Ktit 01 2017 by valera655

К О С М И Ч Е С К А Я 1(16) ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

2017 январь–март

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 Микрин Е.А. Перспективы развития отечественной пилотируемой космонавтики (к 110-летию со дня рождения С.П. Королёва) ............................................................................................................................................................. ...... 5 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 1. Исторический обзор ............................................................................... 12 Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И. Концепция космической транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального электроракетного буксира .............................................................................................................................................................................. 32 аэродинамика и процеССы теплообмена летательных аппаратов

Бабаков А.В., Белошицкий А.В., Гайдаенко В.И., Дядькин А.А. Моделирование методом потоков течения в диффузорной части регулируемого сопла тормозного двигателя возвращаемого аппарата ........................ 41 проектирование, конСтрукция и производСтво летательных аппаратов

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А., Рудской А.И., Свечкин В.П., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Солнцев В.Л., Суфияров В.Ш., Шачнев С.Ю. Отработка конструктивных и технологических решений для изготовления опытных образцов внутренней оболочки камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с использованием аддитивных технологий ............................................................................................................. 50 тепловые, электроракетные двигатели и энергоуСтановки летательных аппаратов

Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальные исследования вариантов конструкции струйного насоса-конденсатора в составе бустерного турбонасосного агрегата подачи жидкого кислорода .............................................................................................................................................................. 63 Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А. Вероятностные оценки массовых характеристик энергодвигательных систем транспортных и транспортно-энергетических космических аппаратов ...... .... 71

наземные комплекСы, Стартовое оборудование, экСплуатация летательных аппаратов

Вострухин А.А., Головин Д.В., Козырев А.С., Литвак М.Л., Малахов А.В., Митрофанов И.Г., Мокроусов М.И., Томилина Т.М., Гребенников А.С., Лактионова М.М., Бахтин Б.Н. Микрофонный эффект в сцинтилляционном гамма-спектрометре в условиях вибрационных воздействий на борту космического аппарата ................................................................................................................................................................................ 82 СиСтемный анализ, управление и обработка информации

Богданов К.А., Тимаков С.Н. Синтез адаптивного алгоритма управления движением космической платформы с вращающимся солнечным парусом .............................................................................................................................. 89 приборы и методы измерения

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С. Экспериментальные исследования бессеточного сильноточного модулятора на основе термоэмиссионного диода для космических систем преобразования тока .............. 103

Журнал является рецензируемым изданием •   мнение  редакции  не  всегда  совпадает  с точкой зрения авторов статей •   журнал не содержит рекламы •   рукописи не возвращаются •   при  перепечатке  материалов  ссылка на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна •   плата  с  аспирантов  за  публикацию 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 1(16) A N D T E C H N O LO G Y

2017

January–March

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 Mikrin E.A. Outlook for our country’s manned spaceflight development (to mark the 110th anniversary of S.P. Korolev) .................................................................................................................................................................................. ...... 5 INNOvaTIvE TEChNOlOgIES IN aErOSpaCE aCTIvITIES

Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. International cooperation in manned spacelight. Part 1. Historical background ........................................................................................................................................ 12 Khamits I.I., Filippov I.M., Burylov L.S., Tenenbaum S.M., Perilyev A.V., Gusak D.I. A concept of space transportation and power generating system based on a solar electric propulsion orbital transfer vehicle ........................ 32 FlyINg vEhIClES aErOdyNamICS aNd hEaT ExChaNgE prOCESSES

Babakov A.V., Beloshitskiy A.V., Gaydaenko V.I., Dyadkin A.A. Simulation by lux method of low in divergent section of adjustable nozzle of braking engine for re-entry vehicle ............................................................................................ 41 FlyINg vEhIClES ENgINEErINg, dESIgN aNd maNuFaCTurINg

Artemov А.L., Dyadchenko V.Yu., Lukyashko А.V., Novikov А.N., Popovich А.А., Rudskoy А.I., Svechkin V.P., Skoromnov V.I., Smolentsev А.А., Sokolov B.А., Solntsev V.L., Suiyarov V.S., Shachnev S.Yu. Development of design and technology solutions for additive manufacturing of prototype inner lining for combustion chamber of multifunctional liquid-propellant rocket engine ....................................................................................................... 50 FlyINg vEhIClES ThErmal, ElECTrIC prOpulSION ENgINES aNd pOwEr gENEraTINg SySTEmS

Katkov R.E., Kiseleva O.V., Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Experimental studies of design options for injector pump/condenser within booster turbopump assembly for liquid oxygen delivery ................................................................ 63 Evdokimov R.A., Sinyavskiy V.V., Skrebkov S.A. Stochastic estimations of mass characteristics of advanced power and propulsion systems for transport and transport & power-generating spacecraft ....................................... .... 71

grOuNd FaCIlITIES, lauNChINg EquIpmENT, OpEraTION OF FlyINg vEhIClES

Vostrukhin A.A., Golovin D.V., Kozyrev A.S., Litvak M.L., Malakhov A.V., Mitrofanov I.G., Mokrousov M.I., Tomilina T.M., Grebennikov A.S., Laktionova M.M., Bakhtin B.N. Microphonics in scintillation gammaspectrometer in vibration environment onboard spacecraft ......................................................................................................... 82 SySTEmS aNalySIS, CONTrOl aNd daTa prOCESSINg

Bogdanov K.A., Timakov S.N. Synthesis of adaptive algorithm to control motion of the space platform with a rotating solar sail ............................................................................................................................................................................... 89 mEaSurINg INSTrumENTS aNd TEChNIquES

Kuznetsov V.I., Babanin V.I., Pashchina A.S. Experimental studies of thermionic diode-based gridless highcurrent modulator for space current conversion systems ............................................................................................................. 103

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

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ КОСМОНАВТИКИ

УДК: 629.78(470)«313»

перСпективы развития отечеСтвенной пилотируемой коСмонавтики (к 110-летию со дня рождения С.п. королёва)* © 2017 г. микрин е.а. 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 Рассмотрены современное состояние и перспективные разработки РКК «Энергия» в области пилотируемой космонавтики. Завершается разработка трех новых модулей для Российского сегмента Международной космической станции (МКС): многоцелевого лабораторного, узлового и научно-энергетического. Ведется разработка транспортного грузового корабля повышенной грузоподъемности. Рассмотрена возможность после завершения эксплуатации МКС создания Российской орбитальной станции, для транспортно-технического обеспечения которой планируется создание нового грузовозвращающего корабля, трансформируемого модуля и новой шлюзовой камеры. Приведены характеристики разрабатываемого пилотируемого транспортного корабля нового поколения. Одна из его модификаций будет использоваться в перспективной программе пилотируемых полетов, которая позволит обеспечить начало пилотируемых миссий на поверхность Луны и в дальнейшем — освоение дальнего космоса. Рассмотрены предлагаемые этапы этой программы. Ключевые слова: Международная космическая станция, Российский сегмент, многоцелевой лабораторный модуль, узловой модуль, научно-энергетический модуль, трансформируемый модуль, пилотируемый транспортный корабль нового поколения, лунная программа.

OuTlOOK FOr Our COuNTry’S maNNEd SpaCEFlIghT dEvElOpmENT (to mark the 110th anniversary of S.p. Korolev) mikrin E.a. S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, 141070, e-mail: post@rsce.ru The paper discusses the current state and advanced designs of RSC Energia in the ield of manned spacelight. Nearing its completion is the development of three new modules for the International Space Station (ISS) Russian Segment: Multi-purpose Laboratory Module, Node Module, and Science and Power Module. Development work is under way on the logistics spacecraft with increased cargo capacity. It considers the feasibility of establishing, after the ISS end of life, of a Russian Orbital Station, for the transportation support of which there are plans to develop a new cargo return vehicle, a transformable module and a new airlock. The paper describes the features of the new-generation crew transportation spacecraft that is currently under development, one of the versions of which will also be used in the proposed program of manned lunar missions. The paper reviews the proposed stages of that program, which will allow ushering in manned missions to the lunar surface, to be followed by deep space exploration. Key words: International Space Station, ISS, Russian Segment, Multipurpose Laboratory Module, Node Module, Science and Power Module, Transformable Module, new-generation crew transportation spacecraft, lunar program. * Журнальное изложение доклада Генерального конструктора по пилотируемым космическим системам и комплексам академика РАН Е.А. Микрина «Современное состояние и перспективы развития отечественной пилотируемой космонавтики (к 110-летию со дня рождения академика С.П. Королёва)» на XLI академических чтениях по космонавтике, Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 24–27 января 2017 г. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Микрин Е.А.

МИКРИН Евгений Анатольевич — академик РАН, Генеральный конструктор – первый заместитель генерального директора РКК «Энергия», e-mail: eugeny.mikrin@rsce.ru MIKRIN Evgeny Anatolyevich — RAS academician, General Designer – First Deputy General Director of RSC Energia, e-mail: eugeny.mikrin@rsce.ru

микрин е.а.

введение 12 января 2017 г. наша страна отметила 110-летие со дня рождения выдающегося ученого и конструктора, основоположника российской практической космонавтики, действительного члена Академии наук СССР, дважды Героя Социалистического Труда, лауреата Ленинской премии и золотой медали К.Э. Циолковского АН СССР Сергея Павловича Королёва. В 1946 г. С.П. Королёв был назначен Главным конструктором баллистических ракет дальнего действия и руководителем Особого конструкторского бюро (ОКБ-1). С.П. Королёв развернул и возглавил работы по созданию ракетно-ядерного щита нашей страны, первых баллистических ракет и комплексов на их основе. Высшим достижением ОКБ-1 и всей отечественной науки и промышленности стало создание знаменитой межконтинентальной ракеты Р-7 — «семерки». Именно эта ракета стала базовой для создания первой и последующих ракет космического назначения, которые обеспечили доставку в космос первых отечественных беспилотных и пилотируемых космических аппаратов и кораблейспутников. 4 октября 1957 г. был выведен на околоземную орбиту первый в мире искусственный спутник Земли, созданный в ОКБ-1. Сразу же после его запуска С.П. Королёв инициировал работы по исследованию и реализации технической возможности осуществления Советским Союзом первого в мире полета человека в космос. В результате был создан не имевший прототипов надежный космический корабль с массой 4,5 т, укладывающийся в возможности ракеты Р-7 с созданной для нее к 1961 г. третьей ступенью — блоком «И». 12 апреля 1961 г. стартовал корабль «Восток» с летчиком-космонавтом Ю.А. Гагариным. Началась эпоха полетов человека в космос. Опыт проектных работ по кораблям «Восток» был использован при создании трехместного корабля «Восход» и двухместного корабля «Восход-2». 6

К сожалению, в январе 1966 г. С.П. Королёва не стало. Талантливого, полного планов, потрясающе работоспособного и жизнелюбивого человека! Но осталось много планов и идей. Остались преемники, последователи и ученики Сергея Павловича, которые продолжили его дело. В своей последней статье в газете «Правда» от 1 января 1966 г. С.П. Королёв писал: «То, что казалось несбыточным на протяжении веков, что вчера было лишь дерзновенной мечтой, сегодня становится реальной задачей, а завтра — свершением». В большинстве космических проектов современности угадываются отголоски идей С.П. Королёва. Он умел заглядывать за горизонт и на заре освоения космоса прочертил пути, по которым космонавтика движется сегодня. Творческое наследие С.П. Королёва нашло свое продолжение и развитие в отечественной пилотируемой космонавтике, традициях основанной им школы разработчиков ракетнокосмической техники, которые, опираясь на его идеи, создают новые перспективные космические проекты. завершение строительства международной космической станции Среди всех космических программ конца XX – начала XXI вв. самой грандиозной по техническим и экономическим параметрам является Международная космическая станция (МКС), которая представляет собой огромное по составу систем и размерам сооружение массой около 450 т. МКС — совместный международный проект, в котором участвуют 15 стран-партнеров, около 100 государствисследователей. С 1998 г. Россия обеспечила непрерывный пилотируемый режим эксплуатации МКС, запустив модули «Заря», «Звезда», «Пирс», «Поиск», «Рассвет». Таким образом, к началу 2017 г. Российский сегмент (РС) МКС содержит пять модулей общей массой 64 т и объемом гермоотсеков 197 м3 (рис. 1). КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рис. 1. Российский сегмент МКС к началу 2017 г.: 1 — служебный модуль «Звезда», 2000 г.; 2 — малый исследовательский модуль № 2 «Поиск», 2009 г.; 3 — функциональный грузовой блок «Заря» (интегрированный в РС МКС модуль NASA), 1998 г.; 4 — малый исследовательский модуль № 1 «Рассвет», 2010 г.; 5 — стыковочный отсек «Пирс», 2001 г.

К 2019 г. планируется завершение строительства РС МКС вводом в его состав трех разрабатываемых РКК «Энергия» новых модулей: • многоцелевого лабораторного (МЛМ, по плану в 2017 г.); • узлового (УМ, по плану в 2018 г.); • научно-энергетического (НЭМ, по плану в 2019 г.). Эти модули должны предоставлять принципиальную техническую возможность создания Российской орбитальной станции (РОС) в случае принятия соответствующих решений (рис. 2). УМ обеспечит создание концепции

обновляемой космической станции с неограниченным ресурсом. Научные исследования на РС МКС охватывают шесть направлений [1]: • исследование Земли и космоса; • технологии освоения космического пространства; • физико-химические процессы и материалы в условиях космоса; • космическая биология и биотехнология; • человек в космосе; • образование и популяризация космических исследований. В настоящее время выполняются на борту РС МКС или находятся на этапе наземной подготовки около 200 экспериментов. перспективная система транспортнотехнического обслуживания мкС В ближайшие годы эксплуатация МКС будет обеспечиваться существующими транспортными пилотируемыми и грузовыми кораблями «Союз МС» и «Прогресс МС» (рис. 3). С 1998 г. к станции выполнен 181 запуск кораблей и модулей, в т. ч. 115 российских. Для расширения возможностей по доставке грузов на РС МКС РКК «Энергия» ведет разработку транспортного грузового корабля повышенной грузоподъемности (ТГК ПГ), который планируется запускать на РН «Союз-2-1б» (рис. 4). Сравнение характеристик существующего ТГК «Прогресс» и разрабатываемого ТГК ПГ приведено в табл. 1.

Рис. 2. Строительство Российского сегмента МКС после 2016 г.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Микрин Е.А.

а)

Рис. 5. Транспортный грузовозвращающий корабль «Союз ГВК»

б) Рис. 3. Транспортный пилотируемый корабль «Союз МС» (а) и транспортный грузовой корабль «Прогресс МС» (б)

Планируемые характеристики грузовозвращающего корабля: тип ракеты-носителя «Союз-2-1б»; стартовая масса до 8 020 кг; расчетная масса доставляемого на станцию полезного груза до 2 000 кг; масса возвращаемого в спускаемом аппарате полезного груза до 500 кг. модернизация контура управления рС мкС

Рис. 4. Транспортный грузовой корабль повышенной грузоподъемности: 1 — стыковочный агрегат; 2 — антенны системы «Курс НА»; 3 — герметичный грузовой отсек; 4 — двигатели причаливания и ориентации (28 шт.); 5 — негерметичный приборноагрегатный отсек; 6 — радиатор системы обеспечения температурного режима; 7 — панели солнечных батарей

Таблица 1 Сравнение характеристик тгк «прогресс» и тгк пг Характеристики

ТГК «Прогресс»

ТГК ПГ

Масса на старте, кг

7 290

8 180

Масса доставляемого на МКС груза, кг

До 2 600

До 3 400

Объем под размещение доставляемого груза, м3

В случае создания РОС, для ее транспортнотехнического обеспечения планируется разработка на базе корабля «Союз» нового транспортного грузовозвращающего корабля, который обеспечил бы доставку с орбиты на Землю до 500 кг грузов (рис. 5). 8

Работы по модернизации наземного радиотехнического комплекса, установке на борту пилотируемых и грузовых кораблей новой Единой командной телеметрической системы, использование спутника-ретранслятора «Луч-5» позволили создать новый спутниковый контур управления МКС, что значительно увеличило зоны радиовидимости запускаемых к МКС кораблей (рис. 6) [2]. о возможности создания российской орбитальной станции В случае принятия решения о прекращении эксплуатации МКС рассматривается возможность создания новой постоянно действующей РОС (рис. 7). НЭМ здесь отводится ключевая роль. На эту станцию можно будет перенести все дорогостоящее и уникальное научное оборудование с РС МКС. Проектные характеристики РОС: количество модулей 5; масса 61 000 кг; объем гермоотсеков 310 м3; мощность системы энергоснабжения 32 кВт; экипаж 3 чел. разработка трансформируемого модуля РКК «Энергия» развернула проектно-конструкторские, технологические и экспериментальноКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ КОСМОНАВТИКИ

Рис. 6. Наземно-спутниковый контур управления РС МКС

габаритный диаметр в стартовом положении диаметр развернутого отсека внутренний диаметр герметичного отсека срок эксплуатации (с возможностью продления)

3 600 мм; 7 100 мм; 6 500 мм; 5 лет.

Шлюзовой модуль Рис. 7. Проект Российской орбитальной станции: 1 — многоцелевой лабораторный модуль «Наука»; 2 — узловой модуль «Причал»; 3 — шлюзовой модуль; 4 — научно-энергетический модуль; 5 — трансформируемый модуль

испытательные работы по проектированию трансформируемых модулей [3]. Выбраны и экспериментально отработаны состав и структура оболочки, подтверждены физико-механические свойства применяемых материалов, при этом обеспечена возможность перехода к опытноконструкторским работам по созданию экспериментального изделия объемом ~100 м3. В дальнейшем по данной технологии планируется создание полноразмерных обитаемых модулей для использования в составе орбитальных космических станций и в Лунной программе. Проектные характеристики модуля: стартовая масса 4 750 кг; гермообъем в развернутой конфигурации (при выведении, негерметичный) 100 (30) м3; объем зон для упорядоченного хранения грузов не менее 20 м3, максимально до 45 м3; № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Для обеспечения выхода экипажа в открытый космос (установка научной аппаратуры, сборка и развертывание крупногабаритных конструкций, прокладка и подключение коммуникаций и др.) при эксплуатации РОС планируется создать шлюзовой модуль (ШМ). Он проектируется РКК «Энергия» с использованием имеющегося задела по корпусам УМ и МИМ2 (рис. 8).

Рис. 8. Шлюзовой модуль для Российской орбитальной станции

Микрин Е.А.

Характеристики шлюзового модуля: стартовая масса 4 650 кг; объем цилиндрического отсека 9 м3; объем сферического отсека 9 м3; диаметр выходного люка 1 000 мм; диаметр цилиндрической обечайки гермоотсека 2 200 мм; диаметр сферической обечайки гермоотсека 3 300 мм; количество отсеков для подготовки внекорабельной деятельности 2 шт; прогнозируемый срок эксплуатации 15 лет; средство доставки ТГКМ «Прогресс МС-ШМ». пилотируемый транспортный корабль нового поколения Основной задачей современной пилотируемой космонавтики является переход от освоения околоземных орбит к освоению более отдаленных областей космического пространства, в первую очередь, Луны [4, 5]. Для реализации этой задачи создается перспективная пилотируемая транспортная система, ключевым элементом которой является пилотируемый транспортный корабль нового поколения (ПТК НП). Корабль проектируется в двух модификациях: для околоземного полета и полета к Луне. На рис. 9 представлен внешний вид ПТК НП, а его характеристики — в табл. 2.

Рис. 9. Пилотируемый транспортный корабль нового поколения

Основными задачами ПТК НП являются: • транспортировка экипажей и полезных грузов на околоземную пилотируемую станцию и возвращение их на Землю; • транспортировка экипажей и полезных грузов на окололунную орбиту и возвращение их на Землю. Преимуществами ПТК НП перед существующими пилотируемыми кораблями являются: • многоразовость возвращаемого спускаемого аппарата (до десяти раз); • мягкая посадка на поверхность с помощью посадочного устройства; 10

Таблица 2 характеристики птк нового поколения Характеристики

Околоземный Полет к Луне полет

Стартовая масса, т

до 14,4

до 20

Экипаж, чел.

до 4

Масса полезного груза, кг

500

100

до 30 до 365

до 10 до 180

Продолжительность полета, сут ‒ автономный полет ‒ в составе станции Перегрузка: ‒ при выведении ‒ при штатном спуске

4 ед. 3 ед.

Точность посадки, км

• улучшение точности посадки (до семи километров); • обеспечение спасения экипажа на всем участке выведения; • повышение комфортности. предлагаемая программа пилотируемых полетов на луну Реализация Лунной программы позволит обеспечить начало пилотируемых миссий на поверхность Луны и в дальнейшем — освоение дальнего космоса [5]. На первом этапе (2017–2025 гг.) для обеспечения Лунной программы должны быть проведены отработочные запуски нового корабля в 2021 г. и пилотируемый полет со стыковкой с МКС в 2023 г. с использованием ракетыносителя «Ангара-А5П». На втором этапе планируется беспилотный полет к Луне с использованием ракетыносителя «Ангара-А5В». Для реализации пилотируемых полетов на Луну и создания лунной инфраструктуры не обойтись без создания космического ракетного комплекса сверхтяжелого класса. Реализация Лунной программы откроет дорогу для освоения дальнего космоса, включая пилотируемые полеты к Марсу. Рассмотренные проекты являются продолжением великого дела основателя практической космонавтики Сергея Павловича Королёва. Список литературы 1. Легостаев В.П., Марков А.В., Сорокин И.В. Целевое использование Российского сегмента Международной космической станции: значимые научные результаты КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ КОСМОНАВТИКИ

и перспективы // Космическая техника и технологии. 2013. № 2. С. 3–18. 2. Микрин Е.А., Орловский И.В., Брагазин А.Ф., Усков А.В. Новые возможности автономной системы управления модернизированных кораблей «Союз» и «Прогресс» для реализации «быстрой» встречи с МКС // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 58–67. 3. Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Медведев Н.Г., Чернецова А.А., Зарубин В.С., Фельдштейн В.А., Буслов Е.П., Ли А.А., Горбунов Ю.В. Трансформируемые крупногабаритные конструкции для перспективных

пилотируемых комплексов // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 23–33. 4. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. Легостаева В.П., Лопоты В.А. М.: РКК «Энергия», 2011. 550 с. 5. Брюханов Н.А., Легостаев В.П., Лобыкин А.А., Лопота В.А., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Сотников Б.И., Филиппов И.М., Шевченко В.В. Использование ресурсов Луны для исследования и освоения Солнечной системы в XXI веке // Космическая техника и технологии. 2014. № 1(4). С. 3–14. Статья поступила в редакцию 06.02.2017 г.

reference 1. Legostaev V.P., Markov A.V., Sorokin I.V. Tselevoe ispol'zovanie Rossiiskogo segmenta Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii: 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. 2. Mikrin E.A., Orlovskii I.V., Bragazin A.F., Uskov A.V. Novye vozmozhnosti avtonomnoi sistemy upravleniya modernizirovannykh korablei «Soyuz» i «Progress» dlya realizatsii «bystroi» vstrechi s MKS [New capabilities of the autonomous control system of upgraded Soyuz and Progress spacecraft for implementing a «quick» rendezvous with the ISS]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 58–67. 3. Khamits I.I., Filippov I.M., Burylov L.S., Medvedev N.G., Chernetsova A.A., Zarubin V.S., Fel'dshtein V.A., Buslov E.P., Li A.A., Gorbunov Yu.V. Transformiruemye krupnogabaritnye konstruktsii dlya perspektivnykh pilotiruemykh kompleksov [Large transformable structures for advanced manned complexes]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13), pp. 23–33. 4. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step toward the development of the solar system exploration]. Sci. ed. Legostaev V.P., Lopota V.A. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2011. 550 p. 5. Bryukhanov N.A., Legostaev V.P., Lobykin A.A., Lopota V.A., Sizentsev G.A., Sinyavskii V.V., Sotnikov B.I., Filippov I.M., Shevchenko V.V. Ispol'zovanie resursov Luny dlya issledovaniya i osvoeniya Solnechnoi sistemy v XXI veke [Use of lunar resources for Solar system exploration and exploitation in the 21st century]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 1(4), pp. 3–14.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

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

УДК 629.78:341.232.5

международное СотрудничеСтво в Сфере пилотируемых полетов. чаСть 1. иСторичеСкий обзор © 2017 г. деречин а.г., жарова л.н., Синявский в.в., Солнцев в.л., Сорокин и.в. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Рассмотрены история, особенности и основные результаты международного сотрудничества в сфере пилотируемых космических полетов, включая проект «Аполлон–Союз», орбитальные станции «Салют» и «Мир», и роль в этом процессе РКК «Энергия». Подчеркивается, что в программе «Аполлон–Союз» были выработаны основные положения международного сотрудничества, которые сохранились в течение более чем сорока лет. Многому научились при полетах на космических кораблях «Союз» интернациональных экипажей на советские орбитальные станции «Салют-6» и «Салют-7». На основе двусторонних соглашений наиболее крупные совместные программы выполнялись с Индией, Францией, США и Германией. Приведены результаты беспрецедентной международной программы работ и исследований на российском пилотируемом орбитальном комплексе «Мир» в течение 15-летнего полета станции и использования этого опыта при разработке Международной космической станции. Описаны результаты и опыт сотрудничества с США по программам «Мир–Shuttle» и «Мир–NASA» в тяжелые для России 90-е годы прошлого столетия. Ключевые слова: пилотируемая космонавтика, пилотируемые корабли, орбитальные станции, международное сотрудничество, научные эксперименты, «Аполлон–Союз», «Салют-6», «Салют-7», «Мир», «Мир–Shuttle», «Мир–NASA».

INTErNaTIONal COOpEraTION IN maNNEd SpaCEFlIghT. parT 1. hISTOrICal baCKgrOuNd 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 region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru The paper discusses the history, special features and key results of international cooperation in spacelight and the role RSC Energia played in this process, including Apollo–Soyuz Test Project, orbital stations Salyut and Mir. It points out the fact Apollo–Soyuz program established the ground rules for international cooperation, which have remained in force for more than forty years. Plenty of things were learned during missions flown onboard Soyuz spacecraft by international crews to Soviet orbital stations Salyut-6 and Salyut-7. Run on the basis of bilateral agreements were some of the larger joint programs with India, France, US and Germany. The paper presents the results of an unprecedented international program of activities and research onboard the Russian manned orbital complex Mir conducted during the 15 years of the station life in orbit, and application of this experience to the development of the International Space Station. The paper describes results and experience of cooperation with the US under programs Mir–Shuttle and Mir–NASA during Russia’s hardships of 1990s. Key words: manned spacelight, manned spacecraft, orbital stations, international cooperation, scientiic experiments, Apollo–Soyuz, Salyut-6, Salyut-7, Mir, Mir–Shuttle, Mir–NASA.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

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 стратегии, развитию бизнеса и международной деятельности, e-mail: alexander.derechin@rsce.ru DERECHIN Alexander Gdalyevich — Candidate of Science (Engineering), Deputy General Director, Strategy, 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 Космическая деятельность стала не только показателем уровня развития технологий, но и полем для отработки механизмов международного взаимодействия, без которого в силу технологических и экономических причин дальнейшее продвижение в космос невозможно. Крупные корпорации и космические агентства мира делают все возможное, чтобы сохранить и укрепить сотрудничество, несмотря на политические трудности. За прошедшее время только три государства в мире были способны осуществлять пилотируемые полеты — это СССР/Россия, США и Китай. Но только наша страна планомерно организовывала международные пилотируемые полеты на своих кораблях. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» является общепризнанным первопроходцем в создании космической техники, но № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

мало кто знает, что здесь последовательно разрабатывались и внедрялись различные формы международного сотрудничества в космосе, в т. ч., в космическом бизнесе. При подготовке настоящей статьи использованы материалы из издаваемых РКК «Энергия» [1–5] или с ее участием [6–8] книг и статей по разработкам и достижениям РКК «Энергия» и международному сотрудничеству за соответствующий период, а также имеющиеся материалы подразделения по стратегии, развитию бизнеса и международной деятельности. начало международного сотрудничества С самого начала космической эры Советский Союз подчеркивал мирный характер освоения космоса и использования результатов исследований. Кроме национальной космической программы, проводились совместные работы в области изучения и освоения 13

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

космоса на основе межправительственных и межведомственных соглашений со многими социалистическими странами, а также с Индией, Францией, США, ФРГ, Австрией и др. После первых пилотируемых полетов СССР и США начали разрабатываться международные правовые документы, регламентирующие космическую деятельность, такие как: • Декларация правовых принципов, регулирующих деятельность государств по исследованию и использованию космического пространства (Декларация ООН от 13 декабря 1963 г.); • Договор о принципах деятельности государств по исследованию и использованию космического пространства, включая Луну и другие небесные тела (1967 г.); • Соглашение о спасании космонавтов, возвращении космонавтов и возвращении объектов, запущенных в космическое пространство (1968 г.). Во время официального визита генерала де Голля в СССР в июне 1966 г. была подписана советско-французская декларация, заложившая фундамент для отношений между двумя странами в целом, а также ряд других совместных документов, среди которых особое место занимало Межправительственное соглашение о сотрудничестве в освоении и изучении космоса в мирных целях от 30 июня 1966 г. В 1965–1966 гг. были проведены экспериментальные радиопередачи с помощью спутников связи, исследования верхних слоев атмосферы с помощью баллистических ракет и др. Более тридцати французских и советско-французских экспериментов было проведено на советских аппаратах типа «Луноход», «Марс», «Венера», «Прогноз», «Ореол». Среди совместных проектов важное место занимала подготовка гамма-телескопа для исследования космического излучения «Гамма». В 1967 г. была принята программа социалистических государств по вопросам сотрудничества в космосе, которая впоследствии получила наименование «Интеркосмос» (название официально закреплено в 1970 г.). В каждой из девяти сотрудничающих стран — Болгарии, Венгрии, Германской Демократической Республике, Кубе, Монголии, Польше, Румынии, Чехословакии и СССР — был создан национальный координационный орган, отвечающий за выполнение совместных работ, а также двух- и многосторонних соглашений по отдельным проектам и темам в рамках согласованной программы. 14

Программа предусматривала проведение совместных исследований по различным направлениям. Советский Союз безвозмездно предоставил для космических исследований свою технику — ракеты и космические аппараты, на которые устанавливалась научная аппаратура, созданная учеными и специалистами государств-участников. В рамках реализации программы с октября 1969 по декабрь 1991 г. было запущено 25 искусственных спутников Земли серии «Интеркосмос», научное оборудование стран-участниц устанавливалось на биологических спутниках серии «Космос», советских автоматических межпланетных станциях, а также использовалось при пилотируемых полетах. На борту ряда пилотируемых кораблей «Союз» и станций серии «Салют» были установлены приборы, созданные специалистами стран-участниц программы «Интеркосмос». Одним из таких приборов стала чехословацкая установка «Кристаллизатор». С ее помощью обеспечивалась высокая стабильность параметров при проведении экспериментов по получению новых материалов. Отлично зарекомендовала себя многозональная фотографическая аппаратура МКФ-6, изготовленная в Германии. Она позволяла фотографировать земную поверхность в шести диапазонах спектра с высокой для того времени разрешающей способностью. Сотрудничество по реализации пилотируемых полетов было начато в 1970-е гг. программой «Аполлон–Союз», продолжено выполнением международных проектов на орбитальных станциях (ОС) «Салют» и «Мир» и полномасштабно реализуется в настоящее время на Международной космической станции (МКС) (рис. 1).

Рис. 1. Хронология международного сотрудничества на отечественной и американской технике при выполнении пилотируемых программ

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

программа «аполлон–Союз» Международное сотрудничество в области пилотируемых космических полетов началось с подписания Соглашения между СССР и США о сотрудничестве в исследовании и использовании космического пространства в мирных целях от 24 мая 1972 г. (сроком на пять лет). Программа экспериментального полета «Аполлон–Союз»

(ЭПАС) была успешно реализована в июле 1975 г. В период с 17 по 19 июля впервые была произведена стыковка космических кораблей разных стран, и осуществлен переход космонавтов и астронавтов из одного корабля в другой (рис. 2). На рис. 3 показан объ-единенный экипаж комплекса «Аполлон–Союз» (советские космонавты А.А. Леонов и В.Н. Кубасов — в костюмах салатового цвета).

Рис. 2. Стыковка космических кораблей «Союз» и «Аполлон» и переход из одного корабля в другой

Рис. 3. Объединенный экипаж комплекса «Аполлон–Союз»

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

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

Программа «Аполлон–Союз» стала своего рода эталоном сотрудничества в космосе представителей различных политических систем, стран, технических культур. В ней был задан тот тон международного сотрудничества, который сохранился в течение более чем сорока лет и поддерживается в настоящее время в ходе выполнения программы МКС. Основные достижения этого первого международного проекта в космосе: • создание совместимых средств стыковки и перехода из одного корабля в другой; • реализация совместной подготовки экипажей и персонала управления полетом; • разработка совместимой полетной документации; • создание технологии и средств подготовки и проведения совместного полета; • совместное управление полетом двух кораблей из ЦУПов разных стран (15.07.1975–19.07.1975 г.); • первая в истории космонавтики стыковка кораблей разных стран (17.07.1975 г.); • создание на околоземной орбите космической системы, состоящей из кораблей разных стран; • получение опыта взаимодействия экипажей разных стран в совместном полете; • получение опыта взаимодействия в ходе работы совместных технических групп. Следствием успешного полета стало подписание 18.05.1977 г. «Соглашения между Союзом Советских Социалистических Республик и Соединенными Штатами Америки о сотрудничестве в исследовании и использовании космического пространства в мирных целях». В тексте соглашения, в частности, говорилось, что стороны будут развивать сотрудничество в исследовании околоземного космического пространства, Луны и планет, космических биологии и медицины, в области пилотируемых космических полетов в научных и прикладных целях, включая использование совместимых средств сближения и стыковки, разработанных во время полета космических кораблей «Союз» и «Аполлон» в июле 1975 г. Таким образом, основы для дальнейшего сотрудничества были заложены. международное сотрудничество на орбитальной станции «Салют-6» Продолжением международного сотрудничества в пилотируемой космонавтике стали полеты интернациональных экипажей на советских космических кораблях (КК) «Союз» к ОС «Салют-6» (рис. 4). 16

Рис. 4. Орбитальная станция «Салют-6» с кораблем «Союз»

13.07.1976 г. представители девяти стран – участниц программы «Интеркосмос» подписали Межправительственное соглашение о сотрудничестве в исследовании и использовании космического пространства в мирных целях (позднее к ним присоединился Вьетнам). Тогда же Советский Союз выступил с инициативой по развитию программы «Интеркосмос», предусматривающей участие граждан входящих в эту программу стран в пилотируемых полетах на советских КК и ОС вместе с советскими космонавтами. Предложение было сразу же поддержано и одобрено государствами-участниками. На межправительственном совещании 14.09.1976 г. было принято решение о проведении полетов в период с 1978 по 1983 гг. Всего по программе «Интеркосмос» было осуществлено девять пилотируемых полетов на ОС «Салют-6» (табл. 1). Программа международного сотрудничества в пилотируемых полетах перешла в новое качество, охватывая все большее количество государств. Новые возможности ОС, оснащенной двумя стыковочными узлами, позволили осуществлять организацию экспедиций посещения (ЭП) небольшой длительности, а также доставку на станцию экипажей и грузов, для чего наряду с пилотируемыми кораблями «Союз» впервые использовались грузовые космические корабли «Прогресс». В каждом полете выполнялись научные программы, разработанные учеными соответствующей страны. Всего было подготовлено 18 космонавтов из стран-участниц, девять из них — дублеры. За четыре года функционирования ОС «Салют-6» на околоземной орбите с ней были осуществлены 18 стыковок кораблей «Союз» (из них один беспилотный) и 12 — КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

кораблей «Прогресс». Пять длительных основных экспедиций (ЭО) с общим временем пребывания на станции около двух лет, одиннадцать ЭП, в т. ч. восемь международных, трудились по программе научных исследований, разработанной учеными 10 стран. За время полета орбитального комплекса «Салют-6» – «Союз» было выполнено более 1 000 экспериментов, из них ~150 — по программе «Интеркосмос». Совместные научные эксперименты проводились в области космических биологии, медицины и материаловедения, изучения физических свойств внеземного пространства, атмосферы и поверхности Земли. Таблица 1 полеты иностранных космонавтов на станцию «Салют-6» Фамилия имя (страна)

Дата старта–посадки, КК старта / посадки

Ремек Владимир (Чехословакия)

02.03.1978–10.03.1978, «Союз-28»

Гермашевский Мирослав (Польша)

27.06.1978–05.07.1978, «Союз-30»

Йен Зигмунд (Германия)

26.08.1978–03.09.1978, «Союз-31»/«Союз-29»

Иванов Георгий (Болгария)*

10.04.1979–12.04.1979, «Союз-33»

Фаркаш Берталан (Венгрия)

26.05.1980–03.06.1980, «Союз-36»/«Союз-35»

Фам Туан (Вьетнам)

23.07.1980–31.07.1980, «Союз-37»/«Союз-36»

Тамайо Мендес Арнальдо (Куба)

18.09.1980–26.09.1980, «Союз-38»

Гуррагча Жугдэрдэмидийн (Монголия)

22.03.1981–30.03.1981, «Союз-39»

Прунариу Думитру (Румыния)

14.05.1981–22.05.1981, «Союз-40»

Примечание. * — стыковка советско-болгарского экипажа со станцией не состоялась. Экипаж вернулся на Землю. Позднее космонавт Болгарии осуществил полет на космическую станцию «Мир».

В дальнейшем международные полеты осуществлялись на основе двусторонних соглашений. Наиболее крупные совместные программы выполнялись с Индией, Францией, США, Германией. международное сотрудничество на орбитальной станции «Салют-7» Первый международный полет на орбитальную станцию «Салют-7» проходил с участием гражданина Франции. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

В ходе состоявшейся в апреле 1979 г. встречи руководителя СССР Л.И. Брежнева и Президента Французской республики В.Ж. дʼЭстэна советская сторона в целях расширения сотрудничества в космических исследованиях предложила, чтобы в одном из космических полетов принял участие французский космонавт. Экипаж в составе А.С. Иванченкова, В.А. Джанибекова и гражданина Франции Жан-Лу Кретьена совершил полет на ОС «Салют-7» (рис. 5) летом 1982 г. На станции в это время работала первая экспедиция в составе А.Н. Березового и В.В. Лебедева. Совместная работа пяти космонавтов позволила выполнить обширную программу исследований, включающую 14 экспериментов в области космических медицины, биологии и материаловедения, астрофизики. Полет прошел успешно, сотрудничество с Францией в космической сфере было продолжено.

Рис. 5. Орбитальная станция «Салют-7» с кораблем «Союз»

Второй международный полет на орбитальную станцию «Салют-7» проходил с участием гражданина Индии. Сотрудничество с Индией в сфере космоса началось в 1964 г. Тогда Советский Союз принимал участие в создании на юге Индии международного полигона для зондирования верхней атмосферы Земли и осуществлял регулярные запуски метеорологических ракет с советской и индийской научной аппаратурой. Затем, по соглашению между Академией наук СССР и Индийской организацией космических исследований, с космодрома «Капустин Яр» были запущены три индийских научных спутника. Продолжением советско-индийского сотрудничества 17

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

явилась договоренность на высшем уровне о полете индийского космонавта в апреле 1984 г. Экипаж в составе советских космонавтов Ю.В. Малышева, Г.М. Стрекалова и индийского космонавта Р. Шармы выполнил всю намеченную программу, было проведено множество медицинских исследований, получены фотографии территории Индии и районов акватории Индийского океана. В табл. 2 суммированы полеты иностранных граждан на станцию «Салют-7». Таблица 2 полеты иностранных космонавтов на станцию «Салют-7» Фамилия имя (страна)

Дата старта–посадки, КК старта/ посадки

Кретьен Жан-Лу (Франция)

24.06.1982–02.07.1982, «Союз Т-6»

Шарма Ракеш (Индия)

03.04.1984–11.04.1984, «Союз Т-11» / «Союз Т-10»

Всего с ОС «Салют-7» были осуществлены 10 стыковок кораблей «Союз», на станции работал 21 космонавт (многие из них по несколько раз) в ходе четырех длительных ЭО (с общим временем пребывания на станции более двух лет) и пяти ЭП, в состав которых входили первые космонавты Франции и Индии. Грузы на ОС доставляли 13 грузовых кораблей «Прогресс». Эффектной точкой в пилотируемом полете «Салюта-7» стал первый в мире перелет с одной ОС на другую: 4–5 мая 1986 г. корабль «Союз Т-15» с Л.Д. Кизимом и В.А. Соловьевым на борту был отстыкован от ОС «Мир», преодолел 2 500 км за 29 ч и состыковался с ОС «Салют-7». Космонавты выполнили программу полета, совершили два выхода в открытый космос. Законсервировав комплекс «Салют-7» – «Космос-1686», 26 июня они возвратились на борт ОС «Мир» с грузом общей массой около 400 кг (включая 20 приборов). Это оборудование в дальнейшем использовалось на ОС «Мир», в т. ч. и для международных исследований. организация международных полетов на орбитальную станцию «мир» Качественно новый этап международного сотрудничества в области пилотируемых полетов связан с орбитальным научноисследовательским комплексом «Мир» (рис. 6), базовый блок которого был запущен в феврале 1986 г. 18

Комплекс «Мир» — постоянно действующая пилотируемая станция, представляющая собой сложный многоцелевой научно-исследовательский комплекс, позволяющий, в т. ч., отрабатывать космические технологии и вести контроль экологического состояния Земли. Исследования и эксперименты отличались практически неограниченной длительностью проведения и возможностью вмешательства человека в любой бортовой процесс. Международные программы исследований реализовывались на ОС «Мир» с 1987 г. Всего на борту работали 27 международных экспедиций (рис. 7) в течение 2 028 сут, общей численностью 104 чел, из них — 62 иностранных космонавта и астронавта из 13 стран и организаций. В их числе — 44 астронавта США, пять французов, пять представителей Европейского космического агентства (ESА) и Германии. Программы международных исследований с участием иностранных космонавтов выполнялись во время пересменок экипажей основных экспедиций. Именно так осуществлялись полеты представителей Франции, Японии, Великобритании, Австрии, ФРГ и ESА. Нужно отметить, что, начиная с полета космонавта Японии, бóльшая часть международных программ стала коммерческой. Формирование программы полета ОС путем сочетания ЭО, обеспечивающих постоянное присутствие экипажа на борту, с более короткими ЭП позволяло оперативно планировать программы исследований в зависимости от уточняемых приоритетов решаемых задач и готовности аппаратуры. Именно благодаря этому удавалось по требованию заказчиков и постановщиков экспериментов изменять направления исследований и уже в ходе полета станции расширять их, учитывая интересы других научных организаций и государств. В течение всего периода эксплуатации ОС реализация экспериментов проводилась в соответствии с долгосрочными программами научноприкладных исследований, утвержденными уполномоченными органами. Услуги, предоставляемые на ОС «Мир» по различным направлениям деятельности, следующие: • выполнение пилотируемых полетов космонавтов и астронавтов: короткие (до 8 сут) и длительные (до полугода и более); • доставка на ОС аппаратуры заказчика; • размещение аппаратуры на ОС внутри гермоотсеков и на наружной поверхности, КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

в т. ч. и на поворотных платформах, а также на искусственных спутниках Земли, отделяемых от станции; • проведение экспериментов на аппаратуре заказчика; • проведение экспериментов на аппаратуре ОС с использованием ресурсов станции, управления по каналам связи, с возвращением результатов на Землю. Наиболее широкое развитие получило сотрудничество с Францией, начатое на ОС «Салют-7». В 1988–1999 гг. были реализованы

исследовательские программы «Арагац», «Антарес», «Альтаир», «Кассиопея», «Пегас» и «Персей», в рамках которых проведено более 40 экспериментов в области медицины, биологии и техники. На станции работали пять космонавтов Национального комитета по космическим исследованиям Франции (CNES), причем Ж.-П. Эньере — дважды (табл. 3). Общая продолжительность их пребывания на ОС составила около 280 сут, было проведено три совместных выхода в открытый космос.

Рис. 6. Орбитальная станция «Мир»

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

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

Рис. 7. Международные полеты на станцию «Мир»

Таблица 3 полеты астронавтов франции на оС «мир» Участник

Ж.-Л. Кретьен

М. Тонини

Программа

«Арагац»

«Антарес»

«Альтаир»

КК

«Союз TM-7»/ «Союз TM-6»

«Союз TM-15»/

«Союз TM-17»/

старта/ посадки

«Союз TM-14»

«Союз TM-16»

Дата старта – посадки

26.11.1988 – 21.12.1988

27.07.1992 –

01.07.1993 –

10.08.1992

22.07.1993

Для обеспечения полета Клоди АндреДеэ в 1996 г. и последующих российскофранцузских полетов работала консультативная группа специалистов обеих сторон по научной программе экспериментов и медицинскому контролю состояния здоровья экипажа. В день посадки четвертого российско-французского экипажа (проект «Кассиопея») сторонами было парафировано Соглашение о партнерстве при реализации программы еще двух полетов французских космонавтов на борту российской ОС «Мир» в 1997–1998 и 1999 гг. Соглашение было подписано 17.10.1996 г., а уже через два месяца было подписано Отдельное соглашение о полетах. Несмотря на отлаженное взаимодействие, возникали и непредвиденные трудности: последствия аварии на модуле «Спектр», случившейся в июне 1997 г. из-за столкновения с ним транспортного корабля «Прогресс М-34», 20

К. Андрэ-Деэ (Эньере)

Л. Эйартц

«Кассиопея»

«Пегас»

«Союз TM-24»/

«Союз TM-27»/

«Союз TM-23»

«Союз TM-26»

20.02.1999 –

17.08.1996 –

28.08.1999

02.09.1996

29.01.1998 – 19.02.1998

Ж.-П. Эньере «Персей» «Союз TM-29»

изменили планы. Старт Леопольда Эйартца был запланирован на начало августа 1997 г. В новых условиях на экипаж 24-й основной экспедиции, в составе которой должен был стартовать французский космонавт, возложили задачи по восстановлению работоспособности станции. Поэтому совместно с CNES было решено перенести полет французского астронавта на январь– февраль 1998 г. Интересно проследить, как менялись продолжительность и сроки программы «Персей». В октябре 1997 г. во Франции было решено прекратить финансирование разработок научной аппаратуры для исследований в условиях микрогравитации, в т. ч. и аппаратуры по проекту «Персей». Об этом CNES официально известило Российское космическое агентство (РКА) и РКК «Энергия». В такой ситуации у CNES возник вопрос о целесообразности выполнения 120-суточного КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

полета своим космонавтом. В марте 1998 г. CNES обратилось в РКК «Энергия» с просьбой рассмотреть возможность полета французского космонавта в качестве бортинженера-2 длительностью 35 сут во второй половине 1999 г. с выходом в открытый космос. Была проработана техническая реализуемость этого предложения. РКК «Энергия» согласилась с новой схемой полета. В апреле 1998 г. президент РКК «Энергия» Ю.П. Семенов и уполномоченный президента CNES, заместитель генерального директора CNES Ж.-И. Ле Галль подписали Дополнение к Отдельному Соглашению на полет длительностью 35 сут космонавта Франции в середине 1999 г. В соответствии с версией программы полета станции «Мир», предусматривавшей завершение эксплуатации станции в июне 1999 г., французская сторона 07.07.1998 г. предложила, чтобы французский космонавт участвовал в космическом полете в феврале – июне 1999 г. в качестве бортинженера-2 ЭО-27. Предлагаемая продолжительность полета должна была составить уже 99 сут, программа экспериментов должна была включать выход в открытый космос. Бóльшая часть аппаратуры, используемой в программе «Персей», уже находилась на борту ОС «Мир». Вновь разработанные прибор «СПИКА» и установка «КОМЕТ» были доставлены на станцию транспортным кораблем «Прогресс М-40» в октябре 1998 г. и установлены российскими космонавтами на внешней поверхности модуля «Квант-2». Аппаратура для экспериментов «Экзобиология» и «Генезис» была доставлена на ОС «Мир» в 1999 г. кораблем «Прогресс М-41». С учетом мер, предпринятых для продления работы комплекса «Мир» на два-три года, РКК «Энергия» направила 09.12.1998 г. в адрес CNES письмо с уведомлением о возможности увеличения продолжительности полета космонавта Франции. В соответствии с положительным ответом французской стороны началось планирование полета космонавта Франции длительностью порядка 184 сут.

20.02.1999 г. состоялся успешный старт с космодрома Байконур транспортного корабля «Союз ТМ-29» с российскофранцузско-словацким экипажем в составе командира экипажа В.М. Афанасьева, бортинженера Ж.-П. Эньере (Франция) и космонавта-исследователя И. Беллы (Словакия). В течение 186-суточной работы на комплексе «Мир» российско-французский экипаж выполнил программу медико-биологических экспериментов, а также программу технических и технологических экспериментов (И. Белла приземлился 28 февраля, выполнив свою программу). 16.04.1999 г. В.М. Афанасьев и Ж.-П. Эньере выходили в открытый космос, чтобы установить на внешней поверхности модуля «Квант-2» французскую аппаратуру «Экзобиология» (блок экспонирования) и демонтировать кассету «КОМЕТ». Впоследствии это оборудование было возвращено на Землю. Во время полета действовала специально созданная прямая линия связи и передачи информации: ЦУП (г. Королев) – ЦУП (г. Тулуза). Седьмой полет гражданина Франции (шестой на ОС «Мир») был выполнен успешно. Вклад ученых и инженеров Германии — это разработка методов и средств получения и обработки изображений поверхности Земли. Эксплуатация немецкой мультиспектральной оптоэлектронной стереосистемы «МОМС-2П», установленной на модуле «Природа», обеспечила развитие новых технологий многозональных съемок Земли из космоса, которые позволили не только производить запись изображений, но и передавать их на Землю по радиоканалу. В исследованиях по международной программе с использованием комплекса «Природа» приняли участие 12 научных учреждений ФРГ. На борту ОС «Мир» были представлены 14 систем научной аппаратуры, изготовленной в Германии, общей массой более 740 кг. Астронавты Германии, работавшие на станции «Мир», приведены в табл. 4. Таблица 4

полеты астронавтов германии на оС «мир» Участник

К.-Д. Фладе

У. Мербольд

Т. Райтер

Р. Эвальд

Страна/ ESA

Германия

Германия/ ESA

Германия

Программа

«Мир-92»

«Евромир-94»

«Евромир-96»

«Мир-97»

КК старта/ посадки

«Союз ТМ-14»/ «Союз ТМ-13»

«Союз ТМ-20» / «Союз ТМ-19»

«Союз ТМ-22»

«Союз ТМ-25» / «Союз ТМ-24»

Дата старта – посадки

17.03.1992 – 25.03.1992

04.10.1994 – 04.11.1994

03.09.1995 – 29.02.1996

10.02.1997 – 02.03.1997

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

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

18.04.1990 г. между Главкосмосом СССР и германским космическими агентством DLR был подписан договор о выполнении совместного советско-германского полета на КК «Союз ТМ» и ОС «Мир». Экипаж в составе А.С. Викторенко, А.Ю. Калери и К.-Д. Фладе стартовал на корабле «Союз ТМ-14» в марте 1992 г. На борту ОС «Мир» в это время работал экипаж ЭО-10: А.А. Волков и С.К. Крикалев, именно с этим экипажем К.-Д. Фладе вернулся на Землю. Томас Райтер совершил самый длительный полет на ОС «Мир» из всех немецких астронавтов. Он стартовал на корабле «Союз ТМ-22» с Ю.П. Гидзенко и С.В. Авдеевым и 5 сентября 1995 г. прибыл на станцию «Мир». За время полета успел поработать с экипажем 19-й основной экспедиции (А.Я. Соловьевым и Н.М. Будариным), затем с экипажем американского Shuttle «Atlantis» STS-74, а также с экипажем ЭО-21 (Ю.И. Онуфриенко и Ю.В. Усачевым). Космонавты Ю.П. Гидзенко, С.В. Авдеев и Т. Райтер вернулись на Землю в феврале 1996 г. За время этой экспедиции Томас Райтер провел в космосе более 179 сут. В ходе полета он (первым из граждан Германии) выполнил два выхода в открытый космос общей продолжительностью 8 ч 22 мин. В течение всего 1996 г. велась подготовка к выполнению программы «Мир-97», предусматривавшей полет российско-немецкого экипажа на ОС «Мир». Проект проводился в рамках двустороннего Соглашения между российским и немецким космическими агентствами. РКК «Энергия» осуществляла техническое руководство проектом и его выполнение. С осени 1995 г. разрабатывались и согласовывались технические задания на оборудование и эксперименты, было изготовлено оборудование и проведены приемосдаточные испытания, а также тренировки экипажей. В ноябре 1996 г. корабль «Прогресс» доставил на борт ОС «Мир» немецкое научное оборудование (158 кг), российский экипаж ЭО-22 провел тестовые проверки этого оборудования. Были проведены

тренировки по отработке взаимодействия между центрами управления полетами двух стран. Российско-германская экспедиция с Р. Эвальдом стартовала в феврале 1997 г. Результаты исследований по программе «Мир-97» были доставлены на Землю уже в марте того же года космическим кораблем «Союз ТМ-24» и в мае — на Shuttle Atlantis (STS-84). 26.04.1996 г. немецкое космическое агентство DАRА и РКА подписали Соглашение по проекту «Мир-97Е», в дальнейшем были согласованы дополнения. Этими документами предусматривалось продолжение экспериментов, выполняемых российскими космонавтами на немецкой аппаратуре. Комплекс экспериментов был успешно проведен в мае– июле 1997 г. Разгерметизация «Спектра» вывела из строя основную часть научного оборудования ЕSА. Согласно условиям контракта, в этом случае предусматривались повторная доставка аппаратуры и проведение экспериментов. Для обеспечения этого ЕSА предстояло поставить запасной комплект оборудования. Нужно было также подготовить к выполнению научной программы новый экипаж. Однако ЕSА предложило отказаться от дальнейших работ на ОС «Мир» и продолжить сотрудничество на МКС. Полеты других европейских астронавтов представлены в табл. 5. Хелен Шарман стала первой летавшей в космос представительницей Великобритании. Она получила «путевку» на «Мир», победив в общенациональном конкурсе, в котором приняло участие 13 000 человек. Франц Фибек был отобран для полета среди 220 претендентов в Австрии. В июле 1987 г. во время визита Председателя Совета министров СССР Н.И. Рыжкова в Австрию было предложено отправить в космос представителя этой страны на советском космическом корабле. 24.11.1988 г. был подписан договор об условиях проведения австрийским космонавтом экспериментов на борту станции «Мир». Ф. Фибек стартовал 02.10.1991 г. вместе с А.А. Волковым и Т.О. Аубакировым. Таблица 5

полеты астронавтов болгарии, великобритании, австрии и Словакии на оС «мир» Участник

А. Александров

Х. Шарман

Ф. Фибек

И. Белла

Страна

Болгария

Великобритания

Австрия

Словакия

Программа

«СССР – Болгария»

«Джюно»

«Аустромир»

«Штефаник»

КК старта/ посадки

«Союз TM-5» / «Союз TM-4»

«Союз TM-12» / «Союз TM-11»

«Союз TM-13» / «Союз TM-12»

«Союз TM-29» / «Союз TM-28»

Дата старта – посадки

07.06.1988 – 17.06.1988

18.05.1991 – 26.05.1991

02.10.1991 – 10.10.1991

20.02.1999 – 28.02.1999

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

В 1990 г. на ОС побывал первый журналист — гражданин Японии Тоехиро Акияма. Он прошел отбор для осуществления коммерческого советско-японского полета, спонсируемого корпорацией TBS (таким образом TBS отметила 40-летие своего создания). Это был первый полет, который финансировался за счет заказчика. За семь дней работы на ОС Тоехиро Акияма провел несколько прямых репортажей для японской аудитории, показательные телеуроки для японских школьников, а также выполнил биологические эксперименты с японскими древесными лягушками. В конце 1995 г. была начата работа по подготовке Соглашения с японским космическим агентством NASDA о проведении на борту ОС «Мир» ряда экспериментов. Это Соглашение было подписано представителями NASDA, РКА и РКК «Энергия» 12.03.1996 г. На борту ОС «Мир» должны были проводиться два коммерческих эксперимента: радиационный мониторинг и определение биологического облика микрофлоры. Доставка аппаратуры для этих экспериментов была выполнена в апреле 1997 г. на корабле «Прогресс». В реализации проекта приняли участие представители NASDA, научно-исследовательского центра TRC, корпорации JGC. Эксперимент «Микрофлора» завершился передачей образцов японской стороне весной 1997 г. Эксперимент «Радиационный мониторинг» в связи с изменением программ полетов кораблей «Прогресс М-35» и «Союз ТМ-25» был проведен по сокращенной программе, однако это не повлияло на успешное выполнение задачи. Как мы видим на примере взаимодействия с космическими агентствами Германии и Японии, выполнение совместных экспериментов на аппаратуре заказчика было довольно широко распространено и имело хорошие результаты. российско-американские программы «мир–Shuttle» и «мир-NASA» Российско-американские работы по программам «Мир–Shuttle» и «Мир–NASА» велись на протяжении 1995–1998 гг. В Соглашении между РФ и США о сотрудничестве в исследовании и использовании космического пространства в мирных целях от 17.06.1992 г. говорилось, что организации-исполнители сторон сотрудничают в области космической науки, исследования космического пространства, № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

применения космической техники и космических технологий. Сотрудничество может включать осуществление пилотируемых и беспилотных космических полетов, проведение наземных работ и экспериментов и другие виды деятельности в таких областях, как осуществление полетов орбитальной станции «Мир» и корабля многоразового использования с участием российских космонавтов и американских астронавтов, а также изучение возможностей совместной работы в других областях, например, в исследовании Марса. В декабре 1993 г. Постановлением Правительства РФ № 1296 было утверждено Совместное заявление Правительства РФ и Правительства США о сотрудничестве по МКС, в котором, среди прочего, говорилось о подписании Протокола о значительном расширении российскоамериканского сотрудничества в области пилотируемых космических полетов. Данный Протокол, идущий в развитие Исполнительного соглашения о сотрудничестве в области пилотируемых космических полетов от 05.10.1992 г., предусматривал выполнение программы «Мир–Shuttle», включавшей полеты российских космонавтов и американских астронавтов на космическом корабле Shuttle и ОС «Мир», а также осуществление широкой программы научных и технологических исследований в течение 1995–1997 гг. Эта программа предусматривала четыре или более полетов американских астронавтов на ОС «Мир» с общим временем их пребывания на орбите примерно 24 мес и до 10 полетов космического корабля Shuttle к станции. Предполагалось, что в состав экипажа STS-60, намеченного к полету на январь 1994 г., будет впервые включен российский космонавт. Для проведения независимой оценки возможных проблем, влияющих на безопасность совместных полетов, и выработки мер по их решению необходим был совместный представительный орган. На 4-й сессии Межправительственной российско-американской комиссии по экономическому и технологическому сотрудничеству в Москве 15 и 16 декабря 1994 г. под председательством В.С. Черномырдина, председателя правительства РФ, и Альберта Гора, вице-президента США, были даны указания генеральному директору РКА Ю.Н. Коптеву и администратору NASA Д. Голдину разработать процесс ознакомления агентств с программными 23

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

планами и возможностями друг друга и периодически докладывать Межправительственной комиссии о состоянии дел. Руководителями этого «процесса» с российской стороны был назван академик В.Ф. Уткин, а с американской — генерал Т. Стаффорд (рис. 8). Стороны договорились сформировать Совместную комиссию, которой была поручена подготовка и представление совместных докладов генеральному директору РКА и администратору NASA по анализу проблемных вопросов, касающихся подготовки и реализации фазы 1 программы МКС, которая включала программы «Мир–Shuttle» и «Мир–NASA».

Рис. 8. В.Ф. Уткин и Т. Стаффорд

Состав Консультативно-экспертного совета РКА (КЭС) по проблемам обеспечения совместных полетов был утвержден 14.02.1995 г. Его председателем стал академик В.Ф. Уткин. Перед КЭС была поставлена задача проводить совместно с группой генерала Т. Стаффорда независимую оценку состояния дел по фазе 1 программы МКС, разработку рекомендаций и, в случае необходимости, дополнительных мер по увеличению степени надежности и безопасности полетов, подготовки экипажей и обеспечению эффективности запланированной программы российско-американских полетов и докладывать о проведенной работе генеральному директору РКА. Аналогичная задача была поставлена перед возглавляемой генералом Т. Стаффордом Специальной комиссией Консультативного комитета NASA. С тех пор заседания Совместной комиссии двух стран проводятся дважды в год в России и США. 24

В разные годы в работе комиссии участвовали (и участвуют) представители РКК «Энергия» Рюмин В.В., Соловьев В.А., Григорьев Ю.И., Деречин А.Г., Александров А.П., Калери А.Ю. и др. По итогам встреч и заседаний в январе – феврале 1995 г. в Москве и в апреле в США был подготовлен отчет комиссии Уткина– Стаффорда, в котором была дана оценка состояния организационных, технических, медицинских вопросов в связи с готовящимся впервые полетом КК Atlantis к ОС «Мир». Отчет был представлен Ю.Н. Коптеву за три недели до старта корабля Atlantis (STS-71). Так закончился первый начальный этап (январь – июнь 1995 г.) работы Совместной комиссии в рамках программы «Мир–Shuttle». Всего с января 1995 по октябрь 1999 г. комиссия Уткина–Стаффорда провела 30 встреч в полном составе и в составе рабочих групп. Более ста вопросов было совместно рассмотрено на пленарных заседаниях, даны оценки состояния дел по проблемным вопросам и разработаны рекомендации по их решению. К примеру, в сентябре 1998 г. комиссия Уткина–Стаффорда уже рассматривала готовность к запуску первого элемента МКС — функционально-грузового блока «Заря», планировавшемуся на 20.11.1998 г., и готовность к запуску в декабре 1998 г. американского модуля NODE-1 Unity. Перечень совместных полетов на ОС «Мир» с краткими сведениями о них представлен в табл. 6. В миссии STS-60 — автономном полете Shuttle Discovery в феврале 1994 г. — впервые принял участие российский космонавт С.К. Крикалев. В ответ американский астронавт Н. Тагард стартовал на орбитальную станцию на российском корабле «Союз ТМ-21» в марте 1995 г. Он первым среди астронавтов участвовал в длительной экспедиции и вместе с российскими космонавтами экипажа ЭО-18 работал в космосе 115 сут. А всего в таких экспедициях участвовали семь (а не четыре, как было предусмотрено изначально) астронавтов США (в табл. 6 выделены красным цветом). Экспедиция STS-63 на Shuttle Discovery отработала процесс сближения — приблизилась к ОС «Мир» на 11 м, подготовив последующие девят полетов Shuttle со стыковкой к станции: семь раз летал Atlantis, один — Endeavour и один — Discovery. Общая продолжительность полетов астронавтов США составила 925 сут, что более чем на четверть больше утвержденной в программе. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

Таблица 6 полеты по программам «мир–Shuttle» и «мир–NASA» Космический аппарат

Экипаж

Сроки и длительность полета экипажа

Примечания

Discovery STS-60 (США)

Ч. БОУЛДЕН, К. РАЙТЛЕР, Ф. ЧАНГ-ДИАЗ, Дж. ДЕЙВИС, Р. СЕГА, С.К. КРИКАЛЕВ

03.02.1994–11.02.1994/ 8 сут

Полет по программе «Мир–Shuttle» — автономный полет КК США с участием космонавта России

Discovery STS-63 (США)

Дж.УЭЗЕРБИ, Э. КОЛЛИНЗ, Б. ХАРРИС, Дж. ВОСС, М. ФОЭЛ, В.Г. ТИТОВ

03.02.1995–11.02.1995/ 8 сут

Полет по программе «Мир–Shuttle» — облет ОС «Мир» и сближение до 11 м (стыковка не планировалась)

«Союз ТМ-21» (Россия)

В.Н. ДЕЖУРОВ, Г.М. СТРЕКАЛОВ, Н. ТАГАРД

14.03.1995–07.07.1995 /115 сут в т. ч. на ОС «Мир» 110 сут

Р. ГИБСОН, Ч. ПРЕКОРТ, Э. БЕЙКЕР, Г. ХАРБО, Б. ДАНБАР

27.06.1995–07.07.1995/ 10 сут

А.Я. СОЛОВЬЕВ, Н.М. БУДАРИН

27.06.1995–11.09.1995/ 75 сут

ЭО-19; возвращение на КК «Союз ТМ-21»

К. КАМЕРОН, Дж. ХАЛСЕЛЛ, Дж. РОСС, У. МАКАРТУР, К. ХАДФИЛД (Канада)

12.11.1995–20.11.1995/ 8 сут

ЭП-2 по программе «Мир–NASA»

К. ЧИЛТОН, Р. СИРФОСС, Р. СЕГА, М. КЛИФФОРД, Л. ГОДВИН

22.03.1996–31.03.1996/ 9 сут

ЭП-3 по программе «Мир–NASA»

Ш. ЛЮСИД

22.03.1996–26.09.1996 /188 сут в т. ч. на ОС «Мир» 184 сут.

ЭО-2 по программе «Мир–NASA»; возвращение на КК Atlantis STS-79

16.09.1996–26.09.1996/ 10 сут

ЭП-4 по программе «Мир–NASA»

16.09.1996–22.01.1997/ 128 сут в т. ч. на ОС «Мир» 123 сут

ЭО-3 по программе «Мир–NASA»; возвращение на КК Atlantis STS-81

12.01.1997–22.01.1997 / 10 сут

ЭП-5 по программе «Мир–NASA»

12.01.1997–24.05.1997 /132 сут в т. ч. на ОС «Мир» 127 сут

ЭО-4 по программе «Мир–NASA»; возвращение на КК Atlantis STS-84

15.05.1997–24.05.1997/ 9 сут

ЭП-6 по программе

Atlantis STS-71 (США)

Atlantis STS-74 (США)

Atlantis STS-76 (США)

Atlantis STS-79 (США)

У. РИДДИ, Т. УИЛКАТТ, Дж. ЭПТ, Т. ЭЙКЕРС, К. УОЛЗ Дж. БЛАХА

Atlantis STS-81 (США)

М. БЕЙКЕР, Б. ДЖЕТТ, П. УАЙЗОФФ, М. АЙВЕНС, Дж. ГРУНСФЕЛД Дж. ЛИНЕНДЖЕР

Atlantis STS-84 (США)

Ч. ПРЕКОРТ, Э. КОЛЛИНЗ, Ж.-Ф. КЛЕРВУА (ЕSА), К. НОРЬЕГА, Э. ЛУ, Е.В. КОНДАКОВА

Discovery STS-91 (США)

«Мир–NASA» ЭО-5 по программе «Мир–NASA» возвращение на КК Atlantis STS-86

26.09.1997–07.10.1997/ 11 сут

ЭП-7 по программе «Мир–NASA»

26.09.1997–01.02.1998/ 128 сут, в т. ч. на ОС «Мир» 124 сут

ЭО-6 по программе «Мир–NASA»; возвращение на КК Endeavour STS-89

23.01.1998–01.02.1998/ 9 сут

ЭП-8 по программе «Мир–NASA»

Э. ТОМАС

23.01.1998–12.06.1998/ 141 сут в т. ч. на ОС «Мир» 135 сут

ЭО-7 по программе «Мир–NASA»; возвращение на КК Discovery STS-91

Ч. ПРЕКОРТ, У. ЛОРЕНС, Д. ГОРИ, Ф. ЧАНГ-ДИАЗ, Дж. КАВАНДИ, В.В. РЮМИН

03.06.1998–12.06.1998/ ~10 сут

ЭП-9 по программе «Мир–NASA»

Дж. УЭЗЕРБИ, У. ЛОРЕНС, М. БЛУМФИЛД, В.Г. ТИТОВ, С. ПАРАЗИНСКИ, Ж.-Л. КРЕТЬЕН (Франция) Д. ВУЛФ

Endeavour STS-89 (США)

ЭП-1 по программе «Мир–Shuttle»; стыковка с комплексом «Мир» 29.06.1995

15.05.1997–07.10.1997/ 144 сут, в т. ч. на ОС «Мир» 140 сут

М. ФОЭЛ

Atlantis STS-86 (США)

ЭО-18 и ЭО-1 по программе «Мир–Shuttle»; возвращение на КК Atlantis STS-71 (США)

Т. УИЛКАТТ, Дж. ЭДВАРДС, Дж. РЕЙЛИ, М. АНДЕРСОН, Б. ДАНБАР, С.Ш. ШАРИПОВ

Примечание. Красным цветом отмечены участники длительных экспедиций NASA, синим — российские космонавты, зеленым — астронавты третьих стран, черным — американские участники экспедиций посещения. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

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

29.06.1995 г. после первой стыковки Shuttle (STS-71) с ОС «Мир» состоялся телефонный разговор с объединенным экипажем премьерминистра РФ В.С. Черномырдина и находившегося в это время с визитом в Москве вицепрезидента США А. Гора, в ходе которого они оценили свершившееся событие как выдающееся достижение научно-технического прогресса. Полет в самом деле являлся во многом уникальным: • на российской ОС присутствовал астронавт США, причем — сразу полный срок пребывания вместе с экспедицией ЭО-18 (113 дней). Данный срок — рекордный на тот период для американских астронавтов (предыдущий рекорд был установлен еще в 1973 г. на ОС Skylab — 84 дня); • впервые была осуществлена стыковка американского многоразового транспортного КК Space Shuttle с ОС «Мир», и в течение пяти дней на орбите работал 209-тонный орбитальный комплекс с четырьмя российскими космонавтами (экипажи ЭО-18 и ЭО-19) и шестью американскими астронавтами (Норман Тагард и пятеро членов экипажа STS-71); • смена российских экипажей проводилась впервые без использования корабля «Союз». После расстыковки Shuttle на станции «Мир» остался экипаж ЭО-19, а экипаж ЭО-18 с Н. Тагардом и пять астронавтов STS-71 возвратились на Землю. Контракт с NASА NAS15-10110 объединил обязательства Роскосмоса и РКК «Энергия» по программам «Мир–NASA» и «МКС–NASA». На протяжении многих лет он является значительным внебюджетным источником финансирования работ по пилотируемой космической технике. В условиях, когда бюджетное финансирование программ «Мир» и МКС было крайне неритмичным и совершенно недостаточным, наличие такого контракта существенно помогло выполнению работ на станции «Мир» и развертыванию работ по Российскому сегменту МКС. В рамках этого контракта в 1996 г. были проведены следующие работы на ОС «Мир»: • запуск модуля «Природа» c аппаратурой NASA; • две длительные экcпедиции на ОС «Миp» c участием астронавтов NASA Ш. Люcид и Дж. Блаxа; • две кратковременные экспедиции многоразового транспортного КК Shuttle (STS-76 и STS-79); • большой объем научных экспериментов; • доставка на кораблях Shuttle на станцию «Мир» 3 467 кг и возвращение 823 кг российских грузов. 26

В то же время с NASA была подписана модификация контракта, предусматривающая увеличение до семи количества длительных и до девяти — краткосрочных экспедиций на ОС «Мир», а также создание антропометрической модификации корабля «Союз ТМ» — корабля «Союз ТМА». Всего по программе «Мир–NASA» выполнено более 5 400 сеансов экспериментов. При этом наряду с американским оборудованием использовалось предоставленное Россией научное оборудование (печь «Оптизон-1», установка «Инкубатор», оранжерея «Свет», комплекс дистанционного зондирования Земли «Природа»). В 1997 г. председатель подкомиссии по космонавтике-аэронавтике Конгресса США Дж. Сенсенбреннер побывал в России и ознакомился с реализацией программ «Мир» и МКС. Его не удовлетворил ход работ, и в апреле Дж. Сенсенбреннер и сенатор Д. Браун внесли в Конгресс США предложение о поправке к закону о гражданской космической деятельности, в которой были определены основные условия продолжения программы «Мир–NASA», но при этом запрещено финансирование работ, являющихся российскими обязательствами по МКС. Кроме того, американский астронавт мог находиться на ОС «Мир» только с пристыкованным КК Shuttle или при согласии конгресса с тем, что ОС «Мир» соответствует стандартам безопасности США. Видимо, конгрессмены все же поверили, что ОС «Мир» соответствует стандартам безопасности США, потому что после этой поправки еще три астронавта, как видно из табл. 6, были доставлены на ОС и работали на ней длительное время. Корабли Shuttle обеспечили доставку значительной части грузов, что позволило сократить использование кораблей «Прогресс М». Особенно большое значение имел возврат грузов (табл. 7). Таблица 7 грузопоток с использованием кораблей Shuttle в 1997 г., кг Наименование грузов

STS-81

STS-84

STS-86

Всего за 1997 г.

«Сухие» грузы

969

1 191

1 948

4 108

Вода

729

469

780

1 978

Газы

155

Всего доставлено

1 743

1 700

2 798

6 241

Возвращено

403

601

420

1 424

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

Много усилий переговорщиков понадобилось, чтобы компенсировать последствия аварии на модуле «Спектр». Авария привела к сокращению объема исследований в неповрежденных модулях, в основном из-за недостаточности энергоснабжения. Авторитет и опыт РКК «Энергия» позволили сохранить доверие зарубежных коллег. Ситуация на ОС «Мир» была воспринята международными партнерами с пониманием, что помогло изыскать возможности реализации программ при изменившихся возможностях комплекса. В соответствии с договоренностями был подготовлен пакет предложений по дополнительным работам в рамках контракта. Он включал в себя проведение новых экспериментов на ОС «Мир» силами российского экипажа, разработку и поставку дополнительного оборудования и технологий для МКС и др. По инициативе российской стороны в момент отстыковки корабля Shuttle (STS-71) космонавты А.Я. Соловьев и Н.М. Бударин сфотографировали этот процесс, предварительно отойдя на корабле «Союз ТМ-21» от станции (рис. 9). В составе экипажа STS-91 при выполнении девятого полета Shuttle к ОС «Мир» работал российский космонавт, заместитель генерального конструктора РКК «Энергия» В.В. Рюмин. Со стороны РКК «Энергия» неоднократно предлагались дополнительные полеты кораблей Shuttle к ОС, как кратковременные, так и длительные экспедиции с участием американских астронавтов. Однако, все эти предложения встречали неизменный отказ со стороны NASA. Возможно, в позиции американской стороны было больше политики, чем здравого смысла. Доказательством этому служит тот факт, что в условиях переноса сроков развертывания МКС программа полетов кораблей Shuttle столкнулась с проблемой отсутствия реальных прикладных задач. Так или иначе, полет STS-91 в июне 1998 г. завершил программы «Мир–Shuttle» и «Мир–NASA». некоторые факты полетов на оС «мир» Длительность пребывания зарубежных космонавтов на борту орбитального комплекса варьировалась от 8 сут (ЭП) и до нескольких месяцев. В течение 23-х суток работал на ОС «Мир» француз Жан-Лу Кретьен, единственный из иностранных космонавтов, побывавший на двух российских ОС: «Салют-7» и «Мир». Астронавт ЕSА У. Мербольд проработал на орбите 30 сут, из них 28 — на ОС «Мир». № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 9. Комплекс «ОС «Мир»–Shuttle»

Также имелся опыт включения иностранных космонавтов в состав экипажей ЭО с многомесячным пребыванием их на орбите. В длительных экспедициях на ОС «Мир» работали 44 человека: семь астронавтов США, по одному от ЕSА и Франции, а также 35 российских космонавтов. Из иностранных граждан наиболее длительные полеты по программе «Мир» совершили: Ж.-П. Эньере (Франция, 188 сут), Ш. Люсид (США, 188 сут), Т. Райтер (ЕSА/Германия, 179 сут). На ОС «Мир» иностранные космонавты впервые стали принимать участие во внекорабельной деятельности. Первый подобный опыт был приобретен во время выхода в открытый космос А.А. Волкова и француза Жан-Лу Кретьена 09.12.1988 г. В октябре 1995 – феврале 1996 г. Т. Райтер дважды выходил в открытый космос вместе с российскими космонавтами С.В. Авдеевым и Ю.П. Гидзенко. Всего в выходах в открытый космос участвовали 29 представителей РКА, три астронавта NASA, два космонавта Франции, один астронавт ЕSА (гражданин Германии). Интенсивность международных полетов, обширность и многоплановость работ и исследований в космосе значительно увеличивали нагрузку в период подготовки и осуществления полета прежде всего российских космонавтов. Коммерческие программы исследований по большей части выполнялись совместно. Так, экипаж 22-ой экспедиции (В.Г. Корзун и А.Ю. Калери) в начале полета выполнил с француженкой К. Андре-Деэ (Эньере) двухнедельную программу исследований по проекту «Кассиопея», затем в течение пяти месяцев, наряду с национальной программой, они работали с тремя астронавтами NASA — Ш. Люсид, Дж. Блахой, 27

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

Дж. Линенджером по проекту «Мир–NASA». На завершающем этапе совместно с космонавтом ЕSА Р. Эвальдом они участвовали в экспериментах и исследованиях по программе российско-германского полета. Наряду с совместными экспериментами осуществлялось международное разделение труда в создании сложных информационных систем, уникальных научных приборов и инструментов (рис. 10). На ОС «Мир» было размещено 241 наименование научной и целевой аппаратуры производства 27 стран общей массой более 11 т, не считая обеспечивающей аппаратуры (табл. 8).

Рис. 10. Научная аппаратура разных стран на ОС «Мир» и ее распределение

Таблица 8 научная аппаратура разных стран на оС «мир» Государство

Масса научной аппаратуры, кг

Количество наименований аппаратуры

СССР/Россия

6 977

134

США

2 391

Германия

740

Франция

665

ESA

241

Австрия

155

Голландия

125

Чехия

Япония

итого

11 351

241

Результаты выполнения международных программ исследований: суммарная масса возвращенных грузов с результатами экспериментов составила 2 035 кг, объем переданной на Землю телеметрической информации превысил 45 Гб. С 1996 г. исследования на ОС «Мир» выполнялись, главным образом, благодаря привлечению внебюджетных источников финансирования. Из-за непрерывно ухудшавшегося российского бюджетного финансирования основной акцент пришлось сделать на реализации коммерческих исследовательских программ. В общей сумме затрат на реализацию проекта ОС «Мир», составившей около 4,3 млрд долл., вклад иностранных инвесторов за период 1994–2000 гг. достиг почти 25%. В связи с отсутствием средств в сложные для России годы на последнем этапе полета станции ресурсы ОС «Мир» были, по постановлению Правительства РФ №76 от 21.01.1999 г., переданы в хозяйственное ведение РКК «Энергия». В апреле 2000 г. история орбитального комплекса «Мир» вступила в новую фазу. Впервые пилотируемый полет на ОС экспедиции ЭО-28 финансировала частная международная компания «МирКорп». Финансирование программы ОС «Мир» в этот период осуществлялось также за счет поступлений от реализации программы «Морской старт». Экипаж ЭО-28 в составе С.В. Залетина и А.Ю. Калери за почти два с половиной месяца на борту выполнил большую программу работ, в т. ч., в серии экспериментов «Плазменный кристалл-2» впервые в мире в условиях невесомости были получены устойчивые упорядоченные пространственные структуры, был выполнен один выход в открытый космос длительностью более пяти часов. Также была произведена разгрузка двух кораблей «Прогресс» и консервация станции, так как предполагалось дальнейшее ее использование. Однако, по ряду причин, Правительство РФ приняло решение о прекращении эксплуатации ОС «Мир». Опыт многолетнего широкомасштабного международного сотрудничества можно по праву считать одним из главных достижений полета орбитальной станции «Мир». использование опыта работы оС «мир» для создания мкС В процессе выполнения международных полетов на ОС «Мир» получили развитие принципиально новые, применительно к космонавтике, области взаимодействия: КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

• межправительственное и корпоративное международное сотрудничество; • отработка методов и форм международно-правовой и коммерческой деятельности; • разделение труда в создании сложнейших информационных систем, уникальнейших научных приборов и инструментов, разработанных совместно учеными и инженерами России, Франции, Австрии, Германии, таких как: – обсерватория «Рентген» на модуле «Квант»; – многоцелевой сканирующий телескопспектрометр МОМС; • формирование рынка космических услуг в процессе реализации пилотируемых программ, включая обоснование экономических критериев и показателей. При выполнении программ «Мир– Shuttle» и «Мир–NASА» ставились и решались, пожалуй, наиболее сложные задачи. Это касалось и технических вопросов взаимо-увязывания аппаратуры, и разночтений и порядка оформления документации, и нахождения консенсуса при многочисленных проверках и отработке систем, и интегрированного подхода к подготовке экипажей и работы ЦУПов. Кроме того, важнейшее значение имели финансовые и правовые вопросы, взаимодействие с правительственными органами. Можно говорить об интеграции двух разных технологических и политических культур разных стран. Этот процесс был крайне сложным, но при этом суперинтересным и полезным. Среди прочего можно назвать следующие решенные вопросы: • отработана операция стыковки корабля Shuttle с ОС; • получен опыт доставки крупногабаритных отсеков и грузов материальнотехнического обеспечения ОС, накоплен совместный опыт по макетированию размещения грузов; • осуществлен в каждом полете возврат грузов с ОС; • освоена смена космонавтов (астронавтов) с использованием корабля Shuttle; • накоплен опыт современного медицинского обеспечения экипажей; • отработано взаимодействие при внекорабельной деятельности; • получен опыт изменения и наращивания задач в ходе полета; • получен опыт выполнения обязательств сторон в условиях недофинансирования и нештатных ситуаций, в т. ч., путем учета баланса вкладов и прав. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Можно перечислить еще много достижений, полученных на орбитальной станции «Мир» и имеющих большое значение для обоснования разработки программы МКС: • опыт сборки в космосе больших конструкций и эксплуатации в течение более 15 лет в автоматическом и пилотируемом режиме многоцелевого пилотируемого комплекса массой до 250 т. Подтверждена обоснованность проектного ресурса МКС; • опыт длительной работы интернациональных экипажей на орбите и выполнения ими совместных экспериментов; • 78 выходов в открытый космос (включая три выхода в разгерметизированный модуль «Спектр») продолжительностью более 359 ч; • отработана международная система транспортно-технического обеспечения пилотируемых комплексов с использованием кораблей «Союз ТМ», «Прогресс М» и Space Shuttle; • опыт обеспечения безопасности экипажа и проведения ремонтно-восстановительных работ в космосе в аварийных ситуациях; • отработка системы подготовки экипажей и их медицинского сопровождения в полете и в период послеполетной реабилитации. Эксплуатация ОС «Мир», в т. ч., в 1999– 2001 гг., обеспечила непрерывность пилотируемых космических полетов, выполнение обязательств России по программе МКС. Опыт международного сотрудничества на ОС «Мир» помог обеспечить доверие между специалистами разных стран и правительственными организациями и собрать команду партнеров, сумевших осуществить создание МКС. Американские специалисты высоко оценивали свое участие в работах на станции «Мир». Неоднократно отмечалось, что американские астронавты провели на космической станции «Мир» 919 сут, что почти на пять месяцев превышает общее время пребывания, накопленное за 91 полет Shuttle с самого начала этой программы в 1981 г. Накопленные знания и опыт позволили уменьшить риски, повысить безопасность при реализации программы МКС. заключение Подытоживая исторический обзор, следует напомнить о различных формах международного сотрудничества в области пилотируемых полетов, которые были разработаны и получили развитие при организации полетов на советской/российской технике (рис. 11). 29

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

Рис. 11. Международное сотрудничество на советских/российских станциях и кораблях в 1975–2000 гг.

Особо следует отметить, что международное сотрудничество, в особенности в 90-е годы прошлого столетия и начале нынешнего, обеспечило непрерывность исследований на орбите, предотвратило распад научного и промышленного комплексов отечественной космонавтики. И здесь огромная роль в инициативе и осуществлении этого сотрудничества в тяжелые для страны годы принадлежит РКК «Энергия» как головной отечественной научно-производственной организации в области пилотируемой космонавтики.

Ю.П. Семенов

В.П. Легостаев

Необходимо подчеркнуть, что активную роль в развитии международного сотрудничества играли президент РКК «Энергия», генеральный конструктор Ю.П. Семенов, вице-президент, первый заместитель генерального конструктора РКК «Энергия» В.П. Легостаев; заместители генерального конструктора РКК «Энергия» — В.В. Рюмин и генеральный директор Международного научно-технического центра по полезным нагрузкам космических объектов В.П. Никитский.

В.В. Рюмин

В.П. Никитский

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МЕждуНАрОдНОЕ СОТрудНИЧЕСТвО в СфЕрЕ пИЛОТИруЕМыХ пОЛЕТОв

Исторический обзор о начале работы над проектом МКС будет представлен в следующей части настоящей работы, где будет рассмотрен весь комплекс вопросов о международном сотрудничестве при создании и эксплуатации МКС. Список литературы 1. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946–1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с. 2. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва на рубеже двух веков. 1996–2001. М.: РКК «Энергия». 2001. 1326 с. 3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва в первом десятилетии XXI века. 2001–2010. М.: РКК «Энергия», 2011. 832 с. 4. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред.

Легостаева В.П., Лопоты В.А. М.: РКК «Энергия», 2011. 550 с. 5. С.П. Королёв. Энциклопедия жизни и творчества. М.: РКК «Энергия», 2014. 704 с. 6. История развития отечественной пилотируемой космонавтики. М.: ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», 2015. 448 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. «Союз и Аполлон». Рассказывают советские ученые, инженеры и космонавты — участники совместных работ с американскими специалистами / Под ред. чл.-корр. АН СССР Бушуева К.Д. М.: Политиздат, 1976. 271 с. Статья поступила в редакцию 30.11.2016 г.

reference 1. 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. 2. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva na rubezhe dvukh vekov. 1996–2001 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia at the turn of two centuries. 1996–2001]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2001. 1326 p. 3. 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. 4. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step toward the development of the solar system exploration]. Sci. ed. Legostaev V.P., Lopota V.A. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2011. 550 p. 5. S.P. Korolev. Entsiklopediya zhizni i tvorchestva [S.P. Korolev. Encyclopedia of life and creative work]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2014. 704 p. 6. Istoriya razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki [History of the Russian manned cosmonautics development]. Moscow, Izdatel'skii dom «Stolichnaya entsiklopediya» Ltd. publ., 2015. 448 p. 7. Derechin A.G., Sinyavskii V.V., Sorokin I.V. Razvitie pilotiruemoi kosmonavtiki. In: S.P. Korolev. Entsiklopediya zhizni i tvorchestva [The development of manned cosmonautics]. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2014. Pp. 152–188. 8. Soyuz i Apollon. Rasskazyvayut sovetskie uchenye, inzhenery i kosmonavty — uchastniki sovmestnykh rabot s amerikanskimi spetsialistami [Soyuz and Apollo. Reminiscences of the Soviet scientists, engineers and cosmonauts – participants of the joint work with the U.S. specialists]. Ed. Bushuev K.D. Moscow, Politizdat publ., 1976. 271 p.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И.

УДК 629.785:[621.039.578+621.455]

концепция коСмичеСкой транСпортно-энергетичеСкой СиСтемы на оСнове Солнечного межорбитального электроракетного букСира © 2017 г. хамиц и.и., филиппов и.м., бурылов л.С., тененбаум С.м., перфильев а.в., гусак д.и. 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 представлены результаты проектно-исследовательских работ по определению технического облика и основных характеристик транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального электроракетного буксира. Анализируются преимущества использования солнечных межорбитальных буксиров при создании эффективных космических транспортных систем. Рассмотрены проектный облик солнечного буксира мощностью 400 кВт (СМБ-400) и параметры транспортной системы на его основе. Рассмотрены возможные варианты элементов энергодвигательного комплекса (солнечные и аккумуляторные батареи, электроракетные двигатели). Приведены результаты расчетов параметров транспортной системы для обеспечения грузопотока на геостационарную и окололунную орбиты. Показана привлекательность использования солнечных межорбитальных буксиров для решения коммерческих задач и освоения ближнего космического пространства в интересах перспективных пилотируемых программ. Ключевые слова: космическая транспортно-энергетическая система, солнечный межорбитальный буксир, солнечная энергодвигательная установка, космический электроракетный буксир, электроракетная двигательная установка.

a CONCEpT OF SpaCE TraNSpOrTaTION aNd pOwEr gENEraTINg SySTEm baSEd ON a SOlar ElECTrIC prOpulSION OrbITal TraNSFEr vEhIClE Khamits I.I., Filippov I.m., burylov l.S., Tenenbaum S.m., perilyev a.v., gusak d.I. S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, 141070, e-mail: post@rsce.ru

The paper presents results of design studies to determine coniguration and key parameters of a transportation and power generation system based on a solar electric propulsion orbital transfer vehicle. It provides an analysis of advantages of using solar-powered orbital transfer vehicles when setting up eicient space transportation systems. It discusses the coniguration of a 400 kW solar-powered space tug (SMB-400) and parameters of a transportation system built around it. The paper discusses diferent options for elements of the power and propulsion system (solar and storage batteries, electric propulsion). It provides calculation results for the transportation system parameters needed to support cargo traic to geostationary and circumlunar orbits. The paper makes a case for using solar-powered orbital transfer vehicles to carry out commercial and near-space exploration tasks in the interests of future manned programs. Key words: space transportation and power-generation system, solar-powered orbital transfer vehicle, solar electric propulsion system, space electric propulsion tug, electric propulsion system.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

КОНЦЕПЦИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

хамиц и.и.

филиппов и.м.

бурылов л.С.

перфильев а.в.

гуСак д.и.

тененбаум С.м.

ХАМИЦ Игорь Игоревич — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: igor.khamits@rsce.ru KHAMITS Igor Igorevich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: igor.khamits@rsce.ru ФИЛИППОВ Илья Михайлович — начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: ilia.ilippov@rsce.ru FILIPPOv Ilya Mikhaylovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: ilia.ilippov@rsce.ru БУРЫЛОВ Леонид Сергеевич — начальник лаборатории РКК «Энергия», e-mail: leonid.burylov@rsce.ru BURILOv Leonid Sergeevich — Head of Laboratory at RSC Energia, e-mail: leonid.burylov@rsce.ru ТЕНЕНБАУМ Степан Михайлович — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: stepan.tenenbaum@rsce.ru TENENBAUM Stepan Mikhaylovich — Lead engineer at RSC Energia, e-mail: stepan.tenenbaum@rsce.ru ПЕРФИЛЬЕВ Алексей Викторович — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: aleksey.perfilev1@rsce.ru PERFILYEv Aleksey viktorovich — Lead engineer at RSC Energia, e-mail: aleksey.perilev1@rsce.ru ГУСАК Дмитрий Игоревич — инженер 1 категории РКК «Энергии», e-mail: dmitriy.gusak@rsce.ru GUSAK Dmitry Igorevich — Engineer 1 category at RSC Energia, e-mail: dmitriy.gusak@rsce.ru введение Проблема создания эффективных космических транспортных систем является одним из основных факторов, ограничивающих реализацию масштабных проектов по исследованию и освоению околоземного космического пространства и Солнечной системы, в т. ч., в части выведения тяжелых телекоммуникационных платформ на высокие околоземные орбиты, доставки полезных грузов к Луне и Марсу, реализации пилотируемой марсианской экспедиции. Одним из наиболее перспективных направлений создания эффективных космических № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

транспортных систем является использование энергодвигательных комплексов с малой тягой, обеспечивающих реализацию транспортных операций с минимальными затратами рабочего тела, а также длительное энергоснабжение мощных полезных нагрузок. В них используются электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), которые в настоящее время получают все более широкое применение для довыведения космических аппаратов (КА) различного назначения на рабочие орбиты и их последующей коррекции. Использование маршевой ЭРДУ позволяет существенно уменьшить массовые затраты на межорбитальные перелеты 33

Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И.

за счет значительно большего удельного импульса и добиться увеличения доли полезной нагрузки в стартовой массе КА. Применение ЭРДУ выдвигает ряд требований к системам космических аппаратов, в первую очередь, к наличию системы энергоснабжения с высокой выходной мощностью. Необходимость использования мощной энергоустановки в составе КА (по сравнению с двигательной установкой большой тяги), как и бóльшая длительность перелета, ограничивают область использования ЭРДУ. Эффективным решением может стать создание космических транспортно-энергетических систем на основе специализированных межорбитальных буксиров с ЭРДУ — электроракетных буксиров, осуществляющих транспортные операции по доставке КА на рабочие орбиты, а также решающих ряд дополнительных задач, в т. ч., по электроснабжению полезных нагрузок. По сравнению с традиционными разгонными блоками с жидкостной ракетной двигательной установкой использование межорбитальных электроракетных буксиров позволит увеличить массу полезных нагрузок на целевых орбитах практически вдвое при аналогичном грузопотоке на низкую орбиту. Кроме того, применение электроракетных буксиров принципиально даст возможность реализовать эффективный двусторонний грузопоток, позволяя уводить завершившие активное существование КА с их рабочих орбит, освобождая космическое пространство от потенциально опасных объектов.

работ), АО «НИКИЭТ» и другими ведущими организациями ракетно-космической отрасли приняла участие в проекте «Создание транспортно-энергетического модуля на основе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса» [4]. Транспортно-энергетический модуль предназначался для доставки грузов на высокие околоземные орбиты (включая геостационарную орбиту — ГСО), к Луне, в точки либрации системы «Земля–Луна», а также для решения ряда других задач в околоземном и околосолнечном космическом пространстве. При транспортировании обеспечивалось электроснабжение полезных нагрузок. Первые разработки РКК «Энергия» в области солнечных электроракетных буксиров большой мощности появились в 1988 г. В 2001–2005 гг. РКК «Энергия» в кооперации с ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», ЦНИИмаш, ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, ИКИ РАН, ИМБП РАН и другими организациями участвовала в проектно-конструкторской разработке ключевых элементов энергодвигательного комплекса и космической платформы в обеспечение реализации пилотируемой экспедиции на Марс [5]. В проекте, наряду с ядерным, также был рассмотрен солнечный межорбитальный буксир (СМБ) мощностью 15 МВт с тонкопленочными солнечными батареями и электроракетной двигательной установкой.

научно-технический задел

Основные преимущества электроракетных буксиров с солнечной энергоустановкой: • высокая надежность и отказоустойчивость за счет многократного резервирования; • возможность создания энергоустановок в широком диапазоне мощности по идентичной технологии; • полная экологическая безопасность системы электроснабжения; • наличие развитых производственных баз по ключевым элементам; • огромный опыт успешной эксплуатации солнечной энергетики в космосе; • устойчивый прогресс основных характеристик фотоэлектрических преобразователей. Основные целевые задачи, решаемые СМБ: • создание комплексов с повышенной энерговооруженностью и широкими возможностями по маневрированию для обеспечения функционирования перспективных полезных нагрузок; • удвоение массы полезной нагрузки, доставляемой на ГСО, средние и высокие

В результате многолетних плодотворных работ, проводимых РКК «Энергия» в кооперации с ведущими организациями ракетно-космической отрасли, создан обширный научнотехнический задел в области проектирования межорбитальных электроракетных буксиров большой мощности. С середины 70-х до начала 90-х гг. прошлого столетия по Госзаказу Роскосмоса в РКК «Энергия» в широкой кооперации организаций интенсивно велись работы по разработке космической ядерной энергетической установки с использованием литий-ниобиевой технологии электрической мощностью 500-600 кВт и, на ее основе, — межорбитального электроракетного буксира «Геркулес» применительно к решению задач транспортировки на ГСО тяжелых полезных грузов и обеспечения их маневрирования в космическом пространстве [1–3]. В 2009–2012 гг. РКК «Энергия» совместно с ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» (организатор 34

преимущества и перспективы использования солнечных межорбитальных буксиров

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

КОНЦЕПЦИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

околоземные орбиты, при использовании тех же ракет-носителей (РН); • доставка грузов к Луне, в т. ч., обеспечение пилотируемой лунной программы (использование СМБ позволяет снизить требования к грузоподъемности РН); • поддержка пилотируемых программ и автоматических миссий в околосолнечном пространстве, энергодвигательное обеспечение пилотируемого полета на Марс. За рубежом в последние годы наблюдается рост интереса к тематике СМБ и интенсификация работ в этом направлении. Появляются проекты создания СМБ, предназначенных для функционирования в интересах Международной космической станции, доставки тяжелых грузов к Луне и в точки либрации системы «Земля–Луна», поддержки пилотируемых миссий на Марс и астероиды [6–10]. Степень проработки этих проектов в части навигационно-баллистического обеспечения, технического облика основных систем и конструктивно-компоновочных схем неуклонно растет, что говорит о постепенном переходе от поисковых работ к стадиям проектирования и практической реализации. Можно сделать вывод, что в настоящее время ведущими космическими державами, в первую очередь США, уже начаты широкомасштабные проектно-исследовательские работы по созданию перспективных СМБ и космических средств на их основе. Ожидается, что в период до 2020 г. появятся первые экспериментальные образцы подобных средств. облик транспортной системы на основе Смб В состав типовой транспортной системы на основе СМБ входят: • орбитальные средства (солнечный межорбитальный буксир и модули полезной нагрузки (МПН)); • средства выведения буксира и МПН; • наземные средства подготовки, обеспечения запуска и управления полетом буксира и МПН. Типовой схемой функционирования СМБ является: • стыковка с объектом транспортировки на низкой орбите; • совместный перелет на целевую орбиту; • отделение полезной нагрузки; • обратный перелет (возвращение) на низкую орбиту для выполнения нового цикла. Объектом транспортировки СМБ является не сама полезная нагрузка, а МПН. В его состав помимо полезной нагрузки входят также конструкции и служебные системы, необходимые № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

для обеспечения автономного функционирования модуля и его стыковки с СМБ, а также — система хранения и подачи рабочего тела. В случае недостаточности грузоподъемности используемой ракеты-носителя рабочее тело ЭРДУ выводится в составе блока расходных компонентов (БРК). проектный облик и структура Смб Проведенные в 2013–2014 гг. проектноисследовательские работы показали, что для создания эффективной транспортной системы, обеспечивающей коммерчески привлекательную доставку грузов на ГСО, уровень мощности СМБ должен составлять ~400 кВт. Данный уровень мощности обеспечивает возможность использовать СМБ также для доставки грузов к Луне в интересах пилотируемой лунной программы. Предлагается конструктивное и структурное разделение СМБ на два основных блока: • приборный блок (ПрБ); • энергодвигательный блок (ЭДБ). В состав ПрБ входят системы, технический облик которых не зависит (или мало зависит) от типоразмера буксира и мощности его энергоустановки. При этом становится возможной отработка как основных систем ПрБ в комплексе (включая логические и информационно-электрические связи), так и блока в целом (включая конструкцию) в составе экспериментального изделия и их дальнейшее прямое заимствование при переходе к СМБ большей мощности. В состав ЭДБ включаются системы, определяющие энергодвигательный потенциал буксира и напрямую зависящие от его типоразмера, а также системы и средства, обеспечивающие их функционирование. Для ключевых систем ЭДБ, к которым относятся система электроснабжения и ЭРДУ, предлагается модульное исполнение. На рис. 1 и 2 представлен проектный облик солнечного межорбитального буксира мощностью 400 кВт (СМБ-400).

Рис. 1. Внешний вид СМБ-400 в рабочей конфигурации

Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И.

Рис. 2. Внутренняя компоновка СМБ-400: 1 — стыковочный агрегат; 2 — всенаправленная антенна; 3 — звездный датчик; 4 — остронаправленная антенна; 5 — антенна спутниковой навигации; 6 — изогридная углепластиковая колонна; 7 — система ориентации солнечных батарей; 8 — зона размещения аккумуляторных батарей; 9 — блоки системы электроснабжения; 10, 11 — блоки ЭРДУ; 12 — ЖРД ориентации; 13 — поворотная платформа ЭРД; 14 — маршевые ЖРД; 15 — телекамера; 16 — блоки бортовых систем; 17 — сотопанели; 18 — солнечная батарея; 19 — баки рабочего тела ЭРДУ; 20 — баки горючего и окислителя ЖРД; 21 — двигательный модуль ЭРДУ

Основные технические характеристики СМБ-400: мощность ЭРДУ 400 кВт; удельный импульс ЭРДУ ~30 000 м/с; тяга ЭРДУ ~16 Н; сухая масса СМБ ~11 т; масса рабочего тела (ксенон) до 8 т; масса топлива (АТ, НДМГ)* до 1,8 т; базовая околоземная орбита 51,6°, 370 км; длина по корпусу 11,5 м; максимальный диаметр описанной окружности в транспортном положении 4,57 м; размах солнечных батарей 81,4 м; орбиты функционирования околоземная, окололунная; ресурс СМБ 10 лет; ресурс ЭРДУ ≥36 000 ч. Массовая сводка СМБ-400 (масса приведена в кг): приборный блок (ПрБ): 1 181; система управления бортовым комплексом 156; система бортовых измерений 30; бортовая радиотехническая система 40; система управления движением и навигации 54; телевизионная система 30; система обеспечения теплового режима ПрБ 67; * АТ — азотный тетраоксид; НДМГ — несимметричный диметилгидразин. 36

система электроснабжения ПрБ 104; корпус с установкой составных частей 250; система стыковки 300; бортовая кабельная сеть 150; энергодвигательный блок (ЭДБ): 9 445; система электроснабжения ЭДБ 3 300; система обеспечения теплового режима ЭДБ 700; электроракетная двигательная установка 3 000; автономная двигательная установка (ЖРДУ) 1 100; корпус с установкой составных частей 1 000; система ориентации солнечных батарей 45; бортовая кабельная сеть 300; суммарная сухая масса буксира 10 626; система заправки ЭРДУ и ЖРДУ: 9 772; ксенон 8 000; АТ 1 143; НДМГ 617; гелий 12; суммарная масса буксира с заправками 20 398. Система электроснабжения. В качестве одного из вариантов солнечной батареи (СБ) была рассмотрена перспективная СБ рулонного типа по технологии ROSA (Roll-Out Solar Array) и Mega-ROSA американской компании Deployable Space Systems (DSS). Данная технология позволяет достичь высокой удельной мощности (200…500 Вт/кг) и наименьшего объема СБ в сложенном состоянии (более 40 кВт/м3) [11]. Таким образом, при использовании технологии ROSA масса солнечной батареи в наихудшем случае (200 Вт/кг) должна составить 2 000 кг. Аналогичная по мощности СБ, выполненная по традиционной технологии с жестким каркасом, имела бы массу около 10 800 кг. Раскрытие солнечной батареи ROSA происходит за счет упругих сил входящих в ее структуру силовых элементов — гибких балок, сворачиваемых в рулон (Elastic Roll-Out Boom Deployers) [12]. Для СБ ROSA (Mega-ROSA) уже проведен большой объем наземной экспериментальной отработки, и в ближайшее время можно ожидать проведения испытаний в условиях космического пространства. Оценка характеристик СБ проводилась при применении фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на основе арсенида галлия фирмы Azur Space с тремя переходами и КПД, равным 30% [13]. Деградация по мощности батареи фотоэлектрической (БФ), производящей электроэнергию части СБ, на конец десяти лет эксплуатации по типовой программе полета составит 21,4% КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

КОНЦЕПЦИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

Холловские двигатели СПД-290 и ТМ-50 отвечают заданным требованиям и на сегодняшний день носят статус инженерной модели. После проведения достаточного объема испытаний, в т. ч. ресурсных, можно будет сделать вывод о степени их пригодности для использования в СМБ. По предварительным оценкам, перспективный двухступенчатый двигатель с анодным слоем на иоде разработки РКК «Энергия» обладает лучшими характеристиками и бóльшим потенциалом для увеличения мощности. Принимая во внимание тот факт, что РКК «Энергия» может стать потенциальным разработчиком и изготовителем солнечных буксиров в нашей стране, представляется целесообразным использовать существующий задел для создания собственного ЭРД большой мощности на базе двигателя ДАС-200. В работе [16] показано, что дорогостоящий ксенон, традиционно используемый в ЭРД, может быть успешно заменен дешевым иодом. Годовой объем добычи иода (~25 000 т) позволит, не прибегая к закупкам ксенона за рубежом, полностью обеспечить рабочим телом целую группировку СМБ различного назначения. Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ). Помимо ЭРДУ в состав СМБ входит ЖРДУ, предназначенная для довыведения СМБ на орбиту функционирования, а также для построения и поддержания ориентации на тех этапах полета, на которых не используется ЭРДУ. Для дальнейших проработок был выбран вариант ЖРДУ на высококипящих компонентах топлива (АТ, НДМГ) с вытеснительной системой подачи.

при толщине защитного стекла 170 мкм и 14% — при толщине 300 мкм. Удельная мощность БФ на квадратный метр панели в точке летнего солнцестояния при коэффициенте заполнения ФЭП на панели, близком к оптимальному и равному 0,865, составит около 260 Вт/м2. Таким образом, площадь панелей СБ будет составлять 1 538 м2 или — с учетом деградации 14% – 1 789 м2. Для обеспечения электропитания буксира на этапе выведения и теневых участках орбиты было предложено использовать аккумуляторные батареи (АБ) разработки ПАО «Сатурн» (г. Краснодар), построенные на основе литийионной электрохимической системы. В соответствии с требуемыми мощностными и емкостными характеристиками были выбраны АБ типа 23ЛИ-20 (2 шт.) и 7ЛИ-20 (2 шт.). Масса АБ 23ЛИ-20 составляет ~60 кг, а 7ЛИ-20 — ~40 кг. Электроракетная двигательная установка. Исходя из баллистических расчетов, ЭРДУ должна иметь удельный импульс 30 000 м/с и суммарную тягу не менее 16 Н. По предварительным оценкам, тяговый модуль (единичный ЭРД с блоком газораспределения) должен обладать следующими характеристиками: потребляемая мощность ≥25 кВт; удельный импульс 30 000…40 000 м/с; тяга ≥1 Н; ресурс ≥36 000 ч; возможность работы на альтернативном рабочем теле (иод, ртуть). На сегодняшний день в России существует всего несколько двигателей, чьи характеристики приближаются к требуемым: • СПД-290; • ТМ-50; • ИД-500; • перспективный ДАС на иоде. Основные характеристики двигателей приведены в таблице. Из приведенной таблицы видно, что только ионный двигатель ИД-500 не обладает достаточной тягой для выполнения СМБ транспортных операций в установленные сроки.

параметры транспортной системы для типовых миссий Смб В качестве типовых миссий СМБ рассматривались следующие: • доставка грузов на ГСО; • доставка грузов к Луне по однопусковой схеме;

основные характеристики эрд большой мощности Разработчик

Наименование

Мощность, кВт

Тяга, Н

Удельный импульс, м/с

ОКБ «Факел»

СПД-290 [14]

5…30

1,5

33 000

ЦНИИмаш

ТМ-50 [14]

10…50

1,0–1,5

30 000…70 000

ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»

ИД-500 [15]

0,725

70 000

РКК «Энергия»

ДАС на иоде [16]

1,27–2,04

15 000…30 000

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И.

• доставка грузов к Луне по двухпусковой схеме. Предлагаемые для выведения полезных нагрузок ракеты-носители: • РН тяжелого класса грузоподъемностью 24,5 т; • перспективная РН тяжелого класса грузоподъемностью 40 т; • перспективная РН сверхтяжелого класса (СТК) грузоподъемностью 65–70 т. Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов на ГСО приведены ниже: масса полезной нагрузки ~8 т; масса МПН при выведении ~24,5 т; масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~11,4 т; длительность доставки ~6,5 мес; длительность цикла ~9,5 мес; тип РН РН тяж. кл. 24,5 т. Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов к Луне по однопусковой схеме (совместное выведение полезной нагрузки и БРК в составе МПН): масса полезной нагрузки ~32 т; масса МПН при выведении ~63 т; масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~21,6 т; длительность доставки ~13 мес; длительность цикла ~16 мес; тип РН РН СТК 65–70 т.

Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме (раздельное выведение полезной нагрузки и БРК): оптимизированные параметры ЭРДУ: удельный импульс 35 000 м/с; тяга ЭРДУ 13,5 Н; длительность доставки ~15 мес; длительность цикла ~18 мес; первый пуск (блок расходных компонентов): масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~18,5 т; масса БРК при выведении ~24,5 т; тип РН РН тяж. кл. 24,5 т; второй пуск (модуль полезной нагрузки): масса полезной нагрузки ~32 т; масса МПН при выведении ~37 т; тип РН РН тяж. кл. 40 т. Схема доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме представлена на рис. 3. выводы Результаты работ в области солнечных электроракетных буксиров в нашей стране и за рубежом наглядно демонстрируют конкурентные преимущества этого класса средств межорбитальной транспортировки для задач транспортирования грузов в околоземном космическом пространстве, в особенности, если сроки доставки не имеют решающего

Рис. 3. Схема доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме при использовании ракет-носителей грузоподъемностью 24,5 и 40 т Примечание. БРК — блок расходных материалов; СМБ — солнечный межорбитальный буксир; МНП — модуль полезной нагрузки.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

КОНЦЕПЦИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

значения. Устойчивый прогресс в развитии технологий, относящихся к энергодвигательному комплексу, постепенно позволит использовать солнечные межорбитальные буксиры в масштабных пилотируемых программах по освоению Луны, Марса и других объектов Солнечной системы. Для построения к 2030 г. эффективной транспортной системы на основе солнечных межорбитальных буксиров в обеспечение пилотируемой лунной программы уже в ближайшее время необходимо развернуть полномасштабные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы в этой области. Список литературы 1. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. Легостаева В.П. и Лопоты В.А. М.: РКК «Энергия», 2011. 584 с. 2. Легостаев В.П., Лопота В.А., Синявский В.В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4–15. 3. Синявский В.В. Научно-технический задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25–45. 4. Афанасьев И.Б. Разработка ядерного буксира продолжается // Новости космонавтики. 2013. № 12. С. 37–39. 5. Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. Коротеева А.С. М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, 2006. 320 с. 6. Mercer C.R., McGuire M.L., Oleson S.R., Barrett M.J. Solar electric propulsion for human space exploration, NASA/TM-2016-218921. Режим доступа: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/ casi.ntrs.nasa.gov/20160003683.pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 7. Hofman D.J., Kerslake T.W., Hojnicki J.S., Manzella D.H., Falck R.D., Cikanek III H.A., Klem M.D., Free J.M. Concept design of high power solar electric propulsion vehicles for human exploration, NASA/TM-2011-217281. Режим доступа: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi. ntrs.nasa.gov/20120000068.pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 8. Myers R., Carpenter C. High power solar electric propulsion for human space exploration architectures // 32nd International Electric Propulsion Conference, 2011. IEPC-2011-261. Режим доступа: http://erps.spacegrant.org/uploads/ images/images/iepc_articledownload_1988№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

2007/2011index/IEPC-2011-261.pdf (дата обращения 05.10.2016 г.). 9. Moore C. Technology development for NASA’s asteroid redirect mission, IAC-14-D2.8-A5.4.1. Режим доступа: https://www.nasa.gov/sites/ default/files/files/IAC-14-D2_8-A5_4_1-Moore. pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 10. Spores R., Monheiser J., Dempsey B.P., Darren W., Creel K., Jacobson D., Drummond G. A solar electric propulsion cargo vehicle to support NASA lunar exploration program // 29th International Electric Propulsion Conference, 2005. IEPC-2005-320. Режим доступа: http://erps. spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_ articledownload_1988-2007/2005index/320.pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 11. Spence B.R. NASA SBIR/STTR technologies. Modular ultra-high power solar array architecture. Режим доступа: http://techport.nasa.gov/ ile/14526 (дата обращения 10.10.2016 г.). 12. Sickinger C., Herbeck L., Ströhlein T., TorrezTorres J. Lightweight deployable booms: design, manufacture, veriication, and smart materials application // 55th International Astronautical Congress, 2004. IAC-04-I.4.10. Режим доступа: http://www.dlr.de/fa/Portaldata/17/Resources/ dokumente/institut/2004/2004_04.pdf (дата обращения 10.10. 2016 г.). 13. Bett A.W., Dimroth F., Guter W., et al. Highest eiciency multi-junction solar cell for terrestrial and space applications // 24th European Photovoltaic Solar Energy Conference and Exhibition, 2009. Режим доступа: https:// www.ise.fraunhofer.de/de/veroeffentlichungen/ k o n fe r e n z b e i t r a e g e / 2 0 0 9 / 2 4 t h - e u r o p e a n photovoltaic-solar-energy-conference-andexhibition-hamburg-germany/bett_1ap.1.1.pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 14. Гусев Ю.Г., Пильников А.В. Роль и место электроракетных двигателей в Российской космической программе // Электронный журнал «Труды МАИ». 2012. Выпуск № 60. Режим доступа: https://www.mai.ru/upload/iblock/1c5/roli-mesto-elektroraketnykh-dvigateley-v-rossiyskoykosmicheskoy-programme.pdf (дата обращения 10.10.2016 г.). 15. Ловцов А.С., Селиванов М.Ю. Огневые испытания ионного двигателя высокой мощности для перспективных транспортных модулей // Известия РАН. Энергетика. 2014. № 6. С. 3–9. 16. Островский В.Г., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Черашев Д.В. Электроракетная двигательная установка на основе двигателей с замкнутым дрейфом электронов на иоде // Космическая техника и технологии. 2013. № 2. С. 42–52. Статья поступила в редакцию 05.12.2016 г. 39

Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л.С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И.

reference 1. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step towards the development of technologies of the solar system exploration]. Sci. ed. Legostaev V.P., Lopota V.A. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2011. 584 p. 2. Legostaev V.P., Lopota V.A., Sinyavskiy V.V. Perspektivy i efektivnost' primeneniya kosmicheskikh yaderno-energeticheskikh ustanovok i yadernykh elektroraketnykh dvigatel'nykh ustanovok [Prospects for and eiciency in application of space nuclear power plants and nuclear electrorocket propulsion systems]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 1, pp. 4–15. 3. Sinyavskiy V.V. Nauchno-tekhnicheskii zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital'nomu buksiru «Gerkules» [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle Hercules]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 3, pp. 25–45. 4. Afanas'ev I.B. Razrabotka yadernogo buksira prodolzhaetsya [The nuclear tug development is in progress]. Novosti kosmonavtiki, 2013, no. 12, pp. 37–39. 5. Pilotiruemaya ekspeditsiya na Mars [The manned expedition to Mars]. Ed. Koroteev A.S. Moscow, Rossiiskaya akademiya kosmonavtiki im. K.E. Tsiolkovskogo publ., 2006. 320 p. 6. Mercer C.R., McGuire M.L., Oleson S.R., Barrett M.J. Solar electric propulsion for human space exploration, NASA/TM-2016-218921. Available at: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa. gov/20160003683.pdf (accessed 10.10.2016). 7. Hofman D.J., Kerslake T.W., Hojnicki J.S., Manzella D.H., Falck R.D., Cikanek III H.A., Klem M.D., Free J.M. Concept design of high power solar electric propulsion vehicles for human exploration, NASA/ TM-2011-217281. Available at: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20120000068.pdf (accessed 10.10.2016). 8. Myers R., Carpenter C. High power solar electric propulsion for human space exploration architectures. 32nd International Electric Propulsion Conference, 2011. IEPC-2011-261. Available at: http://erps. spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2011index/IEPC-2011-261.pdf (accessed 05.10.2016). 9. Moore C. Technology development for NASA’s asteroid redirect mission, IAC-14-D2.8-A5.4.1. Available at: https://www.nasa.gov/sites/default/iles/iles/IAC-14-D2_8-A5_4_1-Moore.pdf (accessed 10.10.2016). 10. Spores R., Monheiser J., Dempsey B.P., Darren W., Creel K., Jacobson D., Drummond G. A solar electric propulsion cargo vehicle to support NASA lunar exploration program. 29th International Electric Propulsion Conference, 2005. IEPC-2005-320. Available at: http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_ articledownload_1988-2007/2005index/320.pdf (accessed 10.10.2016). 11. Spence B.R. NASA SBIR/STTR technologies. Modular ultra-high power solar array architecture. Available at: http://techport.nasa.gov/ile/14526 (accessed 10.10.2016). 12. Sickinger C., Herbeck L., Ströhlein T., Torrez-Torres J. Lightweight deployable booms: design, manufacture, veriication, and smart materials application. 55th International Astronautical Congress, 2004. IAC-04-I.4.10. Available at: http://www.dlr.de/fa/Portaldata/17/Resources/dokumente/institut/2004/2004_04.pdf (accessed 10.10. 2016). 13. Bett A.W., Dimroth F., Guter W., et al. Highest eiciency multi-junction solar cell for terrestrial and space applications. 24th European Photovoltaic Solar Energy Conference and Exhibition, 2009. Available at: https:// www.ise.fraunhofer.de/de/veroeffentlichungen/konferenzbeitraege/2009/24th-european-photovoltaicsolar-energy-conference-and-exhibition-hamburg-germany/bett_1ap.1.1.pdf (accessed 10.10.2016). 14. Gusev Yu.G., Pil'nikov A.V. Rol' i mesto elektroraketnykh dvigatelei v Rossiiskoi kosmicheskoi programme [The role and the place of electrorocket engines in the Russian space program]. Elektronnyi zhurnal «Trudy MAI», 2012, issue 60. Available at: https://www.mai.ru/upload/iblock/1c5/rol-i-mesto-elektroraketnykhdvigateley-v-rossiyskoy-kosmicheskoy-programme.pdf (accessed 10.10.2016). 15. Lovtsov A.S., Selivanov M.Yu. Ognevye ispytaniya ionnogo dvigatelya vysokoi moshchnosti dlya perspektivnykh transportnykh modulei [Firing tests of the high-power ion engine for the advanced transportation modules]. Izvestiya RAN. Energetika, 2014, no. 6, pp. 3–9. 16. Ostrovskii V.G., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Cherashev D.V. Elektroraketnaya dvigatel'naya ustanovka na osnove dvigatelei s zamknutym dreifom elektronov na iode [The electric rocket propulsion system based on iodine thrusters with closed drift of electrons]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 2, pp. 42–52.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МОДЕЛИРОВАНИЕ МЕТОДОМ пОТОКОв

УДК 533.17: 519.67

моделирование методом потоков течения в диффузорной чаСти регулируемого Сопла тормозного двигателя возвращаемого аппарата © 2017 г. бабаков а.в.1, белошицкий а.в.2, гайдаенко в.и.1, дядькин а.а.2 Институт автоматизации проектирования РАН (ИАП РАН) 2-я Брестская ул., 19/18, г. Москва, Российская Федерация, 123056, e-mail: icad@icad.org.ru 1

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

На основе консервативного метода потоков осуществлено численное моделирование потока вязкого теплопроводного газа внутри диффузорной части пространственного сопла. Расчеты проведены в широком диапазоне изменения параметров, влияющих на характер и структуру потока, в частности, на отрыв потока внутри сопла. Рассматривалось критическое сечение сопла прямоугольной формы, величина которого может меняться за счет изменения размера одной стороны. Плоскость среза сопла сильно наклонена по отношению к его продольной оси. Проведены исследования влияния величины площади критического сечения и давления в конфузорной части на параметры потока в диффузорной части сопла, положение отрыва потока, а также на поперечные силы, действующие на внутреннюю часть сопла. Приводятся распределения параметров течения внутри сопла. Осуществляется визуализация структуры потока внутри и вне сопла. Расчеты выполнены на основе параллельных алгоритмов, реализованных на многопроцессорном вычислительном комплексе кластерной архитектуры с использованием до 1 000 вычислительных узлов. Ключевые слова: сопло, отрыв потока, численное моделирование, параллельные алгоритмы.

SImulaTION by Flux mEThOd OF FlOw IN dIvErgENT SECTION OF adjuSTablE NOZZlE OF braKINg ENgINE FOr rE-ENTry vEhIClE babakov a.v.1, beloshitskiy a.v.2, gaydaenko v.I.1, dyadkin a.a.2 1

Institute for Computer-Aided Design of Russian Academy of Sciences (ICAD RAS) 19/18 Vtoraya Brestskaya str., Moscow, 123056, Russian Federation, e-mail: icad@icad.org.ru 2

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 The flow of viscous heat-conducting gas inside the divergent section of a three-dimensional nozzle was numerically simulated using a conservative flux method. Calculations were performed over a broad range of variations of parameters which affect the flow nature and patterns, in particular, flow separation inside the nozzle. A rectangular nozzle throat section was examined, the size of which could be adjusted by varying the length of one of the sides. The nozzle exit plane was steeply inclined with respect to its longitudinal axis. Studies were conducted of the efects that the throat section area and the pressure in the convergent section have on the parameters of the flow in the divergent section of the nozzle, the flow separation position, as well as on the lateral forces acting on the inner part of the nozzle. Distributions of low parameters inside the nozzle are provided. Flow patterns both inside and outside the nozzle were visualized. The computation was performed using parallel algorithms implemented on a multi-processor cluster-architecture supercomputer using up to 1 000 computational nodes. Key words: nozzle, low separation, numerical simulation, parallel algorithms.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Бабаков А.В., Белошицкий А.В., Гайдаенко В.И., Дядькин А.А.

бабаков а.в.

белоШицкий а.в.

гайдаенко в.и.

дядькин а.а.

БАБАКОВ Александр Владимирович — доктор физико-математических наук, заместитель директора ИАП РАН, e-mail: avbabakov@mail.ru BABAKOv Alexander vladimirovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics), Deputy Director of ICAD RAS, e-mail: avbabakov@mail.ru БЕЛОШИЦКИЙ Александр Васильевич — кандидат физико-математических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru BELOSHITSKIY Alexander vasilyevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics, Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru ГАЙДАЕНКО Валерий Иванович — доктор технических наук, главный научный сотрудник ИАП РАН, e-mail: g-v-i@mail.ru GAYDAENKO valery Ivanovich — Doctor of Science (Engineering), Chief research scientist at ICAD RAS, e-mail: g-v-i@mail.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 введение Важным этапом возвращения космических аппаратов является посадка. Перспективные многоразовые космические возвращаемые аппараты капсульного типа с малым аэродинамическим качеством для обеспечения мягкой посадки используют посадочные двигательные установки с глубоким регулированием тяги [1]. Элементами конструкции таких двигателей могут быть регулируемые сопла. Режим работы таких сопел изменяется, как правило, путем несимметричного перекрытия части площади критического сечения сопла и изменения давления в камере сгорания, что, наряду с применением прямоугольного критического сечения, сильно усложняет картину течения в сопле. Эти особенности могут приводить к потере тяги, появлению дополнительных боковых сил и увеличению нестационарности течения, что необходимо учитывать при разработке системы. В работе [2] исследовалось влияние одностороннего изменения площади критического сечения при сохранении плоскости симметрии на характеристики течения 42

в сопле с круглым поперечным сечением и кососрезанным выходным сечением. Обнаружено появление дополнительной нескомпенсированной нормальной силы. В настоящей работе проводится численное исследование течений в соплах с кососрезанным выходным сечением и прямоугольным критическим сечением при его несимметричном перекрытии на основе параллельных алгоритмов консервативного метода потоков с использованием модели вязкого теплопроводного газа. Вычисления проведены в широком диапазоне изменения параметров, влияющих на характер и структуру потока внутри сопла, в частности, на отрыв потока внутри сопла. Такими параметрами являются отношение полного давления в конфузорной дозвуковой части сопла к полному давлению в окружающей среде и изменяемая площадь критического сечения сопла. Рассматривается влияние вышеуказанных параметров на положение отрыва потока, на поперечные силы, действующие на внутреннюю поверхность диффузорной части сопла. Приводятся поля газодинамических характеристик течения. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МОДЕЛИРОВАНИЕ МЕТОДОМ пОТОКОв

Таблица

постановка задачи. численный метод Рассматривается течение вязкого теплопроводного сжимаемого газа в диффузорной части сопла. Форма диффузорной части номинального сопла и связанная система координат OXYZ, используемые в расчетах, приведены на рис. 1. Критическое сечение сопла имеет прямоугольную форму. Сразу за критическим сечением имеется небольшой участок сопла, в котором форма сечения постоянна и совпадает с формой критического сечения номинального сопла. Далее находится переходный участок, на котором форма сечения сопла меняется от прямоугольной до круглой. Далее диффузорная часть сопла состоит из состыкованных между собой участков, имеющих форму усеченных прямых конусов. В дальнейшем используются безразмерные единицы длины, в которых линейные размеры отнесены к величине радиуса окружности, описанной около прямоугольного критического сечения номинального сопла. Центр принятой в работе правосторонней системы координат совпадает с центром критического сечения. Ось ОХ направлена вдоль оси сопла, ось ОY направлена вдоль большей стороны прямоугольника, образующего критическое сечение, а ось OZ — вдоль меньшей стороны критического сечения. Меридиональный угол θ отсчитывается в плоскости ОYZ от положительного направления оси OY в сторону положительного направления оси ОZ. Размеры номинального критического сечения по осям ОY и ОZ составили ly* = 1,557 и lz* = 1,255, соответственно, а площадь критического сечения при этом равна s*0 = 1,954. Тринадцать угловых точек контура сопла определяют его геометрию. Угловые точки обозначены на рис. 1 точками и цифрами 1–13, а их координаты приведены в таблице.

координаты угловых точек, определяющих геометрию диффузорной части сопла № точки

0,000

–0,779

0,871

–0,779

1,938

–1,065

2,269

–1,228

4,131

–1,495

6,038

–1,762

7,944

–1,867

9,851

–1,967

11,758

–2,066

13,664

–2,167

15,571

–2,267

17,477

–2,367

19,079

–2,452

Плоскость среза сопла имеет вид Ax + By + D = 0, с коэффициентами, имеющими значения А = 0,318; В = 0,948; D = –3,733. Срез сопла расположен вдоль оси ОХ от значения хs1 = 6,43 до значения хs2 = 19,079. Кроме номинального сопла, описанного выше, рассматривались сопла, у которых при неизменной форме диффузорной части площадь критического сечения менялась, моделируя перекрытие критического сечения регулируемого сопла. Форма критического сечения оставалась прямоугольной, оно располагалось по оси y между значениями y = –ly*/2 и y = ly*/2, по оси z между значениями z = zz и z = lz*/2 (zz — переменная z-координата края критического сечения). Переменная граница критического сечения изображена на рис. 1 пунктирной линией. Площадь критического сечения при этом равна sz* = (lz*/2 – zz)ly*.

Рис. 1. Форма диффузорной части сопла: 1–13 — номера угловых точек контура сопла; θ — меридиональный угол; ▃ ▃ — переменная граница критического сечения сопла

Примечание. Используются безразмерные переменные. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Бабаков А.В., Белошицкий А.В., Гайдаенко В.И., Дядькин А.А.

Отметим, что в случае номинального критического сечения рассматриваемая задача симметрична относительно плоскости OXY, и эта симметрия нарушается при изменении площади критического сечения. Рассматриваемая среда — вязкий теплопроводный газ с отношением удельных теплоемкостей γ = 1,4. Параметры газа в критическом сечении считаются заданными и постоянными. В дальнейшем используются безразмерные единицы, в которых плотность, скорость и температура отнесены к ρ*, V*, T * — плотности, скорости и температуре в критическом сечении. При таком выборе безразмерных единиц давление в критическом сечении р* = 1/γ = 0,714. Полное давление p0 = p*((γ + 1)/2)γ/(γ – 1) = 1,352. Температура газа во внешней среде на бесконечности принималась равной Тa = 0,135. Число Рейнольдса, вычисленное по параметрам и диаметру критического сечения, составляет Re = 2∙106. В расчетах задавалось отношение полного давления адиабатически заторможенного потока к давлению внешней среды на бесконечности n = р0 /рa. Численные исследования осуществлялись на основе нестационарного варианта консервативного метода потоков [3, 4], основанного на конечно-разностной аппроксимации законов сохранения, записанных в интегральной форме для каждого конечного объема вычислительной сетки. Разработанные параллельные алгоритмы [5] реализованы на вычислительном комплексе кластерной архитектуры Межведомственного суперкомпьютерного центра Российской академии наук. В расчетах использовалось до 1 000 процессоров. Расчетная область представляет собой цилиндр радиусом 25 и длиной 100 безразмерных единиц, расположенный вдоль оси ОХ от начала координат. Вычисления проводились на вычислительных сетках, которые экспоненциально сгущались при приближении к стенкам сопла как внутри, так и снаружи сопла. Используемые сетки обладают осевой симметрией, в которой ось симметрии совпадает с осью ОХ. Число разбиений сетки в расчетах достигало значений: 400 — по оси ОХ, 150 — по радиусу и 100 — по меридиональному углу θ. На рис. 2 для примера показан фрагмент вычислительной сетки в сечении x = const на переходном участке сопла. 44

Рис. 2. Фрагмент сетки на переходном участке сопла

результаты расчетов В настоящем разделе приводятся результаты расчетов течения в сопле для значений параметра n = 80; 60; 40; 20 и относительной площади критического сечения сопла = sz*/s*0 , изменяемой в интервале 1,0…0,5. Особенностью получившихся численных решений является наличие отрыва потока на внутренней поверхности сопла. Для значений n = 80; 60; 40 линия первоначального отрыва находится в пределах среза сопла между значениями х = хs1 и х = хs2. Для n = 20 линии первоначального отрыва находятся между критическим сечением и плоскостью х = хs1. На рис. 3 в качестве примера показаны линии тока, а цветом — значения Vt-проекций касательных скоростей на меридиональные плоскости скоростей в ближайших к внутренней поверхности сопла расчетных точках при относительной площади критического сечения = 0,8 для значений n = 80; 60; 40; 20. На рисунке хорошо видна первоначальная линия отрыва потока, которая сдвигается вглубь сопла при уменьшении n. На рис. 4 показана зависимость координаты точки отрыва xs на поверхности сопла от числа n для меридионального угла θ = π и относительной площади критического сечения =1; 0,9; 0,8; 0,5. Как и следовало ожидать, точка отрыва xs сдвигается к критическому сечению при уменьшении n и . На рис. 5 показаны распределения отношения давлений р/р0 на внутренней поверхности сопла вдоль линий с постоянными значениями меридионального угла θ = 0; π/2; π; 3π/2 для относительной площади критического сечения = 0,8. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МОДЕЛИРОВАНИЕ МЕТОДОМ пОТОКОв

а)

б)

в)

г)

Рис. 3. Линии тока и значения скоростей в ближайших к поверхности сопла расчетных точках: а — n = 80; б — n = 60; в — n = 40; г — n = 20; 1 — линия отрыва

Примечание. Vt – значение проекции касательной составляющей скорости на меридиональную плоскость; n = р0 /рa — отношение полного давления газа на входе в сопло к давлению внешней среды на бесконечности; относительная площадь критического сечения = 0,8. Масштаб в поперечных координатах увеличен.

Рис. 4. Зависимость координаты точки отрыва xs от n на поверхности сопла в меридиональной плоскости θ = π: ——

= 1; — —

Примечание. сечения.

= 0,9; — —

= 0,8; — —

= 0,5

— относительная площадь критического

Распределения давлений при n = 80; 60; 40; 20 совпадают до точек отрыва потока или до края сопла и далее принимают значения, близкие к атмосферному давлению, а точка отрыва потока смещается к критическому сечению при уменьшении n. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

На рис. 6 для = 0,8 представлены зависимости р/р0 от х на стенке сопла в той его части, где для рассмотренных значений n еще нет отрыва потока. В этом случае результаты расчетов практически не зависят от n (с точностью до толщин линий на рис. 6). Приведены кривые, полученные в сечениях θ = 0; π/2; π; 3π/2. Данные в сечениях θ = 0; π практически совпадают и изображены одной кривой. Видно, что в случае θ = 3π/2 сразу за критическим сечением образуется зона разрежения, которая при увеличении х сменяется зоной повышенного давления. Эта зона повышенного давления хорошо видна на рис. 7, где показаны зависимости р/р0 от азимутального угла θ в двух сечениях х = 3,1; 6,42 и для двух значений относительной площади критического сечения = 1; 0,8. Возникающая несимметричность (относительно θ = π) зависимости р/р0 от θ в сечении х = 3,1 сглаживается по мере приближения к выходному сечению сопла. Отметим, что на рис. 7 кривые 1, 2 описывают зависимости для n = 80; 60; 40; 20, в то время как кривые 3, 4 описывают зависимости для n = 80; 60; 40, так как в случае n = 20 отрыв потока происходит до сечения х = 6,42. 45

Бабаков А.В., Белошицкий А.В., Гайдаенко В.И., Дядькин А.А.

а)

б)

в)

г)

Рис. 5. Зависимость р/р0 от х на внутренней части сопла ( — — n = 40; — — n = 60; — — n = 80

Рис. 6. Зависимость р/р0 от х ( — — θ = π/2; — — θ = 3π/2

= 0,8): — — θ = 0; π;

= 0,8): а — θ = 0; б — θ = π/2; в — θ = π; г — θ = 3π/2; — — n = 20;

Рис. 7. Зависимости р/р0 от θ: 1 — х = 3,1; = 0,8; 3 — х = 6,42;

= 1; 4 — х = 6,42;

= 1; 2 — х = 3,1; = 0,8

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МОДЕЛИРОВАНИЕ МЕТОДОМ пОТОКОв

На рис. 8 показаны зависимости нормальной относительной силы = (Fy–Fay)/I* от относительной площади критического сечения для значений n = 80; 60; 40.

а)

б)

Рис. 8. Зависимость относительной силы тельной площади критического сечения 2 — n = 60; 3 — n = 40

от относи: 1 — n = 80;

— проекция на ось ОY газодинаЗдесь мических сил, действующих на внутреннюю боковую поверхность диффузорной части сопла; a — y-составляющая газодинамической силы, действующей на внутреннюю диффузорную часть сопла, если считать, что давление внутри сопла постоянно и равно атмосферному pa; I*= ρ*V*2sz* — импульс потока в критическом сечении. Положительные значения говорят о том, что струя вытекает из сопла отклоненной вниз, в сторону отрицательных значений у, и наоборот — отрицательные значения говорят об отклонении струи вверх, в сторону положительных значений у. Чем больше абсолютное значение | |, тем на больший угол отклоняется струя. Иллюстрацией этого является рис. 9, на котором показаны поля чисел Маха в плоскости ОХY в случае n = 60 и значений = 1,0; 0,8; 0,5. В соответствии с кривой на рис. 8 струя на рис. 9 незначительно отклоняется вниз при = 1, и с уменьшением это отклонение увеличивается. На рис. 10 показаны зависимости коэффициента силы = Fz /I* от относительной площади критического сечения для значений n = 80; 60; 40; 20. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

в) Рис. 9. Поле локальных чисел Маха в плоскости OXY (n = 60): = 1; б — = 0,8; в — = 0,5 а—

Рис. 10. Зависимость относительной поперечной силы относительной площади критического сечения

от

: 1 — n = 80;

2 — n = 60; 3 — n = 40; 4 — n = 20

— проекция на ось ОZ поперечных газодинамических сил, действующих на внутреннюю боковую поверхность диффузорной части сопла. Положительные значения кривой говорят о том, что струя вытекает 47

Бабаков А.В., Белошицкий А.В., Гайдаенко В.И., Дядькин А.А.

из сопла отклоненной в сторону отрицательных значений z, и наоборот — отрицательные значения говорят об отклонении струи в сторону положительных значений z. по порядку велиОтметим, что значения чины значительно меньше, чем значения сил на рис. 8, и отклонение струи вдоль оси ОZ менее заметно, чем вдоль оси ОY.

а) а)

б)

в) Рис. 11. Поле локальных чисел Маха в плоскости OXZ (n = 60): а —

= 1; б —

= 0,8; в —

= 0,5

На рис. 11 показаны поля чисел Маха в плоскости ОХZ для n = 60 и значений = 1,0; 0,8; 0,5. На этом рисунке отклонений струи в какую бы то ни было сторону не заметно при значениях = 1,0; 0,8. И только при = 0,5 струя заметно отклоняется в сторону положительных значений z, что находится в соответствии с поведением кривых на рис. 10. На рис. 12 показаны поля чисел Маха в плоскости х = xs2, проходящей через дальний край среза сопла для n = 60 и трех значений = 1,0; 0,8; 0,5. 48

в) Рис. 12. Поля локальных чисел Маха в плоскости х = xs2 = 1; б — = 0,8; в — = 0,5 (n = 60): а —

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МОДЕЛИРОВАНИЕ МЕТОДОМ пОТОКОв

Видно, что при уменьшении струя отклоняется вниз и в сторону отрицательных значений z. заключение Проведены систематические расчеты течения воздуха в сверхзвуковом сопле сложного профиля с кососрезанным выходным сечением и прямоугольным критическим сечением при вариации отношения полного давления к давлению в окружающем пространстве и площади критического сечения. Расчеты показали, что в рассмотренном диапазоне изменения параметров течения в сопле реализуется отрывное течение в зоне длинной образующей сопла, при этом образуется нормальная сила в плоскости симметрии сопла. Величина и направление этой силы зависят от нерасчетности истечения, вызванной как отношением давлений, так и изменением площади критического сечения. Изменение площади прямоугольного критического сечения со смещением его центра относительно оси симметрии сопла приводит к образованию поперечной силы, перпендикулярной плоскости симметрии.

Список литературы 1. Антонова Н.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. Миронов А.Н. О моделировании течения продуктов сгорания топливного заряда в несимметричных сопловых блоках РДТТ. Сборник трудов VII Всероссийской конференции «Внутрикамерные процессы и горение в установках на твердом топливе и в ствольных системах» (ICOC–2011), г. Ижевск. 2011. С. 224–231. 3. Белоцерковский О.М., Северинов Л.И. Консервативный метод потоков и расчет обтекания тела конечных размеров вязким теплопроводным газом // Журнал вычислительной математики и математической физики. 1973. Т. 12. № 2. С. 385–397. 4. Бабаков А.В. О возможности численного моделирования нестационарных вихревых структур в ближнем следе // Журнал вычислительной математики и математической физики. 1988. Т. 28. № 2. С. 267–277. 5. Бабаков А.В. Численное моделирование пространственно-нестационарных струй сжимаемого газа на многопроцессорном вычислительном комплексе // Журнал вычислительной математики и математической физики. 2011. Т. 51. № 2. С. 251–260. Статья поступила в редакцию 15.09.2016 г.

reference 1. Antonova N.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. Mironov A.N. O modelirovanii techeniya produktov sgoraniya toplivnogo zaryada v nesimmetrichnykh soplovykh blokakh RDTT. Sbornik trudov VII Vserossiiskoi konferentsii «Vnutrikamernye protsessy i gorenie v ustanovkakh na tverdom toplive i v stvol'nykh sistemakh» [The low simulation of the combustion products of the fuel charge in nonsymmetrical nozzle solid-propellant clusters. Proceedings of vII All-Russian Conference Interchamber processes and combustion in solid-propellant engines and barreled systems]. ICOC–2011, Izhevsk, 2011, pp. 224–231. 3. Belotserkovskii O.M., Severinov L.I. Konservativnyi metod potokov i raschet obtekaniya tela konechnykh razmerov vyazkim teploprovodnym gazom [The conservative low method and calculation of the viscous heat-conducting gas low around the inite-dimensions body]. Zhurnal vychislitel'noi matematiki i matematicheskoi iziki, 1973, vol. 12, no. 2, pp. 385–397. 4. Babakov A.V. O vozmozhnosti chislennogo modelirovaniya nestatsionarnykh vikhrevykh struktur v blizhnem slede [The capability of numerical simulation of unsteady vortex structures in the near wake]. Zhurnal vychislitel'noi matematiki i matematicheskoi iziki, 1988, vol. 28, no. 2, pp. 267–277. 5. Babakov A.V. Chislennoe modelirovanie prostranstvenno-nestatsionarnykh strui szhimaemogo gaza na mnogoprotsessornom vychislitel'nom komplekse [The numerical simulation of spatially unsteady jets of compressible gas on the multiprocessor computer system]. Zhurnal vychislitel'noi matematiki i matematicheskoi iziki, 2011, vol. 51, no. 2, pp. 251–260.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

УДК 629.78.036.54-63`034:621.791.92-023.5:669-138

отработка конСтруктивных и технологичеСких реШений для изготовления опытных образцов внутренней оболочки камеры Сгорания многофункционального жидкоСтного ракетного двигателя С иСпользованием аддитивных технологий © 2017 г. артемов а.л.1, дядченко в.Ю.1, лукьяшко а.в.1, новиков а.н.2, попович а.а.3, рудской а.и.3, Свечкин в.п.1, Скоромнов в.и1, Смоленцев а.а.1, Соколов б.а.1, Солнцев в.л.1, Суфияров в.Ш.3, Шачнев С.Ю.4 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

ООО «Нормин» («Нормин») М. Перевалка, 9, г. Боровичи, Новгородская обл., Российская Федерация, 174411, e-mail: normin2000@yandex.ru 2

ФГАОУ ВО Санкт–Петербургский политехнический университет Петра Великого (СПбПУ) Политехническая ул., 29, г. Санкт-Петербург, Российская Федерация, 195251, e-mail: oice@spbstu.ru

ЗАО «Завод экспериментального машиностроения» РКК «Энергия» им. С.П. Королёва (ЗАО «ЗЭМ») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru 4

Представлены результаты научно-исследовательской работы «Отработка конструктивных и технологических решений для изготовления опытных образцов деталей двигателя 11Д58МФ». Целями научно-исследовательской работы являлись исследование порошкового материала медного жаропрочного сплава БрХЦрТ В; исследование механических свойств стандартных образцов, полученных методом селективного лазерного плавления (СЛП) порошка БрХЦрТ В; изготовление двух полноразмерных образцов внутренней оболочки камеры сгорания многофункционального двигателя 11Д58МФ. Разработана технология промышленного производства отечественного порошка медного жаропрочного сплава БрХЦрТ В. Определены химический состав и физико-технологические свойства порошка медного жаропрочного сплава БрХЦрТ В (гранулометрический состав, текучесть, форма и морфология поверхности частиц, насыпная плотность); выявлена возможность выращивания полноразмерных образцов внутренней оболочки камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя 11Д58МФ по аддитивной технологии методом СЛП из отечественного порошка сплава БрХЦрТ В; исследованы плотность этих образцов и их микроструктура; произведена термическая обработка и исследована микроструктура образцов после термической обработки. Определены механические свойства при комнатной и повышенных температурах образцов, выращенных в горизонтальном и вертикальном направлениях; разработаны технологические режимы выращивания опытных образцов внутренней оболочки камеры сгорания двигателя 11Д58МФ методом СЛП; изготовлены два полноразмерных образца внутренней оболочки камеры сгорания двигателя 11Д58МФ. Ключевые слова: жидкостной ракетный двигатель, камера сгорания, аддитивные технологии, селективное лазерное плавление, медный жаропрочный сплав, металлические порошки. 50

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

dEvElOpmENT OF dESIgN aNd TEChNOlOgy SOluTIONS FOr addITIvE maNuFaCTurINg OF prOTOTypE INNEr lININg FOr COmbuSTION ChambEr OF mulTIFuNCTIONal lIquId-prOpEllaNT rOCKET ENgINE artemov а.l.1, dyadchenko v.yu.1, lukyashko а.v.1, Novikov а.N.2, popovich а.а.3, rudskoy а.I.3, Svechkin v.p.1, Skoromnov v.I.1, Smolentsev а.а.1, Sokolov b.а.1, Solntsev v.l.1, Suiyarov v.S.3, Shachnev S.yu.4 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

«Normin» Ltd. 9 m. Perevalka, Borovichi, Novgorod region, 174411, Russian Federation, e-mail: normin2000@yandex.ru 3

Peter the Great St. Petersburg Polytechnic University (SPbPU) 29 Polytechnicheskaya str., St. Petersburg, 195251, Russian Federation, e-mail: oice@spbstu.ru 4

Experimental Machinebuilding Plant of S.P. Korolev RSC Energia (EMP) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru

The paper presents results of a Research and Development (R&D) project «Development of Design and Technological Solutions for Manufacturing Prototype Parts of Engine11D58MF». The objectives of the R&D project were to study powdered material of a Russian-made refractory copper alloy, to study mechanical properties of standard samples obtained through Selective Laser Melting (SLM) of the powder of that alloy, manufacturing of two full-scale prototype units of inner lining for combustion chamber of the multi-functional engine 11D58MF. A process has been developed for domestic industrial manufacturing of powder of the Russian-made refractory copper alloy. Chemical composition and physical and manufacturing properties were determined for the powder of the refractory copper alloy (granulometric size composition, plasticity, shape and morphology of the surface of particles, bulk density); feasibility was demonstrated of growing full-sized sample units of inner lining for combustion chamber of liquid-propellant engine 11D58MF using the SLM additive process of manufacturing out of the domestically produced powder of the refractory copper alloy; the density of these samples and their microstructure were studied; the units were thermally treated and their microstructure after the thermal treatment was studied. Mechanical properties at ambient and higher temperatures were determined for samples that had been grown in horizontal and vertical directions; processing methods were developed for growing prototype inner lining for the combustion chamber of the engine 11D58MF using the SLM process; two full-scale units of the inner lining for the combustion chamber of the engine 11D58MF were manufactured. Key words: liquid-propellant rocket engine, combustion chamber, additive manufacturing technologies, selective laser melting, refractory copper alloy, metal powders.

АРТЕМОВ Александр Львович — инженер-конструктор 1 категории РКК «Энергия», e-mail: Aleksandr.Artemov16@rsce.ru ARTEMOv Alexander Lvovich — Engineer-designer 1 category at RSC Energia, e-mail: Aleksandr.Artemov16@rsce.ru № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

ДЯДЧЕНКО Вадим Юрьевич — Главный технолог – начальник технологического управления РКК «Энергия», e-mail: vadim.Dyadchenko@rsce.ru DYADCHENKO vadim Yuryevich — General technologist – Head of Technological Department at RSC Energia, e-mail: vadim.Dyadchenko@rsce.ru ЛУКЬЯШКО Анатолий Васильевич — кандидат экономических наук, главный ученый секретарь НТС РКК «Энергия», e-mail: Anatoly.Lukjyashko@rsce.ru LUKYASHKO Anatoliy vasilyevich — Candidate of Science (Economics), Chief scientiic secretary of the NTS at RSC Energia, e-mail: Anatoly.Lukjyashko@rsce.ru НОВИКОВ Александр Николаевич — Генеральный директор ООО «Нормин», e-mail: normin@yandex.ru NOvIKOv Alexander Nikolayevich — General Director of Normin Ltd., e-mail: normin@yandex.ru ПОПОВИЧ Анатолий Анатольевич — доктор технических наук, профессор, директор Института металлургии, машиностроения и транспорта СПбПУ, e-mail: director@immet.spbstu.ru POPOvICH Anatoliy Anatolyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Director of Institute of metallurgy, mechanical engineering and transport of SPbPU, e-mail: director@immet.spbstu.ru РУДСКОЙ Андрей Иванович — доктор технических наук, профессор, член-корреспондент РАН, ректор СПбПУ, e-mail: rector@spbstu.ru RUDSKOY Andrey Ivanovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, RAS corresponding member, Rector of SPbPU, e-mail: rector@spbstu.ru СВЕЧКИН Валерий Петрович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: valeriy.Svechkin@rsce.ru SvECHKIN valeriy Petrovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: valeriy.Svechkin@rsce.ru СКОРОМНОВ Владимир Иванович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: vladimir.Skoromnov@rsce.ru SKOROMNOv vladimir Ivanovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: vladimir.Skoromnov@rsce.ru СМОЛЕНЦЕВ Александр Алексеевич — Главный конструктор двигателей РКК «Энергия», e-mail: Alexander.Smolentsev@rsce.ru SMOLENTSEv Alexander Alekseevich — Chief designer of the engines at RSC Energia, e-mail: Alexander.Smolentsev@rsce.ru СОКОЛОВ Борис Александрович — доктор технических наук, профессор, Советник генерального директора РКК «Энергия», e-mail: Boris.Sokolov@rsce.ru SOKOLOv Boris Alexandrovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Adviser to the General director at RSC Energia, e-mail: Boris.Sokolov@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 СУФИЯРОВ Вадим Шамилевич — кандидат технических наук, инженер 2 категории СПбПУ, ведущий научный сотрудник Российско-китайской научно-исследовательской лаборатории «Функциональные материалы», e-mail: vadim.spbstu@yandex.ru SUFIYAROv vadim Shamilevich — Candidate of Science (Engineering), Engineer 2 category at SPbPU, Lead research scientist of the Russian-Chinese research laboratory for functional materials, e-mail: vadim.spbstu@yandex.ru ШАЧНЕВ Сергей Юрьевич — кандидат технических наук, заместитель генерального директора – технический директор ЗАО «ЗЭМ», e-mail: Sergey.Shachnev@rsce.ru SHACHNEv Sergey Yuryevich — Candidate of Sciences (Engineering), Deputy General Director – Technical Director of EMP, e-mail: Sergey.Shachnev@rsce.ru 52

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

введение Аддитивные технологии, или технологии послойного синтеза, в настоящее время являются одними из наиболее новых и динамично развивающихся перспективных производственных процессов во всем мире. В последние пять лет рынок аддитивных технологий демонстрирует высокие темпы роста и перспективность данного направления, особенно для применения в авиакосмической отрасли [1]. Развитие аддитивных технологий, в частности, технологии селективного лазерного плавления (СЛП), предоставляет уникальную возможность изготавливать изделия из металла посредством расплавления порошка и получения сплошной твердофазной структуры. Метод СЛП позволяет изготовить детали сложнейшей геометрической формы, получить которые традиционными методами невозможно. Помимо этого, применение аддитивных технологий в разы сокращает время получения и отработки всего конечного изделия. Производство может быть начато сразу же после завершения этапа проектирования без изготовления, как правило, дорогостоящей оснастки. Таким образом, время с момента проектирования изделия до получения готовой детали может быть сокращено с нескольких месяцев до нескольких дней. Использование технологии СЛП позволяет повысить коэффициент использования материала практически до 99% и, тем самым, снизить стоимость производства [1]. Недостатком традиционных методов изготовления самых высоконагруженных агрегатов любого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) — камер сгорания (КС) — является необходимость изготовления дорогостоящей инструментальной оснастки, производство которой, как правило, занимает долгое время. При традиционном производстве деталей из жаропрочных сплавов масса исходной заготовки может в десятки раз превышать массу готового изделия. В процессе механической обработки образуется большое количество дорогой стружки, требующей дополнительной переработки. Традиционная технология изготовления корпуса КС характеризуется очень длительным и затратным циклом, поскольку только процесс электроэрозионного нанесения на дно каналов охлаждающего тракта внутренней оболочки корпуса КС элементов «искусственной» шероховатости, турбулизирующих поток охладителя, длится 900 н/ч. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

На рис. 1 показана донная поверхность каналов тракта охлаждения со специально наносимыми элементами «искусственной» шероховатости.

Рис. 1. Элементы «искусственной» шероховатости на донной поверхности каналов тракта охлаждения

Внутренняя оболочка КС является самым нагруженным и напряженным элементом конструкции всех современных и перспективных ЖРД. Ниже в качестве примера приведены условия работы внутренней оболочки КС создаваемого ЖРД 11Д58МФ: рабочая температура оболочки –173…+650 °С; температура продуктов сгорания в КС 3 830 °С; максимальный удельный тепловой поток в стенку КС 63,3 МВт/м2; давление в тракте охлаждения 250 кгс/см2; время работы за одно включение 800 с; количество включений (циклов нагружения) до 10. В конструкции перспективного многофункционального ЖРД 11Д58МФ [2] для исключения потерь удельного импульса отсутствует внутреннее завесное охлаждение огневой поверхности внутренней оболочки КС, что позволяет приблизить энергетическую отдачу кислородо-углеводородной пары топлива к энергетике кислородо-водородных ЖРД. Соответственно, максимальный тепловой поток в стенку КС, достигший 63,3 МВт/м2, и, одновременно, существующие при этом ограничения по максимально допустимому гидравлическому сопротивлению тракта охлаждения требуют конструктивного выполнения тракта достаточно сложной конфигурации, а именно — с переменными значениями высоты и ширины каналов, толщины ребер, больших и переменных 53

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

по длине тракта углов их закрутки. На рис. 2 показан примерный внешний вид каналов охлаждающего тракта, при этом ширина проходного сечения каналов в самом узком месте имеет значение менее 1 мм.

Коэффициент использования материала при изготовлении корпуса КС инновационной конструкции возрастает с 0,51 до 0,99, объем заводского брака падает с 20 до 0%, а трудоемкость изготовления снижается на порядок.

Рис. 2. Охлаждающий тракт камеры сгорания

конструкционная схема инновационной камеры сгорания а)

С целью получения возможности изготовления охлаждающих трактов принципиально любой сложной конфигурации в РКК «Энергия» в 2014 г. была разработана инновационная конструкция корпуса КС применительно к аддитивным методам ее изготовления, на которую подана заявка № 2015139304 от 15.09.2015 г. на получение патента. На рис. 3 показано сравнение конструкционных схем камер сгорания. В традиционной конструкционной схеме КС всего шесть деталей, четыре сварных шва, два паяных шва (нужны три заводских холодных испытания на прочность и герметичность). В инновационной конструкционной схеме КС общее количество деталей равно двум, а сварные и паяные швы отсутствуют (одно испытание на прочность и герметичность). Как видно из сравнения, общее количество деталей корпуса КС инновационной конструкции снижается с шести до двух, сварные и паяные швы исключаются вообще, а число заводских пневмогидроиспытаний на прочность и герметичность уменьшается с трех до одного. технология изготовления инновационной камеры сгорания Внутренняя оболочка корпуса камеры сгорания изготавливается из отечественного порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В методом СЛП, а наружная оболочка — из высокопрочной нержавеющей стали методом лазерной наплавки. 54

б) Рис. 3. Сравнение конструкционных схем корпуса камеры сгорания: а — традиционная: 1 — наружная оболочка – рубашка; 2 — внутренняя оболочка, входная часть; 3 — накладки; 4 — наружная оболочка – конус; 5 — внутренняя оболочка, закритическая часть; б — инновационная (для аддитивной технологии): 1 — наружная оболочка; 2 — внутренняя оболочка

Файлы разработанных в программе Creo Elements 5.0 трехмерных моделей внутренней оболочки КС как с открытыми, так и с закрытыми каналами охлаждающего тракта после перевода в формат *.stl были предварительно проверены путем изготовления полноразмерных деталей внутренних оболочек из полимерного пластика на 3D-принтере фирмы EOS. На рис. 4 показана изготовленная из пластика внутренняя оболочка КС с открытыми каналами охлаждающего тракта. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

Рис. 4. Проверочная деталь оболочки камеры сгорания из пластика

Файл компьютерной модели с расширением *.slm, в котором содержится информация о детали и параметрах построения, подготавливается с использованием специализированного программного обеспечения. В данном случае использовались программы Magics (компании Materialise) и AutoFab (компании Marcam). В программе Magics происходит ориентировка детали относительно платформы для построения и создания специальных поддерживающих конструкций. В программе AutoFab происходит задание параметров построения и разделение детали на слои, в каждом из которых содержится информация о параметрах лазера и стратегии его движения. Созданный файл с расширением *.slm далее переносится на установку в программу AutoFab MCS. В качестве исходного материала в технологии СЛП используется металлический порошок, который должен соответствовать ряду требований для обеспечения качества готовых изделий. Так, например, исходный порошок должен иметь определенный гранулометрический состав, строго сферическую форму частиц без внутренней пористости и наростов-сателлитов, а также соответствовать заданному химическому составу и иметь заданный диапазон размеров. Для выполнения работ в качестве исходного материала использовался порошок жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В, компанией-разработчиком отечественной технологии производства и производителем которого является компания «Нормин» (г. Боровичи, Новгородская обл.). Порошок был получен методом плазменной атомизации и имеет сертификат качества. Химический состав порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В соответствует техническим условиям на сортамент гостированного сплава БрХЦрТ В. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Сферическая форма частиц и очень высокий процент выхода годного порошка характерны для технологического способа использования установки плазменной атомизации. Гранулометрический состав порошка определялся методом лазерной дифракции на приборе измерения размера частиц Analysette 22 NanoTec plus c общим диапазоном измерений 0,08…2 000 мкм, оснащенном тремя полупроводниковыми лазерами и отвечающим требованиям ГОСТ 8.777-2011 [3] и международного стандарта ISO 13320 [4]. Для измерений использовался блок диспергирования в жидкой среде, предназначенный для измерения твердых материалов и суспензий в жидкой, преимущественно водной, среде. Определение текучести порошков производилось при помощи калиброванной воронки (прибора Холла) по методу, установленному ГОСТ 2089998 [5] и международным стандартом ISO 4490 [6]. Исследование формы частиц и морфологии их поверхности проводилось с помощью сканирующих электронных микроскопов (СЭМ) JEOL-6060 и TESCAN Mira 3 LMU, работающих при увеличениях от 4-х до 106-ти крат с ускоряющим напряжением 200 В…30 кВ. Для описания формы частиц использовалось справочное приложение ГОСТ 25849 [7]. Измерение насыпной плотности металлических порошков производилось согласно ГОСТ 19440 [8] и международному стандарту ISO 3923-1 [9]. Оценка относительной плотности проводилась металлографическим методом и гидростатическим взвешиванием. В первом случае образцы запрессовывали в пластмассу, шлифовали и полировали. Проводили съемку их панорамного изображения на световом оптическом микроскопе Leica DMI 5000 в диапазоне увеличений 50…1 000 крат и последующую обработку полученных фотографий с использованием программ количественной обработки Thixomet PRO и ImageJ. Измерения проводились на шлифах, изготовленных в продольном и поперечном направлениях (параллельно и перпендикулярно относительно основной плиты установки послойного лазерного сплавления, соответственно), значения измерений усредняли. Гидростатическое взвешивание производилось в соответствии с ГОСТ 25281-82 [10]. На рис. 5 представлены с 300-кратным увеличением СЭМ-изображения частиц отечественного порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В, используемого в данной работе в качестве исходного материала. 55

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

Рис. 5. Частицы порошка сплава БрХЦрТ В

На рис. 6 показана с 2 000-кратным увеличением поверхность частиц отечественного порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В, используемого в данной работе в качестве исходного материала.

Рис. 6. Поверхность частицы порошка сплава БрХЦрТ В

Для оценки влияния параметров построения на пористость были изготовлены тестовые образцы размером 10×20×15 и 56

15×15×20 мм. Исследования проводились на микрошлифах, вырезанных из изготовленных образцов при помощи установки для точной резки Brillant 220 производства компании АТМ с использованием алмазных отрезных кругов. Запрессовка образцов в термопластик осуществлялась на установке для запрессовки Opal 460. Шлифовка и полировка микрошлифов проводилась на установке Saphir с использованием алмазных суспензий. Обработка изображений осуществлялась с использованием программ количественной обработки изображений Thixomet PRO и ImageJ. Исследовались как отдельные участки микрошлифа, так и панорамные изображения всего образца. Исследование микроструктуры производилось оптическим микроскопом Leica DMI5000 при увеличениях, кратных 50…1 000. Изготовление заготовок изделий и образцов по технологии СЛП производилось в СПбПУ на установке SLM 280 HL (SLM Solutions GmbH, Германия). Установка имеет рабочую камеру, в которой возможно изготовление изделий с максимальными размерами 280×280×350 мм (размер платформы построения). Установка оснащена двумя иттербиевыми волоконными лазерами с длиной волны 1 070 нм, мощностью 400 и 1 000 Вт. При выполнении данных работ в качестве защитной атмосферы использовался аргон высшего сорта. Обмер и контроль геометрических размеров изготовленных тестовых образцов производился с использованием лазерного 3D-сканера Faro Platinum Arm с паспортной точностью ±40 мкм. Полученные данные сравнивались с данными STL-файлов с помощью программного обеспечения Geo Magic. Измерение габаритных размеров изготовленных полноразмерных образцов внутренней оболочки КС двигателя 11Д58МФ дополнительно осуществляли с помощью штангенциркулей. Определение химического состава порошкового материала и компактных образцов из сплава БрХЦрТ В производилось с помощью эмиссионного спектрометра с индуктивно-связанной плазмой Optima 7300 DV с многоканальной фотоэлектрической системой МФС-8 согласно ГОСТ 20068.2-79 [11]. Данные о химическом составе порошкового материала сплава БрХЦрТ В и компактных образцов, изготовленных методом СЛП из данного порошка, приведены в табл. 1. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

Таблица 1 Сравнение химического состава порошкового материала брхцрт в и компактных образцов Массовая доля, %

Образец

Порошок

0,60

0,04

0,025

<0,001 <0,001 <0,02

Компактный образец

0,60

0,04

0,030

<0,001 <0,001 <0,02

Требования ТЗ

0,50…0,70 0,02…0,05

0,02…0,05

—

0,004 <0,001 0,005 <0,001 <0,001

<0,001

ост.

0,004 <0,001 0,010 <0,001 <0,001

<0,001

ост.

—

ост.

—

Из приведенных результатов видно, что химический состав компактных образцов, изготовленных методом СЛП, соответствует химическому составу порошкового материала БрХЦрТ В. При этом в компактном образце незначительно отличается содержание титана (на 0,005%), содержание остальных легирующих элементов остается без изменений. Химический состав компактных образцов, полученных методом СЛП порошка медного сплава БрХЦрТ В, соответствует техническим условиям на сортамент гостированного сплава БрХЦрТ В.

—

а)

механические свойства образцов, полученных методом селективного лазерного плавления Для определения механических свойств были изготовлены заготовки, приближенные к форме стандартных образцов по ГОСТ 1497-84 [12] для испытаний при комнатной температуре и по ГОСТ 9651-84 [13] для испытаний при температурах 600 и 800 °С. Образцы были выращены как в вертикальном, так и в горизонтальном направлениях. Изготовленные образцы сначала подвергли термической обработке, а затем — механической для придания соответствующей ГОСТ 1497-84 и ГОСТ 9651-84 формы, предназначенной для испытаний при комнатной и повышенных температурах, соответственно. Фотографии образцов после механической обработки приведены на рис. 7.

б) Рис. 7. Формы образцов для испытаний: а — при комнатной температуре; б — при повышенных температурах

Результаты испытаний механических свойств образцов приведены в табл. 2. Таблица 2

механические свойства образцов Тип образца

При 20 °С

При 600 °С

При 800 °С

σв, МПа

δ, %

σв, МПа

δ, %

σв, МПа

δ, %

195,1…198,0

10,8…11,7

69,5…86,2

4,4…5,7

31,3…33,3

6,3…12,0

Вертикальные (без термообработки)

210,0…211,0

13,1…15,8

82,2…82,3

4,2…7,7

46,6

12,1

Данные ТЗ (прокатный лист, после термообработки)*

215,7…245,2

35…50

156,9…196,1

16…30

53,9…63,7

40…50

Горизонтальные (без термообработки)

Примечание. * — свойства приведены для материала в нормализованном состоянии после нагрева до температуры 980–1 000 °С и выдержки 20 мин с последующим охлаждением на воздухе. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

После обработки гостированного материала (прокатный лист) по режимам пайки традиционной конструкции КС (нагрев до температуры 980–1 020 °С), с которым корректно производить сравнение свойств, предел его прочности при температуре 600 °С снижается в 1,5 раза, а относительное удлинение — до двух раз. При основной рабочей температуре 600 °С сплав БрХЦрТ В имеет σв = 88…98 МПа и относительное удлинение 15%. Фотографии испытанных образцов представлены на рис. 8.

а)

Для выравнивания механических свойств образцов по горизонтальному и вертикальному направлениям и одновременному улучшению их свойств за счет ликвидации остаточной микропористости рекомендуется проведение газоизостатического прессования изготовленных на 3D-принтере деталей. изготовление внутренней оболочки инновационной камеры сгорания Для технологических параметров процесса СЛП полноразмерного образца внутренней оболочки КС двигателя 11Д58МФ с закрытыми каналами использовались следующие значения: мощность лазера 400 Вт; скорость сканирования 400 м/с; расстояние между единичными проходами лазера 100 мкм. Для сканирования слоя использовалась стратегия по типу «шахматной доски». В этом случае лазерные проходы осуществляются по аналогии с шахматной доской: сечение разбивается на клетки, луч обрабатывает сначала черные, а затем белые клетки, при этом направление штриховки лазером в белых и черных клетках отличается на 90°. На рис. 9 приведена фотография полноразмерного образца внутренней оболочки КС двигателя 11Д58МФ с «закрытыми» каналами после извлечения его вместе с платформой для построения из установки СЛП.

б)

в) Рис. 8. Внешний вид испытанных образцов при разной температуре (°С): а — 20; б — 600; в — 800

Таким образом, изготовленные образцы имеют предел прочности 69,5–86,2 МПа, в ТЗ обозначалась величина 88–98 МПа. Образцы, испытанные при температуре 800 °С, имеют предел прочности 31,3–46,6 МПа при относительном удлинении 6,3–12,1%. 58

Рис. 9. Внутренняя оболочка инновационной камеры сгорания

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

Проверка каналов охлаждающего тракта полноразмерного образца внутренней оболочки КС двигателя 11Д58МФ с «закрытыми» каналами, изготовленного методом СЛП порошка БрХЦрТ В, на проходимость протока жидкости подачей самотеком воды из шприца показала, что каждый канал обеспечивает проходимость жидкости. Проведенные измерения геометрии согласно данным трехмерного сканирования показали среднее отклонение геометрических размеров в пределах +221…–148 мкм. Высота изготовленного полноразмерного образца внутренней оболочки КС двигателя 11Д58МФ с «закрытыми» каналами была дополнительно измерена вручную с помощью

штангенциркуля-высотомера. Полученные результаты точности изготовления по габаритному размеру образца (высоте): геометрические размеры изготовленного образца 303,40 мм; данные компьютерной модели 303,27 мм; отклонение 0,13±0,05 мм. Томографическое сканирование образцов внутренней оболочки КС было проведено ЗАО «ЗЭМ» на томографе XT H 225/320 LC фирмы NIKON METROLOGY. На рис. 10 и 11 приведены результаты томографических измерений наружных диаметров образца внутренней оболочки КС с «закрытыми» каналами.

Рис. 10. Томографические замеры наружных диаметров верхней части образца камеры сгорания (мм)

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

Рис. 11. Томографические замеры наружных диаметров нижней части образца камеры сгорания (мм)

Проходимость каналов всего охлаждающего тракта была подтверждена томографическим сканированием с записью результатов в видео формате. Пример отдельного кадра из видеофайла, подтверждающего проходимость каналов охлаждающего тракта, показан на рис. 12. Результаты томографического сканирования, представленные как видеофайлами, так и в виде графических данных, подтвердили полное соответствие внутренней геометрии образца оболочки КС с «закрытыми» каналами всем требованиям технического задания, включая необходимую для протока охладителя геометрию проходных сечений каналов. Кроме того, на заключительном этапе исследований была проведена проверка материала стенки по всей длине оболочки капиллярным методом на непроницаемость керосиновой пробой по ГОСТ 3242-79 [14], керосином по ТУ 38.401-58-10-90 [15] и мелом по ГОСТ 4415-75 [16]. При таком способе проверки на наружную поверхность оболочки кисточкой наносился керосин. Внутренняя поверхность предварительно была окрашена меловым водным раствором 60

и полностью высушена. Проверка показала абсолютную герметичность материала стенки оболочки. Время выдержки (испытания) составило один час.

Рис. 12. Фрагмент видеофайла результатов томографического контроля проходимости каналов тракта охлаждения образца внутренней оболочки камеры сгорания

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ОТрАбОТКА КОНСТруКТИвНыХ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ рЕшЕНИй

выводы Таким образом, в 2015 г. впервые в Российской Федерации были разработаны: • отечественная промышленная технология получения высококачественного порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В с частицами сферической формы заданных размера и плотности; • отечественная промышленная технология аддитивного изготовления внутренней оболочки камеры сгорания ЖРД инновационной конструкции из порошка жаропрочного медного сплава БрХЦрТ В размерности L = 305 мм и ¬215 мм с «закрытыми» каналами тракта охлаждения шириной менее 1 мм. В 2016 г. выпущен подробный отчет о научно-исследовательской работе «Отработка конструктивных и технологических решений для изготовления опытных образцов деталей двигателя 11Д58МФ с использованием аддитивных технологий», инв. № Г404/16 (объемом 143 страницы). заключение В результате анализа проведенного с положительными результатами РКК «Энергия» совместно с СПбПУ комплекса исследований изготовленных по аддитивной технологии внутренних оболочек КС была выработана последовательность дальнейших работ, направленных на завершение отработки конструктивных и технологических решений по изготовлению методами аддитивной технологии всей КС в целом на примере перспективного ЖРД 11Д58МФ. Для этого необходимо проведение следующих работ: • разработка технологии лазерной наплавки и нанесение по ней на наружную поверхность образца внутренней оболочки КС с «закрытыми» каналами наружного слоя ~5–10 мм из высокопрочной стали 07Х25Н16АГ6Ф; • изготовление по уже разработанной аддитивной технологии не менее трех экспериментальных внутренних оболочек камер сгорания с «закрытыми» каналами тракта охлаждения; • нанесение на них наружных стальных силовых слоев (так называемые «рубашки»); • один узел будет необходимо подвергнуть испытанию на прочность до разрушения для определения фактических запасов прочности; • разрушенный узел предназначается на порезки для проведения металлографи№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

ческого исследования качества соединения внутренней медной оболочки и наружной стальной рубашки; • оставшиеся узлы должны быть использованы для сборки экспериментальных камер сгорания с целью проведения их последующих огневых стендовых испытаний; • проведение огневых стендовых испытаний экспериментальных камер сгорания по программе огневых стендовых испытаний и по программе сертификации технологии изготовления (на ресурс до отказа); • проведение сертификации аддитивной технологии изготовления камеры сгорания инновационной конструкции. Таким образом, успешное завершение работ по отработке и внедрению аддитивной технологии изготовления камеры сгорания инновационной конструкции сократит производственный цикл ее изготовления с шести до двух месяцев, а также откроет новые возможности проектирования и изготовления предельно эффективных охлаждающих трактов высоконагруженных камер сгорания для ЖРД разгонных блоков, первых и вторых ступеней ракет-носителей всей отрасли. Список литературы 1. Зленко М.А., Попович А.А., Мутылина И.Н. Аддитивные технологии в машиностроении. СПб.: Изд-во Политехнического университета, 2013. 223 с. 2. Катков Р.Э., Лозино-Лозинская И.Г., Мосолов С.В., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальная отработка камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с кислородным охлаждением камеры: результаты 2009–2014 гг. // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 12–24. 3. ГОСТ 8.777-2011. Дисперсный состав аэрозолей и взвесей. Определение размеров частиц по дифракции лазерного излучения. М.: Стандартинформ, 2012. 4. ISO 13320. Particle size analysis — laser diffraction method. 5. ГОСТ 2089998. Порошки металлические. Определение текучести с помощью калиброванной воронки (прибора Холла). М.: ИПК Издательство стандартов, 2001. 6. ISO 4490. Metallic powders — determination of flow rate by means of a calibrated funnel (Hall flowmeter). 7. ГОСТ 25849. Порошки металлические. Метод определения формы частиц. М.: Издательство стандартов, 1983. 61

Артемов А.Л., Дядченко В.Ю., Лукьяшко А.В., Новиков А.Н., Попович А.А. и др.

8. ГОСТ 19440. Порошки металлические. Определение насыпной плотности. М.: ИПК Издательство стандартов, 1996. 9. ISO 3923-1. Metallic powders – determination of apparent density. Part 1: Funnel method. 10. ГОСТ 25281-82. Порошковая металлургия. Метод определения плотности формовок. М.: Издательство стандартов, 1982. 11. ГОСТ 20068.2-79. Бронзы безоловянные. Метод спектрального анализа по металлическим стандартным образцам с фотоэлектрической регистрацией. М.: ИПК Издательство стандартов, 2002.

12. ГОСТ 1497-84. Металлы. Методы испытаний на растяжение. М.: Стандартинформ, 2008. 13. ГОСТ 9651-84. Металлы. Методы испытания на растяжение при повышенных температурах. М.: Стандартинформ, 2008. 14. ГОСТ 3242-79. Соединения сварные. Методы контроля качества. М.: ИПК Издательство стандартов, 2002. 15. ТУ38.401-58-10-90. Керосины осветительные. Технические условия. 16. ГОСТ 4415-75. Мел для электродных покрытий. Технические условия. М.: Стандартинформ, 2011. Статья поступила в редакцию 10.11.2016 г.

reference 1. Zlenko M.A., Popovich A.A., Mutylina I.N. Additivnye tekhnologii v mashinostroenii [Additive technologies in mechanical engineering]. St.-Petersburg, Polytechnic university publ., 2013. 223 p. 2. Katkov R.E., Lozino-Lozinskaya I.G., Mosolov S.V., Skoromnov V.I., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Eksperimental'naya otrabotka kamery sgoraniya mnogofunktsional'nogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya s kislorodnym okhlazhdeniem kamery: rezul'taty 2009–2014 gg [Experimental development of a multifunctional liquid rocket engine with oxygen-cooled combustion chamber: results of 2009–2014]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 12–24. 3. GOST 8.777-2011. Dispersnyi sostav aerozolei i vzvesei. Opredelenie razmerov chastits po difraktsii lazernogo izlucheniya [GOST 8.777-2011. Dispersion composition of aerosols and suspensions. Determination of the particle size by the laser radiation difraction]. Moscow, Standartinform publ., 2012. 4. ISO 13320. Particle size analysis – laser difraction method. 5. GOST 20899 98. Poroshki metallicheskie. Opredelenie tekuchesti s pomoshch'yu kalibrovannoi voronki (pribora Kholla) [GOST 20899 98. Metallic powders. Determination of the low rate using a calibrated funnel (Hall lowmeter)]. Moscow, IPK Izdatel'stvo standartov publ., 2001. 6. ISO 4490. Metallic powders – determination of low rate by means of a calibrated funnel (Hall lowmeter). 7. GOST 25849. Poroshki metallicheskie. Metod opredeleniya formy chastits [GOST 25849. Metallic powders. The method of determing the particle shape]. Moscow, Izdatel'stvo standartov publ., 1983. 8. GOST 19440. Poroshki metallicheskie. Opredelenie nasypnoi plotnosti [GOST 19440. Metallic powders. Determination of the bulk density]. Moscow, IPK Izdatel'stvo standartov publ., 1996. 9. ISO 3923-1. Metallic powders – determination of apparent density. Part 1: Funnel method. 10. GOST 25281-82. Poroshkovaya metallurgiya. Metod opredeleniya plotnosti formovok [GOST 25281-82. Powder metallurgy. The method of determining the molding density]. Moscow, Izdatel'stvo standartov publ., 1982. 11. GOST 20068.2-79. Bronzy bezolovyannye. Metod spektral'nogo analiza po metallicheskim standartnym obraztsam s fotoelektricheskoi registratsiei [GOST 20068.2-79. Tinless bronze. The method of spectral analysis of standard metal specimens with photoelectric recording]. Moscow, IPK Izdatel'stvo standartov publ., 2002. 12. GOST 1497-84. Metally. Metody ispytanii na rastyazhenie [GOST 1497-84. Metals. Tensile test methods]. Moscow, Standartinform publ., 2008. 13. GOST 9651-84. Metally. Metody ispytaniya na rastyazhenie pri povyshennykh temperaturakh [GOST 9651-84. Metals. Methods of tensile tests at increased temperatures]. Moscow, Standartinform publ., 2008. 14. GOST 3242-79. Soedineniya svarnye. Metody kontrolya kachestva [GOST 3242-79. Welded joints. Quality control methods]. Moscow, IPK Izdatel'stvo standartov publ., 2002. 15. TU38.401-58-10-90. Kerosiny osvetitel'nye. Tekhnicheskie usloviya [TU38.401-58-10-90. Lighting kerosene. Speciications]. 16. GOST 4415-75. Mel dlya elektrodnykh pokrytii. Tekhnicheskie usloviya [GOST 4415-75. Chalk for electrode coatings. Speciications]. Moscow, Standartinform publ., 2011.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВАРИАНТОВ КОНСТРУКЦИИ НАСОСА-КОНДЕНСАТОРА

УДК 629.78.036.54-63.063.6:621.694

экСпериментальные иССледования вариантов конСтрукции Струйного наСоСа-конденСатора в СоСтаве буСтерного турбонаСоСного агрегата подачи жидкого киСлорода © 2017 г. катков р.э., киселева о.в., Стриженко п.п., тупицын н.н. 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 представлены результаты отработки струйного насоса-конденсатора в составе бустерного турбонасосного агрегата подачи жидкого кислорода, разрабатываемого для жидкостного ракетного двигателя. Струйный насос-конденсатор предназначен для смешения газа, отработавшего на турбине бустерного турбонасосного агрегата, с основным потоком жидкого кислорода, что позволяет снизить потери рабочего тела при работе двигателя. Приведены результаты экспериментальных исследований различных вариантов конструкции струйного насосаконденсатора при его работе на штатном компоненте (кислороде), во время которых проводились измерения давления, а также частоты и амплитуды пульсаций давления в магистрали до и после насоса-конденсатора. По результатам исследований выбрана оптимальная конструкция струйного насоса-конденсатора. Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, струйный насос-конденсатор, бустерный турбонасосный агрегат, жидкий кислород, газообразный кислород, пульсации давления.

ExpErImENTal STudIES OF dESIgN OpTIONS FOr INjECTOr pump/CONdENSEr wIThIN bOOSTEr TurbOpump aSSEmbly FOr lIquId OxygEN dElIvEry Katkov r.E., Kiseleva O.v., Strizhenko p.p., Tupitsyn N.N. S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, 141070, e-mail: post@rsce.ru The paper provides results of developmental tests of an injector pump/condenser within a booster turbopump assembly for liquid oxygen delivery, which is being developed for a liquid-propellant engine. The injector pump/condenser is designed for mixing the exhaust gas of the booster turbopump assembly turbine with the main stream of liquid oxygen, thus reducing the loss of propellant during engine operation. The paper provides results of experimental studies of various design options for the injector pump/condenser operating using its nominal propellant component (oxygen), the studies during which measurements were taken of the pressure, as well as of the frequency and amplitude of pressure oscillations in the line both up- and downstream of the pump/condenser. Based on the results of the studies, the best design for the injector/pump was selected. Key words: liquid-propellant engine, injector pump/condenser, booster turbopump assemly, liquid oxygen, gaseous oxygen, pressure oscillations. КАТКОВ Руслан Эдуардович — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: ruslan.katkov@rsce.ru KATKOv Ruslan Eduardovich — Chief Specialist at RSC Energia, e-mail: ruslan.katkov@rsce.ru КИСЕЛЕВА Ольга Валерьевна — ведущий инженер-конструктор РКК «Энергия», e-mail: olga.kiseleva@rsce.ru KISELEvA Olga valer’evna — Lead engineer-designer at RSC Energia, e-mail: olga.kiseleva@rsce.ru № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н.

СТРИЖЕНКО Павел Петрович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: pavel.strizhenko@rsce.ru STRIZHENKO Pavel Petrovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: pavel.strizhenko@rsce.ru ТУПИЦЫН Николай Николаевич — заместитель начальника отделения РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru TUPITSYN Nikolay Nikolaevich — Deputy Head of Division at RSC Energia, e-mail: post2@rsce.ru

катков р.э.

киСелева о.в.

введение В создаваемом в настоящее время РКК «Энергия» многофункциональном жидкостном ракетном двигателе 11Д58МФ для разгонного блока типа ДМ [1, 2] для подачи жидкого кислорода из бака в турбонасосный агрегат (ТНА) используется бустерный турбонасосный агрегат (БТНА). Привод насоса БТНА осуществляется осевой турбиной, работающей на газообразном кислороде. Для повышения удельного импульса тяги двигателя 11Д58МФ предусматривается утилизация газа, отработавшего на турбине БТНА, с помощью конструкции, именуемой в дальнейшем «струйный насос-конденсатор» и установленной в расходной магистрали жидкого кислорода на выходе из насоса БТНА. Расход газообразного кислорода примерно в 60 раз меньше, чем жидкого, поэтому в струйном насосе-конденсаторе происходит конденсация газа при приемлемом повышении давления упругости пара основного потока (не более 0,15 МПа). Вместе с тем, существует опасность возникновения низко- и высокочастотных пульсаций при вдуве газообразного кислорода, которые могут приводить к ухудшению работы БТНА и ТНА [3]. Целью экспериментальных исследований, результаты которых представлены в статье, являлся выбор варианта конструкции струйного насоса-конденсатора с приемлемыми значениями частоты и амплитуды пульсаций для дальнейшей его отработки в штатной схеме двигателя 11Д58МФ. Эксперименты по исследованию конструкции струйного насоса-конденсатора проводились 64

Стриженко п.п.

тупицын н.н.

совместно с отработкой опытного образца бустерного турбонасосного агрегата окислителя (БТНАО). конструкция струйного насоса-конденсатора Для проведения экспериментальных исследований были спроектированы и изготовлены два варианта исполнения конструкции струйного насоса-конденсатора: в одном варианте исполнения в конструкции (рис. 1, 2) имелись четыре различных вставки (рис. 3), в другом вставок не было (рис. 4). Отличия вариантов исполнения приведены в табл. 1.

Рис. 1. Общий вид струйного насоса-конденсатора: 1 — уплотнительное кольцо; 2 — трубка; 3 — вставка; 4 — корпус

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВАРИАНТОВ КОНСТРУКЦИИ НАСОСА-КОНДЕНСАТОРА

Рис. 2. Изготовленный струйный насос-конденсатор

Рис. 4. Вариант конструкции струйного насоса-конденсатора

Таблица 1 варианты исполнения конструкции струйного насоса-конденсатора а)

б)

Варианты исполнения

Угол вдува газа относительно основного потока

Со вставкой № 1: 16 отверстий ∅2,5 мм (2 ряда по 8 отверстий в шахматном порядке)

30°

Со вставкой № 2: 8 отверстий ∅3,5 мм (2 ряда по 4 отверстия в шахматном порядке)

30°

Со вставкой № 3: щелевое отверстие

—

Со вставкой № 4: одно отверстие ∅24 мм

90°

Одно отверстие ∅12 мм (рис. 4)

45°

Схема стенда для проведения экспериментальных исследований конструкций струйного насоса-конденсатора, условия и циклограмма проведения в)

г) Рис. 3. Варианты испытанных вставок: а — вставка № 1; б — № 2; в — № 3; г — № 4

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Схема стенда представлена на рис. 5. Струйный насос-конденсатор был установлен на расстоянии 0,5 м от выхода из насоса опытного образца БТНАО между двумя участками стендовой расходной магистрали. Поверхности опытного образца БТНАО и расходной магистрали за насосом БТНАО со струйным насосомконденсатором были теплоизолированы. Для измерения пульсаций давления кислорода были установлены три датчика (тип ЛХ604 [4, 5]) : один располагался на входе в струйный насос-конденсатор (обозначение на схеме ПДДК), два других — на выходе, на расстоянии 0,3 м 65

Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н.

друг от друга (обозначение на схеме ПДПК1, ПДПК2, соответственно). Такое расположение датчиков позволило проанализировать влияние пульсаций давления жидкого кислорода на работу струйного насоса-конденсатора, определить их частоту и амплитуду.

БТНАО предварительно захолаживались до температуры –50 °С. Управление работой стенда, прием и регистрацию измерительной информации осуществляла измерительно-управляющая система в автоматическом режиме по заранее разработанной циклограмме. методика проведения экспериментальных исследований

Рис. 5. Схема стенда: 1 — бустерный турбонасосный агрегат окислителя (опытный образец); 2 — переходник; 3 — теплоизоляция; 4 — подача жидкого кислорода; 5 — пусковая емкость окислителя; 6 — клапан разделительный окислителя; 7, 10 — стендовая расходная магистраль окислителя; 8 — струйный насос-конденсатор; 9 — слив жидкого кислорода; 11 — подача газообразного кислорода или гелия; 12 — подача газообразного азота; 13 — сброс газообразного азота за пределы бокса Примечание. РО–ДК — расход окислителя до струйного насосаконденсатора (СНК); РО–ПК — расход окислителя после СНК; ПДДК — пульсации давления до СНК; ПДПК 1, 2 — пульсации давления после СНК; ДОДК — давление окислителя до СНК; ДОПК — давление окислителя после СНК; Т–ДОДК — температура окислителя до СНК; Т–ДОПК — температура окислителя после СНК.

Стендовые системы обеспечивали: • частоту вращения вала опытного образца БТНАО от 3 500 до 4 000 об/мин; • подачу жидкого кислорода на вход в насос опытного образца БТНАО давлением 0,4 МПа, расходом 9…10 кг/с, температурой –184…–183 °С; • подачу газообразного азота на привод турбины опытного образца БТНАО давлением 22,5 МПа, расходом 0,128…0,140 кг/с, температурой 20…30 °С; • подачу газообразного кислорода на вход в струйный насос-конденсатор давлением 4 МПа, расходом 0,1 кг/с, температурой 15…25 °С или газообразного гелия давлением 0,7 МПа, расходом 0,02 кг/с, температурой 15…25 °С. Подача газообразного кислорода или газообразного гелия на вход в струйный насосконденсатор осуществлялась автономно от стендовой системы. Перед проведением исследований конструкция БТНАО и расходная магистраль за насосом 66

Методика проведения экспериментальных исследований заключалась в следующем: • Устанавливали в расходную магистраль за насосом БТНАО конструкцию одного из струйных насосов-конденсаторов. • Теплоизолировали поверхности опытного образца БТНАО и расходной магистрали. • Захолаживали конструкцию опытного образца БТНАО и расходную магистраль. • По команде одновременно открывали клапаны подачи жидкого кислорода в насос опытного образца БТНАО и подачи газообразного азота на привод турбины опытного образца БТНАО. Через 5 с подавали команду на открытие клапана подачи газа (либо газообразный кислород, либо гелий) в струйный насосконденсатор. • Длительность подачи газа составляла 10 с, длительность всего испытания — 20 с. • После окончания эксперимента подавалась команда на закрытие всех клапанов. • Снимали конструкцию струйного насоса-конденсатора, устанавливали следующую и повторяли эксперимент. Испытания проводились как с вдувом, так и без вдува газа в струйный насос-конденсатор. результаты экспериментальных исследований конструкций струйного насоса-конденсатора. анализ полученных результатов Эффективность конденсации газообразного кислорода, вдуваемого в поток жидкого кислорода, выходящего со стороны насоса опытного образца БТНАО, при различных конструкциях струйного насоса-конденсатора была оценена по значениям амплитуды и частоты пульсаций, обработанным по показаниям датчиков пульсаций. Для подтверждения полноты конденсации струйного насоса-конденсатора было проведено сравнительное исследование, при котором в основной поток жидкого кислорода, выходящего со стороны насоса опытного образца БТНАО, производился сначала вдув газообразного гелия, затем — газообразного кислорода (момент начала вдува газа — на восьмой КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВАРИАНТОВ КОНСТРУКЦИИ НАСОСА-КОНДЕНСАТОРА

секунде, окончание вдува — на 18-ой). Исследования проводились при отработке конструкции струйного насоса-конденсатора с вставкой с восемью отверстиями ∅3,5 мм каждое при максимальном давлении жидкого кислорода 0,4 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО. Основным критерием оценки были показания датчиков расходов [6], установленных до и после струйного насоса-конденсатора (параметры РО–ДК и РО–ПК, соответственно): они должны были существенно различаться. Результаты представлены на рис. 6 и в табл. 2. Как видно из рис. 6 и табл. 2, разница в показаниях датчиков расхода при вдуве в струйный насос-конденсатор газообразного гелия суще-

Рис. 6. Изменения параметров РО–ДК, РО–ПК при вдуве в струйный насос-конденсатор газообразного кислорода и газообразного гелия

Таблица 2 значения параметров при отработке конструкции струйного насоса-конденсатора с вставкой с восемью отверстиями ∅3,5 мм каждое при максимальном давлении жидкого кислорода 0,4 мпа на вход в насос опытного образца бтнао Параметры (обозначения в соответствии с рис. 5 и 6)

Вдув газа Газообразный Газообразный гелий кислород

Частота вращения вала опытного образца БТНАО, об/мин

3 575

3 600

РО-ДК, л/с

5,2

8,5

РО-ПК, л/с

6,6

8,7

ДОДК, МПа

0,68

0,63

ДОПК, МПа

0,69

0,62

Т-ДОДК, °С

–182

Т-ДОПК, °С

–182

–179

№ 1(16)/2017

ственная. Снижение расхода связано с работой стендовых систем. При вдуве газообразного кислорода разница в показаниях датчиков расходов практически отсутствует, т. е. газообразный кислород эффективно конденсировался. Тем самым была подтверждена полнота конденсации разработанной конструкции струйного насоса-конденсатора. По результатам этих испытаний установлено, что из-за малых скоростей вдува газа повышения давления за струйным насосом-конденсатором не происходило, т. е. он не работал как струйный насос (табл. 2): разница в показаниях давления до и после струйного насосаконденсатора (параметры ДОДК и ДОПК, соответственно) практически равна нулю. Для обеспечения его работы в режиме струйного насоса требуются мероприятия по повышению давления на входе в турбину бустера, что, однако, приведет к увеличению температуры и давления упругости пара на входе в ТНА. Значения параметров, полученные в результате отработки — частота вращения вала опытного образца БТНАО, температура в момент времени 6 с от начала вдува газа — приведены для сведения в табл. 2. В табл. 3 и 4 представлены значения частот и амплитуд низко- и высокочастотных пульсаций, полученные в результате проведения экспериментальных исследований конструкций струйного насоса-конденсатора с различными вариантами вставок № 1, 2, 3 (табл. 1) при максимальном давлении жидкого кислорода 0,4 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО без вдува и с вдувом газообразного кислорода. Значения частот и амплитуд высокочастотных пульсаций приведены в скобках. Как видно из табл. 3, при вдуве и последующей конденсации газообразного кислорода из-за наличия в струйном насосе-конденсаторе газовых включений частота пульсаций Таблица 3 частоты пульсации при максимальном давлении жидкого кислорода на вход в насос опытного образца бтнао Частоты низкочастотной (высокочастотной) пульсации, Гц

Вид испытаний

Испытание без вдува

Обработка Обработка показаний показаний с датчика ПДДК с датчика ПДПК2

500 (5 500)

286 (8 600)

400 (4 800) 400 (2 000) 133 (5 320)

400 (5 000) 400 (4 000) 400 (8 000)

Испытание с вдувом:

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

‒ вставка № 1 ‒ вставка № 2 ‒ вставка № 3

Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н.

Таблица 4 амплитуды пульсаций при максимальном давлении жидкого кислорода на вход в насос опытного образца бтнао Амплитуды низкочастотной (высокочастотной) пульсации, МПа Вид испытаний

Испытание без вдува

Обработка Обработка показаний показаний с датчика ПДДК с датчика ПДПК2 ±0,0040 (±0,0010) ±0,0040 (±0,0025)

Испытание с вдувом: ‒ вставка № 1 ‒ вставка № 2 ‒ вставка № 3

±0,0350 (±0,0025) ±0,0350 (±0,0050) ±0,0425 (±0,0050) ±0,0225 (±0,0050) ±0,0225 (±0,0040) ±0,0175 (±0,0050)

снижалась по сравнению с испытаниями без вдува. Это особенно хорошо прослеживалось при эксперименте со вставкой № 3 (частота низкочастотной пульсации снижалась до 133 Гц). При сравнении результатов исследований без вдува и со вставкой № 3 было обнаружено, что высокочастотная пульсация определяется схлопыванием кислородных газовых пузырьков, которые образовывались также при проведении испытаний с неработающим струйным насосом-конденсатором за счет теплообмена жидкого кислорода со стенками расходной магистрали, состыкованной с диффузором насоса опытного образца БТНАО. Совпадение частот высокочастотных пульсаций при испытаниях без вдува и со вставкой № 3 может свидетельствовать о том, что механизм возбуждения пульсаций в обоих случаях одинаков. При этом необходимо отметить, что в струйном насосе-конденсаторе со вставкой № 1 частота высокочастотной пульсации была близка к частоте мерцания лопаток насоса окислителя основного ТНА, что недопустимо, так как делает возможным резонанс бустера и насоса окислителя основного ТНА. В то же время, при отработке струйного насоса-конденсатора со вставкой № 2 наблюдалась минимальная частота высокочастотной пульсации по сравнению с другими конструкциями вставок. Таким образом, влияние высокочастотных пульсаций струйного насоса-конденсатора со вставкой № 2 на работоспособность бустера и насоса окислителя основного ТНА будет наименьшим. Как видно из табл. 4, амплитуда высокочастотных пульсаций давления при обработке показаний с датчика ПДПК2 при испытании струйного насоса-конденсатора со всеми тремя вставками была одинаково низкая (±0,005 МПа). Такая величина представляется 68

малой для существенного влияния на работоспособность бустера и насоса окислителя основного ТНА. При работе струйного насоса-конденсатора со вставками № 1 и 2 струйки газообразного кислорода глубоко внедрялись в поток жидкого кислорода, и их конденсация происходила вне пристеночной области. В результате амплитуда пульсаций снижалась за счет их демпфирования газовыми включениями. Во вставке № 3 амплитуда высокочастотных пульсаций давления при работе струйного насоса-конденсатора оказалась существенно выше. По показаниям с датчика ПДПК2 при испытаниях без вдува и со вставкой № 3 амплитуда составила ±0,0025 и ±0,005 МПа, соответственно. Таким образом, струйный насос-конденсатор со вставкой № 3 преимуществ перед другими вставками не имел. На основании анализа результатов, полученных при максимальном давлении жидкого кислорода 0,4 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО, было выявлено, что на работоспособность бустера влияние частот и амплитуд пульсаций струйного насоса-конденсатора со вставкой № 2 (8 отверстий, dотв = 3,5 мм), по сравнению со вставками № 1 (16 отверстий, dотв = 2,5 мм) и № 3 (щелевое отверстие), будет несущественным, а на работоспособность насоса окислителя основного ТНА — наименьшим. Сравнительные экспериментальные исследования работы струйного насоса-конденсатора различных конструкций были продолжены с выбранной конструкцией со вставкой № 2, со вставкой № 4 (одно отверстие ∅24 мм) и конструкцией струйного насоса-конденсатора, представленной на рис. 4 (одно отверстие ∅12 мм с вдувом газа относительно основного потока под углом 45°) при номинальном давлении жидкого кислорода 0,15 МПа и максимальном давлении 0,4 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО. Значения амплитуд пульсаций для указанных трех вариантов исполнения конструкции струйного насоса-конденсатора представлены в табл. 5. Значения амплитуд пульсаций при максимальном давлении 0,4 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО приведены в скобках. Изменения амплитуды пульсаций по времени при номинальном давлении жидкого кислорода 0,15 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО, полученные при исследованиях с вдувом газообразного кислорода через одно отверстие ∅24 мм и через восемь отверстий ∅3,5 мм каждое, представлены на рис. 7 и 8, соответственно. Момент начала вдува газа — на восьмой, окончание вдува — на 18-ой секунде. Обработка результатов проводилась с датчика ПДПК1. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВАРИАНТОВ КОНСТРУКЦИИ НАСОСА-КОНДЕНСАТОРА

Таблица 5 амплитуда пульсаций при номинальном (максимальном) давлении жидкого кислорода

Варианты исполнения

Амплитуды пульсаций при номинальном (максимальном) давлении, МПа

Вставка № 4: одно отверстие ∅24 мм

±0,08 (±0,30)

Одно отверстие ∅12 мм

±0,15 (±0,13)

Вставка № 2: 8 отверстий ∅3,5 мм (2 ряда по 4 отверстия в шахматном порядке)

±0,03 (±0,05)

Из рис. 7 и 8 (момент времени 13 с) и табл. 5 видно, что амплитуда пульсаций при номинальном давлении 0,15 МПа увеличилась в 5 раз (до ±0,15 МПа) при вдуве через одно отверстие диаметром 12 мм и в 2,7 раза (до ±0,08 МПа) — при вдуве через одно отверстие диаметром 24 мм относительно амплитуды пульсаций при вдуве через восемь отверстий диаметром 3,5 мм каждое. При максимальном давлении 0,4 МПа амплитуда пульсаций увеличилась в 2,5 раза (до ±0,13 МПа) при вдуве через одно отверстие диаметром 12 мм и в 6 раз (до ±0,30 МПа) — при вдуве через одно отверстие диаметром 24 мм относительно амплитуды пульсаций при вдуве через восемь отверстий диаметром 3,5 мм каждое.

Рис. 7. Изменение амплитуды пульсаций по времени при номинальном давлении жидкого кислорода 0,15 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО при вдуве газообразного кислорода в струйный насос-конденсатор через одно отверстие диаметром 24 мм

Такое увеличение амплитуды пульсаций нежелательно для работы насоса окислителя основного ТНА. На основании результатов проведенных экспериментальных исследований различных конструкций струйных насосов-конденсаторов для штатной конструкции был выбран вариант с восемью отверстиями диаметром 3,5 мм каждое (два пояса по четыре отверстия, расположенных в шахматном порядке) с вдувом газа относительно основного потока под углом 30°, при котором частота и амплитуда пульсаций имели минимальное значение, что благоприятно для совместной работы бустера с насосом окислителя основного ТНА. заключение Результаты проведенных экспериментальных исследований: • Подтверждена полнота конденсации разработанной конструкции струйного насосаконденсатора — вдув газообразного гелия в поток жидкого кислорода на выходе из насоса опытного образца БТНАО приводил к существенной разнице в показаниях датчиков расхода до и после струйного насоса-конденсатора. • Выбран оптимальный вариант конструкции струйного насоса-конденсатора: восемь отверстий диаметром 3,5 мм каждое (два пояса по четыре отверстия, расположенных в шахматном порядке) с вдувом газа относительно основного потока под углом 30°. Данная конструкция имела минимальное значение частоты и амплитуды пульсаций, что благоприятно как для работы бустера, так и для его совместной работы с насосом окислителя основного ТНА. • Установлено, что повышения давления в струйном насосе-конденсаторе ввиду малых скоростей вдува газа не происходит, а для обеспечения его работы в режиме струйного насоса требуются мероприятия по повышению давления на входе в турбину бустера, что, однако, приведет к увеличению температуры и давления упругости пара на входе в ТНА.

Рис. 8. Изменение амплитуды пульсаций по времени при номинальном давлении жидкого кислорода 0,15 МПа на вход в насос опытного образца БТНАО при вдуве газообразного кислорода в струйный насос-конденсатор через восемь отверстий диаметром 3,5 мм каждое

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н.

Список литературы 1. Аверин И.Н., Егоров А.М., Тупицын Н.Н. Особенности построения, экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ SL комплекса «Морской старт» и пути ее дальнейшего совершенствования // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 62–73. 2. Катков Р.Э., Лозино-Лозинская И.Г., Мосолов С.В., Скоромнов В.И., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальная отработка камеры сгорания многофункционального жидкостного ракетного двигателя с кислородным охлаждением камеры: результаты 2009–2014 гг. // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 12–24.

3. Кошелев И.М., Мартиросов Д.С., Колбасенков А.И. Влияние конденсации высокотемпературного окислительного газа в зоне криогенного кислорода на низкочастотную устойчивость ЖРД // Двигатель. 2012. № 6. С. 24–27. 4. Каталог: Датчики, преобразователи, системы. АО «НИИФИ». Режим доступа: http://niii.client.runetsoft.ru/upload/iblock/ datchiki/sensors_catalog.pdf (дата обращения 24.05.2016 г.). 5. Датчик пульсаций пьезометрический. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. ЛХ604ТО. 2009. 19 с. 6. Преобразователь расхода турбинный ТПР. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. 4Е2.833.031ТО. 1987. 36 с. Статья поступила в редакцию 22.09.2016 г.

reference 1. Averin I.N., Egorov A.M., Tupitsyn N.N. Osobennosti postroeniya, eksperimental'noy otrabotki i ekspluatatsii dvigatel'noy ustanovki razgonnogo bloka DM-SL kompleksa «Morskoy start» i puti eyo dal'neyshego sovershenstvovaniya [Special features of architecture, developmental testing and operation of the propulsion system for the upper stage block DM-SL used in the Sea Launch complex and avenues to its further improvement] // Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 2(5), pp. 62–73. 2. Katkov R.E., Lozino-Lozinskaya I.G., Mosolov S.V., Skoromnov V.I., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Strizhenko P.P., Tupitsyn N.N. Eksperimental'naya otrabotka kamery sgoraniya mnogofunkcional'nogo zhidkostnogo raketnogo dvigatelya s kislorodnym okhlazhdeniem kamery: rezul'taty 2009-2014 gg. [Experimental development of a multifunctional liquid rocket engine with oxygen-cooled combustion chamber: results of 2009–2014] // Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 12–24. 3. Koshelev I.M., Martirosov D.S., Kolbasenkov A.I. Vliyanie kondensatsii vysokotemperaturnogo okislitel'nogo gaza v zone kriogennogo kisloroda na nizkochastotnuyu ustoychivost' ZhRD [Inluence of condensing of high temperature oxidizing gas in liquid oxygen region on LRE low frequency stability] // Ingenerny journal, 2012, no. 6, pp. 24–27. 4. Katalog: datchiki, preobrazovateli, sistemy [Catalog: sensor, transducers, measuring systems]. JSC «NIIFI». Available at: http://niii.client.runetsoft.ru/upload/iblock/datchiki/sensors_catalog.pdf (accessed 24.05.2016). 5. Datchik pul'satsiy p'ezometricheskiy. Tekhnicheskoe opisanie i instruktsiya po ekspluatatsii. LKh604ТО. [Piezoelectric pulsation sensor. Technical description and user manual]. 2009, 19 p. 6. Preobrazovatel' raskhoda turbinnyj TPR. Tekhnicheskoe opisanie i instruktsiya po ekspluatatsii. 4Е2.833.031ТО. [Turbine low rate transducer TPR. Technical description and user manual]. 1987, 36 p.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

УДК 629.78.03.013

вероятноСтные оценки маССовых характериСтик энергодвигательных СиСтем транСпортных и транСпортно-энергетичеСких коСмичеСких аппаратов © 2017 г. евдокимов р.а., Синявский в.в., Скребков С.а. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru Предложен подход к выполнению вероятностных оценок массовых характеристик перспективных энергетических и двигательных установок для транспортных и транспортно-энергетических космических аппаратов, учитывающий влияние на процесс их создания случайных факторов. В основе подхода лежит метод экспертных оценок, предполагающий статистическую обработку результатов опроса. Обосновано использование усеченного нормального закона распределения для оценок масс энергетических и двигательных установок заданного уровня мощности. Представлены вероятностные оценки массовых характеристик одно- и двухрежимных термоэмиссионных космических ядерных энергетических установок для различных уровней мощности. Оценки выполнены на основе статистического анализа результатов опроса восьми экспертов. Получены аппроксимационные зависимости минимальных, максимальных и наиболее вероятных значений массы космических ядерных энергетических установок указанных типов от проектной мощности. Ключевые слова: межорбитальные буксиры, транспортно-энергетические модули, массовые характеристики, случайные величины, метод экспертных оценок, космическая ядерная энергетическая установка, электроракетная двигательная установка.

STOChaSTIC ESTImaTIONS OF maSS CharaCTErISTICS OF advaNCEd pOwEr aNd prOpulSION SySTEmS FOr TraNSpOrT aNd TraNSpOrT & pOwEr-gENEraTINg SpaCECraFT Evdokimov r.a., Sinyavskiy v.v., Skrebkov S.a. 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 An approach to stochastic estimations of mass characteristics of advanced power and propulsion systems for transport and transport & power-generating spacecraft is proposed, which takes into account random factors impacting the design process. The approach is based on the method of expert evaluations involving statistical processing of the survey results. The use of a truncated normal distribution law for estimated masses of the power and propulsion systems of a given power level has been justified. Stochastic estimates of mass characteristics of single- and dual-mode thermionic space nuclear power systems for diferent power levels are presented. The evaluations are made on the basis of statistical analysis of the survey results from eight experts. Approximation dependences of minimum, maximum and most probable mass values of the space nuclear power systems on the design power are obtained. Key words: space tugs, transport and power-generating spacecraft, mass characteristics, random variables, method of expert evaluations, space nuclear power system, electric rocket propulsion.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А.

евдокимов р.а.

СинявСкий в.в.

Скребков С.а.

ЕВДОКИМОВ Роман Александрович — доктор технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: roman.evdokimov@rsce.ru EvDOKIMOv Roman Alexandrovich — Doctor of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, e-mail: roman.evdokimov@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 СКРЕБКОВ Сергей Александрович — доктор технических наук, ветеран ВКА им. А.Ф. Можайского SKREBKOv Sergey Alexandrovich — Doctor of Science (Engineering), veteran of Mozhaysky vKA Решение многих перспективных задач космонавтики требует создания принципиально новых транспортных, а также транспортно-энергетических космических аппаратов (КА) — межорбитальных буксиров (МБ) и транспортно-энергетических модулей (ТЭМ) [1]. Эффективность указанных космических средств в первую очередь будет определяться степенью совершенства их энергодвигательных систем (ЭДС), по сути, МБ и ТЭМ представляют собой ЭДС, обличенные в конструкцию [2]. В состав ЭДС данных КА должны входить энергетические установки (ЭУ) (ядерные, либо солнечные), а также электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) большой мощности (сотни киловатт – мегаватты) [3, 4]. Соответственно, эффективность выполнения целевых задач МБ и ТЭМ будет в значительной мере определяться показателями качества энергетических и двигательных установок, включая их массовые характеристики. Поскольку мощные ЭУ и ЭРДУ, фактически, должны создаваться параллельно с разработкой МБ и ТЭМ, то на ранних этапах проектирования (когда осуществляется выбор структуры и проектных параметров ЭДС и КА в целом) могут быть сделаны только оценки их массовых характеристик. Влияние на процесс создания ЭУ и ЭРДУ множества факторов 72

(объема и стабильности финансирования, уровня квалификации персонала, появления новых технологий, результатов НИОКР по отработке ключевых технологий и систем и т. п.), часть из которых случайна, приводит на ранних этапах проектирования к большому разбросу оценок возможных значений массовых характеристик. Во избежание грубых ошибок при оценке эффективности создаваемых КА, а также выборе структуры и проектных параметров их ЭДС, данное обстоятельство должно непременно учитываться. Один из возможных подходов состоит в использовании вероятностного описания оценок массовых характеристик, т. е. рассмотрении масс (удельных масс) элементов ЭДС как случайных величин. Данный подход особенно уместен, если для выбора структуры и проектных параметров ЭДС МБ (или ТЭМ) применяется методология комплексной оптимизации ЭДС КА, предполагающая использование в качестве показателя эффективности вероятности выполнения ЭДС своей задачи [2, 5]. Могут использоваться и другие подходы, подразумевающие стохастическое описание массовых характеристик элементов ЭДС, например, теория полезности. Вероятностное описание массовых характеристик предполагает отыскание соответствующих законов распределения. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

обоснование вида законов распределения оценок массовых характеристик элементов эдС перспективных ка Обоснование вида законов распределения случайных величин, описывающих оценки массовых характеристик элементной базы ЭДС перспективных КА, а также нахождение параметров данных законов — задача, решить которую методами математической статистики не представляется возможным. Это объясняется отсутствием необходимого количества данных по проектным оценкам характеристик перспективных двигательных и энергетических установок. Так, количество выполненных проектных проработок мощных термоэмиссионных космических ядерных энергоустановок (КЯЭУ) типа КЯЭУ буксира «Геркулес» не превосходит нескольких десятков для всех уровней мощности. Между тем, оценки массовых характеристик КЯЭУ должны быть даны с учетом зависимости от проектной мощности установки. Соответственно, закон распределения массы (удельной массы) должен быть найден для различных уровней проектной мощности, для каждого из которых имеется всего лишь несколько оценок. В этой связи практически незаменимыми для нахождения параметров законов распределения массовых характеристик являются методы экспертных оценок, зарекомендовавшие себя при оценке качества сложных технических систем и изделий [6–9]. Однако вид закона распределения оценить подобным образом значительно сложнее: требуется либо привлечение большого количества (сотен) экспертов, которые должны дать прямую оценку массы элемента ЭДС для различных уровней его проектной производительности с последующей статистической обработкой полученных данных, либо непосредственный опрос меньшей группы экспертов относительно характера закона распределения. Учитывая, что число квалифицированных специалистов, работающих в области проектирования КЯЭУ и ЭРДУ большой мощности, сравнительно невелико, первый подход представляется не просто трудоемким, но и практически не реализуемым. Второй подход ведет либо к субъективному, либо противоречивому результату, поскольку вероятностные оценки представляют для большинства экспертов значительные трудности. С учетом вышесказанного выбор вида закона распределения массовых характеристик элементов энергодвигательного комплекса многоразовой транспортной № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

системы должен базироваться на опыте системно-технических исследований, эвристических подходах, а также применении предельных теорем теории вероятностей. В литературе по моделированию сложных технических систем рекомендуется использовать для вероятностного описания характеристик элементов усеченный нормальный закон распределения, треугольный закон, а также β-распределение [9]. Использование усеченного нормального закона оправдано тем, что большинство элементов можно рассматривать также в качестве сложных систем, включающих множество субэлементов, на характеристики которых оказывает влияние множество сравнительно независимых факторов. Масса элемента оказывается распределенной по закону, близкому к нормальному, а с учетом физических ограничений и практически важного диапазона значений — усеченному нормальному закону [9]. Необходимо также отметить, что массовые характеристики элементов ЭДС КА оказывают влияние на эффективность выполнения КА своих задач. Масса КА является суммой масс отдельных систем КА, включая элементы ЭДС. При этом соблюдается условие независимости масс отдельных элементов. В связи с этим оценка массы КА будет распределена по закону, близкому к нормальному, даже при некотором отклонении от нормального закона распределения масс отдельных элементов. Таким образом, принимается допущение о распределении оценок масс элементов ЭДС перспективных КА по усеченному нормальному закону. Если данный закон является симметричным относительно математического ожидания, то для оценки параметров распределения массы элемента ЭДС может быть использовано правило «трех сигма» [10]: М[ σ где М[

]=(

≈(

+ –

)/2; )/6,

] — математическое ожидание; σ

(1) (2) —

среднеквадратическое отклонение; , — максимальная и минимальная массы элемента ЭДС КА, соответственно. Для отыскания закона распределения массы элемента ЭДС заданной проектной производительности требуется оценить только ее максимальное и минимальное возможные значения. Кроме того, для проверки предположения о симметричности распределения целесообразно дать экспертную 73

Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А.

оценку наиболее вероятного значения массы и сравнить его с величиной, полученной по формуле (1). Таким образом, для определения параметров законов распределения случайных массовых характеристик элементов ЭДС КА рекомендуется применять метод экспертных оценок. Ниже представлена методика проведения экспертного опроса и статистической обработки его результатов на примере определения оценок массовых характеристик КЯЭУ большой мощности. объекты исследования В настоящей работе представлены результаты применения метода экспертных оценок к определению характеристик следующих элементов ЭДС перспективных КА: • однорежимных высокотемпературных термоэмиссионных КЯЭУ типа энергоустановки буксира «Геркулес» [3] электрической мощностью 150…1 000 кВт с ресурсом 5–7 лет; • двухрежимных КЯЭУ аналогичного типа с мощностью 100…300 кВт на транспортном режиме продолжительностью до одного года, и 30…100 кВт на энергетическом режиме продолжительностью 7–10 лет. Отношение мощности на транспортном режиме к мощности на энергетическом режиме тр д ≈ 3 характерно для большинства NКЯЭУ /NКЯЭУ применений двухрежимных КЯЭУ [11]. Компоновочные схемы КЯЭУ указанных типов представлены на рис. 1 и 2.

Рис. 1. Компоновочная схема КЯЭУ типа ЭУ МБ «Геркулес»: 1 — блок генераторов пара цезия и системы удаления газообразных продуктов деления; 2 — термоэмиссионный реакторпреобразователь (ТРП) модульной схемы; 3 — многослойная радиационная защита; 4 — сильноточная шина; 5 — многоканальный МГД-насос с общей магнитной системой всех модулей; 6 — трубопровод литиевой системы охлаждения на входе в модуль ТРП; 7 — опорная ферма; 8 — трубопровод литиевой системы охлаждения на выходе из модуля ТРП; 9 — теплообменник литий–натрий зоны испарения тепловой трубы; 10 — силовой преобразовательный блок (высоковольтные кабели не показаны); 11 — опорное кольцо (раздвижная ферма полезной нагрузки не показана); 12 — зона конденсации тепловых труб холодильника-излучателя

Рис. 2. Компоновочная схема термоэмиссионной КЯЭУ мощностью 200 кВт: 1 — термоэмиссионный реактор-преобразователь; 2 — низковольтная шина; 3 — радиационная защита КЯЭУ; 4 — привод системы управления и защиты; 5 — холодный трубопровод; 6 — горячий трубопровод; 7 — электромагнитный насос; 8 — преобразователь напряжения; 9 — высоковольтная шина; 10 — холодильник-излучатель

методика получения оценок массовых характеристик кяэу по результатам экспертного опроса Для определения минимальных, максимальных и наиболее вероятных значений масс указанных выше КЯЭУ с различным уровнем мощности непосредственно использовался метод экспертных оценок. С целью исключения конформизма в оценках, а также с учетом работы с представителями нескольких организаций была выбрана индивидуальная форма опроса в виде анкетирования. Отбор экспертов, составление анкеты и проведение опроса, обработка его результатов выполнялись в соответствии с рекомендациями работы [6]. Рекомендуемое количество экспертов для получения достаточно точных оценок при разумных трудозатратах должно быть в пределах 7…15 чел [6–9]. Учитывая относительно малое количество высококвалифицированных специалистов, занятых в исследуемой области, и уникальность объектов исследования, в группу для оценки массовых характеристик КЯЭУ третьего поколения было включено восемь экспертов. При этом выбор конкретных специалистов был обусловлен их непосредственным участием в работах над КЯЭУ рассматриваемого типа, а также уровнем их квалификации. В итоге в группу вошли специалисты РКК «Энергия» (как головной организации по работам над КЯЭУ типа ЭУ буксира «Геркулес», а также КА на их основе) и МГТУ им. Н.Э. Баумана. В опросной анкете экспертам было предложено дать ответ на вопрос о максимальном, минимальном и наиболее вероятном КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

значениях масс однорежимных КЯЭУ мощностью 150, 300, 600 и 1 000 кВт, а также двухрежимных КЯЭУ мощностью 100/30, 150/50 и 250/80 кВт. Анкета содержала также вопросы, необходимые для оценки степени компетентности экспертов (см. ниже) — о стаже работы в отрасли, количестве научных публикаций и/или патентов, должности, наличии ученых степеней и званий. Полученные в ходе экспертизы результаты были подвергнуты статистической обработке [7]. Оценки, назначенные экспертами каждой исследуемой величине, осреднялись с учетом коэффициентов компетентности экспертов по формуле: 1 m (3) WjikЭi, WjГ = m ∑ i=1 ∑ kЭi

(4)

m a kЭi = kЭi kЭi ,

где , — статистический и априорный коэффициенты компетентности эксперта. Априорный коэффициент должен оцениваться, исходя из сведений об экспертах, по искусственной шкале от 0 до 1. В рамках настоящей работы используется шкала, представленная в табл. 1. Статистический коэффициент компетентности рассчитывается по формулам: Hji =

i Э1

Wji – WjГ

1 =n в

WjГ

(5)

;

nв

(6)

∑H ; i j

j=1

1 m = mi , kЭi Э1

i=1

— оценка i-ым экспертом j-й величины; — групповая оценка j-й величины; kЭi — коэффициент компетентности i-го эксперта; m — количество экспертов в группе. Назначение оценок экспертами можно рассматривать как измерение некоторой величины несколькими приборами, имеющими различную точность, которая и характеризуется коэффициентами компетентности экспертов [7]. Среди методов учета компетентности экспертов широкое распространение получил статистический, в соответствии с которым коэффициенты kЭi уточняются в процессе обработки результатов в зависимости от величины отклонения оценки, назначенной данным экспертом, от средней в группе. Тогда коэффициенты компетентности можно представить в следующем виде: где

(7)

— относительное отклонение индивигде дуальной оценки i-ым экспертом j-й величины от ее групповой оценки; nв — количество величин, оцениваемых данной группой экспертов; m — статистический коэффициент компетентности i-го эксперта данной группы. Очевидно, что расчет коэффициентов m по формулам (5–7), а также групповой оценки каждой величины по формуле (4) должен носить итерационный характер. На m = 1 для первой итерации принимается всех экспертов, с помощью формул (3, 4) рассчитываются первые приближения групповых оценок величин. Затем находятся m по формулам (5–7) новые значения и новое приближение групповых оценок по соотношениям (3, 4). Таблица 1

условная шкала априорной компетентности экспертов Значение априорного коэффициента компетентности эксперта, kЭа

№ 1(16)/2017

Критерии сравнения экспертов Стаж работы в отрасли, лет

Количество публикаций и/или патентов

Ученая степень и/или должность

—

0,3

< 10

< 15

—

0,35

< 10

< 30

—

0,45

< 10

< 30

Кандидат наук/нач. сектора

0,65

< 15

< 30

Кандидат наук/нач. сектора

0,75

< 15

< 60

Кандидат наук/нач. сектора

0,85

< 15

< 60

Доктор наук/нач. отдела

0,9

< 15

< 100

Доктор наук/нач. отдела

0,9

> 20

> 100

Кандидат наук/нач. сектора

0,95

< 20

< 100

Доктор наук/нач. отдела

> 20

> 100

Доктор наук/нач. отдела

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А.

Итерационный процесс должен продолжаться до тех пор, пока не будет выполнено условие: WjГ(l) – WjГ(l –1) WjГ(l)

(8)

≤ ε,

l Г(l –1) где , — групповые оценки j-й величины на l-ой и (l –1)-й итерациях; ε — требуемая точность расчета. Для полученных групповых оценок должны быть построены доверительные интервалы с целью определения точности и проверки на значимость. В соответствии с методикой обработки результатов неравноточных измерений (в качестве показателя точности выступает коэффициент компетентности эксперта) [7]:

sj2 =

m m

(m – 1) ∑ k

∑(W

i j

(9)

– WjГ )2kЭi ,

i=1

i = 1 Эi

— оценка дисперсии j-й величины. Доверительный интервал групповой оценки j-й величины определяется и квантилем распределения Стьюдента tj, соответствующим заданной доверительной вероятности и числу степеней свободы, равному (m – 1): (10) ∆j = sj2 tj = sj tj.

где

Считается, что оценка незначима, если Δj > . Для оценки достоверности полученной информации важно оценить степень согласованности экспертов. Можно исполь-

зовать коэффициент согласованности E, являющийся разновидностью коэффициента множественной корреляции: – 2 nв m Wi– W 1 j i E= 2 , (11) ∑ ∑ i sЭ m (nв – 1) j = 1 i = 1 1 – где Wi = n в

nв

∑W ; j=1

i j

nв – 1 (Wji – Wi)2 . ∑ (nв – 1) j = 1

i Э

s =

Вычисленное значение коэффициента согласованности проверяется на значимость. С этой целью вычисляется значение коэффициента Пирсона: = m(nв – 1)E. Сравнивая полученное расчетное значение с табличным ( ), соответствующим числу степеней свободы (nв – 1), можно сделать вывод о значимости величины E: если ≥ , то коэффициент согласованности значим, а оценки экспертов согласованы. результаты экспертного опроса о значениях массовых характеристик кяэу и их статистической обработки В табл. 2 приведены результаты опроса экспертов по массовым характеристикам (минимальному, максимальному и наиболее вероятному значениям массы КЯЭУ — , , , соответственно) однорежимных КЯЭУ большой мощности с ресурсом 5–7 лет. Таблица 2

результаты опроса экспертов по массовым характеристикам однорежимных кяэу с ресурсом 5–7 лет (индивидуальные оценки) Эксперты, №

Проектная мощность КЯЭУ, Nпр , кВт КЯЭУ kaЭi

0,75

4 000

5 500

7 000

5 000

7 500

10 000

6 000

10 000

14 000

8 000

12 000

16 000

4 000

4 200

5 000

5 200

7 000

6 000

7 000

9 000

8 000

10 500

12 000

0,9

5 000

5 500

6 000

6 200

6 700

7 200

7 600

8 100

8 600

9 500

10 000

10 500

0,9

5 000

6 500

8 000

6 000

8 000

10 000

7 000

9 500

12 000

9 000

12 000

15 000

0,9

6 000

6 500

7 000

7 500

8 000

8 500

10 500

11 000

10 000

12 000

14 000

10 000

12 000

15 000

18 000

—

0,9

2 400

3 200

4 000

3 700

4 400

5 000

5 500

6 300

7 000

9 000

11 000

13 000

0,8

2 600

3 500

4 600

4 700

6 700

8 200

8 000

12 000

15 000

11 200

16 000

18 000

150

300

600

1 000

min max min – – – – mmin , кг m , кг mmax , кг mКЯЭУ , кг m , кг mmax , кг mmin , кг m , кг mКЯЭУ , кг mКЯЭУ , кг m , кг mmax , кг КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ КЯЭУ

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

Таблица 3 оценки массовых характеристик однорежимных кяэу по результатам экспертного опроса (групповые оценки) Групповые оценки массовых характеристик КЯЭУ, кг

пр , кВт Проектная мощность КЯЭУ, NКЯЭУ

150

300

600

1 000

М – МКЯЭУ

4 430±832

5 577±729

6 963±784

9 077±738

5 260±878

6 724±888

8 765±1 218

11 355±1 181

max КЯЭУ

6 201±979

8 087±1 029

10 439±1 654

13 270±1 622

min КЯЭУ

Таблица 4 результаты опроса экспертов по массовым характеристикам двухрежимных кяэу (индивидуальные оценки) Эксперты, №

тр д Проектная мощность КЯЭУ, NКЯЭУ / NКЯЭУ , кВт

kaЭi

0,75

4 000

5 000

6 000

5 000

6 500

8 000

6 000

7 500

9 000

3 000

3 200

4 000

4 500

5 000

4 500

5 000

6 000

0,9

3 700

5 000

10 000

4 600

8 000

12 000

6 200

11 000

15 000

0,9

5 000

6 500

8 000

6 500

7 500

9 000

6 500

8 500

10 000

0,9

6 000

6 500

7 000

6 500

7 500

8 000

7 000

9 000

12 000

6 000

9 000

10 000

12 000

14 000

16 000

0,9

2 300

3 000

3 600

3 300

3 900

4 700

4 200

4 800

5 500

0,8

1 900

2 800

3 400

2 500

3 300

4 500

3 800

5 400

6 500

100/30 min КЯЭУ

, кг

– m , кг КЯЭУ

150/50 max КЯЭУ

, кг

min КЯЭУ

, кг

– mКЯЭУ, кг

250/80 m

max КЯЭУ

, кг

min КЯЭУ

, кг

– mКЯЭУ, кг

mmax , кг КЯЭУ

Таблица 5 оценки массовых характеристик двухрежимных кяэу по результатам экспертного опроса (групповые оценки) Групповые оценки массовых характеристик КЯЭУ, кг

тр д / NКЯЭУ , кВт Проектная мощность КЯЭУ, NКЯЭУ

100/30

150/50

250/80

min КЯЭУ

4 890±638

6 226±804

6 548±976

– МКЯЭУ

6 193±781

7 339±889

8 591±1 183

max МКЯЭУ

7 646±980

8 726±1 075

10 348±1 428

В табл. 3 представлены результаты обработки полученных данных — групповые оценки с доверительными интервалами, рассчитанные по формулам (4–10). Аналогичные результаты были получены для двухрежимных КЯЭУ (табл. 4 и 5). Приведенные в табл. 3 и 5 интервалы групповых оценок соответствующих масс КЯЭУ вычислялись для доверительной вероятности 0,9. Как видно из табл. 2 и 4, индивидуальные оценки экспертов имеют значительный разброс для отдельных величин. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Это обусловлено различными взглядами на пути обеспечения заданного ресурса КЯЭУ (возможность использования перспективных материалов в конструкции электрогенерирующих каналов, либо снижение плотности мощности), а также — на значения масс отдельных систем КЯЭУ. В частности, высокие значения масс КЯЭУ, присвоенные экспертом № 6, обусловлены возможностью реализации больших значений массы системы преобразования электрической мощности КЯЭУ. Эта система 77

Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А.

обеспечивает преобразование постоянного тока низкого напряжения (100–120 В), вырабатываемого термоэмиссионным реактором-преобразователем (ТРП), в ток высокого напряжения, потребляемый ЭРДУ (сотни – тысячи вольт) [12]. Тем не менее, групповые оценки масс являются значимыми — величины Δj составляют 12–18% от соответствующих оценок. Коэффициент согласованности экспертов, рассчитанный по формуле (11), при оценке массовых характеристик однорежимных КЯЭУ составил 0,942, а двухрежимных — 0,908. Оценка по критерию Пирсона подтвердила значимость указанных величин этого коэффициента. Выполненные оценки подтверждают симметричный характер распределения. Относительные отклонения групповых оценок наиболее вероятных значений масс КЯЭУ от средних между и находятся в пределах 0,7…1,8% как для однорежимных, так и для двухрежимных КЯЭУ во всем диапазоне проектной мощности, т. е. отклонения находятся в пределах точности оценок.

режимом. Поскольку для двухрежимных КЯЭУ масса определяется транспортным режимом, данную зависимость можно рассматривать применительно к однорежимным КЯЭУ соответствующей мощности с ресурсом 1–3 года. Для однорежимных КЯЭУ с бóльшим ресурсом (5–7 лет и более), а также для двухрежимных КЯЭУ необходимо внесение поправок. Кроме того, формула (12) дает лишь детерминированную оценку удельной массы КЯЭУ для заданной проектной мощности.

зависимости массовых характеристик кяэу от уровня проектной мощности В литературе по космической энергетике (например, [2, 13]) предложены детерминированные математические зависимости, позволяющие найти массу КЯЭУ различных типов для заданных значений проектной мощности. В том числе рассматриваются зависимости удельных масс КЯЭУ от их проектной мощности — γКЯЭУ( пр ). Так, для всех поколений термоэмиссионных КЯЭУ в работе [13] на основе статистических данных предложена аппроксимационная зависимость, охватывающая широкий диапазон значений величины пр : пр )= γКЯЭУ(NКЯЭУ

A BN

пр КЯЭУ

+С

+ D, [кг/кВт],

(12)

где A = 51,43; B = 0,01; C = 0,35; D = 4,85. Зависимость (12) представлена графически на рис. 3, ее коэффициенты получены методом наименьших квадратов. Данная зависимость является исключительно феноменологической, охватывая совершенно различные КЯЭУ термоэмиссионного типа, находящиеся на различном уровне разработки (от КЯЭУ, прошедших летно-конструкторские испытания, до аванпроектов). Среди этих КЯЭУ есть как однорежимные (с различным ресурсом), так и двухрежимные установки с длительным энергетическим 78

Рис. 3. Зависимость удельной массы КЯЭУ от проектной электрической мощности КЯЭУ [13]: 1 — КЯЭУ «Топаз»; 2 — ЯЭУ-25М; 3 — ЯЭУ-25; 4 — ЯЭУ-50; 5 — ЯЭУ-100; 6 — ЯЭУ-100 (теплоноситель — Li); 7 — двухрежимная КЯЭУ на основе технологии КЯЭУ буксира «Геркулес»; 8 — ЯЭУ-400; 9 — «Топаз-ВРТ»; 10 — КЯЭУ буксира «Геркулес»

В рамках данной работы предлагается следующий подход к вероятностной оценке массы КЯЭУ в зависимости от ее проектной пр мощности. Для каждого значения масса КЯЭУ может быть представлена как случайная величина, распределенная по усеченному нормальному закону с параметрами, вычисляемыми по формулам, аналогичным соотношениям (1) и (2): M[

КЯЭУ

]=(

≈(

–

)/2; )/6,

(13) (14)

КЯЭУ

где M[ КЯЭУ] — математическое ожидание; σ — среднеквадратическое отклонение; КЯЭУ

, — максимальная и минимальная массы КЯЭУ для заданной проектной мощности, соответственно. Величины и оцениваются пр для нескольких значений методом экспертных оценок (см. выше). Полученные значения используются для построения КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

зависимостей ( пр ), ( пр ), вид которых принимается аналогичным (12), с учетом того, что MКЯЭУ = γКЯЭУ пр , но с другими коэффициентами, найденными методом наименьших квадратов. Далее, для любого произвольного значения пр , пользуясь полученными зависимостями, можно найти ( пр ), ( пр ), а по формулам (13) и (14) — параметры закона распределения массы КЯЭУ для данной проектной мощности.

Посредством метода наименьших квадратов на основе групповых оценок, представленных в табл. 3 и 5, были получены коэффициенты для функциональных зависимостей, аналогичных (12), для вычисления минимальных, максимальных и наиболее вероятных значений удельных масс КЯЭУ — ( пр ), ( пр ), ( пр ), соответственно. Данные коэффициенты приведены в табл. 6. Таблица 6

значения коэффициентов аппроксимации в зависимостях удельной массы кяэу от проектной электрической мощности Тип КЯЭУ Вид зависимости удельной массы

Однорежимные КЯЭУ

Двухрежимные КЯЭУ

(

пр

)

39,46

0,0081

0,343

4,27

52,23

0,0029

0,518

–14,66

(

пр

)

35,60

0,0047

0,310

6,04

55,35

0,0067

0,183

11,64

(

пр

)

49,27

0,0086

0,390

5,85

49,74

0,0042

0,378

–0,78

Максимальные отклонения расчетных значений, полученных по формуле (12) для приведенных в табл. 5 и 6 коэффициентов, от групповых экспертных оценок составляют менее 2%, что находится в пределах погрешности оценок. Несмотря на существенные отличия в значениях коэффициентов (что характерно для аппроксимации гиперболическими функциями), зависимости удельных масс от проектной мощности имеют сходный вид и представлены на рис. 4 и 5.

Рис. 5. Зависимость удельной массы двухрежимных КЯЭУ типа ЭУ буксира «Геркулес» от электрической мощности на транспортном режиме: — — оценка, вычисленная по формуле (12); — — — минимальная оценка удельной массы КЯЭУ ( т ); — — — — оценка наиболее вероятного значения ( т ); — — — — максимальная удельной массы КЯЭУ оценка удельной массы КЯЭУ ( т )

Рис. 4. Зависимость удельной массы однорежимных КЯЭУ типа ЭУ буксира «Геркулес» с ресурсом 5–7 лет от проектной электрической мощности: — — — минимальная оценка ( пр ); — — оценка, вычисленная удельной массы КЯЭУ по формуле (12); — — — — оценка наиболее вероятного значения ( пр ); — — — — максимальная оценудельной массы КЯЭУ ( пр ) ка удельной массы КЯЭУ

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Полученные зависимости позволяют найти ( пр ), ( пр ) и воспользоваться далее формулами (13) и (14) для отыскания параметров закона распределения оценки массы КЯЭУ для любого значения проектной мощности. Полученные групповые оценки для наиболее вероятных значений масс однорежимных КЯЭУ превосходят значения масс КЯЭУ аналогичного уровня мощности, вычисленные по формуле (12), на ~7–15% (расхождение возрастает для бóльших мощностей). 79

Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А.

Несмотря на то, что данное расхождение укладывается в границы доверительных интервалов сделанных оценок, оно должно являться действительным в связи со своим систематическим характером для разных значений уровня мощности. Групповые оценки математических ожиданий масс двухрежимных КЯЭУ выше значений, полученных расчетом по формуле (12) (в качестве проектной мощности используется мощность на транспортном режиме), на 44–50%. Указанные отличия ожидаемы, так как оценки давались для КЯЭУ с бóльшим ресурсом. Для двухрежимных КЯЭУ умеренной мощности имеет значение также то, что они должны создаваться ранее однорежимных КЯЭУ мощностью свыше 300 кВт, с использованием меньшей доли инновационных технологий и материалов, что обусловливает больший консерватизм оценок со стороны экспертов. выводы На ранних этапах проектирования перспективных транспортных КА целесообразно использовать вероятностное описание оценок массовых характеристик элементной базы их ЭДС. Рекомендуется использование усеченного нормального закона распределения, параметры которого могут быть найдены методом экспертных оценок. В рамках настоящей работы предложена соответствующая методика, предполагающая статистическую обработку результатов экспертного опроса. Представлены результаты применения данной методики к оценке массовых характеристик однорежимных и двухрежимных термоэмиссионных КЯЭУ большой мощности. Предложены аппроксимационные зависимости, позволяющие найти максимальные и минимальные оценки удельных масс КЯЭУ указанных типов для заданных значений проектной электрической мощности. Эти значения позволяют отыскать математическое ожидание и среднеквадратическое отклонение оценки массы КЯЭУ для заданной проектной мощности. Список литературы 1. Легостаев В.П., Лопота В.А., Синявский В.В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4–15. 80

2. Чилин Ю.Н. Основы комплексной оптимизации космических энергодвигательных систем. СПб.: ВИККА им. А.Ф. Можайского. 1998. 255 с. 3. Синявский В.В. Научно-технический задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25–45. 4. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Легостаев В.П., Лопота В.А., Максимов В.А., Островский В.Г., Синявский В.В., Тугаенко В.Ю. Электроракетный транспортный аппарат для обеспечения больших грузопотоков в космосе // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 101–111. 5. Евдокимов Р.А., Фадеев А.С., Чилин Ю.Н. Постановка и формализация задачи параметрического синтеза энергодвигательного комплекса межорбитальной транспортной системы с учетом неопределенности исходной информации // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 82–97. 6. Елтаренко Е.А. Методы оценки и выбора инженерных и управленческих решений. М.: МИФИ, 1987. 60 с. 7. Бешелев С.Д., Гурвич Ф.Г. Математикостатистические методы экспертных оценок. М.: Статистика, 1980. 263 с. 8. Бешелев С.Д. Экспертные методы при прогнозировании развития авиационной экспериментальной базы: по материалам иностранной печати. М.: ЦАГИ. Обзоры, переводы, рефераты. 1974. № 446. 56 с. 9. Теоретические основы эксплуатации вооружения / Под ред. В.М. Эйбшица. Л.: ВИКИ им. А.Ф. Можайского, 1979. 333 с. 10. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. М.: Наука, 1969. 576 с. 11. Синявский В.В. Методы и средства экспериментальных исследований и реакторных испытаний термоэмиссионных сборок. М.: Энергоатомиздат, 2000. 375 с. 12. Онуфриев В.В., Онуфриева Е.В., Синявский В.В. Высокотемпературные системы преобразования тока перспективных космических энергодвигательных установок // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. C. 137–144. 13. Евдокимов Р.А., Косенко А.Б. Оптимизация электрической мощности термоэмиссионной ЯЭУ в составе межорбитального буксира для различных средств выведения и допустимого времени транспортировки // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2007. Вып. 1–2. С. 113–119. Статья поступила в редакцию 02.12.2016 г. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

вЕрОЯТНОСТНыЕ ОцЕНКИ МАССОвыХ ХАрАКТЕрИСТИК

reference 1. Legostaev V.P., Lopota V.A., Sinyavskiy V.V. Perspektivy i efektivnost' primeneniya kosmicheskikh yaderno-energeticheskikh ustanovok i yadernykh elektroraketnykh dvigatel'nykh ustanovok [Prospects for and eiciency in application of space nuclear power plants and nuclear electrorocket propulsion systems]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 1, pp. 4–15. 2. Chilin Yu.N. Osnovy kompleksnoi optimizatsii kosmicheskikh energodvigatel'nykh system [Fundamentals of the integrated optimization of space power and propulsion systems]. St.-Petersburg, VIKKA im. A.F. Mozhaiskogo publ., 1998. 255 p. 3. Sinyavskiy V.V. Nauchno-tekhnicheskii zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital'nomu buksiru «Gerkules» [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle Hercules]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 3, pp. 25–45. 4. Gribkov A.S., Evdokimov R.A., Legostaev V.P., Lopota V.A., Maksimov V.A., Ostrovskii V.G., Sinyavskiy V.V., Tugaenko V.Yu. Elektroraketnyi transportnyi apparat dlya obespecheniya bol'shikh gruzopotokov v kosmose [The electrorocket transport vehicle for large cargo traic in space]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 2, pp. 101–111. 5. Evdokimov R.A., Fadeev A.S., Chilin Yu.N. Postanovka i formalizatsiya zadachi parametricheskogo sinteza energodvigatel'nogo kompleksa mezhorbital'noi transportnoi sistemy s uchetom neopredelennosti iskhodnoi informatsii [Setting and formalizing a task of the parametric synthesis of the power and propulsion complex for interorbital transportation system with regard to uncertainty of initial information]. Izvestiya RAN. Energetika, 2012, no. 2, pp. 82–97. 6. Eltarenko E.A. Metody otsenki i vybora inzhenernykh i upravlencheskikh reshenii [Methods of the evaluation and selection of engineering and managerial decisions]. Moscow, MIFI publ., 1987. 60 p. 7. Beshelev S.D., Gurvich F.G. Matematiko-statisticheskie metody ekspertnykh otsenok [Mathematical and statistical methods of expert estimates]. Moscow, Statistika publ., 1980. 263 p. 8. Beshelev S.D. Ekspertnye metody pri prognozirovanii razvitiya aviatsionnoi eksperimental'noi bazy: po materialam inostrannoi pechati [Expert methods in predicting the development of aviation experimental base: by materials of foreign press]. Moscow, TsAGI publ. Obzory, perevody, referaty, 1974, no. 446, 56 p. 9. Teoreticheskie osnovy ekspluatatsii vooruzheniya [Theoretical foundations of armament operation]. Ed. Eibshits V.M. Leningrad, VIKI im. A.F. Mozhaiskogo publ., 1979. 333 p. 10. Venttsel' E.S. Teoriya veroyatnostei [The probability theory]. Moscow, Nauka publ., 1969. 576 p. 11. Sinyavskiy V.V. Metody i sredstva eksperimental'nykh issledovanii i reaktornykh ispytanii termoemissionnykh sborok [Methods and means of experimental studies and the reactor tests of thermionic assemblies]. Moscow, Energoatomizdat publ., 2000. 375 p. 12. Onufriev V.V., Onufrieva E.V., Sinyavskiy V.V. Vysokotemperaturnye sistemy preobrazovaniya toka perspektivnykh kosmicheskikh energodvigatel'nykh ustanovok [The high-temperature current conversion systems for the advanced space power and propulsion units]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 2, pp. 137–144. 13. Evdokimov R.A., Kosenko A.B. Optimizatsiya elektricheskoi moshchnosti termoemissionnoi YaEU v sostave mezhorbital'nogo buksira dlya razlichnykh sredstv vyvedeniya i dopustimogo vremeni transportirovki [The electric power optimization of the thermionic nuclear power plant as part of the interorbital tug for various launch vehicles and the allowable transportation time]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev: RKK «Energiya» publ., 2007, issue 1–2, pp. 113–119.

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Вострухин А.А., Головин Д.В., Козырев А.С., Литвак М.Л., Малахов А.В. др.

УДК 539.1.074.3:621.383.292

микрофонный эффект в Сцинтилляционном гамма-Спектрометре в уСловиях вибрационных воздейСтвий на борту коСмичеСкого аппарата © 2017 г. вострухин а.а.1, головин д.в.1, козырев а.С.1, литвак м.л.1, малахов а.в.1, митрофанов и.г.1, мокроусов м.и.1, томилина т.м.2, гребенников а.С.2, лактионова м.м.2, бахтин б.н.2 Институт космических исследований РАН (ИКИ РАН) Ул. Профсоюзная, 84/32, г. Москва, Российская Федерация, 117997, e-mail: iki@cosmos.ru 1

Институт машиноведения имени А.А. Благонравова РАН (ИМАШ РАН) Малый Харитоньевский пер., 4, г. Москва, Российская Федерация, 101990, e-mail: info@imash.ru 2

Для задач космической ядерной планетологии по изучению элементного состава планет и их спутников, а также для исследования потоков космического излучения, в т. ч. и вторичного, широкое распространение получили сцинтилляционные детекторы на основе фотоэлектронных умножителей (ФЭУ). При поглощении ионизирующего излучения в объеме сцинтиллятора излучаются фотоны, которые регистрируются ФЭУ. Известно, что ФЭУ подвержено влиянию микрофонного эффекта, при котором внешнее вибрационное воздействие приводит к появлению электрических шумов. На борту космических аппаратов присутствуют различные источники вибрации: гиродины, насосы, поворотные устройства и пр., которые могут существенно повлиять на результаты измерений. В статье рассмотрено влияние микровибрации на работу ФЭУ, которое приводит к возникновению шумов при измерениях потоков нейтронов и гамма-лучей детекторами на борту космических аппаратов. Приведены результаты испытаний фотоэлектронного умножителя Hamamatsu R1840 на восприимчивость к микровибрации и определены уровни возникновения шумов. Ключевые слова: микрофонный эффект, фотоэлектронные умножители.

mICrOphONICS IN SCINTIllaTION gamma-SpECTrOmETEr IN vIbraTION ENvIrONmENT ONbOard SpaCECraFT vostrukhin a.a.1, golovin d.v.1, Kozyrev a.S.1, litvak m.l.1, malakhov a.v.1, mitrofanov I.g.1, mokrousov m.I.1, Tomilina T.m.2, grebennikov a.S.2, laktionova m.m.2, bakhtin b.N.2 1

Space Research Institute of the Russian Academy of Sciences (IKI RAS) 84/32 Profsoyuznaya str., Moscow, 117997, Russian Federation, e-mail: iki@cosmos.ru 2

A. Blagonravov Institute of Machines Science of the Russian Academy of Sciences (IMASH RAS) 4 Maly Kharitonievskiy per., Moscow, 101990, Russian Federation, e-mail: info@imash.ru

Scintillation detectors based on photomutiplier tubes (PMT) are widely used for the purposes of space nuclear planetology that studies elemental composition of planets and their moons, as well as cosmic ray luxes, including secondary radiation. When ionization radiation is absorbed throughout a scintillator, photons are emitted, that is detected by PMT. Measurements with PMT are known for their susceptibility to external vibration that results in electrical noise, known as microphonics. Spacecraft design assumes a number of different vibration sources, like gyros, pumps, rotating devices, etc., that can provide significant effect on measurements.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МИКрОфОННый эффЕКТ в СцИНТИЛЛЯцИОННОМ ГАММА-СпЕКТрОМЕТрЕ

This article describes a study of microvibration efect on performance of the photomutiplier tube, that results in noise generation when neutron and gamma ray luxes are measured by detectors onboard the spacecraft. Vibration susceptibility test results for Hamamatsu R1840 PMT are provided, and levels of noise generation are determined. Key words: microphonics, photomutiplier tubes. ВОСТРУХИН Андрей Александрович — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник ИКИ РАН, e-mail: vostrukhin@np.cosmos.ru vOSTRUKHIN Andrey Alexandrovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist at IKI RAS, e-mail: vostrukhin@np.cosmos.ru ГОЛОВИН Дмитрий Васильевич — инженер ИКИ РАН, e-mail: golovin@np.cosmos.ru GOLOvIN Dmitry vasilyevich — Engineer at IKI RAS, e-mail: golovin@np.cosmos.ru КОЗЫРЕВ Александр Сергеевич — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник ИКИ РАН, e-mail: kozyrev@mx.iki.rssi.ru KOZYREv Alexander Sergeevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist at IKI RAS, e-mail: kozyrev@mx.iki.rssi.ru ЛИТВАК Максим Леонидович — доктор физико-математических наук, заведующий лабораторией ИКИ РАН, e-mail: mlitvak.iki@gmail.com LITvAK Maksim Leonidovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics), Head of Laboratory at IKI RAS, e-mail: mlitvak.iki@gmail.com МАЛАХОВ Алексей Владимирович — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник ИКИ РАН, e-mail: malakhov@iki.rssi.ru MALAKHOv Aleksey vladimirovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist at IKI RAS, e-mail: malakhov@iki.rssi.ru МИТРОФАНОВ Игорь Георгиевич — доктор физико-математических наук, начальник отдела ИКИ РАН, e-mail: mitrofanov@np.cosmos.ru MITROFANOv Igor Georgievich — Doctor of Sciences (Physics and Mathematics), Head of Department at IKI RAS, e-mail: mitrofanov@np.cosmos.ru МОКРОУСОВ Максим Игоревич — кандидат физико-математических наук, заведующий лабораторией ИКИ РАН, e-mail: mokromax@iki.rssi.ru MOKROUSOv Maksim Igorevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Laboratory at IKI RAS, e-mail: mokromax@iki.rssi.ru ТОМИЛИНА Татьяна Михайловна — кандидат технических наук, заведующая лабораторией ИМАШ РАН, e-mail: tatiana@imash.ac.ru TOMILINA Tatiana Mikhaylovna — Candidate of Science (Engineering), Head of Laboratory at IMASH RAS, e-mail: tatiana@imash.ac.ru ГРЕБЕННИКОВ Александр Степанович — старший научный сотрудник ИМАШ РАН, e-mail: grebennikov@imash.ac.ru GREBENNIKOv Alexander Stepanovich — Senior research scientist at IMASH RAS, e-mail: grebennikov@imash.ac.ru ЛАКТИОНОВА Мария Михайловна — научный сотрудник ИМАШ РАН, e-mail: laktionova@imash.ac.ru LAKTIONOvA Maria Mikhaylovna — Research scientist at IMASH RAS, e-mail: laktionova@imash.ac.ru БАХТИН Борис Николаевич — научный сотрудник ИМАШ РАН, e-mail: bakhtin@imash.ac.ru BAKHTIN Boris Nikolaevich — Research scientist at IMASH RAS, e-mail: bakhtin@imash.ac.ru № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Вострухин А.А., Головин Д.В., Козырев А.С., Литвак М.Л., Малахов А.В. др.

введение Для регистрации элементарных частиц и гамма-квантов в научных исследованиях и промышленности широко используются сцинтилляционные детекторы. При прохождении элементарной частицы через регистрирующий объем сцинтилляционного детектора возникает световая вспышка в видимом или ультрафиолетовом диапазоне. Регистрация вспышки производится вакуумными фотоэлектронными умножителями (ФЭУ), полупроводниковыми фотодиодами или так называемыми полупроводниковыми ФЭУ на основе лавинного фотодиода. На данный момент, несмотря на значительный прогресс в разработке полупроводниковых ФЭУ, в исследованиях по космической гамма- и нейтронной спектрометрии наиболее распространенными являются традиционные вакуумные ФЭУ. Конструктивно ФЭУ представляет собой вакуумный корпус, внутри которого расположены фотокатод, анод и диноды. При попадании фотона от световой вспышки на фотокатод происходит испускание электрона, который ускоряется в электрическом поле и образует лавинный эффект при прохождении через диноды. На единичный фотон от вспышки в ФЭУ образуется лавина из ~107 электронов, которые регистрируются как электрический сигнал отсчета. Одним из недостатков ФЭУ является его чувствительность к механическим и вибрационным нагрузкам. С точки зрения прочности, промышленность выпускает «усиленные» ФЭУ, которые не разрушаются при воздействии вибрационной нагрузки до 15g и ударной нагрузки до 200g. Однако некоторые применения, особенно в космических приборах, предусматривают работу детекторов в условиях постоянных вибрационных нагрузок, для чего обычные и даже усиленные ФЭУ могут быть не предназначены. При воздействии вибрационных нагрузок на работающий ФЭУ в нем может возникать переменное ускоряющее электрическое поле, что, как следствие, может приводить к возникновению электронного шума в измеряемом сигнале (так называемый микрофонный эффект). Более того, внутренняя конструкция ФЭУ каждого типа имеет собственные резонансные частоты механических колебаний. На этих частотах даже незначительные уровни внешней вибрации могут существенно повлиять на результаты измерений. 84

В данной статье рассмотрен конкретный пример влияния микровибрации на работу ФЭУ Hamamatsu R1840 в составе прибора HEND (High Energy Neutron Detector), и определены уровни возникновения электронных шумов в измеряемом сигнале вследствие микрофонного эффекта. С учетом полученных результатов предложены конкретные пути решения этой проблемы при разработке перспективных приборов с ФЭУ для космического применения. микрофонный эффект в детекторах приборов HEND и бтн-м1 В отделе ядерной планетологии ИКИ РАН разработан ряд ядерно-физических приборов для научных космических аппаратов. С их помощью регистрируются нейтроны, заряженные частицы и гамма-излучение от поверхности планет и их спутников для определения элементного состава и наличия воды. Эти приборы были разработаны как для пилотируемой Международной космической станции (МКС), так и для автоматических межпланетных аппаратов и посадочных платформ [1, 2]. Особенностью работы орбитальных приборов является непрерывное измерение гамма-лучей и нейтронов для планетных исследований и наблюдения за солнечной активностью. Для измерения потока нейтронов и гамма-излучения используются сцинтилляционные детекторы на основе различных кристаллов (CsI, стильбен, LaBr3 и CeBr3) и с последующей регистрацией световых вспышек при помощи вакуумного ФЭУ. В то же время на борту любого космического аппарата имеются различные источники вибрационного шума (вентиляторы, гироскопы, механизмы поворота направленных антенн, солнечных батарей и пр). Если шумы от микрофонного эффекта в ФЭУ, вносимые бортовыми механизмами в условиях эпизодической работы, можно исключить в ходе наземной отработки с некоторой потерей объема научных данных, то источникам постоянного вибрационного воздействия, которыми являются вентиляторы и гироскопы, необходимо уделить особое внимание. Для изучения микрофонного эффекта был проведен цикл экспериментальных работ по воздействию слабой вибрационной нагрузки на работающий ФЭУ. В качестве первого образца был выбран ФЭУ Hamamatsu R1840 в составе прибора HEND [2]. Этот тип ФЭУ хорошо зарекомендовал КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МИКрОфОННый эффЕКТ в СцИНТИЛЛЯцИОННОМ ГАММА-СпЕКТрОМЕТрЕ

себя в условиях космического полета и имеет хорошие характеристики для регистрации сцинтилляционного излучения [3]. Прибор HEND был установлен на борту аппарата NASA Mars Odyssey в составе научного комплекса GRS и предназначен для измерения потока нейтронов от Марса в разных энергетических диапазонах. После успешного запуска этого космического аппарата в апреле 2001 г. второй летный образец прибора HEND было решено использовать в качестве блока детектирования аппаратуры БТН-М1, которая в настоящий момент установлена на Российском сегменте МКС [1]. Блок детектирования установлен на внешней стороне служебного модуля «Звезда» и позволяет получать экспериментальные данные, необходимые для изучения нейтронного альбедо верхней атмосферы Земли с учетом эффектов долготы и широты точки измерения, высоты орбиты, времени суток, условий солнечной активности и состояния атмосферы. Приборы HEND и БТН-М1 содержат спектрометр с четырьмя независимыми детекторами нейтронов. Три детектора эпитепловых нейтронов (SD, MD, LD) представляют собой пропорциональные газовые счетчики на основе 3He. В качестве четвертого детектора нейтронов высоких энергий IN/SC используется детектор на основе органического сцинтиллятора из стильбена. Этот сцинтиллятор регистрирует нейтроны высоких энергий по вспышкам света от протонов отдачи. При наземных испытаниях прибора HEND на борту космического аппарата Mars Odyssey было обнаружено, что в сцинтилляционном детекторе присутствуют шумы, которые многократно превышают уровень полезного сигнала. В результате анализа источника возникновения этого шума было выяснено, что он возникает вследствие микрофонного эффекта от слабых вибраций гиродина космического аппарата, находящегося в непосредственной близости от прибора. Время, оставшееся до запуска миссии, не позволяло произвести доработку прибора или смену его местоположения на борту. Также не было возможности подробно изучить условия возникновения шумов в зависимости от частоты вибрации. Поэтому было принято решение срочно изготовить и испытать специальные амортизирующие стойки по местам крепления прибора, которые демпфируют вибрационные воздействия на прибор в широком диапазоне № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

частот. При реализации проекта БТН-М1 на борту Российского сегмента МКС блок детектирования также был установлен с использованием аналогичных амортизирующих стоек. Однако потребности разработок перспективных приборов для будущих космических аппаратов поставили перед исследователями задачу по выяснению возможностей дальнейшего применения хорошо зарекомендовавших себя образцов ФЭУ Hamamatsu R1840 в условиях микровибраций на борту. В связи с этим были проведены лабораторные исследования устойчивости образцов сцинтилляционных детекторов с указанным типом ФЭУ к возникновению микрофонного эффекта. лабораторные измерения устойчивости детекторов к микрофонному эффекту Вибрационные испытания проводились на базе контрольно-испытательной станции в ИКИ РАН на вибростенде УВЭП-16000, а также на специально созданном стенде вибромеханических испытаний узлов бортовых космических детекторов в ИМАШ РАН. Вибростенд УВЭП-16000 имеет номинальный рабочий диапазон частот 5…2 500 Гц и при номинальной испытательной массе нагрузки 64 кг позволяет прилагать вибрационное воздействие амплитудой до 20g. При синусоидальном воздействии аппаратура управления стенда позволяет задавать программу испытаний с необходимыми параметрами уровня воздействия, диапазона частот и времени испытания, которые выдерживаются автоматически. Основное отличие вибростенда ИМАШ РАН в номинальной нагрузке, которая составляет 5 кг, что позволяет точно выдерживать сверхмалые нагрузки (<0,1g). Для крепления прибора к вибростенду использовалась технологическая оснастка, изготовленная для вибрационных испытаний на этапе разработки приборов HEND и БТН-М1. Аппаратура подвергалась синусоидальному вибрационному воздействию в диапазоне частот 100…1 000 Гц с разными уровнями нагрузок: 0,05g, 0,1g, 0,2g и 0,3g. Диапазон частот 100…1 000 Гц проходился по частоте несколько раз с временем одного прохода 30 мин. Прибор обладает собственной амплитудно-частотной характеристикой для передаточной функции вибраций, и поэтому уровень вибраций воздействия на плите стенда не соответствует уровню воздействия на испытываемом ФЭУ. 85

Вострухин А.А., Головин Д.В., Козырев А.С., Литвак М.Л., Малахов А.В. др.

Чтобы учесть этот фактор, контрольный датчик амплитуды вибрационного стенда был установлен на приборе в непосредственной близости к ФЭУ (рис. 1). Для испытаний был использован конструкторско-доводочный образец прибора HEND, подключенный к штатной контрольноиспытательной аппаратуре (КИА), которая обеспечивает прибор питанием и информационным обменом. Прибор был включен в научный режим работы и каждые 10 с передавал в КИА накопленные 16-канальные спектры отсчетов с детекторов. В ходе испытаний каждому спектру отсчетов, измеренному прибором, соответствовала текущая частота вибрационного воздействия. В результате испытаний были получены результаты для уровней амплитуд вибраций 0,05g, 0,1g, 0,2g и 0,3g. (рис. 2).

Рис. 1. Конструкторско-доводочный образец прибора HEND на стенде вибрационных испытаний для изучения условий возникновения микрофонного эффекта. Указано место установки вибродатчика, определяющего амплитуду вибрации (1)

а)

б)

в)

г) Рис. 2. Темп счета фотоэлектронного умножителя Hamamatsu R1840 прибора HEND в зависимости от частоты вибрации в диапазоне частот 100…1000 Гц с амплитудами: а — 0,05g; б — 0,1g; в — 0,2g; г — 0,3g

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

МИКрОфОННый эффЕКТ в СцИНТИЛЛЯцИОННОМ ГАММА-СпЕКТрОМЕТрЕ

Темп счета гамма-квантов соответствует нижнему уровню на графиках и составляет ~140 отсчетов в секунду. Из графиков видно, что ФЭУ Hamamatsu R1840 уже при самом низком уровне вибрационного воздействия 0,05g имеет значительное увеличение темпа счета на частоте в районе 340 Гц. Предположительно, данная частота связана с основной модой колебаний внутренней структуры ФЭУ. Эффект от второй гармоники этой частоты можно заметить в районе 700 Гц (рис. 2, а). Очевидно, что на этих частотах даже незначительный уровень вибрационного воздействия <0,05g приводит к значительным шумам, делая практически невозможными измерения гамма-лучей. Также при вибрационном воздействии с амплитудой 0,05g заметно появление дополнительных резонансов в районе 400 и 450 Гц. При увеличении амплитуды от 0,05g до 0,1g и выше шумы от микрофонного эффекта не позволяют проводить измерения при частотах вибрационного воздействия, превышающих 300 Гц. Дальнейшие исследования были направлены на поиск уровня вибрационного воздействия, при котором шумы на резонансной частоте 340 Гц полностью пропадают. При удержании частоты вибрации 340 Гц ее амплитуда постепенно уменьшалась до полного исчезновения шумов (рис. 3). Эксперимент показал, что шумы от микрофонного эффекта для ФЭУ Hamamatsu R1840 при воздействии на резонансной частоте 340 Гц пропадают при уровне вибрации 0,03g.

высокого энергетического разрешения на полупроводниковых ФЭУ при большой площади кристалла и необходимость применения быстродействующей электроники для обработки сигнала еще позволяют классическим электронно-вакуумным ФЭУ удерживать занятые позиции для широкого применения в промышленности и науке. ИКИ РАН ведет разработку перспективного прибора БТН-М2, в котором для регистрации нейтронов и гамма-лучей будет использоваться электронно-вакуумный ФЭУ. Созданная в представленном исследовании методика будет применяться для оптимального выбора образцов электронно-вакуумных ФЭУ для прибора БТН-М2, которые будут обладать необходимым уровнем устойчивости к вибрационным воздействиям для исключения возникновения микрофонного эффекта при работе на борту МКС. В случае, если для обеспечения требуемой надежности в приборе БТН-М2 будут использоваться образцы ФЭУ Hamamatsu R1840, при разработке его механической конструкции будет предусмотрено условие эффективного демпфирования внешнего вибрационного воздействия на ФЭУ в диапазоне частот ~340 Гц. Это позволит исключить возникновение микрофонного эффекта в приборе при вибрационном воздействии на него с амплитудами 0,3–0,5g. Данная работа выполнена в рамках гранта 14-22-00249 Российского Научного Фонда. Список литературы:

Рис. 3. Темп счета фотоэлектронного умножителя Hamamatsu R1840 прибора HEND при воздействии вибрации с частотой 340 Гц и амплитудами 0,082g (кадры 1–33); 0,067g (кадры 34–60); 0,051g (кадры 61–86); 0,049g (кадры 88–96); 0,042g (кадры 100–122); 0,03g (кадры 125–145)

заключение В настоящее время идет бурное развитие полупроводниковых ФЭУ, которые по своему принципу работы лишены такого недостатка вакуумных ФЭУ, как микрофонный эффект. Однако проблема получения № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

1. Третьяков В.И., Митрофанов И.Г., Бобровницкий Ю.И., Вострухин А.В., Гунько Н.А., Козырев А.С., Крылов А.В., Литвак М.Л., Лопез-Алегрия М., Лягушин В.И., Коновалов А.А., Коротков М.П., Мазуров П.В., Мокроусов М.И., Малахов А.В., Нуждин И.О., Пономарева С.Н., Пронин М.А., Санин А.Б., Тимошенко Г.Н., Томилина Т.М., Тюрин М.В., Цыган А.И., Швецов В.Н. Первый этап космического эксперимента «БТН-Нейтрон» на борту Российского сегмента Международной космической станции // Космические исследования. 2010. Т. 48. № 4. С. 293–307. 2. Boynton W.V., Feldman W.C., Mitrofanov I.G., Evans L.G., Reedy R.C., Squyres S.W., Starr R., Trombka J.I., d’Uston C., Arnold J.R., Englert P.A.J., Metzger A.E., Wänke H., Brückner J., Drake D.M., Shinohara C., Fellows C., 87

Вострухин А.А., Головин Д.В., Козырев А.С., Литвак М.Л., Малахов А.В. др.

Hamara D.K., Harshman K., Kerry K., Turner C., Ward M., Barthe H., Fuller K.R., Storms S.A., Thornton G.W., Longmire J.L., Litvak M.L., Ton’chev A.K. The Mars Odyssey gamma-ray spectrometer instrument suite // Space Science Reviews. 2004. Vol. 110. Issue 1. P. 37–83.

3. HAMAMATSU PHOTONICS K.K. Hamamatsu PMT Handbook. Vol. 3. Режим доступа: http://www.hamamatsu.com/resources/ pdf/etd/PMT_handbook_v3aE-Chapter13.pdf (дата обращения 15.11.2015 г.). Статья поступила в редакцию 02.12.2016 г.

reference 1. Tret'yakov V.I., Mitrofanov I.G., Bobrovnitskii Yu.I., Vostrukhin A.V., Gun'ko N.A., Kozyrev A.S., Krylov A.V., Litvak M.L., Lopez-Alegriya M., Lyagushin V.I., Konovalov A.A., Korotkov M.P., Mazurov P.V., Mokrousov M.I., Malakhov A.V., Nuzhdin I.O., Ponomareva S.N., Pronin M.A., Sanin A.B., Timoshenko G.N., Tomilina T.M., Tyurin M.V., Tsygan A.I., Shvetsov V.N. Pervyi etap kosmicheskogo eksperimenta «BTNNeitron» na bortu Rossiiskogo segmenta Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [The irst phase of space experiment BTN-Neitron onboard the Russian Segment of the International Space Station]. Kosmicheskie issledovaniya, 2010, vol. 48, no. 4, pp. 293–307. 2. Boynton W.V., Feldman W.C., Mitrofanov I.G., Evans L.G., Reedy R.C., Squyres S.W., Starr R., Trombka J.I., d'Uston C., Arnold J.R., Englert P.A.J., Metzger A.E., Wänke H., Brückner J., Drake D.M., Shinohara C., Fellows C., Hamara D.K., Harshman K., Kerry K., Turner C., Ward M., Barthe H., Fuller K.R., Storms S.A., Thornton G.W., Longmire J.L., Litvak M.L., Ton'chev A.K. The Mars Odyssey gamma-ray spectrometer instrument suite. Space Science Reviews, 2004, vol. 110, issue 1, pp. 37–83. 3. HAMAMATSU PHOTONICS K.K. Hamamatsu PMT Handbook. Vol. 3. Available at: http:// www.hamamatsu.com/resources/pdf/etd/PMT_handbook_v3aE-Chapter13.pdf (accessed 15.11.2015).

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

УДК 629.78.031.7.076

Синтез адаптивного алгоритма управления движением коСмичеСкой платформы С вращаЮщимСя Солнечным паруСом © 2017 г. богданов к.а.1, 2, тимаков С.н.1, 2 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва (РКК Энергия) Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru

Московский физико-технический институт (государственный университет) (МФТИ) Институтский пер., 9, г. Долгопрудный, Московская обл., Российская Федерация, 141700, e-mail: info@mipt.ru 2

Рассмотрена задача построения адаптивного закона управления с настраиваемой моделью для управления угловым движением космического аппарата при неполном составе измерений вектора состояния и параметрической неопределенности объекта управления. В качестве объекта управления рассматривалась космическая платформа с вращающимся солнечным парусом. Конструкция космического аппарата включает в себя солнечный парус в виде вращающегося пленочного диска с центральной жесткой вставкой, приборный отсек с целевой аппаратурой и компенсирующий силовой гироскоп с регулируемой скоростью вращения ротора. Синтез регулятора (обратной связи) и адаптивного наблюдателя осуществлен с использованием метода последовательного замыкания мод движения (модифицированного метода модального управления, представляющего собой итеративный численный алгоритм, позволяющий работать с динамическими системами большой размерности). Проведено математическое моделирование этапа гашения начальных угловых скоростей космического аппарата, результаты которого демонстрируют эффективность рассматриваемых адаптивных алгоритмов управления и численных процедур модального управления. Ключевые слова: адаптивный наблюдатель, настраиваемая модель, параметрическая неопределенность, модальное управление, космическая платформа с солнечным парусом.

SyNThESIS OF adapTIvE algOrIThm TO CONTrOl mOTION OF ThE SpaCE plaTFOrm wITh a rOTaTINg SOlar SaIl bogdanov K.a.1, 2, Timakov S.N.1, 2 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

Moscow Institute of Physics and Technology (State University) (MIPT) 9 Institutskiy per., Dolgoprudny, Moscow region, 141700, Russian Federation, e-mail: info@mipt.ru The task of constructing an adaptive control law with a model adjustable for the spacecraft angular motion control with incomplete measurements of the state vector and parametric uncertainty of the control object has been considered. A space platform with a rotating solar sail was studied as the control object. The spacecraft structure consists of a solar sail as a rotating film disk with the central rigid insert, the instrument compartment with the payload equipment and a compensating powered gyro with a controlled rotor rate. The synthesis of the (feedback) controller and the adaptive observer is made using the motion modes sequential interlocking

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

method (the modified modal control method which is an iterative numerical algorithm allowing to operate with dynamic systems of large dimensions). Mathematical simulation of the phase of the initial angular velocity cancellation of spacecraft has been provided, the results of which demonstrate the effectiveness of the considered adaptive control algorithms and numerical modal control procedures. Key words: adaptive observer, adjustable model, parametric uncertainty, modal control, space platform with solar sail.

богданов к.а.

тимаков С.н.

БОГДАНОВ Кирилл Андреевич — аспирант МФТИ, инженер РКК «Энергия», e-mail: kirill.bogdanov@rsce.ru BOGDANOv Kirill Andreevich — Post-graduate at MIPT, Engineer at RSC Energia, e-mail: kirill.bogdanov@rsce.ru ТИМАКОВ Сергей Николаевич — доктор технических наук, ведущий научный сотрудник РКК «Энергия», профессор факультета аэрофизики и космических исследований МФТИ, e-mail: sergey.timakov@rsce.ru TIMAKOv Sergey Nikolaevich — Doctor of Science (Engineering), Lead research scientist at RSC Energia, Professor of the Department of aerophysics and space research, MIPT, e-mail: sergey.timakov@rsce.ru введение. постановка задачи Одним из актуальных направлений разработки алгоритмов управления движением летательных аппаратов является адаптивное управление с настраиваемой моделью, суть которого заключается в одновременном изучении объекта и управлении им. Подобные задачи возникают в случаях параметрической неопределенности объекта управления, когда один или несколько параметров системы считаются неизвестными. В данной работе таким объектом является космическая платформа с вращающимся солнечным парусом. Один из параметров, входящих в уравнения движения космического аппарата (КА), — коэффициент жесткости центральной вставки пленочного диска паруса — считается неизвестным и подлежит идентификации. Цель — вывести адаптивный закон управления космической платформой с солнечным парусом, который бы обеспечивал асимптотическую устойчивость переменным вектора состояния 90

объекта и осуществлял подстройку неизвестного параметра системы. Для построения закона управления воспользуемся методом модального управления, т. е. заранее зададим эталонный характеристический полином системы, который обеспечит желаемые свойства переходным процессам системы (асимптотическую устойчивость), и подберем коэффициенты обратной связи и весовые коэффициенты адаптивного наблюдателя таким образом, чтобы полином замкнутой системы совпадал с эталонным. Для поиска числовых значений матрицы обратной связи и матрицы весовых коэффициентов, которые обеспечат замкнутой системе желаемое расположение корней, будем использовать метод последовательного замыкания мод движения. Для подтверждения правильности полученных результатов проведем математическое моделирование углового движения космической платформы в режиме гашения начальных угловых скоростей. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

конструкция космической платформы с солнечным парусом. Система координат Космическая платформа с солнечным парусом представляет собой собственно вращающийся солнечный парус в виде пленочного диска с центральной жесткой вставкой, приборный отсек с датчиковой аппаратурой системы управления движением и навигации и компенсирующий силовой гироскоп в подвесе Гука (внутреннем кардановом подвесе). Внутренний карданов подвес обладает управляемыми и контролируемыми углами поворота, что позволяет отклонять ось вращения ротора гироскопа от оси вращения центральной жесткой вставки паруса для создания управляющего гироскопического момента. Центральная вставка выполнена в виде вантовой конструкции и служит для передачи момента импульса солнечного паруса приборному отсеку [1]. Введем систему координат OXYZ так, чтобы оси координат были связаны с осями чувствительности датчиковой аппаратуры (рис. 1). Ось OX направим в сторону вращения ротора силового гироскопа, ось OY будет лежать в плоскости вращения центральной вставки, а ось OZ дополнит систему координат до правой тройки [2].

Рассмотрим тело 1. В работе [1] было доказано, что 99,9% массы мембранного диска солнечного паруса совершают колебания на первых двух гироскопически связанных модах движения, поэтому динамическое поведение солнечного паруса с большой степенью точности можно представить динамикой одного гироскопа в упругом подвесе. Исходя из этого, выражение, описывающее кинетический момент тела 1, будет выглядеть следующим образом 1

= MJ1(Ω + MTω),

1 −µz µy 1 –µx где M = µz –µy µx 1 поворота

вектора

— матрица малого угловой

скорости;

JA 0 0 122 350 0 0 0 61 175 0 J1 = 0 JC 0 = кг.м2— 0 0 JC 0 0 61 175 приведенный момент инерции паруса ( JA = 2JC); . . ϕx –Ω + µx . . µy ω = ϕy — угловая скорость КА; Ω = — . . µz ϕz относительная угловая скорость вращения паруса (Ω = 0,5 рад/с). Кинетический момент тела 2 равен 2

= J2ω + VH,

Jx 0 0 800 0 0 0 кг.м2 – г д е J2 = 0 Jy 0 = 0 1 200 0 0 Jz 0 0 1 200 момент

инерции

КА

(далее

положим

1 –βz βy Jy = Jz = J); V = βz 1 –βx — матрица малого –βy βx 1 поворота вектора угловой скорости ротора Рис. 1. Динамическая схема объекта управления: — вектор угловой скорости вращения паруса; ω — вектор угловой скорости КА; ωrot — угловая скорость прецессии силового гироскопа

уравнения движения Для описания динамики объекта управления «разобьем» его на два тела: тело 1 — солнечный парус, тело 2 — приборный отсек и силовой гироскоп в подвесе Гука (рис. 1). № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

H гироскопа; H = 0 0

— кинетический момент

ротора силового гироскопа в связанной с ним системе координат (H = AΩ согласно закону сохранения кинетического момента). Применяя теорему об изменении кинетического момента ко всему объекту управления и отдельно к парусу и пренебрегая 91

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

моментами сил солнечного давления, получим следующую систему уравнений, описывающую динамику движения КА:

2ΩJC . . + 2Ωµz + βz , J

(h1 + h2) + ω×(h1 + h2) = 0, . h1 + ω×h1 = –k2JC µ , коэффициент жесткости центральной жесткой вставки k2 считается неизвестным, его приблизительное значение вычисляется по формуле k2 ≈

(3 + ε)2a2 2(1 + ε)R

Ω2 ≈ 0,01 c–2,

где ε = 0,4 — коэффициент Пуассона; a = 5 м и R = 50 м — внутренний и внешний радиусы пленочного диска солнечного паруса, соответственно [1]. Расписывая уравнения закона сохранения момента импульса покомпонентно, проведя линеаризацию с точностью до второго порядка малости, а также полагая, что вокруг оси OX система управления достаточно точно удерживает аппарат, получаем уравнения движения КА вокруг осей OY и OZ. . .. Ωµz + µy + (1 +

J JC

. . )ωy + 2Ωβz = 0 ,

. J . . .. –Ωµy + µz + (1 + )ωz – 2Ωβy = 0 , JC . .. . 2Ωµz + µy + ωy – 2Ωωz + k2µy= 0 , . . .. –2Ωµy + µz + ωz + 2Ωωy + k2µz= 0 .

(1)

переход в пространство состояний. описание адаптивного наблюдателя Перейдем к описанию объекта управления в пространстве состояний, для этого введем следующие векторы: состояния T x = [ω . y . ωz μy y μz z] и управления T u = [βy βz] . Выразим производные переменных вектора состояния y, z, y и z через компоненты векторов состояния и управления: сначала выделим y и z из второй пары уравнений системы (1) . . .. ωy = –2Ωµz – µy + 2Ωωz – k2µy , . . .. ωz = 2Ωµy – µz – 2Ωωy – k2µz , подставляя полученные соотношения в первую пару уравнений системы (1), получим выражения для производных y и z: 92

JC JC .. µy = 2(1 + )Ωωz – k2(1 + )µy + J J

JC .. . )Ωωy – 2Ωµy – µz = –2(1 + J JC

– k2(1 +

)µz –

2ΩJC . βy . J

С учетом полученных соотношений выражения для производных y и z будут выглядеть следующим образом: 2Ω JC JC k2 2ΩJC . . ωy = – ωz + µy – βz , J J J 2Ω JC JC k2 . ωy + µz + ωz = J J

2ΩJC . βy . J

Добавив к полученным выражениям для производных y, z, y и z следующие два тождества: . . µy = µy , . . µz = µz , получим систему из шести уравнений, левая часть которой содержит первые производные компонент вектора состояния = [ y z y y z z]T, а правая часть — линейную комбинацию компонент вектора состояния x и вектора управления u: 2ΩJC JC k 2 2ΩJC . . ωz + µy – βz , ωy = – J J J 2ΩJC JC k 2 2ΩJC . . ωy + µz + βy , ωz = J J J . . µy = µy , JC JC .. µy = 2(1 + )Ωωz – k2(1 + )µy + J J 2ΩJC . . +2Ωµz + βz , J . . µz = µz , JC .. . )Ωωy – 2Ωµy – µz = –2(1 + J – k2(1 +

JC J

)µz +

2ΩJC . βy . J

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

Полученную систему дифференциальных уравнений легко представить в векторноматричном виде, объединив производные , а перев левой части в вектор менные в правой части — в векторы x и u. 0

–

2Ω JC

2Ω JC J

)Ω

2Ω

2(1 +

0 –2(1 +

JC k2

As =

Таким образом, система уравнений (1) в пространстве состояний будет иметь следующий вид = Asx + Bsu, (2) где As — матрица системы, Bs — матрица управления:

)Ω

–k2(1 +

JC J

)

JC k2

–2Ω

Перейдем от дифференциальных уравнений к конечно-разностным. Для этого рассмотрим решение уравнения (2), записанное в общем виде x(t) = Φ(t, t0)x(t0) + ∫Φ(t, τ) Bsu(τ)dτ.

ωzn+1 = ωzn +

ωzn +

J 2Ω JC h

J . µn+1 = µyn + hµyn , y

ωyn +

∫

eAs(t0 + h – τ)Bsu(τ)dτ. (4)

Обозначим в выражении (5) x(t0) как xn (вектор состояния на n-ном такте); x(t0 + h) = = xn + 1 (вектор состояния на такте n + 1); u n = u(t 0) — вектор управления на n-ном такте; A = I + Ash — матрица переходных состояний; B = hBs — матрица управления для дискретной системы. В результате получим следующую систему конечноразностных уравнений, описывающую динамику объекта управления: µyn –

2ΩJC h . n β , J z

µzn +

2ΩJC h . n βy , J

J J

)

2Ω JC h . n . . .n n – k2(1 + n + 2Ωhµn + βz , µn+1 = µ + 2(1 + )Ωhω )hµ z y y z y J J J . = µzn + hµzn , µn+1 z JC

. . µn+1 = µzn – 2(1 + z

№ 1(16)/2017

JC J

2ΩJC 0 0 . J 0 1 0 0 –1 0

При достаточно малых значениях h выражение (4) можно описать в приближенной форме следующим образом: x(t0 + h) = (I + Ash)x(t0) + hBsu(t0). (5)

JC k2h JC k2h

x(t0 + h) = eAsh x(t0) +

где I — единичная матрица соответствующей размерности. Если известно значение вектора состояния в момент времени t0, то в момент t0 + h 2Ω JC h

; Bs =

вектор состояния согласно формуле (3) определяется следующим выражением

Здесь Φ(t, t0) — фундаментальная матрица решений, τ — переменная интегрирования. Далее распишем Φ(t, t0) через матричную экспоненту ∞ 1 Φ(t, t0) = eAs(t – t0) = ∑ (As(t – t0))i = i=0 i! (3) A2s(t – t0)2 = I + As(t – t0) + + …, 2

ωyn+1 = ωyn –

–k2(1 +

0 –1 1 0

)Ωhωyn – k2(1 +

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

(6)

2Ω JC h . n . )hµnz – 2Ωhµyn – βy J J

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

или в матричном виде

где u =[

xn + 1 = Axn + Bun, 1

–

2hΩ JC J A=

0 0

2hΩ JC

–2h(1 +

)Ω

h JC k 2

=ω –

^ n+1 z

=ω +

^n z

2Ω JC h J 2Ω JC h J

ω +

JC Knh J

ω +

JC Knh J

2hΩ

JC J

)Ω –hk2(1 +

2hΩJC J

0 1 0 0 0 –1

JC J

)

h JC k 2

–2hΩ –hk2(1 +

;

h JC J

)

–1 0 0 . 1 0 0 собой бортовую модель, содержащую уравнения оценок вектора состояния и оценок неизвестных параметров системы. В данном случае уравнения бортовой модели имеют следующий вид:

µ^ yn –

2ΩJC h . n βz + W11(ωyn – ω^ yn ) +W12(ωzn– ω^ zn) , J

µ^ zn +

2ΩJC h . n βy + W21(ωyn – ω^ yn ) + W22(ωzn– ω^ zn) , J

^n y

^n z

];

Перейдем к описанию настраиваемой бортовой модели КА, которую в дальнейшем будем называть в соответствии с общепринятой терминологией адаптивным наблюдателем. Адаптивный наблюдатель представляет ^ n y

];

^ n+1 y

[

2h(1 +

. µ^ n+1 = µ^ ny + hµ^ ny + W31(ωny – ω^ ny ) +W32(ωnz – ω^ zn) , y (7) 2Ω JC h . JC . JC . . ^n n ^n ^n ^n ^n n ^ n n ^ n , = µ + 2(1 + )Ωhω – K (1 + )hµ + 2Ωhµ + β + W (ω – ω ) +W (ω – ω ) µ^ n+1 y y z y z z 41 y y 42 z z J J J . µ^ n+1 = µ^ nz + hµ^ nz + W51(ωny – ω^ ny ) +W52(ωnz – ω^ zn) , z . . µ^ n+1 = µ^ zn – 2(1 + z ^

JC J

)Ωhω^ yn – Kn(1 +

2Ω JC h . n . )hµ^ zn – 2Ωhµ^ ny – βy + W61(ωyn – ω^ yn ) +W62(ωzn– ω^ zn) , J J

Kn+1 = Kn + W71(ωyn – ω^ yn ) +W72(ωzn– ω^ zn) , где Wij — элементы матрицы весовых коэффициентов, обеспечивающие сходимость оценки вектора состояния к его реальному значению; , ^ , µy, , µz , — компоненты 94

оценок вектора состояния на n-ном такте; n — оценка коэффициента жесткости центральной вставки (k2) на n-ном такте. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

В соответствии с общепринятыми правилами, в матричном виде система уравнений (7) представляется следующим образом: = An n + Bun +W(yn – C n); n+1

(в данном случае

y n = C x n, n T µz где n = [ ^ µy ] — вектор оценок, содержащий оценки компонент вектора состояния и неизвестных параметров системы

–

h J C Kn

J 0 An =

1 0 0 0 0 0 0 — матрица измерений; 0 1 0 0 0 0 0

W11 W21 W31 W41 W51 W61 W71 W12 W22 W32 W42 W52 W62 W72

2h(1 +

—

матрица весовых коэффициентов; An — матрица системы для бортовой модели:

2hΩ JC

); yn — вектор измерений;

)Ω –hK (1 +

)

h JC K n J 0

0 2hΩ

h JC

–––––––––––––––––––––––––––

0 0 . 0 0

0 ) 1 J J –––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––––– –2h(1 +

)Ω

Вычитая (7) из (6) и проводя линеаризацию, получаем систему уравнений в невязках (невязка — разница между ˜ n+1 y

=ω –

˜ n+1 z

=ω +

˜ n y

˜n z

2Ω JC h J 2Ω JC h J

ω + ˜n z

JC Knh J

µ˜ yn +

ω + ˜n y

JC Knh J

µ˜ zn +

JC K˜ nh J JC K˜ nh J

–2hΩ –hKn(1 +

реальным значением переменной и значением этой переменной в бортовой модели): µ^ yn – W11ω˜ y – W12ω˜ z ,

µ^ zn – W21ω˜ y – W22ω˜ z ,

. µ˜ n+1 = µ˜ ny + hµ˜ ny  W31ω˜ y – W32ω˜ z , y JC JC . . JC . ^ ˜n ˜ n + 2(1 + ˜ n – Kn(1 + ˜n – K = µ )Ωhω )hµ (1 + )hµ^ yn + 2Ωhµ˜ nz – W41ω˜ y – W42ω˜ z , µ˜ n+1 y y z y J J J . µ˜ n+1 = µ˜ nz + hµ˜ nz  W31ω˜ y – W32ω˜ z , z . . µ˜ n+1 = µ˜ zn – 2(1 + z

JC J

)Ωhω˜ yn – Kn(1 +

JC J

)hµ˜ zn – K˜ n(1 +

JC J

. )hµ^ nz – 2Ωhµ˜ ny – W61ω˜ y – W62ω˜ z ,

K˜ n+1 = K˜ n  W71ω˜ y – W72ω˜ z или в матричном виде: x˜ n+1 = (Ak – WC)x˜ n, № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

где x˜ = [ k2] – вектор невязок;

= [˜

µ˜ y

µz

]T —

–

2hΩ JC

h JC Kn

2hΩ JC J 0 Ak =

h JC Kn

2hΩ

JC J

)Ω –hK (1 +

0 JC

2h(1 +

JC J

)

h JC

–––––––––––––––––––––––––––

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

h JC µny J h JC µnz J 0 –hµ (1 + n y

JC J

. )

Дополним нашу систему законом управления: un = –D n, где D=

D11 D12 D13 D14 D15 D16 — матрица D21 D22 D23 D24 D25 D26 ^

^ µy µz ]. обратной связи; = [ Таким образом, закон управления КА для замкнутой системы можно описать следующими уравнениями:

xn+1 = Axn – BDx^ n ,

(8)

x˜ n+1 = (Ak – WC)x˜ n .

–––––

Распишем уравнения системы (8) через x и x˜ и введем вектор xe = [xT x˜ T ]T, содержащий компоненты вектора состояния и вектора оценок. В результате система (8) примет следующий вид: A –BD BD 06×1 xen+1 = Aexe = – – – – – – – – – xen . 07×6 Ak – WC

(9)

–––––

Для того чтобы обеспечить асимптотическую устойчивость объекту управления, необходимо, чтобы все корни характеристического полинома A –BD – zI BD 06×1 –––––––––––––– 07×6 Ak – WC – zI

(10)

лежали внутри единичной окружности на комплексной плоскости. Как можно видеть из уравнения (9), матрица Ae имеет 96

–2hΩ –hKn(1 +

)

блочно-диагональный вид, поэтому полином (10) можно представить как произведение двух независимых полиномов: –––––

)Ω

–hµnz(1 +

) J J J – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – –– – – –2h(1 +

A –BD – zI BD 06×1 –––––––––––––– = 07×6 Ak – WC – zI = |A –BD – zI| × |Ak – WC – zI|. Таким образом, можно сделать вывод, что расположение собственных чисел адаптивного наблюдателя не зависит от расположения собственных чисел замкнутой системы управления, в которую он включен [3]. Исходя из этого, мы можем независимо осуществлять поиск компонент матриц обратной связи D и весовых коэффициентов W, которые бы обеспечивали асимптотическую устойчивость замкнутой системе и адаптивному наблюдателю, соответственно. поиск компонент матрицы обратной связи и матрицы весовых коэффициентов. метод последовательного замыкания Для того чтобы обеспечить асимптотическую устойчивость замкнутой системы и адаптивного наблюдателя, необходимо и достаточно, чтобы корни полиномов |A – BD – zI| и |Ak – WC – zI| лежали внутри единичной окружности на комплексной плоскости. Данная задача решается методом модального управления. Суть модального управления заключается в подборе таких параметров регулятора и наблюдателя (коэффициентов КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

матриц D и W), которые бы обеспечивали этим полиномам желаемое расположение корней на комплексной плоскости. Для поиска коэффициентов матриц D и W, которые бы обеспечивали эталонный набор корней замкнутой системе, будем использовать метод последовательного замыкания мод движения. Данный алгоритм представляет собой модифицированный метод модального управления, суть которого заключается в последовательном переносе за конечное число итераций пар собственных чисел незамкнутой системы (корней полинома |A – zI|) в желаемое положение. На каждой итерации данного метода при использовании элементарных процедур матричного анализа находится матрица обратной связи Di (или матрица весовых коэффициентов Wi), которая

«передвигает» одну пару корней незамкнутой системы в желаемое место (замыкает одну моду движения) согласно наперед заданному расположению корней эталонного полинома. Количество итераций определяется размерностью исследуемой системы управления, т. е., если система будет иметь порядок 2n (размерность вектора состояния), то количество итераций будет равно n (по одной итерации на каждую пару собственных чисел). Для системы с нечетной размерностью вектора состояния (2n + 1) количество итераций для замыкания всех мод будет равно n + 1, т. е. n итераций для «переноса» парный корней, и одна (n + 1)-я итерация для переноса оставшегося непарного корня. Наглядно суть метода последовательного замыкания представлена на рис. 2.

Рис. 2. Графическая иллюстрация «метода последовательного замыкания»: + — расположение корней незамкнутой системы; + — эталонное расположение корней; — «передвинутые» корни замкнутой системы; — область сходимости № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

Приступим к поиску матрицы обратной связи D и матрицы весовых коэффициентов W, используя вышеописанный алгоритм. Определим коэффициенты матрицы D, для чего найдем расположение корней системы до замыкания (корни полинома |A – zI|): 1,0000 + 10,198i 1,0000 – 10,198i 1,0000 + 0,1979i . 1,0000 – 0,1979i 1,0000 + 0,0000i 1,0000 + 0,0000i Выберем желаемое расположение корней замкнутой системы (такое, которое должен иметь полином |A – BD – zI| после ввода обратной связи). В качестве эталонного полинома возьмем полином

Баттерворта [4] шестого порядка для дискретных систем с частотой среза ωс = 1 Гц и частотой дискретизации ωf = 1/h = 5 Гц: P6(z) = z6 – 5,23z5 + 11,4z4 – –13,3z3 + 8,85z2 – 3,12z + 4,62, имеющий следующий набор корней: 0,93241 + 0,18195i 0,93241 – 0,18195i 0,85981 + 0,12282i . 0,85981 – 0,12282i 0,82282 + 0,04302i 0,82282 – 0,04302i Далее зададим порядок «переноса» пар сопряженных корней незамкнутой системы в эталонное положение:

1,0000 + 10,198i 0,93241 + 0,18195i → итерация 1 → 1,0000 – 10,198i 0,93241 – 0,18195i ; 1,0000 + 0,1979i 0,85981 + 0,12282i → итерация 2 → ; 1,0000 – 0,1979i 0,85981 – 0,12282i 1,0000 + 0,0000i 0,82282 + 0,04302i → итерация 3 → . 1,0000 + 0,0000i 0,82282 – 0,04302i Наглядная иллюстрация последовательности перестановки пар собственных чисел в желаемые места для построения матрицы обратной связи D представлена на диаграмме (рис. 3).

D1 =

0,9822 0,0066 0,0009 –0,0010 0,0101 –0,0000 ; –0,0066 0,9822 –0,0101 0,0000 0,0009 –0,0010

D2 =

0,0094 0,0119 –0,0103 0,0102 0,0091 –0,0090 ; –0,0119 0,0094 –0,0091 0,0090 –0,0103 0,0102

D3 =

0,0093 0,0328 –0,0882 0,0767 –0,0553 0,0694 . 0,0375 –0,0498 –0,0758 0,0676 –0,0258 0,0102

Искомая матрица обратной связи — результат суммирования матриц D1 – D3, D = ΣDi = i

полученных путем численных процедур [5], — выглядит следующим образом:

1,0008 0,0514 –0,0976 0,0859 –0,0360 0,0604 . –0,0444 1,0017 0,0182 –0,0408 –0,0852 0,0768

Приступим к поиску матрицы весовых коэффициентов W. 98

Используя элементарные численные процедуры матричного анализа, подробно описанные в работе [5], получаем следующие значения матриц обратной связи для перестановки каждой пары корней:

Найдем набор корней до замыкания (корней полинома |Ak – zI|): КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

1,0000 + 10,198i 1,0000 – 10,198i 1,0000 + 0,1979i 1,0000 – 0,1979i . 1,0000 + 0,0000i 1,0000 + 0,0000i 1,0000 + 0,0000i Зададим желаемое расположение корней: в качестве эталонного полинома для построения адаптивного наблюдателя также возьмем полином Баттерворта [4] для дискретных систем, но уже седьмого порядка: P7(z) = z7 – 6,10z6 + 16,0z5 – – 23,4z4 + 20,6z3 – 10,9z2 +3,21z – 0,41. Данный полином имеет следующий набор корней: 0,9388 + 0,1849i 0,9388 – 0,1849i 0,8725 + 0,1378i 0,8725 – 0,1378i . 0,8318 + 0,0729i 0,8318 – 0,0729i 0,8182 + 0,0000i Зададим порядок перестановки пар корней (порядок замыкания мод движения) незамкнутой системы в желаемое положение:

Рис. 3. Порядок перестановки пар собственных чисел в желаемые места для построения матрицы обратной связи D (1–3 — номера итераций): + — расположение корней незамкнутой системы; + — эталонное расположение корней

1,0000 + 10,198i 0,9388 + 0,1849i → итерация 1 → ; 1,0000 – 10,198i 0,9388 – 0,1849i 1,0000 + 0,1979i 0,8725 + 0,1378i → итерация 2 → 1,0000 – 0,1979i 0,8725 – 0,1378i ; 1,0000 + 0,0000i 0,8318 + 0,0729i → итерация 3 → ; 1,0000 + 0,0000i 0,8318 – 0,0729i 1,0000 + 0,0000i → итерация 4 → 0,8182 + 0,0000i . Наглядно порядок замыкания мод движения незамкнутой системы представлен на рис. 4. Как можно видеть из рис. 4, незамкнутая система имеет один непарный корень, его 0,0612 10,0131 –0,2042 W1 = –0,2170 0,0012 –2,0815 0,0000 № 1(16)/2017

–10,0131 0,0612 –0,0012 2,0815 ; W2 = –0,2042 –0,2170 0,0000

будем «передвигать» на последней итерации. Используя метод последовательного замыкания, получаем следующие матрицы весовых коэффициентов для замыкания каждой моды движения:

0,1803 0,0164 0,1275 –0,0600 0,1693 –0,0711 0,0164 0,0015 0,0600 0,1275 0,0748 0,1671 0,8930 0,0810 0,0655 –0,0532 0,3907 0,0674 0,0289 –0,0541 ; W3 = 0,3632 0,0681 ; W4 = 0,9387 0,0852 . 0,2448 0,0222 0,0532 0,0655 –0,0633 0,3826 0,2472 0,0224 0,0541 0,0289 –0,0645 0,3555 –1,6061 –0,1458 0,0000 0,0000 0,0000 0,0000

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

0,5383 –10,1279 10,1643 0,3573 1,1450 0,0940 2,1808 . W = ΣiWi = 1,1138 0,2359 0,2661 –1,8448 0,1899 –1,6061 –0,1458 Таким образом, используя метод последовательного замыкания, мы получили числовые значения для компонент матриц обратной связи D и весовых коэффициентов W, которые обеспечивают системе управления с адаптивным наблюдателем асимптотическую устойчивость. результаты математического моделирования Для оценки правильности полученных в предыдущем параграфе результатов (значений матриц D и W) проведено математическое моделирование режима гашения начальных угловых скоростей КА. Компоненты начальной угловой скорости движения космической платформы ω = 1 °/c; ωz = 1 °/c. Начальные углы и угловые скорости отклонения солнечного паруса и ротора силового гироскопа относительно осей Рис. 4. Порядок перестановки пар собственных чисел в желаемые места (1–4 — номера итераций) для построения матрицы весовых коэффициентов W: + — расположение корней незамкнутой системы; + — эталонное расположение корней

Суммируя полученные на каждой итерации матрицы весовых коэффициентов, получаем искомую матрицу W:

а)

OY и OZ ( 0 ,

0 z

) = 0.

Начальная оценка квадрата коэффициента жесткости = 0,0114 c–2. Моделирование было проведено в среде MATLAB. Получены следующие зависимости основных параметров движения КА и их невязок от времени (рис. 5–9).

б)

Рис. 5. Компоненты вектора абсолютной угловой скорости КА вокруг осей OY и OZ: а — в режиме гашения; б — их невязки

100

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

СИНТЕз АдАпТИвНОГО АЛГОрИТМА упрАвЛЕНИЯ двИжЕНИЕМ

а)

б)

Рис. 6. Угловое отклонение солнечного паруса вокруг осей OY и OZ: а — в режиме гашения; б — невязка по угловому отклонению вокруг осей OY и OZ

а)

б)

Рис. 7. Компоненты угловой скорости плоскости вращения солнечного паруса относительно связанного базиса вокруг осей OY и OZ: а — в режиме гашения; б — их невязки

а)

б)

Рис. 8. Углы отклонения ротора силового гироскопа в подвесе Гука относительно связанного базиса вокруг осей OY и OZ: а — в режиме гашения; б — скорости прецессии силового гироскопа в подвесе Гука вокруг осей OY и OZ в режиме гашения

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

101

Богданов К.А., Тимаков С.Н.

С целью подтверждения правильности построения адаптивного закона управления КА с настраиваемой моделью, а также демонстрации работоспособности метода последовательного замыкания было проведено математическое моделирование динамического поведения объекта управления в режиме гашения начальных угловых скоростей при активном демпфировании колебаний пленочного диска солнечного паруса. Моделирование реализовано в программном пакете MATLAB 2012b. Анализ результатов моделирования демонстрирует правильность концепции построения адаптивного закона управления. Рис. 9. Оценка коэффициента жесткости центральной вставки

Как можно видеть, полученные зависимости демонстрируют высокую скорость сходимости всех параметров вектора состояния, что говорит о работоспособности представленных в данной работе алгоритмов и методик построения адаптивных систем управления. заключение Разработан адаптивный алгоритм управления угловым движением космической платформы с вращающимся солнечным парусом, позволяющий параллельно осуществлять управление КА и проводить подстройку неизвестных параметров системы (коэффициента жесткости центральной жесткой вставки паруса). Для поиска необходимых параметров закона управления и адаптивного наблюдателя (матрицы обратной связи и матрицы весовых коэффициентов) был применен алгоритм последовательного замыкания мод движения, представляющий собой модифицированный метод модального управления.

Список литературы 1. Легостаев В.П., Субботин А.В., Тимаков С.Н., Черемных Е.А. Собственные колебания вращающейся мембраны с центральной жесткой вставкой (применение функций Хойна) // Прикладная математика и механика. 2011. Т. 75. Вып. 2. С. 224–238. 2. Легостаев В.П., Субботин А.В., Тимаков С.Н., Зыков А.В. Исследование динамики управляемого углового движения космического аппарата с вращающимся солнечным парусом // Труды МФТИ. 2013. Т. 5. № 2. С. 106–119. 3. Квакернаак Х., Сиван Р. Линейные оптимальные системы управления. М.: Мир, 1977. 653 с. 4. Кузовков Н.Т. Модальное управление и наблюдающие устройства. М. Машиностроение, 1976. 184 с. 5. Тимаков С.Н., Богданов К.А., Нефедов С.Е. Метод последовательного замыкания мод движения для многомерных, многосвязных динамических систем. // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2014. Т. 5. № 98. С. 40–59. Статья поступила в редакцию 01.09.2016 г.

reference 1. Legostaev V.P., Subbotin A.V., Timakov S.N., Cheremnykh E.A. Sobstvennye kolebaniya vrashchayushcheisya membrany s tsentral'noi zhestkoi vstavkoi (primenenie funktsii Khoina) [Natural oscillations of a rotating membrane with a central rigid insert (the Heun functions application)]. Prikladnaya matematika i mekhanika, 2011, vol. 75, issue 2, pp. 224–238. 2. Legostaev V.P., Subbotin A.V., Timakov S.N., Zykov A.V. Issledovanie dinamiki upravlyaemogo uglovogo dvizheniya kosmicheskogo apparata s vrashchayushchimsya solnechnym parusom [Investigation of dynamics of the controlled angular motion of spacecraft with a rotating solar sail]. Trudy MFTI, 2013, vol. 5, no. 2, pp. 106–119. 3. Kvakernaak Kh., Sivan R. Lineinye optimal'nye sistemy upravleniya [Linear optimal control systems]. Moscow, Mir publ., 1977. 653 p. 4. Kuzovkov N.T. Modal'noe upravlenie i nablyudayushchie ustroistva [Modal control and monitoring devices]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1976. 184 p. 5. Timakov S.N., Bogdanov K.A., Nefedov S.E. Metod posledovatel'nogo zamykaniya mod dvizheniya dlya mnogomernykh, mnogosvyaznykh dinamicheskikh system [The method of the motion modes sequential interlocking for multi-dimensional, multiloop dynamic systems]. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Ser. Mashinostroenie, 2014, vol. 5, no. 98, pp. 40–59. 102

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

УДК 621.314.671

экСпериментальные иССледования беССеточного Сильноточного модулятора на оСнове термоэмиССионного диода для коСмичеСких СиСтем преобразования тока © 2017 г. кузнецов в.и.1, бабанин в.и.1, пащина а.С.2 Физико-технический институт имени А.Ф. Иоффе РАН (ФТИ РАН) Политехническая ул., 26, г. Санкт-Петербург, Российская Федерация, 194021, e-mail: post@mail.iofe.ru 1

Объединенный институт высоких температур РАН (ОИВТ РАН) Ижорская ул., 13, стр. 2, г. Москва, Российская Федерация, 125412, e-mail: oivtran@oivtran.ru 2

Представлены результаты экспериментальных исследований модулятора тока, созданного на основе термоэмиссионного диода и предназначенного для космических систем преобразования тока. Модуляция тока в этом устройстве осуществляется за счет развития плазменных структур в межэлектродном промежутке и не требует использования каких-либо внешних воздействий. Причиной формирования таких структур является развитие электронной неустойчивости в плазме. Эксперименты, проведенные в кнудсеновском диоде с цезий-бариевым наполнением, продемонстрировали возможность полной модуляции тока при напряжении горения 5…6 В и плотности тока в разряде ~10 А/см2. При величине межэлектродного зазора 0,2…2,0 мм устойчивая модуляция тока и напряжения с частотой 5…20 кГц и полным прерыванием тока существовала в диапазоне давлений цезия 1,5·10–3…3,5·10–3 мм рт. ст. Обнаружена возможность управления процессом модуляции с помощью дополнительных внешних воздействий (вспомогательный разряд, электрические и магнитные поля), что представляется перспективным для расширения диапазона параметров и функциональных возможностей диода-модулятора. Ключевые слова: модуляция тока, термоэмиссионный диод, разрядная плазма, электронная неустойчивость, плазменные структуры.

ExpErImENTal STudIES OF ThErmIONIC dIOdE-baSEd grIdlESS hIgh-CurrENT mOdulaTOr FOr SpaCE CurrENT CONvErSION SySTEmS Kuznetsov v.I.1, babanin v.I.1, pashchina a.S.2 1

Iofe Institute RAS 26 Politekhnicheskaya str., St. Petersburg, 194021, Russian Federation, e-mail: post@mail.iofe.ru 2

Joint Institute for High Temperatures RAS (JIHT) 13 bld. 2 Izhorskaya str., Moscow, 125412, Russian Federation, e-mail: oivtran@oivtran.ru The paper presents results of experimental studies of a current modulator based on a thermionic diode and intended for use in space systems for current conversion. This device effects current modulation through propagation of plasma structures in the electrode gap and does not require any use of external forces. Such structures are formed through propagation of electronic instability in plasma. Experiments conducted in a Knudsen diode with a Cs-Ba filling demonstrated the feasibility of full modulation of current at burning voltage of 5…6 V and discharge current density of ~10 A/cm2. With electrode gap 0,2…2,0 mm wide, a stable modulation of current and voltage with frequencies of 5…20 kHz and complete current cut-off existed at Cs pressures ranging from

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

103

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С.

1,5·10–3 to 3,5·10–3 mm Hg. It was discovered that the modulation process can be controlled using additional external forces (auxiliary discharge, electric and magnetic fields), which seems to hold promise for expanding the range of parameters and functionality of the diode modulator. Key words: current modulation, thermionic diode, discharge plasma, electron instability, plasma structures.

кузнецов в.и.

бабанин в.и.

пащина а.С.

КУЗНЕЦОВ Виктор Иосифович — доктор физико-математических наук, старший научный сотрудник, заведующий лабораторией ФТИ РАН, e-mail: victor.kuznetsov@mail.iofe.ru KUZNETSOv victor Iosifovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist, Head of Laboratory at Iofe Institute RAS, e-mail: victor.kuznetsov@mail.iofe.ru БАБАНИН Валентин Иванович — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник, ведущий инженер ФТИ РАН, e-mail: vibab@mail.ru BABANIN valentin Ivanovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist, Lead engineer at Iofe Institute RAS, e-mail: vibab@mail.ru ПАЩИНА Анатолий Степанович — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник, заведующий лабораторией ОИВТ РАН, e-mail: fgrach@mail.ru PASHCHINA Anatoly Stepanovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist, Head of Laboratory at JIHT RAS, e-mail: fgrach@mail.ru Одним из перспективных устройств получения электрической энергии в космосе является ядерная энергетическая установка (ЯЭУ), использующая термоэмиссионный метод преобразования тепловой энергии в электрическую. Термоэмиссионные ЯЭУ в нашей стране начали разрабатываться в конце 1950-х – начале 1960-х гг. в ряде организаций: ГНЦ РФ ФЭИ, ФТИ им. А.Ф. Иоффе, РНЦ «Курчатовский институт», РКК «Энергия», ГП «Красная Звезда», НИИ НПО «Луч» и др. В результате были созданы термоэмиссионные ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью 6 кВт [1, 2], которые успешно работали на орбите в составе двух космических аппаратов «Космос». Например, на космическом аппарате «Космос-1867» энергетическая установка проработала около года. Параллельно была создана термоэмиссионная ЯЭУ «Енисей» мощностью 5 кВт, которая прошла успешные наземные испытания в течение полутора лет [3]. Подробное описание методов реакторных испытаний термоэмиссионных 104

электрогенерирующих сборок можно найти, например, в монографии [4]. При эксплуатации ЯЭУ на основе термоэмиссионного метода преобразования тепловой энергии в электрическую для преобразования постоянного напряжения в переменное необходимы сильноточные низковольтные ключевые элементы, способные функционировать при температурах выше 1 000 К и высоком уровне радиации, поскольку они должны стоять в реакторной зоне [5]. Ранее были разработаны приборы с сеточным управлением, причем особенно высокого уровня тока удалось достигнуть при использовании бинарного цезий-бариевого наполнения [6–10]. Слабым звеном сеточных ключевых элементов является такой сложный и малонадежный конструктивный элемент, как сетка. В работе [11] предложен высокотемпературный термоэмиссионный вентиль, в котором управление током осуществляется за счет дополнительного теплового воздействия на ионный слой КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

около эмиттера. С этой целью в область ионного слоя помещался дополнительный эмиттер, конструктивно совмещенный с катодом вентиля, и управление током осуществлялось путем импульсного увеличения его температуры. Преимуществом такого вентиля является отсутствие сетки, а недостатками — дополнительные затраты энергии на нагрев управляющего эмиттера и сложность его конструкции. Специалисты ФТИ РАН предложили бессеточный вариант инвертора на основе диода, в котором может зажигаться кнудсеновский разряд [12, 13]. Управление током в этом устройстве осуществляется за счет развития плазменных структур в межэлектродном промежутке без использования какихлибо внешних воздействий. Для того чтобы можно было реализовать модуляцию тока с приемлемой для практики частотой (f ~104 Гц), необходимо обеспечить два условия: 1) в плазме диода должен осуществляться обрыв тока за время, много меньшее f–1; 2) запертое состояние диода должно сохраняться в течение промежутка времени ~ f–1. Рассмотрим оба эти явления. физические предпосылки модуляции тока в кнудсеновском плазменном диоде Кнудсеновским плазменным диодом будем называть устройство, имеющее два плоскопараллельных электрода, промежуток между которыми заполнен пар́ми вещества, которое ионизуется либо на поверхности, либо в объеме. При этом для плазмы должны быть выполнены два условия: Kn = λea /d > 1; d / λD >>1. Здесь Kn — число Кнудсена; ¬λea — длина свободного пробега электронов для электронатомных столкновений; ¬λD — дебаевская длина в плазме; d — межэлектродное расстояние. Первое условие выполняется при достаточно низких давлениях паров наполнителя. Второе условие означает, что эмиттер обладает достаточно большой эмиссионной способностью. Развитие электронной неустойчивости и обрыв тока в кнудсеновском диоде. Плазма в кнудсеновском диоде может создаваться путем ионизации паров наполнителя на поверхности одного из электродов. Такой диод в литературе получил название кнудсеновский диод с поверхностной ионизацией (КДПИ). Типичными представителями КДПИ являются термоэмиссионный преобразователь энергии и односторонняя Q-машина. В КДПИ электроны и ионы поступают в межэлектродный промежуток с горячей поверхности эмиттера: № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

электроны за счет термоэмиссии, а ионы — за счет поверхностной ионизации атомов наполнителя. Частицы испускаются с максвелловским распределением по скоростям с температурой эмиттера TE и движутся в межэлектродном пространстве без столкновений. В обоих типах КДПИ экспериментально наблюдались нелинейные колебания тока [14–17]. Теория нелинейных колебаний описана в работах [18–20]. Согласно этой теории, колебательный процесс в КДПИ состоит из чередования медленной и быстрой стадий. На медленной стадии происходит перераспределение ионов в межэлектродном пространстве. Характерное время ее протекания — порядка среднего времени пролета ионов между электродами. Для ионов Cs это время при величине межэлектродного зазора d ~1 мм составляет несколько микросекунд. В определенные моменты медленной стадии в плазме возникают условия для развития электронной неустойчивости: в окрестности эмиттера формируется скачок потенциала, обеспечивающий ускорение электронов, и через плазму, фактически, движется пучок электронов, имеющий небольшой разброс по скоростям. Было доказано, что это неустойчивость Бурсиана–Пирса [21–23]. В ходе развития неустойчивости происходит сильное изменение распределения потенциала в межэлектродном пространстве при практически неизменном распределении ионов. Это быстрая стадия колебательного процесса. Время ее протекания — порядка среднего времени пролета электронов между электродами, что в (mi / me)1/2 меньше характерного времени медленной стадии (здесь me и mi — массы электрона и иона, соответственно). В результате развития неустойчивости может возникать интересное физическое явление — резкий обрыв тока. Это происходит в том случае, когда в ходе быстрой стадии формируется распределение потенциала с виртуальным катодом, т. е. вблизи эмиттера образуется область с потенциальным барьером для электронов. Электроны интенсивно отражаются от барьера, что приводит к сильному уменьшению тока, достигающего коллектора. Поскольку процесс формирования виртуального катода происходит за время порядка среднего времени пролета электронов между электродами (при d ~1 мм оно составляет несколько наносекунд), можно говорить, что ток в диоде изменяется мгновенно. Развитие электронной неустойчивости начинается только при вполне определенных распределениях ионов в межэлектродном промежутке. При этом неважно, как эти распределения сформировались. Такие 105

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С.

распределения ионов могут иметь место и в кнудсеновском разряде, т. е. и в разряде при развитии неустойчивости может образоваться распределение потенциала с виртуальным катодом, резко ограничивающим электронный ток. В результате произойдет уменьшение генерации ионов в объеме, что, в свою очередь, должно привести к дальнейшему снижению электронного тока. Таким образом, можно ожидать, что при определенных условиях в диодах с кнудсеновским разрядом будет также происходить обрыв тока. И действительно, в экспериментах на таких диодах наблюдалось развитие релаксационных нелинейных колебаний, подобных колебаниям в КДПИ [24]. Явление самопроизвольного обрыва тока наблюдалось и в триодных ключевых элементах с Cs-Ba наполнением [6–10]. Было установлено, что обрывы возникают при достижении током некоторой критической плотности jcr, величина которой пропорциональна давлению паров цезия. При j > jcr горение разряда сопровождается уменьшением концентрации атомов. Одновременно происходит перераспределение ионов в межэлектродном зазоре, что на определенной стадии процесса может привести к развитию электронной неустойчивости и обрыву тока. В работе [9], например, на временн́х осциллограммах непосредственно перед обрывом наблюдалось развитие колебаний тока, что свидетельствует о плазменной природе обрыва тока. Особенности зажигания кнудсеновского разряда. В кнудсеновском разряде электроны движутся через межэлектродный промежуток практически без столкновений. Лишь незначительная доля электронов, сталкиваясь с атомами в анодной области, где потенциал превышает потенциал ионизации атомов наполнителя, ионизует атомы. Образующиеся ионы, обладая большой массой, движутся по направлению к эмиттеру достаточно медленно и эффективно компенсируют отрицательный пространственный заряд. Доля электронов, принимающих участие в ионизации, оказывается порядка (me / mi)1/2. Для цезия эта величина составляет около 1/500. Кинетическая теория начальной стадии развития кнудсеновского разряда предложена в работах [25–27]. Показано, что с ростом приложенного напряжения анодная область, где происходит генерация ионов, расширяется. Увеличение генерации ионов приводит к появлению на вольт-амперной характеристике (ВАХ) точки, начиная с которой ток возрастает не при увеличении потенциала анода, а при его уменьшении, т. е. возникает участок ВАХ с отрицательным дифференциальным сопротивлением 106

(рис. 1). Потенциал точки бифуркации на ВАХ представляет собой напряжение зажигания разряда. Из рис. 1, а видно, что напряжение зажигания возрастает с уменьшением давления P паров наполнителя. При достаточно низких давлениях оно оказывается настолько большим, что необходимо учитывать немонотонный характер зависимости сечения ионизации от энергии электронов, т. е. наличие максимума у сечения и его убывание при дальнейшем росте энергии. На рис. 1, в показаны предразрядные ВАХ для цезиевого наполнения. Видно, что существует критическое значение (P · d)0, ниже которого разряд не зажигается (кривые 1–3). Для цезия (P · d)0 ~3,3·10–3 Тор·мм. При P · d выше критической величины на ВАХ существуют две ветви: низковольтная и высоковольтная (кривые 6–10). Таким образом, кнудсеновский разряд может зажигаться при не слишком малых значениях P · d и в диапазоне напряжений, ограниченном как со стороны малых, так и со стороны больших значений. Для того чтобы обеспечить зажигание разряда при заданном давлении, необходимо подобрать электродвижущую силу (ЭДС) и сопротивление нагрузки такими, чтобы нагрузочная характеристика лежала в «окне» между устойчивыми предразрядными участками ВАХ. Отсутствие зажигания разряда, т. е. низкая электропроводность диода, при давлениях, меньших критического, или при больших напряжениях и давлениях, бóльших критического, позволяет в процессе модуляции достаточно долго удерживать диод в запертом состоянии после обрыва тока. Действительно, горение сильноточного разряда сопровождается уменьшением концентрации атомов за счет интенсивной ионизации и выноса их из межэлектродного зазора. Если работать в окрестности давления P0 = (P · d)0/d, то в момент обрыва тока давление может оказаться ниже P0, и повторное зажигание будет невозможным до тех пор, пока давление не восстановится. Время пребывания диода в запертом состоянии будет определяться достаточно медленными процессами, в частности — десорбцией атомов с поверхностей. Наличие высоковольтной ветви на ВАХ позволяет использовать также реактивную нагрузку для регулирования времени существования запертого состояния. При обрыве тока в диоде напряжение сильно возрастает за счет индуктивности, и рабочая точка может оказаться на высоковольтной ветви ВАХ. В этом случае повторное зажигание разряда должно произойти не сразу после завершения восстановления давления в межэлектродном зазоре, а лишь после завершения переходных процессов во внешней цепи. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

а)

б)

Это позволяло плавно изменять величину межэлектродного зазора от 0 до 2 мм. Во фланец дополнительно вставлялась графитовая втулка 5, чтобы при перемещении коллектора не возникали перекосы и заклинивания. Герметичность прибора обеспечивалась плотным стягиванием пришлифованных поверхностей металла и керамики, а также ножевыми уплотнениями. Эмиттер окружался тремя тепловыми экранами, изготовленными из вольфрамовой и танталовой фольги. Боковая поверхность коллектора закрывалась керамикой из окиси алюминия. Основная конструктивная особенность прибора заключалась в том, что межэлектродный зазор экранировался от остального объема прибора кольцевым танталовым электродом 2 с толщиной стенки 5 мм и высотой 14 мм, потенциально развязанным от остальных электродов. Расстояние между боковой поверхностью эмиттера и экраном составляло 2 мм. Прибор помещался в вакуумную камеру, в которой вакуум поддерживался на уровне 10–6 мм рт. ст.

в) Рис. 1. Расчетные вольт-амперные характеристики для цезиевого наполнения: а — линейная аппроксимация сечения ионизации: 1 — b = 3,3; 2 — 9,0; 3 — 42,6; б — зависимость сечения ионизации атомов цезия σ от энергии электронов W; в — сечение ионизации имеет максимум σ0 = 10–5см2: 0 — b = 0; 1 — 1,0; 2 — 1,4; 3 — 1,54; 4 — 1,55; 5 — 1,56; 6 — 1,6; 7 — 1,7; 8 — 1,8; 9 — 2,5; 10 — 10,6 Примечание. j3/2 — плотность электронного тока, определяемая законом степени 3/2; ¦Φа и ¦Φi — потенциалы анода и ионизации; параметр на кривых b = (mi /me)1/2¦σ0 na d; na — концентрация атомов; σ0 = Ke Φi; K — пороговое сечение ионизации; e – заряд электрона.

результаты экспериментальных исследований

Рис. 2. Схема экспериментального прибора: 1 — эмиттер, 2 — кольцевой электрод; 3 — коллектор; 4 — изоляторы; 5 — графитовая втулка

Возможность модуляции тока в диоде изучалась с помощью кнудсеновского диода с цезийбариевым наполнением (рис. 2). Использование пара бария позволяет обеспечить достаточно низкую работу выхода эмиттера, т. е. высокий уровень тока эмиссии, в кнудсеновском режиме. Эмиттер 1 и коллектор 3 плоской геометрии были изготовлены из поликристаллического вольфрама и молибдена и имели диаметр 15 мм. Эмиттер разогревался электронной бомбардировкой. Коллектор представлял собой массивный шток, крепившийся через изоляторы 4 внутри фланца. Фланец подсоединялся к корпусу прибора через гибкую танталовую диафрагму.

Для регистрации ВАХ диода на осциллографе использовалась система импульсного съема, исключающая остывание эмиттера и разогрев коллектора при больших плотностях тока. Длительность импульса регулировалась от 0,1 до 5,0 мс, период повторения — от 20 мс до 2 с, а амплитуда напряжения — от 1 до 100 В. При исследовании режима модуляции тока к диоду прикладывался прямоугольный импульс напряжения. Амплитуда импульса могла изменяться от 10 до 100 В. Для исследования влияния параметров внешней цепи использовался параллельный контур, подключаемый последовательно с диодом, в котором можно

№ 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

107

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С.

было изменять емкость C, индуктивность L и сопротивление R [13]. Эксперименты проводились в широком диапазоне изменения параметров: давление пара цезия PCs изменялось от 10–3 до 10–2 мм рт. ст., давление пара бария PBa — от 10–5 до 10–1 мм рт. ст., температура эмиттера TE — от 900 до 1 800 °С, величина межэлектродного зазора d — от 0,3 до 2,0 мм. Устойчивая модуляция тока и напряжения с полным прерыванием тока была обнаружена в довольно узком интервале давлений пара цезия: 1,5·10–3…3,5·10–3 мм рт. ст. При этом характерное значение амплитуды тока разряда составляло примерно 10 A/см2, частота модуляции 1–10 кГц, а приложенное напряжение варьировалось в диапазоне 15…100 В. На рис. 3 приведена типичная осциллограмма тока и напряжения в цезий-бариевом диоде-модуляторе. Видно, что разряд развивается за время, малое по сравнению с временем его горения. Напряжение горения разряда составляет 4–6 В. По прошествии ~100 мкс после зажигания происходит обрыв тока. Сам процесс обрыва тока протекает за время порядка 1 мкс. Уровень тока после обрыва оказывается близким к нулю. Сразу же вслед за обрывом тока в контуре начинается переходный процесс, сопровождающийся значительным увеличением напряжения на диоде — выброс напряжения существенно превышает напряжение внешнего источника. Переходный процесс заканчивается примерно через 40 мкс. Напряжение, приложенное к диоду, оказывается равным напряжению внешнего источника E. Диод сохраняет электропрочность еще 140 мкс. Только спустя 180 мкс после обрыва тока в диоде зажигается разряд. Следовательно, частота модуляции (в приведенном примере ~5 кГц) не определяется параметрами внешнего контура, а связана с процессами, протекающими в диоде. Отсутствие зажигания разряда в течение длительного времени связано с наличием в приборе кольцевого электрода, экранирующего межэлектродный зазор от внешнего объема. Если бы экран отсутствовал, то после обрыва тока в межэлектродном зазоре происходило бы зажигание разряда во внешнем объеме, поскольку для такого разряда величина P·d оказывается больше критической даже при пониженных давлениях. Наиболее существенное влияние на процесс модуляции оказывает давление пара цезия. Оказалось, что устойчивая модуляция осуществляется при давлениях пара вблизи порогового значения. При низких давлениях пара цезия разряд просто не поджигается, а при высоких колебания принимают стохастический характер. 108

Рис. 3. Осциллограммы зависимостей тока (сверху) и напряжения (снизу) от времени в диоде-модуляторе Примечание. Параметры режима: PCs = 2,3·10–3 мм рт. ст; PBa = 5·10–4 мм рт. ст; TE = 1 315 °С; d = 2 мм; R = 20 Ом; L = 75 мкГн; C = 2 мкФ; E = 20 В.

Варьирование температуры эмиттера от 1 300 до 1 900 °С и давления бария от 10–3 до 2·10–2 мм рт. ст. практически не изменяло характер модуляции. При PBa > 10–1 мм рт. ст. модуляция в диоде прекращается, и горит разряд, насыщенный высокочастотными колебаниями. Необходимый уровень тока в разряде выставляется путем варьирования ЭДС источника и сопротивления нагрузки. При фиксированном значении R с ростом E увеличивается амплитуда тока, а времена проводящего и запертого состояний уменьшаются (рис. 4). Путем изменения сопротивления нагрузки от 1 до 40 Ом можно было изменять плотность тока в разряде примерно от 10 до 1 А. И во всем этом диапазоне токов мы наблюдали устойчивую модуляцию. Поведение тока на стадии горения неплохо описывается зависимостью j(t ) = (E − U b )(1/ R + t / L);

t < tb ,

где Ub — напряжение горения; tb — время горения разряда. Изменение индуктивности оказывает сильное влияние на tb, в то время как влияние емкости на tb выражено слабо. После обрыва тока диод имеет высокую электропрочность, так что выброс напряжения на индуктивности может существенно превосходить приложенное напряжение. Это позволяет использовать диод-модулятор в схеме широтно-импульсного преобразования. Было исследовано влияние величины межэлектродного зазора d на процесс модуляции при фиксированном давлении пара цезия. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

возможным и в основном промежутке. Влиянием указанного вспомогательного разряда на модуляцию тока можно объяснить и тот факт, что минимальная плотность тока в диоде, при которой еще возникает явление обрыва тока, оказалось на порядок ниже, чем критическая плотность тока в триоде [9, 10].

Рис. 4. Зависимости времени проводящего (• ) и запертого (× ) состояний и частоты модуляции (∆) от E Примечание. Параметры режима: PCs = 2,3·10–3 мм рт. ст; PBa = 4,5 ·10–3 мм рт. ст; TE = 1 315 °С; d = 2 мм; R = 20 Ом; L = 75 мкГн; C = 2 мкФ.

Результаты представлены на рис. 5. Видно, что уменьшение d приводит к существенному уменьшению длительности горения разряда. С ростом d растет величина выброса напряжения на диоде (UM – E). Это связано с тем, что с ростом d увеличивается уровень тока перед обрывом. Заметное влияние величины межэлектродного зазора на длительность горения и величину напряжения после обрыва указывает на то, что модуляция тока определяется процессами в основном промежутке. Однако наличие модуляции при величинах d, существенно меньших критического для данного давления пара цезия, свидетельствует о сложности процесса зажигания разряда в приборе. Можно предположить, что зажигание разряда в основном промежутке инициируется зажиганием вспомогательного разряда в полости между эмиттером и кольцевым электродом (экраном). Эта гипотеза может объяснить, почему существенное уменьшение величины межэлектродного зазора не приводило к прекращению зажигания разряда, а незначительное уменьшение P·d за счет уменьшения давления пара цезия — приводило. Действительно, характерный размер вспомогательного разряда da, определяемый расстоянием между боковой поверхностью эмиттера и экраном, равен 2 мм. При давлениях PCs > 1,15·10–3 мм рт. ст., когда наблюдается модуляция, он удовлетворяет условию PCsda > (P·d)0. Поэтому разряд зажигается независимо от величины основного зазора. Поступление ионов из полости между эмиттером и экраном приводит к уменьшению критического значения P·d, и зажигание оказывается № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 5. Зависимости времен проводящего ( ) и запертого ° состояний ( ), частоты модуляции (∆), выброса напряжения (• ) и тока перед обрывом (× ) от величины межэлектродного зазора d Примечание. Параметры режима: PCs = 2,3·10–3 мм рт. ст; PBa = 4,8·10–3 мм рт. ст; TE = 1 339 °С; R = 20 Ом; L = 75 мкГн; C = 2 мкФ; E = 26 В.

Было исследовано влияние магнитного поля (как поперечного, так и продольного) на процесс модуляции. Показано, что наложение поперечного магнитного поля позволяет управлять задержкой зажигания разряда. Сильное воздействие поля на процесс модуляции (при фиксированном значении E) происходит примерно при одних и тех же значениях напряженности поля и не зависит от величины d. Это связано с тем, что магнитное поле действует в основном на разряд во вспомогательном промежутке, где характерное расстояние в ходе эксперимента не изменяется. Аналогичная картина наблюдается и с воздействием продольного поля. Была исследована зависимость длительности проводящего состояния от плотности разрядного тока в приборе без вспомогательного разряда. В этом приборе экранирующее эмиттер кольцо находилось под плавающим потенциалом, d = 1,5 мм, а диаметр электродов составлял 30 мм. Наблюдалась полная модуляция тока с плотностью 10…20 A/см2. В отличие от прибора, описанного выше, здесь самопроизвольный обрыв тока наступал при превышении разрядным током критического 109

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С.

значения jcr, величина которого прямо пропорциональна давлению пара цезия. При j < jcr наблюдалось устойчивое горение разряда. Также обнаружено, что отсутствие вспомогательного разряда приводит к сужению диапазона модулируемых токов за счет повышения его нижней границы. На рис. 6 приведены зависимости длительности проводящего состояния tb от плотности разрядного тока j для разных давлений пара цезия в отсутствие реактивных элементов во внешней цепи. Эти зависимости неплохо описываются выражением tb = q / (j − j0 ), где q — константа, определяемая давлением пара цезия.

Рис. 6. Зависимости tb(j) в приборе без вспомогательного разряда при Pba = 5·10–5 мм рт. ст. и различных давлениях пара цезия: • — PCs = 7,3·10–4 мм рт. ст., TE = 1 470 °C, TС = 860 °C, q = 0,23 мКл/см2, jcr = 2,51 A/см2; ◆ — P Cs = 8,4·10 –4 мм рт. ст., T E = 1 280 °C, T С = 820 °C, q = 0,4 мКл/см2, jcr = 2,6 A/см2; –3 ° — PCs = 1,3·10 мм рт. ст., TE = 1 440 °C, TС = 850 °C, q = 0,6 мКл/см2, jcr = 6,9 A/см2; ∆ — PCs = 1,5·10–3 мм рт. ст., TE = 1 290 °C, TС = 830 °C, q = 1,3 мКл/см2, jcr = 8,8 A/см2; × — PCs = 3,7·10–3 мм рт. ст., TE = 1 260 °C, TС = 800 °C, q = 2,6 мКл/см2, jcr = 10,9 A/см2; –3 мм рт. ст., TE = 1 500 °C, TС = 890 °C, * — PCs = 4,4·10 q = 3,2 мКл/см2, jcr = 16,01 A/см2

Наличие экрана позволяет реализовать дополнительную возможность управления процессом модуляции. Предпосылкой для такой возможности является то, что изменение потенциала экрана может изменить условия отбора ионов из полости на стенки и, таким образом, повлиять на процесс модуляции. Для исследования этого вопроса были поставлены специальные эксперименты по изучению влияния 110

параметров потенциала экрана US (относительно эмиттера) на процесс модуляции тока. Обнаружено, что потенциал экрана, прежде всего, влияет на зажигание разряда, облегчая его при US < 0. Таким образом, путем изменения потенциала экрана можно слабыми сигналами воздействовать на момент зажигания разряда. Проведены эксперименты с подачей на экран относительно эмиттера короткого импульса напряжения длительностью tp ~10 мкс с регулируемым временн́м сдвигом относительно начала процесса. Оказалось, что подача импульса на экран, когда диод находится в запертом состоянии, может инициировать разряд до момента его естественного зажигания. Однако существует интервал времени tn, в течение которого не удается инициировать зажигание разряда. Его продолжительность зависит от амплитуды и полярности управляющего импульса. Подача отрицательного импульса любой амплитуды всегда облегчает условия зажигания разряда. То же самое наблюдается и при подаче импульса положительной полярности небольшой амплитуды (~6…10 В). Однако, при большой амплитуде импульса положительной полярности (15…20 В) не удается инициировать основной разряд. Таким образом, с помощью небольшого по амплитуде и длительности импульса, подаваемого на экран, можно управлять процессом модуляции. Сам факт возможности такого управления модуляцией может быть использован для синхронизации работы двух модуляторов, которые в инверторе должны работать в противофазе. Таким образом, обнаруженный в термоэмиссионном диоде с цезий-бариевым наполнением режим полной модуляции тока, а также возможность управления параметрами модуляции (плотностью критического тока, частотой, длительностью проводящего и запертого состояний) открывают перспективу использования такого ключевого элемента в системах преобразования напряжения ТЭП. Частоты лежат в диапазоне от единиц до десятков килогерц. Нижняя граница диапазона определяется условием стабильности длительности проводящего и запертого состояний, а верхняя — временем перехода в запертое состояние, которое в наших экспериментах оказалось ~1 мкс. Последний параметр является одним из факторов, определяющих КПД преобразования, величина которого зависит от отношения длительности переходных процессов к длительности проводящего (и/или запертого) состояния. Главным источником потерь в диоде, определяющем КПД преобразования (при условии, что длительность КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

переходных процессов существенно меньше длительности проводящего/запертого состояний), является величина падения напряжения Uразр на разрядном промежутке. Она в наших экспериментах составила 4…6 В. Очевидно, что при указанных значениях падения напряжения такие ключевые элементы целесообразно использовать в относительно высоковольтных системах преобразования напряжения. В частности, при ЭДС термоэмиссионных реакторов-преобразователей UТРП = = 100 В величина КПД может достигать η = Uразр/UТРП = 94...96%. В то же время, обнаруженная экспериментально зависимость падения напряжения разряда от температуры катода (снижение напряжения разряда при повышении температуры эмиттера) позволяет надеяться на возможность (и указывает пути) повышения КПД преобразователя, например, за счет применения материалов эмиттера с низкой работой выхода, развития его поверхности и др. Несомненно, проведение комплексной оптимизации параметров модулятора с учетом особенностей схемно-технических решений должно стать приоритетной задачей будущих исследований, направленных на повышение эффективности такого рода преобразователей. заключение В результате экспериментальных исследований показана возможность осуществления полной модуляции тока в термоэмиссионном кнудсеновском диоде. В отличие от аналогичных устройств, в которых для управления процессом модуляции служит сетка, модуляция тока в диоде осуществляется за счет развития электронной неустойчивости и образования нелинейных структур в плазме. Образование нелинейных структур в плазме кнудсеновского разряда оказывается возможным благодаря обмену энергией между заряженными частицами и электрическим полем. Особенно интенсивно этот обмен происходит на быстрой стадии процесса (стадии обрыва тока) и инициируется развитием электронной неустойчивости Бурсиана–Пирса. Именно этой стадией определяется высокая скорость переходного процесса, а узкие фронты импульсов тока, в свою очередь, обеспечивают высокий КПД процесса модуляции. Список литературы 1. Грязнов Г.М. Космическая атомная энергетика и новые технологии (Записки директора) / М.: ФГУП «ЦНИИатоминформ», 2007. 136 с. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

2. Пономарев-Степной Н.Н. Ядерная энергетика в космосе // Атомная энергия. 1989. Т. 66. № 6. С. 371–373. 3. Кухаркин Н.Е., Пономарев-Степной Н.Н., Усов В.А. Космическая ядерная энергетика (ядерные реакторы с термоэлектрическим и термоэмиссионным преобразованием — «Ромашка» и «Енисей») / Под ред. ПономареваСтепного Н.Н. М.: ИздАТ, 2012. 203 с. 4. Синявский В.В. Методы и средства экспериментальных исследований и реакторных испытаний термоэмиссионных электрогенерирующих сборок / М.: Энергоатомиздат, 2000. 378 с. 5. Ярыгин В.И., Ружников В.А., Синявский В.В. Космические и наземные ядерные энергетические установки прямого преобразования энергии. / М.: НИЯУ МИФИ, 2016. 364 с. 6. Кайбышев В.З., Кузин Г.А., Мельников В.М. О возможности использования термоэмиссионного преобразователя для управления током в электрических цепях // ЖТФ. 1972. Вып. 6. Т. 42. С. 1265–1269. 7. Кайбышев В.З., Кузин Г.А. Влияние третьего электрода на обрыв тока в низковольтной дуге // ЖТФ. 1975. Вып. 1. Т. 45. С. 320–328. 8. Каплан В.Б., Марциновский А.М., Мустафаев А.С., Сербин В.И., Ситнов В.И., Эндер А.Я., Юрьев В.Г. Импульсное управление током сильноточного низковольтного разряда на смеси паров цезия и бария // ЖТФ. 1977. Вып. 10. Т. 47. С. 2068–2078. 9. Каплан В.Б., Марциновский А.М., Мустафаев А.С., Ситнов В.И., Эндер А.Я., Юрьев В.Г. Особенности самопроизвольного обрыва тока сильноточного разряда низкого давления в смеси цезия и бария // ЖТФ. 1979. Вып. 3. Т. 49. С. 567–572. 10. Babanin V.I., Kaplan V.B., Kolyshkin I.N., Kuznetsov V.I., Martsinovskii A.M., Mustafaev A.S., Sitnov V.I., and Ender A.Ya. Optical investigations of the spontaneous extinction of the high-current Knudsen arc discharge in Cs-Ba gas mixture // J. de Physique. 1979. Col. C7. T. 40. № 7. P. C7201–C7-202. 11. Онуфриев В.В., Синявский В.В. Результаты экспериментального исследования высоковольтного термоэмиссионного вентиля с тепловым управлением // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 1. С. 36–42. 12. Авторское свидетельство № 1563488 МКИ H01J17/40. СССР. Способ модуляции тока в газовом разряде сильноточного ключевого элемента. Бабанин В.И., Колышкин И.Н., Кузнецов В.И., Пащина А.С., Ситнов В.И., Эндер А.Я.; заявитель и патентообладатель — ФТИ им. А.Ф. Иоффе; заявка № 4416030; приоритет от 21.04.1988 // БИ. № 39. 1991. С. 251. 111

Кузнецов В.И., Бабанин В.И., Пащина А.С.

13. Бабанин В.И., Колышкин И.Н., Кузнецов В.И., Пащина А.С., Ситнов В.И., Эндер А.Я. Развитие структур в ограниченной бесстолкновительной плазме и полная модуляция тока в кнудсеновском разряде // ЖТФ. 1994. Вып. 6. Т. 64. С. 61–82. 14. Ott W. Investigation of cesium plasma diode using an electron beam probing technique // Z. Naturforsh. 1967. V. 22a. № 7. P. 1057–1067. 15. Гвердцители И.Г., Караханов В.Я., Каширский Е.А., Кучеров Р.Я., Оганезов З.А. О механизме колебаний тока в кнудсновском цезиевом диоде // ЖТФ. 1972. Вып. 1. Т. 42. С. 103–110. 16. Бабанин В.И., Колышкин И.Н., Кузнецов В.И., Мустафаев А.С., Ситнов В.И., Эндер А.Я. Экспериментальное исследование колебаний тока большой амплитуды в Cs-Ba диоде // ЖТФ. 1982. Вып. 7. Т. 52. С. 1304–1312. 17. Iizuka S., Michelsen P., Rasmussen J.J., Schrittwieser R. Double layer dynamics in a collisionless magnetoplasma // J. Phys. Soc. Jap. 1985. V. 54. № 7. P. 2516–2528. 18. Кузнецов В.И., Эндер А.Я. О нелинейных колебаниях в одномерной ограниченной кнудсеновской плазме // ЖТФ. 1977. Вып. 11. Т. 47. С. 2237–2246. 19. Кузнецов В.И., Эндер А.Я. Особенности электронной стадии колебательного процесса в кнудсеновском диоде с поверхностной ионизацией // ЖТФ. 1981. Вып. 11. Т. 51. С. 2250–2259. 20. Кузнецов В.И., Эндер А.Я. Расчет нелинейных самосогласованных колебаний в кнудсеновском диоде с поверхностной ионизацией. Исследование функции распределения ионов

по скоростям // ЖТФ. 1983. Вып. 12. Т. 53. С. 2329–2338. 21. Бурсиан В.Р., Павлов В.И. Об одном частном случае влияния объемного заряда на прохождение потока электронов в пустоте // Журнал Русского физико-химического общества. 1923. Вып. 1–3. Т. 55. С. 71. 22. Pierce J.R. Limiting stable current in electron beams in the presence of ions // J. Appl. Phys. 1944. V. 15. № 10. P. 721–726. 23. Ender A.Ya., Kuznetsov V.I., Schamel H., Akimov P.V. Switching of nonlinear plasma diodes. i. Analytic theory // Phys. Plasmas. 2004. V. 11. № 10. P. 3212–3223. 24. Klinger T., Greiner F., Rohde A., Piel A. Nonlinear dynamical behavior of thermionic low pressure discharges. ii. Experimental // Phys. Plasmas. 1995. V. 2. № 6. P. 1822–1836. 25. Бабанин В.И., Эндер А.Я. Расчет потенциала поджига кнудсеновской дуги в газонаполненном диоде // ЖТФ. 1971. Вып. 4. Т. 41. С. 720–727. 26. Бабанин В.И., Эндер А.Я. Численное исследование нестационарных кинетических процессов начальной стадии кнудсеновского разряда в газонаполненном диоде // ЖТФ. 1976. Вып. 6. Т. 46. С. 1240–1249. 27. Бабанин В.И., Эндер А.Я. Особенности поджига кнудсеновского разряда с учетом максимума на зависимости сечения ионизации от энергии электронов // ЖТФ. 1981. Вып. 11. Т. 51. С. 2260–2270. Статья поступила в редакцию 17.11.2016 г.

reference 1. Gryaznov G.M. Kosmicheskaya atomnaya energetika i novye tekhnologii (Zapiski direktora) [Space atomic power engineering and new technologies (Director notes)]. Moscow, FGUP TsNIIatominform publ., 2007. 136 p. 2. Ponomarev-Stepnoi N.N. Yadernaya energetika v kosmose [Nuclear power in space]. Atomnaya energiya, 1989, vol. 66, no. 6, pp. 371–373. 3. Kukharkin N.E., Ponomarev-Stepnoi N.N., Usov V.A. Kosmicheskaya yadernaya energetika (yadernye reaktory s termoelektricheskim i termoemissionnym preobrazovaniem — «Romashka» i «Enisei») [Space nuclear power (nuclear reactors with thermoelectric and thermionic conversion — Romashka and Enisei]. Ed. Ponomarev-Stepnoi N.N. Moscow, IzdAT publ., 2012. 203 p. 4. Sinyavskiy V.V. Metody i sredstva eksperimental'nykh issledovanii i reaktornykh ispytanii termoemissionnykh elektrogeneriruyushchikh sborok [Methods and means of experimental studies and the reactor tests of thermionic power generating assemblies]. Moscow, Energoatomizdat publ., 2000. 378 p. 5. Yarygin V.I., Ruzhnikov V.A., Sinyavskiy V.V. Kosmicheskie i nazemnye yadernye energeticheskie ustanovki pryamogo preobrazovaniya energii [Space and ground nuclear power plants for direct power conversion]. Moscow, NIYaU MIFI publ., 2016. 364 p. 6. Kaibyshev V.Z., Kuzin G.A., Mel'nikov V.M. O vozmozhnosti ispol'zovaniya termoemissionnogo preobrazovatelya dlya upravleniya tokom v elektricheskikh tsepyakh [The capability of using a thermionic converter to control the current in electric circuits]. ZhTF, 1972, issue 6, vol. 42, pp. 1265–1269. 7. Kaibyshev V.Z., Kuzin G.A. Vliyanie tret'ego elektroda na obryv toka v nizkovol'tnoi duge [The efect of the third electrode on the current break in the low-voltage arc]. ZhTF, 1975, issue 1, vol. 45, pp. 320–328. 8. Kaplan V.B., Martsinovskii A.M., Mustafaev A.S., Serbin V.I., Sitnov V.I., Ender A.Ya., Yur'ev V.G. Impul'snoe upravlenie tokom sil'notochnogo nizkovol'tnogo razryada na smesi parov tseziya i bariya 112

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 1(16)/2017

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ БЕССЕТОЧНОГО СИЛЬНОТОЧНОГО МОДУЛЯТОРА

[The pulse current control of the high-current low-voltage discharge in a mixture of barium and cesium vapor]. ZhTF, 1977, issue 10, vol. 47, pp. 2068–2078. 9. Kaplan V.B., Martsinovskii A.M., Mustafaev A.S., Sitnov V.I., Ender A.Ya., Yur'ev V.G. Osobennosti samoproizvol'nogo obryva toka sil'notochnogo razryada nizkogo davleniya v smesi tseziya i bariya [Features of the spontaneous current break of the high-current low-pressure discharge in a mixture of cesium and barium]. ZhTF, 1979, issue 3, vol. 49, pp. 567–572. 10. Babanin V.I., Kaplan V.B., Kolyshkin I.N., Kuznetsov V.I., Martsinovskii A.M., Mustafaev A.S., Sitnov V.I., and Ender A.Ya. Optical investigations of the spontaneous extinction of the high-current Knudsen arc discharge in Cs-Ba gas mixture. J. de Physique, 1979, col. C7, vol. 40, no. 7, pp. C7-201–C7-202. 11. Onufriev V.V., Sinyavskii V.V. Rezul'taty eksperimental'nogo issledovaniya vysokovol'tnogo termoemissionnogo ventilya s teplovym upravleniem [The results of experimental studies of the high-voltage thermionic valve with heat control]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 1, pp. 36–42. 12. Avtorskoe svidetel'stvo № 1563488 MKI H01J17/40. SSSR. Sposob modulyatsii toka v gazovom razryade sil'notochnogo klyuchevogo elementa [The method of the current modulation in the gas discharge of a high-current key element]. Babanin V.I., Kolyshkin I.N., Kuznetsov V.I., Pashchina A.S., Sitnov V.I., Ender A.Ya.; the applicant and the patent owner — FTI im. A.F. Iofe; application 4416030; priority of 21.04.1988. BI, 1991, no. 39, pp. 251. 13. Babanin V.I., Kolyshkin I.N., Kuznetsov V.I., Pashchina A.S., Sitnov V.I., Ender A.Ya. Razvitie struktur v ogranichennoi besstolknovitel'noi plazme i polnaya modulyatsiya toka v knudsenovskom razryade [The development of structures in the bounded collisionless plasma and the total current modulation in the Knudsen discharge]. ZhTF, 1994, issue 6, vol. 64, pp. 61–82. 14. Ott W. Investigation of cesium plasma diode using an electron beam probing technique. Z. Naturforsh, 1967, vol. 22a, no. 7, pp. 1057–1067. 15. Gverdtsiteli I.G., Karakhanov V.Ya., Kashirskii E.A., Kucherov R.Ya., Oganezov Z.A. O mekhanizme kolebanii toka v knudsnovskom tsezievom diode [The mechanism of the current oscillations in the Knudsen cesium diode]. ZhTF, 1972, issue 1, vol. 42, pp. 103–110. 16. Babanin V.I., Kolyshkin I.N., Kuznetsov V.I., Mustafaev A.S., Sitnov V.I., Ender A.Ya. Eksperimental'noe issledovanie kolebanii toka bol'shoi amplitudy v Cs-Ba diode [Experimental studies of the large-amplitude current oscillations in Cs-Ba diode]. ZhTF, 1982, issue 7, vol. 52, pp. 1304–1312. 17. Iizuka S., Michelsen P., Rasmussen J.J., Schrittwieser R. Double layer dynamics in a collisionless magnetoplasma. J. Phys. Soc. Jap, 1985, vol. 54, no. 7, pp. 2516–2528. 18. Kuznetsov V.I., Ender A.Ya. O nelineinykh kolebaniyakh v odnomernoi ogranichennoi knudsenovskoi plazme [Nonlinear oscillations in a one-dimensional bounded Knudsen plasma]. ZhTF, 1977, issue 11, vol. 47, pp. 2237–2246. 19. Kuznetsov V.I., Ender A.Ya. Osobennosti elektronnoi stadii kolebatel'nogo protsessa v knudsenovskom diode s poverkhnostnoi ionizatsiei [Features of the electronic stage of the oscillatory process in the Knudsen diode with surface ionization]. ZhTF, 1981, issue 11, vol. 51, pp. 2250–2259. 20. Kuznetsov V.I., Ender A.Ya. Raschet nelineinykh samosoglasovannykh kolebanii v knudsenovskom diode s poverkhnostnoi ionizatsiei. Issledovanie funktsii raspredeleniya ionov po skorostyam [Calculations of nonlinear self-consistent oscillations in the Knudsen diode with surface ionization. Study of the velocity ion distribution function]. ZhTF, 1983, issue 12, vol. 53, pp. 2329–2338. 21. Bursian V.R., Pavlov V.I. Ob odnom chastnom sluchae vliyaniya ob"emnogo zaryada na prokhozhdenie potoka elektronov v pustote [One particular case of the efect of the bulk charge on the electron low passage in vacuum]. Zhurnal Russkogo iziko-khimicheskogo obshchestva, 1923, issue 1–3, vol. 55, p. 71. 22. Pierce J.R. Limiting stable current in electron beams in the presence of ions. J. Appl. Phys., 1944, vol. 15, no. 10, pp. 721–726. 23. Ender A.Ya., Kuznetsov V.I., Schamel H., Akimov P.V. Switching of nonlinear plasma diodes. i. Analytic theory. Phys. Plasmas, 2004, vol. 11, no. 10, pp. 3212–3223. 24. Klinger T., Greiner F., Rohde A., Piel A. Nonlinear dynamical behavior of thermionic low pressure discharges. ii. Experimental. Phys. Plasmas, 1995, vol. 2, no. 6, pp. 1822–1836. 25. Babanin V.I., Ender A.Ya. Raschet potentsiala podzhiga knudsenovskoi dugi v gazonapolnennom diode [The calculation of the ignition potential of the Knudsen arc in the gas illed diode]. ZhTF, 1971, issue 4, vol. 41, pp. 720–727. 26. Babanin V.I., Ender A.Ya. Chislennoe issledovanie nestatsionarnykh kineticheskikh protsessov nachal'noi stadii knudsenovskogo razryada v gazonapolnennom diode [The numerical analysis of unsteady kinetic processes of the initial stage of the Knudsen discharge in the gass-illed diode]. ZhTF, 1976, issue 6, vol. 46, pp. 1240–1249. 27. Babanin V.I., Ender A.Ya. Osobennosti podzhiga knudsenovskogo razryada s uchetom maksimuma na zavisimosti secheniya ionizatsii ot energii elektronov [Features of the Knudsen discharge ignition with regard to the maximum dependence of the ionization section on the electron energy]. ZhTF, 1981, issue 11, vol. 51, pp. 2260–2270. № 1(16)/2017

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

113

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. Дудкина Л.А. 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 28.02.2017 г. Формат 60×84/8. Бумага мелованная. Цифровая печать. Объем 14,25 печ.л. Тираж 200 экз. Заказ № 5136 Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии ПАО «РКК “Энергия” им. С.П. Королёва»