CC BY
76
УЦК 629.783:621.396.946
А. В. Никипелов, Ц. В. Волков
ИНТЕГРАЦИЯ ХОЛЛОВСКОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Рассмотрены результаты работ по интеграции в состав космического аппарата «Экспресс-А» № 4и летной квалификации холловского двигателя КМ-5.
Электрореактивные двигательные установки (ЭРДУ) широко используются для коррекции орбиты геостационарных космических аппаратов (КА) среднего и тяжелого класса. Кроме этого, ЭРДУ способны решать задачи по межорбитальной букировке КА. По сравнению с существующими средствами выведения на геостационарную орбиту, например, жидкостными апогейными разгонными блоками, это позволяет увеличить массу полезной нагрузки на 20.. .30 %. Перспективными направлениями применения ЭРДУ являются также компенсация аэродинамического сопротивления низкоорбитальных КА дистанционного зондирования Земли и использование в качестве маршевого двигателя для легких КА при реализации межпланетных миссий.
Комплектация российских геостационарных КА производится ЭРДУ на основе холловских стационарных плазменных двигателей (СПД) изготовления ОКБ «Факел» (Калининград), успешно используемых, в частности, в составе КА изготовления НПО ПМ на протяжении более 25 лет. Крупнейшими иностранными компаниями, использующими ЭРДУ на своих КА являются Alcatel и Astrium в Европе и Lockheed Martin Astrospace и Boeing Satellite Space Systems в США.
Учитывая возрастающую конкуренцию со стороны зарубежных производителей и сложившуюся к концу прошлого века геополитическую ситуацию, связанную с распадом СССР, для обеспечения надежных поставок ЭРД на российском рынке, НПО ПМ совместно с ИЦ Келдыша были приняты меры по организации разработки и изготовления ЭРД в центральных регионах России.
В результате проведенных исследовательских, проектных и экспериментальных работ в ИЦ Келдыша было создано несколько типов холловских двигателей, в том числе двигатель КМ-5. К 2001 г. данный двигатель прошел основные этапы наземной отработки, включая квалификационные испытания на различные типы внешних воздействий и ресурсные испытания. Итоговый этап отработки - летную квалификацию - по согласованию с Федеральным космическим агентством и Государственным предприятием «Космическая связь» (ГПКС) было реше-
но выполнить в составе КА «Экспресс-А» № 4 (см. таблицу).
Двигатель КМ-5 и блок управления его расходом (БУР) показаны на рис. 1.
Рис. 1. Холловский двигатель КМ-5 и блок газораспределения
Интеграция двигателя КМ-5 в состав оборудования КА «Экспресс-А» № 4 должна была быть произведена на двух уровнях:
- интеграция КМ-5 в систему коррекции КА;
- интеграция комбинированной двигательной установки в состав оборудования КА «Экспресс-А» № 4.
Первый уровень интеграции включил в себя проектные работы по объединению магистралей подачи основной двигательной установки и двигателя КМ-5 через клапан управляемый (ЭКУ). Также была решена задача подключения КМ-5 к основной системе преобразования и управления через блок управления согласующий (БУС) изготовления НПЦ «Полюс». Поскольку, кроме тока разряда, параметры электропитания, требуемые для двигателя КМ-5, отличаются от параметров для двигателя М-100, в блоке преобразования и управления (БПУ) были предусмотрены системы стабилизации источников питания, тока накала катода, поджигного электрода и клапанов. Питание двигателя КМ-5 по разрядной цепи осуществля-
Характеристики образца ЭРДУ КМ-5, представленного ИЦ Келдыша для проведения летных испытаний [1]
Основные характеристики Величина
Разрядное напряжение, В 3ОО
Разрядный ток, А 4,5
Тяга, мН 8О
Удельный импуХьс, с 155О
Экспериментальный ресурс в составе «Экспресс-А» № 4, ч 4 ООО
Количество включений 4 ООО
Масса двигателя (включая кабеХи), кг 4,9
Масса бХока БУР, кг О,8
лось от основного прибора управления - БПУ через силовой коммутатор. На основе режимов функционирования в БУС была разработана структура аналоговой телеметрической информации, выведенной на бортовую систему телеметрической информации. В данные вошли ток и напряжение разряда, ток накала катода, ток термодросселя. БУС был разработан на основе решений, использованных в БПУ При проведении указанных работ никаких изменений схем подачи рабочего тела, электрического питания и логики функционирования основной двигательной установки КА не предусматривалось.
Второй уровень интеграции предусматривал обеспечение монтажа двигателя КМ-5 на корпус КА, сопряжение тепловых, электрических и механических интерфейсов комбинированной двигательной установки с оборудованием космического аппарата. Принятые схемные и технологические решения были подтверждены циклом испытаний в соответствии с Техническими условиями на КА «Экспресс-А» № 4. Одним из основных этапов совместной наземной отработки комбинированной двигательной установки и бортового оборудования КА стали огневые стыковочные испытания (ОСИ) технологических блоков основной двигательной установки, КМ-5 и БУР, системы преобразования и управления, БУС, элементов системы энергопитания КА (СЭП) и штатной кабельной сети системы коррекции.
С 1997 г. с целью обеспечения большей оперативности выполнения работ увеличения собственной степени участия в интеграции элементов систем коррекции КА и снижения расходов на транспортировку оборудования в НПО ПМ был начат комплекс работ по созданию собственного испытательного стенда огневых испытаний плазменных двигателей. Еще одной важной предпосылкой проведения данных работ послужил переход к поблочной поставке элементов ЭРДУ, при котором, основываясь на технико-экономической целесообразности, предполагалось приобретать отдельные блоки у различных поставщиков, часть из них изготавливая на собственном предприятии. При подобной схеме поставок необходимой задачей стала разработка собственного испытательного комплекса ЭРДУ
Первыми испытаниями технологических блоков СПД, проведенными в 2000 г., была практически продемонстрирована готовность основных средств - вакуумной камеры КВУ-400 и автоматизированного испытательного комплекса (АИК) - к применению для данного вида испытаний. Результаты испытаний приведены в статье [2]. Параллельно проводились работы по созданию дополнительных средств испытаний: систем регистрации технологических параметров, расхода рабочего тела и тяги. Результаты защищены рядом патентов РФ.
Огневые стыковочные испытания технологических блоков комбинированной ЭРДУ были произведены в вакуумной камере КВУ-400. Рабочий объем камеры -400 м3, высота - 11м, рабочий диаметр - 5,6 м. Визуальный контроль работы двигателя КМ-5 выполнялся с помощью телевизионных камер. Управление испытаниями, сбор и обработка информации производились полностью в автоматическом режиме.
В ходе огневых испытаний были проверены:
- совместная работоспособность БУС и БПУ;
- совместимость БУР и КМ -5 с бортовой системой подачи ксенона;
- срабатывание токовой защиты БПУ при превышении допустимого уровня разрядного тока КМ-5;
- логика функционирования БУС;
- обеспечение БУС требуемого уровня стабилизации тока разряда для запуска КМ-5;
- сбор штатной телеметрической информации;
- совместимость КМ-5, БУР и БУС с бортовой системой электропитания.
Продемонстрировано, что уровень пульсации по шинам 27 В системы электропитания КА и уровни переходных процессов находятся в проектных диапазонах.
Таким образом, была подтверждена работоспособность и совместимость двигателя КМ-5, БУР, блока управления и согласования, главного клапана с БПУ, системой подачи ксенона и бортовыми источниками питания.
По результатам огневых стыковочных испытаний комбинированная двигательная установка была допущена к летным испытаниям в составе космического аппарата (рис. 2).
б
Рис. 2. Двигатель КМ-5 в составе КА «Экспресс-А» № 4
Заключительная стадия испытаний двигателя КМ-5 началась 10 июня 2002 г. с момента выведения КА «Экспресс-А» № 4 на геостационарную орбиту.
Начальные режимы состояли из вакуумирования трубопроводов, дегазации катодов и четырех проверочных включений КМ-5 в различных комбинациях катодов и
линий подачи ксенона в БУР. Суммарное время подготовки составило 25 мин 50 с. Все включения и последующая работа двигателей были выполнены без замечаний в соответствии со штатной логикой функционирования.
БУС в течение летных испытаний надежно функционирует в составе КА с июня 2002 г., что доказывает устойчивость к воздействию радиации его элементной базы и правильный выбор температурных режимов электроники.
В настоящее время КМ-5 используется для коррекции орбиты наклонения КА «Экспресс-А» № 4. На октябрь 2007 г. суммарная наработка двигателя составила более 1 300 ч.
Таким образом, в НПО ПМ получен практический опыт проведения цикла работ по интеграции элементов систем коррекции космических аппаратов и летной квалификации их компонентов.
Библиографический список
1. Development of KM-5 Hall effect thruster and its flight testing onboard GEO spacecraft «Express-A4» / V. N. Akimov [et al.] ; Keldysh Research Center // 2nd European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS). М., 2007 (July).
2. Никипелов, А. В. Отработка технологии огневых включений плазменных двигателей на стендовой базе НПО прикладной механики / А. В. Никипелов, Ю. М. Ер-мошкин, А. В. Ромашко // Решетневские чтения : тез. докл. IV Всеросс. науч. практ. конф., посвящ. памяти акад. М. Ф. Решетнева ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2000. С. 76-77.
A. V. Nikipelov, D. V. Volkov
THE HALL EFFECT THRUSTER INTEGRATION ON THE SPACECRAFT STRUCTURE
The Hall effect thruster KM-5 integration on the spacecraft «EXPRESS-A 4» structure and its of flight testing results are considered.
УДК 624.074
А. И. Белоусов, Г. И. Расторгуев, О. Р. Федотова
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НАГРУЖЕНИЕМ ПРИ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЯХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ1
Рассмотрена задача определения оптимальных параметров закона управления нагружением летательного аппарата при проведении ресурсных испытаний. Исследования проведены на компьютерных моделях испытательных стендов самолетов Ту-154 и Ту-204. Достоверность результатов подтверждена их сравнением с данными натурных испытаний.
Показано, что компьютерная модель позволяет уже на этапе проектирования испытательного стенда определить оптимальные параметрыі систем нагружения с учетом упругости конструкции и других свойств стенда.
В настоящее время в связи с появлением нового поколения отечественных самолетов в технологии ресурсных испытаний происходит переход на новый качественный уровень. Возросли требования к точности воспроизведения программных нагрузок, программа испытаний планера стала значительно разнообразнее и учитывает все возможные случаи нагружения самолета с учетом их вероятностного возникновения в процессе эксплуатации.
Нагружение конструкции в эксперименте осуществляется по заранее определенной последовательности приложения нагрузок. Эта последовательность представляет собой программу испытаний и задается в виде типовых полетов.
Типовой полет состоит из нескольких режимов - наземного, взлета, набора высоты, полета, снижения и посадки - и представляет собой график изменения усилий по времени в виде сегментов, задаваемых двумя экстре-
мумами нагрузок. Во время испытаний допускается отклонение реализуемой нагрузки от программной не более 1% на пиках и не более 5% по сегментам. Для сокращения сроков проведения испытаний стремятся уменьшить время выполнения каждого сегмента. Это приводит к увеличению ошибок в реализации усилий.
Осуществление повысившихся требований возможно только при использовании современного оборудования и оптимальном выборе параметров закона управления.
Процесс настройки систем стенда в натурном эксперименте занимает длительный период времени и требует значительных ресурсов, а результаты не всегда являются оптимальными. Моделирование процесса нагружения с использованием компьютерной модели позволяет сократить время настройки стенда, наилучшим образом настроить систему управления и выбрать оптимальное вре-
'Работа выполнялась в рамках договора о сотрудничестве между НГТУ и ФГУП СибНИА имени С. А. Чаплыгина.
