимальное из значений, полученных на образцах; в знаменателе – среднее значение. Были изготовлены и испытаны макеты сборочных единиц ЭРИ (кабелей с соединителями) с эластичным заливочным облегченным компаундом. По результатам испытаний установлено, что макеты сборочных единиц ЭРИ (кабели с соединителями), монтажные объемы которых залиты разработанным и изготовленным облегченным компаундом ЭЛК-М после механических и климатических испытаний сохранили внешний вид и работоспособность. Библиографические ссылки 1. Кочнова З. А., Жаворонюк Е. С., Чалых А. Е. Эпоксидные смолы и отвердители: промышленные продукты : справ. изд. М. : Химия, 2006. 2. Проблемы создания эпоксидных пресс-материалов для герметизации интегральных микросхем / В. А. Фирсов, А. Ф. Волошкин, Л. П. Негробова и др. // Пластические массы. 1994. № 2. С. 3–7. © Щеглов П. А., 2018

158

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Секция 5 «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ, РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ. ТРАНСФОРМИРУЕМЫЕ КОНСТРУКЦИИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, В ТОМ ЧИСЛЕ КРУПНОГАБАРИТНЫЕ»

УДК 629.7.023.4 РАЗРАБОТКА РАЗМЕРОСТАБИЛЬНОЙ ФЕРМЕННОЙ КОНСТРУКЦИИ ДЛЯ УСТАНОВКИ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ ПРИБОРОВ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ К. Н. Виноградов, Ф. В. Танасиенко, Д. Ф. Баляков Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

DEVELOPMENT RAZORSCALE TRUSS FOR THE INSTALLATION OF OPTO-ELECTRONIC DEVICES FOR FUTURE SPACECRAFT K. N. Vinogradov, F. V. Tanasienko, D. F. Balakov Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

Современный космический аппарат (КА) состоит из целевой аппаратуры и конструктивно обособленного модуля служебных систем, который обеспечивает функционирование КА в процессе полета (управление, контроль, электроснабжение, телеметрия, температурный режим и т. д.) [1; 2]. Система ориентации и стабилизации (СОС) служит: – для приведения КА в ориентированное положение на орбите, – стабилизации и удержания угловых положений аппарата при выполнении маневров в космическом пространстве, – точного ориентирования антенн для обеспечения заказчиков качественной связью, – ориентирования солнечных батарей на Солнце. СОС получает информацию о положении спутника от чувствительных оптикоэлектронных приборов, использующих в качестве опорных ориентиров Солнце, Землю, звезды [3]. Оптические приборы СОС устанавливаются на КА, исходя из следующих основных требований: – точность установки в системе координат спутника; – непопадание в зону обзора приборов СОС другого оборудования и элементов конструкции КА; – стабильность положения при воздействии динамических нагрузок при транспортировании и на участке выведения, а также при изменении температурных полей конструкции; – обеспечение видимости оптических кубиков при юстировке приборов; 159

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

– обеспечение требуемого температурного режима. Необходимость выполнения полетных операций системой ориентации и стабилизации требует более точной и более стабильной «привязки» антенно-фидерных устройств к оптикоэлектронным приборам спутника. В настоящее время требуемая величина погрешности установки приборов составляет 2 угловых минуты [4]. На текущий момент оптические датчики на КА размещаются в районе астроплаты (как правило, по ее краям или на специальных платформах, представляющих собой металлические кронштейны или конструкции из сотовых панелей). Вследствие непосредственной связи астроплаты и панелей-радиаторов на корпусе КА возникают температурные деформации конструкции, которые передаются и на астроплату. Данное обстоятельство приводит к угловым уходам оптических датчиков. Размещение приборов СОС на размеростабильной ферме из композиционных материалов, которая имеет прямой интерфейс стыковки непосредственно с изогридной углепластиковой силовой конструкцией корпуса [5], позволит на порядок снизить влияние температурных деформаций и обеспечить необходимую стабильность положения при воздействии динамических нагрузок. Поддержание теплового баланса приборов реализуется с помощью гибких контурных тепловых труб, выведенных на излучающие автономные радиаторы, и обогревателей, устанавливаемых на кронштейнах. Рассматриваемая конструкция представлена на рисунке.

Общий вид астрофермы на корпусе КА

Заключение. В статье предложена усовершенствованная конструктивно-компоновочная схема расположения приборов системы ориентации и стабилизации на углепластиковой ферме, соединенной непосредственно с углепластиковой изогридной силовой трубой КА. Данное решение позволит обеспечить стабильность положения приборов СОС перспективных космических аппаратов. Библиографические ссылки 1. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. Учебник для средних специальных учебных заведений / Н. И. Паничкин, Ю. В. Слепушкин, В. П. Шинкин и др. М. : Машиностроение. 1986. 344 с. 2. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов : учебник для вузов. М. : Машиновтроение, 2003. 272 с. 160

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

3. Попов В. И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1986. 184 с. 4. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие / В. Е. Чеботарев, В. Е. Косенко ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с. 5. Анизогридные композитные сетчатые конструкции – разработка и приложение к космической технике / В. В. Васильев [и др.] // Композиты и наноструктуры. 2009. № 3. С. 38–50. © Виноградов К. Н., Танасиенко Ф. В., Баляков Д. Ф., 2018

161

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.783 ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОРБИТАЛЬНОЙ ЮСТИРОВКИ КРУПНОГАБАРИТНОГО ТРАНСФОРМИРУЕМОГО СЕТЧАТОГО РЕФЛЕКТОРА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Н. Н. Голдобин, Я. Л. Голдобина АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Исследуются возможности повышения эффективности средств орбитальной юстировки крупногабаритного трансформируемого рефлектора зонтичного типа диаметром 12 метров. Сформулированы цели и задачи исследования, приведены основные результаты работы. Ключевые слова: антенна космического аппарата, рефлектор, орбитальная юстировка. RESEARCH OF OPPORTUNITIES TO INCREASE EFFICIENCY OF ORBITAL ADJUSTMENT OF LARGE-SIZED TRANSFORMABLE MESHED REFLECTOR OF A SATELLITE N. N. Goldobin, I. L. Goldobina JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

This article explores the possibilities of increasing the efficiency of means of orbital adjustment of a large-sized transformable umbrella-type reflector with a diameter of 12 meters. The goals and objectives of the research are formulated. The main results of the work are presented. Keywords: an antenna of a spacecraft, a reflector, orbital adjustment. Во всем мире растет спрос на предоставление услуг космической связи, где прием и передачи данных осуществляется с использованием антенн с зеркальными крупногабаритными рефлекторами. При создании больших зеркальных антенн, используемых на космических аппаратах, применяют так называемые трансформируемые конструкции антенных систем. Одной из важных особенностей такого типа конструкций является требование к обеспечению достаточно малого объема в сложенном положении, что необходимо с точки зрения компоновки спутника под головным обтекателем ракеты-носителя. С увеличением размеров трансформируемых рефлекторов возрастает влияние различных факторов (наличие силы тяжести и обусловленных ею деформаций конструкции, погрешность сборки и др.) на точность формы отражающей поверхности в орбитальных условиях. Возрастает также и удельный вклад в точность поверхности факторов космического пространства. Влияние указанных факторов приводит к ухудшению точности наведения антенны и формы отражающей поверхности рефлектора, что, как следствие, снижает эффективность работы антенной системы. Для компенсации влияния перечисленных факторов с целью обеспечения требуемых или улучшения текущих радиотехнических характеристик антенны с крупногабаритным 162

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

рефлектором возможно проведение орбитальной юстировки рефлектора. Осуществление поставленной цели включает в себя решение задач по разработке средств управления и контроля за положением и формой рабочей поверхности рефлектора в составе антенны, а также методов и алгоритмов рационального использования указанных средств. Сложность объекта и предмета исследования с точки зрения решения задач оптимизации нелинейных функций с множеством переменных требует разработки математических моделей большой размерности, а также проведения длительных и дорогостоящих натурных испытаний. Это приводит к необходимости разработки новых и совершенствованию используемых средств и методов проведения орбитальной юстировки крупногабаритных рефлекторов космических антенн. Целью работы является определение путей совершенствования эффективности проведения орбитальной юстировки крупногабаритного трансформируемого сетчатого рефлектора космического аппарата. В ходе выполнения работы были сформулированы и решены следующие задачи: 1. Провести анализ возможности управления положением и формой рефлектора с использованием исполнительных средств подстройки рефлектора с выделением вклада каждого устройства. 2. Разработать математический аппарат для проведения орбитальной юстировки рефлектора. 3. Разработать математическую модель рефлектора, позволяющую обосновать работоспособность разработанного алгоритма юстировки. 4. Обосновать необходимость использования рассмотренных средств юстировки в составе антенны. В качестве типового рефлектора для анализа орбитальной юстировки выбран крупногабаритный сетчатый рефлектор зонтичного типа диаметром 12 м (рис. 1) [1]. Корпус КА

Рефлектор Устройство подстройки

Штанга Устройство поворота

Рис. 1. Расположение исполнительных средств для проведения орбитальной юстировки

На этапе производства и во время орбитальной фазы на точность положения и формы отражающей поверхности рефлектора оказывает влияние множество факторов. Свести к минимуму их влияние возможно на этапе проектирования путем подбора материалов, сечений, теплоизоляционного покрытия и пр. Проектирование рефлектора осуществляется таким образом, чтобы на рабочей орбите под влиянием всех известных факторов этапов проектирования, производства и орбитальной эксплуатации точность положения и формы отражающей поверхности была не хуже заданной в техническом задании на разработку антенной системы. В связи с постоянно растущими требованиями, предъявляемыми к космическим антеннам, такими как увеличение рабочего частотного диапазона, точность наведе163

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

ния и формы отражающей поверхности может быть увеличена за счет проведения орбитальной юстировки. Задача орбитальной юстировки рефлектора представляет собой совокупность управляющих воздействий специальных устройств, направленных на компенсацию отклонений положения и формы отражающей поверхности, возникающих в процессе эксплуатации рефлектора на рабочей орбите, с целью ее приведения к требуемому состоянию. Традиционный способ орбитальной юстировки антенны реализуется с применением устройства поворота рефлектора и подразумевает итерационный поиск наилучшего углового положения рефлектора относительно облучающей системы с учетом обеспечения максимума сигнала антенны, измеряемого наземными станциями. В данной научно-технической работе предлагается способ повышения эффективности орбитальной юстировки за счет применения устройства поворота рефлектора совместно с устройством для изменения геометрической формы силового каркаса. При этом каждая спица рефлектора может быть отрегулирована независимо от остальных, за счет чего достигается гибкость управления положением фокуса – от изменения положения фокуса до изменения фокусного расстояния параболического зеркала. В соответствии с выбранным набором устройств, входящих в состав космической крупногабаритной антенны, был разработан вариант управления положением рефлектора в процессе орбитальной юстировки. Алгоритм подстройки положения рефлектора с использованием управляющих средств разработан на основе известного метода двоичного поиска. Подстройка начинается с компенсации углового отклонения фокальной оси при помощи устройства поворота; затем с использованием устройства изменения формы рефлектора положение фокуса приводится в заданный допустимый диапазон, а также проверяется требование по СКО отражающей поверхности [2; 3]; по окончанию работы устройства изменения формы рефлектора проверяется требование по допустимому угловому отклонению фокальной оси; если угловое отклонение фокальной оси больше допустимого, то вновь начинает работать устройство поворота и т. д. В ходе выполнения научно-технической работы была разработана и обоснована методика комплексного использования исполнительных устройств поворота и изменения формы крупногабаритного трансформируемого сетчатого рефлектора для проведения орбитальной юстировки. Точность разработанной методики обеспечивается подробным математическим описанием конструкции рефлектора. Применение многостепенного алгоритма юстировки позволило с использованием имеющихся средств управления положением и формой рефлектора проводить орбитальную юстировку, позволяющую получать более высокие значения радиотехнических характеристик антенны космического аппарата и работать в более высокой радиочастотной области. Как показал анализ орбитальной юстировки КЭМ рефлектора, устройства поворота и изменения формы рефлектора позволяют производить подстройку положения рефлектора до обеспечения его положения относительного номинального с требуемой точностью. По итогу выполненных работ были получены следующие основные результаты:  разработана КЭМ крупногабаритного трансформируемого сетчатого рефлектора космического аппарата, которая может быть использована для проведения междисциплинарного анализа при решении задачи орбитальной юстировки;  разработана методика проведения орбитальной юстировки рефлектора с целью обеспечения заданных радиотехнических характеристик антенны космического аппарата;  КЭМ, позволяющая выполнять структурно-параметрический синтез рефлектора с возможностью последующего проведения орбитальной юстировки, была использована при создании рефлекторов для перспективных космических аппаратов связи, разрабатываемых в АО «ИСС» в рамках выполнения опытно-конструкторских работ по договорам с ГК «Роскосмос». 164

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Результаты данной работы будут использоваться при наземной отработке методики орбитальной юстировки с применением средств управления положением и формой крупногабаритных рефлекторов. Библиографические ссылки 1. Пат. RU2350519 (C1), МПК B64G 1/22; H01Q 15/16. Развертываемый крупногабаритный рефлектор космического аппарата [Электронный ресурс] / Тестоедов Н. А. (RU) [и др.]; заявитель ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва» (RU). № 2007122219/11; заявл. 13.06.2007; опубл. 27.03.2009. URL: http://www1.fips.ru/ wps/wcm/connect/content_ru/ru/inform_resources/ (дата обращения: 02.04.2018). 2. Голдобин Н. Н. Математические методы, используемые для оценки точности положения и формы крупногабаритного рефлектора космического аппарата // Вестник СибГАУ. 2014. С. 93–100. 3. Голдобин Н. Н. Обоснование методики оценки формы радиоотражающей поверхности крупногабаритных трансформируемых рефлекторов космических аппаратов с применением алгоритма Левенберга–Марквардта // Инновационные технологии и технические средства специального назначения : тр. V-й науч.-практ. конф. СПб. : БГТУ «ВОЕНМЕХ», 2012. С. 93–99. © Голдобин Н. Н., Голдобина Я. Л., 2018

165

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 621.314 РЕЗОНАНСНЫЙ ИНВЕРТОРНО-ТРАНСФОРМАТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ ЭНЕРГИИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ С АКТИВНЫМ ВЫПРЯМИТЕЛЕМ И. М. Журавлев1*, А. А. Лопатин1, А. В. Осипов2, М. Е. Хлыстунов2 1

АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 2 Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 40 * E-mail: [email protected]

Рассмотрена схема резонансного инверторно-трансформаторного преобразователя энергии солнечной батареи с активным выпрямителем. Показано, что предложенная схема позволяет реализовывать как повышающий, так и понижающий режим работы с сохранением резонансного режима работы. Ключевые слова: резонансный контур, инвертор, активный выпрямитель. SOLAR ENERGY RESONANT LC CONVERTER WITH TRANSFORMER AND ACTIVE RECTIFIER I. M. Zhuravlev1*, A. A. Lopatin1, A. V. Osipov2, M. E. Hlistunov2 1

JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation 2 Tomsk State University of Control Systems and Radioelectronics 40, Lelina Av., Tomsk, 634050, Russian Federation * E-mail: [email protected]

The scheme of the solar energy resonant LC converter with transformer and active rectifier was considered. Shown that converter allows to realize boost and buck voltage mode without loss of resonance mode. Keyword: resonance circuit, inverter, active rectifier. Применяемые в настоящее время преобразователи энергии БС, на основе непосредственных преобразователей напряжения [1–3], имеют высокие коммутационные потери силовых транзисторов, что ограничивает верхнюю границу рабочего диапазона частот и, как следствие, высокие массогабаритные показатели частотозависимых элементов (дросселей, трансформаторов, конденсаторов). Учитывая, что основную долю потерь на силовых транзисторах составляют коммутационные, применение транзисторов с меньшим значением сопротивления открытого канала сток-исток не позволяет добиться кардинального улучшения. В этой связи применение резонансных преобразователей, транзисторы которых переключаются в «мягком» режиме [4–6], позволяет не только повысить КПД, но и расширить диапазон рабочих частот, а значит снизить массу моточных элементов и повысить удельные характеристики энергопреобразующей аппаратуры. На рис. 1 показан резонансный инверторно-трансформаторный преобразователь энергии солнечной батареи с активным выпрямителем. Схема гальванически развязанного преобразователя построена на основе мостового инвертора (транзисторы VT1-VT4). Стабилизация выходного напряжения производится с помощью широтно-импульсного регулирования напряжения инвертора или выпрямителя. Режим регулирования инвертором 166

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

реализуется фазовым сдвигом на угол α регулируемой стойки транзисторов VT3, VT4 относительно нерегулируемой VT1, VT2 (рис. 2, а). При этом образуется интервал времени, в течение которого выход регулируемого транзисторного моста закорачивается (VT1, VT3 при положительной полуволне; VT2, VT4 при отрицательной полуволне). Это обеспечивает протекание тока через обратные диоды смежной диагонали (VD4 при положительной полуволне; VD2 при отрицательной полуволне), что обеспечивает «мягкое» включение транзисторов VT2, VT4. Транзисторы VT5-VT8 работают синхронно с VT1 (при положительной полуволне) и VT2 (при отрицательной полуволне), что обеспечивает резонансное переключение и снижает величину коммутационных потерь до нуля.

Рис. 1. Резонансный инверторно-трансформаторный преобразователь с активным выпрямителем

а

б

Рис. 2. Напряжения и токи схемы при регулировании: а – инвертором; б – активным выпрямителем. 167

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Регулировочная характеристика преобразователя при широтно-импульсном регулировании напряжения инвертора выводится из уравнения баланса мощности [5; 6]. Необходимо отметить, что выбор фронта регулирования не влияет на уравнение регулировочной характеристики. Приравняв мощности инвертора PИНВ 

1  





I К  U ВХ  sin( t ) 

0

1  I К  U ВХ  [1  cos(   )] 

и выпрямителя 

PВЫПР

1 2    I К  U ВЫХ  sin( t )   I К  U ВЫХ  0 

получаем уравнение регулировочной характеристики:

U ВЫХ ()  cos 2 () U ВХ графически показанное при регулировании инвертором на рис. 3, а.

а

б

Рис. 3. Регулировочные характеристики резонансного преобразователя а – при регулировании инвертором; б – при регулировании выпрямителем

В режиме стабилизации при регулировании активным выпрямителем (рис. 2, б) процесс коммутации ключей аналогичен, единственное отличие – регулирование реализуется для ключей VT7, VT8. Регулировочная характеристика преобразователя при широтноимпульсном регулировании напряжения активного выпрямителя выводится аналогичным образом, приравниванием мощностей инвертора и выпрямителя, получаем уравнение регулировочной характеристики: U ВЫХ 1 ( )  . U ВХ cos 2 ()

График регулировочной характеристики при регулировании выпрямителем показан на рис. 3, б. Регулировочные характеристики преобразователя имеют нелинейный характер, при этом необходимо отметить, что в режиме регулирования инвертором регулировочная характеристика преобразователя нелинейна только на краях диапазона регулирования, центральная часть обладает ярко выраженной линейностью. 168

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Возможность работы в режиме понижения выходного напряжения относительно входного позволяет реализовать принцип экстремального регулирования мощности БС [7], без применения дополнительных преобразователей повышающего типа, позволяет повысить энергетическую эффективность и удельные показатели мощности по сравнению с НПН. Из вышесказанного можно сделать вывод, что внедрение данной схемы в энергопреобразующую аппаратуру КА позволит повысить КПД за счет снижения коммутационных потерь силовых ключей и повысить эффективность использования энергии БС. Одновременно с этим снижается ограничение на диапазон частот, что позволяет повысить рабочую частоту схемы до 200–300 кГц, снижая массу частотозависимых элементов и увеличивая удельные характеристики мощности преобразователя. Библиографические ссылки

1. Системы электропитания космических аппаратов / Б. П. Соустин, В. И. Иванчура, А. И. Чернышев и др. // Новосибирск : ВО «Наука». Сиб. изд. фирма, 1994. 2. Система электроснабжения космического аппарата с интегрированным повышающим преобразователем напряжения/ Ю. М. Казанцев, К. Г. Гордеев, А. Ф. Лекарев и др. // Вопр. электромеханики. 2011. Т. 125. С. 41–44. 3. Токовый преобразователь энергии солнечной батареи в системе электропитания космических аппаратов / Ю. М. Казанцев, К. Г. Гордеев, А. Ф. Лекарев и др. // Изв. Томск. политех. ун-та. 2011. Т. 319, № 4. С. 148–153. 4. Системы электропитания космических аппаратов на основе регулируемых преобразователей с промежуточным звеном повышенной частоты / А. В. Осипов, Ю. А. Шиняков, А. И. Отто и др. // Изв. Томск. политех. ун-та. 2013. Т. 323, № 4. С. 126–132. 5. Системы электропитания космических аппаратов на основе регулируемых инверторов тока / А. В. Осипов, Ю. А. Шиняков, А. И. Отто и др. // Изв. Томск. политех. ун-та. 2014. Т. 324, № 4. С. 102–108. 6. Осипов А. В. Системы высокочастотного индукционного нагрева заготовок перед пластической деформацией : дис. … канд. техн. наук ; Томск. гос. ун-т систем управления и радиоэлектроники. Томск, 2004. 7. Шиняков Ю. А., Шурыгин Ю. А. Повышение энергетической эффективности автономных фотоэлектрических энергетических установок // Докл. Томск. гос. ун-та систем управления и радиоэлектроники. 2010. № 2 (22). Ч. 2. С. 102–107. © Журавлев И. М., Лопатин А. А., Осипов А. В., Хлыстунов М. Е., 2018

169

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.783 РАЗРАБОТКА ПЛАТФОРМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА КЛАССА POCKETQUB

А. П. Кравчуновский1*, Д. М. Зуев1, М. Н. Драганюк1, П. В. Мовчан2 Научный руководитель – В. Х. Ханов 1

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 2 АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 * E-mail: [email protected]

Приведены результаты разработки платформы космического аппарата “SibQube”, относящейся к классу PocketQub. Описано обоснование разработки, задачи для разрабатываемой платформы. Приведены результаты разработки корпуса и электротехнических систем. Ключевые слова: космический аппарат, платформа, pocketqub, конструкция, пикоспутник. DEVELOPMENT OF THE POCKETQUB SPACECRAFT PLATFORM

A. P. Kravchunovsky1*, D. M. Zuev1, M. N. Draganyuk1, P. V. Movchan2 Scientific Supervisor – V. Kh. Khanov 1

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation 2 JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation * E-mail: [email protected]

This paper presents the results of the “SibQube” spacecraft platform development. It belongs to the PocketQub class spacecrafts. We describe the development rationale, goals for developed platform and also the results of the structure and electrotechnical systems development. Keywords: spacecraft, platform, PocketQub, structure, picosatellite. Введение. Наноспутники все более широко используются в университетах в качестве образовательного и научного инструмента. В данном случае неоспоримым преимуществом является низкая стоимость разработки и запуска космического аппарата (КА), а также наличие коммерческих наборов комплектующих. Для более массового использования в качестве образовательного пособия можно продолжить снижать стоимость и размеры КА. Учитывая вышесказанное, целесообразно перейти к стандарту PocketQub. Цель работы заключалась в разработке платформы космического аппарата класса PocketQub, обладающей низкой стоимостью. Такие КА имеют размер базового юнита 1p – 5×5×5 см3 и допустимую максимальную массу не более 125 г. Стандарт предусматривает целый ряд вариантов компоновки. Кроме массогабаритного стандарта существует также стандарт PQ60 [1], который регламентирует размеры печатных плат, типы межплатных электроинформационных разъемов и их распиновку. Данные КА могут быть запущены в качестве побочной нагрузки в специальных контейнерах, размещенных на других КА [2] или ракетах-носителях. 170

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Платформа может быть применима для образовательных программ школьников/ студентов/ аспирантов, для выполнения технологических экспериментов и построения группировок КА для изучения параметров верхней атмосферы. КА сходит с орбиты самостоятельно вследствие аэродинамического торможения. Моделирование согласно методике по ГОСТ 25645.101–83 [3] для круговой орбиты показывает, что за время 150–200 суток КА класса PocketQub сойдет с орбиты высотой 400 км и сгорит в плотных слоях атмосферы. Результаты моделирования представлены в табл. 1. Таблица 1 Результаты баллистического моделирования схождения КА PocketQub 1p с орбиты Начальная высота орбиты, км

200

250

300

350

400

500

Время жизни, сут.

0,5

2,5

10

34

100

570

На данный момент стоит задача разработки служебной платформы. В базовом составе платформа должна включать в себя такие системы, как конструкции корпуса, механизм зачековки антенн, бортовой комплекс управления, система электропитания, система приема и передачи данных (полнодуплексная), набор сенсоров. Платформа представляет собой модульно-стэковую компоновку и может быть масштабирована до больших размеров: 2р (10×5×5 см, 360 г), 2,5р (12,5×5×5 см, 450 г), 3р (15×5×5 см, 520 г). Значимым фактором разработки платформы является обеспечение высокого уровня энергосбережения ввиду ограниченных энергетических возможностей КА рассматриваемого класса. Так, при КПД СБ 20 % для КА 1р мгновенная мощность СБ составляет 0,5–0,6 Вт. Система электропитания включает в себя набор солнечных батарей, расположенных на каждой грани и 2 плоских литий-ионных аккумулятора, суммарной емкостью не менее 240 мАч. Для получения максимальной мощности от СБ используются MPTT (англ. maximum power point tracking – отслеживание точки максимальной мощности) контроллеры. Система электропитания управляется собственным контроллером и имеет 4 управляемых канала питания. Возможность управления позволяет отключать неиспользуемые в данный момент модули для энергосбережения. Бортовой компьютер построен на базе контроллера семейства STM32, предусмотрено 2 МБ ОЗУ и 8 МБ ПЗУ. Будет использоваться операционная система реального времени RTEMS. Другим важным фактором разработки является обеспечение итоговой низкой стоимости платформы, чтобы сделать ее доступной широкому кругу потребителей. Для снижения стоимости будет использована элементная база бытового и коммерческого класса. Электронно-технический модуль имеет структуру типа «стэк». КА предполагается оборудовать набором внешних сервисных информационных и электрических интерфейсов для обеспечения возможности внесения поправок в структуру программного обеспечения аппарата и зарядки аккумуляторных батарей. Был проведен расчет прочности и устойчивости конструкции. В рамках расчета проводился статический анализ на воздействие линейных перегрузок до 20 g; модальный анализ на собственные частоты, динамический анализ случайных воздействий. Анализ результатов расчета показал, что при заданных условиях линейных перегрузок конструкция выдерживает требуемые нагрузки и обладает высоком коэффициентом запаса прочности. Перед проведением анализа на случайную вибрацию был проведен модальный анализ на поиск собственных частот в диапазоне от 0 до 2 000 Гц. Деформации при собственных частотах возникают только в платах электронно-технического модуля. Результаты модального анализа представлены в табл. 2. 171

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Таблица 2 Моды собственных частот КА Частота, Гц

865,8

867,2

874,1

879,3

880,9

1435,3

1436,6

1438,3

1441,4

1445,2

1454,8

1456,2

1456,5

1459,1

1467,8

1485,2

1488,1

1552,5

На основе модального анализа был проведен анализ на случайные воздействия. В расчет была введена спектральная плотность виброускорений в зависимости от частоты, эквивалентная вибрационным нагрузкам. Результаты представлены в табл. 3. Таблица 3 Результаты динамического анализа случайных воздействий Масштаб

1σ

2σ

3σ

Вероятность возникновения, %

68,269

95,45

99,73

Эквивалентное напряжение, МПа

2,637

5,275

7,912

По результатам анализа выявлено, что конструкция не имеет собственных частот в низкочастотном диапазоне. Требование того, что собственные частоты конструкции не должны быть меньше 10–20 ГЦ, удовлетворяется [4]. Описанная конструкция полученного прототипа имеет массу 97 г. На данном этапе был изготовлен технологический прототип, задачей которого было подтвердить конструкционные решения. Библиографические ссылки

1. PQ60 standart. An electrical standard for PocketQubes [Электронный ресурс]. URL: http://www.pq60.info/ (дата обращения: 27.05.2018). 2. Unisat-7. Gunter’s space page [Электронный ресурс]. URL: http://space.skyrocket.de/ doc_sdat/unisat-7.htm (дата обращения: 26.05.2018). 3. ГОСТ 25645.101–83. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для проектных баллистических расчетов искусственных спутников Земли / И. А. Волкова и др. М. : Изд-во стандартов, 1983. 172 c. 4. Студенческая пикоспутниковая платформа SibQube: разработка прототипа корпуса пикоспутника класса PocketQub / А. П. Кравчуновский, М. Н. Драганюк, Д. М. Зуев и др. // Сиб. журн. науки и технологий. 2017. Т. 18, № 3. С. 580–584. © Кравчуновский А. П., Зуев Д. М., Драганюк М. Н., Мовчан П. В., 2018

172

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

УДК 338.246 РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК И ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ МОДУЛЕЙ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

А. Ю. Митин, А. В. Руфов, М. В. Шиврин, А. Н. Эйхорн, О. А. Юранев Центральный научно-исследовательский университет машиностроения Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Пионерская, 4 Е-mail: [email protected]

Приводится информация о проведенных исследованиях прочностных характеристик и технологии изготовления модельных оболочек трансформируемых модулей. Ключевые слова: прочность, надувные конструкции, космические модули. NUMERICAL AND EXPERIMENTAL STUDIES OF STRENGTH AND MANUFACTURING TECHNOLOGY OF TRANSFORMABLE MODULES FOR SPACE APPLICATION

A. Y. Mitin, A. V. Rufov, M. V. Shivrin, A. N. Eykhorn, O. A. Yuranev Central Research Institute for Machine Building 4, Pionerskaya Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation Е-mail: [email protected]

Information is provided on the studies carried out on the strength characteristics and the technology for manufacturing the model shells of the transformed modules. Keywords: strength, inflatable structures, space modules. Введение. Используемые в настоящее время металлические модули космических станций ограничены в размерах габаритами обтекателя ракеты-носителя. Надувные конструкции могут, с одной стороны храниться, занимая маленький объем, с другой стороны, при отработанной технологии развертывания на орбите, могут обеспечить дополнительное пространство для работы космонавтов или размещения космических туристов. Также надувные конструкции обладают меньшей массой по сравнению с массой металлических модулей. Исследования в области создания трансформируемых модулей ведутся как в России, так и за рубежом [1–3]. Развитие данного направления работ необходимо для обеспечения создания перспективных элементов пилотируемой космической инфраструктуры, в том числе на окололунной орбите и на поверхности Луны. Космические надувные модули состоят из нескольких слоев различного функционального назначения. Есть внешние слои для микрометеороидной, термической и радиационной защиты. Внутренний слой обеспечивает удержание воздуха. Между ними находится силовой несущий слой. В рамках проделанной работы в ФГУП ЦНИИмаш был проведен ряд расчетно-экспериментальных исследований прочностных характеристик и технологии изготовления конструкции трансформируемых модулей орбитального и напланетного назначения. Объектами исследования являлись лабораторные масштабные модели обитаемых трансформируемых (надувных) модулей из состава лунной орбитальной инфраструктуры: масштабный макет обитаемого трансформируемого модуля с закладным элементом объемом 8 куб. м и три маломасштабные модели обитаемых трансформируемых модуля объемом не более 1 м3, изготовленные по разным технологиям. 173

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Трансформируемый модуль представляет собой достаточно сложную, с технологической точки зрения, конструкцию. Для определения оптимального варианта технологии изготовления и конструктива каркаса и силовых оболочек, были проведены статические и динамические испытания макетов лабораторных масштабных моделей, изготовленных по разным технологиям. Первый макет трансформируемого модуля состоял из газодержащей оболочки и силовой тканевой оболочки. Второй макет состоял из газодержащей оболочки и силовой двухслойной тканевой оболочки, а третий макет – из газодержащей оболочки, оболочки силовой подстилающей и оболочки силовой ременной. При испытаниях на внутреннее давление потеря герметичности первой модели произошла при давлении 0,81 кгс/см2, второй – при давлении 1,21 кгс/см2, а третьей – при давлении 2,61 кгс/см2. Потеря герметичности второй модели произошла в месте заделки оболочки с фланцем, что выявило технологическое несовершенство данной заделки. Потеря герметичности третьей модели произошла из-за недостаточной плотности плетения ленточной силовой оболочки, вследствие чего произошло скачкообразное удлинение подстилающей оболочки (около 20 мм) с частичным разрушением (раскрытием) поперечного шва при этом произошел отрыв левой сферической части газодержащей оболочки. Третья модель была отремонтирована и подвержена повторным испытаниям, при которых разрушения силовой и подстилающей оболочки зафиксировано не было. Оболочка потеряла герметичность при величине внутреннего давления 3,46 кгс/см2. Разрушение произошло в месте заделки фланца и многослойной оболочки. Разорвалась только газодержащая оболочка, подстилающая и ременная оболочки остались целы. Таким образом, в ходе повторных испытаний ременной маломасштабной модели было выявлено технологическое несовершенство заделки между многослойной оболочкой и фланцевым соединением. Далее были проведены динамические и статические испытания масштабного макета с закладным элементом (иллюминатором). При проведении опрессовки масштабного макета на величину внутреннего давления 1,3 кгс/см2 при давлении 0,92 кгс/см2 произошел частичный выход силовых ремней из-под фланца закладного элемента, вследствие чего произошло скачкообразное увеличение диаметра с частичным разрушением подстилающей оболочки и образованием грыжи. Было проведено восстановление подстилающей оболочки, устранение выхода ремней из-под заделки закладного элемента, а также увеличение усилия зажима силовых ремней фланцем закладного элемента. Динамические испытания заключались в экспериментальной отработке амплитудночастотных характеристик макета с закладным элементом. При испытаниях один конец силового каркаса модели жестко фиксировался с помощью универсальной силовой оснастки, другой – обезвешивался. В ходе динамических испытаний макет находился при действии внутреннего избыточного давления, к обезвешенному торцу макета прикладывалась поперечная сила. После достижения заданной нагрузки производился резкий сброс прикладываемой нагрузки. При этом измерялись амплитудно-частотные характеристики макета. Испытания показали, что жесткость конструкции в значительной степени определяется избыточным давлением в оболочке: при изменении избыточного давления с 0,8 кгс/см2 до 1 кгс/см2 жесткость увеличилась примерно на 15 %. При статических испытаниях один конец макета, так же как и при динамических испытаниях, жестко фиксировался, а к свободному концу последовательно прикладывались поперечные усилия, крутящий момент и изгибающий момент. В ходе статических испытаний исследовались жесткостные характеристики силового каркаса и многослойной оболочки масштабного макета, в том числе в месте крепления закладного элемента. При проведении испытаний также применялась специальная оптическая видеограмметрическая система анализа деформаций Vic-3D, для определения полей деформаций в районе закладного элемента. 174

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Потеря герметичности макета произошла при давлении 1,18 кгс/см2 из-за разрушения газодержащей оболочки в месте крепления к фланцу заделки на жесткий несущий каркас модуля. Таким образом, в ходе проведения испытаний наблюдался выход ремней из-под места соединения (заделки) между закладным элементом – иллюминатором и многослойной оболочкой. Данные факторы свидетельствуют о технологическом несовершенстве мест соединения между закладными элементами (фланцевое соединение, иллюминатор) и многослойной оболочкой. При этом закладные элементы (иллюминатор, стыковочный узел, шлюзовая камера, переходной отсек и т. п.), наряду с самой трансформируемой оболочкой, выполняют основную роль конструкции трансформированного модуля. Наряду с испытаниями была проведена расчетная работа по определению жесткостных характеристик масштабного макета с закладным объемом 8 куб. м. Для этого была разработана геометрическая и конечно-элементная модели модуля с закладным элементом. Например, анализ результатов конечно-элементного моделирования и экспериментальных данных для случая нагружения трансформируемого модуля с закладным элементом внутренним давлением 1,1 кгс/см2 показал, что значения деформаций, полученные расчётным путём, отличаются от экспериментальных значений не более чем на 10 %. Также в рамках проделанной работы, на основе проведённых статических испытаний, был выполнен расчёт жесткостных характеристик надувного трансформируемого модуля с закладным элементом. Были определены жёсткости конструкции модуля при действии поперечной силы и крутящего момента. По результатам сравнительного анализа результатов расчётов и экспериментальных данных о деформированном состоянии силовых ремней модуля можно сделать вывод, что разработанная конечно-элементная модель адекватно описывает напряжённодеформированное состояние конструкции надувного модуля и может быть использована для проведения дальнейших прочностных исследований надувных конструкций. По результатам проделанной работы выданы рекомендации продолжить исследования технологии соединения между закладными элементами и многослойной оболочкой. Библиографические ссылки

1. Трансформируемые крупногабаритные конструкции для перспективных пилотируемых комплексов / И. И. Хамиц, И. М. Филиппов, Л. С. Бурылов и др. // Космическая техника и технологии. 2016. Т. 13, № 2. С. 23–33. 2. Оценка эффективности композиционной экранной защиты космических аппаратов от ударов техногенных и метеороидных частиц / Е. П. Буслов, Н. А. Голденко, И. С. Комаров и др. // Космонавтика и ракетостроение. 2015. Т. 82, № 3. С. 44–51. 3. Kolozeznyy A., Mitin A., Shivrin M. On-ground testing of a restraint layer for inflatable modules for lunar orbital application. IAC-17-C2.1.11. International Astronautical Federation – 68th International Astronautical Congress 2017. Adelaide, 2017. © Митин А. Ю., Руфов А. В., Шиврин М. В., Эйхорн А. Н., Юранев О. А., 2018

175

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.78.064.56 МЕХАНИЧЕСКОЕ УСТРОЙСТВО БАТАРЕИ СОЛНЕЧНОЙ МНОГОРАЗОВОГО РАСКРЫТИЯ/ СКЛАДЫВАНИЯ

С. И. Немчанинов, С. А. Зоммер, П. О. Агеев АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected]

Представлены результаты проектирования, изготовления и испытания на функционирование механического устройства многоразового раскрытия/складывания выполненного в АО «ИСС». Ключевые слова: механическое устройство, батарея солнечная, космический аппарат. MULTI-TIME DISCLOSURE/ FOLDING MECHANICAL DEVICE OF SOLAR BATTERY

S. I. Nemchaninov, S. A. Zommer, P. O. Ageev JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: [email protected]

The paper presents the results of designing, manufacturing and testing the functioning of the mechanical device of reusable deployment / folding performed in JSC “ISS”. Keywords: mechanical device, solar battery, space vehicle. Механические устройства батареи солнечной входят в состав большинства космических аппаратов и решают такие задачи, как:  размещение и монтаж фотогенерирующей части на панелях батареи солнечной;  закрепление батареи солнечной на корпусе космического аппарата;  трансформация панелей батареи солнечной в рабочее положение [1]. На данный момент задачи, решаемые КА, предполагают использование устройств разового срабатывания, то есть перевод панелей батареи солнечной из транспортировочного положения в раскрытое положение [2]. Появление перспективных проектов буксиров, заправщиков и других средств обслуживания космического аппарата во время срока его активного существования, а также при появлении необходимости смены рабочей орбиты или любых других подобных условий функционирования, перед космическим аппаратом ставят новые требования, одно из которых быть наличие механического устройства батареи солнечной многоразового раскрытия/ складывание. Задачей работы является определить перспективный проектный облик механического устройства батареи солнечной многоразового раскрытия/складывания. В состав представленного механического устройства входят: – панели батареи солнечной (см. рисунок); – штанга (см. рисунок); – механическое устройство фиксации на корпусе КА (замки зачековки) (см. рисунок); – механическое устройство раскрытия/складывания (корневой шарнирный узел (ШУ), ШУ панелей батареи солнечной, электромеханический привод (ЭМП), система синхронизации) (см. рисунок). 176

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Панели и штанга соединены между собой посредством ШУ. Все ШУ соединены между собой системой синхронизации. В состав каждого ШУ входит пружинный привод (ПП) работающий на раскрытие и складывание МУ БС. В состав корневого ШУ дополнительно входит ЭМП, раскрывающий и складывающий МУ БС с заданной скоростью за счет системы синхронизации. В раскрытом положении МУ БС удерживается остаточным моментом ПП и крючками зачековки, установленными в соответствующих ШУ. В транспортировочном положении МУ БС удерживается замками зачековки, в сложенном положении удерживается остаточным моментом ПП, крючком зачековки, установленным в корневом ШУ, и системой синхронизации [3].

Общий вид механического устройства многоразового раскрытия/ складывания и логика его функционирования

Механическое устройство батареи солнечной многоразового раскрытия/ складывания решает следующие технические задачи: установка и фиксация раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной в транспортировочном положении на всех этапах наземной и штатной эксплуатации до поступления сигнала на их освобождение и раскрытие; – перевод раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной из транспортировочного положения в раскрытое положение после получения сигнала на раскрытие; – перевод раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной из раскрытого положения в сложенное положение после получения сигнала на складывание; – перевод раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной из сложенного положения в рабочее положение после получения сигнала на разрытие; – удержание раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной в раскрытом положении и обеспечение необходимых размеров, и стабильность в процессе дальнейшей эксплуатации в течение всего проектного срока эксплуатации; 177

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

– удержание раскрывающихся элементов крыла батареи солнечной в сложенном положении и обеспечение необходимых размеров, и стабильность в процессе дальнейшей эксплуатации в течение всего проектного срока эксплуатации [4]. Во время работы МУ БС может принимать следующие конфигурации:  конфигурация в транспортировочном положении: все панели батареи солнечной сложены и удерживаются на КА с помощью механического устройства фиксации на корпусе КА;  конфигурация в раскрытом положении: все панели батареи солнечной раскрыты и удерживаются с помощью механического устройства раскрытия/ складывания;  конфигурация в сложенном положении: все панели батареи солнечной сложены и удерживаются с помощью механического устройства раскрытия/ складывания [4]. Проектирование данной конструкции проводилось на основе технических требований, предъявленных к конструкции и их анализов, а именно:  механический анализ;  модальный анализ;  анализ напряженного состояния;  анализ динамики раскрытия и складывания;  анализ надежности функционирования. Для подтверждения функционирования механического устройства батареи солнечной, было проведено его раскрытие/ складывание с помощью стенда обезвешивания. В результате проведённого сравнительного анализа, выявлено, что на данный момент имеющиеся МУ БС не решают задач многоразового их раскрытия и не подходят для обеспечения этой функции в заданных условиях эксплуатации КА. Таким образом, в данной статье представлено МУ БС, решающее такие задачи как, размещение и монтаж фотогенерирующей части на панелях батареи солнечной, закрепление БС на корпусе КА и многоразовая трансформация их в рабочее/ сложенное положение при необходимости с заданным ресурсом. Выполнение поставленных задач позволяет использовать данную конструкцию в перспективных космических аппаратах. На данный момент оформлена заявка и получен патент РФ [3] на изобретение, а также идет изготовление и испытание инженерной модели данного механического устройства в АО «ИСС». Библиографические ссылки

1. Шатров А. К., Назаров Л. Н., Машуков А. В. Основы конструирования механических устройств космических аппаратов. Конструктивные решения, динамические характеристики : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2009. 144 с. 2. Гущин В. Н. Основы устройства космического аппаратов : учебник для вузов. М. : Машиностроение, 2003. 272 с.: ил. 3. Солнечная батарея космического аппарата: пат. 2619158 Рос. Федерация : МПК В64 G1 1/44 / Немчанинов С. И., Кузоро В. И., Парафейник В. И.; заяв. и патентообладатель АО «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнева». № 2015134190; заявл. 13.08.2015; опубл. 12.05.2017, Бюл. № 14. 11 с. 4. Немчанинов С. И. Механическое устройство многоразового раскрытия/ складывания батареи солнечной // Решетневские чтения : материалы XVIII Междунар. науч. конф., посвящ. 90-летию со дня рожд. генер. конструктора ракет.-космич. систем акад. М. Ф. Решетнева (11–14 нояб. 2014, г. Красноярск) : в 3 ч. / под. общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2014. Ч. 1. С. 92–94. © Немчанинов С. И., Зоммер С. А., Агеев П. О., 2018 178

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

УДК 629.787 РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНОЙ СХЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ АВТОНОМНОГО СБЛИЖЕНИЯ И ПОСАДКИ НА АСТЕРОИД

Д. А. Пермяков, Н. А. Перескоков, С. В. Махнович Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет) Российская Федерация, 454080, г. Челябинск, просп. Ленина, 76 E-mail: [email protected]

Обоснован выбор конструктивно-компоновочной схемы невозвращаемого космического аппарата для автономного сближения и посадки на поверхность астероида. На основе разработанной приближённой математической модели движения аппарата определены параметры, при которых его посадка на астероид будет успешной. Ключевые слова: космический аппарат, модель движения, мягкая посадка на астероид, посадочное устройство. DEVELOPMENT OF THE DESIGN-LAYOUT OF A SPACE FRAME FOR AUTONOMOUS APPROACH AND LANDING AT ASTEROID

D. A. Permyakov, N. A. Pereskokov, S. V. Machnovich South Ural State University (National Research University) 76, Lenin Av., Chelyabinsk, 454080, Russian Federation E-mail: [email protected]

The article deals with the process of development of a design-layout of a non-returnable space frame for autonomous approach and landing on the surface of an asteroid. Particular attention is paid to the stage of planting the device. Keywords: small spacecraft, non-destructive landing, landing gear, asteroid landing. Введение. В настоящее время актуальной задачей является разработка новых типов малых космических аппаратов с целью изучения астероидов. Особенностью астероидов является относительно малые масса и размеры, неправильная форма и отсутствие атмосферы. Процесс посадки космического аппарата (КА) на поверхность астероида является одной из ключевых операций. К моменту контакта с поверхностью астероида КА обладает некоторой остаточной скоростью, которая гасится с помощью посадочного устройства (ПУ). Важно подчеркнуть, что в силу ряда обстоятельств (погрешности системы управления сближением и спуском, неточного знания характеристик астероида и др.) скорость КА лежат в некотором диапазоне. Кроме того, ориентация посадочной поверхности и ее физико-механические свойства могут быть случайными. В силу этих обстоятельств к конструкции КА и посадочного устройства предъявляются достаточно жёсткие требования с целью ограничений перегрузок и сохранения функционирования КА после посадки. Для обеспечения выполнения этого требования ПУ аппарата содержит амортизаторы (энергопоглощающие элементы). Возможны различные модификации ПУ, отличающиеся по конструктивно-компоновочным признакам, типам энергопоглотителей и т. д. Вид ПУ напрямую влияет на внешний облик и компоновку КА и как следствие на габариты, массу и стоимость производства и эксплуатации. 179

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Обзор компоновок существующих и перспективных конструкций КА для посадки на космические объекты с малой гравитацией. Проанализированы конструкции и массово-габаритные параметры существующих КА. Из обзора известных и перспективных КА выделены прототипы: «Луна-26» (схема с горизонтальным расположением топливных баков), «Xombie rocket» и «Mod» (схема с вертикальным расположением топливных баков). Конструктивно-силовая схема КА «Луна-26 является» уже отработанной в предыдущих миссиях к Луне. На основе прототипов сформированы схемы компоновки КА с горизонтальным и вертикальным расположением топливных баков. Для этих схем определены координаты центров масс КА и моменты инерции аппарата относительно центров масс. КА с горизонтальным расположением топливных баков обладает меньшими габаритными размерами и большей плотностью компоновки. Расстояние от центра масс такой схемы до точки контакта опоры ПУ с поверхностью астероида меньше по сравнению со схемой КА с вертикальным расположением топливных баков. Такой КА при посадке будет иметь меньшие инерционные силы и более устойчив. Поэтому в расчётах динамических параметров посадки рассматривался КА с горизонтальным расположением топливных баков. Определены координаты точек соединения ПУ с КА и геометрические характеристики ПУ, необходимая длинна амортизаторов и подкосов опор. В работе [1] рассматривается динамика мягкой посадки КА. Автор представляет КА в виде цилиндра, к которому крепятся 4 посадочных опоры. Особенностью данной работы является учёт масс элементов посадочного устройства и их моментов инерции относительно принятых систем координат. В математической модели используются уравнения движения центров масс элементов КА в инерциальной системе координат и уравнения вращательного движения относительно центров масс элементов КА в связанных системах координат. Жёсткость грунта учитывается с помощью реологической модели Фойгта. Целью расчёта является подбор таких энергетических характеристик амортизаторов, при которых продольные перегрузки не превышают предельных значений, а также обеспечивается определённое значение клиренса при посадке. В работе [2; 3] рассматривается КА, в котором к ПУ с двумя подкосами и амортизатором добавляется гибкий упругий элемент (трос). Этот элемент одним концом крепится к шарниру тарели, а вторым – к корпусу КА. Определяется оптимальный угол установки опоры ПУ. Авторы утверждают, что применение троса в ПУ повышает допустимое значение горизонтальной скорости КА, гарантирующее успешность посадки. Кроме того, в ПУ с тросом энергетическая ёмкость амортизатора гораздо выше, а максимальное пороговое усилие ниже и, следовательно, реализуется более низкая нагрузка на конструкцию КА. Сформирована приближенная математическая модель продольного движения космического аппарата при посадке на астероид. Учитывается вертикальная и горизонтальная составляющие скорости, влияния прижимных двигателей, жёсткости грунта и амортизаторов на параметры движения КА при посадке. При варьировании начального значения угла ориентации КА относительно гравитационной вертикали определено его продельное допустимое значение φ2 = 39°. При углах ориентации больше предельного значения момент силы тяжести меняет знак и центр движется в направлении, увеличивающем угол φ2 , что означает опрокидывание КА. Начальные отрицательные значения горизонтальной скорости приводят к уменьшению диапазона угла ориентации, при котором посадка будет успешной. Тяга двигателей создаёт вращающий момент относительно точки контакта ПУ с поверхностью посадки, который направлен в сторону уменьшения угла ориентации. По зависимости угла ориентации от времени показано, что принятое значений тяги прижимных двигателей обеспечивает успешный процесс посадки. При варьировании начальных значений трёх параметров: горизонтальной скорости, угла ориентации и тяги прижимных ДУ определена область значений этих параметров, при которых процесс посадки будет успешным. Для моделирования ударного взаимодействия опор 180

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

с грунтом и его влияния на динамические параметры КА при посадке использована упруговязкая реологическая модель Фойгта. В качестве заполнителей для амортизаторов ПУ наибольшее распространение получили алюминиевые сотовые материалы или пенопласты [4]. Соты поглощают кинетическую энергию при посадке, меняя свою форму при смятии. Их преимущества – малая масса, широкий диапазон рабочих температур, длинный амортизационный ход. Но недостатки этих амортизаторов заключаются в неустойчивых свойствах демпфирования, неконтролируемости, и невозможности восстановления после деформации, кроме этого нет возможности корректировать положение КА в момент посадки. В работе обсуждается применение заполнителей ферменного типа. Такой заполнитель представляет собой пространственную структуру, состоящую из повторяющихся стержневых элементов, которые работают на растяжение и сжатие. Благодаря открытому пространству между их стержнями, они имеют ряд преимуществ: 1) отсутствие замкнутых полостей увеличивает сопротивление коррозии; 2) ферменные заполнители более пригодным для формирования структур с сложной геометрией по сравнению с сотовыми или заполнителями в виде гофр; 3) ферменные заполнители могут использоваться для поглощения энергии удара, регулирования температуры, электромагнитного экранирования, фильтрации жидкости, и в качестве носителя катализатора [5]. Заключение. Проанализированы конструкции и массово-габаритные параметры существующих КА для посадки на космические объекты с малой гравитацией. На основе этого анализа определена конструктивно-компоновочная схема и требуемая масса конструкции КА. По известным начальным условиям и заданным погрешностям, с которыми КА выводится на орбиту астроида, определены траекторные параметры движения КА при посадке на поверхность. Построена математическая модель продольного движения космического аппарата при посадке на астероид. Определены области значений угла ориентации, горизонтальной скорости и тяги прижимных ДУ, при которых посадка КА будет успешной. Для посадочного устройства обоснован выбор амортизирующего заполнителя ферменного типа Библиографические ссылки

1. Воронин В. В. Динамика процесса посадки спускаемого аппарата на участке его контакта с поверхностью // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та. 2012. № 4. С. 35. 2. Борзых С. В., Воронин В. В., Щиблев Ю. Н. Анализ динамики процесса посадки для различных схем опор посадочного устройства возвращаемого аппарата // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та. 2013. № 4. С. 42. 3. Бакулин В. Н., Борзых С. В., Воронин В. В. Динамика процесса посадки космического аппарата с рычажно-тросовым посадочным устройством // Вестник Моск. авиац. ин-та. 2012. № 5. С. 45. 4. Космонавтика : энцикл. / гл. ред. В. П. Глушко ; Редкол.: В. П. Бармин, К. Д. Бушуев, В. С. Верещетин и др. М. : Сов. энцикл., 1985. 528 с., ил., 29 л. ил. 5. Gibson L. J., Ashby M. F. Cellular solids: structure and properties. Cambridge university press, 1999. © Пермяков Д. А., Махнович С. В., Перескоков Н. А., 2018

181

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 629.786 НАДУВНАЯ КОНСТРУКЦИЯ ПИЛОТИРУЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ ДАЛЬНИХ И ДЛИТЕЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ

Д. Р. Рамазанова Научный руководитель – О. М. Алифанов Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) Российская Федерация, 125993, г. Москва, Волоколамское шоссе, 4 Е-mail: [email protected]

Рассматривается решение проблемы разрушающего воздействия на организм человека в условиях длительного нахождения в невесомости. Предложен принцип нового пилотируемого космического аппарата и надувной оболочки для него. Ключевые слова: пилотируемый космический аппарат, невесомость, гибкая надувная оболочка, многослойная оболочка. INFLATABLE STRUCTURE OF THE SHELL OF A MANNES SPACECRAFT FOR FAR AND LONG-TERM SPACE FLIGHTS

D. R. Ramazanova Scientific Supervisor – O. M. Alifanov Moscow Aviation Institute (National Research University) 4, Volokolamskoe shosse St., Moscow, 125993, Russian Federation Е-mail: [email protected]

In this paper, I consider the solution of the problem of destructive effects on the human body caused by long-term stay in weightlessness. I propose the principle of a new manned spacecraft and an inflatable shell for it. Keywords: manned spacecraft, weightlessness, flexible inflatable shell, multilayer shell. Следующим этапом развития космонавтики является освоение дальнего космоса. Он выдвигает свои требования к пилотируемым космическим аппаратам (ПКА): а) большая длительность полетов; б) значительная регулярность и интенсивность полетов, с участием значительного числа космонавтов; в) большая автономность полетов, с длительными перерывами «внешнего снабжения»; г) высокая живучесть ПКА, обеспеченная не только большой надежностью конструкции КА, но и развитой системой самовосстановления; д) большая длительность полетов требует выполнения дополнительных требований по жизнеобеспечению космонавтов, в частности, решению проблемы влияния невесомости на организм человека. Следовательно, ПКА нового поколения должны быть очень крупными (по современным меркам) аппаратами. И чтобы их создать, нужно решить минимум две задачи: максимально облегчить КА за счет перехода к новым конструктивным решениям и материалам; создание столь крупных космических объектов возможно только в космическом пространстве, например, сборкой на орбите. То есть, конструкция ПКА должна собираться в космосе и там же «оживляться». 182

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

Из многих проблем наиболее остро для ПКА нового поколения стоит проблема гравитации, из-за отсутствия которой накапливаются негативные изменения в человеческом организме, и необратимо разрушают организм именно при долговременном воздействии. Существующие решения проблем невесомости не смогут дать возможности работы и жизни человека в течении длительного(более года) пребывания в условиях космического пространства. С учетом выше указанных требований предложено решение для КА типа ТОР (рис. 1) для имитации гравитации центробежными силами. В свободно вращающемся КА в форме тора диаметром 100 м люди находятся под постоянным (всё время полета) силовым полем имитации гравитации (с соответствующими рабочими местами). Так как такой крупный объект невозможно построить на земле и целиком транспортировать в космос: его надо собирать на орбите по частям, сборным модулям (рис. 2).

Рис. 1. ТОР с центральным стыковочным узлом

Рис. 2. Конструкция сегмента ТОРа 183

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Существует необходимость максимального облегчения внешней оболочки Тора, как одной из наиболее «тяжелых» частей конструкции Тора. По этой причине, для облегчения оболочки Тора предлагаются радикальные решения: использование новых, еще более легких материалов в оболочке аппарата; применение в оболочке минимально-возможной толщины материала, с переходом от тонкостенной (но достаточно жесткой) оболочки к «мягкой» – пленочной. К внешней оболочке ПКА вообще (и для гибкой оболочки – также) применяются следующие требования: а) теплоозоляция, такого уровня теплопередачи в окружающее космическое пространство, при котором обеспечивается необходимый температурный режим внутри ПКА; б) защита от механических повреждений от микрометеороидов и космического мусора; в) обеспечение необходимой прочности и жесткости оболочки как конструкции; г) обеспечение герметичности внутреннего объема ПКА. С учетом всех требований предложено решение многослойной мягкой надувной оболочки, каждый набор слоев которой выполняет свою определенную функцию. Во всех передовых космических державах уже сейчас ведутся научно-исследовательские работы по разработке и внедрению технологий «гибких пленочных оболочек» для перспективных ПКА. Наиболее результативным проектом по разработке трансформируемых (надувных) модулей за рубежом можно считать проект создания надувного жилого модуля TransHab, разрабатывавшийся NASA в 1992–2000 гг. [1; 2]. В данной работе осуществлен обзор существующих решений надувных гибких оболочек. А именно, рассмотрены конструкторские решения и характеристики американской оболочки КА «BEAM» [3], оболочки, разрабатываемой в РКК «Энергия» [4], а также вариант оболочки, предлагаемой мной. В предложенной мной мягкой гибкой надувной оболочке отличительной чертой является формообразующий слой, придающий необходимую форму надувного модуля за счет наддува специального слоя. Произведено сравнение характеристик трех типов оболочек с определением преимуществ и недостатков каждого. Представлено решение, направленное на перспективное направление развития космонавтики – дальние и длительные полеты. Предложен новый принцип конструирования пилотируемых КА. Принятая концепция ПКА удовлетворяет требованиям пилотируемых полетов, колонизации других комических объектов солнечной системы. Библиографические ссылки

1. Kennedy K. J., Raboin J., Spexarth G., Valle G. Inflatable habitats // Gossamer Spasecraft: Membrane and inflatable structures technology for space applications. AIAA. 2001. Pр. 527–552. 2. TransHab [Электронный ресурс]. URL: http://spaceflight.nasa.gov/history/station/ transhab/ (дата обращения: 10.03.2018). 3. The Bigelow Expandable Activity Module (BEAM) [Электронный ресурс]. URL: http://bigelowaerospace.com /beam (дата обращения: 10.03.2018). 4. Трансформируемые крупногабаритные конструкции для перспективных пилотируемых комплексов / И. И. Хамиц, И. М. Филиппов, Л. С. Бурылов и др. // Космическая техника и технологии. 2016. № 2 (13). Рр. 23–33. © Рамазанова Д. Р., 2018

184

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

УДК 62-526 РАЗРАБОТКА АППАРАТНОГО КОМПЛЕКСА ПО ВОССТАНОВЛЕНИЮ МАЛЫХ СПУТНИКОВ В КОСМИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ

К. В. Стрельников, В. И. Буш, А. Н. Житенёв* Амурский государственный университет Российская Федерация, 675027, Амурская область, г. Благовещенск, Игнатьевское шоссе, 21 * E-mail: [email protected]

Представлена разработка манипулятора для захвата и восстановления малых спутников. Ключевые слова: микроконтроллер, сервомотор, шаговый двигатель. DEVELOPMENT OF HARDWARE COMPLEX FOR RESTORATION OF SMALL SATELLITES IN COSMIC CONDITIONS

K. V. Strel’nikov, V. I. Bush, A. N. Zhitenov* Amur State University 21, Ignatievskoye shosse, Blagoveshchensk, Amur region, 675027, Russian Federation * E-mail: [email protected]

The paper describes the development of a manipulator for capturing and restoring small satellites. Keywords: microcontroller, servomotor, stepper motor. На сегодняшний день значительно возросло число эксплуатируемых малых космических аппаратов (МКА). Утилизация МКА экономически невыгодна в большинстве случаев, так как имеется возможность несложного ремонта. Также остро стоит проблема космического мусора. Космический мусор таит в себе множество угроз. Прежде всего, угроза безопасности космических полетов. Частица размером с вишневую косточку с легкостью пробивает обшивку любого спутника – ведь она летит в 20, а то и в 30 раз быстрее пули, так что кинетическая энергия, высвобождающаяся при ее столкновении с космическим аппаратом, сравнима с энергией взрыва гранаты. Первоначальной основной целью работы в данном направлении, является создание устройства, позволяющего выполнять функции манипулирования объектами в пространстве. Таким образом, было решено разработать прототип, в основе которого был использован манипулятор с шестью степенями свободы (см. рисунок). Основным критерием выбора манипулятора является его грузоподъёмность в горизонтальном состоянии. Изначальная модель не соответствовала характеристикам, но соответствовала размерам, конструкции, и обширной рабочей зоной. Для управления данным устройством была использована платформа Arduino Mega, которая позволила управлять всеми степенями свобод. В основу конструкции легли два шаговых электродвигателя [1] – один на вертикальную ось, второй на поворотную, что позволило снять нагрузку с сервомоторов. Захват манипулятора основан на винтовой передаче, что обеспечивает надёжную фиксацию даже в отсутствии питания. В качестве источника питания был использован блок на 12 вольт, который даёт питание для шаговых электродвигателей и привода захвата, микроконтроллер получет питание от микросхемы L295N, которая 185

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

также служит для управления приводом захвата. Сервомоторы [2] получают питание 6,9 вольт от регулируемого преобразователя напряжения.

Используемый манипулятор

Прототип непригоден для эксплуатации на орбите и предназначается для отработки программных комплексов для обнаружения и захвата определённых объектов. На данный момент управление комплексом осуществляется со стационарного компьютера, в дальнейшем будет подключена микрокомпьютерная система на базе Omega2, RaspBerry или аналогах. Библиографические ссылки

1. Кацман М. М., Юферов Ф. М. Электрические машины автоматических систем. М. : Высш. шк., 1979. 261 с. 2. Петин В. А. Проекты с использованием контроллера Arduino. СПб. : БХВ-Петербург, 2014, 398 с. © Стрельников К. В., Буш В. И., Житенёв А. Н., 2018

186

Секция 5. «ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ КА И МОДУЛЕЙ, В ТОМ ЧИСЛЕ ОБИТАЕМЫХ …»

УДК 18.027 КОНТЕЙНЕР ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ ДЛЯ ЗАПУСКА МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ФОРМАТА CubeSat

М. С. Фролов ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Ленина, 4а Е-mail: [email protected]

Создание контейнера транспортно-пускового для запусков МКА формата CubeSat обеспечит стабильные, равномерные запуски МКА в течение всего года (3 пуска ТГК «Прогресс МС» в год в рамках программы МКС). Ключевые слова: контейнер транспортно-пусковой, малые летательные аппараты, наноспутник, CubeSat, транспортно-грузовой корабль. CONTAINER FOR TRANSPORTING AND LAUNCHING SMALL SPACECRAFT FORMAT CubeSat DEPLOYER

M. S. Frolov S. P. Korolev Rocket and Space Corporation “Energia” 4а, Lenin Str., Korolev, 141070, Moscow Region, Russian Federation Е-mail: [email protected]

Creation of a container for transporting and launching for launches of the small spacecraft format CubeSat deployer will ensure stable launches of the small spacecraft throughout the year (three starts per year of Progress MS as a part of the ISS program). Keywords: container for transporting and launching, small spacecraft, nanosatellites, CubeSat, cargo spacecraft. Начиная с 1999 года на мировой арене космических технологий стали появляться наноспутники, также известные как CubeSat, стандартным размером от 100×100×110 и имеющие классификацию 1U, 2U, 3U, 6U. Несмотря на их малые размеры и вес, научные учреждения существенно ограничены в возможностях запуска и вынуждены ждать запуска годами [1–3]. Целью данного проекта является создание контейнера транспортно-пусковой, устанавливаемый на внешнюю часть отсека компонентов дозаправки (ОКД) транспортно-грузового корабля (ТГК) «Прогресс МС». Контейнер транспортно-пусковой позволит выводить группировку спутников формата CubeSat на этапе автономного полета ТГК «Прогресс МС» к МКС. Команда проекта планирует:  создать инфраструктуру для запуска МКА формата CubeSat попутно с ТГК «Прогресс МС», в дальнейшем с возможностью установки на переходной отсек различных ракетносителей и разгонных блоков, тем самым создав условия для регулярного и стабильного запуска, в том числе научно-исследовательских наноспутников предоставляемых ВУЗами РФ;  разработать и отработать технологии запуска МКА формата CubeSat без привлечения ресурсов и экипажа МКС. 187

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Библиографические ссылки

1. Википедия: Кубсат [Электронный ресурс]. URL: https://ru.m.wikipedia.org/wiki/Кубсат (дата обращения: 10.12. 2016). 2. Все о космосе [Электронный ресурс] : журн. URL: https://aboutspacejornal.net/космические-аппараты/искусственный-спутник-земли/малые-спутники/ (дата обращения: 10.12.2016). 3. Юлиниев В. В. Динамика отделения наноспутника формата CubeSat от транспортнопускового контейнера // Полет : общерос. науч.-техн. журн. 2015. № 8-9. С. 10–15. © Фролов М. С., 2018

188

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

Секция 6 «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ПРОИЗВОДСТВА РКТ» УДК 62-1/-9 ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССА ТЕРМИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ ВЫДВИЖНЫХ УПРУГИХ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ ЭЛЕМЕНТОВ Е. И. Баданин 1

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 2 АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: jе[email protected]

Развитие техники выдвижного упругого трансформируемого элемента, впервые начатое в нашей стране в 1959 г., а затем несколько позже за рубежом, привело к созданию конструкций, которые успешно используются уже более 50 лет в космических программах исследований ведущих стран, а также во многих наземных разработках за рубежом. Предложено решение проблемы замедленного окисления никелевого слоя выдвижных упругих трансформируемых элементов. Ключевые слова: выдвижные упругие трансформируемые элементы, тонкостенная лента, термическая обработка, окисная пленка, рабочее место для промывки и контроля. RESEARCH OF PROCESS OF THERMAL PROCESSING OF SLIDING ELASTIC TRANSFORMED ELEMENTS E. I. Badanin 1

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation 2 JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: jе[email protected]

Development of technics of the sliding elastic transformed element, for the first time begun in our country in 1959, and then a little after abroad, has led to creation of designs which are successfully used already more than 50 years in space programs of researches of the leading countries and as in many land workings out abroad. The decision of a problem of the slowed down oxidation of a nickel layer of sliding elastic transformed elements is offered. Keywords: sliding elastic transformed elements, a thin-walled tape, thermal processing, oxidizer a film, a workplace for washing and the control. Введение. Принцип работы магнитно-гравитационной системы (МГС) космического аппарата (КА) основан на выдвижении длинной штанги с грузом на конце, за счет которой 189

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

формируется заданный эллипсоид инерции КА. Основой такой штанги является стальное ленточное полотно, известное как выдвижной упругий трансформируемый профиль (ВУТЭ). ВУТЭ первоначально использовались в конструкциях саморазматывающихся и выдвижных (дипольных) антенн (пат. США № 3467328). Затем были созданы конструкции выдвижных антенно-мачтовых опор (штанг) для подъема на определенную высоту антенн, а также различных приборов (а. с. № 185970, пат. США № 3541568) [1]. Наибольшее применение для изготовления упругих элементов получил сплав 36НХТЮ ГОСТ 14117–85. Этот сплав немагнитный, коррозионностойкий, сохраняет стабильность механических и упругих свойств, при температурах до 250 ºС. В нем отсутствуют фазовые превращения при охлаждении до температуры, близкой к абсолютному нулю [2]. Длина профилей составляет от 1 до 100 м. сплав 36НХТЮ с добавками молибдена (36НХТЮМ5, 36НХТЮМ8) обладает на 10–20 % более высокими механическими и упругими свойствами и более высокими рабочими температурами – соответственно 350–400 ºС [3]. Профили из сплавов на медной основе БрБНТ1,7, БрБНТ1,9 и БрБНТ1,9Мг применяются, когда требуется высокая тепло- и электропроводность материала профилей. Такие профили могут эксплуатироваться при температурах до 100 ºС. Влияние окисления при нагреве на качество тонкой ленты. Железоникельхромовый сплав 36НХТЮ жаростоек, однако в процессе термической обработки, необходимой для старения сплава (отпуск) наблюдается избирательное окисление его поверхности c перераспределением легирующих элементов в поверхностном слое [4]. У тонких лент, поверхность которых велика по сравнению с объемом, это оказывает существенное влияние на прочностные, упругие, магнитные свойства и жаростойкость. Исследования кинетики окисления сплава проводились для следующих составов (%): Fe 46,5; Ni 35,9; Cr 12,2; Ti 3,0; Al 0,85; Mn 1,05; Si 0,44; C 0,03; P 0,011; S 0,007 (см. таблицу). Изменение химического состава лент из сплава 36НХТЮ при нагреве Метод определения Химический анализ Спектральный анализ

Al до 0,85

после 0,64

0,85

0,74

Содержание элементов, % Ti Cr до после до после 3,00 2,80 12,20 12,10

до 35,9

после 36,2

2,80

36,0

38,0

2,80

12,20

11,10

Ni

Образцы 0,1×10×100 мм вырезали из ленты промышленного производства и выдерживали на воздухе при 700 ºС в течение 1–60 мин. Такую температуру нагрева применяют при старении деформированного сплава 36НХТЮ. С целью ускорения окисления при исследовании процесса выгорания легирующих элементов использовали высокую начальную скорость окисления при нагреве, для чего образцы подвергали многократному нагреву с выдержкой при 750 ºС 1 час, удаляя каждый раз с поверхности механическим путем окисный слой. Общее время окисления 10 часов. Толщину окисной пленки определяли магнитно-электрическим методом, основанным на измерении магнитного потока никеля, образующегося при окислении сплава, и электропроводности образца до и после окисления [5]. Следует иметь ввиду, что при спектральном анализе определяется состав тонкого подокисного слоя образца, при химическом – всего образца, очищенного от окислов, в среднем. Рентгеноструктурным анализом окисной пленки обнаружены следующие окислы и шпинели: Fe2O3; Fe2O3·Cr2O3; NiCr2O4; FeO [Cr, Al]2O3; Ti4Fe2O. Между слоем основного металла и окисной пленкой образуется подслой никеля, не связанного с кислородом. Образование его подтверждается значительным уменьшением магнитного сопротивления окисленного образца по сравнению с неокисленным (парамагнитным по всей толщине). Толщину подслоя никеля с одной стороны можно посчитать по формуле 190

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

Ф  Ф0 , (1) 6100  2bn где Ф и Ф0 – магнитный поток окисленного и не окисленного образцов; 6100 – намагниченность никеля, Гс; b – ширина образца; n – число витков измерительной катушки. В связи с тем, что подслой никеля не отличается по цвету от основного металла, контроль его полного удаления перед прокаткой ленты затруднен. Часть его может оставаться и раскатываться по поверхности ленты. Исследованиями установлено, что на поверхности лент промышленного производства, как правило, оставался слой никеля толщиной от 0,05 до 0,5 мкм и только на отдельных лентах слой отсутствовал. Таким образом, образование окисной пленки в процессе высокотемпературного старения сплава может происходить в различных условиях: при наличии никеля на поверхности или без него. Ленты без поверхностного слоя окисляются во времени по параболическому закону (рис. 1). При наличии никеля на исходной поверхности (рис. 1, 2) на начальной стадии (до 20 мин) по параболическому закону идет замедленное окисление никелевого слоя с образованием NiO. Затем начинается интенсивный линейный рост слоя окислов, связанный с разрушением окисной пленки [6], которое, как было установлено, происходит вследствие образования на разных стадиях окисления фаз с различной плотностью. По завершении первой стадии окисления поверхностный слой закиси никеля приходит в соприкосновение с диффузирующими к поверхности элементами с большим сродством к кислороду. В результате превращения NiO в никель объем слоя уменьшается в отношении 1,65:1,0. Нарушение сплошности подслоя никеля приводит к нарушению сплошности окисной пленки, образованной на поверхности элементами с высоким сродством к кислороду, способствуя тем самым интенсивному окислению сплава. Толщина образующейся при нагреве окисной пленки зависит от толщины слоя никеля в исходном металле. Нагрев сплава в атмосфере воздуха при 700 ºС в течение 1 ч дает практически нулевую толщину окисной пленки в случае отсутствия слоя никеля на поверхности образцов и толщину пленки до 13 мкм при слое никеля 0,3 мкм (рис. 2). Ni 

Рис. 1. Зависимость толщины окисной пленки δ на сплаве 36НХТЮ от длительности ее нагрева при 700 ºС: 1 – без Ni на исходной поверхности; 2 – с исходным слоем никеля 0, 24 мкм

Рис. 2. Зависимость толщины окисной пленки δ от толщины слоя никеля на исходной поверхности лент δNi (нагрев при 700 ºС в течение 1 ч)

Предлагаемая технология промывки тонкой ленты. Все детали приспособления для промывки плоской ленты (рис. 3) выставляют в горизонтальной плоскости и ориентируют относительно центра опоры с катушкой и опоры с приводом намотки, это исключает неравномерное перемещение и смещение ленты относительно самих опор и блока роликов тканевых, для промывки заготовки. Катушка с лентой профилированной устанавливается на опору, после чего производится укладка ленты на узле промывки и блоке тканевых роликов. Затем лента закрепляется на опоре с ручным приводом перемотки. Ванна крепится к основанию приспособления для промывки 191

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

после укладки ленты и наполняется рабочей жидкостью до необходимого уровня. Лента плоская из сплава 36НХТЮ, проходя через узел промывки и блок тканевых роликов, очищается от тонкого слоя никеля, заводской смазки и других примесей на поверхности металла.

Рис. 3. Основные конструктивные элементы приспособления для промывки плоской ленты: 1 – основание приспособления для промывки; 2 – опора с катушкой; 3 – опора с приводом намотки; 4 – блок роликов тканевых; 5 – узел промывки; 6 – ванна

Приспособление для промывки плоской ленты позволяет производить полное удаление никеля с поверхности исходной заготовки и проводить внешний осмотр поверхности ленты на отсутствие механических повреждений, забоин, царапин. Катушки для ленты, устанавливаемые на опоры, предусматриваются нескольких видов. В зависимости от размеров тонкостенной ленты необходимой очистить, подбирается соответствующий вид катушек, их замена производится путем простых технологических операций. Заключение. Из приведенных данных следует, что при изготовлении упругих профилей из лент толщиной 0,1–0,2 мм, имеющих в исходном состоянии на поверхности слой никеля, окисленный слой может достигать 10–25 % толщины заготовки, что составляет значительную потерю металла. При окислении ленты без слоя никеля на поверхности возникают условия для образования плотного слоя окислов и шпинелей без уменьшения объемного отношения в процессе окисления, в результате этого окисление происходит медленно. Для предотвращения сильного окисления изделий из железоникельхромовых пружинных сплавов необходимо производить полное удаление никеля и оставшихся примесей с поверхности исходной заготовки. Предложенная конструкция промывки тонкостенной ленты позволяет снизить временные затраты, повысить качество процесса очистки поверхности и обеспечить стабильный контроль чистоты плоской ленты. Простота конструкции и технологии промывки тонкостенной ленты обеспечивает максимальное удобство в работе даже не квалифицированным специалистом. Библиографические ссылки

1. Профили для выдвижных упругих трансформируемых элементов ; М-во черной металлургии СССР. Харьков, 1986. 2. Синельников Е. Н., Гордиенко А. М., Гришин Н. С. Перспективы использования упругих профилей проката ; Машиностроитель. 2007. № 4. С. 51–53. 3. ГОСТ 14117–85. Лента из прецизионных сплавов для упругих элементов. М. : Стандартинформ, 1987. 4. Окисление металлов. Т. 1. Теоретические основы / под ред. Ж. Бернара. М. : Металлургия, 1968; Т. 2. М. : Металлургия, 1969. 5. Беседин Б. П., Сандлер Н. И., Драпико П. Е. Авт. свид. № 462060. Бюл. изобр. № 8. 1975. 6. Кофстад П. Высокотемпературное окисление металлов. М. : Мир, 1969. © Баданин Е. И., 2018 192

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

УДК 629.7.048.4:661.931:629.7.064.52 ПЕРСПЕКТИВНАЯ СИСТЕМА РЕГЕНЕРАЦИИ ВОЗДУХА НА ОСНОВЕ ТВЕРДОПОЛИМЕРНОГО ЭЛЕКТРОЛИЗЕРА И РАСПЛАВ КАРБОНАТНОГО ТОПЛИВНОГО ЭЛЕМЕНТА

М. А. Ерохин, Е. А. Кудрявцева, С. Б. Кудряков Исследовательский центр имени М. В. Келдыша Российская Федерация, 125438, г. Москва, ул. Онежская, 8 Е-mail: [email protected]

Представлены результаты испытаний принципиально новой системы электрохимической регенерации воздуха в герметичных обитаемых помещениях. Установлено влияние на поглощение диоксида углерода плотности тока и расхода воздуха. Подтверждена эффективность конструкторско-технологической схемы. Ключевые слова: система электрохимической регенерации воздуха, герметичные обитаемые помещения, электролизер с твердополимерным электролитом, расплавкарбонатный топливный элемент, концентратор диоксида углерода. THE NEXT GENERATION AIR REGENERATION SYSTEM BASED ON PEM-ELECTROLYZER AND MOLTEN CARBONATE FUEL CELLS

M. A. Erokhin, E. A. Kudryavtseva, S. B. Kudryakov Keldysh Research Centre 8, Onezhskaya Str., Moscow, 125438, Russian Federation E-mail: [email protected]

The test results of the new electrochemical air regeneration system for airtight manned compartment are presented. The influence of the current density and air flow on the degree of carbon dioxide capture were established. The high performance technology is confirmed by test results. Keywords: electrochemical system air regeneration, airtight manned compartment, polymer exchange membrane electrolyzer, molten carbonate fuel cell, carbon dioxide concentrator. Введение. Основной задачей для герметизированных обитаемых помещений является поддержание нормальных условий для жизнедеятельности человека, и нормальной атмосферы, которая выражается в требуемом содержании углекислого газа и кислорода в воздухе. Для поддержания нормального состава воздуха в герметичных обитаемых помещениях, в том числе на космических аппаратах, используются системы электрохимической регенерации воздуха (ЭХРВ). Они предназначены для компенсации убыли кислорода, а также для концентрирования и удаления выделяющегося при дыхании углекислого газа (СО2). Цель работы. Разработка и создание опытного образца системы ЭХРВ, обеспечивающей полный цикл регенерации воздуха. Задачи работы. Разработка перспективной системы ЭХРВ, для регенерации воздуха в изолированных обитаемых помещениях, использующая электролизер с протонопроводящим твердополимерным электролитом (ТПЭ) – источником кислорода для дыхания, и топливный элемент с расплавленным карбонатным электролитом (РКТЭ), работающим в качестве электрохимического концентратора углекислого газа (ЭХК). Разрабатываемая система должна обладать малыми массогабаритными характеристиками и минимальным энергопотреблением. 193

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Содержание работы. Система ЭХРВ предназначена для поддержания нормального состава воздуха по кислороду и углекислому газу. Она служит для компенсации убыли кислорода и удаления выделяющегося углекислого газа, образующихся при дыхании экипажа в герметизированных обитаемых помещениях. Для производства кислорода в системе ЭХРВ разработан электролизер с ТПЭ. Основным элементом электролизера является мембранно-каталитический блок (МКБ), включающий в себя мембрану из ТПЭ, электрокатализатор и коллектор тока. В состав электролизера входит комплект электролизных ячеек. Каждая электролизная ячейка состоит из МКБ, к обеим сторонам которого прижаты электроды из пористого титана с покрытием из катализатора, специальным образом структурированного на границе МКБ – электрод. Для удаления углекислого газа разработан ЭХК на основе топливного элемента с РКТЭ. ЭХК состоит из набора планарных ячеек, представляющих собой два пористых никелевых электрода – анод и катод, разделенных расплавленным карбонатным электролитом, заключенным в пористую матрицу и гамма-алюмината лития. Конструктивно концентратор разделен на две полости: водородную (анодную) и воздушную (катодную). Воздух, содержащий углекислый газ, циркулирует через катодную полость, где в результате электрохимической реакции происходит поглощение СО2. Образующиеся ионы СО32- через расплавленный электролит переходят в анодную полость. Концентратор может быть использован для захвата и концентрирования углекислого газа при работе, как в режиме электролизера, так и в режиме топливного элемента. При работе в режиме электролизера подводится внешнее напряжение от источника питания и на аноде выделяется смесьО2 + СО2 в соотношении 33,3 % и 66,7 % об. При работе в режиме топливного элемента необходима подача водорода в анодную полость. Водород реагирует с карбонат ионами в результате электрохимической реакции. При этом сам концентратор является генератором электроэнергии. Разработанная в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» система генерации кислорода (СГК) на основе электролизера с ТПЭ по своим техническим характеристикам сопоставима с СГК «Электрон-ВМ» (на основе щелочного электролизера), используемой в Российском сегменте Международной космической станции (МКС) [1]. При этом в получаемом кислороде не содержится микропримесей окиси углерода, аммиака, ацетона, альдегидов, жирных кислот и аэрозолей щелочи. Все эти микропримеси могут содержаться в кислороде, полученном щелочным электролизером, и требуют установки дополнительных систем очистки. Технология утилизации углекислого газа с применением РКТЭ широко распространена в западных странах для очистки отходящих газов предприятий и дизельных двигателей, где концентрация СО2 сбросных газов достигает 50 % об. Для поглощения малых концентраций СО2 (до 2 % об.) в системах регенерации воздуха жилых объектов технология ранее не применялась. Полученные результаты и их дальнейшее использование. Разработанный электролизер с ТПЭ в период с 2010 по 2017 годы прошел полный цикл конструкторско-доводочных испытаний (КДИ) в которых были подтверждены его технические характеристики и ресурс безотказной работы. В процессе проведения стендовых испытаний ЭХК на основе топливного элемента с РКТЭ обеспечивал от 90 до 100 % поглощения поступающего углекислого газа в условиях, приближенных к эксплуатационным. В своей полной реализации предлагаемая система ЭХРВ обеспечивает полностью замкнутый цикл регенерации воздуха. Отходом может являться только метанол, удаляемый за пределы объекта [2]. Дальнейшее развитие работ по созданию перспективной системы электрохимической регенерации воздуха будет включать в себя:  разработка автоматического управления работой системы ЭХРВ, основанного на влиянии плотности тока и расхода воздуха на степень поглощения углекислого газа; 194

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

 разработка и изготовление промышленного образца установки ЭХРВ с перспективой применения для проектов программ обитаемых лунных баз и подводного флота РФ;  получение объектов интеллектуальной собственности (патенты, авторские свидетельства и т. д.) по направлению заявленного исследования. Библиографические ссылки

1. Прошкин В. Ю., Курмазенко Э. А. Система генерации кислорода «Электрон-ВМ» на борту международной космической станции // Пилотируемые полеты в космос. 2013. № 3 (8). С. 84–99. 2. Баранов А. Е., Ерохин М. А., Казанцева Н. Н. Испытания демонстрационной системы электрохимической регенерации воздуха // Проблемы развития корабельного вооружения и судового радиоэлектронного оборудования. 2017. № 4 (13). C. 36–45. © Ерохин М. А., Кудрявцева Е. А., Кудряков С. Б., 2018

195

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 536.46 ПРОЦЕССЫ ГОРЕНИЯ И УСТОЙЧИВОСТИ ПЛАМЕНИ В УСЛОВИЯХ МИКРОГРАВИТАЦИИ

А. И. Крикунова 1

Объединенный институт высоких температур РАН Российская Федерация, 125412, г. Москва, ул. Ижорская, 13/2 Е-mail: [email protected] 2 Московский физико-технический институт (государственный университет) Российская Федерация, 141701, Московская обл., г. Долгопрудный, Институтский пер., 9 E-mail: [email protected]

Работа посвящена экспериментальным и расчётным исследованиям влияния гравитационных сил на характеристики открытого метано-воздушного пламени. Экспериментальные исследования в условиях микрогравитации проводились при помощи вакуумнодинамического стенда «Drop tower». Для расчетов использовался пакет Flow Vision. Показано высокое совпадение численных и экспериментальных результатов по основным характеристикам открытого метано-воздушного пламени. Ключевые слова: метано-воздушное пламя, гравитация, неустойчивость. COMBUSTION PROCESSES AND FLAME STABILITY UNDER THE MICROGRAVITY CONDITIONS

A. I. Krikunova 1

Joint Institute for High Temperatures of the Russian Academy of Sciences 13/2, Izhorskaya Str., Moscow, 125412, Russian Federation E-mail: [email protected] 2 Moscow Institute of Physics and Technology State University 9, Institutskiy lane, Dolgoprudny, Moscow Region, 141701, Russian Federation E-mail: [email protected]

The work is devoted to experimental and numerical studies of the of gravity effect on the open methane-air flame characteristics. Experimental studies under the microgravity conditions were carried out using a vacuum-dynamic stand “Drop tower”. For the numerical simulation the Flow Vision package was used. The work showed a high coincidence of numerical and experimental results on the main characteristics of an open methane-air flame. Keywords: methane-air flame, gravity, instability. Несмотря на интенсивное развитие отрасли возобновляемой альтернативной энергетики, использование классических природных ресурсов остается основным источником энергии во всем мире. Использование компрированного природного газа, как дешевого экологичного альтернативного горючего, является глобальным трендом энергетики современного мира и процессы горения являются фундаментальной основой развития энергетики. Вопросы горения достаточно подробно исследовались, однако, многие принципиальные проблемы все еще остаются открытыми. Одной из основных является задача турбулентного горения, что проявляется в значительном расхождении экспериментальных данных и результатов численного моделирования. Возможности трехмерного нестационарного численного моделирования турбулентных реагирующих потоков имеют существенное ограничение в связи с тем, 196

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

что зона горения является настолько малой, что соответствующие масштабы попадают в область инерционного или даже вязкого интервалов, поэтому моментные методы моделирования турбулентности, хорошо работающие для напряжений рейнольдса, не работают и необходимо для горения решать уравнения для функций плотности вероятности турбулентного поля концентраций пассивной и активной (химически реагирующей) компонент. Кроме того, горение является сложным многостадийным и многомасштабным процессом, который состоит из многочисленных разветвляющихся однозвенных и цепных реакций, что усложняет процессы расчетов. Численное моделирование может быть проведено для турбулентного пламени вследствие ограниченности ресурсов лишь для небольших скоростей потока (низкорейнольдсовые потоки с ограниченным спектром масштабов). В лабораторных условиях такие условия не могут быть воспроизведены, так как плавучесть ускоряет поток, приводя его к высокоскорейнольдсовому с большим спектром масштабов. А, несмотря на непрерывное увеличение расчетных мощностей, возможности численного моделирования реагирующих потоков с параметрами, которые соответствовали бы невозмущенным силами плавучести не предвидится в ближайшем будущем, поэтому необходим поиск иных способов «обхождения» ограничений, накладываемых гравитационными силами на изучение процессов горения. Наиболее эффективным способом создания моделей турбулентного горения и валидации численных моделей является проведение экспериментальных исследований в условиях пониженной гравитации [1; 2]. Также для упрощения моделирования на начальных этапах существенным является устранение проблем турбулентного перемешивания – изучение горения предварительно перемешанной смеси окислителя и горючего. Таким образом, показана важность изучения комплексного влияния гравитационных сил на пламя предварительно перемешанной смеси. Настоящая работа посвящена экспериментальному и численному исследованию влияния гравитационных сил на процессы горения, гидродинамику и неустойчивости открытого конического пламени метано-воздушной смеси. Экспериментальные исследования проводились на базе уникально вакуумно-динамического комплекса «Drop tower» в центре прикладных космических технологий и микрогравитации (г. Бремен, Германия) [3]. В эксперименте условия микрогравитации составляли – 10–6g0. Установка помещалась в цилиндрическую капсулу диаметром 1 метр, высотой 3 метра. Экспериментальные исследования в лабораторных условиях проводились в МФТИ и ОИВТ РАН. В результате экспериментов были получены изображения флуоресценции радикалов ОН в пламени, кадры высокоскоростной видео-съемки хемолюминесценции пламени, изображения свечения треков частиц ZrO2. Также получены данные о скоростных характеристиках потока методами PIV и термоанемометрии. При обработке изображений на основе программ, написанных автором работы, получен ряд характеристик пламени: высота пламени, скорость распространения фронта, растяжение фронта, частота мерцаний факела, поле скоростей за фронтом пламени в условиях невесомости. Произведены расчеты характеристик пламени на программном пакете FlowVision [4], который представляет собой современный отечественный расчетный код. Анализ полученных результатов позволил вывести зависимость зависимости частоты мерцания пламени от интенсивности гравитационных сил и коэффициента избытка горючего смеси. Экспериментально проведена оценка границ проскока и срыва пламени. Библиографические ссылки

1. Microgravity combustion: fire in free fall / ed. H. D. Ross. Elsevier, 2001. 2. Sharp L. M., Dietrich D. L., Motil B. J. Microgravity fluids and combustion research at NASA Glenn Research Center // Journal of Aerospace Engineering. 2013. Vol. 26 (2). Pр. 439–450. 3. Aksenov A. A. Flowvision: industrial computational fluid dynamics // Computer Research and Modeling, 2017. Vol. 9 (1). Pр. 5–20. 4. Dreyer M. The drop tower Bremen // Microgravity Sci. Technol. 2010. Vol. 22 (4). Pр. 461–461. © Крикунова А. И., 2018 197

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 623.46 ТОПОЛОГИЧЕСКАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКЦИЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Д. К. Лукомский*, С. А. Павлюченкова, С. А. Фрейлехман АО «Корпорация «Московский институт теплотехники», Российская Федерация, 127273, г. Москва, Березовая аллея, 10 * E-mail: [email protected]

Представлены результаты расчёта оптимальной формы конструкции ракетнокосмической техники SIMP-методом и методом теории адаптивной эволюции механических систем (ТАЭМС). Проведен анализ проблем преобразования оптимальных расчётных форм для последующего их изготовления в т.ч. методами аддитивных технологий. Ключевые слова: топологическая оптимизация, теория адаптивной эволюции механических систем (ТАЭМС), SIMP-метод, аддитивные технологии. TOPOLOGY OPTIMIZATION OF ROCKET AND SPACE ENGINEERING STRUCTURES

D. K. Lukomskiy*, S. A. Pavlyuchenkova, S. A. Freylekhman JSC Corporation “Moscow Institute of Thermal Technology” 10, Berezovaya alley, Moscow, 127273, Russian Federation * E-mail: [email protected]

The paper presents the results of the calculation of the optimal shape of the rocket and space technology design using the SIMP method and the Theory of adaptive evolution of mechanical systems (TAEMS method). The analysis of the problems of the transformation of the optimal calculation forms for their subsequent manufacturing, incl. methods of additive technologies. Keywords: topology optimization, the theory of adaptive evolution of mechanical systems, SIMP-method, additive technology. Разработка эффективных методов оптимизации и их адаптация к специфике ракетнокосмической техники (РКТ) занимает важное место в области оптимального проектирования. Наиболее сложными задачами проектирования оказываются задачи синтеза конструкций, топологической и мультидисциплинарной оптимизации [3; 10–13]. Решение данных задач позволяет на начальном этапе разработки определить оптимальные проектно-конструкторские параметры изделия, конструктивно-компоновочную и конструктивно-силовую схемы, изделия минимальной массы при условии обеспечения заданных требований прочности. В настоящее время известны основные методы топологической оптимизации (ТО): SIMP – Solid Isotropic Material with Penalization (метод твердого изотропного материала с пенализацией) [8; 9], BESO (ESO) – Bi-directional Evolutionary Structural Optimization (метод двунаправленной эволюционной структурной оптимизации) [2; 7], Level-Set (метод установления уровня) и некоторые другие методы. Данные методы имеют особенности, но в то же время тесно связаны между собой. В работе рассмотрены два «противоположных» метода топологической оптимизации: SIMP – метод ТО, реализованный в программе «Solid Thinking Inspire» и метод теории адаптивной эволюции механических систем (ТАЭМС) [3–5], реализованный в специализированной расчётной программе на базе Femap Nastran. 198

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

В отличие от SIMP-метода, метод ТАЭМС позволяет проводить поиск оптимальной топологии (вне зависимости от первоначальных толщин и их распределения) за счёт автоматизированного перестроения геометрии посредствам наращивания или уменьшения толщин КЭ расчётной модели. Полученная оптимальная топология в рамках метода ТАЭМС представляет собой набор столбчатых КЭ, вытянутых по нормали к нейтральному слою, что приводит к разрывам в геометрии криволинейных конструкций и невозможности использования результатов оптимизации в качестве конструкторской модели. Для исключения разрывов, сглаживания сетки, исключения шахматного расположения КЭ, был создан дополнительный алгоритм по преобразованию оболочечных КЭ сетки в твердотельные КЭ геометрии. Такой алгоритм позволил производить экспорт единой твердотельной конструкторской модели (в формате STEP, Parasolid и др.) в CAD систему для её дальнейшей доработки. Проведенное исследование показало, что топологии оптимальных изделий требуют особого технологического подхода. Некоторые изделия, прошедшие топологическую оптимизацию могут быть изготовлены на станках с ЧПУ, но для сложных «сетчатых» конструкций (основанных на конечно-элементной сетке расчётной модели), полученная оптимальная топология оказывается трудно реализуема традиционными методами производства из-за сложной геометрии, имеющей в своём составе древовидные структуры переменной толщины. Для такого рода конструкций наиболее целесообразным видится применение аддитивных технологий производства при этом на этапе подготовки топологически оптимизированного изделия к аддитивному производству, возникает необходимость сглаживания полученной геометрии. Данная задача возникает из-за того, что полученная электронная модель изделия имеет «пилообразные» края, отдельно расположенных КЭ, острые стыки, соединения двух граней в одном узле, что недопустимо для изготовления несущих конструкций, из-за множества, хаотично расположенных, концентраторов напряжений [6]. Преобразование расчётных оптимальных форм конструкций к моделям, которые могут быть изготовлены на практике приводит либо к серьёзному искажению оптимальной топологии конструкции, либо не позволяет оперативно производить изменения CAD геометрии изза большого числа фасетных элементов, что приводит к предельной загрузке CAD программы и невозможности дальнейшей работы с моделью. Зачастую модели оказываются столь сложными, что воссоздание геометрии посредствам PolyNURBS оказывается нецелесообразным и приводит к необходимости выполнять трудоёмкую высококвалифицированную работу. Автоматизированное же сглаживание *.stl геометрии сопряжено с необходимостью применения специализированных программ, работающих с сеточными моделями типа FreeCAD, Meshlab и т. п. При этом выбор подходящих алгоритмов сглаживания сетки не очевиден и не гарантирует положительного результата [6]. Разнородность путей и методов получения пригодной к производству геометрии изделия, свидетельствует об отсутствии системного решения данного рода задач на производстве, что приводит к определенным сложностям в освоении технологии топологической оптимизации конструкций и их аддитивного производства. Библиографические ссылки

1. Боровиков А. А., Тененбаум С. М. Топологическая оптимизация переходного отсека КА // Аэрокосмический научный журнал МГТУ им. Н. Э. Баумана : электрон. журн. 2016. № 05. С. 16–30. 2. Брюхов К. С., Максимов П. В. Алгоритм топологической оптимизации на основе метода ESO // Международный научно-исследовательский журнал. 2016. № 9 (51). Ч. 2. Сентябрь. С. 16–18. 199

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

3. Васильков Г. В. Эволюционная теория жизненного цикла механических систем: теория сооружений. 2-е изд. М. : Изд-во ЛКИ, 2013. 320 с. (Синергетика: от прошлого к будущему. № 39). 4. Васильков Г. В. Локальный закон сохранения энергии деформаций в саморегулирующихся механических системах // Изв. вузов. Сев.-Кав. регион. Естеств. науки. 2003. № 2. С. 17–23. 5. Васильков Г. В., Маркин С. Г. Адаптационные методы определения энергетически равнопрочных пластин // Известия вузов. Машиностроение. 2002. № 2. С. 19–27. 6. Максимов П. В., Фетисов К. В. Анализ методов доработки конечно-элементной модели после топологической оптимизации // Международный научно-исследовательский журнал № 9 (51). Ч. 2. Сентябрь. С. 58–60. 7. Оганесян П. А., Шевцов С. Н. Оптимизация топологии конструкций в пакете ABAQUS [Электронный ресурс] // Теоретические и практические аспекты развития отечественного авиастроения. URL: https://www.researchgate.net/publication/295850623 (дата обращения: 10.02.2018). 8. Сысоева В. В., Чедрик В. В. Алгоритмы оптимизации топологии силовых конструкций. // Учёные записки ЦАГИ. 2011. Т. 42, № 2. С. 91–102. 9. Козиков А. М., Гуж Т. С., Ильичев В. А. Современные тенденции в вопросе оптимизации металлических конструкций // Молодеж. науч. форум: техн. и матем. науки. 2017. № 2 (42). Февраль. C. 51–57. 10. Bendsoe M. P., Sigmund O. Topology optimization: theory, methods and applications // Springer-Verlag Berlin Heidelberg (Engineering online library), 2003. 11. Martin J. B. Optimal design of elastic structures for multi-purpose loading // Optimiz. Theory and Appi. 1970. Vol. 6, № 1. Pр. 22–40. 12. Muir M. The use of MDO and Advanced Manufacturing to Demonstrate Rapid, Agile Construction of a Mission Optimized UAV // EADS Innovation Works. Filton. Bristol. England. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 13. Schuhmacher G. Optimizing Aircraft Structures. Concept to Reality. Winter 2006. Рp. 13–16. © Лукомский Д. К., Павлюченкова С. А., Фрейлехман С. А., 2018

200

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

УДК 621.389:004.4:681.5 РЕИНЖИНИРИНГ ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ПРОЦЕССОВ ПО СОЗДАНИЮ ПРОВОДНОГО ЭЛЕКТРОМОНТАЖА БОРТОВОЙ РЭА В АО «ИСС»

А. С. Никитин, А. М. Бутин, Е. Ю. Дубровский АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 Е-mail: [email protected]

Одной из критических систем в бортовой РЭА космических аппаратов (КА) является проводной электромонтаж. Предпринята попытка реинжиниринга производственных процессов для получения сквозного автоматизированного цикла создания изделий электромонтажа на базе АО «ИСС». Ключевые слова: реинжиниринг, приборостроение, проводной электромонтаж, ИПИ, автоматизация, программа. REENGINEERING OF PRODUCTION PROCESSES FOR WIRED INSTALLATION DESIGN IN JSC “ISS”

A. S. Nikitin, A. M. Butin, E. Yu. Dubrovskii JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation Е-mail: [email protected]

One of satellite’s radio electronics’ critical systems is wired installation. In this paper, the authors attempted to reengineer product processes on JSC «ISS» to gain end-to-end cycle of automated wired installation design. Keywords: reengineering, instrument making industry, wired installation, CALS, automation, program. На сегодняшний день не вызывает сомнений, что отличительной чертой эффективного современного производства в любой сфере является использование CALS-технологий. Одним из ключевых принципов CALS является сквозная автоматизация. С помощью существующих САПР можно добиться автоматизации отдельных этапов жизненного цикла прибора, но создать полный цикл сквозного автоматизированного проектирования невозможно, т.к. существуют «проблемные» этапы (например, разработка проводного монтажа). В данной работе авторы акцентируют внимание именно на проблеме создания сквозного автоматизированного цикла разработки, изготовления, контроля межблочного проводного монтажа РЭА на базе предприятия АО «ИСС». На каждом из этих этапов есть свои трудности. Проблемы автоматизации при создании электромонтажа и пути их решения. Основная проблема на этапе проектирования – передача данных о проводном монтаже из ECAD-системы в MCAD-систему и определение конструктивных параметров электромонтажа (фрагментация цепей). В качестве такого инструмента авторами работы был создан программный комплекс «ЖГУТ_V2» [1]. Самые трудоемкие операции на этапе изготовления, например пайка проводов на макете прибора, не поддаются автоматизации. Одна из операций, поддающихся автоматизации – подготовка провода к монтажу. Существует специальное оборудование, позволяющее 201

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

в автоматическом режиме осуществлять полный цикл технологической подготовки провода к монтажу: обрезка, подкрутка жил, лазерный контроль качества жилы, флюсование, лужение, маркировка провода. Используя маркированные провода, можно уйти от раскладки электрожгута по бумажному документу, что значительно разгрузит рабочее место монтажника. Сборку самого электрожгута можно осуществлять с использованием специальных сборочных плазов, оборудованных удобными фиксаторами. Самые современные сборочные плазы способны обеспечить интерактивную подсветку нужных контактов и трасс прокладки проводов [2; 3]. Для проведения контроля на автоматизированном проверочном комплексе [4] необходимы файлы проверки с данными об объекте контроля, цепях, соединителях и их контактах. Такие файлы формируются автоматизированно, но исходные данные для них вносятся вручную. Для перехода от ручного ввода информации к автоматизированному импорту списка цепей авторами разработана программа «АКМ ЖГУТ». Результаты исследования – было проведено исследование процесса создания электрожгутов в АО «ИСС» и составлена модель производственных процессов «как есть» с применением методологии построения ARIS-диаграмм; – при анализе созданной модели производственных процессов были выявлены наиболее проблемные стадии и проанализированы их слабые стороны. Были предложены способы совершенствования с учетом современных тенденций построения эффективного производства; – для автоматизированного переноса информации об электрических цепях из ECADсистемы в MCAD-систему и определения конструктивных параметров (фрагментации) проводов авторами работы был создан программный комплекс «ЖГУТ_V2». Комплекс состоит из двух модулей «FullNetList» и «HarnessGraf». Первый модуль служит для экспорта информации об электрических цепях проводного монтажа из ECAD-системы Altium Designer. Второй модуль интерпретирует эту информацию в виде графических примитивов и позволяет проводить интерактивную фрагментацию цепей, присвоение марок и сечений проводов. Результаты фрагментации могут быть экспортированы в модуль SolidWorks «SWRЭлектрика» для дальнейшей разработки 3D-моделей электрожгутов или выгружены в виде таблицы проводов по ГОСТ 2.413–72 [5] в формате PDF; – были определены возможности современного оборудования в части автоматической технологической подготовки провода для монтажа в электрожгуты. Минимальный необходимый набор оборудования: – автоматизированный размотчик провода (например, БАУМ АРП-600); – принтер и сканер баркодов; – автоматическая линия по обработке провода (например, CR.22cd); – авторами работы была создана программа «АКМ ЖГУТ», позволяющая импортировать список цепей из Altium Designer, обрабатывать его в автоматизированном режиме и формировать файлы проверки для проверочного комплекса «ТЕСТ 9110 VXI Полет»; – объединяя все найденные решения, была создана модель производственных процессов создания электромонтажа бортовой РЭА в варианте «как должно быть». При создании модели учитывались основные концепции CALS-технологий – сквозная автоматизация, исключение ручного ввода и дублирования информации и др.; – получены свидетельства о государственной регистрации программ для ЭВМ № 2017612881 от 06.03.2017 («ЖГУТ_V2»), № 2013611427 от 09.01.2013 («АКМ_ЖГУТ»). Экономическая целесообразность. Для приблизительной оценки общей трудоемкости создания изделия электромонтажа можно сложить усредненные трудоемкости для каждой отдельной операции. В таблице приведены наиболее трудоемкие процессы, а также итоговая оценочная сумма трудоемкости по всем операциям. 202

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

Оценка наиболее трудоемких процессов создания электрожгутов (в нормочасах) Производственный процесс Схемотехническое проектирование Разработка КД Разработка объемного монтажа Фрагментация цепей Изготовление жгута Всего

Трудоемкость выполнения Модель «как есть» Модель «как должно быть» 960 960 1481,8 1256 489,8 276 377,6 264 807,6 386,67 4345 3277 (–25 %)

Выводы. Высокая стоимость оборудования (более 500 тыс. евро), необходимость переобучения персонала и изменения информационных потоков между цехами не позволяет говорить о быстром и полном внедрении заявленных решений на конкретном производстве. Тем не менее, использование предложенных программных и технических средств позволит создать сквозной автоматизированный цикл проектирования, изготовления, контроля электрожгутов без ручного дублирования данных между этапами. Такой подход в конечном итоге позволит получить: – ускорение цикла проектирования и изготовления электромонтажа на четверть. – повышение качества изделия и снижение влияния человеческого фактора; – повышение производительности труда и конкурентоспособности предприятия на отечественном и мировом рынках; – минимальные технологические припуски при изготовлении, уменьшение общей массы электрожгутов. Таким образом, снижается общая масса бортовой РЭА, повышаются её удельные характеристики, снижается стоимость запуска готовых изделий в космос. Учитывая высочайшие требования к качеству бортовой РЭА, эти критерии являются ключевыми для повышения конкурентоспособности предприятия на отечественном и мировом рынках. На данный момент внедрены программы «ЖГУТ_V2» для этапа проектирования и «АКМ_ЖГУТ» для формирования файлов проверки для этапа контроля электрожгутов. Библиографические ссылки

1. Никитин А. С., Стрельчук Е. С., Фень А. М. Программный комплекс «Жгут_V2» для проектирования проводного монтажа в системе Altium Designer – SolidWorks // Радиопромышленность. 2017. № 3. С. 26–31. 2. Голубьев А. Концепция модернизации производства жгутов и внутриблочных соединений для изделий специального назначения // Вектор высоких технологий. 2013. № 2. 3. Кириллов П. «Поток» – реальный путь к модернизации жгутовых производств [Электронный ресурс]. URL: http://www.umpro.ru/index.php?page_id=17&art_id_1 =603&group _id_4=85 (дата обращения: 29.05.2018). 4. ТЕСТ-9110-VXI [Электронный ресурс]. URL: http://www.informtest.ru/produktsiya/ cable-test-system/test-9110-vxi/ (дата обращения: 29.06.2018). 5. ГОСТ 2.413–72 ЕСКД. Правила выполнения конструкторской документации изделий, изготовляемых с применением электрического монтажа. Введ. 01.07.73. М. : Стандартинформ, 2011. 28 с. © Никитин А. С., Бутин А. М., Дубровский Е. Ю., 2018

203

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 621.9.048.6:621.791 РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ НАПРАВЛЕНИЙ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СОПУТСТВУЮЩЕЙ ВИБРООБРАБОТКИ ПРИ СВАРКЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

И. В. Стрельников АО «Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина» Российская Федерация, 141402, Московская область, г. Химки, Ленинградская ул., 24 Е-mail: [email protected]

Вибрационная обработка, совмещенная с процессом дуговой сварки, является перспективным технологическим процессом, обеспечивающим уменьшение и перераспределение остаточных деформаций. Однако остается открытым вопрос влияния жесткости сварных соединений на эффективность вибрационной обработки, зависимость глубины проплавления от параметров виброобработки и т. д. Проведена комплексная оценка взаимосвязи частоты сопутствующей вибрационной обработки и жесткости сварного соединения на величину остаточной деформации (по загибу) и проплавляющую способность, а также дискретизацию проплава. Ключевые слова: процесс сварки с вибрацией, вибрационная обработка, дуговая сварка, остаточные деформации, переменная жесткость, глубина проплавления, сварочная ванна, частота вибрации. DEVELOPMENT OF THE PROMISING AREA OF VIBRATION PROCESSING COMBINED WITH WELDING ON SPACECRAFTS

I. V. Strelnikov Lavochkin Association 24, Leningradskaya Str., Khimki, Moscow region, 141402, Russian Federation Е-mail: [email protected]

Vibration processing combined with the use of welding is a progressive technological method that ensures the reduction and redistribution of residual deformations. However, the issue of rigidity influence on vibration treatment efficiency is not disclosed. Also, to identify regularity of the geometry formation on different distances from fastening is actual task. A complex assessment of relationship of the vibration welding process frequency and welded joint rigidity on bend value and welded joint design elements, depth of penetration capacity, length of the welding pool tail and the sampling of the root was made. Keywords: vibration welding process, vibration treatment, arc welding, residual deformations, welded joint design elements, variable rigidity, weld geometry, depth of penetration, welding pool, frequency. В условиях единичного и мелкосерийного производства уникальных конструкций космических аппаратов (КА) актуальным является изготовление высокоточных, с минимальными остаточными деформациями (ОД), а также с высокой размерной стабильностью во времени, а следовательно, и с максимально сниженным уровнем остаточных напряжений (ОН) рамных сварных конструкций (СК) (платформы, оптические «скамьи»).

204

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

Благодаря своей технологичности, универсальности и относительно невысокой стоимости широко применяемая при изготовлении сварных конструкций КА дуговая сварка сопровождается термодеформационными процессами в металле сварного шва и околошовной зоне, приводящими к возникновению поля ОН и ОД. Послесварочные искажения формы и размеров СК затрудняют процесс дальнейшей сборки, увеличивают припуски на механическую обработку, ухудшает восприятие видовых поверхностей и может приводить к браку. В то же время, концентраторы послесварочных ОН могут являться очагами зарождения трещин усталости, а также очагами коррозии. Кроме того, из-за механических или термических возмущений, происходит релаксация ОН, приводящая к нестабильности размеров и формы сварной конструкции (СК) во времени. Радикальным способом обеспечения заданных форм и размеров таких СК является их сборка и сварка в жёстких, точных кондукторах с последующей термической обработкой (ТО) в том же кондукторе. Однако стоимость используемых в настоящее время специальных материалов и фактически одноразовой специальной оснастки составляет заметную долю в общей стоимости высокоточной, высокостабильной СК КА. Следует отметить и такие недостатки ТО, как большие затраты энергии, ограничения размеров сварной конструкции размерами печи, возможное нежелательное изменение свойств материала сварной конструкции, а также значительные капитальные затраты на приобретение, монтаж и обслуживание оборудования [1; 2]. Поэтому целью данной работы является разработка перспективных направлений использования совмещенной с процессом сварки вибрационной обработки (ВО). Решаемыми задачами являются определение влияния параметров процесса (частота, амплитуда, время, направления колебаний), а также особенностей конструкции КА (жесткость, толщина сварного соединения и т. д.) на величины ОД и ОН, а также на механические свойства сварных соединений.

График зависимости процентного уменьшения величины загиба сварного соединения в зависимости от частот сопутствующей вибрационной обработки и расстояния от жесткой заделки

Были проведены исследования с применением алюминиевых пластин с толщинами 3 мм. Образец укладывался на опорную поверхность и жестко закреплялся на сборочном 205

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

приспособлении по одному краю. Приспособление монтировалось на электродинамическом вибрационном стенде ВЭДС-1500МК, оснащенном аппаратурой вибрационного автоматического контроля и сопровождения типа Базис-001. Образы сварного соединения выполняли путем наплавки валика по центру пластины вдоль длинной стороны от незакрепленного края к заделке. Сварка неплавящимся электродом в среде аргона производилась за один проход на источнике питания Форсаж 315, ток сварки составлял 90 А. Проведение ВО (вертикальные колебания) совместно с процессом сварки неплавящимся электродом позволило снизить ОД на 10…70 % от уровня деформаций при проведении сварки без ВО в зависимости от жесткости, т. е. расстояния от жесткой заделки (40, 60 и 80 мм). Увеличение частоты от 20 до 80 Гц приводит к уменьшению длины хвостовой части сварочной ванны и большей сосредоточенностью выделяющегося в дуге тепла, что свидетельствует о нарушении течения потоков расплавленного металла и быстром характере кристаллизации. Оптимальным для снижения ОД в СК рассмотренного типа являлся диапазон частот 40…60 Гц (см. рисунок). С увеличением частоты от 20 до 80 Гц усиление проплава увеличивается, а сам он становится более дискретным, распадаясь на отдельные элементы [3]. Таким образом, показана возможность внедрения перспективной технологии сопутствующей ВО для получения высокоточных, надежных и высокостабильных СК КА. Библиографические ссылки

1. Пономарев К. Е., Стрельников И. В. К вопросу применения вибрационной обработки сварных конструкций космических аппаратов для повышения точности и размерной стабильности. Обзор // Вестник НПО им. С. А. Лавочкина, 2017. № 4 (38). С. 89–95. 2. Пономарев К. Е., Стрельников И. В. К вопросу выбора экспериментального метода оценки остаточных напряжений в сварных конструкциях. Обзор // Сварка и диагностика, 2018. № 2. С. 29–34. 3. Стрельников И. В. Влияние сопутствующей вибрационной обработки на остаточную деформацию и геометрию сварных соединений переменной жесткости // Сварка и диагностика, 2018. № 3. С. 24–29. © Стрельников И. В., 2018

206

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

УДК 531 ИЗУЧЕНИЕ ЗОНЫ НАКОПЛЕНИЯ ПОВРЕЖДЕНИЙ ВБЛИЗИ ВЕРШИНЫ ТРЕЩИНЫ КОНСТРУКЦИИ: ПРИМЕНЕНИЕ КОНЕЧНО-ЭЛЕМЕНТНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПРОЦЕДУРЫ ПОЛЬЗОВАТЕЛЬСКОГО ЗАДАНИЯ МАТЕРИАЛА

В. А. Туркова Самарский национальный исследовательский университет имени академика С. П. Королева Российская Федерация, 443086, г. Самара, ул. Московское шоссе, 34 Е-mail: [email protected]

В настоящее время ощущается нехватка возможности точного предсказания повреждения материала и, как следствие, отказа конструкции из такого материала, а также прогрессивного анализа поврежденности. Эффективное проектирование сложной структуры (агрегата, элемента конструкции) зависит от развития точных аналитических и числовых моделей. Особенно важным для этого является полное понимание механизмов развития повреждений и их взаимодействий между собой. Инженер должен иметь возможность предсказать надежность и выносливость будущего структурного элемента или целой конструкции. Однако численное моделирование таких материалов представляет некоторую сложность. Необходима возможность сочетания модели материала с законом накопления повреждений. Представлена модель поврежденности, основанная на механике повреждения сплошных сред. Модель материала добавляется в расчет в виде пользовательской подпрограммы (UMAT) в коммерческом конечно-элементном пакете Simulia ABAQUS. Ключевые слова: механика поврежденности, тензорная мера поврежденности, пользовательская процедура UMAT, зоны накопления поверждений ACTIVE DAMAGE ACCUMULATION ZONES NEAR THE CRACK TIP: APPLICATION OF FINITE ELEMENT METHOD WITH SUBROUTINE UMAT

V. A. Turkova Korolev Samara National Research University 34, Moscovskoe shosse, Samara, 443086, Russian Federation E-mail: [email protected]

Nowadays the damage and failure of the material are of critical interest to designers of engineering structures, especially in aircraft and spacecraft industry. As there is a lack of methods for accurate failure prediction and damage analysis. Especially for early stages of the design process, a quick way of estimating material behavior is needed. There is a need for a material model coupled with a damage evolution law. In the paper a damage model, based on continuum damage mechanics, is presented. The material law is implemented computationally as a user defined subroutine (UMAT) in a commercially available FEM package Simulia Abaqus. The active damage accumulation zones in the vicinity of the crack tip for a wide class of cracked specimens are analyzed. Distribution of each damage component is given. Keywords: damage analysis, continuum damage mechanics, subroutine UMAT, damage accumulation zones 207

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Элементы реальных конструкций испытывают воздействие различных температур и нагрузок, протяженное во времени. Материал конструкций может включать поры, несплошности, чужеродные вкрапления, мелкие пузырьки воздуха – все это влияет на прочность конструкции и особенности ее функционирования под нагрузкой. В связи с тем, что доля слоистых композитов, укрепленных волокнами, среди конструкционных материалов авиационной и космической промышленности быстро увеличивается, ощущается нехватка возможности точного предсказания повреждения и, как следствие, отказа конструкции из такого материала, а также прогрессивного анализа поврежденности данного материала. Поэтому в настоящее время актуальной задачей механики деформируемого твердого тела является компьютерное имитационное моделирование процессов нелинейного деформирования и разрушения твердых тел под нагрузкой с учетом процессов накопления рассеянных повреждений. Процесс накопления повреждений в твердых телах может быть описан с помощью введения скалярной или тензорной меры поврежденности. В самом простом варианте, поврежденность можно описать скаляром 1    0 [1]. В начальном состоянии при отсутствии поврежденности  = 1, с течением времени функция  убывает. Функцию  можно интерпретировать как сплошность. В 1959 году Ю. Н. Работнов ввел функцию   0 , равную нулю в начальном состоянии, и единице – в момент разрушения [2]. Данную функцию можно принять за меру охрупчивания. Функцию  естественно назвать поврежденностью, и считать, что  = 1 – . Величина  может быть интерпретирована, как относительная площадь поперечного  сечения, занятая трещинами. Предполагается, что скорость изменения данного параметра  зависит от напряжения и от . Такое предположение позволяет считать  одним из струк есть степенная функция оттурных параметров. Простейшая гипотеза предполагает, что  ношения  (1  ) . Данное отношение может быть истолковано как среднее напряжение на площади поперечного сечения, свободной от трещин. После работ Л. М. Качанова и Ю. Н. Работнова континуальная механика поврежденности двигалась по пути усложнения эволюционных уравнений, отражения анизотропии, решения краевых задач в связках «упругость–поврежденность», «пластичность– поврежденность». Существующие модели поврежденности для изотропных материалов были обобщены для анизотропных линейно-упругих материалов, таких как бетон, горные породы. Для учета эффектов анизотропии был предложен целый ряд математических моделей, одна их которых – модель для боросиликатного стекла, основанная на введении тензорной меры поврежденности – представляет интерес для нашего исследования, так как данную модель материала можно описать и реализовать в КЭ-пакете Simulia ABAQUS, при помощи процедуры подключения пользовательского материала UMAT (User Material). Определяющие соотношения материала:   1   1    2  2 D11  C1  C2          2  2 D22  C1  C2   2   2     C1  D11  D22    3   3     C1  D11  D33    C1  D22  D33    2  2 D33  C1  C2      ,  0 0 0  12      12  23     23  0 0 0 0       0 0 0 0 0    31   31  

 0 i  th   i  th T  Dii   th  i  c ,  T   T     th  c  1 i   c  208

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

где ij – компоненты тензора напряжений;  kl – компоненты тензора деформаций; Dii – e d компоненты тензора поврежденности; Kijkl T  , Kijkl T  – компоненты обратного тензора

к тензору упругих модулей четвертого ранга; th kl – деформации, обусловленные температурными напряжениями [3–6]. Процедура UMAT для материала с поврежденностью была реализована для простой конструкции: упругой пластины с трещиной. Результаты анализа расчетов напряженного состояния конструкции с использованием UMAT и без, показали, что значения напряжений и картина их распределения зависят от учета поврежденности в модели материала и различаются (см. рисунок).

Эквивалентные напряжения в модели: слева – без UMAT; справа – с UMAT

Полученные на настоящий момент результаты показывают, что с помощью инкорпорирования параметра поврежденности в определяющие соотношения материала можно уточнить результаты расчетов напряженно-деформированного состояния конструкции. Библиографические ссылки

1. Качанов Л. М. О времени разрушения в условиях ползучести // Изв. АН СССР. ОТН., 1958. С. 26–31. 2. Работнов Ю. Н. О механизме длительного разрушения// Вопросы прочности материалов и конструкций. М. : Изд-во АН СССР, 1959. С. 5–7. 3. Sun X., Khaleel M. Modeling of glass fracture damage using continuum damage mechanics – static spherical indentation // Int. J. of Damage Mechanics. 2004. № 13(3). С. 263–285. 4. Modeling of thermal shock-induced damage in a borosilicate glass / M. Dubé, V. Doquet, A. Constantinescu и др. // Mechanics of Materials. 2010. № 42. С. 863–872. 5. Experimental and numerical study of crack healing in a nuclear glass / V. Doquet, N. Ben Ali, E. Chabert и др. // Mechanics of Materials. 2015. № 80. С. 145–162. 6. Fracture of a borosilicate glass under triaxial tension / V. Doquet, N. Ben Ali, A. Constantinescu и др.// Mechanics of Materials. 2013. № 57. С. 15–29. © Туркова В. А., 2018

209

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК 621.45 АНАЛИЗ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ, ИЗГОТОВЛЕННЫХ МЕТОДОМ ПОРОШКОВОГО ПРОТОТИПИРОВАНИЯ

Е. С. Ушакова, К. Ю. Арефьев, А. Р. Полянский Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана (национальный исследовательский университет) Российская Федерация, 105005, г. Москва, 2-я Бауманская ул., 5 Е-mail: [email protected]

Актуальной проблемой является повышение технологичности производства элементов ракетно-космической техники, которую возможно решить путем применения технологии порошкового прототипирования. Предложенные математическая модель и методика выполнения расчетов позволяют прогнозировать теплопрочностное состояние элементов конструкции, изготовленных методом 3D-прототипирования. Разработанная программа позволяет определить число образцов, необходимое для получения полного представления о зависимости предела прочности материала детали от параметров спекания и состава порошка при 3D-прототипировании. Ключевые слова: 3D-прототипироване, коэффициент запаса, теплопрочностные характеристики, планирование испытаний. PROTOTYPED ELEMENTS PERFORMANCE ANALYSIS OF ROCKET-SPACE EQUIPMENT

E. S. Ushakova, K. Yu. Arefyev, А. R. Pol’anskiy Bauman Bauman Moscow State Technical University (National Research University) 5, 2-a Baumanskaya Str., Moscow, 105005, Russian Federation E-mail: [email protected]

An actual problem is the increase of rocket and space production manufacturability which can be solved by using technology of powder prototyping. The proposed mathematical model and methodology for performing calculations allow to predict heat-strength state of structural elements manufactured by 3D prototyping. The developed program allows to determine the number of samples necessary to obtain a complete dependence picture of work piece material tensile strength material on sintering parameters and powder composition by 3D prototyping. Keywords: 3D prototyping, safety factor, thermal-strength characteristics, test planning. В отличие от существующих технологий использование в производстве порошкового прототипирования минимизирует последующую механическую обработку деталей и снимает ограничения сложности формы получаемой детали, что существенно расширяет технологические возможности производства ракетно-космической техники [1]. Но использование метода лазерного спекания порошков связано с проблемами образования пористости и снижения прочности металлических деталей, что объясняется влиянием совокупности множества факторов: состав и дисперсность компонентов металлического порошка, скорость подачи, расстояние выведения и мощность лазера при спекании, ориентация детали и направление 210

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

спекания, высота уровня порошка, нанесенного на специальное основание перед спеканием и т. д. Вследствие снижения прочности важным этапом при внедрении технологии 3D-прототипирования является разработка методов прогнозирования прочностных характеристик изготавливаемых элементов конструкции в условиях воздействия механических и температурных нагрузок с помощью программных комплексов, дополненных аналитическими методиками и уточняющими коэффициентами, учитывающими особенности технологии, в частности снижение предела прочности материала прототипированной детали. Определение значений коэффициентов и оценка влияния состава порошка и различных режимных параметров спекания на основные физико-механические свойства прототипированных деталей осуществляется путём проведения прочностных испытаний. В связи с многообразием параметров, влияющих на качество прототипированных деталей и многовариантностью возможной последовательности проведения испытаний, существуют сложности в планировании и определении необходимого объема испытаний и числа опытных образцов. Для решения данной задачи требуется разработка специальной программы, позволяющей реализовывать подсчёт количества образцов, необходимого и достаточного для получения полного представления о влиянии того или иного исследуемого параметра в результате проведения экспериментов. Рассмотренная методика оценки теплопрочностных характеристик в элементах конструкции ракетно-космической техники основана на определении напряжений путем численного моделирования с применением 3D-модели детали. Основным критерием прочности является коэффициент запаса. Предлагается учитывать снижение предела прочности в связи с пористостью материала детали с помощью коэффициента n, который зависит от множества факторов и определяется опытным путём. Была проведена апробация методики расчета теплопрочностных характеристик деталей на примере силового корпуса, входящего в состав соплового блока ракетного двигателя твёрдого топлива (РДТТ) [2]. Тепловой расчет выполнен с допущением отсутствия поперечной неравномерности теплопередачи газа к внутренней поверхности сопла и распределения тепла внутри материала стенок. По результатам термодинамического расчета при заданном значении давления в камере сгорания получено распределение коэффициентов теплоотдачи по длине проточной части силового каркаса соплового блока РДТТ. Было установлено, что коэффициент запаса прочности при постоянном давлении в камере сгорания и повышении температуры материала имеет убывающий, что обусловлено снижением предела прочности. Для оценки полученных результатов расчета на прочность и анализа скорости прогрева областей конструкции с минимальным значением запаса прочности смоделирован процесс теплообмена в сопле при взаимодействии его элементов с тепловыми потоками для коэффициента теплоотдачи, вычисленного при различных значениях давления в камере сгорания, таким образом определен температурный режим конструкции. Для экспериментального определения значения коэффициента качества прототипирования n была создана программа расчёта необходимого количества образцов при проведении испытаний на прочность. Данная программа разработана в среде Delphi и предназначена для определения количества опытных образцов в зависимости от числа исследуемых параметров и условий проведения испытаний на прочность. Она позволяет проводить исследования как в широком диапазоне значений рассматриваемых параметров, так и для выборочных значений, которые пользователь может определить как оптимальные по результатам проведения промежуточных испытаний (рис. 1). Алгоритм расчета учитывает рост числа образцов в геометрической прогрессии в зависимости от числа исследуемых параметров. Программа дополнительно определяет количество образцов, необходимых для проведения испытаний на прочность при различных температурах – термических испытаний, а также для проведения испытаний согласно ГОСТ 1497–84. 211

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

а

б

Активное изображение основного окна (а) и отображение генерируемых пользователем подобластей (б) программы «Испытания на прочность»

Определение вида функциональной зависимости параметра спекания или свойства металлического порошка на качество материала (в том числе предела прочности, шероховатости поверхности прототипированной детали и т. д.) возможно при проведении ограниченного числа испытаний c использованием аппроксимированных экспериментальных данных [3; 4]. Характер экспериментальных зависимостей (предела прочности образцов от мощности, скорости подачи, расстояния выведения лазера и высоты уровня порошка, нанесенного на специальное основание, при спекании), полученный в результате аппроксимации, с учетом влияния состава и свойств порошка может быть использован для доопределения геометрического места точек кривых, проходящих через конечное число экспериментально определенных значений. Разработанная программа по подсчёту количества образцов позволяет в зависимости от спектра исследуемых параметров спекания, влияющих на качество протоипированных изделий, и условий проведения эксперимента определить число образцов, необходимое и достаточное для получения полного представления о зависимости предела прочности материала детали от параметров спекания и состава порошка. Библиографические ссылки

1. Ушакова Е. С., Арефьев К. Ю., Полянский А. Р. Моделирование теплопрочностных характеристик элементов конструкции ракетного двигателя твердого топлива, изготовленных методом прототипирования // Изв. высш. учеб. завед. Машиностроение. 2018. №. 4 (697). 2. Ягодников Д. А., Ирьянов Н. Я. Ракетные двигательные установки. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012. 84 с. 3. Структура и механические свойства образцов из нержавеющей стали, полученных методом селективного спекания / Л. А. Галимова, В. В. Атрощенко, В. В. Чуракова и др. // Вестник Башкир. ун-та: математика и механика. 2016. № 2. С. 258–263. 4. Hendrickson J. W. Use of Direct Metal Laser Sintering for Tooling in High Volume Production. USU Library, Logan, Utah, 2015. 35 p. © Ушакова Е. С., Арефьев К. Ю., Полянский А. Р., 2018

212

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

УДК 629.78:621.791:681.3 МАЛОГАБАРИТНАЯ КАМЕРНАЯ ГОЛОВКА ЗАКРЫТОГО ТИПА ДЛЯ ОРБИТАЛЬНОЙ СВАРКИ СТАЛЬНЫХ ТРУБОПРОВОДОВ ДИАМЕТРАМИ 14-18 ММ В СТЕСНЕННЫХ МОНТАЖНЫХ УСЛОВИЯХ

С. А. Чичков ФГУП «Научно-производственное объединение «Техномаш» (ФГУП «НПО «Техномаш») Российская Федерация, 127018, г. Москва, 3-й проезд Марьиной Рощи, 40 Е-mail: [email protected]

Изложены результаты конструирования опытного образца оборудования (сварочной головки) для орбитальной сварки пневмогидросистем малых диаметров в атмосфере защитного газа в особо стесненных монтажных условиях, разработанной для обеспечения производства новейших космических аппаратов. Кратко представлена ее конструкция и отличие от существующих аналогов. Ключевые слова: автоматическая аргонодуговая сварка, современное сварочное оборудование, орбитальная сварка, камерные сварочные головки закрытого типа, малогабаритные сварочные головки, сварка стальных трубопроводов малого диаметра. COMPACT CLOSE CHAMBER WELDHEAD FOR ORBITAL WELDING OF STEEL PIPELINES WITH DIAMETERS OF 14-18 MM IN CRAMPED INSTALLATION CONDITIONS

S. A. Chichkov FSUE “Scientific-Production Association “Technomash” 40, Maryina Roscha 3rd passage, Moscow, 127018, Russian Federation Е-mail: [email protected]

The report presents the results of the development of prototype of equipment (close type weldhead) for orbital welding of small-diameter pneumatic and hydraulic systems in the atmosphere of shielding gas in a particularly cramped installation conditions proposed for the production of newest spacecraft. Keywords: automatic argon arc welding, modern welding equipment, orbital welding, chamber welding heads of closed type, small welding heads, welding of steel pipelines of small diameter. В настоящее время орбитальная сварка в атмосфере защитного газа является самым надежным способом получения неразъемных соединений трубопроводов пневмогидросистем различного, в том числе и космического, назначения. Эта технология сочетает в себе проверенный временем физический принцип и автоматизированное управление множеством параметров, влияющих на качество сварного шва, что подразумевает минимальное вмешательство человека в процесс и позволяет добиться минимальной дефектности и максимальной повторяемости качественного результата [1]. Для производства новых образцов космической техники (например, пилотируемый корабль нового поколения), предполагающей разветвленную систему трубопроводов малого диаметра, необходима разработка нового технологического оборудования, которое обеспечивает особо качественную сварку частей пневмогидросистем в условиях ограниченной доступности стыков и плотной компоновки. 213

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Для решения подобной задачи в отделении сварки и пайки ФГУП «НПО «Техномаш» разработан опытный образец малогабаритной сварочной головки камерного типа новой конструкции. На производстве запланирована сварка неповоротных монтажных стыков трубопроводов (МСТ) из стали толщиной стенки 1–2 мм с подкладным кольцом (рис. 1) [2]. Технические характеристики головки для сварки трубопроводов диаметром до 18 мм представлены в таблице.

Рис. 1. Образец сварного соединения Технические характеристики опытного образца малогабаритной камерной сварочной головки Наружный диаметр свариваемого стыкового соединения, мм Установочная база, мм Требование по прямолинейному участку после стыка, мм Радиус камеры в зоне стыка, мм Высота камеры в зоне стыка, мм Диаметр вольфрамового электрода, мм Скорость сварки, м/ч Максимальный сварочный ток в импульсе, А Коллекторный токо- и газоподвод Программное управление Защитная среда Охлаждение Тип привода вращения Габариты, мм Масса, кг

до 18 16 2,4 30 20 1,0; 1,6 до 30 150 есть есть аргон воздушное + аргон шаговый двигатель 143×60×29 0,5

Общий вид устройства показан на рис. 2. Как видно по рис. 2 и таблице, по таким конструктивным параметрам, как общая длина головки, вес, общая высота сварочной камеры, а также участок от оси электрода до керамических накладок, т. е. края камеры (3 мм) головка не имеет доступных аналогов по компактности. Головка состоит из корпуса клещевого типа (1), разъемной камеры (2), регулируемой рычажной системы зажима (3). К корпусу подведен единый шланг-пакет, соединяющий трубки и кабели (подача защитного газа (аргона), сварочного тока, питание и управление приводом вращения (4). Габариты сварочной головки минимальны и составляют (для модели, разработанной для сварки трубопроводов диаметром 14–18 мм) 143×60×29 мм, габариты сварочной камеры – 60×59×20 мм (рис. 3). Вес составляет всего 0,5 кг. Все это делает ее одной из самых компактных и легких сварочных головок. За рубежом существует только пара аналогов, близких по габаритным характеристикам. Конструкция головки разработана по принципу «сварочные клещи»: камера и корпус состоят их двух половин. Для того чтобы установить головку на трубу необходимо надавить 214

Секция 6. «РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ …»

на подвижную половинку корпуса и, раскрыв камеру, зафиксировать закрытие рычагом. Это отличается от наиболее распространённой в мире конструкции камерных головок, разработанных по принципу распашной камеры с откидной половиной на шарнире, которая вручную открывается и закрывается подпружиненным замком. Во время сварки детали камеры нагреваются, поэтому вручную открыть ее может быть затруднительно. В рассматриваемой конструкции эта проблема решена.

a

б

Рис. 2. Эскиз малогабаритной камерной сварочной головки с габаритными размерами в закрытом (а) и открытом (б) состоянии

Разъемная камера (рис. 4) состоит из металлического основания (1); сменного вкладыша для фиксации на трубопроводе (2); разъемного корпуса камеры, выполненного из современного изолирующего термостойкого пластика (3); разъемной токопроводящей планшайбы (4); вольфрамового электрода (5); червяка, вращающего планшайбу (6); токогазоподвода (7) – разъемной детали, которая выполняет роль направляющей вращения планшайбы, газоподвода и токоподвода одновременно; упоров, предотвращающих смещение половин камеры относительно друг друга (8) и съемных керамических пластин (9), закрывающих камеру сверху. Некоторые решения не имеют аналогов в подобных устройствах. Как следует из типа данной сварочной головки, она имеет коллекторный токогазоподвод [3]. Сварочная камера сконструирована таким образом, что все необходимые кабели и трубки собираются в единый шланг-пакет и проходят внутри ее корпуса. Одна из особенностей данной конструкции в том, что для крепления планшайбы к токогазоподводу используются магниты, что позволяет легко извлечь эти детали для обслуживания, осмотра, регулировки или замены. Магниты, запрессованные в токогазоподвод, позволяют добиться постоянного усилия прижатия планшайбы к нему, обеспечивая замкнутость внутреннего коллектора защитного газа и постоянство электрического контакта при вращении, позволяя при необходимости снять саму деталь. 215

«ОРБИТА МОЛОДЁЖИ» И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РОССИЙСКОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рис. 3. Модель малогабаритной камерной сварочной головки

Рис. 4. Конструкция разъемной сварочной камеры

Закрывающие керамические пластины (9) удерживаются на магнитах, запрессованных в неподвижный изолирующий корпус камеры, что препятствует их вращению вместе с планшайбой. При этом через пластины невозможен электрический пробой с планшайбы на окружающие головку металлические поверхности, поэтому головку возможно устанавливать практически вплотную к стенкам и изгибам труб. После установки головки на трубу можно снять керамические пластины, осмотреть зону сварки, проверить совпадение электрода и линии стыка, и при необходимости отрегулировать зазор между электродом и трубопроводом. Приводной червяк, вращающий планшайбу, располагается внутри стенки корпуса одной из половин камеры таким образом, что не требует нарушения равномерного закругления стенок камеры, и совершенно незаметен снаружи. Сменные вкладыши, изготавливаемые для конкретного диаметра труб, имеют кольцевые щели, при деформации которых достигается закрепление головки на участке трубы. Управление процессом сварки осуществляется аппаратурой управления в автоматическом режиме, что позволяет программировать и воспроизводить необходимый режим со стабильным качеством сварного шва. Поданы патентные заявки на ключевые конструкторские решения. В настоящее время сварочная головка проходит испытания, планируется рассмотреть возможность ее внедрения на предприятиях отрасли. Библиографические ссылки

1. Кулик В. И. и др. Орбитальная дуговая сварка трубопроводов // Сварочное производство. 1992. № 10. С. 10–13. 2. Чичков С. А., Кулик В. И. Новое поколение малогабаритных камерных головок закрытого типа для орбитальной сварки стальных трубопроводов диаметрами 14–18 мм в стесненных монтажных условиях // Вестник ФГУП «НПО «Техномаш» 2018. № 6. С. 14–17. 3. Сварка. Резка. Контроль : справ. В 2 т. / под общ. ред. Н. П. Алешина, Г. Г. Чернышева. М. : Машиностроение, 2004. © Чичков С. А., 2018

216