Kos tit 02 2017 by romannoskov20021

К О С М И Ч Е С К А Я 2(17) ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

2017 апрель–июнь

Научно-технический журнал Журнал выходит ежеквартально

Выпускается с 2013 г.

Главный редактор академик РАН Микрин Е.А.

Заместители главного редактора член-корр. РАН Соловьев В.А., дтн, профессор Синявский В.В. Редакционная коллегия

Дфмн Алексеев А.К., член-корр. РАН Алифанов О.М., академик РАН Анфимов Н.А., дтн, профессор Беляев М.Ю., дтн, профессор Борзых С.В., академик РАН Зеленый Л.М., дтн, профессор Зубов Н.Е., академик РАН Коротеев А.А., член-корр. РАН Кудрявцев Н.Н., дтн Любинский В.Е., дтн Михайлов М.В., дмн Мухамедиева Л.Н., академик РАН Пешехонов В.Г., дтн Платонов В.Н., академик РАН Попов Г.А., дтн, профессор Рачук В.С., дтн, профессор Салмин В.В., дтн, профессор Сапожников С.Б., дтн, профессор Соколов Б.А., дтн Сорокин И.В., дтн Улыбышев Ю.П., академик РАН Федоров И.Б., дтн, профессор Филин В.М., дтн, профессор Чванов В.К., дтн, профессор Ярыгин В.И.

Содержание инновационные технологии в аэрокоСмичеСкой деятельноСти

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 2. Создание и эксплуатация Международной космической станции ........................................................................................................................................................................... 5 аэродинамика и процеССы теплообмена летательных аппаратов

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В., Пономарев Н.Б., Пономарев А.А. Экспериментальные исследования акустических воздействий струй посадочной двигательной установки на возвращаемый аппарат пилотируемого транспортного корабля ......................... ..... 29 Ганиев Ю.Х., Гобызов О.А., Ложкин Ю.А., Рабецкий А.С., Рябов М.Н., Филиппов С.Е., Шманенков В.Н. Исследование сверхзвукового обтекания плоской пластины с расположенными на ней преградами методом люминесцентных преобразователей давления ................................................................................ 41 проектирование, конСтрукция и производСтво летательных аппаратов

Миронов В.В., Толкач М.А. Модели метеороидной среды в околоземном космическом пространстве и определение плотности потока метеороидов ....................................................................................................................... 49 прочноСть и тепловые режимы летательных аппаратов

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Нагружение и прочность конструкций транспортного космического корабля при воздействии отсечки тяги двигателя третьей ступени ракеты-носителя ................................................................................................................................................................................ 63 Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М. Двухфазный контур системы обеспечения теплового режима научно-энергетического модуля. Численное моделирование гидравлических характеристик ................. 80 наземные комплекСы, Стартовое оборудование, экСплуатация летательных аппаратов

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В. Методология летно-испытательной деятельности космонавтов при создании пилотируемого транспортного корабля ................................................................................. 90

Свечкин В.П., Савельев А.А., Соколова С.П., Бороздина О.В. Терморегулирующее покрытие К-208Ср. Технология получения, свойства и их изменения в процессе эксплуатации при воздействии факторов космического пространства ...................................................................................................................................... ..... 99 контроль и иСпытание летательных аппаратов и их СиСтем

Белоногов Г.В., Воробьев Ю.А., Гукало А.А., Магжанов Р.М., Соколова С.П., Цыганков О.С. Первый опыт очистки внешней поверхности остекления иллюминатора космического пилотируемого аппарата .................................................................................................................................................................. ... 108

Журнал является рецензируемым изданием •              с точкой зрения авторов статей •          ы •        щ •          ы на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна •            статей не взимается

Учредитель ОАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва» Журнал зарегистрирован в Федеральной службе по надзору в сфере связей и массовых коммуникаций. Свидетельство ПИ №ФС 77-53991 от 8 мая 2013 г. © ОАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва» Журнал «Космическая техника и технологии» включен в РИНЦ согласно договору с НЭБ № 315-05/2014 от 20.05.2014 г.

Электронную версию журнала «Космическая техника и технологии» можно найти на сайте http://www.energia.ru/ktt/index.html

SPACE ENGINEERING 2(17) 2017

A N D T E C H N O LO G Y

April – June

Scientific and Technical Journal Published quarterly

Published since 2013

Editor-in-chief RAS academician Mikrin E.A.

Deputy Editors-in-chief RAS Corresponding member Soloviev V.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sinyavskiy V.V. Editorial Advisory Board

Dr.Sci.(Phys.-Math.) Alekseev A.K., RAS Corr. member Alifanov O.M., RAS academician Animov N.A., Dr.Sci. (Eng.), Professor Belyaev M.Yu., Dr.Sci.(Eng.), Professor Borzykh S.V., RAS academician Zeleny L.M., Dr.Sci. (Eng.), Professor Zubov N.Ye., RAS academician Koroteev А.А., RAS Corr. member Kudryavtsev N.N., Dr.Sci. (Eng.) Lyubinskiy V.E., Dr.Sci.(Eng.) Mikhaylov M.V., Dr.Sci.(Med.) Mukhamedieva L.N., RAS academician Peshekhonov V.G., Dr.Sci.(Eng.) Platonov V.N., RAS academician Popov G.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Rachuk V.S., Dr.Sci.(Eng.), Professor Salmin V.V., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sapozhnikov S.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sokolov B.A., Dr.Sci.(Eng.) Sorokin I.V., Dr.Sci.(Eng.) Ulybyshev Yu.P., RAS academician Fedorov I.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Filin V.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Chvanov V.K., Dr.Sci.(Eng.), Professor Yarygin V.I.

CONTENTS INNOvaTIvE TEChNOlOgIES IN aErOSpaCE aCTIvITIES Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. International cooperation in the sphere of manned lights. Part 2. Development and operation of the International Space Station ................... ....... 5 FlyINg vEhIClES aErOdyNamICS aNd hEaT ExChaNgE prOCESSES Arkhipov A.B., Bryukhanov N.A., Dementyev V.K., Dyadkin A.A., Komarov V.V., Ponomarev N.B., Ponomarev A.A. Experimental studies of acoustic efects of propulsive landing system jets on reentry vehicle of crew transportation spacecraft .................................................................................................................................................. 29 Ganiev Yu.Kh., Gobyzov O.A., Lozhkin Yu.A., Rabetskiy A.S., Ryabov M.N., Filippov S.E., Shmanenkov V.N. A study of the supersonic low ield around a lat plate with obstructions using the method of luminescent pressure transducers ............................................................................................................................................... 41 FlyINg vEhIClES ENgINEErINg, dESIgN aNd maNuFaCTurINg Mironov V.V., Tolkach M.A. Models of meteoroid environment in near-Earth space and determination of the meteoroid lux density ............................................................................................................................................................ 49 FlyINg vEhIClES STrENgTh aNd ThErmal ENvIrONmENTS Bezmozgiy I.M., Bobylev S.S., Soinskiy A.N., Chernyagin A.G. The efect of thrust cut-of of the third stage of the launch vehicle on the loading and strength of the transport cargo vehicle structure ...................................... 63 Basov A.A., Leksin M.A., Prokhorov Yu.M. A two-phase loop of thermal control system of science-power module. Numerical simulation of hydraulic characteristics ...................................................................................................... 80 grOuNd FaCIlITIES, lauNChINg EquIpmENT, OpEraTION OF FlyINg vEhIClES Kaleri A.Yu., Kukin O.N., Serov M.V. Methodology of cosmonauts light-testing activities in the course of manned transportation spacecraft development ........................................................................................................................ 90

Svechkin V.P., Savelyev A.A., Sokolova S.P., Borozdina O.V. Thermal control coating K-208Cp. Technology, properties and their changes in the operation process under the efect of space factors ................................ 99 ChECkINg aNd TESTINg FlyINg vEhIClES aNd ThEIr SySTEmS Belonogov G.V., Vorobyev Yu.А., Gukalo А.А., Magzhanov R.М., Sokolova S.P., Tsygankov O.S. First experience to clean the external surface of the spacecraft window panel ................................................................... ... 108

The journal is a peer-reviewed publication •   the editorial opinion does not always coincide  with the viewpoints of the contributors •   the journal does not contain any advertising •   manuscripts are not returned •   no  material  can  be  reprinted  without  a reference to the SPACE ENGINEERING AND TECHNOLOGY journal •   postgraduate  students  are  not  charged  for  the publication of their papers

Founder S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia The journal is registered with the Russian Federal Surveillance Service for Mass Media and Communications. Certiicate ПИ №ФС 77-53991 dated May 8, 2013. © S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia The Space Engineering and Technology journal is included in the Russian Science Citation Index in accordance with the contract with SEL (Scientiic Electronic Library) No. 315-05/2014 dated May 20, 2014.

The electronic version of our journal Space Engineering and Technology can be found at http://www.energia.ru/ktt/index.html

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

УДК 629.78:341.232.5

международное СотрудничеСтво в Сфере пилотируемых полетов. чаСть 2. Создание и экСплуатация международной коСмичеСкой Станции © 2017 г. деречин а.г., жарова л.н., Синявский в.в., Солнцев в.л., Сорокин и.в. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Обсуждаются вопросы международного сотрудничества при создании и эксплуатации Российского сегмента Международной космической станции (РС МКС). Рассматриваются история проекта и структура совместных органов управления. Рассказывается о решении международно-правовых вопросов, включая проблемы собственности и распределения ресурсов в контексте сложностей финансирования отечественной пилотируемой программы в 1990-е и начале 2000-х гг. Описан ход выполнения программы, отмечается, что Россией выполняются все принятые на себя международные обязательства. Подчеркивается роль РКК «Энергия» в обеспечении доставки экипажей и грузов на МКС после прекращения полетов транспортных кораблей США — Space Shuttle. Показаны результаты сотрудничества и примеры взаимовыручки партнеров, трудности формирования сегментов и договоренности о продлении функционирования МКС. Дан краткий анализ научных программ, выполненных совместно с зарубежными коллегами. Ключевые слова: пилотируемая космонавтика, международное сотрудничество, Международная космическая станция, МКС, Российский сегмент, научные эксперименты, международно-правовые вопросы, финансирование программы МКС.

INTErNaTIONal COOpEraTION IN ThE SphErE OF maNNEd FlIghTS. parT 2. dEvElOpmENT aNd OpEraTION OF ThE INTErNaTIONal SpaCE STaTION derechin a.g., Zharova l.N., Sinyavskiy v.v., Solntsev v.l., Sorokin I.v. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow reg., 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru Problems of the international cooperation during development and operation of the Russian Segment (RS) of the International Space Station (ISS) are discussed. Consideration is given to the history of the project and the structure of the joint management bodies. The solution of international legal matters including property and resource allocation issues in the context of the difficulties in financing the national manned space program in the nineties and in the early 2000s is addressed. The progress of the program implementation is described, it is noted that Russia fulills all international obligations incurred. The role of RSC Energia in providing delivery of the crews and cargoes to the ISS upon termination of the U.S. Space Shuttle lights is emphasized. The results of cooperation and the examples of mutual assistance of the partners, difficulties of generating segments and agreements on extension of the ISS operation are shown. Science programs fulfilled jointly with foreign colleagues are summarized. Key words: manned cosmonautics, international cooperation, the International Space Station, the ISS, the Russian Segment, scientific experiments, international legal matters, financing of the ISS program.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

деречин а.г.

жарова л.н.

СинявСкий в.в.

Солнцев в.л.

Сорокин и.в.

ДЕРЕЧИН Александр Гдальевич — кандидат технических наук, заместитель генерального директора РКК «Энергия» по развитию бизнеса и международной деятельности, e-mail: alexander.derechin@rsce.ru DERECHIN Alexander Gdalyevich — Candidate of Science (Engineering), Deputy General Director, Business Development and International Activities of RSC Energia, e-mail: alexander.derechin@rsce.ru ЖАРОВА Людмила Николаевна — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: lioudmila.jarova@rsce.ru ZHAROvA Liudmila Nikolaevna — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: lioudmila.jarova@rsce.ru СИНЯВСКИЙ Виктор Васильевич — доктор технических наук, профессор, научный консультант РКК «Энергия», e-mail: viktor.sinyavsky@rsce.ru SINYAvSKIY viktor vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Scientiic consultant at RSC Energia, e-mail: viktor.sinyavsky@rsce.ru СОЛНЦЕВ Владимир Львович — Генеральный директор РКК «Энергия», e-mail: vsolntsev@rsce.ru SOLNTSEv vladimir Lvovich — General Director of RSC Energia, e-mail: vsolntsev@rsce.ru СОРОКИН Игорь Викторович — доктор технических наук, заместитель руководителя НТЦ РКК «Энергия», e-mail: igor.v.sorokin@rsce.ru SOROKIN Igor viktorovich — Doctor of Science (Engineering), Deputy Head of STC at RSC Energia, e-mail: igor.v.sorokin@rsce.ru введение В первой части настоящей статьи, опубликованной в журнале «Космическая техника и технологии» [1], рассмотрены история, особенности и основные результаты международного сотрудничества в сфере пилотируемых космических полетов, начиная с проекта «Аполлон–Союз», орбитальных станций (ОС) «Салют» и заканчивая беспрецедентной 15-летней международной программой работ и исследований на российском пилотируемом орбитальном комплексе «Мир». В программах «Мир–Shuttle» и «Мир– NASA» были выработаны основные принципы организации крупномасштабных международных проектов в космосе и использования опыта реализации этих программ при разработке и обеспечении эксплуатации Международной космической станции (МКС). 6

По состоянию на 2017 г. партнерами по МКС являются 15 стран, около 100 стран участвуют в научных программах, выполняемых на станции. Совместная работа представителей разных стран способствует эффективному использованию ресурсов в интересах мирового сообщества, взаимопониманию государств и является логическим продолжением сотрудничества по предшествующим проектам. В настоящей статье обсуждаются вопросы международного сотрудничества при создании и эксплуатации МКС, в т. ч. Российского сегмента (РC). В ходе программы МКС решены сложнейшие международноправовые вопросы, включая вопросы собственности, распределения ресурсов, финансирования. При всех сложностях, с которыми из-за низкого уровня финансирования программы в конце прошлого века и начале нынешнего пришлось столкнуться, КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

Россией выполнены все международные обязательства, принятые по программе МКС. По взаимной договоренности сторон срок функционирования МКС был продлен сначала до 2020 г., а затем не менее чем до 2024 г. За более чем 16 лет функционирования МКС на РС выполнено совместно с зарубежными коллегами большое количество космических экспериментов. При подготовке данной публикации использованы материалы издаваемых РКК «Энергия» книг [2–6] и статей по разработкам и достижениям РКК «Энергия», а также международному сотрудничеству [1, 7].

создание МКС; коммерческий проект «Морской старт» [8]). Документ был подписан руководством компаний — вице-президентом компании Boeing Ричардом Грантом и генеральным конструктором НПО «Энергия» Ю.П. Семеновым. Предложения по МКС были направлены руководителям космических агентств России и США и нашли поддержку. 17 июля 1992 г. президенты Российской Федерации и США подписали Соглашение о сотрудничестве в космосе.

предыстория проекта В 1984 г. президент США Р. Рейган объявил о начале работ по созданию международной ОС Freedom. Это был совместный проект США, Канады, Японии и Европейского космического агентства (ESA). Вскоре стало понятно, что стоимость проекта слишком велика, а технические проблемы непреодолимы. Россия, уже имевшая опыт создания и выведения на орбиту ОС «Салют», а также ряда модулей станции «Мир», планировала создание станции «Мир-2», но в связи с экономическими трудностями в начале 1990-х гг. проект был приостановлен. В феврале 1992 г. председатель комитета Конгресса США по ассигнованиям сенатор Барбара Микульски пригласила делегацию РКК «Энергия» (тогда НПО «Энергия») во главе с генеральным конструктором Ю.П. Семеновым в Вашингтон. В процессе слушаний в Конгрессе США NASА предупредили о необходимости проведения переговоров с Россией о сотрудничестве. Делегация НПО «Энергия» посетила ряд американских фирм и ознакомилась с разрабатываемой программой ОС Freedom (рис. 1). Вскоре после слушаний в Конгрессе делегация NASА в составе примерно пятидесяти человек прибыла в Россию. Через несколько месяцев был заключен первый контракт на исследование возможности использования пилотируемого корабля «Союз» для целей американской программы. В начале 1992 г. состоялась значимая встреча руководства НПО «Энергия» и компании Boeing в Сиэтле. На этой встрече был составлен план совместных работ, включавший более десяти предлагаемых программ сотрудничества, из которых многие в дальнейшем были реализованы (в т. ч. «Мир– Shuttle»; «Мир–NASA» с широким комплексом совместных работ на ОС «Мир» [1]; № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 1. Делегация НПО «Энергия» в составе Семенова Ю.П., Воробьева П.М., Артемьева Б.П., Деречина А.Г. в макете разрабатываемой США орбитальной станции Freedom

Во время встречи в Кемп-Дэвиде президентов России и США предложения агентств были одобрены, и в декабре 1993 г. Россию официально пригласили в Программу МКС. 17 декабря 1993 г. Правительство Российской Федерации своим распоряжением дало согласие на участие России в Программе МКС. Первоначально проект Программы МКС был разработан в Кристалл-Сити в Вашингтоне. Российские и американские представители группами от двадцати до восьмидесяти человек работали там около трех месяцев, ими было создано два обширных тома. Российскую команду возглавлял В.П. Легостаев. Проектной увязкой руководили Кид Райли и Леонид Горшков. В описываемый период некоторые политики США были против строительства совместной ОС. В июне 1993 г. в Конгрессе США обсуждалось предложение об отказе 7

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

от создания МКС. При голосовании решающим стал только один голос: 215 голосов — за отказ, 216 голосов — за строительство станции. В сентябре 1993 г. вице-президент США Альберт Гор и председатель Правительства РФ Виктор Черномырдин подписали «Совместное заявление о сотрудничестве в космосе», предусматривающее, в т. ч., создание совместной станции. В его развитие Российское космическое агентство (РКА) и NASA 1 ноября 1993 г. подписали «Детальный план работ по Международной космической станции» (как видим, совместные работы начались еще до официального приглашения России в программу МКС). Это позволило в июне 1994 г. подписать контракт между NASA и РКА «О поставках и услугах для станции «Мир» и Международной космической станции» NAS15-10110, который остается в силе, как минимум, до 2019 г., т. е. более 25 лет. программные и правовые вопросы После детальных обсуждений на совместных встречах в 1994 г. была принята следующая структура и организация работ по МКС: • станция должна состоять из двух интегрированных сегментов (российского и американского) и собираться на орбите постепенно из отдельных модулей; • в создании станции, кроме России и США, будут участвовать Канада, Япония и государства–члены ESA. Головной организацией по созданию Российского сегмента и его интеграции с Американским была определена РКК «Энергия» им. С.П. Королёва, по Американскому сегменту (АС) — NASA и компания Boeing. США была отведена роль головного интегратора всей программы. Было создано достаточно большое количество совместных органов. Официальным названием станции стало «Международная космическая станция», хотя сначала использовалось и неофициальное — космическая станция «Альфа». В декабре 1995 г. российская делегация предложила развертывание МКС с использованием на первом этапе ОС «Мир». Американская сторона признала техническую реализуемость проекта, но высказала возражения политического характера. В дальнейшем NASA отвергло предложение о выведении функциональногрузового блока (ФГБ) на орбиту, компланарную с орбитой ОС «Мир», в котором предусматривалось перемещение части уникального оборудования с ОС «Мир» на МКС. При реализации программы было решено огромное количество сложнейших 8

научно-технических задач. Не все знают, что одной из целей реализации программы (эту цель провозгласил администратор NASA Дэниел Голдин еще в самом начале работ) явилось моделирование будущего общества. Модель управления программы МКС, безусловно, сегодня является самой эффективной моделью любой международной программы в сфере космоса. Для всех будущих международных проектов берут за основу менеджмент и принципы управления программы МКС (рис. 2). В рамках работ по операциям, интеграции и эволюции МКС ежегодно обеспечивается поддержка работы более чем 45 технических групп, 35 контрольных советов и комиссий. На заседаниях Совета Главных Конструкторов делаются доклады и сообщения о ходе подготовки к запуску кораблей «Союз», о результатах полета МКС, состоянии готовности МКС, Главной оперативной группы управления и стартового комплекса, средств наземной инфраструктуры управления, средств поиска и спасания; о готовности к полету ракет-носителей; о состоянии сегментов МКС и их готовности к очередному этапу полета; о готовности экипажей к выполнению предстоящей программы работ на МКС и др. Аналогичные вопросы стоят в повестке заседаний международной комиссии по безопасности (SORR) и на рассмотрениях готовности к полету (FRR). В ходе работ все время появлялись (и продолжают появляться) новые вводные, что приводит к изменениям программы. Например, только в 1997 г. были подготовлены, согласованы и введены в действие восемь модификаций контракта NAS15-10110, отражавших актуальные изменения в программах «Мир–NASA» и «МКС–NASA». В январе 1998 г., после завершения переговоров, продолжавшихся пять лет, правительствами РФ, Канады, государств – членов ESA, Японии и США были подписаны «Соглашение о сотрудничестве по Международной космической станции» и «Меморандумы о взаимопонимании» между космическими агентствами этих стран. К тому моменту работы по созданию МКС уже шли полным ходом. «Межправительственное соглашение о космической станции» (МПС, рис. 3) спустя два года было ратифицировано российской стороной (Федеральный Закон № 164-ФЗ от 29.12.2000 г.). Одновременно с подписанием МПС была также подписана Договоренность о его временном применении (до ратификации). В ней стороны выразили желание способствовать сотрудничеству по проекту МКС, как это предусмотрено МПС, в период выполнения сторонами внутригосударственных процедур. Кроме того, стороны обязались соблюдать условия МПС до его вступления в силу. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

Рис. 2. Структура совместных органов управления программы МКС

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

В МПС, среди прочего, говорилось об уникальном опыте и достижениях Российской Федерации в области пилотируемых космических полетов и длительных экспедиций, включая успешную долговременную эксплуатацию российской космической станции «Мир», констатировалось, что участие России в этом проекте значительно увеличит потенциальные возможности космической станции на пользу всем партнерам.

Рис. 3. Обложка «Межправительственного соглашения о космической станции» с подписью Администратора NASA Дэниела Голдина

Провозглашаемая партнерами цель состояла в создании организационной структуры для долгосрочного международного сотрудничества партнеров в области технического проектирования, создания, эксплуатации и использования постоянно обитаемой международной космической станции гражданского назначения в мирных целях в соответствии с международным правом. Создание МКС, говорилось в документе, позволит повысить эффективность научного, технического и коммерческого использования космического пространства. «Межправительственное соглашение о космической станции» определяло программу МКС и характер партнерства, включая соответствующие права и обязательства партнеров в рамках сотрудничества. Соглашение предусматривало также механизмы и меры организационного характера для обеспечения достижения поставленной цели. 10

Предусматривалось, что партнеры объединят свои усилия для создания объединенной международной космической станции при ведущей роли США в общем управлении и координации. Соединенные Штаты и Россия, используя свой обширный опыт в области пилотируемых космических полетов, должны были создать элементы, служащие основой для МКС, а ESA, Канада и Япония — элементы, которые значительно расширят возможности космической станции. В ходе подготовки и реализации программы МКС решены сложнейшие международно-правовые вопросы, нашедшие отражение в имеющейся структуре директивных документов по МКС: •  Первый уровень — МПС. Рассмотрены вопросы: — обязательства партнеров. Элементы МКС; — регистрация, юрисдикция и управление программой; — право собственности на элементы и оборудование, интеллектуальная собственность; — экипаж; — финансирование; — взаимный отказ от требований об ответственности; — таможня и иммиграция, обращение с данными и товарами во время перемещения; — уголовная юрисдикция; — выход из соглашения, эволюция программы. •  Второй уровень — «Меморандумы о взаимопонимании». Эти меморандумы представляют собой соглашения между NASA и каждым из четырех национальных космических агентств: РКА, ЕSА, CSА и JAXA. Меморандумы используются для более подробного описания ролей и обязанностей партнеров. Причем, прямых отдельных соглашений между этими агентствами нет. •  Третий правовой уровень дополняет второй («Меморандумы») и вводит в действие отдельные положения из него. Примером является «Кодекс поведения экипажа международной космической станции», который был разработан во исполнение п. 2 ст. 11 Меморандума о взаимопонимании, одобрен Распоряжением Правительства РФ от 27.10.2000 г. № 1522-р. В документе рассматриваются правовые аспекты обеспечения субординации, дисциплины, физической и информационной безопасности и др. В частности, говорится о том, что космонавты и астронавты «ведут себя таким образом, чтобы поддерживать между членами экипажа МКС гармоничные и слаженные отношения и соответствующий уровень взаимного доверия и уважения». КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

•  Четвертый уровень — договоренности об исполнении соглашений, в т. ч. бартерные соглашения или договоренности о правах и обязанностях сторон. Например, коммерческое соглашение 2005 г. между NASA и Роскосмосом, в условия которого входили одно гарантированное место для американского астронавта в составе экипажей кораблей «Союз» и доставка американских грузов на кораблях «Прогресс». Проект МКС является огромным шагом вперед в обеспечении международного сотрудничества в космическом пространстве и имеет большой синергетический эффект. Системы медицинского обеспечения и обеспечения жизнедеятельности, управления полетом, интегрированный экипаж, система навигации и управления движением — это интегрированные системы, которых до МКС не было. Это новое слово в технике, и является совместной разработкой партнеров. Основные положения по взаимным услугам, балансу вкладов и обязательств России и США оговаривались в специальном Протоколе (первый вариант этого документа от 1996 г. утвержден Ю.Н. Коптевым от РКА и Д. Голдином от NASА). В целом вопросы, которые касаются прав и ресурсов, тщательно рассматриваются и представляют собой очень сложный и подвижный механизм. В соответствии со Ст. II Конвенции о регистрации каждый партнер регистрирует в качестве космических объектов предоставляемые им орбитальные элементы, причем европейские партнеры передают эту обязанность ЕSА, действующему по их поручению и от их имени. Право собственности на элементы или оборудование не рассматривается как основание для права собственности на материалы или данные, полученные в результате деятельности на МКС, осуществляемой внутри или снаружи ее. Согласно Ст. vIII Договора по космосу и Ст. II Конвенции о регистрации каждый партнер сохраняет юрисдикцию и контроль над элементами, которые он регистрирует, и над лицами из состава персонала на космической станции, находящимися внутри или снаружи ее, которые являются его гражданами. Права на использование станции возникают на основании предоставления Партнером пользовательских элементов или/и элементов инфраструктуры. Любой Партнер, который предоставляет пользовательские элементы МКС, сохраняет за собой право их использования, за исключением доли, переданной другим партнерам. Партнеры в обмен № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

на предоставление ресурсов для целей эксплуатации и использования космической станции, получаемых от их элементов инфраструктуры, имеют фиксированную долю участия в целевом использовании элементов. Конкретный размер доли каждого из Партнеров оговаривается в Меморандумах и исполнительных соглашениях. Российские модули «Звезда» (служебный модуль — СМ), «Пирс» (стыковочный отсек — СО-1), «Поиск» (малый исследовательский модуль — МИМ-2) и «Рассвет» (МИМ-1) изготовлены и принадлежат России, которая сохраняет право на их использование. Запланированные к доставке модули «Наука» (многофункциональный лабораторный модуль — МЛМ), научно-энергетический модуль (НЭМ) и узловой модуль (УМ) также изготавливаются в России и будут включены в РС станции [9, 10]. ФГБ «Заря» является американским элементом, интегрированным в РС, так как он был изготовлен за счет финансовых средств США в рамках реализации сводного баланса вкладов и обязательств по МКС в результате договоренностей между NASА и РКА на размещение оборудования от 11.06.1996 г. Россия обеспечила запуск ФГБ на орбиту на ракетыносителя «Протон». Затраты, связанные с доставкой ФГБ на орбиту, были учтены в качестве вклада РКА в баланс вкладов наряду со всеми другими обязательствами. Масса ФГБ была включена в массу Американского сегмента МКС в целях оценки относительного распределения топлива, которое требуется для обоих сегментов, и NASA имеет эксклюзивные права на использование возможностей ФГБ. Российское космическое агентство несет ответственность за ремонт ФГБ и изготовление/поставку запчастей для него. Российской стороной ресурсы ФГБ используются на компенсационной основе. На рис. 4 показана конфигурация РС МКС в 2017 г. Совместная работа на борту способствует эффективному использованию ресурсов в интересах мирового сообщества, взаимопониманию государств и является логическим продолжением сотрудничества на орбите Земли по предшествующим проектам. РКА, NASA и СSА предоставляют элементы инфраструктуры космической станции, обеспечивающие сборку, поддержание, эксплуатацию и обслуживание МКС, а также ресурсы, обеспечиваемые этими элементами инфраструктуры. 11

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

Рис. 4. Российский сегмент МКС, 2017 г.

При этом часть прав на эти элементы передается другим партнерам в порядке компенсации за предоставляемые ими ресурсы и с учетом роли NASA в общем управлении программой, общесистемной инженерной поддержке и интеграции. Таким образом: •  NASA сохраняет для собственного использования 97,7% мест пользователей в своем лабораторном модуле, 97,7% своих мест пользователей для размещения внешней полезной нагрузки и получает в пользование 46,7% мест пользователей в европейском модуле Columbus и 46,7% мест пользователей в японском экспериментальном модуле Kibo; • РКА сохраняет для собственного использования 100% мест пользователей в своих лабораторных модулях и 100% своих мест для размещения внешней полезной нагрузки; •  ЕSА сохраняет для собственного использования 51% мест пользователей в модуле Columbus; • Правительство Японии сохраняет для собственного использования 51% мест пользователей в модуле Kibo; •  СSА отводится для использования 2,3% мест пользователей космической станции, предоставляемых NASA, ЕSА и Правительством Японии. ресурсы космической станции Ресурсы МКС распределяются среди партнеров следующим образом. Из предоставляемых РКА ресурсов, обеспечивающих служебную деятельность и выделяемых пользователям, сохраняется для собственного использования 100% ресурсов. Ресурсы, обеспечиваемые элементами инфраструктуры, предоставляемыми NASA и СSА, доступны для использования NASA, 12

Правительству Японии, ЕSА и СSА. Ресурсы, обеспечивающие служебную деятельность, которые необходимы для элементов, предоставляемых NASA, Правительством Японии, ЕSА и СSА, определяются отдельно. Остальные ресурсы, выделяемые пользователям на Американском сегменте, распределяются таким образом: 76,6% выделяется NASA; 8,3% — ЕSА; 12,8% — Правительству Японии и 2,3% — СSА. Такое распределение ресурсов, выделяемых пользователям, относится к партнерам, а не к элементам. Помимо этого любые ресурсы, выделяемые пользователям, могут быть получены каждым партнером посредством обмена или покупки у других партнеров. На этапе сборки МКС работы на борту станции поделены между российскими и американскими космонавтами поровну. При эксплуатации российский экипаж из трех человек постоянно работает на своем сегменте, а время на Американском сегменте для трех (четырех) астронавтов поделено следующим образом: США — 76,6%, Япония — 12,8%, ESA — 8,3% и Канада — 2,3%. В дополнение к этому: •  NASA может использовать 100% площади ферменных конструкций на АС; • по соглашению с NASA CSА может использовать 2,3% любых нероссийских компонентов; • рабочее время экипажа, мощность от солнечных батарей, пользование вспомогательными услугами (погрузка/разгрузка, коммуникационные услуги) на АС — 76,6% для NASA, 12,8% для JAXA, 8,3% для ЕSА и 2,3% для CSА. Кроме орбитальных элементов, у всех партнеров учитываются также наземные элементы, специально предназначенные для МКС (пункты слежения и обработки информации, ЦУПы и т. д.). В итоге российская сторона получила доступ к использованию 33% ресурсов МКС, хотя ее вклад в проект составляет менее 10% от всех затрат. финансирование программ создания и эксплуатации мкС В табл. 1 приведены основные вклады в программу и расходы партнеров на создание и эксплуатацию МКС. В феврале 1997 г. советник Белого дома по науке Джон Гиббонс и директор NASA Дэниел Голдин отчитывались перед Комитетом по науке Палаты представителей Конгресса КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

о текущем состоянии российских работ по Программе МКС. Председатель комитета Джеймс Сенсенбреннер заявил о поддержке строительства МКС, с русскими или без них, и добавил, что к этой программе пора отнестись построже. Пытаясь умерить критику, Голдин и Гиббонс указали на важность ранее сделанного Россией вклада, а именно — опыта, который приобрели американские астронавты в работе на борту ОС «Мир»,

и сообщили, какие действия могут предпринять США для завершения строительства МКС в 2002 г. Как подчеркнул Гиббонс, премьер Российской Федерации В.С. Черномырдин обещал выделить необходимые 100 млн долларов до конца февраля, и Белый дом будет внимательно наблюдать, получит ли РКА обещанные до конца месяца деньги. Еще 250 млн долларов должны были поступить до конца 1997 г. Таблица 1

финансирование государствами-партнерами программ создания и эксплуатации мкС и их вклады Страны

Вклад в программу

Расходы в 1994 – 2016 гг., млрд долл. США

США

Создание и эксплуатация американских элементов. Транспортные корабли Shuttle/Dragon/Cygnus/CCV

81,8

россия

Создание и эксплуатация российского сегмента. транспортные корабли «Союз»/«прогресс»

9,3

Европа (ЕSА)

Европейский лабораторный модуль Columbus. Транспортные корабли ATV

12,9

Япония

Японский экспериментальный модуль Kibo. Транспортные корабли HTV

14,8

Канада

Манипуляторы Canadarm 2, Dextre

2,8

международная космическая станция в целом

Участие России в проекте МКС было в тот момент, по мнению г-на Сенсенбреннера, под вопросом. Главное заключалось в том, готово ли Правительство РФ финансировать проект и каким образом — реальными деньгами или обещаниями. Надо сказать правду, опасения американской стороны были не беспочвенны. Общие показатели финансирования Федеральной космической программы того времени представлены в табл. 2. Таблица 2 общие показатели финансирования федеральной космической программы в 1996–1999 гг. (млн деноминированных руб.) Год

1996

1997

Заявка РКА

4 500

5 400

Утверждено в федеральном бюджете Процент исполнения бюджета на 1 января след. года

1998

1999

5 600

4 732,5

3 670,3 2 198,3* 3 799,1 (Лимит Мин- 2 976,3 фина: 2 707,4) 97,2%

54,8%

49,2% (66% от лимита Минфина)

100%

Примечание. * — включая 110 млн руб., выделенных отдельной строкой помимо бюджета РКА.

В апреле 1998 г. был произведен пересмотр графика сборки МКС, позднее, осенью, произошло новое изменение графика. Запуск № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

121,6

СМ с ноября 1998 г. был перенесен сначала на апрель, а затем на июль 1999 г., и, наконец, был произведен в июле 2000 г. с помощью РН «Протон». Выделенные в бюджете на 1999 г. средства РКА планировало разделить следующим образом: на реализацию проекта МКС предполагалось направить 1 100 млн руб., что на 600 млн руб. меньше, чем требовалось. На эксплуатацию ОС «Мир» до августа 1999 г., а также, в случае необходимости, и на ее управляемое свед́ние с орбиты РКА предполагало потратить 630 млн руб. Для полноты картины приведем данные по финансированию космических отраслей разных стран (рис. 5). Здесь наиболее интересным для данной темы является объем финансирования NASA и сопоставление этих данных с выделяемыми средствами в России. Из приведенного на рисунке графика видно, что, хотя NASA и РКА выполняли сопоставимые задачи по строительству своих сегментов, финансирование российской отрасли в рассматриваемый период было в десятки раз ниже, чем NASA, и даже ниже расходов Индии. Для справки укажем, что к 2014 г. финансирование космической отрасли России в рублевом исчислении по сравнению с 2001 г. увеличилось более, чем в 20 раз. Руководители Роскосмоса и РКК «Энергия» (как головной организации по 13

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

созданию Российского сегмента) должны были предпринимать огромные усилия для изыскания средств для финансирования проекта МКС, в т. ч., используя переговоры с американской стороной по балансу вкладов и прав. Тем не менее, партнеры сомневались в выполнении Россией своих обязательств. Так, среди сумм, затребованных на МКС в бюджете NASA на 2000 г., в подразделе «Гарантии российской программы» (Russian Program Assurance) были прописаны затраты на резервные варианты развертывания МКС в случае невыполнения российской стороной своих обязательств. В проекте бюджета отмечалось, что NASA намерено обеспечивать краткосрочные российские обязательства по МКС (СМ, первые «Союзы» и «Прогрессы»)

и одновременно наращивать возможности США по самостоятельному обеспечению МКС в долгосрочной перспективе. В период до 2005 г. включительно на «гарантии» планировалось дополнительно получить от Конгресса 800 млн долларов. В результате переговоров по урегулированию вопросов, связанных с задержкой бюджетного финансирования МКС и решением о разработке модуля США ICM (промежуточный модуль коррекции орбиты и управления для замены служебного модуля в случае задержки запуска последнего), состоялось подписание модификации контракта, предусматривающей дополнительные работы по поставке стыковочных агрегатов, были решены вопросы финансирования.

Рис. 5. Финансирование космических программ разных стран в 1989–2007 гг.

Проблемы, прежде всего финансового порядка, коснувшиеся России, отразились на графике развертывания и формировании облика РС МКС, составляющего неотъемлемую часть всей станции. К чести Российской Федерации, обязательства перед международными партерами были выполнены. Но формирование Российского сегмента до сих пор не закончено. Пришлось провести 14

оптимизацию количественного и качественного состава своих модулей, максимально используя существующие заделы. В этих условиях особенно большое внимание уделялось разработке коммерческих предложений, средства от реализации которых были необходимы для создания РС в полной конфигурации. В декабре 2001 г. рассматривались выдвинутые Росавиакосмосом КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

(Черников С.В.), РКК «Энергия» (Деречин А.Г.), ГКНПЦ им. M.B. Хруничева (Шаевич С.К.), ЦНИИмаш (Лукьященко В.И.) предложения по вопросу перспективного использования PC MKC в коммерческих целях. Были выделены следующие возможные направления коммерческой деятельности на РС МКС: • создание и последующая эксплуатация коммерческих модулей, использование свободных ресурсов и других элементов МКС, в т. ч. обеспечение постоянного пребывания дополнительных членов экипажа станции и их возвращение на Землю в экстренных ситуациях на корабле-спасателе «Союз»; • осуществление коммерческих полетов на МКС профессиональных астронавтов и «космических туристов»; • предоставление услуг международным партнерам по транспортно-техническому обеспечению станции; • реализация на коммерческой основе научно-прикладных исследований, рекламных и телевизионных развлекательных проектов с использованием возможностей и ресурсов PC MKC. В области целевого использования PC MKC наиболее перспективным с финансовой точки зрения представлялось направление, связанное с организацией коммерческих полетов в составе экспедиций посещения (ЭП) на PC космонавтов-профессионалов, представляющих космические агентства, либо частных лиц — непрофессионалов («космических туристов»). Кроме того, проведение научно-прикладных исследований на коммерческой основе и в рамках международного сотрудничества также считалось перспективным. Опыт последующих лет показал, что направления коммерческого использования МКС были выбраны правильно. Однако трудности с финансированием коснулись не только России. В 2001 г. в Конгрессе США и в новой администрации Дж. Буша было проведено расследование состояния финансирования программы МКС, по его результатам был констатирован перерасход и принято решение приостановить финансирование разработки и создания ряда элементов АС. Изменения, произошедшие в подходе NASA как головного интегратора МКС к вопросу дальнейшего развертывания станции, поставили целый ряд серьезных задач перед международными партнерами и, в первую очередь, перед Россией. Увеличение полетных возможностей при завер№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

шении этапа сборки МКС до семи человек должны были обеспечить США, предоставив дополнительный космический орбитальный элемент — жилой модуль и корабль-спасатель. Американская сторона не выполнила свои международные обязательства. Ситуация для США еще более усугублялась тем обстоятельством, что NASA имело прямые обязательства перед другими международными партнерами (Японией, Канадой, странами-участницами ESA) о распределении части своей квоты среди них. В начале 2002 г. проходила серия международных переговоров и встреч всех партнеров на различных уровнях с целью найти взаимоприемлемый выход из создавшегося положения. Для проведения независимой внешней проверки и оценки стоимости МКС, ее бюджета и управления была учреждена Специальная группа под руководством Томаса Янга (Комиссия Янга). Необходимо было представить рекомендации, которые могли бы обеспечить максимальную выгоду американским налогоплательщикам и международным партнерам в рамках бюджетной заявки Президента США. Перед лицом кризиса высшее руководство NASA в целях выработки нелегких, но необходимых мер приняло решение, названное «Завершение сборки базовой части Американского сегмента МКС». Сутью этого решения явилось предложение отказаться от создания в рамках МКС жилого модуля (HAB), корабляспасателя (ACRV) и модуля орбитальной коррекции, характеризующихся высокой проектной стоимостью. В этой ситуации Россия предоставила свои ресурсы NASA для обеспечения спасения до трех членов экипажа дополнительно, а также их обитания на борту МКС, получив взамен дополнительные услуги NASA по доставке и возвращению грузов на корабле Space Shuttle (в дальнейшем — шаттл) и сокращение обязательств по доставке топлива. Большая работа была проведена по анализу и обеспечению возможности продления срока функционирования МКС. В мае 2011 г. руководство Роскосмоса подтвердило, что участники программы создания МКС одобрили план продления ее эксплуатации до 2020 г. Правительство РФ согласилось с этим решением. Однако, дальнейшая эксплуатация станции совместно с партнерами не предусматривалась. Принятие решения о продлении работы станции до 2024 г. потребовало значительных усилий, были изучены все положительные и отрицательные аспекты этого сложного вопроса. В феврале 2015 г. 15

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

Научно-технический совет Роскосмоса одобрил использование МКС до 2024 г. и затем, в июле 2015 г., было принято соответствующее решение Правительства РФ. В 2015–2016 гг. все партнеры присоединились к решению о продлении эксплуатации до 2024 г. и далее. Совместные с партнерами исследования и разработки по конфигурации станции и ее программе продолжаются, ведутся работы по обеспечению безопасной жизнедеятельности экипажей на борту, по согласованию и обеспечению грузопотока, по согласованию, распределению и учету ресурсов РС МКС между партнерами, проведению сертификации готовности к полетам космических кораблей, по поддержке работы контрольных советов, комиссий, технических двусторонних и многосторонних рабочих групп, по обеспечению безопасного прекращения программы. ход выполнения программы Подробно описываемые финансовые трудности дают представление о той работе, которая потребовалась для «добывания» средств. В итоге, первый модуль МКС — ФГБ «Заря» — был запущен с использованием РН «Протон» 20.11.1998 г. Затем 07.12.1998 г. с помощью шаттла Endeavour был пристыкован к ФГБ американский модуль Unity (Node-1). 26.07.2000 г. к ФГБ был пристыкован российский СМ «Звезда». 02.11.2000 г. транспортный корабль «Союз ТМ-31» доставил на борт МКС экипаж первой длительной экспедиции, состоящей из двух российских космонавтов — С.К. Крикалева и Ю.П. Гидзенко, а также астронавта США У. Шеперда. Начался непрерывный пилотируемый полет станции, который продолжается уже более 16 лет. Все пуски к МКС до 2016 г. включительно показаны на рис. 6. Из рисунка видно, что сборка станции производилась неритмично. Это имело объективные причины. Партнеры не раз попадали в трудные ситуации, и каждый раз сотрудничество и взаимопомощь помогали найти выход из них. Так было 1 февраля 2003 г., когда произошла катастрофа с шаттлом Columbia. Следующий шаттл осуществил полет только через два с половиной года. Все транспортные операции на МКС в этот период времени выполняли российские корабли. Потребовалось финансирование изготовления дополнительных кораблей «Прогресс» для доставки грузов и коррекции орбиты станции. «Внеплановые» работы (в т. ч. смена экипажей) привели к практической остановке процесса создания новых элементов РС. Постоянный экипаж станции уменьшился до двух человек. 16

С 2009 г. к станции летают по четыре-пять грузовых кораблей «Прогресс» (с 2016 г. — три) в год, обеспечивая станцию топливом, водой, научной аппаратурой и другими необходимыми грузами. Экипаж МКС состоит из шести человек. 08.07.2011 г. состоялся последний старт американского шаттла. И опять российский корабль «Союз» стал единственным пилотируемым кораблем на обозримое будущее. Были оформлены контрактные договоренности на предоставление услуг для NASA по доставке астронавтов и спасанию до 2017 г., что потребовало от РКК «Энергия» дополнительных усилий по изготовлению и эксплуатации пилотируемых кораблей «Союз ТМА». С 2009 г. к станции летают по четыре российских пилотируемых корабля. В 2015 г. Роскосмос и NASA подписали модификацию № 277 контракта о доставке астронавтов на борт МКС теперь уже на 2017–2018 гг. В дальнейшем NASA планировало обходиться своими силами — в США разрабатываются новые пилотируемые корабли: Crew Dragon в компании SpaceX и Starliner CST-100 — в Boeing. Планируется, что американские астронавты продолжат летать на российских «Союзах» и после 2018 г., а российские космонавты, в свою очередь, на американских кораблях. При этом заключать контракты и платить деньги не потребуется, будет действовать бартерное соглашение. Наряду с ротацией экипажей на кораблях «Союз ТМА-М» (а с лета 2016 г. — на «Союз МС») оказываются услуги по обеспечению спасания астронавтов, а также доставляются на орбиту как российские, так и иностранные грузы. Часть оборудования и результатов исследований возвращаются на Землю кораблями «Союз», отходы утилизируются в кораблях «Прогресс». Некоторые российские грузы доставляются на станцию на грузовых кораблях партнеров — это корабли США Dragon и Cygnus, а также японский HTV. С 2008 по 2014 гг. к станции совершил пять полетов европейский грузовой корабль ATV, который причаливал к РС. В рамках этой программы РКК «Энергия» обеспечила изготовление и поставку трех российских бортовых систем для кораблей ATV (системы стыковки, дозаправки и управления российскими системами), работы по поддержке миссий ATV, поставку компонентов российского топлива для МКС, а также ряд других работ и услуг. В связи с неудачными запусками грузовых кораблей Cygnus CRS Orb-3 (29.10.2014 г.), «Прогресс М-27М» (28.04.2015 г.), а также Dragon CRS-7 (28.06.2015 г.) в 2015 г. сложилась напряженная ситуация со снабжением МКС. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

Рис. 6. Последовательность сборки и эксплуатации Международной космической станции в 1998–2016 гг.

Потребовались дополнительные меры по анализу последствий этих событий и выработке сценариев, которые в результате обеспечили бесперебойное функционирование станции в пилотируемом режиме. В очередной раз были наглядно продемонстрированы преимущества сотрудничества и интеграции. К сожалению, неудачи преследовали партнеров и в дальнейшем. 01.12.2016 г. на 382-й секунде полета возникла нештатная ситуация при запуске транспортного корабля «Прогресс МС-04». Однако 09.12.2016 г. к МКС отправился японский корабль HTV-6. А в феврале 2017 г. сразу два корабля — Dragon SpX-10 и «Прогресс МС-05» — успешно стартовали к станции. Ситуация перестала быть критической. Всего на конец 2016 г. выполнено 183 пуска по программе МКС, включая два пуска РН «Протон» для доставки на орбиту модулей ФГБ и СМ. Данные по транспортному обеспечению станции приведены в табл. 3. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

В 2011 г. строительство АС было завершено, в то время как формирование РС МКС продолжается. Конфигурация РС претерпела изменения. 08.08.2001 г. руководитель Росавиакосмоса Ю.Н. Коптев утвердил «Основные принципы завершения формирования Российского сегмента МКС», подготовленные РКК «Энергия». В соответствии с этим документом в состав РС был включен модуль ФГБ-2 на надирном порту СМ в качестве многофункционального лабораторного модуля (ныне он называется МЛМ-У или «Наука»). Позднее в состав РС были включены УМ и НЭМ [9, 10]. Монтажом трех названных модулей РФ завершит создание Российского сегмента МКС. На начало 2017 г. станция имеет конфигурацию, представленную на рис. 7. В состав МКС входит 15 основных модулей: российские — «Звезда», «Пирс», «Поиск», «Рассвет»; американские — «Заря», Unity («Юнити»), Destiny 17

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

(«Дестини»), Quest Joint Airlock («Квест»), Tranquility («Транквилити»), Cupola («Купола»), Harmony («Гармония»), BEEM; европейские — Columbus («Коламбус»), MPLM Leonardo («Леонардо») и японский Kibo («Кибо»).

Характеристики станции после завершения ее строительства следующие: масса станции после сборки 470 т, в т. ч. РС МКС 140 т; объем герметичных отсеков 1 200 м3, в т. ч. РС МКС 425 м3. Таблица 3

корабли партнеров, осуществляющие транспортные операции на мкС Корабль/Тип

Агентство

Дата начала первого / заключительного на конец года полета

Всего полетов

Комментарии

Ротация экипажей и аварийная эвакуация

65 2

Доставка грузов, доставка модулей СО и МИМ2

Действующие программы «Союз»/пилотируемый

Роскосмос

31.10.2000 / 17.11.2016

«Прогресс»/грузовой

Роскосмос

06.08. 2000 / 01.12.2016

HTV/грузовой

JAXA

10.09.2009 / 09.12.2016

Доставка грузов

Dragon/грузовой

NASA

22.05.2012 / 18.07.2016

Доставка грузов (в дальней перспективе ротация экипажей)

Cygnus/грузовой

NASA

18.09.2013 / 18.10.2016

Доставка грузов

Завершенные программы Shuttle/пилотируемый

NASA

04.12.1998 / 08.07.2011

Ротация экипажей, доставка грузов и части модулей станции

ATV/грузовой

ЕSА

09.03.2008 / 30.07.2014

Доставка грузов

Рис. 7. Составные части Международной космической станции

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

Таблица 4

полеты С 2011 г. Россия является монополистом в доставке экипажей на МКС. В соответствии с контрактом Роскосмоса с NASА до конца 2018 г. на МКС доставляются ежегодно шесть астронавтов, назначенных NASА. Количество полетов на МКС на кораблях «Союз» представителей разных стран по состоянию на конец 2016 г. приведено в табл. 4. Для справки укажем, что 242 чел. было доставлено на МКС на кораблях Space Shuttle. На РС МКС была продолжена практика международных коммерческих полетов, начатая на советских/российских станциях. С 2001 г. выполнено 19 коммерческих полетов (рис. 8). Коммерческие полеты подразделяются на экспедиции с участием профессиональных астронавтов агентств-партнеров (ЕSА) или космических агентств третьих стран (Бразилии, Малайзии, Кореи) на РС МКС и полеты «участников космических полетов» (УКП). В последнем случае следует отметить, что это полеты конкретных людей, которые сами оплачивали свое путешествие. В таких экспедициях участвовало семь частных граждан (всего восемь полетов — Ч. Симони летал дважды). В других полетах участвовали восемь представителей космических агентств странпартнеров, Бразилии, Казахстана и два участника отбора в своих странах (Корее и Малайзии). Астронавты стран Европы участвовали в полетах на МКС под флагом ЕSА. В начале 2000 г. государства – члены ЕSА приняли решение о том, что все полеты к МКС будут осуществляться в рамках программы ЕSА. Таким образом, полет Клоди Эньере проходил уже не по контракту с французским космическим агентством CNES, как это было на ОС «Мир» — она выступала представителем ЕSА. Все коммерческие полеты астронавтов ЕSА на РС МКС представлены в табл. 5. Первые шесть полетов представляли собой экспедиции посещения, они осуществлялись на кораблях «Союз». Т. Райтер работал в длительной экспедиции в соответствии с контрактом с РКА, был доставлен на станцию кораблем Space Shuttle. Ф. Де Винн в первый раз летал на МКС по контракту с РКА в 2002 г., второй — по квоте NASА на российском корабле «Союз». В процессе полета астронавты выполняли национальные и совместные программы экспериментов, российские космонавты оказывали содействие в их работе. Данные по полетам астронавтов Бразилии, Малайзии, Республики Кореи и Казахстана представлены в табл. 6. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

полеты на мкС представителей разных стран (в человеко-полетах)

Примечание. В составе ЭП-2 на МКС работал гражданин Республики Казахстан Т. Мусабаев, но он летал под российским флагом как космонавт Роскосмоса. Поэтому в таблице указан только один космонавт Казахстана — А. Аимбетов.

Рис. 8. Коммерческие полеты на РС МКС

На рис. 9 представлены участники полетов на МКС — непрофессионалы [11]. Самым сложным вопросом была организация полета американского бизнесмена Дэнниса Тито. Это был первый опыт такого рода. 19

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

Таблица 5 коммерческие пилотируемые полеты астронавтов ЕSА на рС мкС Участник

Страна

Программа

Количество экспериментов

Космический аппарат старт/посадка

Дата полета старт/посадка

К. Эньере

Франция/ ЕSА

«Андромеда»

«Союз TM-33»/«Союз TM-32»

21.10.2001/ 31.10.2001

«Марко Поло»

«Союз TM-34»/«Союз TM-33»

25.04.2002/ 05.05.2002

Р. Виттори

Италия/ ЕSА «Энеида»

«Союз ТМА-6»/«Союз ТМА-5»

15.04.2005/25.04.2005

«Одиссея»

«Союз ТМА-1»/«Союз TM-34»

30.10.2002/ 10.11.2002

По программе NASA

«Союз ТМА-15»

27.05.2009/ 01.12.2009

Ф. Де Винн

Бельгия/ ЕSА

П. Дуке

Испания/ ЕSА

«Сервантес»

«Союз ТМА-3»/ «Союз ТМА-2»

18.10.2003/ 28.10.2003

А. Кейперс

Нидерланды/ ЕSА

«Дельта»

«Союз ТМА-4»/ «Союз ТМА-3»

19.04.2004/30.04.2004

Т. Райтер

Германия/ ЕSА

«Астролэб»

Шаттл STS-121/ STS-116

04.07.2006/ 22.12.2006

Таблица 6 экспедиции посещения на рС мкС с участием астронавтов бразилии, малайзии, республики кореи и казахстана участник

Маркус Понтес

Музафар Шукор

Ли Со Ён

Айдын Аимбетов

Страна

Бразилия

Малайзия

Республика Корея

Казахстан

Программа

CENTENARIO

ANGKASA

КАР

КазКосмос

Количество экспериментов

8 (из них 3 с ЕSА)

Космический аппарат

«Союз ТМА-8» / «Союз TMА-7»

«Союз ТМА-11» / «Союз TMА-10»

«Союз ТМА-12» / «Союз TMА-11»

«Союз ТМА-18М» / «Союз TMА-16М»

Дата полета

30.03.2006/08.04.2006

10.10.2007/21.10.2007

08.04.2008/19.04.2008

02.09.2015/12.09.2015

Рис. 9. Участники полетов — непрофессионалы на РС МКС

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

Дэннис Тито собирался лететь еще на ОС «Мир» по контракту с компанией Space Adventures. Из-за свед́ния станции с орбиты полет перенесли на МКС. При подготовке к этому полету пришлось преодолеть огромное сопротивление, американская администрация понимала политическое значение того, что американский гражданин летит не на американском корабле, и делала все, чтобы он отказался от своего намерения. Но шестидесятилетний Д. Тито проявил упорство. 29.01.2001 г. Ю.Н. Коптевым, Ю.П. Семеновым и Д. Тито был подписан контракт на полет на РС МКС в апреле 2001 г. Полет состоялся в утвержденные сроки — с 28 апреля по 6 мая. После его завершения уже американская администрация назвала полет большим успехом, апофеозом сотрудничества. Впоследствии страны-участницы проекта МКС разработали «Принципы, касающиеся процессов и критериев отбора, назначения, подготовки и сертификации членов основных экипажей МКС и экспедиций посещения», которые определили такое понятие, как «участник космического полета», и все необходимые процедуры для его работы в экипаже. Услуги и ресурсы РС МКС, предоставляемые Заказчику в рамках участия в ЭП, составляют довольно длинный список. Основные положения следующие: • первичное медицинское обследование и общекосмическая подготовка кандидата (с контролем за состоянием здоровья). Обеспечение пребывания кандидата в Центре подготовки космонавтов (жилье, питание и др.). Согласование полета с партнерами; • согласование программы полета. Интеграция программы Заказчика в программу полета МКС. Обеспечение экспертизы и сертификации грузов по программе Заказчика; • доставка требуемых грузов на РС МКС на кораблях «Прогресс». Доставка участника полета на Российский сегмент и возвращение его на Землю на корабле «Союз». Обеспечение реализации программы Заказчика на борту РС МКС; • обеспечение медицинской поддержки космонавта в течение полета и контроль за состоянием его здоровья с предоставлением средств личной гигиены и индивидуального дозиметрического контроля. Услуги по утилизации отходов жизнедеятельности космонавта; • обеспечение послеполетной реабилитации космонавта; • предоставление типового пакета ресурсов РС МКС для реализации проекта Заказчика, например: № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

— продолжительность полета до 10 сут (до 8 сут на РС МКС); — масса доставляемого полезного груза кораблем «Прогресс» до 60 кг, кораблем «Союз» — до 10 кг; — масса возвращаемого полезного груза на корабле «Союз» до 10 кг; — энергопотребление на РС МКС по проекту Заказчика до 100 Вт; — занятость российского экипажа для работ по проекту (только помощь) — до 10 чел/ч; — обеспечение связи с Землей (голосовая, телеметрия) до 15 мин и ТВ-связь до 10 мин в сутки, включая 2–3 сеанса в интерактивном режиме; • передача Заказчику полученных результатов выполнения программы. Все УКП имели свои программы, но, пожалуй, наиболее насыщенной была программа Марка Шаттлворта, гражданина Великобритании и ЮАР. Научные исследования и эксперименты по программе этого полета проводились в соответствии с контрактом, заключенным Росавиакосмосом, РКК «Энергия», ЦПК им. Ю.А. Гагарина и Марком Шаттлвортом. Во время подготовки и в полете Марк Шаттлворт постоянно доказывал, что он космонавт-исследователь. Подготовка его научной программы оказалась сложной задачей, так как времени было в обрез — всего три месяца. Благодаря скоординированным действиям российских специалистов, все задействованное в программе научное и обеспечивающее оборудование было сертифицировано в требуемые сроки и доставлено на борт РС МКС. Научная программа состояла из пяти экспериментов, постановщикам переданы материалы с результатами работ в количестве 11 наименований массой 5,93 кг. На борту РС МКС остались фото-, видеооборудование и компьютеры общей массой 21,75 кг. Данные о количестве экспериментов других УКП в числе прочих международных экспедиций приведены на рис. 10. В рамках выполнения международных полетов были созданы организационные механизмы и отработана методология взаимодействия с партнерами по проекту, с государственными структурами стран-непартнеров и коммерческими заказчиками. В конце 1990-х гг. активно велись переговоры. Предпринимались попытки «раскрутить» коммерческие полеты, работали с Голливудом, в частности, с известным режиссером Дж. Кэмероном, с CBS, NBC и др. Однако с мая 2009 г. экипаж МКС увеличился до шести человек, а после июля того же года NASA уже не доставляло своих астронавтов для работы в основных экипажах на шаттлах. Все места в кораблях «Союз ТМА» были отданы экипажам основных экспедиций. 21

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

Рис. 10. Количество космических экспериментов, выполненных во время экспедиций посещения на РС МКС

В 2013 г. был заключен контракт на полет британской певицы Сары Брайтман на МКС, но в мае 2015 г. С. Брайтман отказалась от полета. В июле было объявлено, что ее место в экипаже займет космонавт Республики Казахстан Айдын Аимбетов. Его полет на МКС, профинансированный казахстанской стороной, состоялся 2–12 сентября 2015 г. Это был беспрецедентный случай срочной подготовки экипажа, согласования и подписания контракта на полет, согласования и реализации его программы в столь короткие сроки. целевое использование Одним из наиболее важных результатов Программы МКС является создание надежной международной кооперации, обеспечивающей реализацию программ научно-прикладных исследований (НПИ) на МКС, что принято описывать понятием «целевое использование орбитального комплекса». Научная отдача от МКС стала бесспорным фактом в ходе шестнадцатилетней эксплуатации комплекса в пилотируемом режиме [9]. Идет накопление новых фундаментальных знаний, полученные в космосе результаты используются не только для совершенствования космической техники и технологий, но и внедряются в промышленное производство на Земле, в том числе с получением коммерческой выгоды. МКС стала мощнейшим стимулом привлечения внимания и культивирования интереса молодого поколения к космическим исследованиям. Все это – составные части понятия целевого использования орбитального комплекса. 22

В этом отношении продолжающееся строительство РС МКС поддерживает наш сегмент в состоянии динамически развивающейся обновляемой сложной технической системы [9, 10]. В состав сегмента интегрируются новые модули, обладающие улучшенными техническими характеристиками. В ходе этого процесса ученым и инженерам предоставляется все больше технических и ресурсных возможностей для проведения исследований. К повышению эффективности МКС ведут и действия партнеров по усилению координации работ и демонстрации международной общественности и правительствам стран-участниц Программы результатов целевого использования МКС [12]. Научный поиск на РС осуществляется на основе «Долгосрочной программы научноприкладных исследований и экспериментов на РС МКС» по шести основным направлениям исследований: • космическая биология и биотехнология; • человек в космосе; • физико-химические процессы и материалы; • технологии освоения космического пространства; • исследование Земли и космоса; • образование и популяризация космических исследований. За время эксплуатации РС МКС (по состоянию на декабрь 2016 г.) было завершено выполнение 83 экспериментов, 195 космических экспериментов (КЭ) находятся на стадии реализации или наземной подготовки, получен ряд значимых научных и технических КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

результатов практически по всем направлениям исследований. Для выполнения этих работ на орбиту доставляется научная аппаратура и обеспечивающее ее работу оборудование. По завершении исследовательской программы отработавшие свой ресурс или вышедшие из строя приборы и оборудование утилизируются. К декабрю 2016 г. на орбиту было доставлено 4 849 кг грузов в интересах реализации программы НПИ, утилизировано 2 234 кг, возвращено на Землю 1 210 кг. Таким образом, по состоянию на конец 2016 г. на борту РС находилось 1 405 кг научного оборудования. В 2016 г. на РС МКС доставлено 155 кг грузов по программе НПИ, а возвращено на Землю 76 кг. На рис. 10 представлены данные о количестве экспериментов, проведенных в рамках коммерческих контрактов и международного сотрудничества при выполнении экспедиций посещения с использованием ресурсов РС МКС (всего 197 экспериментов). Из общего числа 161 эксперимент выполнен астронавтами ЕSА: 109 в ходе семи «европейских» ЭП (на диаграмме выделены голубым цветом) на РС МКС, а также 52 во время долговременной экспедиции ЕSА «Астролэб». Остальные эксперименты выполнены в рамках коммерческих исследовательских программ профессиональных астронавтов и УКП. В табл. 7 приведены общие статистические данные за 2001–2016 гг. по результатам прямого использования, в соответствии с контрактами, партнерами, космическими агентствами третьих стран и УКП ресурсов РС МКС, предоставленных в их распоряжение российской стороной на коммерческой основе для выполнения исследовательских программ. После введения в состав АС МКС модулей Kibo, Columbus, Harmony и Tranquility в 2007–2011 гг. реализация программ партнеров обеспечивается практически только ресурсами АС. Выполнение последних коммерческих экспериментов на РС МКС (EXPOSE-R с ЕSА) по контрактам с зарубежными заказчиками завершено в 2011 г. После завершения экспедиции посещения ЭП-17 в 2009 г. (выполненный в 2015 г. полет космонавта Республики Казахстан А. Аимбетова на МКС в рамках ЭП-18 имел особый статус, а его научная программа была сформирована на основе реализуемых экспериментов российской программы НПИ) международное сотрудничество в области научных исследований на МКС переместилось преимущественно в плоскость совместных экспериментов, проводимых на основе двусторонних соглашений Роскосмоса № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

с агентствами-партнерами без обмена финансовыми средствами при сохранении баланса вкладов сторон с использованием ресурсов обоих сегментов станции (в ряде случаев, как и ранее, предполагается реализация научных проектов партнеров на РС МКС на контрактной основе). Так, заключены соглашения Роскосмос–JAXA и Роскосмос–ЕSА по проведению совместных исследований: финансирование работ постановщиков КЭ обеспечивается этими агентствами-участниками в рамках национальных программ НПИ, при проведении экспериментов используются ресурсы обоих сегментов. Таблица 7 общие данные по выполнению экспериментов на рС мкС с 2001 по 2016 гг. Государства

Количество экспериментов

Завершенные эксперименты

Российские эксперименты

155

Эксперименты в рамках международного сотрудничества и коммерческих контрактов

233

228

Германия (ЕSА)

Италия (ЕSА)

США

Нидерланды (ЕSА)

Испания (ЕSА)

Бельгия (ЕSА)

Корея

Франция (ЕSА)

Бразилия

Малайзия

Япония

ЮАР

Казахстан

Австралия

Дания (ЕSА)

Канада

Всего экспериментов

388

305

Знаковым для существенного расширения научного сотрудничества Роскосмоса с NASA (и российских ученых с американскими) на МКС стал годовой полет российско-американского экипажа М.Б. Корниенко и С. Келли в 2015–2016 гг., в ходе которого была реализована широкая программа совместных медико-биологических исследований. 23

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

Наиболее значимые совместные научные проекты на МКС: • с ЕSА и JAXA по измерению доз радиации, получаемых членами экипажа МКС во время длительного космического полета, и оценке их воздействия на человеческий организм — эксперимент «Матрешка» [13]; • с ЕSА и DLR по исследованию физических процессов в пылевой плазме — эксперимент «Плазменный кристалл» [14]; • с DLR на РС МКС до 2015 г. выполнено восемь экспериментов, включая четыре под эгидой ЕSА, по отработке методов дистанционного управления с Земли роботом, размещенным на МКС, и наземными робототехническими устройствами — с борта МКС: эксперименты «Контур» и «Контур-2» [15]; • c JAXA — эксперименты «Кристаллизатор-PCG», «Аквариум-AQH» [14]. Всего с JAXA выполнено с 2000 по 2015 гг. (включая проекты на контрактной основе и совместные с Роскосмосом) 11 программ, 31 эксперимент на РС МКС и на модуле Kibo АС МКС; • с NASA — серия экспериментов в области космических медицины и биологии, физики жидкостей и горения, робототехники, технических исследований и дистанционного зондирования Земли — всего 11 КЭ по состоянию на середину 2016 г., а именно: «Тест ВнуКД», связанный с совершенствованием обеспечения внутрикорабельной деятельности экипажа; ОАСИС (гидродинамика, физика жидкости); «Микробиологический мониторинг»; «Перемещение жидкостей» (физика жидкости, космические медицина и биология); «Исследование грызунов — RR» (космическая биология); EarthKAM (наблюдения Земли); SPHERES, «UBNT-Бар» и «Робонавт» (технические исследования); «Сарколаб» (космическая медицина); «Зарево» (исследование холоднопламенного горения в невесомости). Эти исследования выполняются (а некоторые уже завершены) в ходе экспедиций МКС-39/40–55/56 с непосредственным участием российских космонавтов и получением результатов исследователями обеих стран [16]. Есть все основания утверждать, что эта совместная программа будет продолжена с включением в нее новых экспериментов. Международное сотрудничество на МКС оказывает серьезное влияние на выполнение российской национальной программы исследований. При имевшемся ранее дефиците пользовательских ресурсов это влияние 24

рассматривалось как сдерживающее для российской программы, при избытке ряда пользовательских ресурсов в последнее время — как стимулирующее и позитивное. МКС — единственная имеющаяся в настоящее время в распоряжении человечества космическая лаборатория на околоземной орбите (Китай начинает внедряться в этот сегмент деятельности, запущен первый модуль китайской ОС). Существует беспрецедентная возможность использования станции для улучшения некоторых ключевых технологий с тем, чтобы осуществить следующий шаг в области космических исследований, а также в качестве полигона для реализации прикладных научных исследований в целях: • отработки новых типов бортовой аппаратуры и методов ее применения; • уточнения данных о действующих факторах космического пространства, а также изучения условий эксплуатации КА и устанавливаемой на них бортовой аппаратуры; • совершенствования методов и средств обеспечения длительных пилотируемых полетов и технологий сборки больших межорбитальных комплексов в интересах будущих планетных исследований; • разработки новых космических технологий и их использования в промышленности и социальной сфере на Земле, включая непосредственное получение образцов продукции на орбите. Широкомасштабная международная кооперация, надежная система транспортного обеспечения и наличие на станции опытного экипажа позволяют регулярно обновлять полезные нагрузки, корректировать методики экспериментов в ходе их выполнения, возвращать на Землю результаты исследований по широкому спектру направлений фундаментальной науки. отдельные проекты ркк «энергия» в рамках программы мкС Сотрудничество с NASA и компаниями США. В октябре 2002 г. к МКС отправился первый корабль серии «Союз ТМА» (антропометрический), разработанный в соответствии с контрактом РКК «Энергия» с NASA. Основные доработки корабля «Союз ТМ» были связаны с выполнением требований по расширению диапазона антропометрических параметров экипажа до значений, пpиемлемыx для американского контингента астронавтов, и повышению степени защиты экипажа от ударных нагрузок путем КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

снижения посадочных скоростей и усовершенствования амортизации его кресел. В табл. 8 приведены антропометрические параметры кораблей «Союз ТМ» и «Союз ТМА». Всего было выполнено 22 успешных полета кораблей серии «Союз ТМА» (последний полет завершился в апреле 2012 г.). Таблица 8 Сравнение характеристик кораблей «Союз тм» и «Союз тма» Параметры космонавта (астронавта)

«Союз ТМ»

«Союз ТМА»

• максимальный стоя

182

190

• минимальный стоя

164 94

150 99

1. Рост, см

• максимальный сидя 2. Обхват груди, см • максимальный

112

• минимальный

Не ограничен

3. Масса, кг • максимальная • минимальная 4. Длина ступни максимальная, см

85 56

95 50

—

29,5

В соответствии с модификациями контракта с NASA осуществлены работы по изготовлению и установке системы туалета АСУиК в Американском сегменте, средств очистки атмосферы станции и др. С компанией Boeing проводились и проводятся совместные работы по стыковочным механизмам и другие работы по программе МКС. Проводились работы по программе модуля Enterprise (совместно с компанией SPACEHAB), по развитию космического туризма и шоу-проектов (совместно с компанией MirCorp, Нидерланды). С компанией Astrotech велись совместные работы по подготовке к производству на РС МКС вакцин. Ведутся работы с компанией Nano Racks по расширению целевого использования Российского сегмента МКС и разработке форм сотрудничества в реализации целевых, научных и образовательных программ на Международной космической станции. Сотрудничество с ESA. Большой объем работ был выполнен по европейскому транспортному кораблю ATV (изготовление и поставка матчасти, интеграция ATV с Российским сегментом МКС, участие в подготовке и проведении полетов). № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Переговоры по интеграции ATV с РС начались в 1996 г. На встрече в 1998 г. РКА/РКК «Энергия» с ЕSА договорились об объеме работ и их стоимости. Конкретные вопросы обсуждались сторонами еще два года, прежде чем были подписаны официальные документы. Условия и требования все время видоизменялись. В конечном итоге работы выполнялись в рамках прямого контракта РКК «Энергия» с Thales Alenia Space Italia, двух прямых контрактов РКК «Энергия» с Astrium GmbH, а также контракта между ЕSА и Роскосмосом, в котором РКК «Энергия» являлась головным подрядчиком Роскосмоса. В рамках этой программы РКК «Энергия» обеспечила: • изготовление и поставку комплектов из трех российских бортовых систем для пяти кораблей ATV (системы стыковки, дозаправки и управления российскими системами); работы по операционной поддержке миссий ATV, инженерной поддержке российских систем на этапах сборки и предпусковой подготовки корабля; • поставку компонентов российского топлива для доставки на МКС, а также ряд других работ и услуг. Космические корабли ATV запускались с космодрома Куру во Французской Гвиане с помощью ракеты-носителя Arian v. В 2014 г. был запущен последний из этой серии, пятый корабль ATV-5 «Жорж Леметр» (Georges Lemaître), хотя вначале контрактом было предусмотрено до семи полетов кораблей этого типа. В 2011 г. ESA приняло решение отказаться от планировавшихся ранее миссий ATV-6 и ATV-7 в связи с договоренностью с NASA об участии в полетах корабля Orion. Все контрактные обязательства РКК «Энергия» по миссиям были выполнены в полном объеме и приняты заказчиком. Европейский манипулятор ERA доставлен в РКК «Энергия», установлен на российском модуле МЛМ. Коммерческий контракт с DLR по возвращению на Землю элементов робота-манипулятора ROKVISS кораблем «Союз-ТМА» успешно реализован. Результаты проведенных работ позволили благополучно возвратить шарниры манипулятора и передать их для исследования в Центральный научно-исследовательский и опытно-конструкторский институт робототехники и технической кибернетики (ЦНИИ РТК). Осуществлялось взаимодействие с компанией Space Applications Systems (Бельгия) по созданию индивидуальных вспомогательных средств управления для экипажей пилотируемых кораблей. 25

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

С канадской компанией UrtheCast проведен огромный комплекс работ по созданию системы оптических телескопов высокого и среднего разрешения в интересах дистанционного зондирования Земли. В рамках сотрудничества с JAXA (до 2003 г. — Японское агентство по аэрокосмическим разработкам NASDA) проводилось экспонирование образцов материалов на внешней поверхности служебного модуля РС МКС, изучение воздействия микрометеоритных частиц на конструкционные материалы, используемые при разработке космической техники (эксперимент MPAC&SEED, проводившийся в 2001–2005 гг.), отработка применения на РС МКС телевидения высокой четкости для решения задач телемедицины и информирования общественности о ходе реализации программы МКС (эксперимент HDTV, проводившийся в 2001–2002 гг.), серия из девяти экспериментов по кристаллизации протеинов GCF на РС МКС (2003–2008 гг.), эксперименты по выращиванию фотонных кристаллов в условиях микрогравитации 3DPC, проводившиеся с 2005 по 2008 гг., и другие работы, в том числе рекламно-коммерческой направленности, такие как Pocari Sweet (2002 г.) и Space Cup Noodle (2005 г.). Все последующие проекты, реализуемые на борту МКС Роскосмосом и JAXA с 2009 г., получили статус совместных. Они выполняются сторонами за счет собственных средств при условии баланса вкладов и обеспечения равного доступа российских и японских ученых к полученным результатам исследований. заключение. разноплановые аспекты сотрудничества на мкС Программа МКС — наиболее масштабный международный проект. В процесс ее осуществления вовлечены многочисленные аэрокосмические корпорации и практически все существующие космические агентства. Более того, она объединяет в одно целое международные экипажи, различные средства выведения и транспортные космические системы, расположенные по всему земному шару организации и средства, обеспечивающие разработку и изготовление, запуск, управление КА, а также тренировки экипажей и персонала, функционирование средств связи и взаимодействие внутри международного научного сообщества. Элементы Международной космической станции, 26

запущенные различными странами, никогда не стыковались вместе вплоть до их встречи на орбите. Не последнее значение имеет решение вопросов, связанных с различиями языков и культурных парадигм участников. Самое большое достижение Программы МКС состоит в системе технической и программной интеграции, в нахождении понимания того, как планировать, координировать и организовывать сопровождение множества работ различных организаций в рамках программы. Для международного корпуса руководителей Программы МКС серьезной проблемой стало обеспечение координации и эффективности совместной работы всех участников, независимо от того, находятся ли они в России, Соединенных Штатах или других странах, в космических центрах или на промышленных предприятиях. Необходимо учитывать, что у различных участников порой имеются и различные приоритеты в работе, конкурирующие за обладание одними и теми же ресурсами. В своей реализации Программа МКС следовала процессу, рамки которого были строго определены и согласованы партнерами. Международная деятельность на низкой околоземной орбите базируется на системе межгосударственных взаимоотношений с включением в нее все большего объема коммерческих проектов. В будущем можно говорить о государственно-коммерческих орбитальных станциях, коммерческих кораблях и международных стандартах безопасности. Все эти моменты придется учитывать при формировании новых международных программ, в частности, программ исследования дальнего космоса. Список литературы 1. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 1. Исторический обзор // Космическая техника и технологии. 2017. № 1. С. 12–31. 2. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946–1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с. 3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва на рубеже двух веков. 1996–2001. М.: РКК «Энергия». 2001. 1326 с. 4. РКК «Энергия» имени С.П. Королёва в первом десятилетии XXI века. М.: РКК «Энергия», 2011. 832 с. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТВО В СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОВ. ЧАСТь 2.

5. История развития отечественной пилотируемой космонавтики. М.: ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», 2015. 448 с. 6. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва во втором десятилетии XXI века. 2011–2015. М.: РКК «Энергия», 2016. 895 с. 7. Деречин А.Г., Синявский В.В., Сорокин И.В. Развитие пилотируемой космонавтики. // В кн.: С.П. Королёв. Энциклопедия жизни и творчества. М.: РКК «Энергия», 2014. С. 152–188. 8. Алиев В.Г., Легостаев В.П., Лопота В.А. Создание и пятнадцатилетний опыт эксплуатации ракетно-космической системы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 3–13. 9. Легостаев В.П., Марков А.В., Сорокин И.В. Целевое использование Российского сегмента МКС: значимые научные результаты и перспективы // Космическая техника и технологии. 2013. № 2. С. 3–18. 10. Микрин Е.А. Перспективы развития отечественной пилотируемой космонавтики (к 110-летию со дня рождения С.П. Королёва) // Космическая техника и технологии. 2017. № 1. С. 5–11. 11. РКК «Энергия». Режим доступа: http://www.energia.ru (дата обращения 14.02.2017 г.). 12. International Space Station Benefits for Humanity, 2nd edition, NP-2015-01-001-JSC, NASAJSC. 2015. 138 p. 13. Хулапко С.В., Лягушин В.И., Архангельский В.В., Шуршаков В.А., Николаев И.В., Смит М., Машрафи Р. Определение дозы и

энергетического спектра нейтронов внутри и снаружи тканеэквивалентного шарового фантома с использованием пузырьковых детекторов в эксперименте «Матрешка-Р» на Российском сегменте МКС // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 51–63. 14. Robinson J.A., Thumm T., Alleyne C., Mayo S., Buckley N., Johnson-Green P., Zell M., Kamigaichi Sh., Umemura S., Karabadzhak G., Sorokin I.V., Avdeev S.V., Pignataro S., Sabbagh J. International Space Station accomplishments update: scientific discovery, advancing future exploration, and beneits brought home to Earth // Acta Astronautica. 2014. V. 103. P. 235–242. 15. Ландцеттель К., Беляев М.Ю., Бабкин Е.В., Волков О.Н., Заборовский В.С., Кондратьев А.С., Силиненко А.В., Мулюха В.А., Ильяшенко А.С. Удаленное управление робототехническими объектами с использованием телематических каналов связи в космических экспериментах серии «Контур» / Труды 46 Чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». Калуга, 13–15 сентября 2011 г. Казань: Центр Оперативной Печати, 2012. С. 59–73. 16. Сорокин И.В. Исследовательские программы международных партнеров на МКС // Труды 44 Чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». Калуга, 15–17 сентября 2009 г. Казань: Центр Оперативной Печати, 2010. С. 16–42. Статья поступила в редакцию 02.03.2017 г.

reference 1. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast’ 1. Istoricheskii obzor [International cooperation in manned spacelight. Part 1. Historical background]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1, pp. 12–31. 2. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva. 1946–1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946–1996]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 1996. 670 p. 3. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva na rubezhe dvukh vekov. 1996–2001 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia on the turn of two centuries. 1996–2001]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2001. 1326 p. 4. RKK «Energiya» imeni S.P. Koroleva v pervom desyatiletii XXI veka [S.P. Korolev RSC Energia in the irst decade of XXI century]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2011. 832 p. 5. Istoriya razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki [History of domestic manned cosmonautics development]. Moscow, OOO «Izdatel’skii dom «Stolichnaya entsiklopediya» publ., 2015. 448 p. 6. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva vo vtorom desyatiletii XXI veka. 2011–2015 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia in the second decade of XXI century]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2016. 895 p. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.

7. Derechin A.G., Sinyavskiy V.V., Sorokin I.V. Razvitie pilotiruemoi kosmonavtiki. In: S.P. Korolev. Entsiklopediya zhizni i tvorchestva [Development of manned cosmonautics. In book: S.P. Korolev. Encyclopedia of life and creative work]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2014. Pp. 152–188. 8. Aliev V.G., Legostaev V.P., Lopota V.A. Sozdanie i pyatnadtsatiletnii opyt ekspluatatsii raketno-kosmicheskoi sistemy «Morskoi start» [Development and ifteen-year operating experience of Sea Launch rocket and space system]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5), pp. 3–13. 9. Legostaev V.P., Markov A.V., Sorokin I.V. Tselevoe ispol’zovanie Rossiiskogo segmenta MKS: znachimye nauchnye rezul’taty i perspektivy [The ISS Russian Segment utilization: research accomplishments and prospects]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 2, pp. 3–18. 10. Mikrin E.A. Perspektivy razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki (k 110-letiyu so dnya rozhdeniya S.P. Koroleva) [Outlook for our country’s manned spacelight development (to mark the 110th anniversary of S.P. Korolev]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1, pp. 5–11. 11. RKK «Energiya» [RSC Energia]. Available at: http://www.energia.ru (accessed 14.02.2017). 12. International Space Station Benefits for Humanity, 2nd edition, NP-2015-01-001-JSC, NASAJSC. 2015. 138 p. 13. Khulapko S.V., Lyagushin V.I., Arkhangel’skii V.V., Shurshakov V.A., Nikolaev I.V., Smit M., Mashrai R. Opredelenie dozy i energeticheskogo spektra neitronov vnutri i snaruzhi tkaneekvivalentnogo sharovogo fantoma s ispol’zovaniem puzyr’kovykh detektorov v eksperimente «Matreshka-R» na Rossiiskom segmente MKS [Measurement of neutron dose and energy spectrum inside the tissue-equivalent spherical phantom and on its surface on the Russian Segment of the International Space Station using bubble detectors during Matryoshka-R experiment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 51–63. 14. Robinson J.A., Thumm T., Alleyne C., Mayo S., Buckley N., Johnson-Green P., Zell M., Kamigaichi Sh., Umemura S., Karabadzhak G., Sorokin I.V., Avdeev S.V., Pignataro S., Sabbagh J. International Space Station accomplishments update: scientific discovery, advancing future exploration, and beneits brought home to Earth. Acta Astronautica, 2014, vol. 103, pp. 235–242. 15. Landtsettel’ K., Belyaev M.Yu., Babkin E.V., Volkov O.N., Zaborovskii V.S., Kondrat’ev A.S., Silinenko A.V., Mulyukha V.A., Il’yashenko A.S. Udalennoe upravlenie robototekhnicheskimi ob»ektami s ispol’zovaniem telematicheskikh kanalov svyazi v kosmicheskikh eksperimentakh serii «Kontur». Trudy 46 Chtenii, posvyashchennykh razrabotke nauchnogo naslediya i razvitiyu idei K.E. Tsiolkovskogo. Sektsiya «Problemy raketnoi i kosmicheskoi tekhniki» [Remote control of robotic objects using telematic communication channels in space experiments of the Kontur series. Proceedings of 46 Readings devoted to the development of K.E. Tsiolkovsky scientific heritage and evolution of his ideas. Section Problems of rocket and space technology]. Kaluga, 13–15 September 2011. Kazan’, Tsentr Operativnoi Pechati publ., 2012. Pp. 59–73. 16. Sorokin I.V. Issledovatel’skie programmy mezhdunarodnykh partnerov na MKS. Trudy 44 Chtenii, posvyashchennykh razrabotke nauchnogo naslediya i razvitiyu idei K.E. Tsiolkovskogo. Sektsiya «Problemy raketnoi i kosmicheskoi tekhniki» [Research programs for the International partners on the ISS. Proceedings of 44 Readings devoted to the development of K.E. Tsiolkovsky scientific heritage and evolution of his ideas. Section Problems of rocket and space technology]. Kaluga, 15–17 September 2009. Kazan’, Tsentr Operativnoi Pechati publ., 2010. Pp. 16–42.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй

удК 629.78.036.54-043.79:533.682

экСпериментальные иССледования акуСтичеСких воздейСтвий Струй поСадочной двигательной уСтановки на возвращаемый аппарат пилотируемого транСпортного корабля © 2017 г. архипов а.б.1, брюханов н.а.2, дементьев в.к.2, дядькин а.а.2, комаров в.в.1, пономарев н.б.1, пономарев а.а.1 1 ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 2

Представлены результаты модельных экспериментальных исследований акустического воздействия струй сопел вертикального и горизонтального торможения посадочной твердотопливной двигательной установки возвращаемого аппарата перспективной пилотируемой транспортной системы на поверхность возвращаемого аппарата. Экспериментальные исследования выполнены в акустически заглушенном боксе соплового дифференциального стенда ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» при полном давлении рабочего тела перед соплами 60…120 кгс/см2 на высокотемпературных продуктах сгорания воздушно-этанолового топлива и на холодном воздухе. Исследования проводились с имитатором посадочной поверхности на модели масштаба 1:7 возвращаемого аппарата со всеми соплами посадочной двигательной установки, а также на модели масштаба 1:1,5 одиночного сопла вертикального торможения с регулируемым критическим сечением и макетом фрагмента кормовой части возвращаемого аппарата. Выполнен пересчет на натурные условия полученных экспериментальных данных, что необходимо для определения параметров акустической среды в обитаемом отсеке возвращаемого аппарата, и порождаемых внешним акустическим полем вибраций, действующих на оборудование и элементы электронной аппаратуры возвращаемого аппарата. Ключевые слова: возвращаемый аппарат, посадочная твердотопливная двигательная установка, посадочная поверхность, сопло с регулируемым критическим сечением, акустическое воздействие струи.

ExpErImENTal STudIES OF aCOuSTIC EFFECTS OF prOpulSIvE laNdINg SySTEm jETS ON rEENTry vEhIClE OF CrEw TraNSpOrTaTION SpaCECraFT arkhipov a.B.1, Bryukhanov N.a.2, dementyev v.k.2, dyadkin a.a.2, komarov v.v.1, ponomarev N.B.1, ponomarev a.a.1 1

SSC FSUE Keldysh Research Centre (Keldysh Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru 2

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow reg., 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

The paper presents results of model-test studies of acoustic effects on the surface of the reentry vehicle of jets from vertical and horizontal braking nozzles of solid rocket landing engines of the advanced crew transportation system reentry vehicle. The experimental studies were run in an anechoic box of the differential nozzle testing facility the Keldysh Center at 60…120 kg f/cm2 full pressure of working medium upstream of the nozzles, using high-temperature combustion products of air-ethanol propellant and cold air. The experimental studies were run using a landing surface mockup on a 1:7 scaled model of the reentry vehicle, which had all the nozzles of the propulsive landing system, as well as on a 1:1,5 scaled model of a single vertical braking nozzle with adjustable throat section and a mockup of a fragment of the aft section of the reentry vehicle. The obtained experimental data were scaled up to full-size conditions, which was necessary to determine the acoustic environment inside the crew cabin of the reentry vehicle and vibrations induced by the external acoustic field and acting upon the hardware and avionics components of the reentry vehicle. Key words: reentry vehicle, solid-rocket landing system, landing surface, nozzle with adjustable throat section, acoustic effects of a jet.

архипов а.б.

брюханов н.а.

комаров в.в.

дементьев в.к.

пономарев н.б.

дядькин а.а.

пономарев а.а.

АРХИПОВ Андрей Борисович — ведущий инженер Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru ARKHIPOv Andrey Borisovich — Lead engineer at the Keldysh Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru БРЮХАНОВ Николай Альбертович — главный конструктор перспективных космических комплексов и систем РКК «Энергия», e-mail: nikolay.bryukhanov@rsce.ru BRYUKHANOv Nikolay Albertovich — Ghief Designer of advanced space complexes and systems at RSC Energia, e-mail: nikolay.bryukhanov@rsce.ru ДЕМЕНТЬЕВ Владимир Константинович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: vladimir.dementiev@rsce.ru DEMENTYEv vladimir Konstantinovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: vladimir.dementiev@rsce.ru ДЯДЬКИН Анатолий Александрович — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru DYADKIN Anatoly Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: anatoly.a.dyadkin@rsce.ru 30

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй

КОМАРОВ Владимир Всеволодович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru KOMAROv vladimir vsevolodovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at the Keldysh Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru ПОНОМАРЕВ Николай Борисович — кандидат технических наук, начальник сектора Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru PONOMAREv Nikolay Borisovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Subdepartment at the Keldysh Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru ПОНОМАРЕВ Александр Александрович — кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru PONOMAREv Alexander Alexandrovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Lead research scientist at the Keldysh Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru введение Одной из задач при создании пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения является обеспечение мягкой посадки многоразового возвращаемого аппарата (ВА) с использованием парашютнореактивной системы посадки [1]. Мягкая посадка обеспечивается включением посадочной твердотопливной двигательной установки (ПТДУ). Сопла ПТДУ расположены на боковой конической поверхности ВА сегментально-конической формы (см. рис. 1 в работе [2]). Многосопловая ПТДУ имеет в своем составе восемь сопел вертикального торможения (ВТ) и четыре сопла горизонтального торможения (ГТ), а также четыре клапана сброса давления. Гашение вертикальной составляющей скорости ВА осуществляется соплами ВТ, а горизонтальной составляющей скорости, обусловленной ветровым воздействием при посадке − соплами ГТ. Струи ПТДУ оказывают акустическое (пульсационное) воздействие на ВА. Определение этого воздействия необходимо для прогнозирования акустической среды в отсеках ВА (включая обитаемый) и анализа нагружения конструкции. Задача моделирования и исследования на модели акустических воздействий струй ПТДУ осложнена большим количеством сопел, конструкцией этих сопел с косым срезом и прямоугольным регулируемым критическим сечением, площадь которого регулируется с помощью поворотной заслонки, сложностью геометрии предсопловых объемов, наличием отрывных зон с пульсирующим давлением в предсопловых объемах и за поворотной заслонкой, а также изменяющимся положением посадочной поверхности. Результаты экспериментального и расчетного исследований особенностей № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

течения в сопле ВТ представлены в работе [2]. Акустические характеристики струй таких сопел практически не были изучены, доступные публикации по ним отсутствуют. В данной статье представлены результаты экспериментальных исследований, выполненных в Центре Келдыша в акустически заглушенном боксе соплового дифференциального стенда (СДС) на модели сопла ВТ ПТДУ масштаба 1:1,5 с макетом фрагмента кормовой части ВА и имитатором посадочной поверхности (см. рис. 2, 3 в работе [2]), а также на модели ВА масштаба 1:7 со всеми соплами ПТДУ и имитатором посадочной поверхности, устанавливаемым на разных расстояниях от днища модели ВА перпендикулярно его продольной оси и под углом θ = 12° между осью ВА и нормалью к этой поверхности (рис. 1). В процессе этих исследований определены: • пульсации давления в предсопловом объеме сопла ВТ при заданных перекрытиях критического сечения сопла поворотной заслонкой; • акустические воздействия струй сопел ПТДУ ВА (рис. 1) на донную и боковую поверхности ВА в зависимости от количества струй (от восьми сопел ВТ, четырех сопел ГТ, двух и четырех клапанов сброса давления), расстояния (высоты Н) от вершины сферической части днища ВА до посадочной поверхности и наклона оси ВА к посадочной поверхности. В этих экспериментальных исследованиях в качестве рабочего тела использовались высокотемпературные (полная температура Т0 ≈ 1 250 К) продукты сгорания воздушноэтанолового топлива с коэффициентом избытка окислителя α < 1 и холодный воздух высокого давления при таких же, как в натурных условиях, полных давлениях рабочего тела перед соплами рк = 60…120 кгс/см2. 31

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

а)

б)

в)

г)

д) Рис. 1. Сопловой дифференциальный стенд (СДС) при проведении модельных исследований акустических воздействий струй посадочной твердотопливной двигательной установки (ПТДУ): а, б — с моделью ВА масштаба 1:7 со всеми соплами ПТДУ (1) и имитатором посадочной поверхности 2×2,5 м (2); в — модель ВА масштаба 1:7 с 16 соплами без оболочки перед монтажом на рабочее место; г — на рабочем месте стенда; д — чертеж модели сопла вертикального торможения масштаба 1:1,5

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй

массовом соотношении компонентов топлива Km = 2,3…3,2 (коэффициент избытка окислителя α = 0,27…0,37) («горячие» испытания). Эти модельные рабочие тела при таких же, как в ПТДУ, полных давлениях рабочего тела перед соплом рк, т. е. с такой же, как в натурных условиях, степенью нерасчетности струи, отличаются от натурного рабочего тела (продуктов сгорания ПТДУ) не только полной температурой (в ПТДУ Т0 ≈ 2 900 К), но также и другими параметрами, представленными в таблице (для воздушно-этанолового топлива представлены параметры при Km = 3,0).

параметры моделирования Для экстраполяции модельных экспериментальных данных на натурные условия исследования на СДС выполнены с использованием в качестве рабочих тел модельных струй со следующими параметрами: • холодный (с полной температурой Т0 ≈ 290 К) воздух высокого давления («холодные» испытания); • высокотемпературные (Т0 ≈ 1 250 К) продукты сгорания воздушно-этанолового топлива, полученные в стендовой камере сгорания при среднем по камере сгорания

параметры течений в соплах и струях в натурных и модельных условиях на СдС Параметры рабочего тела

Продукты сгорания ПТДУ

Продукты сгорания топлива воздух+этанол при Km = 3,0

M 1:1,5 /M 1:7

рк, кгс/см2

120

Т0, К

2 900

120

2 900

1 250

1,265

n Lcл /Lc, %

Воздух высокого давления

1,8

120

1 250

290

1,3

80 290 1,4

2,9

0,7/3,4

1,2/5,5

0,1/0,4

0,1/0,6 0,4/1,9

Lcт /Lc, %

5,5

8,6

2,2/10,2

3,5/16,4

0,3/1,2

dстр, мм

151

142

103/21

90/19

95/20

83/18

Reстр

2,2·106

1,7·106

6,8·106/1,4·106

4,9·106/1,0·106

7,1·107/1,5·107

4,9·107/1,1·107

С = Vстр /а∞

7,52

7,32

4,70

4,55

1,91

1,87

Vстр, м/с

2 589

2 521

1 618

1 568

657,4

643,5

2 ρстрVстр /2, МПа

0,841

0,727

0,940

0,808

1,045

0,891

В таблице использованы следующие обозначения: n – средний по длине сопла показатель изоэнтропы рабочего тела – определяет число Маха потока в сопле и отрыв потока от стенок сопла [3]; Lcл /Lc – относительная осевая длина Lcл, на которой пограничный слой в сопле ламинарный (Lc – осевая длина от начала поворотной заслонки до середины косого среза сопла). Величина Lcл определена по критерию ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое в сопле [3], основанному на числе Рейнольдса ReL = ρ0VmaxLc/μw, где ρ0 – плотность заторможенного потока; Vmax = a0 2/(n – 1) – скорость истечения рабочего тела в вакуум (а0 – скорость звука в камере сгорания); μw – вязкость рабочего тела при температуре стенки сопла. При ReL ≤ 107 пограничный слой в сопле ламинарный, а при ReL ≥ 3·107 – турбулентный; Lcт /Lc – относительная осевая длина Lcт, при которой пограничный слой в сопле становится турбулентным; dстр – диаметр идеальной струи рабочего тела при расширении от рк до атмосферного давления рн=1 кгс/см2; № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Reстр = ρстрVстрdcтр /μстр – число Рейнольдса струи, определенное по dcтр (ρстр, μстр – плотность и вязкость рабочего тела, соответственно), являющееся критерием подобия для акустического излучения струй; согласно работе [4], при Reстр > 5·105 пограничный слой струи, истекающей в затопленное пространство, является турбулентным, а уровни акустического излучения струи слабо зависят от Reстр; С = Vстр /а∞ – коэффициент скорости (а∞ – скорость звука в окружающей атмосфере), являющийся, согласно работе [4], критерием подобия акустического излучения струй; 2 Vстр, ρстрVстр /2 – скорость и скоростной напор рабочего тела в идеальной струе при расширении от рк до атмосферного давления рн = 1 кгс/см2 (ρстр – плотность рабочего тела в струе). В таблице для модельных рабочих тел приведены два значения параметров, зависящих от абсолютных размеров модели: для модели сопла ВТ масштаба 1:1,5 и для модели ВА со всеми соплами ПТДУ масштаба 1:7. Видно, что границы ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое в сопле Lcл /Lc, Lcт /Lc 33

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

и число Reстр моделируются практически полностью. Значения скоростного напора 2 /2, определяющего силовое струи ρстрVстр воздействие на посадочную поверхность, в модельных испытаниях охватывают натурные значения. Параметр моделирования С, характеризующий акустическое поле струи, используется для экстраполяции модельных экспериментальных данных на натурные условия. В модели сопла ВТ масштаба 1:1,5 воспроизведены (см. рис. 1, д): • форма проточной части предсоплового объема, состоящая из вертикального цилиндра, к которому по трубе подводится рабочее тело, и патрубка, соединяющего этот цилиндр с другим цилиндром, в котором установлена поворотная заслонка, регулирующая площадь прямоугольного критического сечения сопла; • форма горла сопла прямоугольного сечения, постоянного до начала конической расширяющейся части сопла; • форма конической расширяющейся части сопла, образованная несколькими коническими поверхностями, абсциссы граничных сечений которых геометрически подобны натурным, а ординаты этих сечений скорректированы относительно натурных для получения такого же, как при показателе изоэнтропы продуктов сгорания ПТДУ n = 1,265, числа Маха потока в сопле при показателе изоэнтропы модельного рабочего тела n = 1,3; • косое выходное сечение, расположенное на геометрически подобном натурному расстоянии от горла сопла и под таким же, как у натурного сопла, углом наклона относительно оси сопла. На этой модели исследовались пульсации давления в предсопловом объеме и горле сопла (см. рис. 1, д с расположением датчиков пульсаций давления), а также акустическое воздействие струи этой модели сопла на макет кормовой части ВА (см. рис. 3, в, г в работе [2]) при отсутствии и наличии имитатора посадочной поверхности. пульсации давления в предсопловом объеме и горле сопла вертикального торможения Пульсации давления на внутренней поверхности предсоплового цилиндра около поворотной заслонки на противоположной от входного газовода стороне измерялись датчиком ЛХ-612, в горле сопла — датчиком фирмы Endevco (рис. 1, д). Спектры этих пульсаций L1Гц (значения уровней в полосе 34

частот Δf = 1 Гц) показаны на рис. 2, где частоты f пульсаций давления в «холодных» испытаниях пересчитаны по числу Струхаля на условия «горячих» модельных испытаний (умножены на отношение скоростей звука).

а)

б) Рис. 2. Спектры пульсаций давления в предсопловом объеме в «холодных» и «горячих» испытаниях: а — (1 – F* /F*max ) = 2%; б — (1 – F* /F*max ) = 20%

Примечание. F* — текущая площадь критического сечения; F*max — площадь полностью открытого критического сечения; — — «холодное» испытание; — — «горячее» испытание.

Видно, что после такого пересчета частóты максимумов спектров пульсаций давления в предсопловом объеме в «холодных» испытаниях близки к частотам максимумов в «горячих» испытаниях. Этот результат указывает на одинаковые источники пульсаций давления в предсопловом объеме, но амплитуды пульсаций на характерных частотах в «горячих» испытаниях существенно выше, чем в «холодных». Зависимости суммарного уровня LS этих пульсаций от полного давления рабочего тела рк при разных значениях перекрытия горла сопла показаны на рис. 3. Суммарный уровень пульсаций давления LS — среднее квадратичное значение в децибелах относительно 2∙10–5 Н/м2 процесса пульсаций давления на интервале наблюдения. Кроме того, на рис. 3 пунктирной линией показана зависимость LS(рк), определенная по измеренным датчиком Endevco пульсациям давления в горле сопла в застойной зоне КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй

ниже по потоку от заслонки в «холодных» испытаниях. Видно, что в предсопловом цилиндре при (1 – F* /F*max ) = 0…20% суммарный уровень LS увеличивается при увеличении рк, а при одинаковых рк и (1 – F* /F*max ) = 20% в «горячих» испытаниях LS на ~4...5 дБ выше, чем в «холодных» испытаниях. При (1 – F* /F*max ) = 0 в горле сопла ниже по потоку от заслонки LS на ~6...7 дБ выше, чем в предсопловом цилиндре. Эти пульсации давления увеличивают турбулентность потока в сопле и струе.

проходит последовательно и поступает к соплам, как это изображено на рис. 1, д. При пересчете модельных данных на натурные условия необходимо было учитывать влияние этих отличий на исследуемые характеристики. С этой целью наряду с испытаниями модельного сопла ВТ масштаба 1:1,5 с макетом фрагмента кормовой части ВА, у которого боковая коническая поверхность ВА была упрощенно представлена набором плоских поверхностей (см. рис. 3, в, г в работе [2] и рис. 5), проведены испытания показанных на рис. 4 круглых сопел с круглой сужающейся частью и круглым горлом с этим же макетом фрагмента кормовой части ВА.

а) Рис. 3. Зависимости от полного давления рабочего тела рк суммарного уровня LS пульсаций давления в предсопловом объеме при (1 – F* /F*max ) = 0…20%: ◦ — холодные, 0%, предсопл.; ◦ — холодные, 2%, предсопл.; ◦ — горячие, 2%, предсопл.; ◦ — холодные, 20%, предсопл.; ◦ — горячие, 2%, предсопл.; ▲ — холодные, 0%, горло

акустические воздействия на поверхность возвращаемого аппарата от шума струй сопел посадочной двигательной установки Для максимально приближенного к натурным условиям моделирования воздействия шума струй ПТДУ на модель ВА стены, пол и потолок рабочей зоны стенда СДС были покрыты шумопоглощающими поролоновыми матами с пирамидками, подавляющими отражаемые от них звуковые волны (см. рис. 1, а, б). Определенный различными методами коэффициент поглощения шума этими покрытиями в рабочей зоне стенда составил 0,9…0,98 в диапазоне частот 100…20 000 Гц. Все испытания, которые сопровождались акустическими измерениями, проводились на СДС с установленными шумопоглощающими покрытиями. Для упрощения изготовления конструкции модели ВА, выполненной в масштабе 1:7 со всеми соплами ПТДУ (см. рис. 1, а, в), в ней использовались сопла с круглым критическим сечением без механизма его перекрытия. Кроме того, геометрия магистралей подвода рабочего тела к соплам также была упрощена — отсутствовали цилиндры, через которые в натурной ПТДУ рабочее тело № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

б) Рис. 4. Модельные конические сопла с круглым критическим сечением и сопловым насадком модели сопла вертикального торможения (ВТ) масштаба 1:1,5: а — с диаметром критического сечения d*= 29 мм, соответствующим полностью открытому критическому сечению модели сопла ВТ на рис. 1, д (сопло 1 — с внезапным поджатием, сопло 2 — с коническим входом); б — с d*= 22 мм, эквивалентным перекрытой на 50% площади критического сечения модели сопла ВТ (см. рис. 1, д)

В этих испытаниях присутствовал также имитатор посадочной поверхности (см. рис. 3, г в работе [2]), с которым взаимодействовала струя модельного сопла, расположенный под таким же, как в натурных условиях, углом относительно оси сопла. Исследовались варианты, когда продольная ось ВА перпендикулярна посадочной поверхности или наклонена на θ = 12° от вертикального положения в сторону увеличения угла встречи струи с посадочной поверхностью. Пульсации давления на поверхностях макета фрагмента кормовой части (рис. 5) и полной модели ВА (рис. 6) в диапазоне частот до 50 кГц измерялись датчиками Endevco типа 8510 и Kulite LQ-125, сигналы которых записывались многоканальным цифровым регистратором MIC-355М НПП «Мера». Коэффициент чувствительности каждого измерительного канала определялся 35

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

с помощью калибратора 4291 фирмы Bruel&Kjaer. Погрешность измерения суммарных уровней пульсаций давления по этим данным составляет не более ±5% (~ ±0,5 дБ). Дальнейшая обработка данных измерений с учетом индивидуальных амплитудночастотных характеристик датчиков проводилась с помощью программы, разработанной в среде LabVIEW 7.

Рис. 5. Расположение датчиков пульсаций давления (М01…М06) на макете фрагмента кормовой части возвращаемого аппарата с моделью масштаба 1:1,5 сопла вертикального торможения (ВТ) и модельными круглыми соплами ВТ

Анализ данных, полученных при испытаниях модели сопла ВТ масштаба 1:1,5 (см. рис. 1, д) и эквивалентных круглых сопел (см. рис. 4) с макетом фрагмента кормовой части ВА (см. рис. 3, в в работе [2]) показал следующее. Величины LS пульсаций давления от шума струи модели сопла ВТ на макете фрагмента кормовой части ВА практически не зависят от перекрытия критического сечения сопла в диапазоне (1 – F* /F*max ) = 0…50% и возрастают при увеличении полной температуры рабочего тела на ~1 000 К (от 290 до 1 250 К) на ΔLS ≈ 4,5…5,5 дБ на боковой поверхности и периферии днища макета. Величина LS пульсаций давления от шума «холодной» струи круглого сопла 1 с внезапным поджатием всего на ~0,3…0,9 дБ выше, чем от струи круглого сопла 2 с коническим поджатием. Величины LS пульсаций давления от шума «холодных» струй модели сопла ВТ с полностью открытым критическим сечением прямоугольной формы и круглого сопла 1 отличаются больше: LS от шума струи модели сопла ВТ на ~1,2…2,9 дБ выше, чем от шума струи сопла 1, причем эта разница уменьшается по мере удаления от косого среза сопла. Очевидно, повышенный шум струи модели сопла ВТ обусловлен повышенными пульсациями давления в предсопловом цилиндре и горле этого сопла. 36

Разница между LS пульсаций давления от шума струи модели сопла ВТ и от шума струи круглого сопла 3 (в обоих случаях (1 – F* /F*max ) = 50%) при увеличении полной температуры рабочего тела на ~1 000 К (от 290 до 1 250 К) уменьшается: в «холодных» испытаниях ΔLS ≈ 1,6…4,3 дБ, а в «горячих» испытаниях ΔLS ≈ 1,4…2,4 дБ. На рис. 6 показано расположение датчиков пульсаций давления на днище и боковой поверхности модели ВА масштаба 1:7.

Рис. 6. Расположение датчиков пульсаций давления на днище (ПД) и боковой поверхности (ПБ) модели ВА масштаба 1:7

Внутренний контур сопел ВТ и ГТ модели ВА масштаба 1:7 соответствовал контуру модельного сопла 1 (см. рис. 4, а). При испытаниях этой модели ВА имитатор посадочной поверхности размером 2×2,5 м располагался на расстояниях от днища ВА Н = 146 (соответствует касанию посадочной поверхности опорами ВА), 250, 430, 715 и 1 000 мм и устанавливался перпендикулярно оси модели ВА, а также под углом θ = 12° между осью модели и нормалью к имитатору со стороны сопел ГТ. Соответственно, струи модельных сопел ВТ попадали на имитатор посадочной поверхности, только начиная с Н ≤ 715 мм, а струи модельных сопел ГТ — только при Н ≤ 250 мм и θ = 12°, как показано на рис. 7. При попадании модельных струй на имитатор посадочной поверхности на модель ВА приходят акустические волны как от слоя смешения струй с окружающей атмосферой, так и от места взаимодействия струй с поверхностью имитатора. При уменьшении Н вклад слоя смешения струй в акустическое воздействие на ВА снижается, а вклад зоны взаимодействия струй с имитатором посадочной поверхности возрастает. Уровень акустического воздействия от слоя смешения пропорционален коэффициенту скорости струи С = Vстр /а∞, где а∞ — скорость звука в атмосфере, а уровень акустического воздействия от зоны взаимодействия струи с преградой, согласно работе [4], зависит от скоростного напора струи КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй 2 /2 (см. таблицу). Частота максимума ρстрVстр спектра пульсаций давления от акустического излучения участка струи зависит от расстояния между срезом сопла и посадочной поверхностью: чем это расстояние больше, тем ниже частота максимума спектра, что определяется характеристиками турбулентности в слое смешения струи. Частóты f максимумов акустического излучения слоя смешения струи определяются его турбулентностью и числом Струхаля Sha = fdстр /а∞, где а∞ — скорость звука в окружающей атмосфере. Спектр акустического излучения зоны взаимодействия струи с преградой также зависит от турбулентности струи и при сокращении длины струи становится более высокочастотным.

Рис. 7. Схемы попадания струй модели ВА масштаба 1:7 на имитатор посадочной поверхности в испытаниях на сопловом дифференциальном стенде

Характеристики акустического воздействия на днище и боковую поверхность натурного ВА определялись по результатам испытаний модели ВА масштаба 1:7 при совместной работе восьми сопел ВТ и четырех сопел ГТ с учетом данных, полученных при сравнительных испытаниях модельного сопла ВТ масштаба 1:1,5 и эквивалентных круглых сопел (см. рис. 4) с макетом фрагмента кормовой части возвращаемого аппарата. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Полученные зависимости LS пульсаций давления от расстояния до преграды Н в диапазоне частот до 20 кГц на внешней поверхности ВА в «холодных» и «горячих» испытаниях модели ВА масштаба 1:7 с одновременно работающими восемью модельными соплами ВТ и четырьмя модельными соплами ГТ показаны на рис. 8. Видно, что во всех точках измерения пульсаций давления в «холодных» и «горячих» испытаниях наблюдается рост LS с уменьшением Н. Скоростной напор струй модели ВА при рк = 120 кгс/см2 в «горячих» и «холодных» испытаниях, соответственно, на 12 и 24% выше скоростного напора натурных струй (см. таблицу), что в числе других факторов учитывалось при пересчете модельных данных на натурные условия. Анализ результатов испытаний модели ВА масштаба 1:7 и одиночных модельных сопел масштаба 1:1,5 с макетом фрагмента кормовой части ВА показал, что с учетом всех отличий модельных параметров от натурных (см. таблицу) пересчет данных модельных испытаний на натурные условия приводит к прогнозируемым максимальным значениям LS, составляющим 171 дБ на днище ВА и 162 дБ на боковой поверхности ВА (рис. 9). Для прогнозирования натурных спектров пульсаций давления на днище и боковой поверхности ВА использованы нормированные осредненные спектры пульсаций давления в зависимости от числа Струхаля (рис. 10). Здесь L0a = L1Гц – LS – 10 lg(ΔSha); L1Гц — спектральный уровень пульсаций давления (дБ) в полосе частот Δf = 1 Гц с текущей центральной частотой f этой полосы; LS — суммарный уровень пульсаций давления в измеряемом диапазоне частот, дБ; ΔSha = Δfdстр /а∞ — безразмерная полоса частот. Сравнение дано для «холодных» и «горячих» испытаний, в которых расчетные диаметры струй dстр были примерно одинаковыми. Для модели ВА масштаба 1:7 этот диаметр струи в «холодных» и «горячих» испытаниях составлял dcтр = 21 мм, а для сопла ВТ масштаба 1:1,5 — dcтр = 85 мм. На рис. 10 видно, что в спектрах пульсаций давления на днище и боковой поверхности модели ВА в «холодных» испытаниях имеются максимумы (дискретные составляющие) при Sha = 0,1 и 0,17, механизм возникновения которых определяется резонансными процессами при взаимодействии струи с преградой. С ростом температуры струи эти механизмы играют все меньшую роль, что подтверждают данные «горячих» испытаний, в которых в спектрах пульсаций давления на днище и боковой поверхности модели имеются только широкополосные максимумы. 37

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

а) а)

б) б)

в)

г) Рис. 8. Зависимости LS (Н), полученные на модели ВА масштаба 1:7 при рк = 120 кгс/см2, θ = 0°: а — днище («холодные» струи); б — боковая поверхность («холодные» струи); в — днище («горячие» струи); г — боковая поверхность («горячие» струи)

Рис. 9. Прогнозируемые суммарные уровни LS пульсаций давления на днище и боковой поверхности ВА в зависимости от расстояния Н: а — днище; б — боковая поверхность; ◦ — модель T0 = 290 К; ◦ — модель T0 = 1 270 К; ◦ — прогноз на ВА с посадочной твердотопливной двигательной установкой

Нормированные спектры (в зависимости от Sha) пульсаций давления на макете фрагмента кормовой части ВА от шума струи модели сопла ВТ масштаба 1:1,5 близки к спектрам пульсаций давления, измеренным на модели ВА масштаба 1:7. Так как в «холодных» испытаниях в спектрах пульсаций давления имеются дискретные составляющие при Sha = 0,1 и 0,17, то при прогнозировании формы спектров в натурных условиях использованы спектры, полученные в «горячих» испытаниях. Эти спектры в полосе частот Δf = 1 Гц, осредненные по днищу и по боковой поверхности модели ВА масштаба 1:7 при рк = 126 кгс/см2, показаны на рис. 11. Пересчет частот модельных данных на натурные спектры пульсаций давления проведен из условия равенства Sha: fнат = fмод× нат мод нат dстр )/(aмод dстр ), где индекс «мод» означает ×(a∞ ∞ модельные условия, а «нат» — натурные. Расчет спектров для натурных условий проведен по формуле: ( fнат) = Lмод (fмод) + Δ + Lнат 1Гц 1Гц мод нат dстр )/(a∞нат dмод )), + 10 lg((a∞ стр

где Lнат и Lмод — натурный и модельный спект1Гц 1Гц ральные уровни в дБ в полосе частот Δf = 1 Гц, КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

эКСпЕрИМЕНТАЛьНыЕ ИССЛЕдОвАНИЯ АКуСТИЧЕСКИХ вОздЕйСТвИй СТруй

соответственно; Δ — сумма прогнозируемых приращений, учитывающих влияние рассмотренных выше отличий модельных испытаний от натурных условий (для днища ВА Δ = 10,3 дБ, для боковой поверхности ВА Δ = 7,7 дБ). Результаты пересчета представлены на рис. 12.

Рис. 12. Прогнозируемые осредненные спектры в полосе частот Δf = 1 Гц пульсаций давления на днище и боковой поверхности натурного ВА при взаимодействии струй посадочной твердотопливной двигательной установки с посадочной поверхностью: ▃ — днище; ▃ — боковая поверхность

% перекрытия

Контур

рк, кгс/см2

LS, дБ

Т 0, К

▃▃

Мод. ВТ

86,5

155,5

1 250

▃

Мод. ВТ

109,0

151,0

290

▃

М 1:7

126,0

160,5

1 250

▃

М 1:7

118,5

153,5

290

а)

% перекрытия

Контур

рк, кгс/см2

LS, дБ

Т0, К

▃▃

Мод. ВТ

86,5

149,5

1 250

▃

Мод. ВТ

109,0

146,5

290

▃

М 1:7

126,0

154,0

1 250

▃

М 1:7

118,5

149,0

290

Представленные на рис. 12 спектры пульсаций давления соответствуют суммарному уровню LS прог = 171 дБ на днище ВА и LS прог = 162 дБ на боковой поверхности ВА. заключение Проведенные в акустически заглушенном боксе соплового дифференциального стенда ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» исследования на модели масштаба 1:1,5 сопла вертикального торможения и на модели масштаба 1:7 возвращаемого аппарата со всеми соплами посадочной двигательной установки позволили путем пересчета модельных экспериментальных данных на натурные условия определить уровни акустического воздействия струй посадочной двигательной установки на поверхность возвращаемого аппарата в зависимости от его расстояния до посадочной поверхности и угла наклона оси возвращаемого аппарата относительно посадочной поверхности.

б) Рис. 10. Нормированные осредненные спектры пульсаций давления на днище и боковой поверхности модели ВА масштаба 1:7 и модели сопла вертикального торможения масштаба 1:1,5 в зависимости от числа Струхаля Sha: а — днище ВА; б — боковая поверхность ВА

Рис. 11. Спектры осредненных пульсаций давления на днище и боковой поверхности модели ВА масштаба 1:7 при рк= 126 кгс/см2, использованные для пересчета на натурные условия: ▃ — днище, LS = 161,5 дБ; ▃ — боковая поверхность, LS = 154,0 дБ № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Список литературы 1. Антонова А.П., Брюханов Н.А., Четкин С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 21–30. 2. Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В., Пономарев Н.Б., Пономарев А.А. Экспериментальные исследования характеристик посадочной двигательной установки пилотируемого транспортного корабля и газодинамического воздействия струй на посадочную поверхность // Космическая техника и технологии. 2016. № 4(15). С. 43–56. 3. Пономарев Н.Б., Воинов А.Л., ЛозиноЛозинская И.Г. Расчетные и экспериментальные методы определения удельного импульса 39

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В. и др.

тяги нового двигателя / В кн. Рабочие процессы в жидкостном ракетном двигателе и их моделирование // Под ред. академика РАН Коротеева А.С. М.: Машиностроение, 2008. С. 17–80.

4. Антонов А.Н., Купцов В.М., Комаров В.В. Пульсации давления при струйных и отрывных течениях. М.: Машиностроение, 1990. 272 с. Статья поступила в редакцию 15.09.2016 г.

reference 1. Antonova A.P., Bryukhanov N.A., Chetkin S.V. Sredstva posadki pilotiruemogo transportnogo korablya novogo pokoleniya [Landing equipment of the new generation manned transportation spacecraft]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 21–30. 2. Arkhipov A.B., Bryukhanov N.A., Dement’ev V.K., Dyad’kin A.A., Komarov V.V., Ponomarev N.B., Ponomarev A.A. Eksperimental’nye issledovaniya kharakteristik posadochnoi dvigatel’noi ustanovki pilotiruemogo transportnogo korablya i gazodinamicheskogo vozdeistviya strui na posadochnuyu poverkhnost’ [Experimental studies of performance of the manned transportation spaceship’s landing propulsion system and its jets’ gasdynamic efects on the landing surface]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 4(15), pp. 43–56. 3. Ponomarev N.B., Voinov A.L., Lozino-Lozinskaya I.G. Raschetnye i eksperimental’nye metody opredeleniya udel’nogo impul’sa tyagi novogo dvigatelya. In: Rabochie protsessy v zhidkostnom raketnom dvigatele i ikh modelirovanie [The calculated and experimental methods for determining a speciic impulse of the new engine thrust / In: Working processes in the liquid rocket engine and their simulation]. Ed. RAS academician Koroteev A.S. Moscow, Mashinostroenie publ., 2008. Pp. 17–80. 4. Antonov A.N., Kuptsov V.M., Komarov V.V. Pul’satsii davleniya pri struinykh i otryvnykh techeniyakh [The pressure pulsations with jet and separated lows]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1990. 272 p.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ИССЛЕДОВАНИЕ СВЕрХзВуКОВОГО ОбТЕКАНИЯ пЛОСКОй пЛАСТИНы

удК 533.6.011.5:532.574.7

иССледование Сверхзвукового обтекания плоСкой плаСтины С раСположенными на ней преградами методом люминеСцентных преобразователей давления © 2017 г. ганиев ю.х.1, гобызов о.а.2, ложкин ю.а.2, рабецкий а.С.2, рябов м.н.2, филиппов С.е.1, Шманенков в.н.1 ФГУП Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш) Ул. Пионерская, 4, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: corp@tsniimash.ru

Институт теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН (ИТ СО РАН) Пр. Лаврентьева, 1, г. Новосибирск, Российская Федерация, 630090, e-mail: aleks@itp.nsc.ru 2

Практика отработки изделий ракетно-космической техники последних лет показала монотонное возрастание удельной доли изделий с сильно нелинейными аэродинамическими характеристиками и тенденцию отхода от геометрических форм, которые можно свести к модельным осесимметричным задачам. Именно это определило создание и внедрение в практику экспериментальных исследований в ЦНИИмаш новых методов и технологий визуализации сложных трехмерных картин отрывных течений, возникающих в окрестности органов управления и надстроек. Самостоятельный интерес представляет исследование особенностей возникновения развитых отрывных зон, пульсаций давления, формирования вихревых образований, конденсации отдельных компонентов газовых потоков и других нестационарных процессов, которые необходимо учитывать в процессе аэродинамической отработки современных летательных аппаратов и сложных технических систем. В настоящей работе приведены результаты экспериментальных исследований структуры пространственного сверхзвукового течения потока газа перед плоскими препятствиями, расположенными на пластине. Теневым методом получена картина отрывного обтекания препятствия в плоскости симметрии течения, перпендикулярной к модели. Основной целью исследования была одновременная регистрация полей давления на поверхности пластины методом люминесцентных преобразователей давления. На основе полученных распределений давления рассчитаны аэродинамические нагрузки на поверхность модели и проведен анализ структуры потока в отрывной области перед препятствием. Ключевые слова: сверхзвуковое течение, панорамный метод исследования, люминесцентный преобразователь давления, трехмерные отрывные зоны.

a STudy OF ThE SupErSONIC FlOw FIEld arOuNd a FlaT plaTE wITh OBSTruCTIONS uSINg ThE mEThOd OF lumINESCENT prESSurE TraNSduCErS ganiev yu.кh.1, gobyzov O.a.2, lozhkin yu.a.2, rabetskiy a.S.2, ryabov m.N.2, Filippov S.E.1, Shmanenkov v.N.1 1

Federal State Unitary Enterprise Central Research Institute for Machine Building (TsNIImash) 4 Pionerskaya str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: corp@tsniimash.ru 2

Siberian branch of RAS Kutateladze Institute of Thermophysics (IT SB RAS) 1 Lavrent'eva av., Novosibirsk, 630090, Russian Federation, e-mail: aleks@itp.nsc.ru № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Ганиев Ю.Х., Гобызов О.А., Ложкин Ю.А., Рабецкий А.С.,Рябов М.Н., и др.

The experience of developing rocket and space hardware in recent years has shown a steady increase in the proportion of vehicles with highly nonlinear aerodynamic properties and a trend away from geometric forms reducible to axisymmetric modeling problems. This is what drove development and introduction into experimental research at TsNIIMash of new methods and techniques for visualizing complex 3D patterns of detached flows occurring in the vicinity of control surfaces and superstructures. Of interest in its own right is a study of origination of developed detached flow zones, pressure pulsations, vortex formations, condensation of individual components of gas flows and other transient processes, which need to be taken into account in the course of aerodynamic testing of advanced flying vehicles and complex engineering systems. This paper discusses the results of experimental studies of patterns of spatial supersonic gas flow upstream of flat obstacles installed on the plate. Shadow method was used to obtain the pattern of flow around an obstacle in the flow axial plane perpendicular to the model. The main objective of the study was to simultaneously record pressure fields on the plate surface using the method of luminescent pressure transducers. The obtained pressure profiles were used as a basis for calculating aerodynamic loads on the model surface and conducting an analysis of the flow pattern in the separated-flow region upstream of the obstacle. Key words: supersonic flow, planar optical measurements, pressure sensitive paint, threedimensional flow separation.

ганиев ю.х.

рябов м.н.

гобызов о.а.

ложкин ю.а.

филиппов С.е.

рабецкий а.С.

Шманенков в.н.

ГАНИЕВ Юрий Худыевич — кандидат технических наук, начальник лаборатории ЦНИИмаш, e-mail: ganyurj@yandex.ru GANIEv Yury Khudyevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Laboratory at TsNIImash, e-mail: ganyurj@yandex.ru ГОБыЗОВ Олег Алексеевич — младший научный сотрудник ИТ СО РАН, e-mail: oleg.a.g.post@gmail.com GOBYZOv Oleg Alekseevich — Junior research scientist at IT SB RAS, e-mail: oleg.a.g.post@gmail.com ЛОЖКИН Юрий Андреевич — младший научный сотрудник ИТ СО РАН, e-mail: lozhkin@gmail.com LOZHKIN Yury Andreevich — Junior research scientist at IT SB RAS, e-mail: lozhkin@gmail.com 42

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ИССЛЕдОВАНИЕ СВЕрХзВуКОВОГО ОбТЕКАНИЯ пЛОСКОй пЛАСТИНы

РАБЕЦКИЙ Артем Сергеевич — инженер-исследователь ИТ СО РАН, e-mail: rabeckiy@yandex.ru RABETSKIY Artem Sergeevich — Engineer-researcher at IT SB RAS, e-mail: rabeckiy@yandex.ru РЯБОВ Михаил Николаевич — инженер-исследователь ИТ СО РАН, e-mail: mihahmach@mail.ru RYABOv Mikhail Nikolaevich — Engineer-researcher at IT SB RAS, e-mail: mihahmach@mail.ru ФИЛИППОВ Сергей Евгеньевич — кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник ЦНИИмаш, e-mail: ilippovse@tsniimash.ru FILIPPOv Sergey Evgenyevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Lead research scientist at TsNIImash, e-mail: ilippovse@tsniimash.ru ШМАНЕНКОВ Валерий Николаевич — доктор технических наук, главный научный сотрудник ЦНИИмаш, e-mail: valery@yandex.ru SHMANENKOv valery Nikolaevich — Doctor of Science (Engineering), Chief research scientist at TsNIImash, e-mail: valery@yandex.ru введение

Средства регистрации и описание модели

Несмотря на широкое развитие численных методов в аэрогазодинамике современных высокоскоростных летательных аппаратов с органами управления, их экспериментальная отработка в аэродинамических трубах (АДТ) является актуальной задачей. Получение максимального объема информации при проведении экспериментальных исследований связано с применением новых подходов, в частности, с использованием панорамных оптических методов исследования течения газа и полей давления на поверхности аэродинамических моделей. В силу высокой информативности панорамные методы имеют широкую перспективу применения для валидации расчетных методов. К числу таких методов относится основанный на эффекте тушения люминесценции кислородом [1] метод люминесцентных преобразователей давления (ЛПД), называемых также люминесцентными бароиндикаторными покрытиями. Этот метод, предназначенный для регистрации полей давления на поверхности моделей, в настоящее время активно используется в аэродинамическом эксперименте [2–8]. В данной работе с применением метода ЛПД в АДТ ЦНИИмаш проводились эксперименты по исследованию структуры пространственного сверхзвукового течения перед плоскими препятствиями, расположенными на пластине. Аналогичные задачи решались ранее посредством точечных измерений [9–11], в частности, в работе [10] описана зарегистрированная сверхзвуковая зона возвратного течения перед цилиндром, расположенным перпендикулярно обтекаемой плоскости. Этот результат нашел подтверждение в настоящих экспериментах.

В качестве чувствительного к давлению ЛПД-покрытия, наносимого на поверхность модели, использовался платиновопорфириновый комплекс в полимерной матрице. Важным преимуществом этого является то, что для подсветки данного покрытия не требуются специальные кварцевые оптические стекла в аэродинамических трубах, так как длина волны его возбуждения λ лежит в ближнем ультрафиолетовом диапазоне спектра. Возбуждение люминесцентного покрытия осуществлялось путем подсветки диодным источником излучения в импульсном режиме (длительность импульсов 60 мкс) с максимальной интенсивностью излучения на длине волны λ = 385 нм. Для регистрации картин люминесценции использовалась малошумная камера с матрицей с разрешением 2 560×2 160 пикс. Для повышения соотношения сигнал/шум камера работала в режиме аппаратного биннинга 3×3 пикс. Картины люминесценции регистрировались с частотой 10 Гц. Управление экспериментом и обработка данных производились с использованием программного пакета ActualFlow. Калибровка зависимости яркости картин люминесценции от давления осуществлялась методом in situ, т. е. по показаниям датчиков давления, полученным непосредственно в каждом эксперименте. Калибровка осуществлялась по двум датчикам, в то время как показания четырех дополнительных датчиков использовались для проверки корректности восстановления давления по полю. Такая процедура коррекции и обработки изображений, а также реконструкции полей давления соответствовали описанным в работе [5].

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Ганиев Ю.Х., Гобызов О.А., Ложкин Ю.А., Рабецкий А.С.,Рябов М.Н., и др.

На плоской пластине длиной 400 мм и шириной 132 мм, на расстоянии L = 200 мм от передней кромки располагались плоские щитки трех видов: b×h = 132×15 мм; 20×15 мм; 20×10 мм, где b — ширина, h — высота (рис. 1).

Рис. 1. Модель плоской пластины со щитками в рабочей части

Модели испытывались в потоке газа с числом Маха М = 4 и числами Рейнольдса, рассчитанными по расстоянию L, ReL = 3,12∙106; 5,14∙106; 11,56∙106, что соответствовало ламинарному, переходному и турбулентному режимам течения. Исследования проводились в сверхзвуковой АДТ с размером рабочей части 600×600 мм. Отметим, что конструкция рабочей части сверхзвуковой АДТ позволяла одновременно наблюдать, используя теневой метод, течение в плоскости симметрии, перпендикулярной к модели, и проводить регистрацию распределения давления в отрывной зоне на пластине перед щитком методом люминесцентных преобразователей давления и измерения давления в шести дренажных точках. Таким образом, в данных экспериментах использовались три различных способа измерений параметров потока и полей давления на поверхности пластины, включая отрывную зону. 44

результаты экспериментальных исследований Картины течения в окрестности щитка 20×15 мм (b/h = 1,33) при различных числах Рейнольдса, зарегистрированные теневым (в плоскости симметрии течения) и ЛПД методами, представлены на рис. 2, а. На теневых картинах в плоскости симметрии видны системы скачков, положения начала перехода и отрыва пограничного слоя. Аналогичные области регистрировались и с помощью бароиндикаторных покрытий — распределения давления на пластине отражают особенности в состоянии пограничного слоя (ламинарный, переходный, турбулентный). Распределения давления, полученные на плоскости непосредственно перед щитком и вблизи боковых кромок пластины, указывают на пространственный характер течения. В плоскости симметрии эпюры давления при больших числах Рейнольдса (ReL = 5,14⋅106 и 11,56⋅106) согласуются между собой. Отметим, что величины давления, зарегистрированные датчиками давления и барокрасками, хорошо согласуются между собой (рис. 2, б). Что касается процессов в пограничном слое, то при числе Рейнольдса ReL = 3,12∙106 протяженность зоны ламинарно-турбулентного перехода от начала до его отрыва, вызванного скачком уплотнения, зафиксирована обоими методами (рис. 2, а, б). При увеличении числа Рейнольдса (ReL = 5,14∙106) точка перехода пограничного слоя перемещается вниз по течению и смыкается с точкой отрыва. В случае пространственного характера обтекания щитков была зарегистрирована область сверхзвукового возвратного течения, положение которой зависит от высоты щитка и от числа ReL. Непосредственно перед щитками отношение максимального (x/L ~0,99) и минимального (x/L ~0,93) статических давлений Pmax⁄Pmin ~3,0 соответствует возвратному течению с числом Маха М = 1,36 (рис. 2, б). Данная конфигурация течения идентична пространственному обтеканию препятствия, исследованному в работе [10]. В случае широкого щитка (132×15 мм; b/h = 8,8; двумерное обтекание), судя по распределению давления, линии перехода и отрыва пограничного слоя при числе Рейнольдса ReL = 5,1∙106 сближаются, а их граница приобретает меньшую кривизну (рис. 3). Заметим, что вблизи боковых кромок пластины, как можно заключить из представленных распределений давления, полученных методом ЛПД, двумерный характер течения нарушается, и видны краевые эффекты обтекания. В области возвратного течения в данных экспериментах сверхзвуковая зона на пластине не обнаружена. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ИССЛЕдОВАНИЕ СВЕрХзВуКОВОГО ОбТЕКАНИЯ пЛОСКОй пЛАСТИНы

б) Рис. 2. Влияние числа Рейнольдса на течение перед щитком 20×15 мм: а — теневая картина и поле давления; б — распределения давления на пластине в плоскости симметрии течения

На рис. 4 приведены изобары перед щитками (b/h = 8,8; 1,33), с помощью которых также фиксируется наличие звуковой линии при пространственном характере обтекания щитка (b/h = 1,33). Стрелками показаны направления набегающего потока. Отметим, что для определения размеров сверхзвуковой области возвратного течения необходимо проведение регистрации давления как перед щитком, так и на самом щитке. Для определения границ сверхзвуковой зоны на щитках в дальнейшем будут проведены дополнительные исследования. Полученные распределения давления на пластине перед щитком позволили оценить действующую нормальную силу F. На рис. 5 приведены графики зависимости изменения нормальной силы F от координаты x/L, где х — расстояние от передней кромки пластины; F — интеграл от давления перед щитком zb x0 + ∆

F =∫

∫

(p/q)dxdz;

za x 0

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

ось z направлена перпендикулярно набегающему потоку на поверхности пластины, za = –0,26; zb = 0,26; x0 = 0,37; Δ варьируется от 0,03 до 0,6. Каждая точка на графике соответствует значению интеграла при соответствующей величине Δ. Сила отнесена к скоростному напору набегающего потока q и площади S = (zb – za)Δ. На приведенных графиках наблюдается рост нормальной силы при входе в область отрывного течения перед щитком. При этом характер возрастания нагрузки изменяется в зависимости от числа Рейнольдса, и, в меньшей степени, от размеров щитка. Несмотря на различный характер нарастания силы F при приближении к щитку, ее максимальное значение в единицах (F/qS)max практически не изменяется с ростом ReL. Максимальная величина силы F примерно на 15% выше перед щитком c соотношением сторон b/h = 1,33, чем перед щитком с b/h = 2. 45

Ганиев Ю.Х., Гобызов О.А., Ложкин Ю.А., Рабецкий А.С.,Рябов М.Н., и др.

а)

б) Рис. 3. Влияние числа Рейнольдса на течение перед щитком 132×15 мм: а — теневая картина и поле давления; б — распределения давления на пластине в плоскости симметрии течения

а)

б)

Рис. 4. Эпюры (а) и изолинии (б) давления перед щитками. Стрелками показаны направления набегающего потока

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ИССЛЕдОВАНИЕ СВЕрХзВуКОВОГО ОбТЕКАНИЯ пЛОСКОй пЛАСТИНы

Список литературы

а)

б) Рис. 5. Нормальная аэродинамическая сила, действующая на поверхность модели в области отрывного течения, M = 4: а — ReL = 3,12·106; б — ReL = 5,14·106

заключение С использованием люминесцентных барокрасок в аэродинамических трубах ЦНИИмаш впервые были получены поля давления на пластине с установленными на ее поверхности преградами и определена зона отрывного течения при различных числах Рейнольдса и размерах преград. Получено распределение нормальной силы, действующей на пластину перед щитком. Применение метода люминесцентных преобразователей давления при испытаниях моделей ракетной и космической техники в аэродинамической трубе, в т. ч. с различными преградами (щитками), позволяет: • повысить информативность экспериментальных исследований сложных отрывных течений при сокращении затрат на оборудование и подготовку экспериментов; • определить силовые нагрузки в виде распределения давления на поверхности модели и на ее фрагментах, например, на щитках; • сочетание методов (теневого, ЛПД, прямого измерения давления) позволяет повысить достоверность получаемых результатов; • получить значительный объем экспериментальных данных о параметрах в отрывных зонах с целью обеспечения валидации расчетных методов. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

1. Kautsky H., Hirsch H. Detection of minutest amounts of oxygen by extinction of phosphorescence // Z. Anorg. Allg. Chem. 1935. 222. P. 126. 2. Ардашева М.М., Невский Л.Б., Первушин Г.Е. Метод измерения распределения давления с помощью индикаторных покрытий // Прикладная механика и теоретическая физика. 1985. № 4. С. 24–30. 3. Patent US 5186046, EP 0472243 A2. Surface pressure measurement by oxygen quenching of luminescence. Gouterman M., Kavandi J., Gallery J., Callis J. Date of iling 20.08.1990. 4. Мошаров В.Е., Орлов А.А., Радченко В.Н., Фонов С.Д. Технология применения люминесцентных преобразователей давления в экспериментальной аэродинамике / Тезисы докладов v Международной научнотехнической конференции «Оптические методы исследования потоков». М.: Изд-во МЭИ, 1999. C. 79–80. 5. Мошаров В.Е. Люминесцентные методы исследования течений газа на поверхности // Приборы и техника эксперимента. 2009. № 1. С. 5–18. 6. Боровой В.Я., Мошаров В.Е., Ноев А.Ю., Радченко В.Н. Ламинарно-турбулентное течение вблизи клина, установленного на острой и затупленной пластинах // Известия РАН. МЖГ. 2009. № 3. С. 58–74. 7. Мошаров В.Е., Радченко В.Н. Новый метод визуализации течений на поверхности аэродинамических моделей // Датчики и системы. 2010. № 5. C. 48–53. 8. Мошаров В.Е., Орлов А.А., Радченко В.Н. Технология люминесцентных преобразователей давления и температуры в экспериментальной аэродинамике // Датчики и системы. 2004. № 3(58). С. 19–21. 9. Войтенко Д.М., Зубков А.И., Панов Ю.А. Обтекание цилиндрического препятствия на пластине сверхзвуковым потоком газа // Известия АН СССР. МЖГ. 1966. № 1. C. 121–125. 10. Войтенко Д.М., Зубков А.И., Панов Ю.А. О существовании сверхзвуковых зон в пространственных отрывных течениях / Известия АН СССР. МЖГ. 1967. № 1. C. 20–26. 11. Калугин В.Т., Мордвинцев Г.Г., Попов В.М. Моделирование процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Е. Баумана, 2011. 527 с. Статья поступила в редакцию 09.03.2017 г.

Ганиев Ю.Х., Гобызов О.А., Ложкин Ю.А., Рабецкий А.С.,Рябов М.Н., и др.

reference 1. Kautsky H., Hirsch H. Detection of minutest amounts of oxygen by extinction of phosphorescence. Z. Anorg. Allg. Chem., 1935, 222, p. 126. 2. Ardasheva M.M., Nevskii L.B., Pervushin G.E. Metod izmereniya raspredeleniya davleniya s pomoshch'yu indikatornykh pokrytii [Method of pressure distribution measurement using indicator coatings. Applied mechanics and theoretical physics]. Prikladnaya mekhanika i teoreticheskaya izika, 1985, no. 4, pp. 24–30. 3. Patent US 5186046, EP 0472243 A2. Surface pressure measurement by oxygen quenching of luminescence. Gouterman M., Kavandi J., Gallery J., Callis J. Date of iling 20.08.1990. 4. Mosharov V.E., Orlov A.A., Radchenko V.N., Fonov S.D. Tekhnologiya primeneniya lyuminestsentnykh preobrazovatelei davleniya v eksperimental'noi aerodinamike. Tezisy dokladov V Mezhdunarodnoi nauchno-tekhnicheskoi konferentsii «Opticheskie metody issledovaniya potokov» [Utilization technology of luminescent pressure converters in experimental aerodynamics. Reports theses of the v International Scientific-Technical Conference Optical methods of flow research]. Moscow, MEI publ., 1999. Pp. 79–80. 5. Mosharov V.E. Lyuminestsentnye metody issledovaniya techenii gaza na poverkhnosti [Luminescent research methods of gas flow on the surface]. Pribory i tekhnika eksperimenta, 2009, no. 1, pp. 5–18. 6. Borovoi V.Ya., Mosharov V.E., Noev A.Yu., Radchenko V.N. Laminarno-turbulentnoe techenie vblizi klina, ustanovlennogo na ostroi i zatuplennoi plastinakh [Laminar turbulent low near the wedge installed on sharp and dull plates]. Izvestiya RAN. MZhG, 2009, no. 3, pp. 58–74. 7. Mosharov V.E., Radchenko V.N. Novyi metod vizualizatsii techenii na poverkhnosti aerodinamicheskikh modelei [A new method for flow visualization on the surface of aerodynamic models]. Datchiki i sistemy, 2010, no. 5, pp. 48–53. 8. Mosharov V.E., Orlov A.A., Radchenko V.N. Tekhnologiya lyuminestsentnykh preobrazovatelei davleniya i temperatury v eksperimental'noi aerodinamike [Technology of luminescent converters of pressure and temperature in experimental aerodynamics]. Datchiki i sistemy, 2004, no. 3(58), pp. 19–21. 9. Voitenko D.M., Zubkov A.I., Panov Yu.A. Obtekanie tsilindricheskogo prepyatstviya na plastine sverkhzvukovym potokom gaza [Flow past a cylindrical obstacle on the plate by a supersonic gas stream]. Izvestiya AN SSSR. MZhG, 1966, no. 1, pp. 121–125. 10. Voitenko D.M., Zubkov A.I., Panov Yu.A. O sushchestvovanii sverkhzvukovykh zon v prostranstvennykh otryvnykh techeniyakh [About existence of supersonic areas in spatial separated flows]. Izvestiya AN SSSR. MZhG, 1967, no. 1, pp. 20–26. 11. Kalugin V.T., Mordvintsev G.G., Popov V.M. Modelirovanie protsessov obtekaniya i upravleniya aerodinamicheskimi kharakteristikami letatel'nykh apparatov [Simulation of low processes and control of aerodynamic characteristics of light vehicles]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2011. 527 p.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

удК 629.78.067

модели метеороидной Среды в околоземном коСмичеСком проСтранСтве и определение плотноСти потока метеороидов © 2017 г. миронов в.в., толкач м.а. ГНЦ РФ–ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru Задачи оценки риска повреждения космических аппаратов метеороидами и частицами космического мусора являются весьма актуальными. Вероятность неповреждения космического аппарата зависит от свойств элементов его конструкции и плотности потока сверхскоростных частиц. Влияние свойств элементов конструкции определяется их способностью противостоять высокоскоростному удару и описывается баллистическими предельными уравнениями. Настоящая статья представляет собой аналитический обзор работ (в основном зарубежных) по оценке плотности потока метеороидов на основе различных моделей метеороидной среды. Сформулированы общие требования, предъявляемые к экспериментальным данным, которые могут считаться приемлемыми для получения более общих зависимостей, пригодных для оценки плотности потока метеороидов. Сравнены величины плотности потока метеороидов, полученные по различным моделям, в т. ч. по модели, представленной в действующем отечественном стандарте. На основании анализа экспериментальных данных, накопленных к настоящему времени, предложена аналитическая зависимость для вычисления интегральной плотности потока метеороидов в окрестностях Земли. Ключевые слова: метеороид, космический мусор, защита космического аппарата от метеороидов, метеороидная среда, плотность потока метеороидов.

mOdElS OF mETEOrOId ENvIrONmENT IN NEar-EarTh SpaCE aNd dETErmINaTION OF ThE mETEOrOId Flux dENSITy mironov v.v., Tolkach m.a. The State Scientiic Centre of Russian Federation – Federal State Unitary Enterprise Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru The problems in evaluating the risk of spacecraft getting damaged by meteoroids and space debris are currently fairly important. The probability of a SC avoiding damage depends on the properties of its structural elements and the density of high-velocity particle stream. The effect of properties of structural elements is determined by their ability to withstand a high-velocity impact and is described by ballistic limit equations. This paper is an analytical review of papers (mostly from abroad) on evaluating the meteoroid flux density using various models of meteoroid environment. It formulates general requirements for experimental data, which can be considered acceptable for obtaining relationships of a more general nature suitable for evaluating meteoroid flux density. It provides a comparison between meteoroid flux densities based on different models, including the model described in our country’s current national standard. Based on the analysis of experimental data accumulated to date, it proposes an analytical dependence for calculating the meteoroid flux density in the vicinity of Earth. Key words: meteoroid, space debris, spacecraft shielding against meteoroids, meteoroid environment, meteoroid lux density.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Миронов В.В., Толкач М.А.

миронов в.в.

толкач м.а.

МИРОНОВ Вадим Всеволодович — доктор технических наук, профессор, начальник отделения Центра Келдыша, е-mail: kerc@elnet.msk.ru MIRONOv vadim vsevolodovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Head of Division at Keldysh Research Centre, е-mail: kerc@elnet.msk.ru ТОЛКАЧ Михаил Александрович — кандидат технических наук, начальник группы 2 отделения Центра Келдыша, е-mail: m.tolkach02@mail.ru TOLKACH Mikhail Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Group at 2nd Division of Keldysh Research Centre, е-mail: m.tolkach02@mail.ru введение В конце августа 2016 г. инженеры Европейского космического агентства (ЕКА) заметили резкое снижение мощности космического аппарата (КА) Sentinel-1A и при обследовании одной из его солнечных батарей обнаружили в ней дыру диаметром 40 см [1]. Инженеры установили, что в солнечную панель врезался небольшой космический объект. Как известно, риск повреждения КА зависит от свойств элементов его конструкции и интенсивности потоков высокоскоростных частиц метеороидов (М) и космического мусора (КМ). Влияние свойств элементов конструкции КА определяется их способностью противостоять высокоскоростному удару и описывается баллистическими предельными уравнениями (БПУ), что было рассмотрено нами в статье [2]. Интенсивность потоков высокоскоростных частиц М и КМ, в свою очередь, определяется из моделей для плотности потоков М/КМ. Такие модели приведены в ГОСТ 25645.128-85 [3] (для М) и ГОСТ 25645.167-2005 [4] (для КМ). За время, прошедшее с момента утверждения стандарта [3] (более 30 лет), появились новые экспериментальные данные по величине плотности потока метеороидов (ППМ), полученные различными методами, как в окрестностях Земли, так и на достаточном от нее удалении (до ~5 а. е.). Был разработан и предложен к использованию ряд моделей метеороидной среды (в основном зарубежных), позволяющих достаточно корректно, 50

как полагают их авторы, оценивать ППМ. Ввиду вышесказанного имеет смысл провести анализ как экспериментальных данных по потокам, так и моделей метеороидной среды и сравнить величины ППМ согласно различным моделям с данными, получаемыми при использовании стандарта [3]. Настоящая статья посвящена такому анализу ППМ в окрестности Земли. закономерности распределения метеороидов по размерам и массе Прежде чем приступить к анализу распространенных моделей метеороидной среды в окрестности Земли (~1 а. е.), кратко остановимся на теоретических основах распределения метеороидов по размерам и массам. Общепринято распределение метеороидов по размерам описывать степенн́м законом [5, 6]: F(d) = k–b,

(1)

где F(d) — число частиц с диаметром, бóльшим заданного значения d; k и b — константы. При этом полагается, что показатель степени b в выражении (1) зависит от анализируемой популяции метеороидов и может меняться в зависимости от рассматриваемого диапазона изменения диаметров частиц. Учитывая, что метеороиды имеют достаточно сложную форму (далеко не сферическую), использование их распределения по массе имеет больше оснований, чем распределение по размерам (условному диаметру). КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

Такие законы также разработаны и используются [5, 7, 8]. В монографии [5] для описания распределения метеороидов по массе использовалось интегральное соотношение N(m) = N0 m–s0, (2) где N(m) — поток частиц с массами m и больше [част∙м–2с–1]; N0 — константа (число метеороидов единичной массы); s0 — параметр распределения метеороидов по массам. Наряду с соотношением (2) используется и дифференциальное распределение метеороидных тел по массам [8, 9]: ϕ(m)=(s –1)m0s –1m–s,

(3)

где m0 — константа (отсчетная масса метеороида), обычно полагают m0 = 10–3 г; s — константа (интегральный масс-индекс, параметр распределения), s > 1. Для небольших интервалов масс, как для частиц метеороидных потоков, так и для спорадического фона, s изменяется, как правило, от 1,5 до 2,5. Если s = 2, то суммарная масса тел в равных логарифмических интервалах масс одна и та же; если s > 2, то бóльшую часть потока составляют малые частицы, если s < 2 — больш́е тела. В результате интегрирования (3) получают величину интегрального потока: ∞

Φ(m) = ∫ ϕ(m)dm = m0s − 1m1 – s.

(4)

Для удобства моделирования потока Φ(m) представляется в виде: Φ(m) =

N(m)

(5)

N(m0)

где N(m0) — постоянная (плотность потока метеороидных тел с массой m0 и больше). Используя выражения (4) и (5), получим плотность потока частиц с массой m и больше: N(m)=A0m1 – s, (6) где A0 = N(m0)m0s –1. В ГОСТ [3] усредненную за год плотность потока N(m) спорадических метеороидов массой m и больше вычисляют по формуле 1−s

 m N(m0) = N(m0) m  . (7)  0 Легко видеть, что выражение (7) эквивалентно соотношению (6). Логарифмируя (6), получим: lg(N(m)) = A + Blg(m),

(8)

где A = lg(N(m0)) + (s – 1)lgm0; B = (1 – s) = –s0 — тангенс угла наклона прямой к оси lgm. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Наряду с соотношением (8) для описания ППМ предлагались и более сложные зависимости. Например, известна модель метеороидной среды для околоземного пространства, предложенная Уипплом и описываемая соотношением в работе [10]: lgN = –14,48 – 1,34lgm + (9) +2,68lg(0,44/ρ)(м–2с–1(2πср)–1). Здесь ρ — плотность частицы метеороида, г/см3; m — масса частицы метеороида, г. Способы, оборудование и датчики для определения плотности потока метеороидов Для определения коэффициентов A и B в соотношении (8) и построения моделей метеороидной среды используются результаты наблюдений и регистрации как метеоров (метеороидов, вошедших в атмосферу Земли), так и непосредственно метеороидов вне атмосферы. Известны следующие основные способы, которые использовались и используются для получения данных, позволяющих определить величину ППМ: • наземные радиолокационные наблюдения метеоров; • наземные фотографические наблюдения метеоров; • автоматические датчики/детекторы регистрации ударов М/КМ на КА; • прямые измерения — непосредственное наблюдение следов соударений (после экспонирования пластин и ловушек на КА). Мы не будем подробно останавливаться на способах получения данных, а лишь укажем особенности измерений и их обработки, существенно влияющие на величину ППМ: • интерпретация данных радионаблюдений в рамках используемых моделей метеорного явления (разных предположений относительно масс, скоростей и плотностей метеорных тел) приводит к отличиям в ППМ на порядок и более [11]; • плохая точность и низкая достоверность данных, получаемых при помощи автоматических счетчиков удара (пробоя), устанавливаемых на КА, обусловлены неопределенностью их калибровки [12]. Многие исследователи пришли к заключению, что на раннем этапе изучения ППМ с помощью автоматических датчиков достоверность получаемых результатов была заметно переоценена; • в последнее время все больше исследователей склоняются к мнению, что наиболее достоверные данные по ППМ могут быть получены прямыми измерениями. 51

Миронов В.В., Толкач М.А.

Каждый из указанных выше методов регистрации М/КМ, как правило, применим и эффективен лишь для частиц определенного диапазона размеров (масс). Схематически, следуя данным из многочисленных источников [3, 13, 14], это отображено на рис. 1.

Рис. 1. Схема используемых методов измерений в зависимости от массы метеороида

Примечание. ▃ — измерения в космосе; ▃ — измерения с поверхности Земли; 1 — измерения на спутниках и ракетах; 2 — измерения радарами; 3 — фотографические оценки; 4 — кратеры (эрозия); 5 — пробой; 6 — атмосферный отбор; 7 — зодиакальный свет; 8 — визуальные методы; 9 — ударная ионизация; 10 — прямые измерения.

требования к экспериментальным данным В результате вышесказанного становится очевидным, что для построения обоснованных прогнозов по величине ППМ экспериментальные данные, вне зависимости от того, каким методом они получены, должны удовлетворять следующим требованиям: • исходные данные берутся из эксперимента, который дал положительный и однозначный сигнал о произошедшем событии, чтобы исключить ложные срабатывания датчиков/детекторов; • обеспечение моделирования события для автоматических средств регистрации — чувствительность датчика/детектора должна быть откалибрована с использованием средств высокоскоростных соударений; • в эксперименте должно быть зарегистрировано количество событий, достаточное для получения статистически значимого результата — достаточное время экспозиции в космическом пространстве. Выше под событием понимается удар метеороида, появление кратера, пробой контрольной пластины или любой другой эффект, регистрируемый датчиком/детектором при воздействии на него метеороида. 52

анализ спорадической метеороидной среды Рассмотрим соотношения вида (8), полученные разными исследователями с использованием определенных наборов экспериментальных данных и рекомендуемые для оценки ППМ — N(m). В зависимости от исследуемого диапазона масс метеороидов соответствующие значения констант A и B приведены ниже в таблицах. Естественно, в таблицах отображены далеко не все результаты исследований ППМ, полученные разными авторами и за многие годы. В табл. 1 приведены значения постоянных A и B, используемых для оценки ППМ с массой, лежащей в интервале 10–6…102 г. Для этого диапазона масс нами были выбраны, на наш взгляд, наиболее характерные зависимости, полученные известными исследователями и, естественно, среди тех, которые удалось обнаружить в доступной литературе. Таблица 1 константы A и B в работах различных авторов (част∙м–2с–1(2πср)–1) №

Диапазон m, г

Источник данных

10–12…101

–12,40

–0,98

[13]

10–11...102

–11,20

–0,96

[13]

10 ...10

–14,20

–0,96

[13]

–5

10 ...10

–13,40

–1,20

[3]

10–6...102

–14,48

–1,34

[10]

10–6...102

–14,80

–1,25

[15]

10–5...102

–14,30

–1,34

[15, 16]

–6

Зависимости для lgN, соответствующие постоянным A и B из табл. 1, построены и приведены на рис. 2. Обращает на себя внимание, что полученные многими исследователями в конце 1950-х – начале 1960-х гг. зависимости для ППМ, а не только приведенные 1 и 2 на рис. 2, как правило, лежат выше прямой 4, определяемой ГОСТ [3]. Более поздние зависимости, даже у одних и тех же авторов, например, Уиппла (ср. 1 и 7), как правило, лежат ниже значений ГОСТ (на порядок и даже более). То есть, имела место тенденция уменьшения прогнозируемых ППМ. Мы полагаем, это связано как с получением новых данных, так и более тщательным анализом полученных ранее. Так, например, многие исследователи значительно переосмыслили показания пьезоэлектрических датчиков на борту КА, дающих много ложных показаний ударов М/КМ, т. е. не выполнялось первое из требований к экспериментальным данным. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

и достаточно компактно — с отклонением в пределах одного порядка. Для компактно расположенных прямых величина постоянной B изменяется в диапазоне –0,54…–0,70, а величина постоянной A — от –10,1 до –11,7. Сравнивая со случаем, когда масса метеороида лежит в диапазоне 10–6 < m < 102 г, видим уменьшение B практически в два раза, а уменьшение A — на 20–25%. Таблица 2 константы A и B в работах различных авторов (част∙м–2с–1(2πср)–1) №

Рис. 2. Зависимость логарифма плотности потока метеороидов от логарифма их массы при 10–6 < m < 10 г

Примечание. Номера зависимостей соответствуют номерам в табл. 1.

Как видим, на рис. 2 значительная часть зависимостей для логарифма ППМ располагается достаточно компактно — отклонение от некоторого среднего значения ППМ составляет не более полпорядка. Для этих зависимостей величина постоянной B изменяется в диапазоне –1,20…–1,34, а величина постоянной A — от –13,4 до –14,8. Из приведенных данных также следует, что значения ППМ, вычисленные с помощью соотношения (9) (зависимость 5 на рис. 2), близки по величине к полученным для A и B согласно пунктам 4, 6 и 7 табл. 1. Отметим, что при вычислениях по соотношению (9) мы полагали ρ = 2,5 г/см3. Далее обратимся к диапазону масс метеороидов 10–13 < m < 10–6 г. Постоянные A и B для этого случая приведены в табл. 2. Практически все значения постоянных были получены на основании анализа данных автоматизированных измерений на ракетах и спутниках с использованием различных детекторов/датчиков. Соответствующие зависимости логарифма интегрального потока построены на рис. 3. Как и в случае с 10–6 < m < 102 г, значительная часть зависимостей для ППМ располагается ниже прямой 1 (рис. 3), определяемой ГОСТ, № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Диапазон m (г)

Источник данных

10–9...10–6

–11,80

–0,81

[3]

10–14...10–9

–9,74

–0,54

[12]

10–10...10–6

–13,10

–1,23

[13]

10–12...10–6

–11,10

–0,61

[15]

10–11...10–7

–10,10

–0,55

[15]

10 ...10

–10,7±0,5

–0,57±0,05

[10]

10–12...10–6

–10,80

–0,60

[12]

10–10...10–6

–17,00

–1,70

[17]

m ≥ 3·10

–12

–16,10

–1,30

[10]

10–13...10–9

–13,85

–0,93

[18]

10–13...10–9

–10,60

–0,77

[12]

10 ...10

–11,70

–0,70

[19]

–13

–7

–6

Значения постоянных A и B, приведенные в п. 2 и 3 табл. 2, получены по результатам измерений на одних и тех же КА («Эксплорер–1», «Эксплорер–8» и «Авангард–3»), но значительным образом отличаются. Причиной расхождения является введение поправок в тарировку датчиков (на mVcp2 /2 для Vcp ≈ 20 км·с–1) при получении постоянных A и B в п. 2 табл. 2 [12] — выполнение второго требования к экспериментальным данным. Поправка оказала весьма существенное влияние на величину ППМ, что видно из сравнения зависимостей 2 и 3 на рис. 3. Данные, на основании которых построены зависимости 10 и 11, получены по измерениям на одних и тех же КА (согласно перечням КА, приведенным в работах [12, 18]). При этом, в более поздней работе [12] данные измерений на ряде КА не учитывались, но появились новые данные, которые отсутствовали в работе [18]. В учебном пособии [12], сравнивая данные по ППМ (11-ую зависимость со 2-ой и 7-ой на рис. 3), рекомендуют использовать для оценок воздействия микрометеороидных частиц на КА более высокие значения (прямая 11 на рис. 3). Нелогичность, на наш взгляд, в том, что новые значения для ППМ из работы [12] 53

Миронов В.В., Толкач М.А.

на порядок и более превышают использованные в [18], и именно эти данные предлагается использовать для оценок вероятности неповреждения (ВНП) КА. Как видим, изменение методологии обработки данных приводит к изменению ППМ на порядок и более (аналогичное отмечалось и для радарных измерений в работе [11]). Общий вывод: важна не только корректность измерений (регистрации частиц М/КМ), выполняемых на КА, но и методология обработки полученных при измерениях данных, т. е. требуется расширенное понимание п. 2 требований к экспериментальным данным!

условиях. Как отмечается в работе [12], определение потока частиц по числу непосредственно наблюдаемых следов соударений, в отличие от данных, полученных при помощи автоматических счетчиков пробоя, вызывает меньше сомнений в их достоверности (не случайности) — выполнение первого требования к экспериментальным данным. Зависимости согласно постоянным A и B из табл. 3 построены на рис. 4. Таблица 3 постоянные А и В для экспонировавшихся в космосе пластин (част∙м–2с–1(2πср)–1) №

Диапазон m, г

Примечание (источник)

10–9...10–6

–11,80

–0,81

ГОСТ [3]

ИСЗ LDEF (Long Duration Exposure Facility), 1984–1990 гг. [19] 2

–9,98

–0,50

Тыльная поверхность ИСЗ (ρ = 0,5 г/см3)

–9,63

–0,50

Тыльная поверхность ИСЗ (ρ = 2,5 г/см3)

–8,70

–0,47

Лобовая поверхность ИСЗ (ρ = 0,5 г/см3)

–8,37

–0,47

Лобовая поверхность ИСЗ (ρ = 2,5 г/см3)

10–13...10–6

Solar Maximum Mission (SolarMax или SMM) [20] 6

10–12...10–8

–12,30

–0,91

Удары

10 ...10

–11,63

–0,80

Кратеры

10–8...10–6

–9,64

–0,45

Пробои

–10

–7

Примечание. ρ — плотность материала метеороида; ИСЗ — искусственный спутник Земли. Рис. 3. Зависимости логарифма плотности потока метеороидов от логарифма их массы при 10–12 < m < 10–6 г

Примечание. Номера прямых соответствуют номерам в табл. 2.

Ввиду всего вышесказанного, зависимости 3, 8, 9 и 11, располагающиеся заметно выше прямой 1 (ГОСТ), вызывают большие сомнения в части обоснованности их использования для оценок ВНП. В части выполнения п. 3 требований к экспериментальным данным интерес представляют результаты, полученные на искусственных спутниках Земли (ИСЗ) LDEF (Long Duration Exposure Facility — длительная экспозиция объекта) и Solar Maximum Mission (другое название в литературе SolarMax или SMM). Постоянные A и B, полученные по результатам обследования экспонированных на КА LDEF и SolarMax пластин из разных материалов, предварительно тщательно очищенных от загрязнений, приведены в табл. 3. Панели (аппарат целиком) на челноках Space Shuttle доставлялись на Землю, где детально исследовались в лабораторных 54

Рис. 4. Зависимость логарифма плотности потока метеороидов от логарифма их массы при 10–12 < m < 10–6 г

Примечание. Номера прямых соответствуют табл. 3.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

Поскольку данные с ИСЗ LDEF в работе [19] приведены в зависимости от диаметра частиц (такова методология обработки), мы преобразовали их в зависимости от массы (полагая, что частицы сферические) при двух разных плотностях: 0,5 г/см3 (прямые 2 и 4 на рис. 4) и 2,5 г/см3 (прямые 3 и 5 на рис. 4). Как видно из графика, такое изменение плотности частицы приводит к смещению прямой приблизительно на треть порядка (с увеличением плотности — вверх). Плотность 0,5 г/см3 рассматривалась нами в связи с тем, что, как считают многие исследователи, плотность материала метеороидов меньше единицы. Из приведенных данных также следует наличие влияния на величину ППМ ориентации поверхности в околоземном космическом пространстве (ОКП): для тыльной (прямые 2 и 3) и лобовой (прямые 4 и 5) частей КА расхождение достигает одного порядка. Возможно, этим и объясняется разбег в пределах одного порядка в основной последовательности (в т. ч. и для случаев в табл. 1 и 2). Чрезвычайно интересны данные отдельной регистрации ударов, кратеров и пробоев, полученные на SolarMax [20]. Вычисляемое значение ППМ максимально для случая регистрации ударов (прямая 6 на рис. 4), меньше — при вычислении с использованием данных по кратерам (прямая 7 на рис. 4) и еще меньше — исходя из пробоев (прямая 8 на рис. 4). Поскольку нанесенный вред (удар–кратер–пробой) при прочих одинаковых условиях определяется массой частицы, то изменение постоянной B в сторону уменьшения (в переходе удар → кратер → пробой) свидетельствует о том, что доля крупных (более массивных) частиц при подсчете увеличивается. Это, в свою очередь, говорит о том, что зависимость для логарифма ППМ, полученную на некотором интервале масс

метеороидов, нельзя экстраполировать (в обе стороны). Наиболее достоверные данные экспериментов на SolarMax — повреждения со сквозным пробоем — дают и самые низкие значения для прогнозируемого потока (прямая 8 на рис. 4). Удары, при самой высокой степени недоверия к данным регистрации события, дают и самые высокие значения ППМ — прямая 6 на рис. 4. модели спорадической метеороидной среды Широкий диапазон изменения масс метеороидов, ограниченность экспериментальных данных, а также низкий уровень доверия к показаниям многих датчиков/детекторов приводит к необходимости разработки моделей метеороидной среды, позволяющих с приемлемой точностью оценивать ВНП КА. Перечень наиболее известных моделей, разработанных к настоящему времени и широко используемых, и их основные характеристики приведены в табл. 4. Модель 1 из табл. 4 описана в ГОСТ [3]. Модели 2–7 достаточно подробно описаны, проанализированы и сравнены в работах [21, 22, 25, 30]. В силу этого мы не будем подробно останавливаться на каждой из этих моделей, а лишь укажем на особенности, важные для анализа метеороидной обстановки в ОКП (на расстояниях от Солнца ~1 а. е.). Модели 2–7, основанные на различных подходах к описанию метеороидной среды, в т. ч. на значительных расстояниях от Земли, приводят, в отдельных случаях, к заметно отличающимся результатам прогноза величины ППМ. В то же время, для ОКП различие в прогнозе потоков с использованием моделей 2–7 можно считать несущественным, как это показано в работе [22] при сопоставлении интегральных плотностей потока для орбиты МКС. Таблица 4

модели спорадической метеороидной среды Модель метеороидной среды

Год публикации

Применимость (расстояние от Солнца), а. е.

Диапазон масс метеороидов, г

Предполагаемая плотность метеороидов

1. ГОСТ 25645.128-85 [3]

1985

10–9…102

2,5 г/см3

2. Модель Грюна [21–25]

1985

10–18…102

2,5 г/см3

3. Модель Дивайна [21, 22]

1993

0,1–20

10 …1

2,5 г/см3 при m < 10–6 г;

4. NASA SSP 30425 [21, 26]

1994

10 …10

1,0 г/см3 при 10–6 < m < 10–2 г;

5. Модель Дивайна–Стаубэча [21, 22, 25]

1996

0,1–20

10–18…1

0,5 г/см3 при m > 10–2 г

6. Модель Дикарева [21, 27]

2004

0,1–10

–18

10 …1

2,5 г/см3

7. MEM [21, 23, 24, 28, 29]

2006

0,2–2

10–6…10

1 г/см3

–18

Примечание. MEM — Meteoroid Engineering Model (инженерная метеороидная модель). № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Миронов В.В., Толкач М.А.

Объясняется это просто — модели 3–7 откалиброваны для расстояния ~1 а. е. согласно модели 2, поэтому в ОКП ее использование является более обоснованным, чем использование моделей 3–7. Модель 4 — это, практически, тоже модель Грюна (2), используемая для орбиты МКС. Как видим, в части сравнения ППМ в ОКП, получаемых по ГОСТ [3], представляет интерес лишь модель 2. В силу этого отметим некоторые (основные) особенности этой модели и модели 1 (в стандарте [3]). Стандарт [3], действующий и в настоящее время, устанавливает модель, характеризующую пространственное распределение метеороидов в плоскости эклиптики с массой частиц 10–6 < m ≤ 102 г на удалении от поверхности Земли до ~1 000 000 км и метеороидов массой 10–9 < m ≤ 10–6 г на удалении 200–1 000 км. Данные о пространственном распределении метеорных тел массой m > 10–6 г получены из наземных радиолокационных и фотографических наблюдений метеоров, а для метеороидных тел массой m ≤ 10–6 г — из результатов измерений при помощи пробойных датчиков, установленных на КА. ППМ с массой m > 10–6 г определяют числом частиц, приходящих со всей небесной сферы (без учета экранирования Земли) во всем интервале скоростей и пересекающих за 1 с сферическую поверхность, диаметральное сечение которой равно 1 м2. Для метеороидов массой m ≤ 10–6 г ППМ определяется числом частиц, проходящих через полусферу. Скорости метеорных тел массой m ≤ 10–6 г относительно Земли приняты равными 20 км/с. Для метеорных тел массой m > 10–6 г распределение скоростей и плотности радиантов спорадических метеорных тел приведены в таблицах стандарта [3]. Плотность ливневых потоков в этом стандарте рассматривается отдельно от спорадической плотности потока. Модель 2 (Грюна) в ЕКА и NASA рассматривается, фактически, как современный стандарт для моделирования спорадической метеороидной среды в окрестностях Земли. Модель описывает ППМ всех частиц, включая ливневые, с их суммированием и усреднением за полный год. Это изотропная модель: метеороиды приходят изотропно со всех сторон и с одной и той же скоростью. Модель основана на данных от лунных кратеров, зодиакальном свете и прямых измерениях. При получении ППМ предполагались фиксированными скорость метеороидов (20 км/с) и плотность вещества, из которого они состоят 56

(2,5 г/cм3). Величина N(m) ППМ в этой модели описывается следующим аналитическим выражением: N(m) = c0{F1(m) + F2(m) + F3(m)}, где c0 = 3,15576∙107 — постоянная для преобразования (м–2 с–1) в (м–2 год–1); F1(m) = (2,2m0,306+15,0)–4,38 для m > 10–9 г; F2(m) = 1,3∙10–9(m + 1011m2 + 1027m4)–0,36 для 10–14 < m < 10–9 г; F3(m) = 1,3∙10–16(m + 106m2)–0,85 для 10–18 < m < 10–14 г. Помимо указанных в табл. 4, в специальной литературе можно найти и другие модели метеороидной среды. Интерес для нас представляют две таких модели, дающие наиболее близкие значения ППМ относительно моделей 1 (ГОСТ) и 2 (Грюна) из табл. 4. В работе [31] приведены зависимости вида (8), описывающие интегральное распределение метеороидов (получено В.Н. Лебединецом) и совпадающие с представленными в ГОСТ [3] соотношениями для идентичных интервалов изменения массы спорадических метеороидов. При сравнении ППМ далее мы будем использовать оцифрованные данные для этого распределения согласно графику из работы [5]. Особенностью этой модели является наличие «провала» в области масс метеороидов 10–11...10–15 г, которое связывается с эффектом Пойнтинга – Робертсона. Еще одной, относительно часто используемой моделью (например, в работе [32]), определяющей ППМ, является зависимость Чеплехи (Ceplecha). Особенностью этой модели является практическое совпадение с моделью 2 из табл. 4 (моделью Грюна) при массе метеороидов менее 10–6 г и заметное расхождение при m > 10–6 г. взаимосвязь спорадических и ливневых плотностей потока метеороидов Как известно, кроме спорадического фона в космическом пространстве существуют направленные потоковые движения метеороидов (с достаточно четко выраженными радиантами и заметным, иногда значительным, увеличением ППМ по сравнению со спорадическим). Такие компактные потоки метеороидов иногда именуются «рои». Более часто используется понятие «ливни» — исторически это понятие применялось для метеорных потоков. В целях общности КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

анализа метеороидной среды в ОКП следует сделать несколько замечаний о взаимосвязи ливневых потоков метеороидов и спорадического фона: • ливневые модели могут использоваться совместно или без спорадической метеороидной модели; • использование ливневых моделей для оценок ППМ, применяемых при определении ВНП, имеет смысл лишь для краткосрочных полетов и при ожидаемой высокой ливневой активности, определяемой положением Земли на ее орбите; • для долгосрочного полета эффект направленного действия ливневых потоков смазывается и не дает дополнительной информации в сравнении со спорадическим вариантом, т. е. спорадическая модель в этом случае включает в себя и ливневую составляющую (как принято в модели Грюна).

принимается нами, как зависимость для ППМ (спорадических и «размазанных» ливневых), а часть кривой МНК–1 при m > 10–4 г — как совместная плотность потока метеороидов и КМ.

Сравнительный анализ моделей метеороидной среды При сравнительном анализе моделей метеороидной среды мы дополнительно использовали экспериментальные данные, приведенные в работах [33–37]. Характерно то, что эти данные неоднократно использовались с целью разделения потоков метеороидов и космического мусора. Поскольку в указанных работах приведены величины ППМ в зависимости от условного диаметра частиц, для перевода в зависимость от массы частиц мы, как и ранее, полагали частицы сферическими, а плотность материала метеороидов приняли равной 2,5 г/см3. Указанные данные, после оцифровывания и перевода в зависимость от массы частиц, представлены на рис. 5. Добавлены также данные, полученные на ИСЗ «Интеркосмос-14» [18]. Методом наименьших квадратов (МНК) приведенные данные обработаны для двух случаев: МНК–1 (13 на рис. 5) — включая все данные; МНК–2 (14 на рис. 5) — все данные за исключением полученных с радиолокационной станции (РЛС) «Голдстоун» и радарных наблюдений, приведенных в работе [20]. На рис. 5 нанесены пунктирной линией условные границы главных последовательностей, выделенных нами при анализе экспериментальных данных (согласно рис. 2–4). Поскольку данные радарных измерений оказались за границами главных последовательностей, мы полагаем, что они преимущественно обусловлены регистрацией частиц КМ. В силу этого, зависимость МНК–2 (14 на рис. 5) № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 5. Зависимость плотности потока метеороидов от их массы

Примечание. Пояснения к зависимостям 1–10 соответствуют принятым в работах [33–37]: 1 — удары, космический телескоп Хаббла (Drolshagen), 500 км; 2 — удары, EURECA (Drolshagen), 500 км; 3 — удары, SMM; 4 — кратеры, LDEF (Hortz), 1993 г; 5 — кратеры, LDEF (Humes), 1994 г.; 6 — кратеры, SMM; 7 — пробоины, SMM; 8 — LDEF IDE (300–400 км); 9 — космический летательный аппарат (480 км); 10 — РЛС «Голдстоун» (300–600 км); 11 — радарные наблюдения; 12 — Интеркосмос-14; 13 — МНК–1 (все данные); 14 — МНК–2 (без радарных наблюдений).

Аппроксимация экспериментальных данных методом наименьших квадратов была выполнена в виде зависимостей lgN = F(z), где z = lgm. В результате получено аналитическое выражение для F(z): • для метеороидов совместно с КМ при m > 10–4 г (зависимость 13 на рис. 5) F = 1,132·10–3z3 – 4,404·10–3z2 – 0,988z – 4,828; • только для метеороидов (без КМ) при 10–12 < m < 1 г (зависимость 14 на рис. 5) F = –6,568·10–3z3 – 0,186z2 – 2,29z – 7,59.

(10)

При получении зависимости 14 использовались две дополнительные точки (в качестве интегральных экспериментальных данных), принадлежащие верхней и нижней границам основной последовательности при m = 1 г. Сравнение зависимостей 13 (МНК–1) и 14 (МНК–2) с полученными Грюном, Чеплехой, Лебединецом и согласно ГОСТ показано на рис. 6. 57

Миронов В.В., Толкач М.А.

выводы

Рис. 6. Сопоставление зависимостей для плотности потока метеороидов

Примечание. Зависимости: 1 — Грюн; 2 — Чеплеха; 3 — ГОСТ; 4 — Лебединец; 5 — МНК–1; 6 — МНК–2.

Мы полагаем, что обоснованными моделями спорадической среды можно считать те, величина ППМ для которых лежит в границах основных последовательностей (обозначены пунктирной синей линией на рис. 6). В силу этого, немаловажной особенностью, вытекающей из сопоставления данных на рис. 6, является тот факт, что зависимости 1 и 2 в области m < 10–6 г лежат ниже нижней границы основной последовательности. Ввиду этого у нас возникают сомнения в корректности этих приближений при m < 10–6 г. При m > 10–6 г зависимость 1 расположена в границах основной последовательности и может считаться корректной, а зависимость 2, имеющая еще большее отклонение, сомнительна. Полученное нами приближение 6 (МНК–2) лежит в пределах границ основных последовательностей, при этом в области 10–5 < m < 10–2 г оно удовлетворительным образом согласуется с 3 (ГОСТ [3]). При m > 10–2 г имеет место постепенное уменьшение потока (в сравнении с ГОСТ) на величину более одного порядка при m = 1 г. Мы полагаем, что при значительном времени эксплуатации КА (более одного года) для оценки плотности метеороидного потока (спорадической и «размазанной» ливневой составляющих) на произвольно ориентированную пластину в ОКП достаточно корректно использовать зависимость lgN = F, где F определяется соотношением (10). 58

В силу вышесказанного можно сделать следующие выводы. При экспериментальном определении плотности потока метеороидов важны не только измерения (регистрация частиц), выполняемые на КА, но также и методология обработки полученных при измерениях данных. Данные по плотности потока метеороидов, полученные на ограниченном интервале масс метеороидов, нельзя экстраполировать (в обе стороны). В результате анализа выделены наиболее представительные данные, обработка и сопоставление которых с данными более ранних исследований позволили получить новую обобщающую зависимость для оценки ППМ на произвольно ориентированную пластину в ОКП при длительном космическом полете. При массе метеороида 10–6 ≤ m < 102 г вычисления по ГОСТ [3] дают близкую к максимальной величину ППМ, а при 10–9 < m < 10–6 г ППМ ближе к минимальному ее значению. При использовании ГОСТ нужно учитывать эти особенности. В настоящее время оценка плотности потока метеороидов в ОКП может быть выполнена, в лучшем случае, лишь с погрешностью до одного порядка их величины. Для повышения точности прогноза ППМ в ОКП необходимо продолжить накопление экспериментальных данных и их более тщательный анализ. Список литературы 1. Космическая деятельность России и стран мира. Экспресс-информация. Центр научно-технической информации ООО «Поиск». 09–10.10.2016. С. 4. 2. Миронов В.В., Толкач М.А. Баллистические предельные уравнения для оптимизации системы защиты космических аппаратов от микрометеороидов и космического мусора // Космическая техника и технологии. 2016. № 3(14). С. 26–42. 3. ГОСТ 25645.128-85. Вещество метеорное. Модель пространственного распределения. М.: Издательство стандартов, 1985. 24 с. 4. ГОСТ 25645.167-2005. Космическая среда (естественная и искусственная). Модель пространственно–временного распределения плотности потоков техногенного вещества в космическом пространстве. М.: Стандартинформ, 2005. 36 с. 5. Бронштэн В.А. Метеоры, метеориты, метеороиды. М.: Наука, 1987. 173 с. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

6. Newman M.E.J. Power laws, Pareto distributions and Zipf’s law. Arxiv: cond– mat/0412004v3 [cond–mat.stat–mech] 29 May 2006. Режим доступа: http://arxiv.org/pdf/cond– mat/0412004.pdf (дата обращения 18.06.2015 г.). 7. Барабанов С.И., Николенко И.В., Смирнов М.А. Предварительная интерпретация наблюдений тел метрового и декаметрового размера в околоземном космическом пространстве // Материалы Международной конференции «ГИС для устойчивого развития территорий «INTERCARTO–9», Новороссийск – Севастополь, июнь 2003. С. 573–577. Режим доступа: http://www.planetmaps.ru/ iles/2003_7.pdf (дата обращения 18.06.2015 г.). 8. Белькович О.И. Метеорное распространение радиоволн. Казанский государственный университет, филиал в г. Зеленодольске. Физико–математический факультет. Кафедра теоретической и экспериментальной физики. Зеленодольск, 2008. Режим доступа: http://www.pandia.ru/text/77/132/936.php (дата обращения 18.06.2015 г.). 9. Kozak P.M., Kruchynenko V.G., Kruchenytskyi G.M., Ivchenko V.M., Kozak L.V., Bilokrynytska L.M., Taranukha Y.G., Rozhilo O.O. Transformation of sporadic low–mass meteoroid component into the aerosol of the Earth’s upper atmosphere. Космічна наука і технологія. 2010. Т. 16. № 4. С. 13–21. Режим доступа: http:// ftp.mao.kiev. ua/pub/knit/16/4/knit–16–4– 2010–02.pdf (дата обращения 18.06.2015 г.). 10. Бобков В.Н., Васильев В.В., Демченко Э. К., Лебедев Г.В., Овсянников В. А., Раушенбах Б.В., Сургучев О. В., Тимченко В.А., Феоктистов К.П., Фрумкин Ю. М., Черняев Б.В. Космические аппараты / Под общ. ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с. 11. Светашкова Н.Т. Влияние масс и скоростей спорадических метеорных тел на распределение плотности их потока по небесной сфере / Астрономия и геодезия. Томск: Изд–во ТГУ, 1985. Вып. 13. С. 50–58. 12. Семкин Н.Д. Испытания материалов и элементов электронного оборудования космических аппаратов. Учеб. пособие / Самара: Изд-во Самарского государственного аэрокосмического университета, 2010. 320 с. 13. Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. М.: Высшая школа», 1967 г. 240 с. 14. Mann I., Czechowski A. Dust grain dynamics in and around the heliosphere. 2004. Institut für Planetologie, Westfälische Wilhelms– Universität, Münster, GermanySpace Research Center, Polish Academy of Sciences, Bartycka 18A, PL–00716 Warsaw, Poland. Режим доступа: http://www.uni-muenster.de/imperia/md/ № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

content/planetologie/pdf/imannpersonalpage/ aip_2004.pdf (дата обращения 22.09.2016 г.). 15. Кручиненко В.Г. Аккреция космического вещества на Землю. Astronomical School’s Report. 2000. Т. 1. № 2. С. 78–90. (Астрономическая обсерватория Киевского Национального университета имени Тараса Шевченко, Украина). Режим доступа: http://jrnl.nau.edu.ua/index.php/ASTRO/ article/viewFile/6372/7191 (дата обращения 11.05.2016 г.). 16. Whipple F.L. On maintaining the meteoritic complex // In: Studies in interplanetary particles. Smithson Astrophys. Obs. 1967. Spec. Rep. 239. P. 3–45. Режим доступа: http://ntrs.nasa.gov/ archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19670029881.pdf (дата обращения 09.10.2016 г.). 17. Мартынов Д.Я. Курс общей астрофизики. Учеб. для вузов. 4–е изд., перераб. и доп. М.: Наука, 1988. 640 с. 18. Семкин Н.Д., Воронов К.Е., Пияков А.В., Пияков И.В. Регистрация космической пыли искусственного и естественного происхождений // Прикладная физика. 2009. № 1. С. 86–102. 19. Новиков Л.С. Воздействие твердых частиц естественного и искусственного происхождения на космические аппараты. Учебное пособие. М.: Университетская книга, 2009. 104 с. 20. Муртазов А.К. Физические основы экологии околоземного пространства. Учеб. пособие. Рязань: РГУ им. С.А. Есенина, 2008. 272 с. Режим доступа: http://www. kosmofizika.ru/pdf/murtazov.pdf (дата обращения 14.12.2016 г.) 21. ISO/FDIS 14200. Space environment (natural and artificial) — Guide to process — based implementation of meteoroid and debris environmental models (orbital altitudes below GEO + 2 000 km). ISO/FDIS 14200:2012(E). 2012-10-29. Режим доступа: http://spacewx. com/Docs/ISO_FDIS_14200(E).pdf (дата обращения 19.08.2016 г.). 22. Comparison of Meteoroid Models. IADC Action Item 24.1. IADC–09–03. 05 November 2009. Режим доступа: http://www.iadc–online. org/Documents/IADC–09–03_AI_n24_1_ final1.pdf (дата обращения 06.04.2015 г.). 23. Grün E., Zook H.A., Fechtig H., Giese R.H. Collisional balance of the meteoritic complex Icarus 62, 1985, pp. 244–272. Режим доступа: h t t p s : / / w w w. r e s e a r c h g a t e . n e t / publication/223452299_Grun_E_Zook_H_A_ Fechtig_H_Giese_R_H_Collisional_balance_ of_the_meteoritic_complex_Icarus_62_244-272 (дата обращения 09.10.2016 г.). 24. Ruhl K., Bunte K.D., Gaede A., Miller A. ESABASE2 – Debris. Software User Manual. 16852/02/NL/JA/PC Version of DEBRIS 59

Миронов В.В., Толкач М.А.

Impact Analysis Tool / (2013_ESABASE2– Debris–User–Manual). Режим доступа: http://esabase2.net/wp-content/ uploads/2013/07/ESABASE2-Debris-UserManual.pdf (дата обращения 14.12.2016 г.). 25. Gäde A., Miller A. Project: ESABASE2/ Debris Release 6.0. Technical Description Ref. R077–231rep_01_03_01_Debris_Technical Description.doc. 2013–07–05. Режим доступа: http://esabase2.net/wp-content/ uploads/2013/07/ESABASE2-DebrisTechnical-Description.pdf (дата обращения 07.05.2016 г.). 26. Space Station Program Natural Environment Definition for Design. SSP 30425 Revision B. Feburary 8, National Aeronautics and Space Administration Space Station Program Office, Houston, 1994. Режим доступа: http:// everyspec.com/NASA/NASA–JSC/NASA–SSP– PUBS/SSP–30425B 29660/ (дата обращения 09.10.2016 г.). 27. Drolshagen G., Dikarev V., Landgraf M., Krag H., Kuiper W. Comparison of Meteoroid Flux Models for Near Earth Space // Earth Moon Planets. 2008. V. 102. Issue 1–4. P. 191–197. Режим доступа: http:// download.springer.com/static/pdf/704/art %253A10.1007%252Fs11038-007-9199-6. pdf?originUrl=http%3A%2F%2Flink.springer. com%2Farticle%2F10.1007%2Fs11038-0079199-6&token2=exp=1476015976~acl=%2Fsta tic%2Fpdf%2F704%2Fart%25253A10.1007%2 5252Fs11038-007-9199-6.pdf%3ForiginUrl%3D http%253A%252F%252Flink.springer.com%252 Farticle%252F10.1007%252Fs11038-007-91996*~hmac=18b24ecd6cdcc8a96307ffadaea148 e3e256965eb29fa1d1cc70d4a11780a1a0 (дата обращения 09.10.2016 г.). 28. Jones J. Meteoroid Engineering Model — Final Report. NASA/MSFC internal report SEE/CR–2004–400. (Updates were made in 2007). Режим доступа: https://www.nasa.gov/ pdf/192930main_SEECR-2004-400_MOD_ MEM.pdf (дата обращения 14.08.2016 г.). 29. McNamara H. et al. Meteoroid engineering model (mem): a meteoroid model for the inner

solar system. Earth Moon Planets. 2005, 95, pp. 123–139. Режим доступа: https://www. nasa.gov/pdf/192939main_mem.pdf (дата обращения 14.12.2016 г.) 30. Gäde A., Miller A. ESABASE2/Debris Release 7.0 Technical Description. Reference: R 0 7 7 – 2 3 1 r e p _ 0 1 _ 0 5 _ D e b r i s _ Te c h n i c a l Description.docx. 2015–09–15. Status: Final. Режим доступа: http://esabase2.net/wpcontent/uploads/2015/12/ESABASE2-DebrisTechnical-Description.pdf (дата обращения 14.08.2016 г.). 31. Машиностроение. Энциклопедия в 40 т. T. Iv-22. Ракетно-космическая техника. М.: Машиностроение, 2012. 925 с. 32. Попова О.П. Метеорная пыль в атмосфере Земли. В сб. «Нано- и микромасштабные частицы в геофизических процессах» / Под ред. В.В. Адушкина и С.И. Попеля. М.: МФТИ, 2006. С. 95. 33. Orbital debris: a technical assessment. NASA–CR–198639. N95–28852. 211 p. Washington D.C.: National academy press, 1995. Режим доступа: https://orbitaldebris.jsc.nasa. gov/library/a-technical-assessment.pdf (дата обращения 11.04.2015 г.). 34. Technical report on space debris. Sales № E.99.I.17, ISBN 92–1–100813–1. New York: United Nations publication, 1999. Режим доступа: https://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/library/ un_report_on_space_debris99.pdf (дата обращения 14.12.2016 г.). 35. Handbook for limiting orbital debris. NASA–handbook 8719.14. Expiration Date: 2013– 07–30. Режим доступа: http://www.hq.nasa.gov/ oice/codeq/doctree/NHBK871914.pdf (дата обращения 09.10.2016 г.). 36. Муртазов А.К. Мониторинг загрязнений околоземного пространства оптическими средствами: монография / А.К. Муртазов. Рязань: Ряз. гос. ун–т им. С.А.Есенина, 2010. 248 с. 37. Назаренко А.И. Моделирование космического мусора. Монография. М.: ИКИ РАН. Серия «Механика, управление и информатика». 2013. 216 с. Статья поступила в редакцию 19.01.2017 г.

reference 1. Kosmicheskaya deyatel’nost’ Rossii i stran mira. Ekspress-informatsiya [Space activity of Russia and the world countries. Express information]. Tsentr nauchno-tekhnicheskoi informatsii «Poisk» ltd. 09–10.10.2016. P. 4. 2. Mironov V.V., Tolkach M.A. Ballisticheskie predel’nye uravneniya dlya optimizatsii sistemy zashchity kosmicheskikh apparatov ot mikrometeoroidov i kosmicheskogo musora [Ballistic limit equations to optimize the system for spacecraft protection against micrometeoroids and space debris]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 3(14), pp. 26–42. 3. GOST 25645.128-85. Veshchestvo meteornoe. Model’ prostranstvennogo raspredeleniya [GOST 25645.128-85. Meteoric matter. Spatial distribution model]. Moscow, Izdatel’stvo standartov publ., 1985. 24 p. 60

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МОдЕЛИ МЕТЕОрОИдНОй СрЕды

4. GOST 25645.167-2005. Kosmicheskaya sreda (estestvennaya i iskusstvennaya). Model’ prostranstvenno–vremennogo raspredeleniya plotnosti potokov tekhnogennogo veshchestva v kosmicheskom prostranstve [GOST 25645.167-2005. Space environment (natural and artificial). The space-time distribution model of the flux density of anthropogenic substance in space]. Moscow, Standartinform publ., 2005. 36 p. 5. Bronshten V.A. Meteory, meteority, meteoroidy [Meteors, meteorites, meteoroids]. Moscow, Nauka publ., 1987. 173 p. 6. Newman M.E.J. Power laws, Pareto distributions and Zipf’s law. Arxiv: cond–mat/0412004v3 [cond–mat. stat–mech] 29 May 2006. Available at: http://arxiv.org/pdf/cond–mat/0412004.pdf (accessed 18.06.2015). 7. Barabanov S.I., Nikolenko I.V., Smirnov M.A. Predvaritel’naya interpretatsiya nablyudenii tel metrovogo i dekametrovogo razmera v okolozemnom kosmicheskom prostranstve [Preliminary interpretation of observations of the meter and decameter size bodies in circumterrestrial space]. Materialy Mezhdunarodnoi konferentsii «GIS dlya ustoichivogo razvitiya territorii «INTERCARTO–9», Novorossiisk – Sevastopol’, June 2003. Pp. 573–577. Available at: http://www.planetmaps.ru/ files/2003_7.pdf (accessed 18.06.2015). 8. Bel’kovich O.I. Meteornoe rasprostranenie radiovoln [Meteoric distribution of radio waves]. Kazanskii gosudarstvennyi universitet, ilial v g. Zelenodol’ske. Fiziko–matematicheskii fakul’tet. Kafedra teoreticheskoi i eksperimental’noi iziki. Zelenodol’sk 2008. Available at: http://www.pandia.ru/ text/77/132/936.php (accessed 18.06.2015). 9. Kozak P.M., Kruchynenko V.G., Kruchenytskyi G.M., Ivchenko V.M., Kozak L.V., Bilokrynytska L.M., Taranukha Y.G., Rozhilo O.O. Transformation of sporadic low–mass meteoroid component into the aerosol of the Earth’s upper atmosphere. Kosmіchna nauka і tekhnologіya, 2010, vol. 16, no. 4, pp. 13–21. Available at: ftp://ftp.mao.kiev.ua/pub/knit/16/4/knit–16–4–2010–02.pdf (accessed 18.06.2015). 10. Bobkov V.N., Vasil’ev V.V., Demchenko E.K., Lebedev G.V., Ovsyannikov V.A., Raushenbakh B.V., Surguchev O.V., Timchenko V.A., Feoktistov K.P., Frumkin Yu.M., Chernyaev B.V. Kosmicheskie apparaty [Space vehicles]. Ed. K.P. Feoktistov. Moscow, Voenizdat publ., 1983. 319 p. 11. Svetashkova N.T. Vliyanie mass i skorostei sporadicheskikh meteornykh tel na raspredelenie plotnosti ikh potoka po nebesnoi sfere [The effect of mass and velocities of sporadic meteor bodies on distribution of their flux density in the celestial sphere]. Astronomiya i geodeziya. Tomsk: Izd–vo TGU publ., 1985. Issue 13, pp. 50–58. 12. Semkin N.D. Ispytaniya materialov i elementov elektronnogo oborudovaniya kosmicheskikh apparatov. Ucheb. posobie [Tests of materials and electronic equipment elements of space vehicles. Text-book]. Samara: Samarskiy gos. aerokosm. univ–t publ., 2010. 320 p. 13. Favorskii O.N., Kadaner Ya.S. Voprosy teploobmena v kosmose [Problems of heat exchange in space]. Moscow, Vysshaya shkola publ., 1967. 240 p. 14. Mann I., Czechowski A. Dust grain dynamics in and around the heliosphere. Institut für Planetologie, Westfälische Wilhelms–Universität, Münster, GermanySpace Research Center, Polish Academy of Sciences, Bartycka 18A, PL–00716 Warsaw, Poland, 2004. Available at: http://www.uni–muenster.de/imperia/md/ content/planetologie/ pdf/ imannpersonalpage/aip_2004.pdf. (accessed 22.09.2016). 15. Kruchinenko V.G. Akkretsiya kosmicheskogo veshchestva na Zemlyu. [Earth accretion of cosmic matter]. Astronomical School’s Report, 2000, vol. 1, no. 2, pp. 78–90. (Astronomical Observatory of Taras Shevchenko Kiev National University, the Ukraine). Available at: http://jrnl.nau.edu.ua/index.php/ ASTRO/article/viewFile/6372/7191 (accessed 11.05.2016). 16. Whipple F.L. On maintaining the meteoritic complex. In: Studies in interplanetary particles. Smithson. Astrophys. Obs., 1967, spec. rep. 239, pp. 3–45. Available at: http://ntrs.nasa.gov/archive/ nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19670029881.pdf (accessed 09.10.2016). 17. Martynov D.Ya. Kurs obshchei astroiziki. Ucheb. dlya vuzov. 4–e izd., pererab. i dop. [A course of general astrophysics. Manual for higher educational institutions. Revised and enlarged edition 4]. Moscow, Nauka. Gl. red. iz.-mat. lit. publ., 1988. 640 p. 18. Semkin N.D., Voronov K.E., Piyakov A.V., Piyakov I.V. Registratsiya kosmicheskoi pyli iskusstvennogo i estestvennogo proiskhozhdenii [Record of artificial and natural space dust]. Prikladnaya fizika, 2009, no. 1, pp. 86–102. 19. Novikov L.S. Vozdeistvie tverdykh chastits estestvennogo i iskusstvennogo proiskhozhdeniya na kosmicheskie apparaty. Uchebnoe posobie [The efect of natural and artiicial solid particles on space vehicles. Text-Book]. Moscow, Universitetskaya kniga publ., 2009. 104 p. 20. Murtazov A.K. Fizicheskie osnovy ekologii okolozemnogo prostranstva: uchebnoe posobie [Basic physics of ecology of circumterrestrial space: Manual]. Ryazan’, Ryaz. gos. un–t im. S.A. Esenina publ., 2008. 272 p. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Миронов В.В., Толкач М.А.

21. ISO/FDIS 14200. Space environment (natural and artiicial) — Guide to process — based implementation of meteoroid and debris environmental models (orbital altitudes below GEO + 2000 km). ISO/FDIS 14200:2012(E). 2012-10-29. Available at: http://spacewx.com/Docs/ISO_FDIS_14200(E).pdf (accessed 19.08.2016). 22. Comparison of Meteoroid Models. IADC Action Item 24.1. IADC–09–03. 05 November 2009. Available at: http://www.iadc–online.org/Documents/IADC–09–03_AI_n24_1_inal1.pdf (accessed 06.04.2015). 23. Grün E., Zook H.A., Fechtig H., Giese R.H. Collisional balance of the meteoritic complex Icarus 62, 1985, pp. 244–272. Available at: https://www.researchgate.net/publication/223452299_ Grun_E_Zook_H_A_Fechtig_H_Giese_R_H_Collisional_balance_of_the_meteoritic_complex_ Icarus_62_244-272 (accessed 09.10.2016). 24. Ruhl K., Bunte K.D., Gaede A., Miller A. ESABASE2 – Debris. Software User Manual. 16852/02/ NL/JA/PC Version of DEBRIS Impact Analysis Tool (2013_ESABASE2–Debris–User–Manual). Available at: http://esabase2.net/wp-content/uploads/2013/07/ESABASE2-Debris-User-Manual.pdf (accessed 14.12.2016). 25. Gäde A., Miller A. Project: ESABASE2/Debris Release 6.0. Technical Description Ref. R077– 231rep_01_03_01_Debris_Technical Description.doc. 2013–07–05. Available at: http://esabase2.net/ wp-content/uploads/2013/07/ESABASE2-Debris-Technical-Description.pdf (accessed 07.05.2016). 26. Space Station Program Natural Environment Definition for Design. SSP 30425 Revision B. National Aeronautics and Space Administration Space Station Program Office, Houston, 8 Feburary 1994. Available at: http://everyspec.com/NASA/NASA–JSC/NASA–SSP–PUBS/SSP–30425B 29660/ (accessed 09.10.2016). 27. Drolshagen G., Dikarev V., Landgraf M., Krag H., Kuiper W. Comparison of Meteoroid Flux Models for Near Earth Space. Earth Moon Planets, 2008, vol. 102, issue 1–4, pp. 191–197. Available at: http://download.springer.com/static/pdf/704/art%253A10.1007%252Fs11038-007-9199-6. pdf?originUrl=http%3A%2F%2Flink.springer.com%2Farticle%2F10.1007%2Fs11038-007-91996&token2=exp=1476015976~acl=%2Fstatic%2Fpdf%2F704%2Fart%25253A10.1007%25252 Fs11038-007-9199-6.pdf%3ForiginUrl%3Dhttp%253A%252F%252Flink.springer.com%252Farticle% 252F10.1007%252Fs11038-007-9199-6*~hmac=18b24ecd6cdcc8a96307ffadaea148e3e256965eb29f a1d1cc70d4a11780a1a0 (accessed 09.10.2016). 28. Jones J. Meteoroid Engineering Model — Final Report. NASA/MSFC internal report SEE/ CR–2004–400. (Updates were made in 2007). Available at: https://www.nasa.gov/pdf/192930main_ SEECR-2004-400_MOD_MEM.pdf (accessed 14.08.2016). 29. McNamara H. et al. Meteoroid engineering model (mem): a meteoroid model for the inner solar system. Earth Moon Planets, 2005, 95, pp. 123–139. Available at: https://www.nasa.gov/ pdf/192939main_mem.pdf (accessed 14.12.2016) 30. Gäde A., Miller A. ESABASE2/Debris Release 7.0 Technical Description. Reference: R077– 231rep_01_05_Debris_Technical Description.docx. 2015–09–15. Status: Final. Available at: http://esabase2. net/wp-content/uploads/2015/12/ESABASE2-Debris-Technical-Description.pdf (accessed 14.08.2016). 31. Mashinostroenie. Entsiklopediya v 40 t. T. IV-22. Raketno-kosmicheskaya tekhnika [Mechanical Engineering. Encyclopedia. Vol. IV – 22. Rocket-Space Technology]. Moscow, Mashinostroenie publ., 2012. 925 p. 32. Popova O.P. Meteornaya pyl’ v atmosfere Zemli. In: Nano- i mikromasshtabnye chastitsy v geofizicheskikh protsessakh [Meteoric dust in the Earth atmosphere. In: Nano- and microscale particles in geophysical processes]. Ed. V.V. Adushkin, S.I. Popel’. Moscow, MFTI publ., 2006. P. 95. 33. Orbital debris: a technical assessment. NASA–CR–198639. N95–28852. 211 p. Washington D.C.: National academy press, 1995. Available at: https://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/library/a-technicalassessment.pdf (accessed 11.04.2015). 34. Technical report on space debris. Sales № E.99.I.17, ISBN 92–1–100813–1. New York: United Nations publication, 1999. Available at: https://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/library/un_report_on_space_ debris99.pdf (accessed 14.12.2016). 35. Handbook for limiting orbital debris. NASA–handbook 8719.14. Expiration Date: 2013– 07–30. Available at: http://www.hq.nasa.gov/office/codeq/doctree/NHBK871914.pdf (accessed 09.10.2016). 36. Murtazov A.K. Monitoring zagryaznenii okolozemnogo prostranstva opticheskimi sredstvami: monograiya [Monitoring of circumterrestrial space pollution by optical devices monograph]. Ryazan’: Ryaz. gos. un–t im. S.A. Esenina publ., 2010. 248 p. 37. Nazarenko A.I. Modelirovanie kosmicheskogo musora [Space debris simulation]. Moscow, IKI RAN publ. Ser. Mekhanika, upravlenie i informatika, 2013. 216 p. 62

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

УДК 629.78.015.4

нагружение и прочноСть конСтрукций транСпортного коСмичеСкого корабля при воздейСтвии отСечки тяги двигателя третьей Ступени ракеты-ноСителя © 2017 г. безмозгий и.м., бобылев С.С., Софинский а.н., чернягин а.г. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Статья посвящена исследованию динамической реакции конструкции транспортного грузового корабля (ТГК) «Прогресс» на отсечку тяги двигателя последней ступени ракетыносителя (РН) «Союз». Импульсное воздействие на связку в составе ТГК и третьей ступени РН рассмотрено в двух вариантах: первый — типичная отсечка тяги, второй — с уменьшенным градиентом спада тяги. Исследования проведены на основе многоуровневого динамического моделирования конструкций. Реализованная технология решения задачи позволила получить следующие результаты: определить конфигурацию трансформированного, приведенного к любому поперечному сечению изделия, воздействия; дать исчерпывающую картину динамического отклика конструкции на импульсное воздействие; выделить класс конструкций с наиболее интенсивной реакцией на рассматриваемое импульсное воздействие; локализовать зону конструкции ТГК с максимальным уровнем напряженно-деформированного состояния. Из проведенного исследования сделаны выводы, основные из которых следующие: отсечка тяги последней ступени не дает энергоемких динамических эффектов; смягчение градиента спада тяги снижает уровень нагружения конструкции в 1,5 раза; максимальный уровень напряжений реализуется в узкой зоне на одной из балок рамы нижнего приборного отсека с числом циклов менее 10; для типичной отсечки тяги двигателя запас прочности по пиковым напряжениям более двух, для модифицированной отсечки — более трех. Представленные в статье результаты показывают, что отсечка тяги третьей ступени РН не является расчетным случаем, не формирует напряженного состояния, близкого к критическому, и не оказывает влияния на прочность ТГК. Ключевые слова: ТГК «Прогресс», отсечка тяги РН, динамика конструкций, моделирование, нагружение, напряженно-деформированное состояние, прочность.

ThE EFFECT OF ThruST CuT-OFF OF ThE ThIrd STagE OF ThE lauNCh vEhIClE ON ThE lOadINg aNd STrENgTh OF ThE TraNSpOrT CargO vEhIClE STruCTurE Bezmozgiy I.m., Bobylev S.S., Soinskiy a.N., Chernyagin a.g. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, 141070, Moscow reg., Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru This paper presents a study of the structural dynamic response of the Progress transport cargo vehicle (TCV) to a trust cut-off of the final stage of the Soyuz launch vehicle. The impulse effect on the structure consisting of TCV and launch vehicle third stage was studied in the following two cases: the first case with a typical thrust cut-off, and the second case with a reduced gradient of the thrust decay. The studies were performed based on a multilevel dynamical modeling of the structures. The implemented technology made it possible to obtain the following results, i.e. to determine the configuration of the transformed impact reduced to any cross section of the vehicle; give an exhaustive estimation of the dynamic structural response to an impulse action; categorize the structures with the most intensive response to the impulse action; localize the area of the TCV structure with the highest level of the strain-stress state. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

The studies made it possible to make the following main conclusions: the thrust cut-off of the final stage does not generate energy-intensive dynamic effects; the reduction of the thrust decay gradient reduces the structural loading level of by a factor of 1,5; a maximum stress level appears in a narrow area on one of the beams of the instrument compartment frame with a number of cycles less than 10; for the typical engine thrust cut-off the safety margin for peak stresses is more than two, and for a modified thrust cut-off it is more than three. The results presented in the paper show that the LV third engine thrust cut-of is not a design case. It does not create a stress condition close to a critical state and does not affect the strength of TCV. Key words: Progress TCV, launch vehicle thrust cut-off, dynamics of structures, modeling, loading, strain-stress state, strength.

безмозгий и.м.

бобылев С.С.

СофинСкий а.н.

чернягин а.г.

БЕЗМОЗГИЙ Иосиф Менделевич — кандидат технических наук, начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: iosif.bezmozgy@rsce.ru BEZMOZGIY Iosif Mendelevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at RSC Energia, e-mail: iosif.bezmozgy@rsce.ru БОБыЛЕВ Сергей Степанович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: sergey.bobylev@rsce.ru BOBYLEv Sergey Stepanovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: sergey.bobylev@rsce.ru СОФИНСКИЙ Алексей Николаевич — кандидат технических наук, заместитель начальника отделения РКК «Энергия», e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru SOFINSKIY Alexey Nikolaevich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Head of Division at RSC Energia, e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru ЧЕРНЯГИН Александр Григорьевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: alexander.chernyagin@rsce.ru CHERNYAGIN Alexander Grigoryevich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: alexander.chernyagin@rsce.ru В перечне источников воздействий, определяющих прочность космического летательного аппарата (КЛА), двигательные установки ракеты-носителя (РН) занимают первое место. Тяга двигателя каждой ступени РН, являясь наибольшей из действующих на летательный аппарат сил, порождает статические, низкочастотные динамические, высокочастотные вибрационные, ударные и акустические нагрузки. Тем самым воздействие от двигательных установок в значительной степени определяет облик силовых конструкций корпуса, элементов крепления его навесного оборудования (НО) к корпусу, а также оказывает влияние на работоспособность и функционирование компонентов систем КЛА. 64

Для расчета воздействий на КЛА представляют интерес как стационарные режимы работы двигателей, так и переходные процессы: включение и отсечка двигательных установок [1, 2]. При этом режимы включения и выключения двигателей, нося явно выраженный импульсный характер, оказывают динамическое воздействие на конструкцию, вызывая ее отклик — реакцию, уровень которой зависит от динамических характеристик КЛА: их жесткостных, массовых и диссипативных составляющих. Наиболее резко конструкции КЛА реагируют на переходные процессы последней ступени РН по причине их близкого расположения к источнику воздействий и уменьшения КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

совокупной массы объекта. Причем, наиболее характерным является динамическое поведение связки «последняя ступень РН + КЛА» как реакция на отсечку двигателя, когда израсходовано топливо последней ступени РН, и масса объекта динамического воздействия минимальна. Целью настоящей статьи является исследование на основе динамического моделирования влияния профиля отсечки тяги последней ступени РН на уровень реакции, напряженно-деформированное состояние (НДС) и прочность конструкций КЛА во всем их многообразии. В статье дано описание конструкции связки последней ступени РН и транспортного грузового корабля (ТГК), выбранной в качестве объекта исследования. Рассмотрено различие в характере воздействий на связку, обусловленное изменением градиента спада тяги. Разработаны конечно-элементные динамические модели объекта, проведены расчетные исследования отклика конструкции на воздействия. Представлены характерные элементы конструкции ТГК, разработаны их локальные конечно-элементные модели (КЭМ). Проанализировано нагружение, рассчитано напряженно-деформированное состояние для элементов конструкции с динамическими характеристиками в различных частотных диапазонах, сделаны выводы. принципы динамического моделирования Общие принципы, на которых базируется динамическое моделирование в задачах вибропрочности, изложены в статье [3]. В силу целого ряда обстоятельств динамическое моделирование конструкций и процессов их нагружений практически осуществляется в несколько этапов с применением приемов, позволяющих с рациональными затратами получить, помимо решения с удовлетворительной точностью основной конечной задачи, промежуточные результаты, адекватные точности исходных данных соответствующего этапа. Для описания реализованной технологии расчета конструкций при динамических воздействиях представляется целесообразным использование термина «шаговая дискретизация многоуровневого процесса динамического моделирования», поясняющего логику последовательности проводимых операций. В качестве начального шага строится модель первого уровня. Предельно простая, базирующаяся, в основном, на балочно-стержневых представлениях, она № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

должна достаточно точно отражать главные динамические характеристики конструкции: низшие частоты, низшие формы колебаний и демпфирование. Большие сосредоточенные массы вводятся на этом уровне в модель в качестве осцилляторов с условной жесткостью. На следующем шаге создается модель второго уровня. Это, как правило, часть изделия: блок, отсек или его агрегат. Модель этого уровня основывается на оболочечных представлениях корпуса и дискретном представлении всех значительных масс с их элементами крепления к корпусу. Далее разрабатывается модель третьего уровня — это проблемный регион с полным составом навесного оборудования и детальным моделированием всех элементов конструкции. Заканчивается процесс моделированием «внутренностей» НО: приборов и агрегатов (клапанов, редукторов, фильтров, двигателей, турбонасосных агрегатов, газогенераторов, теплообменников и т. д.). Шаговая дискретизация моделирования конструкции и динамических процессов имеет неоспоримое преимущество, позволяя • осуществлять параллельный процесс разработки моделей разного уровня; • вести параллельную экспериментальную верификацию этих моделей; • получать модель высокого уровня любой степени подробности и детализации; • проводить или повторять расчеты, соответствующие одному уровню моделирования; • проводить расчеты поэтапно, разделяя на составляющие общий процесс разработки, экспериментальной отработки и эксплуатации изделия. Очевидный недостаток в виде низкой достоверности моделей на первых шагах устраняется экспериментами с настройкой моделей по частотам и демпфированию. Все этапы анализа проводятся с применением метода конечных элементов [4, 5]. объект исследования В качестве объекта исследования выбрана связка последней ступени РН типа «Союз» и КЛА типа ТГК «Прогресс». Последняя ступень РН [6] состоит из переходного (ПхО), межбакового (МбО), хвостового (ХО) отсеков и баков горючего (бак Г) и окислителя (бак О). Схема последней ступени РН показана на рис. 1. 65

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

В хвостовом отсеке расположен двигатель, закрепленный на нижнем днище бака О. Подача топлива из бака Г происходит по расходной магистрали внутри тоннельной трубы, проходящей насквозь через бак О. Стык последней ступени РН с ТГК осуществляется по торцевому шпангоуту ПхО РН. ТГК состоит из агрегатного отсека (АО), нижнего и верхнего приборных отсеков (НПО, ВПО), отсека компонентов дозаправки (ОКД) и грузового отсека (ГрО) [7]. Общая схема ТГК, дающая представление о составе и видах НО, показана на рис. 2. Нагружение ТГК при отсечке тяги, как и другие динамические процессы, с точки зрения прочности конструкций критично,

прежде всего, для трубопроводов и элементов крепления НО из-за резонансных явлений в соответствующих частотных диапазонах. Все многообразие НО может быть разделено на четыре группы: • одиночные элементы оборудования на наружной поверхности ТГК (рис. 2); • одиночные элементы оборудования внутри ТГК, наиболее массивные из которых — базовый блок (ББ) комбинированной двигательной установки (КДУ), блоки питания (рис. 3); • элементы, установленные на приборных рамах внутри приборных отсеков (рис. 4); • трубопроводы.

Рис. 1. Схема конструкции последней ступени ракеты-носителя: 1 — стык с транспортным грузовым кораблем; 2 — переходный отсек; 3 — внутрибаковые устройства; 4 — бак горючего; 5 — межбаковый отсек; 6 — тоннельная труба; 7 — бак окислителя; 8 — хвостовой отсек

Рис. 2 . Схема конструкции транспортного грузового корабля: 1 — стыковочный агрегат; 2 — грузовой отсек; 3 — отсек компонентов дозаправки; 4 — переходный отсек; 5 — верхний приборный отсек; 6 — нижний приборный отсек; 7 — агрегатный отсек; 8 — базовый блок комбинированной двигательной установки; 9 — система дозаправки

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

динамическая модель связки рн + тгк Динамическое воздействие на ТГК при отсечке тяги представляется в виде переменного по времени ускорения корпуса ТГК в сечении стыка с РН. Для определения силовых функций в поперечных сечениях ТГК разработана упрощенная модель (модель первого уровня). При построении динамической модели использованы результаты модальных испытаний натурного изделия. Представление о точности используемой модели дают динамические характеристики наиболее энергоемких тонов собственных колебаний в диапазоне до 70 Гц, полученные в расчете и при испытаниях (таблица). реакция конструкции тгк на отсечку тяги двигателя Рис. 3. Агрегатный отсек: 1 — блок 906В; 2 — базовый блок КДУ

При исследованиях динамического отклика конструкции в различных поперечных сечениях изделия расчеты проводятся для двух вариантов силовых функций спада тяги (рис. 5) с использованием программного комплекса MSC NASTRAN [8, 9]. В первом варианте силовая функция соответствует типовому процессу отсечки двигателя. Эта силовая функция характеризуется наиболее резким спадом тяги, при котором его градиент достигает максимальных значений (до 48 000 кН/с). Во втором варианте циклограмма выключения соответствует отсечке двигателя с опережением закрытия клапана окислителя газогенератора на 0,09 с и характеризуется более плавным спадом тяги на первом этапе.

а)

Рис. 5. Изменение тяги двигателя при останове: ▃ — вариант 1; ▃ — вариант 2

б) Рис. 4. Установка приборов на рамах приборных отсеков: а — нижнего; б — верхнего

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Результаты расчета динамического воздействия на конструкцию ТГК для указанных вариантов показаны на рис. 6 в виде ускорений в различных сечениях ТГК. 67

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

динамические характеристики Номер тона

Собственная частота, Гц

Значение

Результаты испытаний

Результаты расчета

Погрешность, %

Характер колебаний

7,90

7,84

–0,76

0,98

8,24

8,15

–1,09

0,97

24,71

24,73

0,08

0,90

25,36

25,45

0,35

0,91

30,45

28,01

–8,01

0,95

Первый продольный тон

31,28

31,44

0,51

0,98

Первый крутильный тон

35,75

35,35

–1,12

0,95

Продольный тон базового блока (не заправленного)

МАС*

Первый изгибный тон

Второй изгибный тон

Примечание. * — MAC (Modal Assurance Criterion) — критерий модальной достоверности.

а)

б)

в)

г)

д)

е)

ж)

з) ▃

▃

Рис. 6. Ускорение в сечениях транспортного грузового корабля: — вариант 1; — вариант 2; а, б — стык агрегатного отсека с переходным отсеком РН; в, г — грузовой отсек; д, е — отсек компонентов дозаправки; ж, з — стык верхнего и нижнего приборных отсеков

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

отклик элементов конструкции на динамическое воздействие Все дальнейшие расчетные исследования выполнены с использованием программного комплекса ANSYS [10, 11]. Для определения реакции конструкции ТГК на воздействия решена задача, приведенная на рис. 7. Решение проводится как для нестационарного процесса [12, 13]. Набор осцилляторов имеет характеристики (масса и жесткость), подобранные таким образом, чтобы их собственные частоты перекрывали исследуемый диапазон (10…150 Гц). Расчет отклика проводится

в рамках анализа переходных процессов (transient analysis) с применением метода больших масс [14]. Суть метода заключается в том, что к свободному концу пружин с помощью технологии «жесткого региона» [15] прикрепляется большая (на 5–6 порядков больше массы рассчитываемой модели) фиктивная масса, к которой в процессе решения прикладывается переменная по времени сила F(t)= Мфa(t), 150

где Мф =

∑M i=1

106 — фиктивная масса;

a(t) — реализуемое ускорение.

Рис. 7. Схема постановки задачи: Мi — масса осциллятора; Сi — жесткость; fi — частота; Мф — фиктивная масса; F — усилие воздействия

При этом погрешность реализации заданного ускорения на интерфейсе с осцилляторами будет соответствовать отношению массы рассчитываемой модели и фиктивной массы. Результаты решения задачи, в виде зависимости максимальных ускорений от собственной частоты осциллятора (элемента конструкции) для представленных выше воздействий в сечениях стыка с РН и приборного отсека при различных циклограммах выключения двигателя, показаны на рис. 8. С целью анализа влияния демпфирования расчет отклика на динамическое воздействие по стыку с РН проведен для различных значений относительного демпфирования 5 и 3%, соответствующих добротностям Q = 10 и Q = 17. Анализ полученных результатов показывает, что при приложении к конструкции отсека нестационарного кине№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

матического воздействия, вызванного отключением двигателя: • для элементов с собственной частотой менее 20 Гц амплитудное значение отклика не превышает значения статической составляющей входного сигнала; • для элементов с собственной частотой выше 110…120 Гц отклик повторяет входное воздействие; • максимальное усиление возникает на элементах, имеющих в направлении возбуждения первую собственную частоту в диапазоне 55…70 Гц; • максимальное усиление при реализации циклограммы по варианту 2 («с опережением») примерно в полтора раза меньше, чем при реализации циклограммы по варианту 1; • наблюдается слабая зависимость уровня отклика от величины демпфирования (добротности), так при изменении параметра 69

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

демпфирования на 70% изменение отклика происходит примерно на 20%; • на оборудовании, первая собственная частота которого меньше 40 или больше 80 Гц по отношению к уровню входного

воздействия, отклик не превышает двукратного уровня для элементов, расположенных вблизи стыка с РН (АО), и трехкратного уровня для элементов в зоне приборных отсеков.

а)

б)

в)

г)

Рис. 8. Отклик (максимальное ускорение) для двух вариантов спада тяги в зависимости от собственной частоты осциллятора для воздействий в сечениях: ▃ — вариант 1; ▃ — вариант 2; а, б — стык агрегатного отсека с переходным отсеком РН; в, г — стык верхнего и нижнего приборных отсеков

реакция на отсечку двигателя различных типов навесного оборудования Для подтверждения и конкретизации полученных результатов ниже рассмотрены следующие характерные элементы конструкции: • ББ КДУ — наиболее массивный элемент конструкции; • блок питания — массивный изолированный элемент внутри АО; • установка приборов (АФАР – БУФ) — «двухъярусный» элемент; • рама НПО с приборным оборудованием; • трубопроводы. Модели для решения этих задач представляют собой подробно воспроизведенные фрагменты корпуса, элементы крепления НО и модель собственно НО. В качестве входного воздействия для каждого фрагмента на этом этапе использованы ускорения в соответствующем сечении ТГК, определенные на основе модели связки РН + ТГК. Для каждого из указанных фрагментов расчет отклика проводится как анализ переходного процесса с применением метода больших масс. Базовый блок КДУ. Заправленный ББ с массой М ≈ 1 000 кг, расположенный 70

в АО, имеет парциальную частоту подвески ~18 Гц. На рис. 9 показаны ускорения на ББ, полученные из решения на основе модели второго уровня. Из графиков видно, что для ББ усиления отклика на рассматриваемое воздействие не происходит, что соответствует ранее полученным (рис. 8) для парциальной частоты ~18 Гц результатам.

Рис. 9. Ускорение на базовом блоке

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

уровень перегрузок (амплитуда знакопеременных ускорений) в обоих вариантах отключения двигателя меньше начального уровня квазистатического нагружения. Таким образом, для ББ и элементов его крепления отключение двигателя третьей ступени не является расчетным случаем и не представляет интереса с точки зрения нагружения, НДС, прочности. Блок питания. Блок питания 906 В имеет массу ~70 кг. Он закреплен с помощью двух кронштейнов на корпусе нижней части АО в непосредственной близости от стыка с РН. Входным воздействием для этого сечения является ускорение, показанное на рис. 6, а. Разработанная для определения отклика блока питания 906 В модель, включающая в себя фрагмент корпуса АО с силовыми элементами, кронштейны крепления блока, собственно блок питания, показана на рис. 10. Для учета взаимного влияния двух близко расположенных блоков в КЭМ включены оба блока с соответствующей зоной корпуса. Первые формы собственных колебаний блока с элементами крепления, имеющие наибольшие эффективные массы в направлении возбуждения, также показаны на рис. 10. Первые из них имеют частоты (~40 Гц) значительно ниже, а последующие (~80…100 Гц) — выше диапазона частот, в котором происходит существенное усиление отклика при рассматриваемом воздействии. Отклики на входное воздействие, полученные в центре масс блоков питания 906 В, показаны на рис. 11. Близкие значения собственных частот колебаний по осям X и Z приводят к появлению близких максимальных откликов по величинам ускорений по этим осям (рис. 11, а–г). При этом величина суммарного ускорения на блоке (рис. 11, д, е) увеличивается незначительно и не превышает 8,5g для отключения по варианту 1 и 6,5g — по варианту 2, что в обоих случаях соответствует коэффициенту усиления Ку ≈ 1,5. АФАР и БУФ. Приборы БУФ (М = 12 кг) и АФАР (М = 5 кг) закреплены снаружи на корпусе приборного отсека (ПО) друг над другом на едином основании (рис. 12, а). Для анализа ускорений, реализуемых при отключении двигателя в центрах приборов АФАР и БУФ, построена КЭМ (рис. 12, б). Первая частота собственных колебаний для системы составляет ~73 Гц, частота колебаний в направлении оси возбуждения составляет ~105 Гц (рис. 12, в, г). № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Расчет отклика конструкции проведен на динамическое воздействие, соответствующее зоне установки приборов (рис. 6, ж, з). Отклики на входное воздействие, полученные в центрах масс антенны АФАР и БУФ, представлены на рис. 12, д, е. Одиночные (пиковые) значения ускорения в направлении возбуждения достигают 11g для элемента «второго яруса», в данном случае АФАР, и не превышают 8g для элемента, закрепленного на «нижнем» уровне. Несмотря на наличие двухуровневой конструкции крепления прибора АФАР, полученные на нем значения максимальных ускорений также подтверждают результаты, ранее представленные на рис. 8 для осцилляторов с соответствующей (105 Гц) собственной частотой. Приборное оборудование НПО. Принципы конструктивного исполнения нижнего и верхнего приборных отсеков ТГК «Прогресс» и элементов крепления НО в них одинаковы. Более высокий уровень воздействия в сечении НПО, по сравнению с ВПО, а также его практически полное соответствие приборному отсеку пилотируемого транспортного корабля «Союз» определили выбор в пользу этого отсека для приведения подробных материалов по анализу НДС и прочности. КЭМ приборной рамы с приборным оборудованием НПО показана на рис. 13, а. КЭМ содержит силовую конструкцию — приборную раму с фитингами (бобышками) крепления приборов, дополнительные рамки, на которых закреплены отдельные приборы. Корпуса приборов моделируются оболочечными элементами с дополнительными точечными массовыми элементами, расположенными в центре масс приборов и жестко связанными с основанием соответствующего прибора для имитации полной массы приборов. Формы колебаний с максимальными эффективными массами (в направлении возбуждения) также представлены на рис. 13. Среди них колебания наиболее массивных (М ≈ 50 кг) амортизированных приборов в частотном диапазоне 25…30 Гц (рис. 13, б, в). Для более высоких частот максимальная эффективная масса получена для колебаний прибора П1 с частотой 61 Гц. Соответствующая форма колебаний показана на рис. 13, г. Результаты расчета отклика в центрах масс приборов, сгруппированных в зависимости от массы, представлены на рис. 14. Полученные результаты показывают, что уровень отклика увеличивается с уменьшением массы приборов. 71

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

а) а)

б)

в)

г)

д)

б) Рис. 10. Блок питания 906 В: а — конечно-элементная модель блока; б — формы собственных колебаний блока с максимальными эффективными массами

е) Рис. 11. Ускорения на блоке питания 906 В: а, б — ускорения по оси Х в центре масс блоков питания; в, г — ускорения по осям изделия на блоке питания; д, е — суммарные ускорения на блоке питания

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

а)

г)

б)

д)

в)

е)

Рис. 12. Установка приборов и результаты расчетов: а — общий вид установки приборов (1 — термоплата; 2 — кронштейн; 3 — антенна АФАР; 4 — прибор БУФ; 5 — плита); б — конечно-элементная модель; в — первый тон, частота 73 Гц; г — второй тон, частота 105 Гц; д, е — отклики в центрах масс антенны АФАР и прибора БУФ для вариантов изменения тяги 1 и 2

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

а)

б)

в)

г)

Рис. 13. Нижний приборный отсек: а — конечно-элементная модель; б, в, г — формы колебания с максимальными эффективными массами

Соотношение максимальных перегрузок, возникающих на приборах приборного отсека в двух вариантах отсечки тяги при отключении двигателя подтверждает результат, полученный ранее (см. рис. 8). Для наиболее массивных приборов с массами M ≈ 40…50 кг возникающие при отключения двигателя максимальные ускорения не превышают 9g для варианта 1 и 5,5g — для варианта 2, что соответствует коэффициентам усиления по отношению к уровням входного воздействия ~1,65 и ~1,2. Следует отметить, что наиболее тяжелые из рассмотренных приборов крепятся на приборную раму через амортизаторы, обеспечивающие первую собственную частоту колебаний прибора на уровне не выше 30 Гц и снижение максимального уровня перегрузки примерно в два раза. 74

На более легких (и неамортизированных) элементах навесного оборудования массой 10–15 кг реализуется 3–4 пика амплитудой 15–20 g, на приборах массой 3–5 кг при том же характере отклика (3–4 пика уровня, близкого к максимальному) величина максимальной перегрузки может однократно достигать 25–35 g. Уровень отклика навесного оборудования на динамическое воздействие при отключении двигателя по варианту 2 примерно в полтора раза ниже, чем в варианте 1. Трубопроводы. Многочисленные трубопроводы систем транспортного грузового корабля имеют разную конфигурацию, длину, диаметр, конструктивное исполнение опор и, как следствие, разные собственные частоты первого тона колебаний, укладывающиеся в диапазон 35…90 Гц. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

Вариант 2

М ≈3 кг

М ≈5 кг

М ≈ 10 кг

М ≈15 кг

М ≈40–50 кг

Вариант 1

Рис. 14. Продольные ускорения на элементах приборного оборудования нижнего приборного отсека

Примечание. AY — номера расчетных узлов. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

Прямые расчеты показывают, что реакция трубопроводов на рассматриваемые воздействия качественно соответствует графикам рис. 8 с максимальным откликом на трубопроводах с собственной частотой ~55 Гц. При этом максимальная перегрузка имеет место в середине пролета длинных прямолинейных трубопроводов, достигая значения 25 единиц. напряженно-деформированное состояние элементов крепления навесного оборудования Определение уровня напряжений в конструкциях ТГК проведено методом прямого интегрирования [15] для всего времени действия входного сигнала. Проведенный анализ показывает, что зоны с заметным уровнем напряжений в любой момент времени носят локальный характер, при этом наиболее нагруженными при рассматриваемом воздействии являются элементы НО, находящиеся в приборных отсеках ТГК. Максимальные ускорения имеют место для профиля спада тяги по варианту 1 на приборе П1 (см. рис. 13, а), расчетный узел 46298. Частота собственных колебаний прибора составляет ~61 Гц, что близко к середине частотного диапазона, в котором наиболее интенсивна реакция на рассматриваемое воздействие. Распределение эквивалентных напряжений по элементам приборного отсека для момента времени реализации максимальных напряжений (~0,075 с от начала процесса отсечки тяги) показаны на рис. 15, а. Там же приведены максимальные усилия, приходящие с прибора П1 на элемент крепления. Максимальные напряжения реализуются в стойке приборной рамы в зоне кронштейна крепления прибора. Для более точного определения НДС использована КЭМ с подробным представлением элементов конструкции зоны максимальных напряжений. Эта модель с результатами расчета НДС от полученных нагрузок показана на рис. 15, б. Таким образом, при спаде тяги по варианту 1 максимальные эквивалентные напряжения возникают в стойке приборной рамы и составляют ~145 МПа (при σb = 320 МПа). прочность элементов крепления навесного оборудования Изложенные выше результаты дают полную картину динамического поведения конструкций ТГК как реакции на импульсное воздействие при отсечке двигателя третьей 76

ступени РН. Пошаговое рассмотрение воздействия в совокупности с определением реакции конструкции на основе КЭМ разного уровня позволили локализовать проблему прочности конструкций ТГК, сведя ее до малой зоны конкретных деталей внутри НПО, показанной на рис. 15. Максимальное напряжение в случае отсечки по варианту 1 в конструкции приборной рамы не превосходят 145 МПа. Как показывает практический опыт, предельное состояние конструкции при пиковых динамических воздействиях возникает вследствие грубых ошибок расчетов и конструирования и в большинстве случаев — для консольных масс с недостаточными базовыми размерами основания. Характерные примеры таких ошибок, выявленных при испытаниях, приведены в статьях [16, 17]: максимальные напряжения, превосходящие предел прочности, формируются в зонах, достаточных для разрушения. В рассматриваемом случае уровень пиковых напряжений достигает максимума в точке, составляет менее половины от предела прочности, т. е. конструкция далека от предельного состояния. По формальному признаку — отношению предела прочности к условным упругим напряжениям — запас составляет более двух. Фактическое предельное состояние в рассматриваемом случае в связи со специфическими свойствами конструкционного материала АМг6М формируется разрастанием зоны пластического деформирования до образования пластического шарнира. Но даже в этом случае разрушения не произойдет, а лишь понизится степень статической неопределимости приборной рамы. Кроме того, следует иметь в виду, что реализации этого события будет сопутствовать понижение жесткостных характеристик конструкции с соответствующим уменьшением значений парциальных частот и, как следствие, нагрузок. Типичным же предельным состоянием при динамическом, как при любом циклическом (переменном) нагружении, является исчерпание несущей способности по критерию усталостной прочности [18, 19]. Поскольку в рассматриваемом случае нагружение носит импульсный характер, количество циклов невелико (исчисляется единицами) и, соответственно, их вклад в общий блок нагружения и накопление повреждаемости незначителен. Ресурс, соответствующий действующим максимальным напряжениям, составляет сотни тысяч циклов. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

б) Рис. 15. Результаты расчета крепления навесного оборудования в нижнем приборном отсеке: а — распределение эквивалентных напряжений в элементах крепления приборного оборудования; б — результаты уточненного расчета в зоне максимальных напряжений

выводы На основе системы разработанных динамических моделей проведено исследование влияния профиля отсечки тяги последней ступени РН на уровень реакции элементов № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

навесного оборудования и прочность конструкции ТГК. Технологический цикл расчетных исследований построен в виде поэтапной реализации динамических моделей повышающегося на каждом этапе уровня. 77

Безмозгий И.М., Бобылев С.С., Софинский А.Н., Чернягин А.Г.

Получена исчерпывающая картина динамической реакции конструкции ТГК, обусловленная характером импульсного воздействия в совокупности с динамическими характеристиками конструкции. Использование при выключении двигателя третьей ступени модифицированной циклограммы (рис. 5, вариант 2) приводит к полуторакратному снижению уровня нагрузок на корпусе ТГК. Для элементов с собственной частотой менее 20 Гц амплитудное значение отклика не превышает значения статической составляющей входного сигнала, для элементов с собственной частотой выше 110…120 Гц отклик повторяет входное воздействие. Максимальное усиление возникает на элементах, имеющих в направлении возбуждения первую собственную частоту в диапазоне 55…70 Гц. Для исходной циклограммы (рис. 5, вариант 1) напряжения в трубопроводах не превышают 100 МПа. В наиболее нагруженных элементах крепления НО пиковые напряжения не превышают 145 МПа с числом циклов менее 10, что не приводит к формированию предельного состояния. Максимальный уровень напряжений локализован в узкой зоне стойки приборной рамы НПО ТГК. Запас прочности при этом более двух, а число циклов менее 10. Для модифицированной циклограммы (рис. 5, вариант 2) напряжения в полтора раза меньше. Список литературы 1. Колесников К.С. Динамика ракет. М.: Машиностроение, 2003. 520 с. 2. Гладкий В.Ф. Динамика конструкции летательного аппарата. М.: Наука, 1969. 495 с. 3. Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Моделирование в задачах вибропрочности конструкций ракетнокосмической техники // Космическая техника и технологии. 2014. № 3(6). С. 71–80. 4. Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. М.: Мир, 1975. 541 с. 5. Галлагер Р. Метод конечных элементов. Основы. М.: Мир, 1984. 431 с. 6. Афанасьев И. Универсальная верхняя ступень // Новости космонавтики. 2006. № 4(279). С. 28.

7. Машиностроение. Энциклопедия. Т. Iv – 22. Ракетно-космическая техника, кн. 2, ч. I. М.: Машиностроение, 2014. С. 53–64. 8. Lahey R.S., Miller M.R., Reymond M.A. (eds.) MSC/NASTRAN Reference Manual, Version 68, The MacNeal-Schwendler Corporation, Los Angeles, California, 1994. 9. Blakely К.D. MSC/NASTRAN Basic Dynamic Analysis User’s Guide, Version 68, The MacNeal-Schwendler Corporation, Los Angeles, California, 1993. 10. Theory Reference for the Mechanical ADPL and Mechanical Applications. ANSYS Release 14.0, SAS IP, Inc. 2011. 11. Чигарев А.В., Кравчук А.С., Смалюк А.Ф. ANSYS для инженеров. М.: Машиностроение, 2004. 510 с. 12. Редин Д.Г., Лалин В.В. Решение нестационарных динамических задач методом конечных элементов по времени // Известия высших учебных заведений. Строительство. 2009. № 1. С. 31–38. 13. Hughes T.J.R. Analysis of transient algorithms with particular reference to stability behavior. Computation methods for transient analysis. Vol. 1. Ed. T. Belytschko and K.J. Bathe. North-Holland, Amsterdam. 1983. P. 67–155. 14. ANSYS Mechanical APDL Theory Reference. Release 16.1. 15. ANSYS. Руководство пользователя. Release 16.1. SAS IP, Inc. 16. Безмозгий И.М., Казакова О.И., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Отработка вибропрочности автоматического космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Космическая техника и технологии. 2014. № 4(7). С. 31–41. 17. Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Отработка вибропрочности узлового модуля Российского сегмента Международной космической станции // Космическая техника и технологии. 2015. № 3(10). С. 15–25. 18. Софинский А.Н. Влияние искажения формы конструкции на ее несущую способность // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 34–44. 19. Безмозгий И.М., Софинский А.Н., Чернягин А.Г. Напряженно-деформированное состояние и прочность сварной оболочки с тоннельной трубой // Космическая техника и технологии. 2016. № 3(14). С. 43–55. Статья поступила в редакцию 21.03.2017 г.

reference 1. Kolesnikov K.S. Dinamika raket [Rocket dynamics]. Moscow, Mashinostroenie publ., 2003. 520 p. 2. Gladkii V.F. Dinamika konstruktsii letatel’nogo apparata [Flight vehicle structure dynamics]. Moscow, Nauka publ., 1969. 495 p. 78

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

НАГРужЕНИЕ И пРОЧНОСТь КОНСТРуКцИй

3. Bezmozgii I.M., Soinskii A.N., Chernyagin A.G. Modelirovanie v zadachakh vibroprochnosti konstruktsii raketno-kosmicheskoi tekhniki [The simulation in problems of vibration strength of rocket and space hardware]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 3(6), pp. 71–80. 4. Zenkevich O.S. Metod konechnykh elementov v tekhnike [Finite element method in engineering]. Moscow, Mir publ., 1975. 541 p. 5. Gallager R. Metod konechnykh elementov. Osnovy [Finite element method. Fundamentals]. Moscow, Mir publ., 1984. 431 p. 6. Afanas’ev I. Universal’naya verkhnyaya stupen’ [Universal upper stage]. Novosti kosmonavtiki, 2006, no. 4(279), pp. 28. 7. Mashinostroenie. Entsiklopediya. T. IV – 22. Raketno-kosmicheskaya tekhnika, kn. 2, ch. I. [Mechanical Engineering. Encyclopedia. vol. Iv – 22. Rocket-Space Technology, book 2, part I]. Moscow, Mashinostroenie publ., 2014. Pp. 53–64. 8. Lahey R.S., Miller M.R., Reymond M.A. (eds.) MSC/NASTRAN Reference Manual, Version 68, The MacNeal-Schwendler Corporation, Los Angeles, California, 1994. 9. Blakely K.D. MSC/NASTRAN Basic dynamic analysis user’s guide. Version 68, The MacNealSchwendler Corporation, Los Angeles, California, 1993. 10. Theory Reference for the Mechanical ADPL and Mechanical Applications. ANSYS Release 14.0, SAS IP, Inc. 2011. 11. Chigarev A.V., Kravchuk A.S., Smalyuk A.F. ANSYS dlya inzhenerov [ANSYS for engineers]. Moscow, Mashinostroenie publ., 2004. 510 p. 12. Redin D.G., Lalin V.V. Reshenie nestatsionarnykh dinamicheskikh zadach metodom konechnykh elementov po vremeni [Solution of non-stationary dynamic problems by inite element method in time]. Izvestiya vysshikh uchebnykh zavedenii. Stroitel’stvo, 2009, no. 1, pp. 31–38. 13. Hughes T.J.R. Analysis of transient algorithms with particular reference to stability behavior. Computation methods for transient analysis. Vol. 1. Ed. T. Belytschko and K.J. Bathe. North-Holland, Amsterdam, 1983. Pp. 67–155. 14. ANSYS Mechanical APDL Theory Reference. Release 16.1. 15. ANSYS. Rukovodstvo pol’zovatelya [ANSYS. User’s guide]. Release 16.1. SAS IP, Inc. 16. Bezmozgii I.M., Kazakova O.I., Soinskii A.N., Chernyagin A.G. Otrabotka vibroprochnosti avtomaticheskogo kosmicheskogo apparata distantsionnogo zondirovaniya Zemli [Perfecting vibration strength properties of an unmanned Earth remote sensing spacecraft]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 4(7), pp. 31–41. 17. Bezmozgii I.M., Soinskii A.N., Chernyagin A.G. Otrabotka vibroprochnosti uzlovogo modulya Rossiiskogo segmenta Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [vibration strength design for the node module of the Russian Segment of the International Space Station]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 3(10), pp. 15–25. 18. Soinskii A.N. Vliyanie iskazheniya formy konstruktsii na ee nesushchuyu sposobnost’ [Impact of structural shape distortion on its load-bearing capability]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13), pp. 34–44. 19. Bezmozgii I.M., Soinskii A.N., Chernyagin A.G. Napryazhenno-deformirovannoe sostoyanie i prochnost’ svarnoi obolochki s tonnel’noi truboi [Mode of deformation and strength of welded shell with tunnel pipe]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 3(14), pp. 43–55.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М.

уДК 629.78.054-716:532.529

двухфазный контур СиСтемы обеСпечения теплового режима научно-энергетичеСкого модуля. чиСленное моделирование гидравличеСких характериСтик © 2017 г. басов а.а., лексин м.а., прохоров ю.м. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru В работе рассмотрены вопросы конструктивного исполнения системы обеспечения теплового режима нового научно-энергетического модуля Российского сегмента Международной космической станции с использованием двухфазного контура для сброса тепла в окружающее пространство. Приведено описание и логика работы двухфазного контура и входящих в его состав элементов. Изложены методика проведения и результаты численного моделирования гидравлических характеристик двухфазного контура. Вся система была разбита на отдельные участки. Для каждого из них с учетом гидравлических характеристик конкретных агрегатов, схемной компоновки, длин и диаметров трубопроводов, соединяющих агрегаты между собой, была определена гидравлическая характеристика в зависимости от расхода аммиака или его паров. Полученные значения гидравлических характеристик на различных участках гидравлической сети позволяют сделать вывод о работоспособности системы выбранной конфигурации и подтвердить поддержание системой обеспечения теплового режима заявленных характеристик. Ключевые слова: двухфазный контур, система обеспечения теплового режима, космический аппарат, гидравлический расчет, численное моделирование, научно-энергетический модуль.

a TwO-phaSE lOOp OF ThErmal CONTrOl SySTEm OF SCIENCE-pOwEr mOdulE. NumErICal SImulaTION OF hydraulIC CharaCTErISTICS Basov a.a., leksin m.a., prokhorov yu.m. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru Issues of a structural design of thermal control system of a new science-power module of the International Space Station Russian Segment using a two-phase loop for heat discharge to the environment are considered. Description and logic of operation of a two-phase loop and elements being a part of it are given. The simulation procedure and the results of numerical simulation of hydraulic characteristics of a two-phase loop are stated. The whole system was divided into separate sections. For each section a hydraulic characteristic was determined depending on the flow rate of liquid ammonia or its vapour with regard to hydraulic characteristics of speciic units, circuit layout, length and diameter of pipelines connecting these units between themselves. The obtained values of hydraulic characteristics in different sections of the fluid network allow to conclude about operability of the selected configuration system and confirm the stated characteristics provided by thermal control system. Key words: two-phase loop, thermal control system, spacecraft, hydraulic design, numerical simulation, science-power module.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

дВуХфАзНый КОНТур СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА

баСов а.а.

лекСин м.а.

прохоров ю.м.

БАСОВ Андрей Александрович — начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: andrey.basov@rsce.ru BASOv Andrey Aleksandrovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: andrey.basov@rsce.ru ЛЕКСИН Максим Александрович — кандидат технических наук, инженер 1 категории РКК «Энергия», e-mail: maksim.leksin1@rsce.ru LEKSIN Maksim Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Engineer 1 category at RSC Energia, e-mail: maksim.leksin1@rsce.ru ПРОХОРОВ Юрий Максимович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: yuriy.prohorov@rsce.ru PROKHOROv Yury Maksimovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: yuriy.prohorov@rsce.ru введение Система обеспечения теплового режима космических аппаратов (СОТР КА) является одной из важнейших систем, от работы которой зависит нормальное функционирование КА. Основным способом терморегулирования, применяемым до настоящего времени на КА, является принудительный перенос теплоты с использованием замкнутых конвективных контуров с однофазным теплоносителем. При умеренных тепловых нагрузках до Q = 10 кВт такие замкнутые системы с включенными в них насосами, приводящими в движение теплоноситель, и радиаторами, отводящими избыточную теплоту излучением в космическое пространство, оказались достаточно надежными [1]. Они длительно эксплуатируются, например, в модулях орбитальной Международной космической станции (МКС). Принципиальным недостатком однофазных систем является то, что температура теплоносителя значительно изменяется в пределах контура. Разность температур можно уменьшить, повысив расход теплоносителя, что неизбежно ведет к увеличению энергопотребления, диаметров трубопроводов и массы системы в целом. На существующих аппаратах масса активной части СОТР составляет ~10% от массы выводимого груза. Рост энерговооруженности и линейных размеров КА ведет к увеличению доли массы СОТР в суммарной массе объекта. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Система обеспечения теплового режима на основе двухфазных контуров Альтернативой однофазным контурам является СОТР на основе двухфазных контуров (ДФК) теплопереноса, использующих двухфазный кипящий теплоноситель [2]. В таких теплоносителях теплота аккумулируется в виде скрытой теплоты парообразования, что позволяет переносить значительно большее количество теплоты на единицу массового расхода теплоносителя, чем в случае применения однофазных теплоносителей. В РКК «Энергия» более 20 лет проводятся исследования с привлечением профильных институтов по разработке оптимальной схемы СОТР с ДФК, которые показывают, что применение двухфазных контуров позволяет снизить массовые характеристики системы в 1,5 раза, а энергопотребление — на порядок. Потребный расход двухфазного теплоносителя намного меньше расхода теплоносителя в однофазной системе, что ведет к уменьшению габаритов и массы трубопроводов и арматуры, мощности насоса. Использование теплообмена при фазовых превращениях позволяет снизить массу теплообменных агрегатов, а также поддерживать температуру термостатируемых элементов на всей протяженности контура близкой к температуре кипения теплоносителя. 81

Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М.

В настоящее время перспективны СОТР, включающие внутренний гидравлический контур (ВГК) с однофазным теплоносителем, который обеспечивает отбор тепла от приборноагрегатного оборудования (ПАО) герметичного отсека, и ДФК, обеспечивающий сброс тепла при помощи радиационного теплообменника (РТО) в окружающее пространство. Связь между ВГК и ДФК обеспечивается при помощи теплообменника-испарителя (ТИ). В общем случае в состав двухфазного контура входят электронасосный агрегат (ЭНА) для обеспечения циркуляции теплоносителя, ТИ для передачи тепла от теплоносителя внутреннего контура СОТР к теплоносителю ДФК, регулятор подачи жидкости (РПЖ) на испарение в ТИ, двухполостный радиационный теплообменник для сброса тепла в окружающее пространство, тепловой гидроаккумулятор (ТГА) для поддержания температуры испарения аммиака в ТИ и дроссель регулирующий (ДрР) для поддержания постоянного перепада давления на РПЖ. ДФК представляет собой замкнутый парожидкостной контур, в котором организовано замкнутое гидравлическое кольцо, объединяющее жидкостные полости теплообменников-конденсаторов (ТК) РТО. От гидравлической магистрали этого кольца отходит патрубок подачи теплоносителя к теплообменнику-испарителю, паровая полость которого соединяется патрубком с паропроводом подачи пара в ТК РТО. Принципиальная схема двухфазного контура приведена на рис. 1.

Рис. 1. Принципиальная схема двухфазного контура: ДрР — дроссель регулирующий; РПЖ — регулятор подачи жидкости; РТО — радиационный теплообменник; ТГА — тепловой гидроаккумулятор; ТИ — теплообменник-испаритель; ЭНА — электронасосный агрегат

Работа ДФК происходит следующим образом. В жидкостном кольце ДФК при помощи ЭНА обеспечивается постоянная 82

циркуляция жидкого аммиака. Из жидкостного кольца через РПЖ часть жидкого аммиака поступает в ТИ, где он испаряется, отбирая тепло от теплоносителя ВГК. Пары аммиака по паропроводу поступают в паровые полости ТК РТО, где конденсируются. Далее тепло равномерно распределяется по радиационной поверхности РТО и сбрасывается в окружающее пространство. Конденсат через дроссельные элементы поступает в жидкостное кольцо, замыкая парожидкостный цикл. В стационарном режиме массы испарившейся жидкости и сконденсированного пара равны, и температура испарения устанавливается в соответствии с заданным давлением в ТГА. При увеличении тепловой нагрузки нарушается баланс, количество пара и давление в паровых магистралях ДФК увеличивается, при этом часть жидкости за счет перепада давления в ТГА и паровых магистралях вытесняется из конденсаторов РТО в ТГА, увеличивая активную поверхность конденсации до установления режима равновесия. С другой стороны, уменьшение тепловой нагрузки в ТИ приводит к уменьшению давления в паровой полости ДФК, вытеснению жидкости из ТГА в ДФК, уменьшению активной поверхности конденсации (затоплению части конденсаторов в РТО), а также — к восстановлению равновесия. Поддержание температуры испарения аммиака в ТИ в заданных пределах обеспечивается ТГА совместно с каналом управления электронагревателями ТГА, работающим по сигналам датчика давления, установленного в паровой магистрали ДФК. Поддержание температуры теплоносителя внутреннего контура на выходе из ТИ в заданном диапазоне обеспечивается за счет подачи в ТИ с помощью РПЖ жидкого аммиака. Исполнительные элементы РПЖ срабатывают по сигналам датчиков температуры, установленных на трубопроводах на выходе теплоносителя из ТИ. Наведение заданного расхода теплоносителя на испарение в ТИ обеспечивается путем поддержания постоянного перепада давления на РПЖ за счет изменения гидравлического сопротивления жидкостной петли при помощи ДрР. В зависимости от режима работы в паровых магистралях ДФК, соединяющих паровую полость ТИ и РТО, возможно течение как сухого пара аммиака (при его полном испарении в ТИ), так и двухфазной среды (при частичном испарении аммиака в ТИ). КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

дВуХфАзНый КОНТур СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА

Система обеспечения теплового режима научно-энергетического модуля В качестве объекта моделирования рассматривается СОТР нового научно-энергетического модуля (НЭМ) Российского сегмента МКС. НЭМ состоит из обитаемого герметичного и негерметичного отсеков. В связи с отсутствием универсального теплоносителя, способного эффективно снимать тепло как при положительных, так и при отрицательных температурах, в настоящее время для НЭМ рассматривается СОТР, состоящая из активного ВГК с однофазным теплоносителем и активного наружного гидравлического контура (НГК) на основе ДФК комбинированного типа с двухфазным теплоносителем. Связь между ВГК и ДФК обеспечивается при помощи ТИ. Для обеспечения надежности ВГК и ДФК полностью дублированы. Внутренние гидравлические контуры предназначены для: • регулируемого охлаждения воздуха жилой и приборных зон герметичного отсека; • термостатирования корпусов герметичного и негерметичного отсеков; • сбора тепла, поступающего от бортовой аппаратуры, его перераспределения в пределах НЭМ и транспортировки избыточного тепла к ТИ. В качестве теплоносителя ВГК используется «Триол». Рабочий диапазон температур теплоносителя –5…+50 °С. Рабочий диапазон давления 0…10 кгс/см2. Двухфазные контуры предназначены для: • регулируемого отвода тепла (до 9,0 кВт) от контуров ВГК в ТИ с поддержанием заданных температур теплоносителя ВГК на выходе из ТИ; • регулируемого отвода тепла (до 3,0 кВт) от ПАО негерметичного отсека при помощи термоплат (ТП) с поддержанием заданных температур теплоносителя на входе в ТП; • транспортировки собранного тепла к радиационному теплообменнику и сброса тепла в окружающее пространство. В качестве теплоносителя в ДФК используется аммиак жидкий особой чистоты с содержанием воды не более 0,0001% [3]. Рабочий диапазон температур теплоносителя –80…+50 °С. Рабочий диапазон давления 0…20 кгс/см2. Отличие ДФК комбинированного типа от типовой схемы заключается во введении в ее жидкостное кольцо дополнительных элементов: № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

• ТП для охлаждения ПАО; • охранных нагревателей, предназначенных для предотвращения замерзания теплоносителя при низких тепловых нагрузках контура; • регулятора расхода жидкости, предназначенного для поддержания температуры теплоносителя на входе в ТИ и ТП ПАО на заданном уровне. В комбинированном варианте ДФК теплосъем ДФК составляет не менее 12 кВт (из них 9,0 кВт от ВГК и 3,0 кВт от ТП ПАО) при следующих технических характеристиках: расход жидкого аммиака в ТИ на один кВт передаваемой мощности 1,5 г/с; расход теплоносителя ВГК через ТИ с температурой на выходе 15 °С ≥210 см3/с; расход жидкого аммиака в жидкостной петле ≥200 см3/с; температура испарения аммиака 10 °С. При заданной температуре испарения аммиака давление насыщения составляет 4,38 кгс/см2. ДФК в комбинированном варианте должен обеспечивать: • поддержание температуры испарения на заданном уровне с погрешностью ±1,5 °С; • поддержание температуры теплоносителя ВГК на выходе из ТИ с погрешностью ±2 °С; • поддержание температуры жидкого аммиака на входе в ТИ и ТП ПАО с погрешностью ±1,5 °С; • переохлаждение жидкого аммиака на входе в ЭНА на 3–4 °С ниже температуры испарения; • поддержание температуры жидкого аммиака на выходе из РТО не ниже –75 °С. В состав ДФК входят следующие основные функциональные элементы: • электронасосный агрегат; • тепловой гидроаккумулятор; • регуляторы подачи жидкости; • радиационный теплообменник; • блок охранных электронагревателей; • теплообменники-испарители; • регулируемый дроссель; • термоплаты ПАО. Кроме перечисленных основных агрегатов в состав ДФК входит комплект отсечной и заправочной арматуры, датчики для измерения расхода, давления и перепада давления, жидкостные, паровые магистрали и патрубки, соединяющие перечисленные агрегаты в замкнутый двухфазный гидравлический контур. Структурная гидравлическая схема комбинированного варианта ДФК НЭМ приведена на рис. 2. 83

Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М.

Рис. 2. Структурная гидравлическая схема комбинированного варианта двухфазного контура СОТР НЭМ

Примечание. РРЖ — регулятор расхода жидкости. Расшифровку остальных обозначений см. в подписи к рис. 1.

описание конструкции основных агрегатов комбинированного дфк Радиационный теплообменник имеет цилиндрическую форму и состоит из радиационной поверхности из алюминиевого сплава толщиной 2 мм, на которой с шагом ~200 мм установлены с обеспечением гарантированного теплового контакта теплопередающие элементы (ТПЭ) на основе тепловых труб (ТТ). Радиационная поверхность РТО одновременно выполняет функцию защиты корпусов нового модуля от воздействия микрометеороидных частиц. На внешней стороне радиационной поверхности нанесено покрытие типа ТР-СО-12. Ввиду большой необходимой площади (~110 м2) и ограничений по длине ТТ (не более 2,0 м) РТО разбивается на два навесных радиатора, расположенных на внешних поверхностях герметичного и негерметичного отсеков нового модуля. Для удобства монтажа на объекте РТО разбивается на 26 панелей. Суммарное количество ТПЭ в составе РТО — 224 шт. (от 4 до 16 ТПЭ в составе каждой панели). ТПЭ состоит из тепловой трубы и теплообменника-конденсатора, установленного на ее конце с обеспечением гарантированного теплового контакта. ТК состоит из двух полостей: одна из них предназначена для охлаждения жидкого аммиака, другая — для конденсации паров аммиака. Паровая 84

и жидкостная полости ТК соединены капиллярным затвором, предназначенным для удаления сконденсировавшегося аммиака в жидкостную полость и предотвращения попадания пара в жидкостную полость ТК. В составе РТО входные и выходные штуцеры паровой и жидкостной полостей ТК соединены последовательно, образуя жидкостные и паровые кольцевые коллекторы РТО. На рис. 3 представлена схема движения аммиака в магистралях РТО герметичного отсека. Регулятор подачи жидкости выполнен в виде ряда параллельных ветвей, включающих электромагнитные клапаны и дроссельные элементы, обеспечивающие заданный расход аммиака. Теплообменник-испаритель представляет собой пластинчато-ребристый рекуператор, состоящий из трех гидравлически разобщенных полостей. Две полости (первая и вторая) — для прокачки однофазных теплоносителей двух внутренних контуров, третья полость предназначена для испарения аммиака или прокачки жидкого аммиака. Тепловой гидроаккумулятор состоит из герметичного цилиндрического корпуса со штуцерами входа (выхода) жидкого аммиака и дренажа неконденсирующихся газов. В центральной части корпуса установлена цилиндрическая вставка, а в ней — электронагреватель и ТТ. В кольцевом зазоре между корпусом и цилиндрической вставкой расположены капиллярно-заборные устройства КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

дВуХфАзНый КОНТур СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА

(КЗу). Для охлаждения ТГА на корпусе установлен змеевик для прокачки через него холодной жидкости.

работы и управлении подобной системой, требует разработки компьютерной модели работы СОТР с ДФК и ее верификации на основе испытаний.

Рис. 4. Размещение радиационного теплообменника (РТО) и базовых элементов ДФК на отсеках научно-энергетического модуля: 1 — РТО герметичного отсека; 2 — рама с основными агрегатами СОТР; 3 — РТО негерметичного отсека

Рис. 3. Схема движения аммиака в магистралях радиационного теплообменника герметичного отсека (РТО ГО)

Примечание. ➡ — направление движения жидкости; ➡ — направление движения пара.

КЗУ предназначены для разделения аммиака на жидкую и паровую фазы с последующим перемещением жидкости за счет капиллярных сил к поверхности электронагревателя и ТТ. Электронагреватель и ТТ предназначены для подогрева жидкой фазы и конструкции ТГА. Тепло от электронагревателей подводится непосредственно к цилиндрической вставке и передается жидкой фазе. Для предотвращения попадания пара из ТГА в ДФК патрубки отбора жидкости расположены в наиболее холодном месте и снабжены капиллярными затворами в виде мелкоячеистой сетки и пористых пробок. Объем жидкости, заправляемой в ТГА, составляет ~30 л. Размещение РТО и базовых элементов ДФК на отсеках НЭМ приведено на рис. 4. задачи моделирования Сложность компоновки и конструктивного исполнения различных элементов, многообразие задач, возникающих при анализе № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

При моделировании процессов теплои массообмена в ДФК должны быть решены следующие задачи: • определены тепловые и гидравлические характеристики ДФК при работе в однои двухфазном режимах при различных граничных условиях подвода и сброса тепла; • определено распределение давления между жидкостными и паровыми магистралями ДФК при различных граничных условиях подвода и сброса тепла; • подтверждена способность при работе ДФК в стационарном и динамическом режимах регулирования и поддержания в заданном диапазоне следующих параметров: — температуры испарения аммиака; — температуры жидкого аммиака на входе в ТИ и термоплат для охлаждения ПАО; — температуры теплоносителя ВГК на выходе из ТИ; — перепада давления на РПЖ. Ввиду сложности поставленной задачи на первом этапе проведено моделирование гидравлических характеристик ДФК при течении сухого пара в паровой магистрали (полное испарение аммиака в ТИ), максимальной тепловой нагрузке и постоянных свойствах жидкого аммиака и его паров. Обусловленность данных допущений определена системой регулирования работы ДФК, которая должна поддерживать расход жидкого аммиака на испарение пропорционально тепловой нагрузке. 85

Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М.

моделирование двухфазного контура и принятые допущения Гидравлический расчет ДФК СОТР производился в программной среде LSM AMESim 14.2 [4] с использованием элементов библиотек Hydraulic, Hydraulic Resistance и Signal, Control. Внешний вид смоделированной системы представлен на рис. 5.

Увеличение объемного расхода в процессе испарения описывается формулой: ρж Vп = Vж ρ , п где Vж, Vп — объемные расходы жидкости и пара, см3/с; ρж, ρп — плотности жидкости и пара, кг/м3, соответственно. Аналогичный элемент установлен на участке конденсации и удаления сконденсированного пара аммиака в жидкостную полость в радиационном теплообменнике. Схема участка РТО с несколькими ТПЭ представлена на рис. 7.

Рис. 5. Схема модели двухфазного контура системы обеспечения теплового режима НЭМ

Вся система была разбита на отдельные участки, которые на рис. 5 представлены в виде прямоугольников, соединенных линиями связи. Для каждого из участков с учетом гидравлических характеристик конкретных агрегатов, схемной компоновки, длин и диаметров трубопроводов, соединяющих агрегаты между собой, была определена гидравлическая характеристика в зависимости от расхода аммиака или его паров. Для моделирования увеличения объемного расхода в процессе испарения в ТИ на выходе соответствующего участка был установлен элемент, схема которого представлена на рис. 6.

Рис. 6. Схема элемента, моделирующего увеличение объемного расхода при испарении жидкого аммиака: 1 — элемент, моделирующий источник потока с объемным расходом Q и давлением P; 2 — элемент, изменяющий входящий сигнал x по заданному закону

Рис. 7. Схема участка радиационного теплообменника

Построенная таким образом модель позволила описать уменьшение расхода пара в паровой магистрали и увеличение расхода жидкости в жидкостной магистрали РТО при последовательном прохождении ТПЭ. Уменьшение объемного расхода в процессе конденсации описывается формулой: ρп Vж = Vп ρ . ж Аммиачный насос в системе не моделировался, а был заменен суперкомпонентом, который позволял задавать расход аммиака в системе и определять потери давления. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

дВуХфАзНый КОНТур СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА

Построенная таким образом модель позволила определить гидравлическую характеристику контура в целом. Схема этого суперкомпонента представлена на рис. 8.

а)

Рис. 8. Схема суперкомпонента, заменяющего аммиачный насос

б)

результаты моделирования и их обсуждение

Рис. 9. Распределение давления по жидкостному кольцу и паровой магистрали при условном диаметре капиллярного затвора: а — ∅0,1 мм; б — ∅1,2 мм

Результатом расчета по предложенной модели является распределение давления по всей системе, а также ее общее гидравлическое сопротивление при работе с насосом с заданной напорно-расходной характеристикой. С учетом того, что расчет проводился для максимальной производительности системы, расход аммиака на испарение в этом случае составляет постоянную величину. Распределения давления по жидкостному кольцу и паровой магистрали при различных эквивалентных диаметрах капиллярного затвора представлены на рис. 9, 10, где по оси Х приведены номера рассматриваемых участков гидравлической сети. Для паровой магистрали: • участок «0–1» — падение давления на участках трубопроводов между насосом и входом на регулятор подачи жидкости; • «1» — падение давления на регуляторе подачи жидкости и теплообменнике-испарителе; • участок «1–2» — падение давления на участках трубопроводов между выходом из теплообменника-испарителя и входом в первый теплопередающий элемент радиационного теплообменника; • участок «2–3» — падение давления в радиационном теплообменнике. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 10. Распределение давления по жидкостному кольцу (1) и паровой магистрали при капиллярном затворе ∅1,2 мм (2) на участке радиационного теплообменника при различных гидравлических сопротивлениях капиллярного затвора

Для жидкостного кольца: • участок «0–1» — падение давления на термоплатах и на участках трубопроводов между насосом и входом на дроссель, регулирующий гидравлическое сопротивление жидкостного кольца; • «1» — падение давления на дросселе в жидкостном кольце и охранных нагревателях; • участок «1–2» — падение давления на участках трубопроводов между выходом из охранных нагревателей и входом в первый теплопередающий элемент радиационного теплообменника; • участок «2–3» — падение давления в радиационном теплообменнике. 87

Басов А.А., Лексин М.А., Прохоров Ю.М.

При диаметре капиллярного затвора 0,1 мм (рис. 9, а) давление в паровой магистрали по всей длине радиационного теплообменника превышает давление в жидкостной магистрали, что позволяет сделать вывод, что во всех теплопередающих элементах сконденсировавшийся аммиак перетекает в жидкостную полость. При диаметре капиллярного затвора более 0,1 мм (рис. 9, б, 10) давление в паровой магистрали радиационного теплообменника на ее начальном участке оказывается ниже, чем в жидкостной магистрали. Жидкость на этом участке будет перетекать в паровую полость и удаляться в следующий теплопередающий элемент до тех пор, пока давление в паровых полостях не превысит давление в жидкостной магистрали. Для использования в ДФК штатного изделия принят эквивалентный диаметр капиллярного затвора в ТК, равный 1,2 мм, что обеспечивает положительный перепад давления (давление в паровой полости больше давления в жидкостной полости ТК) более чем на 2/3 длины теплообменной поверхности. Размер капиллярного затвора уточняется по результатам моделирования ДФК с учетом тепловых процессов двухфазного течения и экспериментов. На рис. 11 приведена характеристика гидравлической сети при различных гидравлических сопротивлениях капиллярного затвора и работе с аммиачным насосом.

в жидкостном кольце для обеспечения заданных расходов аммиака на испарение и через термоплаты. При диаметре гидравлического затвора 1,2 мм и эквивалентном диаметре ДрР 5,0 мм обеспечивается: • расход в жидкостной петле ДФК не менее 250 см3/с; • расход жидкого аммиака на испарение не менее 15,0 см3/с, что соответствует предъявляемым требованиям к двухфазным контурам. заключение Предложена схема системы обеспечения теплового режима научно-энергетического модуля, отвечающая предъявляемым требованиям и включающая двухфазный контур для сбора тепла от теплоносителя внутреннего контура и сброса его в окружающее пространство. Численное моделирование гидравлических характеристик двухфазного контура системы обеспечения теплового режима позволило: • показать принципиальную возможность работы подобной системы; • подтвердить потребный расход аммиака в жидкостной петле ДФК при работе с насосом с заданной напорно-расходной характеристикой; • определить параметры капиллярного затвора теплообменника-конденсатора; • определить характеристику дросселя, регулирующего гидравлическое сопротивление жидкостного кольца для поддержания постоянного расхода аммиака на испарение; • определить слабые места системы, которые нуждаются в дальнейшем подробном исследовании. Список литературы

Рис. 11. Характеристика аммиачного насоса и гидравлические характеристики двухфазного контура при различных гидравлических сопротивлениях капиллярного затвора: 1 — капиллярный затвор ∅1,2 мм; 2 — характеристика насоса; 3 — капиллярный затвор ∅0,1 мм; 4 — область допустимых значений диаметра капиллярного затвора

Область допустимых значений диаметров капиллярного затвора в ТК подлежит дополнительному определению. При определении гидравлических характеристик двухфазного контура для каждой точки подбиралось гидравлическое сопротивление дросселя 88

1. Малоземов В.В., Рожнов В.Ф., Правецкий В.Н. Системы обеспечения экипажей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1986. 584 с. 2. Никонов А.А., Горбенко Г.А., Блинков В.Н. Теплообменные контуры с двухфазным теплоносителем для систем терморегулирования космических аппаратов. М.: ЦНТИ «Поиск». Сер. Ракетно-космическая техника, машиностроение. 1991. 302 с. 3. ТУ 2114-005-16422443-2003 Аммиак жидкий особой чистоты. 4. Гимадиев А.Г., Грешняков П.И., Синяков А.Ф. LMS Imagine.Lab AMESim как КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

дВуХфАзНый КОНТур СИСТЕМы ОбЕСпЕЧЕНИЯ ТЕпЛОвОГО рЕжИМА

эффективное средство моделирования динамических процессов в мехатронных системах. Электрон. учеб. пособие. Самара: Издво СамНЦ РАН, 2014. 138 с. 5. Идельчик И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям / Под ред. М.О. Штейнберга. Изд. 3-е, перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1992. 672 с. 6. Варгафтик Н.Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. М.: Матфизиз, 1963. 708 с.

7. Патент РФ 2117891. Российская Федерация. Устройство для поддержания давления в теплоносителе в контуре системы терморегулирования космического аппарата. Гончаров Б.А., Латышев И.Н., Прохоров Ю.М., Сарычев Л.Н., Семенцов А.Н., Федотов В.К., Цихоцкий В.М., Горбенко Г.А.; заявитель и патентообладатель — ОАО РКК «Энергия»; приоритет от 12.08.1997. Публикация патента 20.08.1998. Статья поступила в редакцию 15.02.2017 г.

reference 1. Malozemov V.V., Rozhnov V.F., Pravetskii V.N. Sistemy obespecheniya ekipazhei letatel’nykh apparatov [Crew provisioning systems of flight vehicles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1986. 584 p. 2. Nikonov A.A., Gorbenko G.A., Blinkov V.N. Teploobmennye kontury s dvukhfaznym teplonositelem dlya sistem termoregulirovaniya kosmicheskikh apparatov [Heat-exchange loops with a two-phase coolant for thermal control systems of spacecraft]. Moscow, TsNTI «Poisk» publ. Ser. Raketnokosmicheskaya tekhnika, mashinostroenie, 1991. 302 p. 3. TU 2114-005-16422443-2003 Ammiak zhidkii osoboi chistoty [TU 2114-005-16422443-2003 Liquid ammonia of special cleanliness]. 4. Gimadiev A.G., Greshnyakov P.I., Sinyakov A.F. LMS Imagine.Lab AMESim kak effektivnoe sredstvo modelirovaniya dinamicheskikh protsessov v mekhatronnykh sistemakh. Elektron. ucheb. posobie [LMS Imagine. Lab AMESim as the effective modeling aids of dynamic processes in mechatronic systems. Electronic training aids]. Samara, Izd-vo SamNTs RAN publ., 2014. 138 p. 5. Idel’chik I.E. Spravochnik po gidravlicheskim soprotivleniyam [Hydraulic resistance handbook]. Ed. M.O. Shteinberg. Izd. 3-e, pererab. i dop. Moscow, Mashinostroenie publ., 1992. 672 p. 6. Vargaftik N.B. Spravochnik po teplofizicheskim svoistvam gazov i zhidkostei [Handbook of thermophysical properties of gases and liquids]. Moscow, Matiziz publ., 1963. 708 p. 7. Patent RF 2117891. Rossiiskaya Federatsiya. Ustroistvo dlya podderzhaniya davleniya v teplonositele v konture sistemy termoregulirovaniya kosmicheskogo apparata [Device for maintaining pressure in the loop coolant of thermal control system of space vehicle]. Goncharov B.A., Latyshev I.N., Prokhorov Yu.M., Sarychev L.N., Sementsov A.N., Fedotov V.K., Tsikhotskii V.M., Gorbenko G.A.; applicant and the patent owner — OAO RKK «Energiya»; priority of 12.08.1997; publication of the patent 20.08.1998.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В.

уДК 629.78.018

методология летно-иСпытательной деятельноСти коСмонавтов при Создании пилотируемого транСпортного корабля © 2017 г. калери а.ю., кукин о.н., Серов м.в. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru В статье рассматривается организация деятельности космонавтов-испытателей на основе единой методологии, позволяющей обеспечить подготовку и выполнение летных испытаний пилотируемого транспортного корабля нового поколения. Методология летноиспытательной деятельности космонавтов-испытателей при создании пилотируемого транспортного корабля отличается от существующей организации работ прежде всего продуктивностью и инновационной направленностью. Предлагаемая методология рассматривается как система принципов и способов организации и построения деятельности, как учение о структуре, логической организации, методах и средствах деятельности. Представлены составные части методологии, ее логическая и временнáя структуры, технология выполнения работ, текущие результаты применения методологии в РКК «Энергия». Ключевые слова: методология, космонавт, пилотируемый транспортный корабль, летноиспытательная деятельность, инновационная деятельность.

mEThOdOlOgy OF COSmONauTS FlIghT-TESTINg aCTIvITIES IN ThE COurSE OF maNNEd TraNSpOrTaTION SpaCECraFT dEvElOpmENT kaleri a.yu., kukin O.N., Serov m.v. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, 141070, Moscow reg., Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The paper discusses organizing the activities of cosmonauts-testers on the basis of a common methodology allowing supporting preparations and running of light tests on the new-generation manned transportation spacecraft. The methodology of light-testing activities of cosmonauts-testers in the course of development of a manned transportation spacecraft is distinct from the existing way of doing things, irst of all, in terms of productivity and focusing on innovation. The proposed methodology is considered as a system of principles and methods of organizing and structuring activities, as a theory about structure, logical organization, methods and means of activities. It presents constituent parts of the methodology, its structure in terms of logic and timing, procedure for performing the work, current results of applying the methodology at RSC Energia. Key words: methodology, cosmonaut, manned transportation spacecraft, light testing activities, innovation activity.

калери а.ю.

кукин о.н.

Серов м.в.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕТОдОЛОГИЯ ЛЕТНО-ИСпыТАТЕЛьНОй дЕЯТЕЛьНОСТИ КОСМОНАвТОв

КАЛЕРИ Александр Юрьевич — инструктор–космонавт-испытатель 1 класса, руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: alexander.kalery@rsce.ru KALERI Alexandеr Yuryevich — Instructor–First class test pilot-Cosmonaut, Head of STC at RSC Energia, e-mail: alexander.kalery@rsce.ru КУКИН Олег Николаевич — кандидат психологических наук, заместитель начальника отдела РКК «Энергия», e-mail: oleg.kukin@rsce.ru KUKIN Oleg Nikolaevich — Candidate of Science (Psychology), Deputy Head of Department at RSC Energia, e-mail: oleg.kukin@rsce.ru СЕРОВ Марк Вячеславович — космонавт-испытатель, заместитель руководителя НТЦ – начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: mark.serov@rsce.ru SEROv Mark vyacheslavovich — Test pilot-Cosmonaut, Deputy Head of STC – Head of Department at RSC Energia, e-mail: mark.serov@rsce.ru введение Разработка пилотируемого транспортного корабля (ПТК) нового поколения, принципиально отличающегося от предыдущих возможностью выполнения полетов к Луне, вызывает необходимость заново рассмотреть вопросы обеспечения готовности космонавтов к выполнению более сложных задач космического полета в условиях повышенных рисков из-за удаленности от Земли и большей автономности полета. Создание ПТК — это инновационный процесс, в котором постоянно ведется поиск оптимальных решений, что влечет за собой изменения компоновки, конструкции, характеристик систем и оборудования. Существенная особенность деятельности космонавта как испытателя заключается в активной творческой работе вместе с другими разработчиками ПТК над всеми аспектами взаимодействия экипажа с кораблем и его составными частями (СЧ). особенности летно-испытательной деятельности Для космонавта-испытателя (КИ) вновь создаваемого корабля важно обладать всеми профессиональными качествами испытателя новой техники, позволяющими предвидеть полетные ситуации на основе понимания процессов, происходящих при испытаниях, и вместе с тем иметь опыт реальной деятельности в условиях космического полета. Существующая организация работ космонавтов сложилась в условиях длительного (около сорока лет) периода создания и летных испытаний ряда модификаций транспортного пилотируемого корабля «Союз Т», «Союз ТМ», «Союз ТМА», «Союз ТМА-М», «Союз МС». Особенность профессиональной № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

деятельности космонавта в настоящее время заключается в разнообразии задач космического полета на орбитальную пилотируемую станцию (ОПС). Подготовка по кораблю занимает важное, но не главное место в общей программе подготовки экспедиции на ОПС. Претендент в космонавты, прошедший профессиональный отбор и базовую подготовку, получает квалификацию «космонавт», еще не имея опыта космического полета. Дальнейшее его формирование как профессионала происходит в процессе специального обучения и подготовки на тренажерах, других технических средствах, моделирующих процессы управления космическим кораблем (КК), деятельность на ОПС и некоторые условия космического полета. Профессиональное становление космонавта может растянуться на годы, при этом подготовка к выполнению космического полета превращается в долгий учебно-тренировочный процесс под руководством преподавателей и инструкторов. По завершении полного цикла подготовки в составе экипажа космонавтов допускают к выполнению реального космического полета, в котором возможны и непредвиденные ситуации, для преодоления которых требуются особые профессиональные качества испытателя. Технология подготовки к полету на кораблях «Союз» в Центре подготовки космонавтов имени Ю.А. Гагарина в настоящее время базируется на многократной отработке режимов полета корабля на тренажерах с целью получения устойчивых навыков управления [1]. Можно отметить следующие особенности подготовки экипажей к полету на серийном КК типа «Союз»: • деятельность космонавтов направлена на освоение типовых полетных задач в соответствии с программой подготовки к выполнению однотипных полетов на ОПС; 91

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В.

• содержание деятельности космонавта в значительной мере нормировано соответствующими документами (программой подготовки, расписанием занятий, методиками обучения, эксплуатационной документацией и др.); • подготовка космонавтов включает теоретическое и практическое обучение, в процессе которого космонавт получает теоретические знания, вырабатывает специальные навыки и умения, необходимые для выполнения космического полета, а также для выживания после посадки; • теоретическое обучение проводят преподаватели Центра подготовки космонавтов на основе традиционных форм передачи знаний (лекции, семинары); • практическое обучение проводят инструкторы на тренажерах и макетах корабля в соответствии с методиками. Таким образом, при подготовке к типовому полету деятельность космонавтов основана на хорошо освоенной повторяющейся технологии. Такая деятельность может быть отнесена к репродуктивной [2]. методология работы космонавта-испытателя Космонавт-испытатель, участвующий в создании нового корабля, рассматривает его характеристики с позиций их достаточности для успешного и безопасного выполнения космического полета. Его деятельность приобретает выраженный продуктивный характер в связи с объективными потребностями активного влияния на облик и характеристики новых систем, на организацию их взаимосвязи, определяющей способы контроля и управления кораблем, который придется испытывать в полете. В итоге это определяет готовность экипажа к потенциальным нештатным ситуациям, его возможности быстро анализировать обстановку, прогнозировать события, находить нестандартные решения, взаимодействуя с кораблем для достижения поставленных целей. В чем же суть предлагаемой методологии и почему такой подход необходимо применить к организации летно-испытательной деятельности космонавтов при создании нового корабля? Методологию определяют как систему принципов и способов организации и построения деятельности, как учение о структуре, логической организации, методах и средствах деятельности. При детальном рассмотрении вопросов применения методологии в разных 92

областях научной и практической деятельности [2] выявлено, что репродуктивная деятельность, которая базируется на нормативно одобренных действиях и операциях, типовых способах выполнения задач, на хорошо освоенных и документально закрепленных технологиях, хорошо организована и поэтому в применении методологии не нуждается. Разработка и применение методологии необходимы для организации продуктивной, инновационной деятельности, которая направлена на получение нового результата [2]. Организация деятельности заключается в построении целостной системы на основе логической структуры, функционирующей в соответствии с определенной временнóй структурой. Согласно этой концепции, «логическая структура включает в себя следующие компоненты: субъект, объект, предмет, формы, средства, методы деятельности, ее результат. Внешними по отношению к этой структуре являются следующие характеристики деятельности: особенности, принципы, условия, нормы» [2]. Деятельность осуществляется в определенной временнóй последовательности, распределенной по фазам (состояниям), стадиям (ступеням) и этапам (календарным периодам). В соответствии с предложенным подходом методология базируется на следующих составляющих (рис. 1):

Рис. 1. Составные части методологии

Цель построения методологии — определить принципы и способы организации деятельности космонавтов-испытателей для обеспечения высокого уровня их профессиональной готовности к решению полетных задач в процессе летных испытаний ПТК. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕТОдОЛОГИЯ ЛЕТНО-ИСпыТАТЕЛьНОй дЕЯТЕЛьНОСТИ КОСМОНАвТОв

характеристики деятельности космонавтов-испытателей В соответствии с целью определены следующие принципы деятельности КИ ПТК: • активное участие в процессах разработки корабля: изучение проектных решений, анализ характеристик, заложенных в проектных документах, поиск альтернативных технических решений, определение требований к системам корабля с позиций экипажа, анализ и проектирование интерфейсов экипажа с кораблем и его составных частей; • экспертная оценка предлагаемых технических и конструктивных решений; • интерактивное постоянное взаимодействие с разработчиками и испытателями нового корабля с целью получения дополнительных знаний и обмена опытом; • активное участие в создании экспериментальной базы, в экспериментальной отработке систем и СЧ корабля с целью изучения особенностей их работы, понимания возможных неисправностей; • совершенствование профессионально важных качеств, необходимых для быстрого анализа ситуаций и принятия решений, развитие навыков поисково-аналитической деятельности [3]. Условия деятельности КИ ПТК, соответствующие изложенным принципам, должны предусматривать организационнотехническое обеспечение работ в структуре головной организации-разработчика ПТК: • выпуск организационно-распорядительных документов; • назначение группы КИ ПТК, включая ведущего КИ, с предоставлением необходимых полномочий; • инженерно-техническая поддержка работ по анализу документации проекта ПТК и технических решений по системам ПТК; • взаимодействие с разработчиками систем в рамках эргономического обеспечения ПТК в соответствии с государственными стандартами и документацией генерального конструктора; • обеспечение поддержания здоровья и устойчивости к факторам полета (перегрузки, невесомость); • создание и поддержание моделирующих средств для экспериментальной отработки интерфейсов экипажа с кораблем, для развития профессиональных навыков и умений КИ ПТК. Без подобной нормативной организации и материально-технического обеспечения № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

деятельности КИ летно-испытательная работа будет иметь бессистемный характер с низкой эффективностью. Космонавты-испытатели, как и остальные участники проекта ПТК, должны соблюдать нормы деятельности, которые представляют собой систему ограничений, определяемых, с одной стороны, совокупностью нормативных документов (стандарты, положения, инструкции, приказы и т. д.), а с другой — фактически сложившимися правилами и взаимоотношениями, включая нормы профессиональной этики. Этому аспекту редко уделяется должное внимание, но, согласно исследованиям психологов [4], в области продуктивной творческой деятельности очень важно направлять развитие личности и при этом находить компромисс между творческим началом и нормативными ограничениями, которые обычно служат причиной разногласий. Характерные противоречия можно увидеть на примерах внедрения новых технических средств, нового оборудования, когда жесткие ограничения на условия их применения зачастую служат для разработчиков психологическим барьером при рассмотрении возможности их использования без попыток анализа обоснованности таких ограничений. Для преодоления противоречий требуется согласованная целенаправленная работа всех структур предприятияразработчика ПТК по внедрению инноваций. Исследования подтверждают, что в процессе нормативно организованного коллективного творчества вырабатываются новые нормы профессиональной деятельности, которые закрепляются в виде стандартов и другой нормативной документации [4]. логическая структура деятельности Составные части логической структуры деятельности космонавта-испытателя можно наглядно представить в виде диаграммы Венна (рис. 2), на которой базовые отношения определяются взаимодействием субъекта, объекта и предмета деятельности. Субъектом выступает КИ, включенный в структуру головной организации-разработчика ПТК (РКК «Энергия», летно-испытательный отдел). Объектом является образ нового пилотируемого корабля, который формируется на разных стадиях разработки проекта в виде соответствующих представлений: описания назначения, конструкции и состава систем; общего вида ПТК; проектных 93

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В.

электронных моделей; требований к ПТК; документов проекта (пояснительных записок, схем, технических заданий на СЧ ПТК и др.); электронных и материальных макетов СЧ ПТК.

Рис. 2. Логическая структура деятельности

В качестве предмета деятельности рассматривается реализация нового корабля в виде набора конструкторских электронных моделей, чертежей, материальных макетов и моделирующих средств (макеты, стенды, опытные образцы СЧ ПТК, включая также интерфейсы экипажа с ПТК и алгоритмы его деятельности), а в конце процесса создания (на стадиях изготовления и испытаний) — опытный образец корабля. Взаимодействие субъекта с объектом (образом ПТК) происходит преимущественно в форме интеллектуальной деятельности, включающей познавательные компоненты (изучение документов проекта и электронных объемных моделей ПТК), поисковоаналитическую деятельность, направленную на обобщение предыдущего опыта и формирование собственных представлений о корабле и его характеристиках. Для взаимодействия субъекта с предметом деятельности используются следующие методы: •  теоретические — проектирование деятельности космонавта и интерфейсов экипажа с ПТК; •  экспериментальные — отработка взаимодействия космонавта с системами и конструкцией ПТК, макетирование, экспертная оценка СЧ ПТК. В результате этих взаимодействий КИ формирует сложный многомерный образ деятельности на каждом этапе создания 94

корабля. Образ характеризуется следующими основными свойствами, позволяющими ему служить в качестве регулятора действий: целостность, дифференцированность, панорамность и адекватность отражаемой объективной реальности [5]. Целостность и дифференцированность образа проявляются в его многоуровневости, позволяющей представить ПТК в многообразии его свойств и отношений. Это обеспечивает возможность использовать в ходе деятельности разные свойства СЧ и их отношений. Образ формируется на базе профессионального опыта КИ, развивается и все более полно и адекватно отражает действительность. Вместе с тем, в нем все более проявляются особенности субъекта [5]. Для образа, регулирующего предметные действия оператора, выделяют три фундаментальные характеристики: «концептуальная модель», «оперативный образ» и «образцель» [5]. Концептуальная модель — это базовый компонент, глобальный образ, формирующийся у КИ, в котором отражаются объект и ситуации управления в предстоящем космическом полете. Содержание концептуальной модели определяется совокупностью всех знаний и опыта КИ, накопленных на всех этапах создания ПТК. Они служат базой для принятия решений космонавтом в полете. Оперативный образ является регулятором актуального действия, в нем отражается конкретная ситуация в чувственной форме на основе ощущений и восприятия. Вместе с тем он выступает как определенный этап развертывания концептуальной модели, которая регулирует процесс перехода от одного оперативного образа к другому [5, с. 64]. Образ-цель является системообразующим фактором, организующим и направляющим процессы образного отражения. Образ-цель, как и концептуальная модель, содержит профессиональный опыт КИ, «включает представление о средствах деятельности, определяет селекцию, интеграцию и оценку информации, а также формирование гипотез и принятие решения. Образ-цель должен сохраняться в течение всего времени выполнения деятельности» [5, с. 26]. В нем также отражаются субъективные условия деятельности: мотивы, субъективно-личностное отношение КИ к заданию, определяемое, прежде всего, значимостью результатов деятельности, уровнем сложности задач, уровнем общей и специальной его подготовки, внутренней готовностью действовать соответствующим образом в конкретный момент [5]. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕТОдОЛОГИЯ ЛЕТНО-ИСпыТАТЕЛьНОй дЕЯТЕЛьНОСТИ КОСМОНАвТОв

Психический образ, имеющий сложную многомерную и многоуровневую структуру, сформированный у КИ в процессе создания ПТК, обеспечит его полноценную деятельность на основе полного понимания процессов функционирования ПТК в космическом полете. Такой наиболее полный образ нового корабля формируется в практической деятельности, сопровождающей все этапы его создания, начиная с определения требований, разработки проекта, создания макетов, экспериментальной отработки, и, наконец, — в летных испытаниях. Для воплощения многоуровневого и многомерного образа ПТК в проекте ПТК создаются средства деятельности: макеты ПТК и его СЧ, моделирующие стенды, позволяющие экспериментально проверить соответствующие характеристики корабля и его СЧ.

временнáя структура деятельности Следующая часть рассматриваемой методологии — структура, включающая в себя фазы, стадии, этапы деятельности. Деятельность выполняется циклически, каждый цикл включает в себя следующие фазы: планирование, реализация и оценка результатов. На первой фазе рождается модель создаваемой системы деятельности и план ее реализации. На второй фазе реализуется модель деятельности, выполняются запланированные работы. На третьей фазе получают оценку реализованной системы деятельности и определяют необходимость ее доработки или создания новой системы. Стадии деятельности определяются типовой последовательностью выполнения работ при создании ПТК (таблица).

деятельность космонавта-испытателя на стадиях создания нового пилотируемого транспортного корабля Стадии

Деятельность космонавта-испытателя

Период

Изучение и анализ технического проекта по документам и проектным электронным моделям изделия (ЭМИ): основные характеристики, компоновка корабля и бортовых систем, циклограммы работы. Взаимодействие с ведущими специалистами Разработка эскизного (технического) проекта

Определение функциональных зон и рабочих мест экипажа, интерфейсов экипажа с СЧ корабля Проведение работ по эргономическому обеспечению. Предварительное моделирование деятельности экипажа по выполнению полетных операций и режимов управления на макетах и на стенде эргономической отработки

5–9 лет до ЛИ ПТК

Разработка предложений по формам и содержанию информационно-управляющего интерфейса экипажа с системами корабля, по представлению мнемосхем и процедурам контроля систем Анализ и согласование технических заданий на системы, предлагаемых технических решений и конструкции СЧ корабля Разработка рабочей конструкторской документации

Анализ конструкторских ЭМИ СЧ ПТК, согласование рабочей документации. Разработка предложений по уточнению компоновки командного отсека, рабочих мест и интерфейсов экипажа с ПТК Эргономическая оценка оборудования корабля и отработка макетных образцов в части интерфейсов экипажа

4–6 лет до ЛИ ПТК

Экспериментальная отработка деятельности экипажа на макетах и на стенде эргономической отработки Изготовление опытных изделий комплекса. Наземная отработка

Экспериментальная отработка деятельности экипажа на старте и после посадки

Участие в комплексных испытаниях Сопровождение изготовления и испытаний ПТК в качестве представителей экипажа Экспериментальная отработка интерфейсов экипажа с ПТК на макетах и стендах

1–5 лет до ЛИ ПТК

Эргономическая оценка по результатам изготовления в части интерфейсов экипажа Изучение документации проекта по действиям экипажа в аварийных ситуациях, определение алгоритмов деятельности Разработка предложений по средствам обеспечения деятельности в аварийных ситуациях Специальная подготовка космонавта-испытателя для обеспечения готовности к аварийным ситуациям

1–5 лет до ЛИ ПТК

Экспериментальная отработка деятельности экипажа на макетах ВА Экспериментальная отработка действий экипажа на ТК и СК

ЛИ, включая подготовку на ТК и СК

Подготовка и выполнение кратковременного полета на МКС для получения опыта космического полета

2–3 г. до ЛИ ПТК

Специальная подготовка к ЛИ ПТК в качестве члена экипажа

0,1–1 г. до ЛИ

Обеспечение деятельности экипажа ПТК при подготовке к старту

2 нед. до ЛИ

Участие в ЛИ, в анализе несоответствий, возникающих при выполнении ЛИ, экспериментальная отработка полетных ситуаций на моделирующих стендах (по необходимости)

ЛИ ПТК

Примечание. СЧ — составные части; ПТК — пилотируемый транспортный корабль; ЛИ — летные испытания; ТК — технический комплекс; СК — стартовый комплекс. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В.

Этапы деятельности определяются генеральным планом работ по осуществлению проекта, согласно которому запуск беспилотного корабля планируется в 2021 г., а пилотируемого — в 2023 г. [6], а также календарными планами практической реализации проекта и особенностями его финансирования. технология выполнения работ и решения задач Деятельность КИ при создании ПТК организована в рамках структуры Летнокосмического центра (ЛКЦ) и базируется на методологии PLM (Product Lifecycle Management — управление жизненным циклом продукции), принятой РКК «Энергия» и реализованной на основе современных информационных технологий. PLM позволяет организовать процессы разработки, объединяя новые методы работы с информацией об изделии, и реализовать принципы параллельного проектирования изделий. Разработка ПТК ведется на основе системы автоматизации проектных работ (САПР), включающей в себя: • систему трехмерного проектирования Creo Elements/Pro, обеспечивающую сквозное проектирование изделия; •  PLM-систему WindChill для автоматизированной параллельной разработки, изготовления и поддержки всего жизненного цикла изделий; • систему электронного документооборота, включающую автоматизированную систему ведения организационно-распорядительной документации и корпоративный электронный архив документации. При этом используются сетевые технологии Internet/Intranet, коммуникационные сервисы, такие как корпоративная электронная почта, корпоративная коммуникационная система для общения пользователей в режиме реального времени, которая обеспечивает обмен мгновенными сообщениями, голосовую и видеосвязь. Кроме того, предоставляется доступ к дополнительным информационным ресурсам и специализированным информационным системам: «Инженерный справочник для САПР», «Техэксперт», «Консультант+» и др. Работы КИ выполняются в структуре летно-испытательного отдела, причем крайне важно создать постоянно действующую группу КИ (во главе с ведущим КИ), в которой концентрируются знания и опыт летно-испытательной деятельности, 96

позволяющие сформировать профессионалов, способных надежно обеспечить ЛИ ПТК. Работа подразделений ЛКЦ должна быть нацелена на организационное, методическое и инженерно-техническое обеспечение деятельности группы КИ. Основные средства, позволяющие обеспечить высокий профессионализм КИ, — моделирующие стенды и макеты ПТК. Разнообразные методы, применяемые в деятельности КИ, позволяют сформировать адекватный образ ПТК, обеспечивающий глубокое понимание процессов, обеспечивающих эффективное взаимодействие с кораблем при выполнении ЛИ. К таким методам можно отнести: • эргономическое проектирование ПТК и проведение эргономической оценки СЧ ПТК; • поисково-аналитическая и проектная работа для оптимизации компоновочных решений, рабочих мест экипажа, полетного оборудования и снаряжения; • анализ и экспертная оценка технических заданий с точки зрения деятельности экипажа ПКА; • проектирование сценариев деятельности, информационно-управляющих интерфейсов экипажа с ПТК и выдача соответствующих исходных данных разработчикам систем; • создание экспериментальных установок, стендов и макетов в интересах эргономического обеспечения и экспериментальной отработки; • участие в наземной экспериментальной отработке СЧ ПТК и подготовке летного изделия. Способы и приемы, применяемые в деятельности КИ, определяются совокупностью информационных технологий и организацией взаимодействия подразделений, принятых РКК «Энергия» на основе системы управления данными об изделии (PDM — Product Data Management). По необходимости разрабатываются рабочие документы, такие как научно-технические отчеты, исходные данные, пояснительные записки, технические решения, акты и протоколы проведения испытаний и эргономической оценки, служебные записки, технические справки. Для выполнения работ создаются соответствующие организационно-технические документы: планы-графики, программы и методики испытаний. Конечным результатом деятельности КИ может служить выполнение программы космического полета и создание отчета экипажа о проведении летных испытаний ПТК. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

МЕТОдОЛОГИЯ ЛЕТНО-ИСпыТАТЕЛьНОй дЕЯТЕЛьНОСТИ КОСМОНАвТОв

некоторые результаты применения методологии

интерфейсов экипажа на СЭО ПТК [7] и разработку предложений по их совершенствованию.

Методология летно-испытательной деятельности КИ начала формироваться на стадии разработки технического проекта ПТК. Основные усилия были направлены на создание логической структуры деятельности и ее развертывание во временнóм цикле, а также на использование имеющихся технологий САПР. Особое внимание было уделено предмету деятельности — разработаны требования к средствам экспериментальной отработки, создан стенд эргономической отработки (СЭО) ПТК, позволяющий экспериментально моделировать и оценивать основные интерфейсы экипажа. Применение методологии позволило получить следующие результаты. На стадии технического проекта ПТК, благодаря активности летно-испытательного отдела, разработаны функции и задачи экипажа, определены средства экспериментальной отработки ПТК, на которых планируется участие космонавтов, проведена экспериментальная отработка действий экипажа на проектно-компоновочном макете, разработана новая ручка управления движением и ориентацией, проведен комплекс работ по эргономическому обеспечению ПТК на СЭО ПТК. Также разработаны и включены в проект разделы в части деятельности экипажа ПТК: • определены основные алгоритмы деятельности экипажа в полете; • выполнен анализ компоновки командного отсека, определены функциональные зоны и рабочие места экипажа; • проработаны интерфейсы космонавта с системами и конструкцией корабля; • разработаны принципы построения информационного интерфейса экипажа с ПТК, проработаны средства отображения информации и органы управления, определен облик рабочих мест экипажа для управления кораблем. На текущей стадии разработки рабочей конструкторской документации летноиспытательный отдел во взаимодействии с конструкторами и разработчиками систем уточняет характеристики составных частей ПТК. Работы по эргономическому обеспечению включают эргономическую оценку предлагаемой конструкции и оборудования ПТК, макетирование для оптимизации рабочих мест и функциональных зон экипажа, разработку вариантов информационно-управляющих форматов, экспериментальную отработку

заключение

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Предложенная методология летноиспытательной деятельности космонавтов обеспечит системную организацию работ КИ по эргономическому обеспечению ПТК на стадиях от проектирования до летных испытаний пилотируемого корабля, а также полноценное включение КИ в процессы создания и испытаний пилотируемого корабля во взаимодействии с его разработчиками. Летно-испытательный отдел, который создает научно-техническую базу испытательной работы и организовывает взаимодействие КИ с разработчиками систем, выступает в качестве системообразующего организационного и методического ядра, объединяющего КИ при разработке новых пилотируемых КА. Основное внимание в методологии летноиспытательной работы должно уделяться созданию и использованию моделирующих средств, которые обеспечивают имитацию реального взаимодействия экипажа с системами и кораблем, разработку интерфейсов и алгоритмов работы экипажа. Главная особенность испытательной работы при создании ПТК — это экспериментальная отработка на моделирующих средствах, а не на реальном корабле. Использование предложенной методологии обеспечивает не только улучшение эргономических характеристик ПТК, но и высокую профессиональную готовность группы КИ, на основе которой может формироваться будущий экипаж ПТК, что способствует достижению конечного результата деятельности КИ — успешного выполнения программы пилотируемого космического полета ПТК. Список литературы 1. Курицын А.А., Харламов М.М. Автоматизация управления технологическим процессом комплексной подготовки экипажей орбитальных пилотируемых комплексов // Пилотируемые полеты в космос. 2011. №1(1). С. 87–94. 2. Новиков А.М., Новиков Д.А. О предмете и структуре методологии // Мир образования — образование в Мире. 2008. № 1. Режим доступа: http://www.methodolog.ru/artikle/ method_a.htm/ (дата обращения 20.12.2016 г.). 3. Кукин О.Н., Калери А.Ю. Проблемы обеспечения деятельности космонавтов в дальних космических полетах // Инициативы 21 века. 2009. № 4. С. 2–5. 97

Калери А.Ю., Кукин О.Н., Серов М.В.

4. Балл Г.А. Нормы деятельности и творческая активность личности // Вопросы психологии. 1990. № 6. С. 25–36. 5. Завалова Н.Д., Ломов Б.Ф., Пономаренко В.А. Образ в системе психической регуляции деятельности. М.: Наука, 1986. 172 с. 6. MAKS 2015. Пилотируемые системы // Новости космонавтики. 2015. № 10(393). С. 3–4.

7. Cеров М.В., Кукин О.Н., Радченко В.М., Янюшкин В.В., Харагозян Р.К. Стенд эргономической отработки пилотируемого транспортного корабля как средство проектирования и отработки интерфейсов экипажа // Программные продукты и системы. 2015. № 4(112). С. 30–36. Статья поступила в редакцию 08.02.2017 г.

reference 1. Kuritsyn A.A., Kharlamov M.M. Avtomatizatsiya upravleniya tekhnologicheskim protsessom kompleksnoi podgotovki ekipazhei orbital’nykh pilotiruemykh kompleksov [Control automation of technological process of the comprehensive crew training of orbital manned complexes]. Pilotiruemye polety v kosmos, 2011, no. 1(1), pp. 87–94. 2. Novikov A.M., Novikov D.A. O predmete i strukture metodologii [About methodology subject and structure]. Mir obrazovaniya — obrazovanie v Mire, 2008, no. 1. Available at: http://www. methodolog.ru/artikle/method_a.htm/ (accessed 20.12.2016). 3. Kukin O.N., Kaleri A.Yu. Problemy obespecheniya deyatel’nosti kosmonavtov v dal’nikh kosmicheskikh poletakh [Problems of cosmonaut activity in long-distance space flights]. Initsiativy 21 veka, 2009, no. 4, pp. 2–5. 4. Ball G.A. Normy deyatel’nosti i tvorcheskaya aktivnost’ lichnosti [Activity regulations and creative activity of the person]. Voprosy psikhologii, 1990, no. 6, pp. 25–36. 5. Zavalova N.D., Lomov B.F., Ponomarenko V.A. Obraz v sisteme psikhicheskoi regulyatsii deyatel’nosti [An image in the activity of metal regulation of system]. Moscow, Nauka publ., 1986. 172 p. 6. MAKS 2015. Pilotiruemye sistemy [MAKS 2015. Manned systems]. Novosti kosmonavtiki, 2015, no. 10(393), pp. 3–4. 7. Serov M.V., Kukin O.N., Radchenko V.M., Yanyushkin V.V., Kharagozyan R.K. Stend ergonomicheskoi otrabotki pilotiruemogo transportnogo korablya kak sredstvo proektirovaniya i otrabotki interfeisov ekipazha [Ergonomic test stand of the manned transport spacecraft as the design and testing tool of the crew interfaces]. Programmnye produkty i sistemy, 2015, no. 4(112), pp. 30–36.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ТЕРМОРЕГуЛИрующЕЕ пОКрыТИЕ К‑208Ср

уДК 629.78.023.222

терморегулирующее покрытие к-208Ср. технология получения, СвойСтва и их изменения в процеССе экСплуатации при воздейСтвии факторов коСмичеСкого проСтранСтва © 2017 г. Свечкин в.п.1, Савельев а.а.2, Соколова С.п.1, бороздина о.в.1 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 1

ФГУП «НПО «Техномаш» (НПО «Техномаш») 3-й проезд Марьиной Рощи, 40, г. Москва, Российская Федерация, 127018, e-mail: info@tmnpo.ru 2

В настоящей статье приводится состав штатного пакета терморегулирующего покрытия на основе элементов покрытия К-208Ср. Изложены основные результаты исследований по отработке технологии получения и испытаний терморегулирующего покрытия К-208Ср класса «солнечные отражатели». Приведены достоинства и недостатки терморегулирующего покрытия К-208Ср. Указаны химический состав и способ получения пластин оптического стекла К-208, а также подготовка пластин стекла перед нанесением высокоотражающего покрытия. Приведены и обоснованы достоинства применяемого магнетронного метода нанесения высокоотражающего и защитного покрытий. Описаны схема внутрикамерного устройства вакуумной напылительной установки, последовательность нанесения серебра и нержавеющей стали, особенности проведения процесса для получения максимальной производительности. Приведены сводные данные по действующим на терморегулирующее покрытие К-208Ср факторам космического пространства и результаты их воздействия, результаты наземных и летных испытаний покрытия. Ключевые слова: терморегулирующее покрытие, элементы покрытия, факторы космического пространства.

ThErmal CONTrOl COaTINg k-208Cp. TEChNOlOgy, prOpErTIES aNd ThEIr ChaNgES IN ThE OpEraTION prOCESS uNdEr ThE EFFECT OF SpaCE FaCTOrS Svechkin v.p.1, Savelyev a.a.2, Sokolova S.p.1, Borozdina O.v.1 1

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru 2

FGUP NPO Technomash (NPO Technomash) 40 3rd passage Mar’ina Roshcha, Moscow, 127018, Russian Federation, e-mail: info@tmnpo.ru This article presents a composition of nominal thermal control coating package based on coating К-208Ср components. The main results of research of the technology development and testing thermal control coating К-208Ср of the solar reflectors class are stated. The advantages and disadvantages of thermal control coating К-208Ср are given. The chemical composition and a way of making optical glass plates К-208 are indicated, as well as the glass plates processing before applying highly reflective coating. The advantages of the magnetron method used for applying highly relective and protective coatings are given and justiied. The layout diagram of the vacuum chamber sputtering unit, sequence of applying silver and stainless steel, features of the process for the maximum performance are described. The summarized data on the space factors effect on thermal control coating К-208Ср are given, as well as the results of their effect and the results of the ground and flight tests of the coating. Key words: thermal control coating, coating components, space factors.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Свечкин В.П., Савельев А.А., Соколова С.П., Бороздина О.В.

Свечкин в.п.

Савельев а.а.

Соколова С.п.

бороздина о.в.

СВЕЧКИН Валерий Петрович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru SvECHKIN valery Petrovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru САВЕЛЬЕВ Александр Александрович — кандидат технических наук, начальник лаборатории НПО «Техномаш», e-mail: lab3104@mail.ru SAvELYEv Alexander Alexandrovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Laboratory at NPO Technomash, e-mail: lab3104@mail.ru СОКОЛОВА Светлана Павловна — начальник лаборатории РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru SOKOLOvA Svetlana Pavlovna — Head of Laboratory at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru БОРОЗДИНА Ольга Васильевна — ведущий инженер-технолог РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru BOROZDINA Olga vasilyevna — Lead engineer-technologist at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru введение Обеспечение теплового режима космических аппаратов (КА) связано с выбором терморегулирующего покрытия (ТРП) класса «солнечные отражатели». Этот тип покрытий предназначен для применения на радиационных поверхностях, обеспечивающих отвод избыточного тепла в окружающее космическое пространство в условиях одновременного облучения этих поверхностей Солнцем. В качестве рабочего покрытия на радиационных панелях КА «Ямал» [1], Egyptsat, а также на других автоматических космических аппаратах (АКА) отрасли применяется терморегулирующее покрытие К-208Ср. Оно обладает наименьшим значением соотношения термооптических характеристик As/e по сравнению с силикатными и лакокрасочными покрытиями, а также имеет высокую радиационную стойкость. Основными факторами, оказывающими радиационное воздействие на материалы конструкции КА, находящегося на геостационарной орбите (ГСО), являются электронное и протонное излучения внешнего радиационного пояса Земли, протонное излучение и ядерная составляющая солнечных космических лучей [2]. Кроме радиационных 100

факторов на ГСО на материалы оказывают воздействие также и термические факторы. Изменение оптических характеристик покрытия К-208Ср вызвано, в основном, образованием пленки загрязнений на поверхности покрытия и зависит от толщины этой пленки. Терморегулирующее покрытие К-208Ср представляет собой пластины оптически прозрачного стекла К-208 толщиной 170±30 мкм, размерами 20×20, 25×25, 40×40 мм, с последовательно нанесенными в вакууме на одну сторону слоями серебра и нержавеющей стали, приклеенные металлизированной стороной к корпусу изделия. Исходные значения термооптических характеристик элементов покрытия К-208Ср: As = 0,08–0,09; e > 0,85. При нанесении на радиационные панели элементов покрытия между ними образуются технологические зазоры. В зависимости от величины зазоров между элементами поглощательная способность солнечного излучения As (коэффициент поглощения) покрытия составляет 0,09–0,12. Значение As = 0,12 имеет место при максимально допустимой величине зазора 0,4 мм. К недостаткам покрытия следует отнести: • сравнительно большие массовые характеристики (~600 г/м2, из них ~460 г/м2 — КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ТЕРМОРЕГуЛИрующЕЕ пОКрыТИЕ К‑208Ср

масса отдельных элементов покрытия; ~13 г/м2 — масса защитного лака ЭП-730; ~127 г/м2 — масса клея СКТН с наполнителем «алюминиевая паста»); • достаточно высокую трудоемкость как при нанесении серебра и нержавеющей стали, так и при креплении элементов покрытия к корпусу изделия. Разработка покрытия К-208Ср относится к 1970–1972 гг. и была выполнена РКК «Энергия» совместно с НИИИТ (в настоящее время НПО «Квант») в достаточно полном объеме, включая комплексные испытания покрытия на воздействие статических и вибрационных нагрузок с положительными результатами. Исследовано влияние факторов космического пространства (УФ-воздействие, корпускулярное облучение, вакуум, термоциклирование и т. п.) на оптические характеристики, проведены коррозионные испытания. В связи с прекращением в РКК «Энергия» работ по тематике изделий, эксплуатирующихся на ГСО, покрытие не было внедрено на нашем предприятии. Покрытия на основе пластин оптического стекла К-208 с нанесенными слоями алюминия или серебра нашли применение в изделиях предприятий НПО им. Лавочкина, НПО ПМ (в настоящее время НПО ИСС им. академика М.Ф. Решетнева, г. Железногорск Красноярского края). За период с 1970 г. в технологии изготовления пластин оптического стекла К-208 практически не произошло изменений. Слитки стекла К-208 производит Лыткаринский оптико-механический завод. Пластины стекла из слитков изготавливают НПО «Квант» и ПО «Позит» (бывший филиал НПО «Квант»). Учитывая, что пластины стекла К-208 постоянно выпускало ПО «Позит» для использования в качестве защиты от воздействия факторов космического пространства фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), особых проблем по технологии изготовления пластин стекла К-208 для ТРП не было. Вместе с тем необходимо было учесть при отработке типоразмеров стекол особенности покрываемых поверхностей АКА, сложность нанесения на труднодоступные места, необходимость в этом случае дополнительной нарезки пластин других размеров, технологическую возможность их применения в процессе нанесения на штатные узлы изделия. Нашей целью было восстановление на современной основе технологии получения терморегулирующего покрытия К-208Ср и крепления элементов покрытия к поверхности № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

изделия, проведение комплекса испытаний применительно к условиям эксплуатации АКА. изготовление терморегулирующего покрытия к-208Ср Состав и способ получения пластин оптического стекла К-208. Оптическое стекло К-208 разработано в 1970-х гг. на основе широко известного и распространенного стекла К-8 с добавкой 2% СеО2. Двухпроцентная добавка двуокиси церия при сохранении высокой прозрачности стекла значительно повышает его радиационную стойкость. Стекло К-208 имеет состав: SiO2 — 69,49%; В2О3 — 11,93%; Na2O — 10,33%; К2О — 6,25%; СеО2 — 2,0%. На слитки стекла К-208 имеется отраслевой стандарт ОСТ 3-3677-82. Пластины стекла К-208 получают путем вытягивания через валки из расплава слитков. Регулируя зазор между валками, получают требуемую толщину пластин. Ширина ленты составляет ~70 мм. Оператор разрезает ленту на отрезки ~200–250 мм, а затем на специальном приспособлении разрезает на элементы необходимых размеров, в частности, для АКА был выбран основной размер элементов стекла 20×20×0,17 мм. Возможно получение и более тонких пластин (~100–120 мкм), однако при этом из-за низкой прочности пластин значительно возрастает процент брака как при разрезке, так и при наклейке на поверхность изделия, что приводит, соответственно, к возрастанию стоимости работы. Подготовка пластин оптического стекла К-208 перед нанесением покрытия. Перед процессом нанесения покрытия необходимо произвести очистку пластин от загрязнений. Очистка является необходимым этапом получения качественного покрытия с высокой адгезией серебра к стеклу. Опыт нанесения покрытий показал, что при недостаточной очистке поверхности стекла от загрязнений адгезия серебра к стеклу практически отсутствует. Для проведения процесса очистки пластины стекла укладывают в один слой в специальное приспособление, помещают в ультразвуковую ванну с моющим составом. Обработку поверхности пластин стекла в ультразвуковой ванне производят в течение трех минут. Затем пластины стекла промывают последовательно в теплой, холодной, дистиллированной воде и сушат на воздухе. Метод магнетронного нанесения покрытий. Для последовательного нанесения комплексного высокоотражающего и защитного покрытия был выбран метод магнетронного 101

Свечкин В.П., Савельев А.А., Соколова С.П., Бороздина О.В.

нанесения. Этот метод имеет ряд важных преимуществ перед методом термического испарения в вакууме, которые во многих случаях делают его предпочтительнее. Магнетронный метод основан на использовании анодно-катодной системы. При подаче на эту систему напряжения получают эмиссию электронов с катода. Электроны на своем пути ионизируют атомы газа (аргона), а образующиеся ионы, в свою очередь, под действием электрического поля бомбардируют поверхность катода, выбивая из него атомы металла (серебра). Инертная среда — аргон — играет роль потенциального источника ионов. Чем выше масса атомов инертной среды, тем выше эффективность выбивания атомов с катода. В качестве инертной среды удобнее всего применять аргон, поскольку он представляет собой вполне доступный инертный газ, обладающий сравнительно большой молекулярной массой, что обеспечивает более высокую по отношению к воздуху скорость распыления. Магнитное поле увеличивает эффект ионизации среды. Покрытие, нанесенное магнетронным методом, обладает хорошей адгезией и однородностью толщины на большой площади. Для осуществления процесса нанесения серебра и нержавеющей стали на пластины оптического стекла К-208 была использована вакуумная напылительная установка УВН-74-ПЭ. Схема внутрикамерного устройства вакуумной напылительной установки приведена на рис. 1.

Рис. 1. Схема внутрикамерного устройства вакуумной напылительной установки: 1 — камера; 2 — магнетрон с мишенью из серебра; 3 — магнетрон с мишенью из нержавеющей стали; 4 — карусель на 10 позиций; 5 — поддон с пластинами стекла К 208 (60 шт.); 6 — защитный экран; 7 — нагреватель

Последовательное нанесение серебра и нержавеющей стали. Перед нанесением покрытия на пластины стекла (рис. 1) во внутри102

камерную оснастку 1 устанавливают поддоны 5 с уложенными пластинами стекла. На соответствующие магнетроны устанавливают катоды из серебра 999 (ГОСТ 6836-80) 2 и нержавеющей стали 12Х18Н10Т (ГОСТ 735000-77) 3. Откачивают вакуумную камеру до давления 1×10–2–1×10–3 мм рт. ст. Производят обработку поверхности пластин в тлеющем разряде по 15 мин на каждый поддон. После выключения тлеющего разряда откачивают вакуумную камеру до давления 1×10–4–1×10–5 мм рт. ст. и включают нагреватель деталей 7. При достижении на поверхности деталей (пластин стекла) температуры 250 °С в камеру пускают газообразный аргон (ГОСТ 10157-79) до достижения давления 1×10–2 мм рт. ст. Каждый поддон с уложенными на него пластинами стекла К-208 располагают так, чтобы он находился строго под распыляемым катодом из серебра или нержавеющей стали. При проведении процесса поддоны перемещаются без разгерметизации. Отражающий слой из серебра наносится по 2 мин на каждый поддон. Затем поворачивают карусель 4 с нанесенным слоем серебра под магнетрон с мишенью из нержавеющей стали и наносят защитный слой из нержавеющей стали в течение 3 мин на каждый поддон. После окончания нанесения защитного слоя из нержавеющей стали выключают нагреватель деталей. При достижении на поверхности пластин стекла температуры 80 °С в вакуумную камеру пускают воздух и вынимают приспособление с пластинами стекла. Контроль элементов покрытия К-208Ср. Качество покрытия определяется визуально при естественном освещении без применения увеличительных приборов. Толщины серебра (~0,1 мкм) и нержавеющей стали (~0,2 мкм) обеспечиваются технологическим процессом и определяются временем их нанесения. Требуемое значение коэффициента поглощения солнечной радиации Аs ≤ 0,10 также обеспечивается технологическим процессом нанесения серебра. Адгезия серебра и нержавеющей стали к стеклу контролируется методом отрыва с помощью липкой ленты. нанесение элементов покрытия на корпус изделия Крепление элементов покрытия К-208Ср к поверхности корпусных панелей АКА осуществляется с помощью клеевой композиции. По результатам проведенных работ была выбрана клеевая композиция на основе метилили фенилсилоксановых каучуков СКТН КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ТЕРМОРЕГуЛИрующЕЕ пОКрыТИЕ К‑208Ср

и СКТНФ, обеспечивающая выполнение требований по работоспособности клеевых соединений. Клеевые композиции на основе каучуков обеспечивают работоспособность клеевых соединений как при повышенных температурах (+100 °С), так и при низких (–77…–135 °С), они стойки к воздействию радиации, технологичны — позволяют проводить отверждение клеевых соединений при комнатной температуре. Для улучшения смачиваемости указанными клеями элементов покрытия К-208Ср при креплении, а также для защиты металлизированной поверхности элементов от повреждений (царапины, потертости), влияния атмосферных факторов (повышенная влажность) и отрицательного воздействия материалов, содержащих в своем составе серу и хлор, было рекомендовано нанесение на металлизированную поверхность элементов покрытия эпоксидного лака ЭП-730 (ГОСТ 20824-81). Положительный результат использования лака ЭП-730 подтвержден экспериментальными работами. Согласно исходным данным, клеевая композиция для крепления элементов покрытия К-208Ср должна быть теплопроводной (λ ≥ 0,4 Вт/мК) и обеспечивать достаточную электропроводность поверхности покрытия. Исходя из указанных выше требований, была проведена рецептурная доработка выбранной ранее клеевой композиции путем введения специальных наполнителей (серебро, алюминиевая паста, карбонильное железо). Исследование образцов на электризуемость. Оптимизация состава клеевой композиции проведена по результатам испытания образцов ТРП на электризуемость в условиях облучения электронным потоком по режиму: • энергия облучающих электронов 30 кВ; • плотность электронного потока 10–10 и 10–7А/см2. Образцы представляли собой металлические пластины из алюминиевого сплава АМг6 с наклеенными элементами ТРП К-208Ср. В ходе проведения испытаний определялись: • величина поверхностного потенциала; • параметры возникающих электрических разрядов, их частота; • визуально отмечались места возникновения электрических разрядов. Испытания показали, что образцы заряжаются до низкого потенциала (менее 2 кВ), что ниже пробойного значения. Электрические разряды не возникают. Однако, для выбора предпочтительного состава наполнителя для клеевой композиции с точки зрения электро№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

статической стойкости были проведены дополнительные испытания в более жестком режиме при плотности облучающего электрического потока 10–5 А/см2. По результатам испытаний в этом режиме для обеспечения электрической стойкости клеевой композиции на основе каучуков СКТН и СКТНФ были рекомендованы два наполнителя: серебро и алюминиевая паста марки АСП ТУ 48-0131-2-86. Оценка прочностных характеристик клеевых соединений. Оценка прочностных характеристик клеевых соединений элементов покрытия К-208Ср с использованием оптимизированной клеевой композиции показала их соответствие требованиям исходных данных (tсдв ≥ 1 кгс/см2). Работоспособность клеевых соединений элементов покрытия в условиях воздействия акустических нагрузок, вибрации и удара подтверждалась как на образцах-макетах трехслойных панелей (обшивка + сотовый наполнитель + обшивка), сделанных по технологии изготовления корпусных панелей АКА, так и в составе динамического макета. Образцы выдержали испытания. Отслоения клеевых соединений и повреждения покрытия К-208Ср не наблюдалось. Полученные результаты позволили определить состав штатного пакета ТРП на основе элементов покрытия К-208Ср. Состав штатного пакета изображен на рис. 2.

Рис. 2. Состав штатного пакета терморегулирующего покрытия на основе элементов покрытия К-208Ср: 1 — пластина стекла К-208; 2 — отражающий слой серебра; 3 — защитный слой нержавеющей стали; 4 — защитный слой эпоксидного лака ЭП-730; 5 — клей СКТН или СКТНФ с наполнителем «алюминиевая паста АСП»; 6 — металл с анодно-окисным покрытием и подслоем П-11

Результаты циклических термовакуумных испытаний. Работоспособность клеевых соединений ТРП К-208Ср оценивалась также по результатам циклических термовакуумных испытаний. Условия проведения испытаний: • нагрев в вакууме 1×10–2 мм рт. ст. до температуры +50 °С; • охлаждение до –50 °С; • количество циклов испытания — 150. На клеевые соединения, выполненные с использованием клеев СКТН и СКТНФ, установлен срок сохраняемости свойств 103

Свечкин В.П., Савельев А.А., Соколова С.П., Бороздина О.В.

в наземных условиях 15 лет (14 лет — в отапливаемом хранилище, один год — в полевых условиях). На основании проведенных исследований разработана технология нанесения покрытия К-208Ср. Были проведены испытания покрытия на изгиб, динамические испытания на удар и высокочастотную вибрацию, коррозионные испытания. Стойкость покрытия к-208Ср к воздействию факторов космического пространства По своей природе покрытие К-208Ср стойко к воздействиям факторов космического пространства. Основа покрытия — стекло К-208 — отличается высокой радиационной стойкостью, зеркальный подслой серебра также радиационно стоек. Поэтому основной причиной изменения оптических свойств покрытия является образование на

его поверхности фотополимеризованной пленки загрязнений. Основными источниками загрязнения покрытия являются газовыделение из материалов, расположенных в зоне его видимости, а также продукты работы двигательных установок. В зависимости от уровня загрязнений конкретных КА изменение коэффициента As ТРП во время летной эксплуатации может меняться в широких пределах. В этом отношении очень показательными являются данные, согласно которым изменение As покрытия за 10 лет эксплуатации на ГСО составляет 0,08…0,33 в зависимости от размещения в разных зонах КА [3]. Сводные данные по действующим на ТРП К-208Ср факторам и результатам их воздействия приведены в табл. 1. Конкретные условия для КА, интенсивность отдельных факторов космического пространства определяются параметрами орбит. Таблица 1

действующие на терморегулирующее покрытие к-208Ср факторы и результаты их воздействия Воздействующий фактор

Результат воздействия на покрытие К-208Ср

Характер изменения свойств

Вакуум

Образование на поверхности покрытия тонкой пленки загрязнений в результате осаждения на нем продуктов газовыделения неметаллических материалов, находящихся в зоне видимости

Увеличение As

Электроны

Незначительное уменьшение коэффициента пропускания стекла К-208 (при отсутствии загрязнений)

Увеличение As

Полимеризация пленки загрязнений Протоны

Незначительное уменьшение коэффициента пропускания стекла К-208 (при отсутствии загрязнений)

Увеличение As

Полимеризация пленки загрязнений Солнечное излучение

Полимеризация пленки загрязнений

Увеличение As

Струи жидкостных ракетных двигателей

Образование на поверхности покрытия пленки загрязнений в результате осаждения на нем непрореагировавших компонентов топлива

Увеличение As

Ксеноновая плазма (струи электроракетных двигателей)

Образование на поверхности покрытия пленки загрязнений в результате распыления окружающих материалов

Увеличение As

Атомарный кислород (только на низких околоземных орбитах)

Очистка поверхности покрытия от неполимеризованных загрязнений

Уменьшение As

Незначительное взаимодействие с клеем СКТНФ в зазорах между элементами покрытия

Увеличение As

наземные и летные испытания покрытия Определение влияния загрязнений на исходные термооптические характеристики покрытия К-208Ср проводилось ЦНИИмаш. Пленка загрязнений наносилась на вакуумном стенде ТЕСТ-1 методом осаждения на покрытие продуктов газовыделения материалов. Влияние пленки загрязнений на коэффициент As измерялось с помощью фотометра ФМ-59. Исследовались пленки без 104

дополнительного облучения, т. е. без полимеризации. Результаты исследований приведены на рис. 3. Облучение покрытия различными видами излучений проводилось в филиале АО «НИФХИ им. Л.Я. Карпова», г. Обнинск. При облучении производилась имитация распределения поглощенной дозы по толщине покрытия при эксплуатации на ГСО: объемная поглощенная доза имитировалась воздействием гамма-квантов 60Co, поверхностная поглощенная доза — КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ТЕРМОРЕГуЛИрующЕЕ пОКрыТИЕ К‑208Ср

ускоренными электронами энергией 120 кэВ и протонами энергией 80 кэВ. Имитация воздействия УФ-излучения Солнца проводилась в вакууме на стенде ИК-600/300, имитация воздействия электронов и протонов — на вакуумном стенде ИК-400. Гамма-облучение проводилось на установке РХ-30.

Рис. 4. Пропускание стекла К-208 до и после воздействия ксеноновой плазмы

Рис. 3. Влияние загрязнений на изменение поглощательной способности солнечного излучения As покрытия К-208Ср

Оценка вклада различных излучений в деградацию ТРП показала, что при наличии загрязнений определяющим является воздействие низкоэнергетического электронного излучения, а УФ-излучение и протоны оказывают значительно меньшее воздействие на оптические свойства покрытия. После облучения гамма-квантами до дозы 100 Мрад образцы покрытия своих термооптических характеристик не изменяют. При отсутствии загрязнений деградация К-208Ср незначительна и определяется небольшим снижением пропускания стекла К-208 при воздействии электронного и протонного облучений. Оценка влияния ксеноновой плазмы двигателей на пропускание стекла К-208 проводилась по результатам исследования специалистами РКК «Энергия» стекла К-208 после его облучения ксеноном при испытаниях в МАИ ксенонового электроракетного двигателя СПД-70. Время облучения составило 27 ч 45 мин. Визуальный осмотр и осмотр стекла под микроскопом после испытаний показали, что внешний вид стекла практически не изменился, интегральный коэффициент пропускания, измеренный прибором ФМ-59, остался без изменений (значение коэффициента 0,92 до и после облучения ксеноном), спектральный коэффициент пропускания немного уменьшился. Пропускание стекла К-208 до и после воздействия ксеноновой плазмы приведено на рис. 4. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Наземные испытания покрытия на стойкость к воздействию атомарного кислорода проводились в НИИЯФ МГУ на стенде «Комплекс-1». Деградация покрытия К-208Ср возможна только в случае, если недостаточно надежно изолированы места стыков элементов покрытия, так как при этом происходит активное взаимодействие атомарного кислорода с серебром, нанесенным на внутреннюю поверхность стекла К-208. Испытания покрытия до флюенса 2,4·1021см–2 показали, что атомарный кислород не оказывает существенного влияния на его оптические свойства, происходит только легкое матирование и незначительный унос клея СКТНФ из зазоров между элементами покрытия. Спектральные характеристики покрытия до и после облучения атомарным кислородом приведены на рис. 5.

Рис. 5. Спектральная отражательная способность покрытия К-208Ср до и после воздействия атомарного кислорода

На основании проведенных испытаний была сделана прогнозная оценка деградации покрытия К-208Ср за 12,25 лет эксплуатации на ГСО для КА типа «Ямал». 105

Свечкин В.П., Савельев А.А., Соколова С.П., Бороздина О.В.

Изменение коэффициента As покрытия К-208Ср во время летной эксплуатации зависит от уровня загрязнения на радиационных поверхностях. Деградация покрытия будет минимальной при условии, что в зонe видимости радиаторов с ТРП К-208Ср отсутствуют двигатели, а также приборы и элементы конструкции КА (экранно-вакуумная тепловая изоляция, солнечные батареи, антенны). Так как такое условие вряд ли выполнимо, реальное значение ΔAs будет зависеть от уровня загрязнения покрытия окружающими элементами конструкции и двигателями, т. е. от компоновки КА. Несмотря на ограничения, налагаемые на неметаллы по параметрам газовыделения, и проведение термовакуумной дегазации материалов, полностью устранить загрязнения оптических поверхностей не удается. Интенсивность нарастания пленки загрязнений и ее последующая деградация увеличивается по экспоненте и максимальна в первые годы полета. Результаты оценки (прогноз) изменения термооптических характеристик покрытия К-208Ср с учетом воздействия радиации и пленки загрязнений приведены в табл. 2. Таблица 2 изменения термооптических характеристик покрытия к-208Ср с учетом воздействия радиации и пленки загрязнений (прогноз) Толщина пленки загрязнений, Å

Аsисх

Прогноз изменения As (ΔAs) за годы Значение e, эксплуатации на ГСО, лет не менее 1

12,25

0,020 0,025 0,027 <0,03

200

≤0,12 0,025 0,045 0,047

0,05

500

0,040 0,090 0,095

0,10

0,85

Летные испытания покрытия К-208Ср на ГСО были проведены в процессе летной эксплуатации КА «Ямал-100» и «Ямал-200» в составе аппаратуры «Эпсилон», представляющей собой сборки микрокалориметров. Результаты летных испытаний приведены в табл. 3. Таблица 3 результаты летных испытаний покрытия к-208Ср на гСо Место проведения летных испытаний КА «Ямал-100» КА «Ямал-200»

106

Изменения As (ΔAs) за годы эксплуатации на ГСО, лет

Аsисх

0,09

Сравнение результатов летных экспериментов, проводившихся на КА «Ямал-200» и «Ямал-100», показало, что деградация К-208Ср в эксперименте на КА «Ямал-200» оказалась существенно ниже, чем деградация тех же покрытий в эксперименте на КА «Ямал-100» за те же сроки полета [3]. Более высокая деградация К-208Ср на КА «Ямал-100» объясняется расположением аппаратуры «Эпсилон» в зоне повышенного загрязнения (в зону видимости попадают выступающие части элементов конструкции КА, закрытые экранно-вакуумной тепловой изоляцией, т. е. имеются дополнительные источники загрязнения). выводы 1. На современном уровне восстановлена технология получения терморегулирующего покрытия К-208Ср и крепления элементов покрытия к поверхности космического аппарата. 2. Проведены комплексные лабораторные испытания покрытия К-208Ср, которые подтвердили его работоспособность при воздействии статических и динамических нагрузок, при знакопеременном термоциклировании в вакууме и изгибающих нагрузках. Ускоренные коррозионные испытания показали, что хранить элементы покрытия К-208Ср необходимо только в отапливаемых помещениях. 3. Установлено, что при условии соблюдения всех требований технологических процессов нанесения отражающего слоя серебра, крепления элементов покрытия К-208Ср к поверхности изделия среднее значение коэффициента поглощения солнечной радиации Аs не превышает заданное 0,12. 4. Установлен гарантийный срок хранения терморегулирующего покрытия К-208Ср в условиях отапливаемого помещения при температуре (25±10) °С и относительной влажности воздуха до 80% — 19 лет, в т. ч. срок эксплуатации в натурных условиях — 12,25 лет, срок наземной подготовки, включая хранение и транспортирование на технический комплекс — три года. 5. Разработана и документально оформлена технология нанесения покрытия К-208Ср. Список литературы

0,020

0,065

0,10

0,125

0,010

0,03

0,07

0,090

1. Ковтун В.С., Королев Б.В., Синявский В.В., Смирнов И.В. Космические системы связи разработки Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П. Королёва // КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

ТЕРМОРЕГуЛИрующЕЕ пОКрыТИЕ К‑208Ср

Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 3–24. 2. Кузнецов В.Д. Космическая погода и риски космической деятельности // Космическая техника и технологии. 2014. №3(6). С. 3–13.

3. Городецкий А.А., Ковтун В.С., Соколова С.П. Термооптические характеристики терморегулирующих покрытий космических аппаратов «ЯМАЛ-200» // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 23–36. Статья поступила в редакцию 02.02.2017 г.

reference 1. Kovtun V.S., Korolev B.V., Sinyavskiy V.V., Smirnov I.V. Kosmicheskie sistemy svyazi razrabotki Raketno-kosmicheskoi korporatsii «Energiya» imeni S.P. Koroleva [Space communication systems developed by S.P Korolev Rocket and Space Corporation Energia]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 3–24. 2. Kuznetsov V.D. Kosmicheskaya pogoda i riski kosmicheskoi deyatel’nosti [Space weather and risks of space activity]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 3(6), pp. 3–13. 3. Gorodetskii A.A., Kovtun V.S., Sokolova S.P. Termoopticheskie kharakteristiki termoreguliruyushchikh pokrytii kosmicheskikh apparatov «YaMAL-200» [Thermooptical characteristics of thermal control coatings of the Yamal-200 spacecraft]. Izvestiya RAN. Energetika, 2011, no. 3, pp. 23–36.

№ 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

107

Белоногов Г.В., Воробьев Ю.А., Гукало А.А., Магжанов Р.М., Соколова С.П.. Цыганков О.С.

уДК 629.78.078

первый опыт очиСтки внеШней поверхноСти оСтекления иллюминатора коСмичеСкого пилотируемого аппарата © 2017 г. белоногов г.в., воробьев ю.а., гукало а.а., магжанов р.м., Соколова С.п., цыганков о.С. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Представлена технологическая операция по очистке внешней поверхности остекления иллюминатора служебного модуля, входящего в состав Российского сегмента Международной космической станции. Работа подготовлена специалистами ПАО РКК «Энергия» имени С.П. Королёва и впервые в практике эксплуатации космических пилотируемых аппаратов выполнена в процессе внекорабельной деятельности 10 августа 2015 г. космонавтами Геннадием Падалка и Михаилом Корниенко. В статье отмечено значение чистоты остекления иллюминаторов для их целевого использования, приведены примеры их фактического состояния, изложены предположения об источниках и причинах загрязнений, обоснована актуальность задачи и показан подход к ее решению, включая демонстрацию возможности механического снятия мелкодисперсного слоя пыли в рамках космического эксперимента «Тест». Показано устройство приспособления для очистки, дано описание манипуляций и действий космонавтов при работе в открытом космосе. В качестве дополнительного результата этих работ получены предварительные данные о составе продуктов очистки, которые были возвращены на Землю и подвергнуты физико-химическому анализу. Исследования будут продолжены в интересах рационализации технологии очистки и профилактики запыления. Ключевые слова: остекление иллюминатора, состояние поверхности, внекорабельная деятельность, мелкодисперсная пыль, механическая очистка.

FIrST ExpErIENCE TO ClEaN ThE ExTErNal SurFaCE OF ThE SpaCECraFT wINdOw paNEl Belonogov g.v., vorobyev yu.а., gukalo а.а., magzhanov r.м., Sokolova S.p., Tsygankov O.S. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow reg., 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The technological operation for cleaning the window panel external surface of the Service Module being part of the Russian Segment of the International Space Station is presented. The work was prepared by specialists of S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia and for the first time in practice of manned spacecraft operation was performed during extravehicular activity on August 10, 2015 by cosmonauts Gennady Padalka and Mikhail Kornienko. The article underlines the importance of cleanliness of the mentioned window panels for their intended use, the examples of their actual state are given, some assumptions about the sources and causes of pollution are stated, the urgency of this problem is substantiated and the approach to its solution is shown including demonstration of the capability of mechanical removal of the fine dust layer in the scope of space experiment Test. The cleaning device is shown, the description of manipulations and actions of cosmonauts during extravehicular activity is given. Preliminary data on the composition of the reinement products which were returned to Earth and subjected to physicochemical

108

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

пЕрвый ОпыТ ОЧИСТКИ вНЕшНЕй пОвЕрХНОСТИ ОСТЕКЛЕНИЯ ИЛЛюМИНАТОрА

analysis is obtained as an additional result of these activities. Research will be continued in the interests of rationalizing the treatment technology and dust prevention. Key words: window panel, surface condition, extravehicular activity, ine dust, mechanical treatment.

белоногов г.в.

воробьев ю.а.

гукало а.а.

магжанов р.м.

Соколова С.п.

цыганков о.С.

БЕЛОНОГОВ Геннадий Викторович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: gennady.belonogov@rsce.ru BELONOGOv Gennady viktorovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: gennady.belonogov@rsce.ru ВОРОБЬЕВ Юрий Андреевич — кандидат технических наук, старший научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: yury.vorobjev@rsce.ru vOROBYEv Yury Andreevich — Candidate of Sciences (Engineering), Senior research scientist at RSC Energia, e-mail: yury.vorobjev@rsce.ru ГУКАЛО Антон Александрович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: Anton.gukalo@rsce.ru GUKALO Anton Alexandrovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: Anton.gukalo@rsce.ru МАГЖАНОВ Раис Мухтясибович — заместитель генерального конструктора, руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: rais.magzhanov@rsce.ru MAGZHANOv Rais Mukhtyasibovich — Deputy General Designer, Head of STC at RSC Energia, e-mail: rais.magzhanov@rsce.ru СОКОЛОВА Светлана Павловна — начальник лаборатории РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru SOKOLOvA Svetlana Pavlovna — Head of Laboratory at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru ЦыГАНКОВ Олег Семенович — доктор технических наук, главный научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: oleg.tsygankov@rsce.ru TSYGANKOv Oleg Semenovich — Doctor of Science (Engineering), Chief research scientist at RSC Energia, e-mail: oleg.tsygankov@rsce.ru № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

109

Белоногов Г.В., Воробьев Ю.А., Гукало А.А., Магжанов Р.М., Соколова С.П.. Цыганков О.С.

введение Все пилотируемые космические аппараты различного назначения оснащены средствами для визуальных наблюдений и оптического контакта с окружающей средой — иллюминаторами. Начиная с первых кораблей «Восток» и по сегодняшний день иллюминаторы являются неотъемлемой частью пилотируемых космических кораблей и орбитальных станций. Опыт эксплуатации Международной космической станции (МКС) показал, что в процессе полета на поверхности иллюминаторов (их внешних стекол) появляются различные загрязнения, которые ухудшают оптические характеристики иллюминаторов. Отчеты, представляемые операторами после возвращения с МКС, как правило, содержат замечания к состоянию поверхностей остекления иллюминаторов. В результате было принято решение провести пробную очистку стекол иллюминаторов. Для его реализации было разработано и доставлено на борт МКС специальное приспособление. Впервые в международной практике во время выхода членов экипажа во внешнее пространство была выполнена пробная очистка внешнего стекла иллюминатора. Результаты этой работы представлены в данной статье. постановка задачи По результатам мониторинга технического состояния иллюминаторов, который проводится два раза в год, было отмечено, что на внешней поверхности стекол иллюминаторов появляются различные дефекты [1]. Кроме механических повреждений, которые образуются в результате бомбардировки поверхности МКС микрометеороидами и частицами космического мусора, на поверхности стекол иллюминаторов появляются зоны затемнения, природа появления которых не всегда понятна. Источники таких загрязнений могут быть как естественного, так и техногенного происхождения (остатки ракетного топлива, продукты газовыделения материалов внешних поверхностей станции). Изменения значений таких оптических параметров, как коэффициент светопропускания, угол отклонения, коэффициенты светорассеяния и загрязнения, снижают качество фото- и видеоматериалов. Внутренняя часть остекления иллюминаторов, доступная экипажу со стороны гермообъема, может быть очищена относительно простыми средствами, не требующими 110

специальных приспособлений. Наружная часть остекления иллюминаторов загрязнена значительно больше, с точки зрения обслуживания труднодоступна, и ее очистка возможна только при работе оператора в открытом космосе в процессе внекорабельной деятельности (ВКД). Так как иллюминаторы Российского сегмента (РС) МКС не могут быть заменены из-за их конструктивного исполнения, была поставлена задача провести пробную очистку иллюминатора в процессе эксплуатации станции. подготовка к проведению очистки Для подготовки решения данной проблемы были проведены следующие работы: • анализ расположения, назначения и полей зрения иллюминаторов с целью определения возможных загрязнений от потока частиц космической пыли, расположения двигательных установок и прочих элементов станции как источников техногенных загрязнений; • анализ проводимых работ в районе зон иллюминаторов РС МКС с точки зрения возможных загрязнений; • анализ химического состава загрязнений; • анализ взаимосвязи химического состава загрязнений и работ, проводившихся при ВКД; • анализ качества фотоснимков в зависимости от загрязнения иллюминаторов; • тепловые испытания вариантов чистящих средств и материалов; • оценка влияния химического и механического воздействия чистящих средств на оптические покрытия остекления иллюминаторов. Для определения уровня механического воздействия на оптические покрытия остекления иллюминаторов была проведена пробная очистка наземных образцов стекол от разных типов загрязнений: жировых пятен, пыли и пр. Из перечня чистящих материалов был выбран оптимальный с точки зрения качества очистки и эксплуатационных характеристик — фторлоновая ткань. В ходе наземных экспериментов была отработана методика очистки стекол иллюминаторов и подтверждена возможность очистки с использованием разработанного приспособления. По результатам проработки условий действия экипажа при ВКД с иллюминаторами, физико-химического состава загрязнений и прочих факторов было разработано, изготовлено и доставлено на МКС на ТГК «Прогресс» приспособление для очистки. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

пЕрвый ОпыТ ОЧИСТКИ вНЕшНЕй пОвЕрХНОСТИ ОСТЕКЛЕНИЯ ИЛЛюМИНАТОрА

Перед отправкой на МКС были проведены его наземные испытания, в т. ч. пробная очистка стекол на стенде обезвешивания оператора «Селен». В обеспечение наземных испытаний на стенд был установлен специально разработанный имитатор иллюминатора, аналогичный штатным образцам, и отработана методика выполнения работ по его очистке с участием экипажа. Одновременно с подготовкой очистки был проведен космический эксперимент «Тест», задачей которого было взятие пробмазков с различных элементов наружной поверхности станции для определения химического состава загрязнений и оценки возможности снятия загрязнения. Были взяты пробы по периметру остекления иллюминатора, что позволило убедиться в возможности удаления слоя загрязнений [2]. иллюминаторы в составе российского сегмента мкС В составе РС МКС имеется 17 иллюминаторов, из них: • в служебном модуле (СМ) — 13; • в модуле МИМ2 — 2; • в стыковочном отсеке — 2. На рис. 1 показана схема расположения иллюминаторов СМ РС МКС.

Таблица 1 основные характеристики используемых иллюминаторов Световой диаметр, мм

Внешний оптический диаметр, мм

Фокусное расстояние, м

Количество

426

490

20 000

228

10 000

5 000

Все иллюминаторы — двухстекольные, камерного типа, заполненные сухим азотом под давлением 1 кг/см2. В качестве остекления иллюминаторов используются кварцевые стекла марки КВ, на которые нанесены прозрачные покрытия, обеспечивающие пропускание световых волн в диапазоне 400…2 500 нм. Для очистки был выбран иллюминатор № 2 как наиболее загрязненный. устройство приспособления для очистки Приспособление для очистки состоит из трех основных составных частей: рамки, очистителей и емкости для хранения загрязнений. На рис. 2 показан общий вид приспособления.

Рис. 2. Приспособление для очистки остекления иллюминаторов МКС. Общий вид: 1 — лирка; 2 — очистители; 3 — рамка; 4 — емкость

Рис. 1. Иллюминаторы служебного модуля РС МКС

В табл. 1 приведены типы используемых иллюминаторов. № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рамка служит несущей конструкцией, на которой закреплены все элементы приспособления. Два очистителя с помощью пружинных элементов (лирок) крепятся на рамке и фиксируются от перемещений внутри емкости. Емкость выполнена в виде сменного цилиндра и служит для закрепления очистителей и хранения загрязнений после очистки иллюминаторов. Очиститель состоит из сменной кассеты и ручки. Сменная кассета после использования извлекается из очистителя и фиксируется специальными крепежными элементами в емкости, как показано на рис. 3. 111

Белоногов Г.В., Воробьев Ю.А., Гукало А.А., Магжанов Р.М., Соколова С.П.. Цыганков О.С.

Рис. 3. Емкость с установленными в ней отработанными кассетами: 1 — крепежные элементы; 2 — кассета; 3 — емкость

технология очистки Действия космонавтов состоят из двух стадий: • обеспечение доступа к иллюминатору, принятие и стабилизация рабочей позы; • подготовка приспособления к использованию и движения для механического снятия слоя пыли. Иллюминатор № 2 расположен в зоне поверхности СМ, которая не оснащена средствами фиксации в непосредственной близости от иллюминатора. Обеспечение доступа выполнено путем взаимодействия двух космонавтов. Экипажу было предложено две возможных схемы расположения. На рис. 4 показана схема, по которой оператор О1, удерживаясь за продольный поручень, ориентирует оператора О2, придерживая его за ногу. На рис. 5 показана схема, согласно которой О1 прижимает О2 к поверхности СМ, опираясь рукой на ранец его скафандра. По инициативе экипажа реализована была первая схема.

Рис. 5. Вариант № 2 расположения космонавтов во время чистки иллюминатора

После принятия рабочей позы оператор поочередно (для проверки возможности достижения лучшего эффекта) проводит работу каждым из очистителей: извлекает из закрепления очиститель, установленный на рамке, проводит очистку оптической поверхности иллюминатора и возвращает очиститель обратно. Для следующего цикла работ емкость с отработанными сменными кассетами внутри гермообъема заменяется на новую, на очистители устанавливаются чистые кассеты. Отработанные емкости с кассетами утилизируются или возвращаются на Землю. Безопасность операторов при замене емкости с отработанными сменными кассетами обеспечивается ее конструктивным исполнением: чистящие поверхности сменных кассет утоплены внутрь емкости и зафиксированы специальными крепежными элементами. результаты очистки

Рис. 4. Схема № 1 расположения космонавтов при чистке иллюминатора

112

10.08.2015 г. во время выхода в открытый космос впервые в международной практике была проведена очистка наружной части остекления иллюминатора (иллюминатор № 2 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

пЕрвый ОпыТ ОЧИСТКИ вНЕшНЕй пОвЕрХНОСТИ ОСТЕКЛЕНИЯ ИЛЛюМИНАТОрА

РС МКС) космонавтами Михаилом Корниенко и Геннадием Падалка. Процесс очистки иллюминатора продолжался не более 30 мин, в течение которых космонавт с определенным усилием перемещал приспособление по окружности стекла иллюминатора. Результаты очистки стекол иллюминатора № 2 показаны на рис. 6 и 7.

доказана принципиальная возможность очистки иллюминаторов, но максимального результата при этом достигнуть не удалось. На рис. 8 показано расположение оператора относительно плоскости иллюминатора и способ хвата рукоятки очистителя.

Рис. 6. Иллюминатор № 2 служебного модуля РС МКС до очистки (26.06.2015 г.)

Рис. 8. Космонавт Михаил Корниенко проводит очистку иллюминатора № 2

По окончании очистки отработанные кассеты (рис. 9) были возвращены с борта РС МКС на Землю с целью определения химического состава загрязнений.

Рис. 9. Отработанная кассета, извлеченная из емкости

Рис. 7. Иллюминатор № 2 после очистки во время внекорабельной деятельности 10.08.2015 г.

Недостатком в обеспечении процесса очистки было отсутствие опор для фиксации положения оператора, что привело к невозможности создания необходимого для полной очистки усилия на поверхность стекла со стороны оператора. Таким образом, была № 2(17)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

На рис. 10 приведен кадр, полученный в процессе исследования загрязнения на микрочастицы в рентгеновском свете. В табл. 2 показан химический состав микрочастиц загрязнений чистящей поверхности отработанной кассеты. По результатам проведения очистки иллюминаторов РС МКС было выпущено заключение о положительных результатах пробной очистки. 113

Белоногов Г.В., Воробьев Ю.А., Гукало А.А., Магжанов Р.М., Соколова С.П.. Цыганков О.С.

2. Визуальный осмотр с борта РС МКС показал, что после очистки иллюминатора № 2 качество изображения значительно улучшилось. 3. Проделанные работы дают возможность в дальнейшем проводить очистку иллюминаторов РС МКС отработанными методами с минимальными затратами средств и времени, чтобы в определенной степени восстановить их оптические характеристики. Список литературы

Рис. 10. Исследуемая частица в рентгеновском свете

Таблица 2 химический состав микрочастиц загрязнений Элементы

Сумма

Содержа17,72 15,56 4,92 0,37 0,19 0,04 0,38 60,82 100,00 ние, %

выводы 1. Проведенная очистка показала принципиальную возможность проведения очистки иллюминаторов при ВКД.

1. Воробьев Ю.А., Магжанов Р.М., Семенов В.И., Устинов В.В., Фельдштейн В.А., Чернявский А.Г. Влияние высокоскоростных ударов метеороидов и частиц космического мусора на прочность стекол иллюминаторов модулей Международной космической станции // Космическая техника и технологии. 2015. № 1(8). С. 53–66. 2. Цыганков О.С., Гребенникова Т.В., Дешевая Е.А., Лапшин В.Б. и др. Исследование мелкодисперсной среды на внешней поверхности Международной космической станции в эксперименте «Тест»: обнаружены жизнеспособные микробиологические объекты // Космическая техника и технологии. № 1. 2015. С. 31–41. Статья поступила в редакцию 28.02.2017 г.

reference 1. Vorob’ev Yu.A., Magzhanov R.M., Semenov V.I., Ustinov V.V., Fel’dshtein V.A., Chernyavskii A.G. Vliyanie vysokoskorostnykh udarov meteoroidov i chastits kosmicheskogo musora na prochnost’ stekol illyuminatorov modulei Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [The effect of high-velocity impacts of meteoroids and space debris on the strength of glass in the windows of the International Space Station modules]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 1(8), pp. 53–66. 2. Tsygankov O.S., Grebennikova T.V., Deshevaya E.A., Lapshin V.B. i dr. Issledovanie melkodispersnoi sredy na vneshnei poverkhnosti Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii v eksperimente «Test»: obnaruzheny zhiznesposobnye mikrobiologicheskie ob»ekty [Study of the environment inely dispersed on the outer surface of the International Space Station and detection of microbiological objects in space experiment «Test»]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 1(8), pp. 31–41.

114

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 2(17)/2017

Издатель Четырежды ордена Ленина, ордена Октябрьской Революции ПАО «Ракетно-космическая корпорация “Энергия” им. С.П. Королёва» Научный редактор Синявский В.В. Редакторская группа Черных О.А. Лосикова А.А. Технический редактор Бушуева Е.С. Дизайн и верстка Кузнецова Т.В. Разработка макета и дизайн обложки Алексеева Т.А. Колесникова М.В. Милехин Ю.Н. Паук Е.В. Фотограф Григоренко Н.А. Перевод Сектор переводов контрактной документации РКК «Энергия» Адрес редакции Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070 Тел. 8(495)513-87-46 E-mail: ktt@rsce.ru http://www.energia.ru/ktt/index.html Подписной индекс 40528 («Пресса России») Дата выхода в свет 30 III, VI, IX, XII мес.

Подписано в печать 17.05.2017 г. Формат 60×84/8. Бумага мелованная. Цифровая печать. Объем 14,5 печ.л. Тираж 200 экз. Заказ № 5381 Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии ПАО «РКК “Энергия” им. С.П. Королёва»