Разработка устройства сопряжения АЦП с ПЭВМ по стандарту USB

Тарасов А.М.; Сидоренко К.А.; Медведев Д.А.

Рис. 4. Универсальное приспособление для сборки, юстировки и измерений РТХ антенны и установленные на нее рефлектор и облучатель

Рис. 5. Обеспечение контакта опоры с рефлектором и облучателем

В состав универсального приспособления входит стойка, необходимая для фиксации опоры антенны (рис. 5).

1) опора устанавливается на подвижную часть стойки, позволяющую перемещать (с фиксацией) опору;

2) опора, установленная на стойку, крепится к универсальному приспособлению;

3) передвигая опору на стойке, добиваемся контакта опоры с рефлектором и облучателем, производится разметка зон контакта;

4) после снятия опоры с приспособления на отмеченные зоны наносится клей Hysol, отличительной чертой которого является отсутствие усыхания при полимеризации;

5) повторяется процедура установки опоры под облучатель и рефлектор, в зафиксированном положении проводится полимеризация клея.

Таким образом, организации сборки антенн подобной конструкции должны предшествовать разработка и изготовление универсального приспособления для сборки, юстировки и измерения радиотехнических характеристик антенны.

Библиографические ссылки

1. Лавров В. И., Сомов В. Г., Сивирин П. Я. Измерение параметров крупногабаритных бортовых антенн спутниковых систем связи / Сиб. гос. аэрокос-мич. ун-т. Красноярск, 2010. 152 с.

2. Ерохин Г. А., Чернышев О. В., Козырев Н. Д., Кочержевский В. Г. Антенно-фидерные устройства и распространение радиоволн. Горячая линия-Телеком, 2004. 491 с.

References

1. Lavrov V. I., Somov V. G., Sivirin P. Ya.. Parameter measurement of oversized satellite antennas. 2010. 152 s

2. Erohin G. A., Chernyshev O. V., Kozyrev N. D., Kochergevskiy V. G. Antenna-feeder gadgets and radio wave dissemination. 2004. 491 s.

Житник М. В., Ермакова С. В., 2013

УДК 621.372.8

ОТРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ОПРАВКИ ДЛЯ ФОРМИРОВАНИЯ РЕФЛЕКТОРОВ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ

М. М. Михнёв, О. А. Павлова

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Описана технология изготовления высокоточных оправок для формирования рефлекторов из полимерных композиционных материалов.

Ключевые слова: рефлектор, оправка, параболоид, формообразующая поверхность.

DEVELOPMENT OF THE MANDREL MANUFACTURING TECHNOLOGY FOR THE FORMATION OF REFLECTORS FROM POLYMERIC COMPOSITE MATERIALS

M. M. Michnev, O. A. Pavlova

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail:[email protected]

The technology ofproducing high-precision mandrels for the formation of reflectors made of composite materials is presented.

Keywords: reflector, mandrel, paraboloid, forming surface.

Повышение качества и надежности цифрового телерадиовещания и навигации требует внедрения технологии изготовления высокоточных размероста-бильных рефлекторов, в том числе трехслойных на основе полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Для достижения наилучшего приема и передачи полезного сигнала требуется высокая точность соответствия отражающей поверхности реального рефлектора форме отражающей поверхности идеального параболоида. Точность изготовления формы рефлектора напрямую зависит от точности изготовления формообразующей оправки [1; 2].

В качестве заготовки для оправки может быть использована отливка из сплава 33НКУЛ. Основным достоинством данного материала является его низкий коэффициент линейного расширения, который обеспечивает максимальное уменьшение тепловой деформации оправки и терморазмерную совместимость с композиционным материалом, так как полимеризация композиционного материала происходит при С до 180 °С.

Обеспечение точности формообразующей поверхности оправки для формования рефлекторов влечет за собой решение ряда задач. Прежде всего, это влияние стойкости режущего инструмента на точность обработки, так как машинное время на стадиях чистовой механической обработки формообразующих поверхностей может составлять 30-60 часов. Процесс обработки оправки представлен на рис. 1.

При этом увеличение скорости подачи для сокращения времени обработки практически невозможно, так как не обеспечится требуемая шероховатость обрабатываемой поверхности. Замена изношенного режущего инструмента (в том числе пластин) ведет к образованию на обработанной поверхности небольших уступов (границ) между сменами инструмента,

что усложняет последующую шлифовку и полировку обработанной поверхности приспособления, увеличивает производственный цикл изготовления приспособления.

Рис. 1. Процесс обработки оправки

Последовательность изготовления оправки.

После предварительной черновой механической обработки оправки проводится термическая операция для снятия остаточных напряжений. Следующим этапом является получистовая и чистовая обработка. Заключительный этап - контроль точности полученной поверхности от теоретической. Последовательность этапов обработки оправки изображена на рис. 2.

Контроль точности поверхности оправки осуществляется на контрольно-измерительной машине КК в CS45.20.12 с использованием контактного щупа ТР200, контактного сканирующего щупа SP25 и оптического сканера КС60. Процесс обмера приведен на рис. 3.

Графическое представление результатов отклонений механически обработанной поверхности от теоретической поверхности представлен на рис. 4.

Рис. 2. Последовательность этапов обработки оправки

Рис. 3. Процесс обмера поверхности оправки

Рис. 4. Анализ отклонений

В результате отработки технологии изготовления формообразующей оправки можно сделать следующие выводы: 1) точность поверхности оправки зависит от размерного износа режущих кромок пластин; 2) наибольшее влияние на износ пластин оказывает скорость резания и качество обрабатываемой поверхности (наличие литьевых дефектов); 3) скорость резания следует рассчитывать исходя из эффективного диаметра инструмента.

Библиографические ссылки

1. Фельдштейн Е. Э., Корниевич М. А. Обработка деталей на станках с ЧПУ : учеб. пособие. Минск : Новое знание, 2005. 287 с.

2. Эстерзон М. А. Технология обработки корпусных деталей на многоинструментных расточно-

фрезерно-сверлильных станках с программным управлением. М. : НИИМаш, 1981. 61 с.

References

1. Feldshtein E. J., Kornievich M. A. Obrabotka detalei na stankah c CHPY(processing of parts on CNC machines). Novoe znanie, 2005, 287 p.

2. Jsterzon M. A. Tehnologia obrabotki korpusnih detalei na mnogoinstrumentalnih rastochno-frezerno-sverlilnih stankah s programmnim upravleniem (Technology of body parts on mnogoinstrumentnyh boring-milling-boring machines with program control). Moscow, NIIMash, 1981. 61 p.

Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты УДК 621.396.91/96

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И АНАЛИЗ КАТАДИОПТРИЧЕСКОЙ ОПТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

М. Р. Нургужин, В. В. Тен, Б. Ш. Альбазаров, Б. Р. Жумажанов

Акционерное общество «Национальная компания «Казахстан Fapbra Сапары» Казахстан, 010000, г. Астана, Дом министерств, 4-й подъезд. E-mail: [email protected]

Доклад посвящен технологии проектирования и анализа оптических параметров телескопа, используемого в целях дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) на малых космических аппаратах (КА). Описаны основные этапы проектирования телескопа на примере катадиоптрической системы и обоснована их необходимость. Приведена используемая философия моделирования, описан этап верификации. Статья дает общее представление о современных методах разработки оптической полезной нагрузки для малых КА.

Ключевые слова: оптическая система, функция передачи модуляции, дистанционное зондирование Земли.

DESIGN AND ANALYSIS OF CATADIOPTRIC OPTICAL SYSTEM

M. Nurguzhin, V. Ten, B. Albazarov, B. Zhumazhanov

JSC "National Company "Kazakhstan Gharysh Sapary" 4-th entrance of House of Ministries, Astana, 010000, Kazakhstan. E-mail: [email protected]

The paper is devoted to design and analysis of the telescope technological parameters used in small satellites for remote sensing purposes. The main design phases for remote sensing telescope are described in the example of catadioptric system and the necessity of those phases is shown. The applied model philosophy is given, verification phase is described. The general view of modern methods to develop optical payloads for small satellites is presented.

Keywords: optical system, modulation transfer function, remote sensing of the Earth.

Методы проектирования оптических систем с появлением специальных программных продуктов имеют свои особенности. Если раньше для разработки оптической системы (ОС) необходимо было проводить долгие расчеты с учетом геометрических особенностей поверхностей компонентов системы, характеристик используемых стекол (коэффициента преломления, числа Аббе), например [1; 2], то в последнее время этот процесс изменился. Появление такого программного обеспечения, как CodeV, ZEMAX, OPAL, OSLO и т. д., дает возможность ускорить процесс проектирования [3].

Данная работа была проведена в сотрудничестве с компанией SSTL (Великобритания) в рамках реализации проекта по созданию космического аппарата (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Предлагаемая оптическая система разрабатывалась для использования в качестве полезной нагрузки на научно-технологическом КА с соблюдением всех

технологических требований, используемых в SSTL для создания коммерческих КА.

В качестве оптической системы была выбрана ка-тадиоптрическая система, идея которой принадлежит Дэну Лоббу - одному из ведущих специалистов SSTL.

На первом этапе был обоснован выбор апертуры телескопа, зависящей от ряда факторов: характеристик детектора для регистрации получаемого излучения от подстилающей поверхности в 5-и мультиспек-тральных диапазонах и обеспечения необходимого отношения сигнала к шуму. Данное соотношение, как и ряд других, таких как требования к орбите, линейное разрешение получаемого изображения, как правило, следуют из требований заказчика космической системы. Также были рассчитаны другие основные параметры телескопа с углом поля зрения 7,5 градусов.

Приведем схему выбранной катадиоптрической системы.

Рис. 1. Оптическая схема системы

TS л 0.3000 В.0000 DEE FS 3.7500. 0.0000 DEE

-Д и

4.1 11.1 11.2 25.6 32 30 Ч 11а 51,2 57.Ь

Пространственная частота линий мм

Рис. 2. График функции передачи модуляции для одного из спектральных каналов

На данной схеме приведен ход лучей, позиции зеркала Манжена, корректирующих линз, а также блока фокальной плоскости.

На рис. 2 представлен график оптической функции передачи модуляции (ФПМ), являющийся одним из основных параметров телескопа, для канала 810-840 нм. Значения ФПМ в других каналах и в центре поля еще выше. Разными цветами на графике обозначены разные углы поля зрения телескопа, две линии одного цвета - один и тот же угол поля, но в сагиттальном и тангенциальном направлениях. Приведен анализ влияния внешних факторов, таких как учет внешнего давления и температуры, на оптические характеристики телескопа. Как правило, рабочий диапазон изменения температуры определяется из требования, чтобы ФПМ в этом диапазоне не ухудшался более чем на 10 %. Данный анализ можно провести существующим ПО, было получено, что при изменении температуры в диапазоне 20 град + -5 град значение ФПМ позволяет получить изображение необходимого качества. При этом уменьшение ФПМ идет за счет полученного запаса при проектировании. Полученный температурный диапазон необходим при проектировании системы терморегулирования телескопа.

Также проведен учет влияния механических допусков при изготовлении элементов системы и сборки телескопа. Принятие технологических допусков на качество изготовления элементов оптической системы требует учета неточностей изготовления при проектировании. Данные допуски также уменьшают полученное на первом этапе проектирования значение ФПМ, но за счет имеющего запаса, полученного на

начальном этапе проектирования - оптические характеристики являются удовлетворительными.

Анализируется вопрос выбора материала для изготовления механической части телескопа на соответствие тепловых коэффициентов расширения материала и используемых стекол, соответствия бюджету масс, стоимости, технологичности сборки, а также выбор и компоновка электроники телескопа.

Библиографические ссылки

1. Слюсарев Г. Г. Методы расчета оптических систем. Л. : Машиностроение, 1969. 672 с.

2. Максутов Д. Д. Астрономическая оптика. Л. : Наука. Ленингр. отд-ние, 1979. 395 с.

3. Полежаев В. В., Коршунова Г. Е., Тягур В. М. Зеркально-линзовый объектив. Патент на изобр. № 2333518. Зарегистрировано в Госреестре РФ 10.09.2008 г.

References

1. Slusarev G. G., Metody rascheta opticheskikh system. Leningrad, Mashinostroenie, 1969, 672 p.

2. Maksutov D. D., Astronomocheskaja optica. Leningrad : Nauka, 1979. 395 p.

3. Polezhaev V. V., Korshunova G. E., Tijgur V. M. Zerkalno - linzovyi ob'ektiv. Patent on an invention № 2333518. Was registered in Gosreestr RF 10.09.2008

Тен В. В., Альбазаров Б. Ш., Жумажанов Б. Р., 2013

УДК 692.195.1

СПОСОБ ПОСТРОЕНИЯ РАСШИРЕННОГО КАТАЛОГА КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ РАЗМЕРАМИ БОЛЕЕ 1 СМ НА ОСНОВЕ БАЗЫ ДАННЫХ АСПОС ОКП

И. И. Олейников, М. В. Астраханцев

Центр управления полетами Центрального научно-исследовательского института машиностроения Россия, 141070, г. Королев Московской области, ул. Пионерская, 4. E-mail: [email protected]

Рассмотрен способ построения каталога КО размерами более 1 см. Основной целью построения такого каталога является исследования вопросов обеспечения безопасности полета КА при наличии в системах предупреждения траекторной информации о мелкоразмерных КО.

Ключевые слова: космический аппарат (КА), космический объект (КО), космический мусор (КМ), околоземное космическое пространство (ОКП), система мониторинга космического пространства, каталог космических объектов.

THE WAY TO CREATE THE CATALOGUE FOR BIGGER-THAN-1CM SPACE OBJECTS BASED ON THE ASPOS OKP DATABASE

1.1. Oleynikov, M. V. Astrakhantsev

Mission control center of the machine-building central research institute 4, Pionerskaya str., Korolev, Moscow region, 141070, Russia. E-mail: [email protected]

The way to create a catalogue for the space objects bigger than 1cm is considered. The main aim of this activity is to research the problem of spacecraft's safe flight if the information about the trajectories offine-sized space objects is available.

Keywords: spacecraft, space object, space debris, near-earth space, space monitoring system, space object catalogue.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В процессе управления космическим аппаратом необходимо учитывать наличие большого количества ненаблюдаемых космических объектов (порядка 600 000 КО), данных о которых нет в каталоге, но ко-

торые могут причинить существенный ущерб КА. Зависимость количества объектов от их размеров и прогнозируемого ущерба представлена на рисунке (рис. 1) [1].

Рис. 1

Рис. 2

Отсутствие каталога КО размерами от 1 до 10 см обусловлено тем, что информации, получаемой от существующих средств наблюдения, недостаточно для того, чтобы сопровождать движение мелкоразмерных КО (мерный интервал поступления измерительных данных превышает требуемый диапазон) [2].

Статистический подход к описанию засоренности ОКП, предлагаемый в современных моделях MASTER, SDPA и др., позволяет представить картину распределения техногенного вещества в ОКП в целом, выявить наиболее засоренные области, исследовать эволюцию КМ на длительных интервалах времени и оценить риски столкновения КА с фрагментами космического мусора (КМ). Однако для оперативного реагирования на возрастающие риски столкновения управляемых КА с КО создаются специальные системы предупреждения об опасных ситуациях в ОКП [1; 4]. В процессе создания подобных систем возникает задача обоснования требований к ним, таких как [5]:

- точность сопровождения КО;

- пропускная способность системы по контролю опасных ситуаций в ОКП;

- уровень ложных тревог и вероятность пропуска столкновений.

Определение этих характеристик является исследовательской задачей, решение которой осуществляется с применением подхода математического моделирования процессов функционирования системы предупреждения. Для определения этих характеристик в дополнение к существующему каталогу КО с размерами боле 10 см необходимо наличие расширенного каталога с полным вектором состояния КО размерами от 1 до 10 см. Наличие такого каталога повысит достоверность имитации фоно-целевой обстановки для исследуемой системы. Степень достоверности создаваемого расширенного каталога как модели фоно-целевой обстановки обусловливается способом построения с использованием реальных распределений, полученных в результате анализа существующей базы данных АСПОС ОКП, на основе допущения о том, что мелкоразмерная фракция КО сосредоточена в районах концентрации реальных КО.

Предлагается способ построения, состоящий из нескольких этапов:

1. Формирование ожидаемой статической сово-

Рис.3

купности КО. Каждому объекту, создаваемому в каталоге, присваивается радиус-вектор г(х, у, г). Радиус-вектор определяется с учетом имеющегося высотно-широтного распределения КО в пространстве (рис. 2). Данное распределение было получено с использованием базы данных АСПОС ОКП по методу А. И. На-заренко [3]. Долгота КО распределена равномерно.

2. Каждому имитируемому объекту присваивается вектор скорости У(Ух, Уу, Уг), модуль которого определяется на основании распределения эксцентриситета по наклонению (рис. 3). Данное распределение было получено с использованием действующей базы данных АСПОС ОКП.

Координаты вектора скорости в пространстве У(Ух, Уу, Уг) рассчитываются с учетом допущений:

- вектор скорости лежит в плоскости, перпендикулярной г;

- азимут вектора скорости соответствует распределениям наклонения / по высоте и широте, полученным из базы данных АСПОС ОКП.

С применением предложенного способа был сформирован расширенный каталог, в котором находится ожидаемое количество КО с определенными координатами радиус-вектора г(х, у, г) и вектора скорости У(Ух, Уу, Уг). Каталог не является отображением реальной ситуации в ОКП, однако распределения по элементам орбиты, полученные на базе данного расширенного каталога, соответствуют распределениям реальных КО из базы данных АСПОС ОКП, что в свою очередь является подтверждением принятого допущения о сосредоточении мелкоразмерной фракции в районах концентрации реальных КО. Применение данного расширенного каталога позволяет моделировать опасные сближения с действующими КА, оценивать их количество в зависимости от орбит КА и исследовать вопросы обеспечения безопасности полета КА в зависимости от точности траекторной информации о мелкоразмерных КО в системах предупреждения.

Библиографические ссылки

1. Иванов В. М., Олейников И. И. Оперативный мониторинг и предупреждение опасных ситуаций в ОКП при управлении полетами из ЦУП ФГУП

ЦНИИмаш Седьмой международный аэрокосмический конгресс 1АС12, посвященный 55-летию со дня запуска первого искусственного спутника Земли, Москва, 26-31 августа 2012 г.

2. Меньшиков А. В., Хуторовский З. Н. и др. Идентификация американских и российских каталогов космических объектов. Столкновения в околоземном пространстве (космический мусор) / Ин-т астрономии РАН. М. : Космосинформ, 1995.

3. Назаренко А. И. Построение высотно-широт-ного распределения объектов в околоземном космическом пространстве. Проблема загрязнения космоса (космический мусор) / Ин-т астрономии РАН. М. : Космосинформ, 1993.

4. Олейников И. И., Шилин В. Д. Область контроля - околоземное пространство // ИАИ «Воздушно-космическая оборона». М., 2010.

5. Олейников И. И., Новиков П. В. Обоснование требований к системам предупреждения об опасных ситуациях в околоземном космическом пространстве исходя из критерия минимума среднего риска // Космонавтика и ракетостроение. Вып. 4(69). ЦНИИмаш, 2012.

References

1. Ivanov V. M., Oleynikov I. I. Real-Time Monitoring and Warning of Near-Earth Space Dangerous Events for Mission Control by MCC TSNIIMASH Federal State Unitary Enterprise - 7th International Aerospace Congress IAC'12 dedicated to the 55 anniversary of the first near-earth satellite launch, Moscow, 26-31 August, 2012.

2. Menshikov A. V., Khutorovsky Z. N. American and Russian space objects catalogue identification. Near-earth space collisions (space debris), IA RAS, Moscow, COSMOSINFORM, 1995.

3. Nazarenko A. I. A Model of Distribution Changes of the Space Debris. The Technogeneous Space Debris Problem, IA RAS, Moscow, COSMOSINFORM, 1993.

4. Oleynikov I.I., Shilin V.D., Control flow of the near-earth space area, Moscow, IAI, «Aerospace defense», 2010.

5. Oleynikov I. I., Novikov P. V. Validation of requirements to the system for real-time monitoring and warning of near-earth space dangerous events based on the minimum mean risk criteria, Cosmonautics and rocket engineering, edition 4(69), TSNIIMASH, 2012.

УДК 621.3.095.221

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МОНТАЖА СОЕДИНИТЕЛЯ СНП339 В АППАРАТУРЕ РАДИОНАВИГАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ*

М. И. Почуев1, Р. И. Аширбакиев2

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

Предлагается увеличить надежность АРН в части соединителей СНП339, предложено использовать комбинированный вариант установки с измененными контактными площадками соединителя СНП339.

Ключевые слова: аппаратура радионавигации, соединитель, СНП339, Altium Designer, импорт, TALGAT.

IMPROVED MOUNTING CONNECTOR SNP339 IN RADIO NAVIGATION APPARATUS

OF SPACE VEHICLES

M. I. Pochuev1, R. I. Ashirbakiev2

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected] 22Tomsky State University of Control Systems and Radio Electronics 40, Lenin prosp., Tomsk, 634050, Russia

The variant to increase the reliability of the CEA board, in connectors of SNP339 type, the complicated equipment with the modified pad connectors SNP339 is proposed to apply.

Keywords: radio navigation equipment, connector, SNP339, Altium Designer, import, TALGAT.

Для современной радиоэлектронной аппаратуры вом рынке является постоянное повышение надежно-(РЭА) космических аппаратов (КА) необходимым ус- сти. Современная элементная база, в свою очередь, ловием сохранения конкурентоспособности на миро- адаптирована под высокую плотность монтажа. Это

* Работа выполнена в порядке реализации Постановления Правительства РФ № 218 от 09.04.2010 г. по договору № 96/12 от 16.11.2012 ТУСУРа и ОАО «ИСС».

потенциально приводит к ухудшению электромагнитной обстановки, локальной перегрузке по напряжению и температуре, уменьшению резервирования свободного пространства, конструктивному усложнению и, как следствие, к уменьшению надежности разрабатываемой РЭА.

Объектом исследования является отечественный, самый распространенный из традиционно-используе-мых соединителей в бортовой РЭА соединитель СНП339 (рис. 1). В зависимости от модификации он имеет от 21 до 76 контактов, в 1 ряд для 21 контакта и в 2 ряда (рис. 2, б) для остальных вариантов.

Целью данной работы является технологически обоснованная модернизация монтажа и установка соединителя СНП339 непосредственно в аппаратуре радионавигации (АРН).

Расстояние между выводами 1,25 мм, диаметр вывода 0,5 мм, диаметр отверстия необходимо обеспечить в 0,7 мм, тогда получается, что зазор по горизонтали между отверстиями под контакты соединителя в ПП составляет всего 0,55 мм. Этот зазор (вместе с КП) должен обеспечивать гарантированное сопротивление для предотвращения КЗ. Следуя нормативно-технологической документации, принятой на производстве ОАО «ИСС», минимальный зазор между металлизацией составляет 0,3 мм. Получается, что для каждого контакта остается лишь по 0,25 мм металлизации КП (ширина металла в КП будет составлять 0,125 мм (рис. 2, а). Если учитывать подтравливание, которое достигает 0,1 мм, то ширину металлизации следует увеличить.

На рис. 3 представлены различные варианты установки соединителя. Рассмотрим каждый в отдельно-

сти. Первый вариант (рис. 3, а) не был использован из-за конструктивных особенностей АРН. Дело в том, что данный вариант не предусматривает крепление кронштейном к ПП, а держится исключительно на стенке рамки, которая должна находиться симметрично основанию, а не с одной из сторон ПП (как в нашем случае). Штыревой вариант (рис. 3, б) плох тем, что зазоры (0,55 мм) между КП соединителя практически не оставляют возможности конструктору осуществить трассировку печатных проводников с соседнего ряда соединителей.

Наиболее удачным вариантом было предложено принять комбинацию двух первых. Верхний ряд контактов распаивался на КП на поверхности ПП, а нижний - по стандартному штыревому варианту. В таком случае нет необходимости обходить соседний ряд контактов соединителя при трассировке печатных проводников.

Далее было принято решение поправить КП у элемента из-за тонкого (0,125 мм, рис. 2, а) слоя металлизации, добавив толщины там, где это было возможно.

Дополнительная металлизация уменьшит внутреннее сопротивление в данном участке ПП, но, с другой стороны, возникает дополнительная емкостная связь между КП. Для ее оценки было принято решение сравнить стандартное посадочное место с измененным в системе TALGAT [1]. Файл из Altium Designer был импортирован в модуль моделирования трехмерных объектов, с помощью которого были получены следующие результаты (рис. 4).

II ii ii ii i i i ii II ii II II

Рис. 1. Соединитель СНП339: а - внешний вид; б - посадочное место

б

а

0,125 мм

Рис. 2. Посадочное место СНП339: а - стандартное; б - измененное

б

а

СНП339

ПП

Рамка + ПП

ПП

СНП339

б

Рис. 3. Варианты установки СНП339: а - планарный; б - штыревой; в - комбинированный

5.13е-014

5.12е-014

5.10е-0141

5.09е-014

5.07е-014

5.06е-014-

5.04е-014

1.00

2.50

4.00

5.50

7.00

б

Рис. 4. График сходимости емкости между КП: а - стандартного; б - измененного посадочного места СНП339

По графикам видно, как емкость увеличилась с 0,0391 пФ до 0,0513 пФ, т. е. на 0,0122 пФ, что составляет более 30 %, однако абсолютное значение столь мало, что в целом его влияние будет незначительным.

Таким образом, для увеличения надежности бортовой АРН в части соединителей СНП339 предложено использовать комбинированный (планарно-штыревой) вариант установки и доработать КП соединителя, с оценкой роста их взаимной емкости.

Библиографическая ссылка

1. Свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2012660373. ТЛЬвЛТ 2011. Авторы: Газизов Т. Р., Мелкозеров А. О., Газизов Т. Т., Куксенко С. П., Заболоцкий А. М., Аширбакиев Р. И., Лежнин Ег. В., Салов В. К., Лежнин Ев. В., Орлов П. Е.,

Калимулин И. Ф., Суровцев Р. С., Комнатнов М. Е. Заявка № 2012618426. Дата поступления 5 октября 2012 г. Зарегистрировано в Реестре программ для ЭВМ 16 ноября 2012 г.

Reference

1. Svidetel'stvo o gosudarstvennoj registracii programmy dlja JeVM № 2012660373. TALGAT 2011. Avtory: Gazizov T. R., Melkozerov A. O., Gazizov T. T., Kuksenko S. P., Zabolockij A. M., Ashirbakiev R. I., Lezhnin Eg. V, Salov V. K., Lezhnin Ev. V, Orlov P. E., Kalimulin I. F., Surovcev R. S., Komnatnov M. E. Zajavka № 2012618426. Data postuplenija 5 oktjabrja 2012 g. Zaregistrirovano v Reestre programm dlja JeVM 16 nojabrja 2012 g.

а

в

а

УДК 539.3

ВАРИАЦИОННО-РАЗНОСТНЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА ПЛАСТИН В УСЛОВИЯХ ПЛОСКОГО НАПРЯЖЕННОГО СОСТОЯНИЯ НА ТЕМПЕРАТУРНЫЕ НАГРУЗКИ

В ФУНКЦИЯХ НАПРЯЖЕНИЙ

Р. А. Сабиров

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

На основе функционала Кастилиано для плоской задачи теории упругости разработан вариационно-разностный метод решения краевой задачи в функциях напряжений. Для формирования коэффициентов системы уравнений и правой части используются вариации функционала. Составлена программа расчета на основе пакета Maple; приведен пример расчета свободной от закреплений пластинки на неравномерное нагревание.

Ключевые слова: плоская задача теории упругости, функционал Кастилиано, вариационно-разностный метод, функция напряжений.

VARIATIONAL-DIFFERENTIAL METHOD OF CALCULATION OF PLATES IN CONDITIONS OF PLANE STRESS FOR TEMPERATURE LOADINGS IN STRESS FUNCTIONS

R. A. Sabirov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

On the basis of Kastiliano's functional the variational-differential method for the solution of a boundary problem is developed for a plane problem of elasticity theory in stress functions. Functional variations are used for the formation of coefficients of the equations system and the right part. The calculation program on the basis of a Maple package is made; the example of calculation of an unfixed plate for uneven heating is given.

Keywords: plane problem of the elasticity theory, Kastiliano's functional, variational-differential method, stress function.

1. Введение. Требуется оценить напряженное состояние тонких незакрепленных прямоугольных пластин на нагрузки, возникающие при воздействии стационарного теплового потока - температура является функцией координат. Для решения задачи воспользуемся «методом устранения деформаций» [1; 2]. В методе для изотермического нагружения объемные и поверхностные силы определяются через температурное поле T(x, y, z) исходной температурной задачи. Известно, что модуль упругости стали при нагревании уменьшается [2], а модули упругости сплавов при нагревании как уменьшаются, так и увеличиваются (причем в 1,5-2 раза) [4]. Чтобы в разрешающие уравнения не входили упругие постоянные материала, краевую задачу сформулируем в напряжениях.

Научное содержание работы состоит: в полученном выражении функционала Кастилиано в функциях напряжений, учитывающем изменение температуры; алгоритме формирования системы уравнений и ее правой части; составленной программе расчета; расчете напряженного состояния пластинки при неравномерном нагреве.

2. Формулировка задачи. Рассмотрим вариационную формулировку, для которой получим функционал Кастилиано с учетом изменения температуры. Если для плоской задачи теории упругости использовать закон Гука [2], связывающий компоненты тензора напряжений с компонентами тензора деформаций

с учетом температурной деформации, то функционал приобретает вид

ЭК (ст x, СТ y , Т xy ) =

J„J 2E

CTx2 - 2ЦСТс СТ y + СТ y2 + 2(1 + М0 +

dxdx. (1)

x y y

+EaT (ct x +CT y) Здесь E = E(x, y) - модуль упругости; ц = ц(x, y) -коэффициент Пуассона; a=a(x,y) - коэффициент линейного температурного расширения материала; T = T (x, y) - температурное поле.

Введем в функционал (1) функцию (Airy) напряжений ф( x, y)

ЭК (Ф) =

•У 2E

fx 2 А2 д ф

dx2

„ д2фд2ф - 2ц II + dx2 dy2

f^ А2

dy2

+2(1 + ц)

f д2ф А

дxдy

+ EaT

fs^+sV

дx2 дy2

dxdx (2)

и сформулируем, что из всех возможных напряженных состояний находящейся в равновесии пластинки действительное напряженное состояние сообщает (2) максимальное значение. Чтобы найти это напряженное состояние пластинки, запишем первую и вторую вариации (2):

5эк (ф( ^ у)) = Л Е

д2Ф д25ф дх2 дх2

2

-2 ц

д25ф д2ф д2ф д25ф дх2 ду2 дх2 ду2

2,- Я2 Я2

д2ф д25ф

-I--Г-1.+

ду2 ду2

+2(1 + ^ д25ф + ЕаТ

дхду дхду

52(5:Эк )) = ([ Е

Гд2 5ф д 25фА дх2 ~

ду2

д252ф д251ф дх2 дх2

йхйу; (3)

-2 ц

Л

д 52ф д 51ф + д 51ф д 52ф дх2 ду2 дх2 ду2

+ д 52ф д 5]ф +

ду2 ду2

+ 2(1 + ц)

д252ф д251ф

йхйу .

(4)

т п 1

52(5Эк )) = Ц—

д 52ф д 51ф д 51ф д 52ф

,2я -А з2

дх2 ду2 дх2 ду2

д 52ф д 51ф

т п-2

2=1 П=1 п т-2

+ХХ

3 =1 4=1

д252ф д251ф дхду дхду

д252ф д251ф

ду2 ду2

^ 3

(1 + ц)

'г,П +

дхду дхду

'

з,4 :

(5)

3,4

5ЭК (51ф( х у)) =ХХ

1=1 3=1

аТ

д 51ф + д 51ф

дх2

ду2

.(6)

1,3

дхду дхду

3. Вариационно-разностная постановка. Выберем на области пластинки прямоугольную равномерную сетку

ю3 ={(хг =х, у] = ДуX 1 = 0,1, ...,m, 3 = 0,1,...,п} на отрезках [0,1х ] и [0,1у ]. Здесь х = хг и у = у, -узлы сетки; Xх = 1х / т и Xу = 1у / п - шаг сетки, а 1х и 1у - размеры пластинки по направлениям осей координат х и у . Введем сетку с узлами 4, П :

ю4п = {(х4 =хх/2 +гхх, у] = ху/2 + ]ху), г = 0,1, ...,т -1, ] = 0,1,...,п -1}.

Континуальную область в (3) и (4) заменим дискретной. Тогда

^ "д252фд252ф- 2цх

1=1 3=1 Ег, з дх дх

Здесь площадки интегрирования 'ар равны: X х X -во внутренних узлах области; XхX /2 - в узлах, расположенных на контуре; XхX /4 - в узлах, расположенных в углах пластинки.

Дифференциальные операторы в (5) и (6) заменяются конечно-разностными аналогами.

4. Алгоритм формирования системы уравнений и правой части. Пусть функционал (2) в дискретной форме содержит вектор р переменных

ф = (ф1, ф2,..., фр). Тогда (5) содержит вариации вектора 5^ = (51ф1, §]ф2,..., §:ф р) и 52ф = (52ф1,52ф2,...,52фр). Элемент матрицы а, системы линейных алгебраических уравнений вычисляется как

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

аг, = 52ЭК (5^ 52ф) = 52(51 ЭК (5lФ, 52ф)) =

р д дЭК (51ф, 52ф)

к=1 дфк 11=1

51ф/

52фк = 51ф/ =

дф/ 1, при к = г,

0, при к Ф г.'

1, при I = ], 0, при I Ф ].

г = 1,2,...,р , ] = 1,2,...,р .

52фк,

(7)

(8)

Цикл (8) из (7) формирует квадратную матрицу симметричную относительно главной диагонали. Соответственно, вектор правой части определяется из (6) циклом:

и я с /я-ч -р дЭл (51 ф)

Ъг = 51ЭЛ (51ф) = Ь-Л-51ф/

/=1 дф/

г = 1,2, . ., р ;

51ф/ =

1, при I = г,

(9)

[0, при I ф г.

В контурных узлах значения функций Эри известны. В законтурных узлах ф вычисляется по формуле

йф / йV = N , где V - нормаль к контуру рамы, а N -

продольное в раме усилие.

5

5. Программа вычислений и расчеты. Составлена программа расчета на основе пакета Maple. Приведем пример тестового расчета пластинки на изменение температуры по закону T (x, y) = Tmax(1 - 2y / ly). Такое распределение температуры рассматривается для балок в [1-3]. Эпюры напряжений для конечно-разностной сетки 40 х 40 приведены на рисунке. Значения напряжений, приведенных на эпюрах, следует умножить на постоянную a Tmax .

6. Характер распределения напряжений ctx согласуется с характером распределения аналогичного напряжения в балках, рассмотренных в [1-3]; исследования сходимости решений в напряжениях от сгущения сетки показали достаточность редкой сетки, что позволяет внедрить метод решения рассмотренной задачи в учебный курс теории упругости.

Библиографические ссылки

1. Тимошенко С. П. Теория упругости. ОНТИ. М. ; Л., 1937. 451 с.

2. Тимошенко С. П., Гудьер Дж. Теория упругости. М. : Наука, 1975. 576 с.

3. Биргер И. А., Мавлютов Р. Р. Сопротивление материалов. М. : Наука, 1986. 560 с.

4. Механические свойства материалов с эффектом памяти при сложном температурно-силовом воздействии и ортогональном нагружении : монография / под ред. И. Н. Андронова. Ухта: УГТУ, 2010. 191 с.

References

1. Timoshenko S. P. Teorija uprugosti. ONTI. L.-M., 1937. 451 s.

2. Timoshenko S. P., Gud'er Dzh. Teorija uprugosti. M. : Nauka, 1975. 576 s.

3. Birger I. A., Mavljutov R. R. Soprotivlenie materialov. M. : Nauka, 1986. 560 s.

4. Mehanicheskie svojstva materialov s jeffektom pamjati pri slozhnom temperaturno-silovom vozdejstvii i ortogonal'nom nagruzhenii: monografja/pod red. I. N. Andronova. Uhta : UGTU, 2010. 191 s.

УДК 539.3

К РАСЧЕТУ устойчивости изотропной пластины, нагруженной

В СВОЕЙ ПЛОСКОСТИ СИЛАМИ ИНЕРЦИИ

Р. А. Сабиров, А. В. Быков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

Рассматривается подход к расчету напряженно-деформированного состояния и поиску собственных значений пластинки, загруженной силами, действующими в плоскости базисной поверхности.

Ключевые слова: расчет пластин, устойчивость, вариационно-разностный метод.

CALCULATING STABILITY OF THE ISOTROPIC PLATE LOADED IN THE PLANE INERTIA FORCES

R. A. Sabirov, A. V. Bykov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

Approach to calculate the intense deformed condition and to search for the values of a plate loaded by forces operating in the plane of a basic surface is considered.

Keywords: calculation of plates, stability, variation and differential method.

Дифференциальная формулировка задачи о выпучивании изотропной пластинки описывается уравнением равновесия Сен-Венана [1; 2]

D

f^V

сТ4

+ 2

л г д2 w лг

=N ^+Ny

д4 w dx 2 дy2

д2 w

4

д w

д 2 w

—2—+ 2Sxy-

dy2 dxdy

+qz

(1)

функция прогиба; дг - нормальная плоскости пластинки нагрузка. Мембранные усилия Ых, Ыу , £

выражаются через перемещения нейтрального слоя пластинки и = и(х, у), V = v(х,у):

Nx =

Eh

Здесь D - цилиндрическая жесткость, w = w(x, y) -

1 -ц2

Eh

1 -ц2

du dv

— + ц—

dx dy

dv du

— + ц—

dy dx

8 = ху 2(1 + ц) VдУ

ди ¿V — +—

дх

(2) 82 Эл =52(51Эл ) = -

д | ди + ¿V | +1 — ц дх ^дх ду) 1 + ц

д

( -а

д 2 и

я2 А

д и

дх2 ду2

ди + дv | + 1 — ц ду V дх ду ) 1 + ц

\ ( Я2

д2 V д2vА дх2 ду2

2(1 — ц) ^

ЕН '

2(1 — ц^ ЕН '

(3)

(4)

2(1 — Ц2)'

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

+ 1'ду

„ ди дv 1 — ц( ди дv

+2ц--+ —-I — + —

дх ду 2 V ду дх

ёхёх +

у=ь

(Хи + Yv)dxdy + | (

у=0

СТ„и +TxyV)

dy

I (( + Х"ухи

х=0

у=Ь

у=о

(6)

и добавим главные граничные условия: и = и

В (6) ах

ху'

ау , Т ух

- заданные напряжения. Вы-

у=Ь

51Эл =||(Х51и + Y5lv)dxdy + | (5^ + г*ху51у)(}у

у=о

I (ау 81V +тух 81и )

х=0

у=ь

у=0

(7)

Е

Л

(1—ц2)"

д52и д51и + д52v д51v + дх дх ду ду

где Е - модуль Юнга; ц - коэффициент Пуассона; Н - толщина пластинки. В качестве уравнений для вычисления мембранных усилий известны уравнения, полученные в [3]:

Ш

( д52и д5^ + д51и д52V V дх ду дх ду

+1 — ц | д52и + д52v || д51и + д51 V

ду

дх

ду дх

+1 — ц | д52и + д52v |Г д51и + д51 V

ду

дх

ду дх

dxdx, (8)

Здесь дх (х, у) = НХ, ду (х, у) = НY , д2 = 0 . Объемные силы X = р£ях, Y = ря«у зависят от плотности материала р, ускорения g и коэффициентов перегрузки пх , пу .

Уравнения (3) и (4) не содержат функции прогиба, поэтому задача распадается на две. В первой задаче по формулам (3) и (4) вычисляем перемещения и усилия по формуле (2). Во второй задаче уравнение (1) в дискретной форме, с известными усилиями представляет собой обобщенную проблему собственных значений:

[ А]{й} = ^ [ В ]{й}, (5)

где матрица [А] - порождается левой частью уравнения (1), правая часть уравнения (1) дает матрицу [В]; {й} - собственный вектор; 5 - собственное число.

Формулировка уравнений (3), (4) может давать матрицу [В] особенную. Поэтому заменим дифференциальную формулировку первой задачи формулировкой интегральной

^ , ч Е гг (ди А2 (дvл2

Эл (и, ^ = —~-^ Ц

как для вычисления правой части системы уравнений

и ЯЪ ^ я -л -р дЭл(и,5ги) 5 . Ьi = б1Эл(и,б1и) = ^—^—-—б1иг ; г = 1,2,...,р ;

г=1

ди.

Я1иг =

(9)

1, при г = г, [0, при г ф г,

так и для формирования коэффициентов этой системы уравнений

■А д (-Д дЭл (и,5,и,59и)

ау =

к=1 дик V г=1

ди

г

52ик =

(10)

52ик =

1, при к = г,

51иг =

[0, при к ф г,

1, при г = у, [0, при г ф у,' г = 1,2,...,р ; у = 1,2,...,р Здесь м = (и1,и2,...,ир) - вектор перемещений для р переменных и вариации вектора перемещений: 51и = (51и1,51и2,..., 51ир),

52и = (52и1, 52м2,■■■, 52ир ) .

Для реализации задачи методом конечных разностей наложим на область пластинки прямоугольную равномерную сетку

юу = {(хг = Шх, уу = у<Лу), г = 0,1, ...,да у = 0,1,...,п} на отрезках [0, гх ] и [0, гу ]. Здесь х = хг и у = у у -узлы сетки; dx = гх / да и dy = гу / п - шаг сетки, а гх и гу - размеры пластинки по направлениям осей координат х и у . Эту сетку с узлами г,у назовем основной сеткой. Введем дополнительную сетку с узлами

[(х^ = dx /2 + idx, уу = dy /2 + у^у), 1

ражение (6) содержит производные функций перемещений меньшего порядка по сравнению (3), (4); матрица [ В] всегда симметричная. Используем первую и вторую вариации функционала (6)

п : ю£г, = '

1 г = 0,1,...,да — 1, у = 0,1,...,п — 1 Континуальную область в (7) и (8) заменим дискрет-

да—1 п—1

ной Л( )dxdy = )dxdy, а дифференциальные

5 4=1 П=1

операторы заменим конечно-разностными аналогами.

Приведем тестовый пример расчета пластинки, назначив X = 1, Y = 0. Размеры 1х = 0,8 м; гу = 0,6 м.

Материал пластинки имеет характеристики Е = 1010 Па и ц = 0,45 . Внутренние мембранные усилия покажем на рис. 1, а деформированный вид на рис. 2.

2

х

у

х=0

б

Рис. 1. Эпюры внутренних усилий: а - продольные Nx ; б - продольные Ny ; в - сдвиговые Sxy

/ 1

/

\

\ \ \ \

О 10 20 30 40 :j ЙО 70

б

Рис. 2. Деформированный вид базисной поверхности: а - перемещения и ; б - выпучивание пластинки, то есть первая равновесная форма

а

в

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

а

Рассмотренный подход к расчету «продольно-поперечного изгиба» пластин может быть использован для подбора и анализа геометрических и жестко-стных параметров панелей при заданном ускорении или торможении, применяемых в технике.

Библиографические ссылки

1. Théorie de l'Élasticité des Corps Solides. Paris, 1883.

2. Тимошенко С. П. Устойчивость упругих систем. Л. ; М. : ОГИЗ, 1946. 532 с.

3. Тимошенко С. П., Гудьер Дж. Теория упругости. М. : Наука, 1975. 576 с.

References

1. Théorie de l'Élasticité des Corps Solides. Paris, 1883.

2. Tymoshenko S. P. Stability of elastic systems. State publishing house of technical and theoretical literature. M.-L., 1946. 532 p.

3. Timoshenko S., Goodier J. N. Theory of elasticity. M. : Science, 1975. 576 p.

УДК 629.783:656.073.7

СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ МАССЫ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

И. В. Филимонов, А. К. Шатров

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Созданные на базе негерметичного исполнения космические аппараты отличаются долговечностью, простотой конструкции, модульностью, большим сроком активного существования, а также меньшей массой по сравнению с герметичным исполнением. В статье описаны способы уменьшения массы конструкции за счет применения адгезивных и композиционных материалов.

Ключевые слова: конструкция КА, масса КА, негерметичное исполнение.

WAYS TO REDUCE THE WEIGHT OF THE STRUCTURE SPACECRAFT

I. V. Filimonov, A. K. Shatrov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

Created on the basis of the nonpressurized space vehicles are durable, simple, modular with long operational life, and a lower weight than hermetic constructions. The ways to reduce the weight of the structure through the application of adhesive and composite materials are proposed.

Keywords: design of a space vehicle, the mass of the spacecraft, nonpressurized vehicles.

Необходимость уместить как можно больше аппаратуры, используемой по целевому назначению, приводит к необходимости уменьшения массы основной конструкции космического аппарата. Крепление панелей между собой, а также к силовой конструкции корпуса в настоящее время в большей степени осуществляется с помощью интерфейсов-кронштейнов, выполняемых из сплавов алюминия (рис. 1). Замена материала у кронштейнов на альтернативные (композитные), а также изменение конфигурации кронштейнов приведет к значительной экономии массы конструкции в целом.

Предлагаемые способы закрепления панелей (см. рис. 2) несколько отличаются от применяемых на сегодняшний день. Далее кратко рассмотрены некоторые из них.

1. Соединение типа «крест». В предлагаемом способе соединение панелей осуществляется с помощью 4-х уголков из углепластика без использования вставок, клея ПЭК-74 и крепежа. Толщина уголка состав-

ляет 0,3 мм. Уголки клеятся к поверхности панелей с помощью эпоксидного адгезива.

2. Т-образное соединение панелей. Замена парных интерфейсных кронштейнов на объединенный Ц-образный кронштейн. Закрепление такого кронштейна осуществляется также с помощью эпоксидного адгезива и без использования вставок, клея ПЭК-74, крепежа.

3. Т-образное соединение панелей. Применение уголков из углепластика. Резьбовая часть в уголках получается за счет применения авиационных гаек, которые крепятся на уголок с помощью заклепок.

4. Использование вместо блоковых вставок из металлов вставок, изготовленных из углепластика. Изготавливаются квадратные трубки размером 20*20, после чего склеиваются между собой с помощью клея. Посадочные места для закрепления оборудования получаются за счет вклеивания вкладышей из металла необходимой толщины.

Рис. 1. Используемые виды закрепления панелей

Соединение типа «крест» Т-образное соединение

Применение вставок из углепластика

Рис. 2. Предлагаемые способы закрепления панелей

УДК 621.372.83.001.24

О НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОМ СОСТОЯНИИ В ОТКРЫТОМ КОСМОСЕ КОНСТРУКЦИЙ ВОЛНОВОДНО-РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ*

В. И. Халиманович1, М. М. Михнёв1, В. Н. Наговицин1, О. Б. Гоцелюк1 П. Н. Сильченко2, И. В. Кудрявцев2

1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

2Сибирский федеральный университет Россия, 660074, Красноярск, ул. Киренского, 26. E-mail: [email protected]

Рассматриваются вопросы оценки влияния тепловых воздействий на напряженно-деформированное состояние волноводно-распределительных систем космических аппаратов при эксплуатации на орбите.

Ключевые слова: космический аппарат, волноводно-распределительная система, солнечное излучение, нагрев, сигнал большой мощности, скин-слой, усталость.

ON STRESS-STRAIN STATE OF CONSTRUCTIONS OF WAVEGUIDE-DISTRIBUTION

SYSTEMS IN THE OUTER SPACE

V. I. Halimanovich1, M. M. Michnev \ V. N. Nagovitsyn1, O. B. Gotseliukk P. N. Sil'chenko2, I. V. Kudriavtsev2

1JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

2Siberian Federal University 26, Kirenskii str., Krasnoiarsk, 660074, Russia. E-mail: [email protected]

Assessment problems of influence of thermal effect on stress-strain state of waveguide-distribution systems of spacecrafts at operation in an orbit are considered.

Keywords: spacecraft, waveguide-distribution system, solar radiation, heating, high power signal, skin layer, fatigue.

В процессе эксплуатации космических аппаратов (КА) на орбите все их элементы, узлы и системы подвергаются периодическому воздействию солнечного излучения, которое приводит к нагреву областей конструкций в зоне досягаемости прямых солнечных лучей и охлаждению остальных поверхностей, находящихся в тени. В результате такого неравномерного нагрева во всех открытых элементах космического аппарата, в частности волноводно-распределитель-ных системах (ВРС), появятся температурные напряжения и деформации.

ВРС представляет набор жестко соединенных в протяженную пространственную систему тонкостенных трубчатых элементов прямоугольного поперечного сечения [1].

Проблема расчета ВРС на статическую и динамическую прочность на этапах изготовления, сборки и вывода КА на орбиту подробно рассмотрена в [1; 2] и др. Разработана методика расчета ВРС как стержневой конструкции с возможностью выделения локальных участков [1; 2] более точными методами теории пластин и оболочек, на основе которых получена система дифференциальных уравнений равновесия тонкостенного элемента с граничными условиями [3].

В процессе работы расположение ВРС и ее элементов относительно Солнца изменяется в широком

диапазоне в зависимости от точки орбиты, где находится КА. Следовательно, нагрев волноводов и полученное при этом напряженно-деформированное состояние от температурных воздействий будет постоянно изменяющимся и неопределенным.

Выполнение термоупругого анализа для всех возможных ориентаций ВРС относительно Солнца является практически невыполнимой задачей. При проектировании из всех возможных положений ВРС относительно Солнца необходимо выбрать такое положение, которое приводит к опасному напряженно-деформированному состоянию (НДС) от температурных излучений.

Определить направление вектора наиболее опасного температурного излучения на конструкцию ВРС КА является задачей весьма сложной, так как необходимо учитывать взаимосвязь между собой всех соединенных тонкостенных элементов прямоугольного поперечного сечения при их тепловых деформациях [4], а также их взаимодействие с платформой всего КА, на которую и устанавливается ВРС.

Предлагается на первом этапе исследовать возможные конфигурации отдельных участков ВРС на действие вектора температурных излучений различных направлений с учетом всех возможных краевых условий, определяющих установку этого участка на платформу КА.

* Работа выполнена при поддержке гранта Президента РФ № МК-257.2013.8.

По результатам расчета НДС можно определить опасные точки конструкции участка ВРС и обосновать методы их конструктивного исполнения для обеспечения условий прочности.

Регулировать НДС участка волновода можно изменением толщины стенки элементов, установкой дополнительных опор, применением накладок (см. рисунок) и др.

Результаты термоупругого анализа, полученные при расчете участков ВРС различной конфигурации, показали, что наиболее опасными будут являться случаи, когда при нагреве солнечным излучением волноводов образуется критическое НДС, вызывающее остаточные деформации формы прямоугольного поперечного сечения, мест соединения и крепления участков волноводов. Помимо солнечного излучения, дополнительным источником нагрева волноводов является выделение тепла при передаче по ним электромагнитных сигналов большой мощности. В этом случае часть сигнала рассеивается в тонком проводящем скин-слое в виде тепла, нагревая волновод изнутри.

Периодический нагрев солнечным излучением в сочетании с выделением тепла от регулярной передачи электромагнитных сигналов, с последующим охлаждением волноводов до температуры открытого космоса приводит к появлению температурных напряжений, которые изменяются по циклическому закону. С учетом длительности срока активного существования современных КА (15-20 лет) такое циклическое нагружение может привести к тому, что число циклов «нагрев-охлаждение» достигнет предела выносливости материала волноводов с возникновением микротрещин и возможными разрушениями.

Одним из условий проектирования ВРС является выполнение требований по обеспечению прочности при минимальной массе. Достижение условия минимальной массы можно выполнить снижением толщины стенки волноводов, рациональной расстановкой опор и др. Но при этом должны быть обеспечены требования по выполнения определенного динамического состояния как отдельных участков, так и ВРС в целом. Можно сделать толщину стенку волновода малой, но при этом может возникнуть ситуация, что при выводе на орбиту в некоторых точках ВРС будет образовываться критическое НДС или собственные и вынужденные частоты будут находиться в опасной области от требуемых. В этом случае возможно регулирование НДС производить установкой дополнительных накладок, как это выполнено в КА «ЕхргеББ-АМ6» (см. рисунок). Но будут ли обеспечены условия минимума массы, достаточной прочности, жесткости и термоусталостной прочности при установке этих дополнительных накладок на срок активной эксплуатации КА 15-20 лет, остается неясным.

Для оценки нагрева волноводов от солнечного излучения и передачи по ним электромагнитных сигналов большой мощности нами разрабатывается методика расчета, которая позволит определять их температурные поля при различных граничных и началь-

Участок ВРС с накладками

ных условиях, а также соответствующие им температурные напряжения. Разработанная методика позволяет оценивать полное статическое и динамическое состояние ВРС на всех стадиях жизненного цикла космического аппарата.

Библиографические ссылки

1. Методика расчета напряженно-деформационного состояния волноводно-распределительных систем космических аппаратов / П. Н. Сильченко, И. В. Кудрявцев, М. М. Михнёв, В. Н. Наговицин // Журнал Сибирского федерального университета. Сер. Техника и технологии. 2012. № 2. С 150-161.

2. Анализ динамического состояния волноводно-распределительных систем от воздействия вибрационных нагрузок на этапе вывода космического аппарата на орбиту / П. Н. Сильченко, И. В. Кудрявцев, М. М. Михнёв, В. И. Халиманович, В. Н. Наговицин // Журнал Сибирского федерального университета. Сер. Техника и технологии. 2012. № 2. С. 205-219.

3. Система дифференциальных уравнений для элемента волноводного тракта космических аппаратов / П. Н. Сильченко, И. В. Кудрявцев, М. М. Михнёв // Междунар. конф. по дифференциальным уравнениям и динамическим системам. Суздаль, 2-7 июля 2010 года. С. 172-174.

4. Сильченко П. Н. Обеспечение прочности и точности крупногабаритных волноводно-распределитель-ных систем космических аппаратов связи / П. Н. Силь-ченко, М. М. Михнёв, А.В. Анкудинов, И. В. Кудрявцев // Проблемы машиностроения и надежности машин. 2012. № 1. С. 112-117.

References

1. Sil'chenko P. N. Metodika raschjota naprjazhjonno-deformacionnogo sostojanija volnovodno-raspredelitel'nyh sistem kosmicheskih apparatov / P. N. Sil'chenko, I. V. Kudrjavcev, M. M. Mihnjov, V. N. Nagovicin // Zhurnal Sibirskogo federal'nogo universiteta. Serija: Tehnika i tehnologii. 2012 g. № 2. S. 150-161.

2. Sil'chenko P. N. Analiz dinamicheskogo sostojanija volnovodno-raspredelitel'nyh sistem ot

vozdejstvija vibracionnyh nagruzok na jetape vyvoda kosmicheskogo apparata na orbitu / P. N. Sil'chenko, I. V. Kudrjavcev, M. M. Mihnjov, V. I. Halimanovich, V. N. Nagovicin // Zhurnal Sibirskogo federal'nogo universiteta. Serija: Tehnika i tehnologii. 2012 g. № 2. S. 205-219.

3. Sistema differencial'nyh uravnenij dlja j elementa volnovodnogo trakta kosmicheskih apparatov / Sil'chenko P. N., Kudrjavcev I. V., Mihnev M. M. Mezhdunarodnaja konferencija po differencial'nym uravnenijam i

dinamicheskim sistemam - Suzdal', 2-7 ijulja 2010 goda. S. 172-174.

4. Sil'chenko P.N. Obespechenie prochnosti i tochnosti krupnogabaritnyh volnovodno-raspredelitel'nyh sistem kosmicheskih apparatov svjazi / P. N. Sil'chenko, M. M. Mihnev, A.V. Ankudinov, I. V. Kudrjavcev // Problemy mashinostroenija i nadezhnosti mashin. 2012. № 1. S. 112-117.

УДК 629.7(075.8)

СИЛОВОЙ МИНИ-ПРИВОД РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

И. Я. Шестаков1, Ц. Г. Надараиа2, А. А. Фадеев1

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

2 ООО «КВОНТ» Россия, 660041, Красноярск, просп. Свободный, 75

Показана схема электромеханического привода, в котором внутри цилиндрических зубчатых колес установлены бесколлекторные вентильно-индукторные двигатели. Экспериментальный образец такого привода показал несомненные преимущества по сравнению с другими приводами.

Ключевые слова: электромеханический привод, зубчатое колесо, вентильно-индукторный двигатель.

POWER MINI WHEEL FOR STEERING SURFACES

I. Y. Shestakov1, C. G. Nadaraia2, А. А. Fadejev1

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

2«CVONT» LLC 75, Svobodniy prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia

A diagram of the еlectromechanical drive is shown. The drive contains the cylindrical gears installed brushless valve-inductor motors inside. Experimental sample of such a drive demonstrates evident advantages in comparison with other drives.

Keywords: Electromechanical drive, gear wheel, a valve-inductor engine.

Системы управления рулями самолетов - одни из основных и важных бортовых систем, во многом определяющие его эксплуатационные и тактические возможности, включая безопасность полета. Они представляют собой сложный комплекс электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, в совокупности обеспечивающих необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета, стабилизацию установленных летчиком режимов полета, программное автоматическое управление самолетом на всех режимах.

Широкое распространение в системе управления самолетом получили гидравлические приводы. Гидропривод позволяет создавать большое усилие, обеспечивает фиксацию промежуточных положений механизмов управления. Недостатки гидросистем: значительные массы и габариты, сложная схема трубопроводов, зависимость параметров рабочего тела от

температуры окружающей среды, при повреждении агрегатов и трубопроводов происходит потеря управления самолетом. Электромеханические приводы не имеют подобных недостатков, поэтому на данном этапе развития авиастроения принята концепция самолета с повышенным уровнем электрификации, предусматривающая использование электрической энергии для широкой номенклатуры потребителей, в том числе для электромеханических приводов [1].

Проектирование электромеханических приводов для самолетов 5-го поколения потребует, прежде всего, разработки и совершенствования основных элементов, входящих в электромеханический привод: электродвигателей и редукторов с лучшими массога-баритными и энергетическими характеристиками по сравнению с существующими.

Одной из наиболее перспективных кинематических схем электромеханических приводов является

Силовой электромеханический привод

схема исполнительного механизма, состоящего из бесконтактных электродвигателей, установленных внутри зубчатых цилиндрических колес (см. рисунок). На неподвижных осях (1) расположены статор-ные обмотки (2) вентильно-индукторного двигателя. Коаксиально осям на подшипниках качения (на рисунке не показаны) установлены зубчатые колеса (3), на внутренней поверхности которых размещены сегменты (4) из магнитотвердых материалов. Колесо (5) с зубьями, расположенными по внутренней поверхности, жестко соединено с рулевой поверхностью (6). При такой конструкции привода крутящий момент на зубчатом колесе (5) будет равен сумме моментов, создаваемых каждым электродвигателем при равенстве диаметров зубчатых колес, в которых установлены электродвигатели.

В заводских условиях была изготовлена партия рассмотренных выше приводов. В крыле беспилотного летательного аппарата (длина крыла 2200 мм, ширина - 700 мм) было установлено 6 силовых мини-приводов: 2 в элероне и 6 в закрылке. Мощность одного электромеханического привода равна 700 Вт, напряжение питания - 24 В, число оборотов роторов регулировалось от 10 до 1000 об/мин. Габариты мини-

привода были равны: диметр 30 мм, ширина 20 мм. Испытания беспилотного аппарата прошли успешно. Силовой мини-привод отработал всю программу полета без замечаний.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Библиографическая ссылка

1. Кузьмичев Р. В., Ситин Д. А., Степанов В. С. Исполнительные механизмы петлеобразной формы приводов самолетов с повышенным уровнем электрификации // Труды МАИ. 2011. № 45. [Электронный ресурс]. URL: http://www.mai.ru/science/ trudy/published.php?ID=25426 (дата обращения: 20.09.2013).

Reference

1. Kuzmichev R. V., Sitin D. A., Stepanov V. S.

Elektronnyi zhurnal "Trudy MAI", 2011, no 45 available at: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID= 25426 (accessed 20.09.2013).

Секция

«КРУПНОГАБАРИТНЫЕ ТРАНСФОРМИРУЕМЫЕ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ»

УДК 629.78.06-533.6

РЕЗУЛЬТАТЫ СОЗДАНИЯ КОНТУРНЫХ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ И ИХ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ В СОВРЕМЕННЫХ КА

А. И. Алифанов, С. П. Ермилов, М. И. Синиченко, Л. М. Бородин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Рассматриваются разработка и создание в ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» контурных тепловых труб для современных КА.

Ключевые слова: система терморегулирования, контурная тепловая труба.

RESULTS OF DESIGNING LOOP HEAT PIPES AND THEIR USE IN MODERN SPACECRAFT

A. I. Alifanov, S. P. Ermilov, M. I. Sinichenko, L. M. Borodin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The development and design of loop heat pipes for modern satellites by the Joint- Stock Company «Academician M. F. Reshetnev «Information satellite systems» are considered.

Keywords: the thermal control system, loop heat pipe.

В настоящее время, в эру космических технологий, в мире сложилась тенденция постоянно растущего спроса на услуги связи, телерадиовещания, Интернета и навигации, что, несомненно, требует создания более мощной бортовой аппаратуры и систем ее обеспечения.

Современные космические аппараты (далее по тексту - КА) создаются на базе комических платформ негерметичного исполнения, что изменяет состав их систем терморегулирования.

До недавнего времени при разработке систем терморегулирования ввиду особенности некоторых приборов основная ставка делалась на тепловые трубы. Но из-за их жесткой конструкции возникают некоторые сложности с их размещением внутри сотовых панелей космического аппарата. Также тепловые трубы обладают способностью только распределять небольшое количество тепла по поверхности сотовой панели, что не всегда представляется возможным в связи с плотной компоновкой теплоизлучающих приборов и выделением ими слишком большого количества тепла, которое необходимо сбрасывать в открытое пространство. По сравнению с тепловыми трубами контурные тепловые трубы способны передавать большое количество тепловой нагрузки при незначительных перепадах температуры между зоной отвода тепла и радиатором на необходимое расстояние. Отличаются кажущейся простотой конструкции, незначительной массой, отсутствием движущихся частей и полной автономностью.

Сейчас, когда наметилась тенденция повышения мощности аппаратуры, появилась необходимость в разработке и использовании нового устройства системы терморегулирования контурной тепловой трубы (далее по тексту - КТТ). Внешний вид КТТ показан на рис. 1.

КТТ является двухфазным теплопередающим устройством. Капиллярный испаритель (капиллярный насос) является одной из основных частей двухфаз-

ных теплопередающих устройств с капиллярной прокачкой теплоносителя, осуществляющих передачу тепла в испарительно-конденсационном цикле. Отличительной особенностью конструкции КТТ является наличие высокопористой капиллярной структуры из спеченного никелевого порошка, только в самом капиллярном испарителе, что позволяет с легкостью прокладывать гладкостенные трубопроводы малого сечения по конструкции космического аппарата. За счет сил поверхностного натяжения аммиака создается каппиллярный напор, обеспечивающий перепад давления и циркуляцию пара и жидкости по контуру на достаточно большое расстояние. Кроме того, по сравнению с тепловыми трубами в КТТ благодаря высокому напору нет существенных ограничений по положению контурной тепловой трубы относительно горизонта в условиях наземных испытаний.

Рис. 1. Внешний вид контурной тепловой трубы

Основной сложностью при создании КТТ является получение высокопористой капиллярной структуры из спеченного никелевого порошка и получение перепада

давления рабочей жидкости за счет плотной посадки этой структуры в корпус капиллярного насоса, чем и определяется его дальнейшая работоспособность.

На протяжении последних нескольких лет конструкторами ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева непрерывно ведутся работы по освоению технологии, внедрению ее в производство и созданию этих теплопередающих устройств. За это время на предприятии выпущена конструкторская, технологическая и программно-методическая документация, организованы производственные помещения, чистые зоны, произведено обновление необходимого оборудования, созданы все необходимые условия для производства, изготовления и испытания контурных тепловых труб.

На сегодняшний день итогами работ является разработанная, созданная и успешно запущенная на орбиту функционирования в составе малого космического аппарата «МиР» миниатюрная контурная тепловая труба, в настоящий момент прошедшая квалификационные испытания в условиях реального космического пространства. Контурная тепловая труба, установленная на малом космическом аппарате «МиР» вместо одной из двух газорегулируемых тепловых труб (ГРТТ) для проведения летного эксперимента, как показала практика, на порядок превосходит ее по своим теплофизическим характеристикам. Схема установки КТТ совместно с ГРТТ на приборном кронштейне показана на рис. 2.

КТТ по сравнению с ГРТТ имеет следующее превосходство:

- масса газорегулируемой тепловой трубы - 800 г;

- масса контурной тепловой трубы - 300 г;

- передаваемая тепловая мощность газорегулируемой тепловой трубы - 15 Вт;

- передаваемая тепловая мощность контурной тепловой трубы - 40-50 Вт;

- общий гарантийный срок газорегулируемой тепловой трубы - 6,5 лет;

- общий гарантийный срок контурной тепловой трубы не менее 15 лет.

То есть наряду с тем что масса контурной тепловой трубы в два с половиной раза меньше, она способна отводить от приборных кронштейнов в 3 раза больше тепловой нагрузки. В ходе наземной экспериментальной отработки найдена зависимость запуска контурной тепловой трубы и режимов ее постоянной работы от начала подвода тепловой нагрузки и ее завершением. Испытания проводились как при нормальных условиях, так и в барокамере при вакууме с разным количеством заправленного аммиака и с разной подаваемой тепловой нагрузкой.

Следовательно, доказана целесообразность применения новых устройств в системе терморегулировании - контурных тепловых труб.

Рис. 2. Контурная тепловая труба совместно с газорегулируемой тепловой трубой на приборном кронштейне перед установкой на МКА «МиР»

В данный момент на базе этой КТТ разработана и изготавливается усовершенствованная КТТ с капиллярным испарителем, имеющим увеличенный объем гидроаккумулятора, которая будет установлена на будущий малый космический аппарат «ДОСААФ-85» этой же серии. Также параллельно с этим ведутся работы по созданию двухфазного раскрываемого радиатора с более мощными капиллярными испарителями, способными отводить до 1000 Вт тепловой нагрузки. Проработан вопрос создания детального конструктивного исполнения капиллярных насосов, представленных в двух исполнениях испарительной части: алюминиевом и стальном корпусе. Получены уникальные результаты по сравнению характеристик этих двух исполнений капиллярных насосов.

На сегодняшний день темпы роста продукции космической отрасли уже соизмеримы с общемировыми, но для поддержания постоянной конкурентоспособности продукции необходимо постоянно совершенствоваться, развивать производство, обновлять станочный парк, создавать необходимые производственные площади, чистые зоны и привлекать высококвалифицированные кадры. Объем всех этих важнейших вышеперечисленных задач на протяжении последних лет с блеском решается на предприятии ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева»

Контурные тепловые трубы открывают новые перспективные направления использования этих устройств в системе терморегулирования на качественно новом уровне, с возможностью дальнейшего развития производства и установки их уже на платформах космических аппаратов тяжелого класса.

УДК 629.78

ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ ТЕКСТИЛЬНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ИЗДЕЛИЙ

ИЗ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ

А. П. Белоглазов, А. В. Габов, В. И. Елистратов

Общество с ограниченной ответственностью «Ниагара» Россия, 119049, г. Москва, ул. Донская, 6, стр. 2. E-mail: [email protected]

Представлены результаты разработки в ООО «Ниагара» (г. Щелково Московская область) технологий получения бесшовных труб из УП (углепластика) и 3D-каркасов для УУКМ (углерод-углеродные композитные материалы).

Ключевые слова: тканые и плетеные каркасы, нетканая технология, бесшовные трубы из углепластика, 3D-каркасы для УУКМ.

APPLICATION EXPERIENCE OF TEXTILE TECHNOLOGIES FOR MANUFACTURING

COMPOSITE MATERIAL ARTICLES

A. P. Beloglazov, A. V. Gabov, V. I. Elistratov Niagara Ltd.

6, Donskaya str., Moscow, 119049, Russia. E-mail: [email protected]

The technology development results obtained in Niagara Ltd are presented. (Shchelkovo, Moscow region) The technologies are to produce seamless pipes from carbon plastics and 3D-frames for carbon-carbon composites.

Keywords: woven and braided preforms, non-woven technologies, seamless pipes from carbon plastics, 3D-preforms for carbon-carbon composites.

Ткачество, плетение, нетканые технологии и их комбинации в принципе позволяют получать одно- и многослойные структуры сложной формы, минуя стадию послойной выкладки ткани или ленты. Однако применение типовых технологий для таких «нетипичных» волокон, как комплексные углеродные, арамид-ные, стекло- и высокомолекулярные полиэтиленовые требует специальных приемов и оснастки.

ООО «Ниагара» (лицензия Роскосмоса № 967К от 8 августа 2008г.) специализируется на разработке и производстве тканых и плетеных трубок, лент, шнуров из перечисленных материалов для применения в том числе в аэрокосмической индустрии.

После пропитки связующим возможно получение таких композитных изделий, как бесшовные трубы различного сечения и формы (треугольные, прямоугольные, винтовые и др.). Нетканые технологии используются для производства 3D-каркасов для УУКМ (углерод-углеродные композитные материалы).

Проводятся исследования по возможному применению разрабатываемых нетканых материалов для теплоизоляции в конструкциях космических аппаратов.

Некоторые из полученных результатов представлены в настоящем докладе.

Образцы изделий © Белоглазов А. П., Габов А. В., Елистратов В. И., 2013

УДК 621.396.67:624.07

РАЗРАБОТКА МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ И ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ КРУПНОГАБАРИТНОГО РЕФЛЕКТОРА

А. В. Бельков1, О. К. Валишевский2, А. И. Величко2, А. П. Жуков1, М. С. Павлов1, В. С. Пономарев1, С. В. Пономарев1, А. В. Попов2, В. И. Халиманович2, В. В. Шальков2, Д. О. Шендалев2

Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета Россия, 634050 г. Томск, пл. Ленина 36. E-mail: [email protected] 2ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассматриваются результаты численного моделирования крупногабаритного рефлектора вантовой конструкции. Конечно-элементная модель рефлектора реализует математическую постановку задачи с учетом нелинейного характера деформирования всей конструкции. Выполнен анализ напряженно-деформированного состояния, анализ собственных частот рефлектора на штанге и тепловой анализ.

Ключевые слова: конечно-элементное моделирование, напряженно-деформированное состояние, крупногабаритный рефлектор.

DEVELOPMENT OF MATHEMATICAL MODEL AND NUMERICAL MODELLING OF THE INTENSE-DEFORMED CONDITION OF THE LARGE-SIZED REFLECTOR

A. V. Belkov1, O. K. Valishevskii2, A. I. Velichko2, A. P. Zhukov1, M. S. Pavlov1, S. V. Ponomarev1, V. S. Ponomarev1, A. V. Popov2, V. I. Halimanovich2, V. V. Shalkov2, D. O. Shendalev2

Scientifically - research Institute of Applied Mathematics and Mechanics with Tomsk State University 36, Lenina Av., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: psv@niipmm. tsu.ru 2JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems"

52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The mathematical model is developed and the large-sized reflector of umbellate type is numerically modeled. The reflector's finite element model realizes mathematical statement of a problem in view of nonlinear character of deformation of all design. The analysis of a reflector's own frequencies on a bar and the thermal analysis are performed under the intense-deformed condition.

Keywords: finite element modeling, a large-sized reflector, intense-deformed condition.

Проведено численное моделирование напряженно-деформированного состояния крупногабаритного антенного рефлектора космического аппарата с учетом тепловых воздействий при его эксплуатации. На рисунке 1 показана конструкция рефлектора: вид сбоку (а) и вид «в чашу» (б). Офсетный рефлектор имеет восемь спиц со штангой, крепящейся к одной из спиц. Исследованы различные конфигурации как формообразующей структуры (фронтальная и тыльная сети), так и вантовой системы (оттяжки), обеспечивающие наилучшие значения среднеквадратичного отклонения (СКО) отражающей поверхности при различном количестве вант. Также рассмотрены различные варианты крепления рефлектора к штанге и выполнена оценка жесткости конструкции и устойчивости основных элементов.

Рассматривались рефлекторы с разными силовыми каркасами, состоящими из 6, 8 и 12 спиц. В результате проведенных исследований выбрана конструкция с 8 спицами с учетом требований по таким параметрам, как масса и жесткость рефлектора. Анализ достижимой точности отражающей поверхности рефлектора (СКО, фокус, фокальная ось) показал, что тре-

буемая точность достигается при количестве оттяжек, не превышающем 800.

Численное моделирование показывает, что симметрия фронтальной и тыльной сетей позволяет более точно настроить форму отражающей поверхности после нескольких итераций процесса настройки.

Исследование жесткости конструкции рефлектора показало, что конструкция с 8 спицами удовлетворяет требованиям технического задания по частотам собственных колебаний.

Проведен тепловой анализ по элементам конструкции антенны в условиях ее эксплуатации на геостационарной орбите Земли. Основными факторами, влияющими на тепловой режим рефлектора, являются нагрев за счет солнечного излучения, нагрев за счет отраженного от элементов конструкции спутника солнечного излучения и остывание элементов конструкции.

Для решения задачи нахождения распределения температуры в элементах конструкции использовался метод конечных элементов. В тепловой модели учитывались кондуктивный теплообмен антенны и теплообмен переизлучением между элементами конструкции.

б

Антенный рефлектор с 8 спицами: а - вид сбоку; б - вид «в чашу»

Тепловой анализ рефлектора проведен для следующих расчетных случаев: весеннее равноденствие; осеннее равноденствие; летнее солнцестояние; зимнее солнцестояние. Для каждого расчетного случая рассматривался один виток орбиты продолжительностью в 24 часа с дискретизацией в 1 час.

По результатам анализа для весеннего и осеннего равноденствия, а также зимнего и летнего солнцестояния выявлены элементы конструкции с максимальными и минимальными температурами. Зимнее солнцестояние и весеннее равноденствие выбраны в качестве «горячего» и «холодного» случаев соответственно для анализа температурных деформаций антенны. Наибольшие искажения отражающей поверхности возникают при выходе рефлектора из тени Земли в весеннее равноденствие и при падении солнечного излучения «в чашу» рефлектора в период зимнего солнцестояния. В целом СКО отражающей поверхности рефлектора не превышает значения, определенного техническим заданием.

а

УДК 621.396.67

МЕТОДИКА ЮСТИРОВКИ И СБОРКИ АНТЕНН КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ, НЕ ИМЕЮЩИХ СОБСТВЕННЫХ ЭЛЕМЕНТОВ РЕГУЛИРОВКИ

В. В. Болгов, В. Б. Тайгин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Анализируются существующие методы юстировки антенн космических аппаратов и описывается новый метод. Показаны особенности нового метода на примере настройки и сборки офсетной зеркальной антенны. Разработанный метод юстировки антенн космических аппаратов применим для большого класса антенн (зеркальные антенны различного исполнения), не имеющих в конструкции элементов регулировки положения.

Ключевые слова: зеркальная антенна, юстировка и настройка антенн космических аппаратов, антенна со сложным интерфейсом.

METHOD OF ADJUSTMENT AND ASSEMBLING OF SPACECRAFT ANTENNAS HAVING NO ADJUSTMENT ELEMENTS

V. V. Bolgov, V. B. Taigin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The article analyzes the existing methods for spacecraft antennas adjustment and describes a new method. The features of a new method are shown considering the example of configuration and assembling of an offset reflector antenna. The developed method of spacecraft antennas adjustment is applicable for a large class of antennas (reflector antennas of different design) which do not include position adjustment elements.

Keywords: reflector antenna, adjustment and assembling of spacecraft antennas, antenna with a complex interface.

Антенны космических аппаратов - сложные конструкции, важным критерием работоспособности которых является соответствие значений радиотехнических характеристик (РТХ) (диаграмма направленно-

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

сти, коэффициент стоячей волны и др.) заданным. Получить нужные значения РТХ у антенны можно ее юстировкой (настройкой).

Существует несколько методов настройки антенн

космических аппаратов (КА). Первый метод реализуется наличием в конструкции антенны элементов регулировки (косые кольца, пазы, отверстия и другие конструктивные решения). Антенна настраивается в сборе. Второй метод реализуется на антеннах со сложным интерфейсом (не имеют общей базы, антенны больших габаритов), он заключается в настройке антенны на юстировочном стенде и последующем проектировании переходных кронштейнов для установки элементов антенны на КА. Методы отработаны и используются в разработках современных конструкций антенн КА. Перспективным методом юстировки антенн является второй метод, при котором антенна настраивается на юстировочном стенде, так как снижается масса антенны ввиду отсутствия элементов регулировки, а также повышается жесткость конструкции, так как имеется меньшее количество крепежных элементов.

Но данный метод не всегда актуален ввиду особенностей состава антенны и расположения антенны на КА - для антенн с малыми габаритами и фокусными расстояниями и антенн, конструктивно расположенных на общих силовых опорах (антенна Грегори, антенна Кассегрена, параболические антенны).

Проанализировав имеющиеся методы настройки антенн, разработали новый метод юстировки. Предлагаемый новый метод настройки и сборки антенн КА позволяет упростить конструкцию антенн в части элементов настройки, а конструктивное решение исполнения антенны позволяет избавиться от компенсаторов для температурных развязок, снижает массу антенны, обеспечивает высокую точность установки.

Данный метод рассмотрен на малогабаритной зеркальной антенне (рис. 1). Антенна состоит из рупорного облучателя, рефлектора и силовой опоры.

Зеркальная антенна представляет собой достаточно общий тип излучающей системы, с помощью которой в принципе можно получить близкое приближение практически к любой заданной форме диаграммы направленности [1].

Новая методика юстировки и сборки антенн состоит из трех этапов.

Этап 1. Юстировка антенны. После изготовления составных частей антенны следующим этапом является настройка антенны на технологическом юстиро-вочном стенде. Юстировочный стенд - технологическое приспособление, на котором при помощи переходных кронштейнов на устройствах с шестью степенями свободы (гексоподах) располагаются элементы антенны. Облучатель и рефлектор имеют положения, отличающиеся от теоретического ввиду погрешностей изготовления и сборки. Антенна настраивается перемещением рефлектора относительно неподвижного облучателя, что позволяет сохранить положение выходных фланцев и волноводов. В результате настройки достигаются необходимые значения РТХ антенны. На рефлекторе и облучателе антенны имеются оптические элементы контроля положения, после настройки они измеряются. Для обеспечения точных итоговых значений по установке вводятся системы координат, которые определены на различных стендах, что позволяет реализовать необходимые манипуляции.

Этап 2. Установка элементов антенн на силовые опоры. Для установки элементов антенны на силовую опору используется дополнительное технологическое приспособление (рис. 2), состоящее из направляющей, по которой перемешается модифицированное устройство с шестью степенями свободы. Устройство подводят поочередно к элементам антенны и монтируют к технологическим отверстиям. Технологическое приспособление с высокой точностью переносит облучатель и рефлектор на опору, сохраняя положение на штатной опоре аналогично настроенному.

Рис. 1. Антенна в сборе

Ж) о

Рис. 2. Установка облучателя и рефлектора на опору

Этап 3. Сборка антенны. Связь опоры с облучателем обеспечивают композитные уголки, которые устанавливают на клей. Только после полимеризации клея технологическое приспособление может быть демонтировано, аналогично устанавливается и рефлектор антенны. Использование клея в конструкции позволяет использовать силовую опору с погрешностями, которые по результатам сборки устраняются.

Новый метод юстировки и сборки антенн КА позволяет:

- обеспечить требуемые точные показатели установки (±0,2 мм от показателей на юстировочном стенде), не имея в конструкции никаких элементов регулировки и настройки, ни одного крепежного элемента;

- получать размеростабильные конструкции после внешних воздействий, так как антенна является «монолитной»;

- создавать высокоточные антенны, сложные по составу с использованием в большом количестве полимерных композитных материалов (до 80 % от массы антенны) с меньшими массовыми значениями (массой на 20-60 % меньше массы аналогов).

Данный метод универсален и может быть применен для антенн различных габаритов, частотных диапазонов и конструктивных исполнений.

Библиографическая ссылка

1. Вуд П. Анализ и проектирование зеркальных антенн. М.: Радио и связь, 1984. 208 с.

Reference

1. Vud P. Analiz i proektirovanie zerkalnih antenn. M.: Radio i svyaz, 1984. 208 p.

УДК 539.3

МОДЕЛИРОВАНИЕ РЕФЛЕКТОРА С ТЕНЗОГРИДНЫМ ОБОДОМ

А. И. Величко1, С. В. Белов2, С. В. Пономарев2

1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected] 2Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета Россия, 634050 г. Томск, пл. Ленина 36, корпус 10. E-mail: [email protected]

Рассмотрен трансформируемый космический рефлектор с апертурой двенадцать метров и тензогридным ободом, точность отражающей поверхности в узлах вант тыльной и фронтальной сети, формы колебаний, соответствующие наибольшей эффективной массе, напряженно-деформируемое состояние элементов конструкции.

Ключевые слова: рефлектор с тензогридным ободом, метод конечных элементов, среднеквадратическое отклонение (СКО).

MODELLING A REFLECTOR WITH TENSEGRETY RIM

A. I. Velichko1, S. V. Belov2, S. V. Ponomarev2

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia 2The Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics of Tomsk State University 36, Lenin str., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: [email protected]

The space reflector with tensegrity rim is considered. A finite-element model of a reflector with aperture of 12 meters is developed. RMS value reflector's surface, mode shapes with appropriate natural frequencies, deformation mode and effective mass are obtained.

Keywords: Space reflector with tensegrity rim, finite - element method, RMS value.

«Тензогридность» происходит от английского слова «tensegrety», которое является производным слов «tensile» (растяжимый, эластичный) и «integrity» (целостность). Определение тензогридной стркутуры дано в работе Миуры и Пеллигрино: «как любая структура состоящая из шнуров и стоек, где стойки находятся в состоянии предварительного напряжения, которое создает натяжения во всех шнурах конструкции» [1]. Очевидным преимуществом таких структур является небольшая масса и объем в сложенном состоянии.

Образцы рефлекторов тензогридной структуры подробно описаны в работе Тиберта [2]. На рис. 1 и 2 показаны рефлекторы на шести стойках, предложенные Кнайтом и др. в работе [3], и рефлектор AstroMesh компании Northgroup Grumman.

На сайте компании Northgroup Grumman указано, что существует возможность увеличения апертуры рефлектора AstroMesh до 50 метров, однако пока в печати указаны характеристики рефлектора с апертурой до 25 метров. А характеристики рефлектора, показанного на рис. 1, рассмотрены только с апертурой 3 метра в [2].

Рис. 1. Рефлектор на шести стойках

Рис. 2. Рефлектор AstroMesh компании Northgroup Grumman

В данной работе представлена численная реализация напряженно-деформируемого состояния элементов конструкции рефлектора с тензогридным ободом c ап-пертурой 12 м в программном комплексе ANS YS с помощью метода конечных элементов. Конечно-элементная модель рефлектора показана на рис. 3. Обод рефлектора состоит из двенадцати звеньев, которые соеденены шнурами с двенадцатью стойками.

Получены результаты численного расчета распределений отклонений от параболоида фронтальной сети в узлах вант и форма колебаний рефлектора, соответствующая частоте 0,26 Гц и наибольшей эффективной массе 17,68 кг. Как показали расчеты, величина СКО = 7,74-10-4 м в узлах фронтальной сети.

Рис. 3. Рефлектор с тензогридным ободом

Получены значения продольных сжимающих усилий возникающих в ободе и стойках рефлектора, которые приближенно составляют 4397 и 1783,8 Н соответственно, а также найдены значения натяжений шнуров фронтальной (тыльной) сети, вант, шнуров, соединяющих стойки и обод, которые приближенно составляют 44,57; 6,1; 1265 Н соответственно.

Данная конструкция рефлектора была также рассмотрена с апертурой 48 м в с СКО отражающей поверхности 4,05-10-3.

References

1. Miura K., Pellegrino S. Structural concepts. 1999. Draft.

2. Tibert A. G. Deployable Tensegrity Structures for Space Applications. Technical Reports from Royal Institute of Technology. Department of Mechanics.SE-100 44 Stockholm, 2002.

3. Knight B., Duffy J., Crane C., Rooney J. Innovative deployable antenna developments using tensegrity design. In 41st AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and MaterialsConference and Exhibit (Atlanta, GA, USA, 3-6 April 2000), pp. 984-994.AIAA 2000-1481.

УДК 539.3

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРЕЦИЗИОННЫХ АНТЕННЫХ РЕФЛЕКТОРОВ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ

А. А. Глазунов\ А. С. Евдокимов2, Н. Н. Марицкий1, В. В. Миронович2, М. С. Павлов1, В. С. Пономарев1, С. В. Пономарев1, И. М. Тыръшкин1, Д. Б. Усманов2, В. И. Халиманович2, Г. В. Штилов2

1Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики Томского государственного университета Россия, 634050 г. Томск, пл. Ленина, 36. E-mail: [email protected]

2 ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассматриваются вопросы численного моделирования прецизионных антенных рефлекторов из полимерных композиционных материалов на различных этапах жизненного цикла изделия.

Ключевые слова: рефлекторы, жизненный цикл, деформации, геометрическая точность, температура.

MODELLING PRECISION ANTENNA REFLECTORS FROM POLYMERIC

COMPOSITE MATERIALS

A. A. Glazunov1, A. S. Evdokimov2, N. N. Maritsky1, V. V Mironovich2, M. S. Pavlov1, V. S. Ponomarev\ S. V. Ponomarev1,1. M. Tirishkin1, D. B. Usmanov2, V. I. Halimanovich2, G. V. Shipilov2

1Scientifically-research Institute of Applied Mathematics and Mechanics with Tomsk State University 36, Lenina Av., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: [email protected] 2JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The issues of numerical modelling precision antenna reflectors made ofpolymeric composite materials at different life-cycle of an item are studied.

Keywords: Reflectors, life-cycle, deformation, geometrical precision, temperature.

Одной из технических проблем при создании уг-лепластиковой конструкции прецизионного рефлектора бортовой антенны является обеспечение геометрической точности и стабильности ее элементов. Традиционно в состав сотового отражателя рефлектора входят фронтальная и тыльная многослойные обшивки из углепластика. Схема армирования слоев тыльной обшивки является полностью симметричной схеме армирования фронтальной обшивки. В процессе полимеризации углепластика термически активированные деформации различных компонент заготовки рефлектора в автоклаве могут создать нежелательные отклонения профиля фронтальной обшивки. Распределение температуры на стенке между оправкой и отражателем можно оценить по результатам теплового анализа режимов формования в автоклаве. При этом изменение температуры воздуха должно соответствовать режиму формования рефлектора. В результате решения данной нестационарной задачи было получено, что течение газа довольно быстро становится квазиустановившимся и со временем практически не меняется.

Макроскопически размерная стабильность конструкций может быть улучшена посредством совершенствования технологических процессов, модификации форм, габаритов и взаимного положения компонентов конструкции и оснастки. Часто при изготовлении композиционных конструкций возникает размерное искривление углепластиковых конструкций [10], которое связывают с разницей в значениях коэффициентов температурного расширения (КТР). В качестве одного из возможных вариантов усовершенствования конструкции рефлектора, не приводящего к усложнению технологии изготовления сотовой конструкции, как и ее сборки, является конфигурация, включающая

дополнительную опорную силовую конструкцию с жесткими ребрами. Тогда задачу снижения общей массы рефлектора можно свести к уменьшению толщины сотозаполнителя и количества слоев в обшивках отражателя.

Обстоятельные обзоры по методам расчета элементов конструкций слоистой структуры и математическим моделям можно найти в работах А. Я. Александрова и JI. M. Куршина [1], А. Н. Андреева и Ю. В. Немировского [2], Э. И. Григолюка и Ф. А. Когана [3], Altenbach H. [5]. Вопросам термомеханики оболочек и слоистых структур с применением метода конечных элементов посвящены работы Nicholson D. W. [6], Chapelle D. и Bathe K.-J. [7], Dhondt G. [8], Matthews F. L. и др. [9].

Для исследования термомеханического поведения конструкции рефлектора и в целях обеспечения выполнения технических требований к конструкции рефлектора была разработана соответствующая конечно-элементная модель (КЭМ) рефлектора, общий вид которой показан на рис. 1. Оценка базового динамического поведения конструкции рефлектора была проведена по результатам модального анализа в диапазоне частот до 500 Гц. На рис. 2 представлены формы и частоты резонансных колебаний.

Основным фактором, влияющим на тепловой режим рефлектора в орбитальных условиях, является нагрев за счет солнечного излучения. Рассматривались точки весеннего равноденствия (ТВР) и зимнего солнцестояния (ТЗС). Для каждого случая были выбраны 16 основных позиций рефлектора на орбите, что соответствует дискретизации в 1,5 часа. Также для ТВР были рассмотрены 4 дополнительные позиции, связанные с резким изменением граничных условий при заходе и выходе рефлектора из тени Земли.

Рис. 1. Конечно-элементная модель рефлектора

Тон № 1; f = 73,8 Гц Тон № 2; f = 94,8 Гц

Рис. 2. Формы резонансных собственных колебаний модели рефлектора

ri

C.OOE+OO

п r> in i i

время, ч

Рис. 3. Зависимость СКО рефлектора от положения на геостационарной орбите для ТВР и ТЗС

На рис. 3 представлена зависимость среднеквадратичного отклонения (СКО) отражающей поверхности рефлектора от теоретического профиля от времени. По результатам определения температурных деформаций в условиях орбитальной эксплуатации произведены расчеты диаграмм направленности рефлекторов. Таким образом, реализована методика комплексного моделирования углепластиковых конструкций рефлектора бортовой антенны на основных этапах жизненного цикла. Разработанная методика верифицирована по результатам изменения формы отражающей поверхности углепластиковых сотовых рефлекторов под действием силы тяжести при кантовании и затем использована для выбора конструкции прецизионного рефлектора меньшей массы, повышенной жесткости и точности в условиях орбитальной эксплуатации.

Библиографические ссылки

1. Александров А. Я., Брюккер Л. Э., Куршин Л. М. и др. Расчет трехслойных панелей. М. : Оборонгиз, 1960. 272 с.

2. Андреев А. Н., Немировский Ю. В. Многослойные анизотропные оболочки и пластины: Изгиб, устойчивость, колебания. Новосибирск : Наука, 2001, 288 с.

3. Григолюк Э. И., Коган Ф. А. Современное состояние теории многослойных оболочек. Прикладная механика. 1972. Т. 8, № 6. С. 3-17.

4. Болотин В. В., Новичков Ю. Н. Механика многослойных конструкций. М. : Машиностроение, 1980. 374 с.

5. Altenbach H. Theories for laminated and sandwich plates: A review.Mechanics of composite materials. 1998. Vol. 34. No. 3. P. 243-252.

6. Nicholson D. W. Finite element analysis : ther-momechanics of solids. CRC Press LLC, 2003. 271 p.

7. Chapelle D. and Bathe K.-J. The Finite Element Analysis of Shells - Fundamentals, 2nd Ed. SpringerVerlag Berlin Heidelberg 2003, 2011. 426 p.

8. Dhondt G. The Finite Element Method for Three-dimensional Thermomechanical Applications. John Wiley & Sons Ltd, The Atrium. England, 2004. 355 p.

9. Matthews F. L., Davies G. A. O., Hitchings D., Soutis C. Finite element modelling of composite materials and structures.Woodhead Publishing Ltd., 2000. 225 p.

10. Gasick M. F, Renieri G. D. Analysis Techniques for

the prediction of Springback in Formed and Bonded Composite Components // Proceedings of Ninth DoD/NASA / FAA Conference on Fibrous Composites in Structural Design. Lake Tahoe, Nevada on November 4-7, 1991. Vol. III. FAA Technical Center, Atlantic City International Airport N. J. 08405. September, 1992. P. 1539-1550.

References

1. Aleksandrov A. Ja., Bijukker L. Je., Kurshin L. M. i dr. Raschet trehslojnyh panelej. M. : Oborongiz, 1960. 272 s.

2. Andreev A. N., Nemirovskij Ju.V. Mnogoslojnye anizotropnye obolochki i plastiny: Izgib, ustojchivost', kolebanija. Novosibirsk: Nauka, 2001, 288 s.

3. Grigoljuk Je. I., Kogan F. A. Sovremennoe sosto-janie teorii mnogoslojnyh obolochek. Prikladnaja me-hanika. 1972. T. 8. № 6. S. 3-17.

4. Bolotin V. V., Novichkov Ju. N. Mehanika mnogoslojnyh konstrukcij. M. : Mashinostroenie, 1980, 374 s.

5. Altenbach H., Theories for laminated and sandwich plates: A review, Mechanics of composite materials, 1998. Vol. 34. No. 3, pp. 243-252.

6. Nicholson D. W. Finite element analysis : ther-momechanics of solids, CRC Press LLC 2003. 271 p.

7. Chapelle D. and Bathe K.-J. The Finite Element Analysis of Shells - Fundamentals, 2nd Ed., SpringerVerlag Berlin Heidelberg 2003. 2011. 426 p.

8. Dhondt G. The Finite Element Method for Three-dimensional Thermomechanical Applications, John Wiley & Sons Ltd, The Atrium, England, 2004. 355 p.

9. Matthews F. L., Davies G. A. O., Hitchings D., Soutis C. Finite element modelling of composite materials and structures, Woodhead Publishing Ltd. 2000. 225 p.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

10. Gasick M. F., Renieri G. D. Analysis Techniques for the prediction of Springback in Formed and Bonded Composite Components // Proceedings of Ninth DoD/NASA/ FAA Conference on Fibrous Composites in Structural Design. Lake Tahoe, Nevada on November 4-7. 1991 Vol. III, FAA Technical Center, Atlantic City International Airport N. J. 08405, September, 1992, pp. 1539-1550.

УДК 629.76/78.001.63

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ДЛЯ ОЦЕНКИ ТОЧНОСТИ ПОЛОЖЕНИЯ И ФОРМЫ КРУПНОГАБАРИТНОГО РЕФЛЕКТОРА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Н. Н. Голдобин, Д. О. Шендалев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассмотрены некоторые математические методы, которые позволяют производить оценку точности положения, а также оценку точности формы отражающей поверхности крупногабаритного рефлектора космического аппарата. Приведены основные положения и примеры использования каждого метода.

Ключевые слова: космический аппарат, отражающая поверхность, рефлектор, параболоид, метод Левен-берга-Марквардта, метод Ньютона.

MATHEMATICAL METHODS USED TO ASSESS THE POSITION AND FORM ACCURACY OF A LARGE-SIZED SPACECRAFT REFLECTOR

N. N. Goldobin, D. O. Shendalev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The article considers some mathematical methods used to assess the position accuracy as well as the form accuracy of a reflecting surface of a large-sized spacecraft reflector. The basic points and examples of each method are given.

Keywords: spacecraft, reflecting surface, reflector, paraboloid, Levenberg-Marquardt method, Newton method.

Важнейшую роль в создании зеркальных антенн космических аппаратов играют крупногабаритные трансформируемые рефлекторы, реализующие отражающую поверхность, или, иными словами, зеркало, посредством которого происходит передача электромагнитной волны. Основная цель рефлекторов антенн сводится к преобразованию сферического фронта волны в плоский (справедливо и обратное утверждение).

Требуемая форма отражающей поверхности сетчатого рефлектора задается путем натяжения шнуров формообразующей структуры и определяется массивом из N точек фронтальной сети.

С увеличением размеров трансформируемых рефлекторов возрастает влияние различных факторов на точность рефлектора в орбитальных условиях, что приводит к снижению радиотехнических характеристик [1; 2]. Как правило, оценка точности рефлектора сводится к определению следующих параметров:

- точность положения (точность установки) рефлектора;

- точность формы поверхности рефлектора.

Точность установки рефлектора определяется: допустимым смещением фокальной точки рефлектора относительно номинального положения; допустимым угловым отклонением фокальной оси рефлектора от ее номинального положения.

Точность формы поверхности определяется как среднеквадратическое отклонение (СКО) точек отражающей поверхности рефлектора от параболоида наилучшего соответствия (ПНС) с фокусным расстоянием Б [3].

Для оценки точности установки рефлектора были разработаны следующие математические методы:

1. Метод, основанный на использовании кинематической схемы штанга-рефлектор. Данный метод связывает величины отклонений звеньев штанги с отклонениями фокальной точки и фокальной оси рефлектора, не учитывая деформацию отражающей поверхности (т. е. рефлектор абсолютно жесткий). Использование данного метода позволяет определить предельные отклонения фокальной точки, а также предельные угловые отклонения фокальной оси рефлектора.

2. Метод «вписывания» параболоида наилучшего соответствия с помощью алгоритма Левен-берга-Марквардта. Алгоритм Левенберга-Марк-вардта предназначен для оптимизации параметров нелинейных регрессионных моделей и заключается в последовательном приближении заданных начальных значений к искомому локальному оптимуму [4]. Применение алгоритма Левенберга-Марквардта позволяет «вписать» ПНС в деформированную отражающую поверхность рефлектора с заданной точностью, определив его ориентацию в пространстве относительно канонической системы координат, что дает возможность в дальнейшем определить СКО смещенных точек отражающей поверхности от ПНС или от теоретического профиля [5].

Решение проводится по следующим этапам:

1) задание функции оптимизации, описывающей положение параболоида вращения в пространстве;

2) задание критерия оптимизации, используется среднеквадратическая ошибка модели на заданной выборке;

3) выполнение расчета по алгоритму, описанному в [5].

Для оценки точности формы отражающей поверхности рефлектора были разработаны следующие математические методы:

1. Выбор контрольных точек при радиально-кольцевом расположении. Для описания положения идеального параболоида необходимо и достаточно иметь координаты шести КТ (в соответствии с общим уравнением поверхности второго порядка). Поскольку отражающую поверхность рефлектора лишь условно можно назвать параболической, то нельзя говорить об избыточном количестве точек, по которым определяется «наилучшее» СКО. Однако количество и место положения КТ можно оптимизировать с целью ускорения машинного времени расчета контролируемых геометрических параметров рефлектора.

Существует ряд критериев выбора количества и расположения контрольных точек (КТ), описывающих отражающую поверхность рефлектора, к которым относятся: диаметр апертуры рефлектора; компоновочная схема рефлектора; конструктивно-силовая схема рефлектора и др. В зависимости от этих критериев количество КТ может достигать нескольких сотен и даже тысяч. Для поиска оптимального количества КТ был рассмотрен метод радиально-кольцевого расположения КТ в системе координат теоретического параболоида (СК ТП).

Данный метод позволяет: определить погрешность измерения СКО отражающей поверхности, измеренной по КТ, от СКО реальной отражающей поверхности рефлектора; подобрать оптимальное количество КТ, необходимых для расчета СКО.

2. Определение СКО с помощью метода Ньютона. Использование метода Ньютона позволяет определить среднеквадратическое отклонение точек отражающей поверхности рефлектора от параболоида наилучшего соответствия, а также от теоретического параболоида (ТП) [5].

Решение данной задачи состоит из следующих этапов:

1. Задание функции оптимизации, определяющей наикратчайшее расстояние от точки до поверхности параболоида;

2. Определение расстояний от точек, описывающих радиоотражающую поверхность рефлектора, до ТП;

3. Определение СКО поверхности рефлектора от ТП.

Рассмотренные математические методы позволяют

проводить полную оценку точности положения и точности формы отражающей поверхности рефлектора, определяя основные геометрические параметры рефлектора, такие как положение фокальной точки и фокальной оси, а также среднеквадратическое отклонение отражающей поверхности рефлектора от теоретического профиля. Данные методы могут быть применены как на этапе проектирования антенной системы, так и в процессе обработки результатов экспериментальных исследований.

Библиографические ссылки

1. Tibert G. Deployable tensegrity structures for space applications [Electronic resource] / Doctoral thesis.

Stockholm: Royal Institute of Technology, 2002. URL:

http://www.mech.kth.se/thesis/2002/phd/phd_2002_gunn

ar_tibert.pdf.

2. Harada, S., Meguro, A., Watanabe, M. A High Precision Surface Shape Design for Large Deployable Mesh Antenna [Electronic resource] / meeting paper AIAA 2003-1497 of 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Norfolk, VA, 2003. Access via AIAA Electronic Library. URL: http://www.aiaa.org.

3. Голдобин Н. Н. Обоснование методики оценки формы радиоотражающей поверхности крупногабаритных трансформируемых рефлекторов космических аппаратов с применением алгоритма Левенберга-Марквардта // Инновационные технологии и технические средства специального назначения : тр. V Обще-рос. науч.-практ. конф. СПб. : 2012. С. 93-98.

4. Marquardt D. An algorithm for Least-Squares Estimation of the Nonlinear Parameters. SIAM Journal on Applied Mathematics. 1963. 11 (2). С. 431-441.

5. Голдобин Н. Н. Методика оценки форм радио-отражающей поверхности крупногабаритного трансформируемого рефлектора космического аппарата // Вестник СибГАУ. 2013. Вып. 1(47). С. 106-111.

References

1. Tibert G. Deployable tensegrity structures for space applications [Electronic resource] / Doctoral thesis. Stockholm: Royal Institute of Technology, 2002. URL: http://www.mech.kth.se/thesis/2002/phd/phd_2002_gunn ar_tibert.pdf.

2. Harada, S., Meguro, A., Watanabe, M. A High Precision Surface Shape Design for Large Deployable Mesh Antenna [Electronic resource] / meeting paper AIAA 2003-1497 of 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Norfolk, VA, 2003. Access via AIAA Electronic Library, URL: http://www.aiaa.org.

3. Goldobin N. N. Obosnovanie metodiki ocenki formi radiootragayshey poverhnosti krupnogabaritnih transformiryemih reflectorov kosmicheskig apparatov c primeneniem algoritma Levenberga-Markvardta (Rationale for assessment methodology forms reflector surface large transformable spacecraft using the LevenbergMarquardt) Trudi pyatoy obshrossiyskoy naychno-prakticheskoy konferencii "Innovacionnie tehnologii I tehnicheskie sredstva specialnogo naznacheniya". SPb.: 2012, pp. 93-98.

4. Marquardt D. An algorithm for Least-Squares Estimation of the Nonlinear Parameters. SIAM Journal on Applied Mathematics 11 (2), 1963. С. 431-441.

5. Goldobin N. N. Metodika ocenki formi radiootra-gaushey poverhnosti krupnogabaritnogo transfor-miryemogo refleectora kocmichesskogo apparata (The estimation of the form of a large-sized transformed reflector surface for a spacecraft). Vestnik SibGAU. 2013. № 1 (47), pp. 106-111.

УДК 62-03.21474

ВОЗМОЖНОСТИ ПЕНОМАТЕРИАЛОВ И ЭФФЕКТИВНОСТЬ МАТЕРИАЛОВ, ПРИМЕНЯЕМЫХ В КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ

В. В. Двирный\ В. В. Голованова2, Г. В. Двирный\ Е. С. Сидорова3

1 ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

2ФГУП «Конструкторское бюро «Арсенал» имени М. В. Фрунзе» Россия, 195009, г. Санкт-Петербург, ул. Комсомола, д. 1-3. E-mail: [email protected] 3Филиал Сибирского федерального университета Россия, 662972, Красноярский край, г. Железногорск, ул. Кирова 12а. E-mail: [email protected]

В настоящее время в ракетно-космической технике повысился интерес к созданию материалов, обладающих высокими эксплуатационными характеристиками. Наиболее перспективными в этом направлении являются пеноматериалы. Показано, как через эффективность материалов можно достичь повышения эффективности конструкции.

Ключевые слова: пеноматериал, коэффициент эффективности.

OPPORTUNITIES OF FOAM MATERIALS AND EFFECTIVENESS OF THE MATERIALS

APPLIED IN SPASE TECHNOLOGY

V. V. Dvirny1, V. V. Golovanova2, G. V. Dvirny1, E. S. Sidorova3

1 JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected] 2The Arsenal Design Bureau named after M. V. Frunze Federal State Unitary Enterprise 1-3, Komsomola str., St. Petersburg, 195009, Russia. E-mail: [email protected] 3Branch of the Siberian Federal University 12a, Kirova str., Zheleznogorsk, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Currently in the rocket and space technology the interest to the designing materials with high performance is growing. The most promising in this direction are foam materials. It is shown how the construction efficiency depending on material efficiency can be achieved.

Keywords: foam materials, the coefficient of efficiency.

Одним из важнейших аспектов при проектировании машин и механизмов является материал. Например, в авиации и космонавтике его выбирают по удельной прочности, т. е. отношению прочности к удельному весу. Для крылатого металла АМг6: 32кг/ ,

ств

ку

'■уд

=12-106 =12-106,

У 2,64 -10"

мм

где Куд - удельная прочность; ств - предел прочности; У - плотность материала.

Однако в рыночной экономике зачастую превалирующим показателем является стоимость. Поэтому эффективность материалов, применяемых в машиностроении, предлагаем оценивать по коэффициенту эффективности:

ств

Кэфф =

с-у

США, эффект от снижения массы очевиден и определяется он в основном через материалоемкость конструкции.

Материал 2 / мм у С, руб. Коэффициент

30ХГСА 110 78 35 0,04

АМГ6 32 2,64 151 0,08

ВТ14 110 4,5 1050 0,02

Пеноалюминий 32 0,264 151 0,8

где С - стоимость одного килограмма материала в рублях.

Примеры расчета коэффициента эффективности для некоторых материалов приведены в таблице.

Учитывая, что 1 кг полезного груза, выводимого на геостационарную орбиту, стоит 10-30 тыс. долл.

Материалоемкость конструкции рассчитывается по условиям прочности и жесткости или устойчивости с соблюдением условия равнопрочности и учетом коэффициента эффективности. Таким образом, через эффективность материалов можно достичь повышения эффективности конструкции.

Следует отметить, что имеются случаи применения материалов в космической отрасли, когда, несмотря на более выгодный предложенный коэффициент эффективности, необходимо применять материал, обладающий определенными свойствами для данной конструкции. Например, из условий жесткости гиро-платформы следует изготавливать из бериллия как наиболее жесткого материала и имеющего макси-

мальный модуль Юнга. Другой пример: в вентильном двигателе, затопленном рабочей жидкостью электронасосного агрегата космического аппарата, разделительный стакан с электрическими обмотками выполняют из титанового сплава, обладающего малой электропроводностью.

Наиболее перспективными в направлении развития эффективности материалов являются пеномате-риалы: новый класс материалов ячеистой структуры. Пеноматериалы могут быть изготовлены из совершенно различных базовых материалов: никель, медь, железо, нихром, алюминий. Уникальная структура и свойства высокопористых ячеистых материалов: плотность при высокой прочности, предельно низкое гидравлическое сопротивление, высокая коррозионная и термическая стойкость делает их одним из наиболее перспективных материалов в современной промышленности [1].

Библиографическая ссылка

1. Макаров А. М. Исследование структуры композиционных высокопористых ячеистых материалов рассеиванием и поглощением радиации // Современные проблемы науки и образования. 2006. № 4. С. 14-18.

Reference

1. Makarov A. M. Issledovanie struktury kom-pozicionnyh vysokoporistyh jacheistyh materialov rasseivaniem i pogloshheniem radiacii // Sovremennye problemy nauki i obrazovanija. 2006. № 4. S. 14-18.

УДК 629.78:531.395

К РАСЧЕТУ РАСКРЫТИЯ КРУПНОГАБАРИТНЫХ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ

В. Н. Зимин\ А. В. Крылов1, С. А. Чурилин1, Ф. Р. Файзуллин2

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана Россия, 105005, г. Москва, 2-я Бауманская, 5, стр. 1. E-mail: [email protected]

2ЗАО «Автомеханика» Россия, 125363, г. Москва, ул. Новопоселковая, 6, корп. 4. E-mail: [email protected]

Рассмотрены особенности моделирования динамики раскрытия многозвенных космических конструкций различной конфигурации. Расчетные модели построены в программных комплексах Euler и Adams.

Ключевые слова: расчет раскрытия, трансформируемые космические конструкции, моделирование развертывания космических конструкций, складные космические антенны.

ON LARGE TRANSFORMABLE SPACE STRUCTURES DEPLOY CALCULATION

V. N. Zimin\ A. V. Krylov1, S. A. Churilin1, F. R. Faizullin2

1Bauman Moscow State Technical University 5, block 1, Baumanskaia 2-ia str., Moscow, 105005, Russia. E-mail: [email protected]

2ZAO «AvtomekhaNika» 6, block 4, Novoposelkovaia str., Moscow, 125363, Russia. E-mail: [email protected]

Special features of dynamic deploy modeling of space multi-section structures of various configurations were considered. Calculated models were built in bundled software Euler and Adams.

Keywords: deploy calculation, transformable space structures, space structures deploy modeling, folded space antennae.

Создание крупногабаритных трансформируемых космических конструкций сопряжено с решением ряда технических и механических проблем, обусловленных уникальностью систем. Как правило, такие конструкции доставляются на орбиты в плотноупако-ванном (транспортном) состоянии, и дальнейшее приведение их в рабочее положение связано с реализацией процесса раскрытия.

Для моделирования динамики раскрытия таких трансформируемых конструкций целесообразно ис-

пользовать такие программные комплексы, как Euler и Adams.

С помощью данных программных комплексов были проведены расчеты раскрытия ряда трансформируемых космических конструкций: складного плоского антенного контура, космического сферического отражателя и параболического рефлектора ферменного типа. Для построения математических моделей принята достаточно хорошо учитывающая особенности многозвенных конструкций расчетная схема

в виде системы абсолютно твердых тел, связанных между собой шарнирными узлами. Массы и моменты инерции твердых тел принимаются равными массам и моментам инерции реальных элементов конструкции. Под шарнирным узлом здесь понимается не только шарнирное соединение, допускающее относительное вращение смежных звеньев, но и пружины кручения, накапливающие в процессе укладки изделия в транспортное положение необходимую для последующего его развертывания энергию, которые являются составной частью каждого шарнирного узла. При определенном относительном положении смежных звеньев во время раскрытия на них накладываются связи, ограничивающие их взаимное угловое смещение. Техническое исполнение связей может быть самым разным: различного рода упоры или фиксаторы. Реальные физические процессы, протекающие во время установки элементов на упоры или фиксаторы, достаточно сложны. Простейшая модель таких устройств может быть представлена в виде упругого и демпфирующего элементов с соответствующими характеристиками.

Результатами проведенных расчетов являются следующие характеристики: время принятия рабочего положения конструкциями; формы промежуточных положений конструкций во время раскрытия; зависимость углов раскрытия и угловых скоростей звеньев конструкций от времени. Данные характеристики необходимы для проведения расчета по определению напряженно-деформированного состояния элементов рассмотренных трансформируемых космических конструкций.

В целом результаты численного моделирования раскрытия рассмотренных конструкций, основанные на принятых допущениях, выявили следующие особенности раскрытия данных систем. При раскрытии складного плоского антенного контура диаметром 20 метров в рабочем положении, уложенного в транспортном положении в виде двух пакетов, происходит соударение элементов пакетов. Анализируя результаты расчета подобной пятиметровой конст-

рукции, подобного контактного взаимодействия не наблюдалось. Поэтому для учета такого контактного взаимодействия следует вводить дополнительные связи в используемую математическую модель. При анализе раскрытия космического сферического отражателя наблюдалось одновременное развертывание меридиональных ребер. Такая кинематика развертывания позволяет при расчете напряженно-деформированного состояния элементов каркаса рассмотреть только одно меридиональное ребро, которое, будучи закрепленным в полюсных шарнирах, динамически «ведет себя» подобно совокупности меридиональных ребер, собранных в силовой каркас. Проведенные исследования развертывания параболического рефлектора ферменного типа показали, что для конструкций ферменного типа, отличных от плоских, начальные значения обобщенных координат для сложенного транспортного состояния необходимо определять исходя из предположения, что центры узловых шарнирных элементов должны располагаться на поверхности (параболической, сферической, цилиндрической и т. д.), соответствующей раскрытому рабочему положению конструкции. Совпадение форм, принимаемых конструкцией в различные моменты времени при раскрытии, с полученными формами экспериментальным путем свидетельствовало об адекватности расчетной модели

Параметры, полученные в ходе исследований, могут быть использованы в качестве исходных данных при разработке конструкций элементов, обеспечивающих раскрытие. Также они могут быть использованы для подготовки стендов для проведения экспериментальной отработки раскрытия конструкции в наземных условиях. Следует отметить, что теоретические модели являются единственным способом анализа раскрытия подобных конструкций при нештатных ситуациях.

УДК 539.3

МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИНАМИЧЕСКОГО КОНТАКТНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВИТКОВ ТОНКОГО ГИБКОГО СТЕРЖНЯ

А. Н. Кожевников, Д. А. Красноруцкий, В. Е. Левин

Новосибирский государственный технический университет Россия, 630073, г. Новосибирск, просп. К. Маркса, 20. E-mail: [email protected], [email protected]

Модель тонкого гибкого стержня развита на случай учета сил контактного взаимодействия, которые позволяют «устранить» самопересечения витков стержня при моделировании его динамического нелинейного деформирования. Такая задача возникла при попытке моделирования трансформирования спицы рефлектора космической антенны в рамках имеющейся математической стержневой модели.

Ключевые слова: контактное взаимодействие, динамическое нелинейное деформирование, модель стержня.

MODELLING A DYNAMIC CONTACT INTERACTION OF A THIN ELASTIC ROD

A. N. Kozhevnikov, D. A. Krasnorutskiy, V. E. Levin

Novosibirsk State Technical University 20, K. Marks prosp., Novosibirsk, 630073, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

The nonlinear dynamic model of a thin elastic deformable rod expanded by contact forces to eliminate its self-intersection is introduced. This problem occurred due to attempt to simulate the transformation of spokes of space antenna using the available mathematical model of a rod.

Keywords: contact interaction, dynamic nonlinear deformation, the model of rod.

Модель тонкого упругого стержня [1] не препятствует самопересечению осевой линии. В процессе нелинейного динамического деформирования упругого стержня [2] такая ситуация может возникнуть. Контактные усилия реальных объектов обусловлены деформацией материалов контактирующих объектов [3].

Известен подход для устранения самопересечения осевой линии тонкого стержня, основанный на добавлении дополнительных уравнений, учитывающих возникающие силы контактного взаимодействия в разыскиваемых точках контакта [4; 5]. Такой точечный подход позволяет зафиксировать расстояние между контактирующими участками осевой линии, силы в точках контакта вычисляются исходя из этого условия. Такой подход, безусловно, обладает определенными преимуществами для решения задач статики, но он не позволяет моделировать динамическое взаимодействие и, по всей видимости, не обладает универсальностью применения. При моделировании динамического взаимодействия витков осевой линии стержня по методике [4] контакт происходит так, как будто вся кинетическая энергия (какой бы она ни была) поглощается в месте контакта.

Созданная в данной работе модель контактного взаимодействия учитывает только упругие деформации, при которых возникающая сила контактного взаимодействия пропорциональна некоторому расстоянию «проникновения» тел друг в друга [3].

Численное решение краевой задачи предполагает дискретизацию по естественной координате стержня -длине осевой линии и по времени - стержень заменяется ломаной линией. Для расчета расстояния «проникновения», точек приложения и направлений контактных усилий можно использовать текущие коор-

динаты узлов, а также информацию об ориентации поперечных сечений в этих узлах для аппроксимации участка осевой линии, соединяющей узлы.

При разработке и реализации алгоритма расчета контактных усилий необходимо проследить, чтобы соблюдался третий закон Ньютона: возникающие усилия на одной части автоматически компенсировались равными по модулю и противоположными по направлению усилиями другой контактирующей части.

В данной работе рассматривается модель тонкого стержня, деформирование трехмерного объемного объекта, по сути, заменяется деформированием его осевой линии. Для расчета возникающих в процессе динамического взаимодействия контактных усилий необходимо в каждый момент времени определять расстояние между контактирующими участками осевой линии. Для этого необходимо учесть возможные варианты взаимной ориентации участков ломаной (осевой линии) в пространстве. На рисунке показаны различные возможные положения контактирующих участков осевой линии стержня; тонкими линиями обозначены расстояния контакта.

Взаимное положение двух участков осевой линии стержня характеризуется некоторым расстоянием «проникновения» (или сближения), которое определяется специальным образом через длины перпендикуляров. Кроме того, для независимости результирующих сил контактного взаимодействия от дискретизации осевой линии при решении нелинейной краевой задачи введен коэффициент взаимного влияния, связанный с площадью контакта. Для определения соответствующих расстояний разработан алгоритм, использующий формулы аналитической геометрии в пространстве.

Взаимное расположение отрезков скрещивающихся прямых

Разработанный алгоритм контактного взаимодействия моделирует абсолютно упругий контакт, однако используемый дифференциальный подход определения нелинейной динамики тонкого криволинейного стержня [2; 6] позволяет ввести дополнительные силы, зависящие от скорости и направления, чтобы моделировать поглощение энергии при динамическом контактном воздействии.

Работа выполнена при поддержке интеграционного проекта Министерства образования и науки РФ № 7.822.2011.

Библиографические ссылки

1. Левин В. Е., Пустовой Н. В. Механика деформирования криволинейных стержней : монография. Новосибирск : Изд-во НГТУ, 2008. 208 с.

2. Красноруцкий Д. А., Левин В. Е., Пустовой Н. В. Нелинейные колебания упругих стержней // Перспективные инновации в науке, образовании, производстве и транспорте : сб. науч. тр. по материалам Между-нар. науч.-практ. конф. Т. 8. Физика и математика, Химия. Одесса: Черноморье, 2011. С. 50-55.

3. Кожевников А. Н., Красноруцкий Д. А., Левин В. Е. Модель плоского контактного взаимодействия витков тонкого упругого стержня // Наука. Промышленность. Оборона : тр. 14 Всерос. науч.-техн. конф., посвящ. 100-летию со дня рождения А. И. Покрыш-кина (24-26 апр. 2013 г.). Новосибирск : Изд-во НГТУ, 2013. С. 248-253.

4. Heijden G. H. M. van der, Neukirch S., Goss V. G. A., Thompson J. M. T. Instability and self-contact phenomena in the writhing of clamped rods // International Journal of Mechanical Sciences 45. 2003. С. 161-196.

5. Coleman B. D., Swigon D. Theory of supercoiled elastic rings with self-contact and its application to DNA plasmids // Journal of Elasticity. 2000. 60. Р. 173-221.

6. Пустовой Н. В., Левин В. Е., Красноруцкий Д. А. Методика вычисления параметров больших поворотов

поперечных сечений гибкого стержня при расчетах в рамках его дифференциальной модели. Ч. 1 // Науч. вестн. Новосиб. гос. техн. ун-та. 2013. № 2 (51). С. 155-164.

References

1. Levin V. E., Pustovoy N. V. Mehanika deformiro-vanija krivolinejnyh sterzhnej : monografija. Novosibirsk: Izd-vo NGTU, 2008. 208 s.

2. Krasnorutskiy D. A., Levin V. E., Pustovoy N. V. Nelinejnye kolebanija uprugih sterzhnej. Sbornik nauchnyh trudov po materialam mezhdunarodnoj nauchno-prakticheskoj konferencii «Perspektivnye innovacii v nauke, obrazovanii, proizvodstve i transporte». Tom 8. Fizika i matematika, Himija. Odessa : Chernomor'e, 2011. s. 50-55.

3. Kozhevnikov A. N., Krasnorutskiy D. A., Levin V. E. Model' ploskogo kontaktnogo vzaimodejstvija vitkov tonkogo uprugogo sterzhnja // Nauka. Promyshlennost'. Oborona : Trudy 14 Vserossijskoj nauchno-tehnicheskoj konferencii, posvjashhennoj 100-letiju so dnja rozhdenija A. I. Pokryshkina (24-26 apr. 2013 g.). Novosibirsk : Izd-vo NGTU, 2013. S. 248-253.

4. Heijden G. H. M. van der, Neukirch S., Goss V. G. A., Thompson J. M. T. Instability and self-contact phenomena in the writhing of clamped rods // International Journal of Mechanical Sciences. 45. 2003. Р. 161-196.

5. Coleman B. D., Swigon D. Theory of supercoiled elastic rings with self-contact and its application to DNA plasmids // Journal of Elasticity 2000; 60. Р. 173-221.

6. Pustovoy N. V., Levin V. E., Krasnorutskiy D. A. Metodika vychislenija parametrov bol'shih povorotov poperechnyh sechenij gibkogo sterzhnja pri raschetah v ramkah ego differencial'noj modeli. Chast' 1 / // Nauchnyj vestnik Novosibirskogo gosudarstvennogo tehnicheskogo universiteta. 2013. № 2 (51). S. 155-164.

УДК 629.78.064.55

ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ МЕТАЛЛОКОМПОЗИТНЫХ БАКОВ НА БОРТУ КА

И. А. Кравченко, А. В. Михеев, Л. М. Бородин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Рассматриваются основные проблемы, возникающие при изготовлении и использовании композитных баков высокого давления на борту КА.

Ключевые слова: космический аппарат, композитные баки высокого давления.

APPLICATION FEATURES OF METAL COMPOSITE TANKS ON BOARD OF SC

I. A. Kravchenko, A. V. Mikheev, L. M. Borodin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The main issues arising in the manufacture and use of composite overwrapped pressure vessels on the board of the spacecraft (SC)are discussed.

Keywords: spacecraft, Composite Overwrapped Pressure Vessel.

На протяжении долгих лет лидирующую позицию в производстве космических аппаратов занимает так называемая «борьба за вес». Решение этой проблемы включает в себя много технологий и конструкторских решений, в том числе использование композитных баков высокого давления (КБВД, в англоязычной литературе Composite Overwrapped Pressure Vessel) в КА, главное преимущество которых над аналогичного размера металлическими сосудами высокого давления заключается в весе.

КБВД - это сосуд, состоящий из тонкого металлического лейнера, обмотанного силовой композиционной оболочкой, способной держать давление жидкости или газа. Лейнер обеспечивает барьер между жидкостью (газом) и композиционной оболочкой, предотвращая течь и химическую деградацию конструкции.

Выбор формы бака определяется конструктивными особенностями КА, условиями эксплуатации, возможностями технологии намотки композитной оболочки и другими факторами.

- трещинообразования и разрушение нитей композитной оболочки;

- накопление необратимых пластических деформаций в лейнере;

- дефекты и повреждения технологического характера.

Характер и степень реализации указанных повреждающих факторов в основном определяются климатическими температурными воздействиями, вибрационными и рабочими нагрузками.

Проведенные испытания и анализ напряженно-деформированного состояния КБВД показали, что определяющим условием работоспособности является условие обеспечения прочности. С учетом этого вероятность безотказной работы следует определять по показателям прочности. В качестве таких показателей в данном случае можно рассматривать внутреннее давление и предельное давление, при котором наступает отказ (нарушение герметичности или разрушение) КБВД.

С учетом этого вероятность безотказной работы можно представить на основе известной модели «нагрузка-прочность» как [1]:

P = Ф--

Ц f -Цр

4

'/ «р

Бак хранения ксенона ОАО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнева

Основными силовыми воздействиями на КБВД в процессе изготовления, транспортировки и эксплуатации являются:

- внутреннее давление;

- вибрационные воздействия;

- климатические температурные воздействия.

Дополнительными являются воздействия космического пространства, включающие следующие процессы:

- воздействие ионизирующих излучений, тяжелых заряженных частиц;

- тепловое излучение Солнца;

- воздействие метеорных частиц.

С учетом этого и конструктивно-технологического исполнения КБВД (см. рисунок) можно выделить следующие повреждающие факторы, влияющие на ресурс:

- деградация свойств связующего композитной оболочки;

где P - вероятность безотказной работы; ц и цр -средние значения внутреннего и предельного давления; sf и sp - средние квадратические отклонения; Ф -нормированная функция вероятностей.

В настоящее время за рубежом накоплен значительный опыт проектирования и изготовления, отраженный в целом ряде стандартов. Имеется и отечественный опыт применения КБВД малых размеров. Опыт проектирования, изготовления и эксплуатации КБВД больших размеров практически отсутствует. Нет и соответствующих нормативных документов. С этих позиций рассматриваемый КБВД является перспективной разработкой.

Библиографическая ссылка

1. Надежность технических систем : справочник / под ред. И. А. Ушакова. М. : Радио и связь, 1985.

Reference

1. Nadezhnost' tehnicheskih sistem: Spravochnik / pod red. I. A. Ushakova. M. : Radio i svjaz', 1985.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 621.396.677

МЕТОДИКА СНИЖЕНИЯ ВЕЛИЧИНЫ ОШИБКИ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ПОЛОЖЕНИЯ ОСИ ДИАГРАММЫ НАПРАВЛЕННОСТИ АНТЕННОЙ СИСТЕМЫ

П. А. Краевский, В. Е. Чеботарев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Описана методика определения оси диаграммы направленности антенной системы в составе КА, позволяющая снизить величину ошибки при проведении измерений. Рассмотрены составляющие ошибки определения и примеры вариантов их уменьшения.

Ключевые слова: ось диаграммы направленности, антенна, методика снижения ошибки.

THE METHOD OF REDUCTION ANTENNA PATTERN DETERMINATION ERROR

P. A. Kraevskii, V. E. Chebotarev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The article presents the method of determination of antenna pattern. This method allows reduction of antenna pattern determination error. Components of determination error and examples of methods of their reduction are also considered in this article.

Keywords: antenna pattern, antenna, method of error reduction.

На современном этапе создания спутниковых систем предъявляются высокие требования к точности изготовления и наведения антенных систем, возникает необходимость усовершенствования методов контроля и измерения положения оси диаграммы направленности этих антенных систем в наземных условиях при наземной экспериментальной отработке, что достигается созданием комплекса мероприятий по проведению измерений с использованием высокоточных измерительных приборов.

Применение антенных систем с узкой диаграммой направленности обусловлено тем, что в диапазоне ультракоротких радиоволн используются преимущественно антенны, обладающие острой направленностью хотя бы в одной плоскости. При малой длине волны такие антенны получаются достаточно компактными, что дает возможность, не встречая больших технических трудностей, делать их вращающимися. Благодаря этому имеется возможность, получая большой выигрыш в мощности и уменьшая взаимные помехи станций, осуществлять связь по любым желаемым направлениям [1].

Новые высокоточные антенные системы с шириной диаграммы направленности 0,5° предъявляют требования к наведению оси диаграммы направленности антенны на цель с суммарной погрешностью не более 6 угловых минут, из которых на величину погрешности определения электрической оси антенны выделяется не более 1 угловой минуты.

Применяемые методы при измерении положения диаграммы направленности антенной системы не учитывают многих факторов, влияющих в итоге на общую ошибку определения положения оси диаграммы направленности, таких как влияние неточности системы обезвешивания, неточность выставки антен-

ной системы в нулевое положение, возникающие при этом деформации, и т. д., что влечет за собой увеличение проектных запасов по точности определения положения диаграммы направленности антенной системы, а следовательно, и увеличение ошибки при наведении антенны космического аппарата на орбите.

Одним из ключевых элементов при создании комплекса мероприятий по проведению измерений является его уникальность для применения к той или иной антенной системе.

Поэтому при большом опыте создания антенных систем на данный момент нет разработанной универсальной методики по осуществлению мероприятий по проведению измерений положения диаграммы направленности антенной системы в составе КА.

В основе методики лежит поэтапный анализ составляющих ошибки, влияющих на точность определения положения оси диаграммы направленности антенной системы.

Сущность метода заключается в детальном анализе составляющих элементов, выборе методик для снижения или возможного исключения составляющих, проработки вариантов решения задачи, проведении расчетов, доказывающих правильность выбранного решения по сравнению с аналогами, обоснование применения более точных приборов для проведения операций по определению положения оси.

При определении положения оси диаграммы направленности антенной системы во время наземной экспериментальной отработки должны учитываться следующие составляющие:

- оптическая;

- весовая;

- электрическая;

- влияние параметров окружающей среды;

- влияние точности изготовления составных частей антенной системы;

- повторяемость наведения антенны при помощи электромеханических приводы и т. д.

Детальный анализ составляющих и методов снижения их влияния зависит от конфигурации и состава конкретной антенной системы.

Так, например, для антенных систем, установленных на электромеханические привода, ошибку повторяемости наведения антенны можно уменьшить установкой контрольных оптических элементов, измерением их взаимного положения и последующей выставкой на всех этапах работ с антенной системой.

В настоящее время по данной методике проведены анализы, расчеты, исследования и эксперименты, показывающие, что применение данной методики позволяет значительно снизить величину ошибки определения положения оси диаграммы направленности антенной системы без использования сверхдорогостоящего оборудования, а также уменьшить величину проектного запаса, закладываемого при определении положения оси диаграммы направленности, что по-

зволяет значительно повысить точность наведения антенн космических аппаратов при работе на орбите.

Актуальность использования такой методики очень велика, так как в последнее время на космические аппараты устанавливается все больше и больше антенн с узкой диаграммой направленности, при наведении которой необходимо максимально снизить ошибку нацеливания передаваемого сигнала на абонента.

Библиографическая ссышка

1. Изюмов Н. М., Линде Д. П. Основы радиотехники. М. ; Л. : Энергия, 1965.

Reference

1. Izymov N. M., Linde D. P. Osnovi radiotechniki, M. ; L. : Energia, 1965.

УДК 621.3.049

ПРИМЕНЕНИЕ НАНОТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ УПРОЧНЕНИЯ ПОВЕРХНОСТИ

МЕТАЛЛОИЗДЕЛИЙ

Г. Г. Крушенко

Институт вычислительного моделирования СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

Описаны некоторые нанотехнологии упрочнения поверхности металлоизделий из алюминиевых сплавов и сталей.

Ключевые слова: нанотехнологии, упрочнение, металлоизделия.

THE USE OF NANOTECHNOLOGIES FOR METALWARES SURFACES

HARDENING

G. G. Krushenko

Institute of Computational Modeling SB RAS 50, Akademgorodok, Krasnoiarsk, 660036, Russia. E-mail: [email protected]

Some nanotechnologies of the aluminum alloys and steels metal wares surfaces are described.

Keywords: nanotechnologies, hardening, metalwares.

В настоящее время бурно развивается отрасль, называемая нанотехнологией, которая включает сотни разнообразных технологий [1]. Нанотехнологии в приложении к машиностроению - это совокупность физико-химических процессов, позволяющих контролируемо работать с нанообъектами, размеры которых находятся в пределах от 1 до 100 нанометров (1 нм = = 10-9 м), с целью формирования в конечном счете требуемых характеристик изделий из металлических композиций и других материалов.

Ниже приведено описание только двух из целого ряда разработанных с участием автора нанотехноло-

гий (25 авторских свидетельств и патентов), связанных с упрочнением поверхности металлоизделий.

Упрочнение поверхности металлоизделий способом электроискрового легирования [2].

Электроискровое легирование (ЭИЛ) относится к упрочняющим технологиям, которые основываются на взаимодействии материалов с высококонцентрированными потоками энергии и вещества. С целью упрочнения поверхности изделий из алюминиевых сплавов с применением НП нитрида кремния 813М4 и нитрида титана ТШ было применено электроискровое легирование (ЭИЛ). Технологию упрочнения отраба-

тывали на плоских заготовках, вырезанных из прессованных полос алюминиевого деформируемого сплава Д1, упрочняемую поверхность которых предварительно промывали 10...15 мин в 15%-м растворе каустической соды при 363 К, после чего их сушили в потоке горячего воздуха. Затем в поверхность металла в течение около 2 мин втирали НП. После этого с помощью установки «Эмитрон-14» при использовании графитового электрода диаметром 6 мм (графит марки МПТ-6) производили электроискровую обработку поверхности при круговых перемещениях электрода со скоростью 0,07...0,09 мм/мин, частоте вибрации / = 400 Гц и рабочем токе 1Р = 1 А. Из упрочненных заготовок вырезали цилиндрические образцы диаметром 10 мм и высотой 15 мм. На приборе ПМТ-3 измеряли микротвердость упрочненной поверхности (по Виккерсу НУ). Испытания на износ проводили на машине МТ-2 при возвратно-поступательном перемещении образцов по контртелу из стали Ст3 в течение 3 ч при удельной нагрузке 10 Н/мм2. В качестве смазки использовали трансформаторное масло, которое подавалось в зону трения непрерывно в автоматическом режиме. Износ определяли по потере массы образцов путем их взвешивания на аналитических весах ВЛА-200 до и после испытания. Полученные данные показали, что ЭИЛ поверхности образцов из сплава Д1 графитовым электродом повышает ее микротвердость в 1,8 раза по сравнению с необработанным сплавом (с 200 до 360 ед. НУ), а обработка НП

Б13М4 с последующей ЭИЛ графитовым электродом — в 1,87 раза (до 374 ед. НУ) и обработка НП ТШ и ЭИЛ графитовым электродом - в 2,26 раза (до 453 ед. НУ). При этом износ упрочненной поверхности уменьшился соответственно в 1,84; 2,3 и в 4 раза.

Результаты этого эксперимента были использованы для повышения стойкости кокилей, отливаемых из алюминиевого сплава АК7 и применяемых для литья лодочных винтов из этого же сплава с массой 0,83 кг и диаметром по периферии лопастей 240 мм. Кокиль состоит из двух частей с горизонтальным разъемом. При удалении из него отлитых винтов, имеющих достаточно сложную криволинейную поверхность, происходит силовое и истирающее воздействие на места, оформляющие переходы лопастей к ступице, что приводит в конечном счете к их деформации. Результатом этого является изменение размеров как полости формы, так и тех мест отливок, которые они оформляют. При эксплуатации кокиля с неупрочненной рабочей поверхностью, предварительно окрашенной огнеупорной краской, геометрия полости формы четко воспроизводились на 190...250 отливках, а в результате предварительной обработки этой поверхности НП ТШ с последующей ЭИЛ графитовым электродом и окраской той же огнеупорной краской воспроизводимость размеров полости формы, а следовательно, и геометрия отливаемых винтов, сохранялась до съема 320.350 отливок (больше в 1,3.1,6 раза).

Повышение износостойкости стальных деталей плазменным силицированием [3].

Принцип нанотехнологий был реализован при разработке способа упрочнения методом плазменного силицирования формообразующих поверхностей мат-

риц и пуансонов чеканочных прессов, изготовляемых из высококачественных легированных сталей с У8 и У10. Работа выполнена на Алма-Атинском заводе тяжелого машиностроения в рамках проведения совместных исследовательских работ по повышению качества металлопродукции. Одним из массовых изделий, выпускаемых заводом, являются изготовляемые из хромистой 40Х и хромо-ванадиевой 40ХФА сталей «ключи гаечные двусторонние», номенклатура которых исчисляется десятками наименований (размер открытого зева от 10*12 до 22*24 мм), а количество каждого наименования - до нескольких тысяч в год.

При их изготовлении применяются чеканочные кривошипно-коленные прессы с усилием 400.1000 т, с помощью которых доводится конфигурация ключей. Стали, из которых их изготовляют, обладают достаточно высокими прочностными характеристиками, в связи с чем поверхности формообразующих вставок, устанавливаемых в матрице и пуансоне чеканочного пресса, подвергаются повышенному износу, что снижает ресурс их эксплуатации.

С целью упрочнения рабочих поверхностей формообразующих вставок была использована одна из упрочняющих технологий - плазменное силицирова-ние. В основе разработанной производственной технологии лежит процесс плазмохимического осаждения на поверхность изделия и внедрения в нее атомов (кластеров, наночастиц) кремния из газовой фазы с помощью ВЧИ-генератора.

Установка состоит из питателя аргона; термостата; емкости, содержащей кремнийорганическую жидкость; трубки, предназначенной для подачи смеси плазмообразующего газа (аргон) с парами кремнийор-ганической жидкости; газооформителя; высокочастотного индуктора; обрабатываемого изделия и стола-манипулятора. В процессе работы в центральном объеме устройства формируется плазмоид и струя низкотемпературной плазмы, содержащая пары кремния. В качестве плазмообразующего газа использовали аргон. Источником упрочняющего материала - кремния - служило жидкое кремнийорганическое соединение ТЭОС - химическое соединение тетраэтокси-силан или тетраэтилортосиликат С2Н5О)481. Рабочая частота, создаваемая ВЧИ-генератором, составляла 1 МГц при потребляемой мощности в пределах 35.40 кВт. Скорость плазменного потока (ламинарный), имеющего температуру 8773 К, находилась в пределах 25.30 м/с. Диаметр пятна прижога в области контакта плазменной струи с обрабатываемой поверхностью на расстоянии 45.60 мм от среза сопла плазмотрона до поверхности составлял около 60 мм. Смесь газа-носителя аргона с парами ТЭОС готовилась в герметически закрытой металлической термостатированной (~363 К) емкости, в которой находился жидкий ТЭОС и через которую с помощью заглубленной трубки барботировал аргон. Эта газообразная смесь подавалась в газооформитель плазмотрона и дальше - в образующийся внутри него плаз-моид, где и происходило разложение ТЭОС с выделением атомарного кремния. Поток плазмы, несущий атомы кремния, на высокой скорости соударялся

с поверхностью обрабатываемого изделия, в результате чего и происходило ее упрочнение.

Обрабатываемые матрицы и пуансоны устанавливались в тиски стола-манипулятора, который в процессе обработки совершает в автоматическом режиме возвратно-поступательные перемещения в горизонтальной плоскости с заданной скоростью. Перед упрочняющей обработкой поверхность деталей обезжиривали ацетоном, а в случае необходимости с нее предварительно удаляли окисную пленку.

В результате плазменного силицирования (в течение 40.. .50 с за 3.. .4 прохода) полированных рабочих поверхностей матриц и пуансонов, изготовленных из сталей У8 и У10 и применяющихся для штамповки стальных деталей, срок их службы увеличился в 2,5 раза, а из стали 7Х3 - в 8 раз по сравнению с неупрочнен-ными этим способом матрицами и пуансонами.

Библиографические ссылки

1. Крушенко Г. Г., Решетникова С. Н. Применение и перспективы развития нанотехнологий // Вестник СибГАУ. 2007. Вып. 3. С. 103-106.

2. Крушенко Г. Г., Пинкин В. Ф., Василенко З. А. Повышение износостойкости алюминиевых сплавов электроискровым легированием // Литейное производство. 1994. № 3. С. 13-14.

3. Крушенко Г. Г., Москвичев В. В., Буров А. В. Повышение износостойкости чеканочного инструмента плазменным силицированием. Технология машиностроения. 2004. № 5. С. 27-28.

References

1. Krushenko G. G., Reshetnikova S. N. Primenenie i perspektivy razvitija nanotehnologij. Vestnik SibGAU. 2007. Vyp. 3. S. 103-106.

2. Krushenko G. G., Pinkin V. F., Vasilenko Z. A. Povyshenie iznosostojkosti aljuminievyh splavov jelek-troiskrovym legirovaniem. Litejnoe proizvodstvo. 1994. № 3. S. 13-14.

3. Krushenko G. G., Moskvichev V. V., Burov A. V. Povyshenie iznosostojkosti chekanochnogo instrumenta plazmennym silicirovaniem. Tehnologija mashinostroe-nija. 2004. № 5. S. 27-28.

УДК 539.374

«ПУСТОТЕЛЫЕ» КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ

Г. Г. Крушенко

Институт вычислительного моделирования СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

Описаны современные технологии получения пенометаллов из металлических расплавов и их применение в технике.

Ключевые слова: пенометаллы, технологии изготовления, применение.

HOLLOW CONSTRUTION MATERIALS

G. G. Krushenko

Institute of Computational Modeling SB RAS 50, Akademgorodok, Krasnoiarsk, 660036, Russia/ E-mail: [email protected]

Some technologies of making the foam materials from the metallic liquids and their application in technique are described.

Keywords: metallic foams, technologies of making and application.

Аксиомой при работе с металлоизделиями, применяемыми в различных отраслях машиностроения, является отсутствие в них пустот, наличие которых ухудшает их физико-механические характеристики. Однако при этом в технике существуют и технологии изготовления металлических материалов, в которых, напротив, специально формируют пустоты/ячейки/поры. Одна из технологий производства пустотелых конструкционных материалов заключается во вспенивании жидкого металла с последующей его кристаллизацией. Такие материалы получили название «пенометал-

лы», ПМ (metallic foams), или «ячеистые металлы» (cellular metals), а также «пористые металлы» (porous metals).

В настоящее время ПМ получают с помощью двух основных технологий [1] - литьем и порошковой металлургией.

ПМ обладают благоприятным сочетанием физических и механических характеристик, таких как высокая жесткость в сочетании с очень низкой плотностью (низким удельным весом) и/или с высокой газопроницаемостью в сочетании с высокой теплопроводностью,

а также низкой гигроскопичностью (не более 3 %), что обусловливает морозостойкость и отсутствие трещин при перепаде температур. В сочетании с низкой плотностью и высокой жесткостью, способностью поглощать энергию удара и вибрацию, а также с высокой степенью звукопоглощения и, что очень важно, высокой технологичностью, допускающей возможность формировать из ПМ объемные конструкции, изделия из этого материала, применяют различных отраслях машиностроения: в автомобильной промышленности в виде конструктивных элементов (бамперы и др.), в аэрокосмической отрасли в виде титановых и алюминиевых «сэндвичей», а также некоторых деталей турбин, в судостроении для изготовления корпусов пассажирских судов, элеваторных и антенных платформ и др., в общественном городском транспорте; в строительной индустрии, в конструкциях металлорежущих станков.

Существует ряд технологий получения ПМ, например, путем прямого введения газа (воздух, азот, аргон) в жидкий металл [2]. По другой технологии ПМ получают введением в расплав порофоров (поро-форы - вещества, образующее пузырьки, пену). Например, при получении ПМ из 2п и сплава (4,0 % А1; 1,0% Си; ост. - 2п) в качестве порофоров использовали гидриды ТШ2, MgH, 2гН2, а из сплава (А1-12,0% 81) — Т1Н2 [3].

Разработаны технологии, которые позволяют получать готовые металлоизделия с ячеистой структурой. Например, [3] порошки цинка или сплава (4,0% А1; 1,0% Си; ост. — 2п) смешивали с порошками Т1Н2 или MgH, затем эту смесь вхолодную прессовали в заготовки, которые далее горячим прессованием прессовали в прекурсор, помещали его в форму и нагревали ее выше температуры плавления металла. При этом выделяющийся из гидридов водород образовывал в жидком металле пену, которая заполняла полость формы.

Исходя из анализа имеющейся информации нами была проведена работа [4] по получению пеноалюми-ния с использованием в качестве порофора крошки саяногорского мрамора, содержащего вспенивающий компонент СаО порядка 52,0-55,2 %. На рис. 1 приведена фотография образца типичного пеноалюминия [4]. Плотность ~0,83 г/см3, пористость ~70 %, размеры пор 0,5...10,0 мм.

Рис. 1. Образец (40*35*35 мм) из пеноалюминия марки А7

Некоторые примеры применения пенометаллов в аэрокосмическом машиностроении

На рис. 2 показан фрагмент передней кромки кры-

ла самолета [5], изготовленного из листового деформируемого алюминиевого сплава, до (а) и после (б) заполнения полости пеной сплава А1-10% 81 (плотность р = 0,90 г/см3). В качестве порофора применяли Т1Н2. Толщина листа пустотелой кромки стандартной конструкции составляла 2,5 мм, а в результате заполнения пеносплавом ее уменьшили до 1,5 мм. Испытания на удар показали, что деформация пустотелой кромки составляет 9,8 ± 0,4%, тогда как заполненной пеносплавом — 2,5 ± 0,1% (меньше ~ в 4 раза).

а б

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Рис. 2. Передняя кромка крыла самолета: до (а) и после (б) заполнения пеносплавом А1-10% 81 [5]

В работе [6] описана технология изготовления одного из компонентов ракеты-носителя «Ариан 5» -Сопе 3936 (Конус 3936) с применением сэндвичей, заполненных алюминиевой пеной. Технология изготовления сегментов состояла из следующих последовательных операций. Контейнер из листового металла заполняли требуемыми количествами порошка из сплава (6,0% 81; 10,0% Си; А1 - ост.), легирующих компонентов и порошка гидрида водорода Т1Н2 с последующим уплотнением. Полученный прекурсор помещали между алюминиевыми листами толщиной 1,5 мм и подвергали его прокатке, затем нагревали до расплавления металлических компонентов и разложения Т1Н2 с выделением водорода, который и образовывал пенно-пористую структуру, фиксирующуюся при последующем охлаждении. Толщина сэндвича составляла 25 мм. Для придания сэндвичу требуемой толщины и устранения деформации поверхности, вызванной образованием пены, его подвергают повторному прессованию. Полученные заготовки резали лазером до нужных размеров. Сегмент с требуемой криволинейной геометрией получали прессованием, конечные размеры - обработкой резанием. Сегменты собирали в конструкцию конуса (рис. 3) с помощью сварки плавлением, запатентованной ВИЛСом еще в 2001 г. [7].

Рис. 3. Собранный конус Сопе 3936 (Конус 3936). Диаметр верхней части составляет 2,6 м, нижней - 3,9 м, высота 0,8 м, масса 200-210 кг

Библиографические ссылки

1. Cambronero L. E. G. et al. Manufacturing of Al-Mg-Si alloy foam using calcium carbonate as foaming agent // Journal of materials processing technology. 2009. Vol. 209. Iss. 4. P. 1803-1809.

2. Asholt P. Metal foams and porous metal structures // Banhart J., Ashby M. F, Fleck N. A., editors. Intern. Conf., Germany: MIT Press-Verlag, 14-16. June 1999. P. 133.

3. Kovacik J., Simancik F. Comparison of zinc and aluminium foam behaviour // Kovove materially. 2004. Vol. 42. № 2. P. 79-90.

4. Крушенко Г. Г. Применение пенометаллических материалов в технике // XXXVII Академические чтения по космонавтике : тезисы докладов. М. : РАН, 2013. С. 39-40.

5. Reglero J. A. et. al. Aluminium foams as a filler for leading edges: Improvements in the mechanical behavior under bird strike impact tests // Materials and design. 2011. Vol. 32. № 2. P. 907-910.

6. Schwingel D. et. al. Aluminium foam sandwich structures for space applications // Acta Astronautica. 2007. Vol. 61. Iss. 1-6. P. 326-330.

7. Патент РФ 2202454. Способ соединения заготовок из пеноалюминия / А. Г. Погибенко и др. Опубл. 20.04.2003.

References

1. Cambronero L. E. G. et al. Journal of materials processing technology. 2009. V. 209. Issue 4. P. 1803-1809.

2. Asholt P. Intern. Conf., Germany: MIT PressVerlag, 14-16. June 1999. P. 133.

3. Kovacik J., Simancik F. Kovove materially. 2004. V. 42. № 2. P. 79-90.

4. Krushenko G. G. XXXVII Akademicheskie chteniya po kosmonavtike. Moscow. RAN. 2013. S. 39-40.

5. Reglero J. A. et. al. Materials and design. 2011. V. 32. № 2. P. 907-910.

6. Schwingel D. et. al. Acta Astronautica. 2007. V. 61. Issue 1-6. P. 326-330.

7. Pogibenko A. G. Patent RF 2202454. Publ. 20.04.2003.

УДК 677.025

ВЫБОР МАТЕРИАЛА МИКРОПРОВОЛОКИ ДЛЯ ВЯЗАНИЯ ОТРАЖАЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КРУПНОГАБАРИТНЫХ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ АНТЕНН

Л. А. Кудрявин, В. А. Заваруев, О. Ф. Беляев

Московский государственный университет дизайна и технологии Россия, 117997, г. Москва, ул. Садовническая, д. 33, стр. 1

Доклад посвящен проблеме выбора материала микропроволок для вязания отражающей поверхности трансформируемых космических антенн. Показано, что по массовым и жесткостным характеристикам одними из наиболее подходящих для этих целей являются стальные микропроволоки.

Ключевые слова: трансформируемые космические антенны, сетеполотно.

CHOICE OF MATERIAL MICROWIRE FOR KNITTING REFLECTING SURFACE OF LARGE-SIZE TRANSFORMABLE ANTENNAS

L. A. Kudrjavin, V. A. Zavaruev, O. F. Beliaev

Moscow State University of design and technology 33, Sadovnicheskaya str., Moscow, 117997, Russia

The research is devoted to the problem of choice of microwire material for knitting reflecting surface of transformable space antennas. It is shown that steel microwire is the most suitable for these purposes according to the mass and stiffness characteristics.

Keywords: space antennas, steel microwire, characteristics.

Для создания отражающей поверхности (ОП) са, высокая эластичность (малая жесткость), высо-

трансформируемых космических антенн широко ис- кий коэффициент отражения электромагнитных

пользуются сетеполотна, связанные по трикотажной волн. Для получения ОП с малыми размерами ячеек,

технологии из микропроволок, покрытых золотом необходимыми для получения коэффициента отра-

или никелем для уменьшения контактных сопротив- жения, мы используем одинарные 20 мкм стальные

лений между элементами структуры. К ОП предъяв- или молибденовые микропроволоки и двойные

ляются следующие основные требования: малая мас- 15 мкм вольфрамовые микропроволоки (одинарные

вольфрамовые микропроволоки часто рвутся при вязании).

Сравнивая приведенные материалы по плотности, получим, что при одной и той же структуре сетепо-лотна масса сетеполотна, изготовленного из молибденовой микропроволоки, будет в 1,3 раза выше, чем из стальной микропроволоки, а из двойной вольфрамовой - в 2,8 раза выше, чем из стальной, т. е. стальная микропроволока по массовым характеристикам наилучшая из трех.

Сравним теперь жесткость сетеполотен с одинаковой структурой, изготовленных из этих трех видов микропроволок. Используя нелинейную теорию упругости, мы показали, что жесткость сетеполотна прямо пропорциональна жесткости микропроволок на изгиб и обратно пропорциональна кубу размера ячеек. Жесткость на изгиб молибденовой микропроволоки примерно в 1,5 раза выше, чем стальной, а двойной вольфрамовой - в 1,1 выше, чем стальной микропроволоки.

Таким образом, сетеполотно, изготовленное из стальной микропроволоки, и по жесткости обладает преимуществом перед сетеполотнами, изготовленными из остальных двух видов микропроволок. Это преимущество растет при уменьшении размеров ячеек. Действительно, условно примем жесткость при растяжении сетеполотна из стальной микропроволоки за 1. Тогда жесткость сетеполотна из молибденовой микропроволоки будет равна 1,5, а из вольфрамовой - 1,1. При уменьшении размера ячейки в 2 раза жесткость сетеполотна из стальной микропроволоки станет равной 8, из молибденовой - 12, из вольфрамовой - 8,8, т. е. разница в жесткости сете-полотен действительно возрастает с уменьшением размера ячеек в них.

Таким образом, по массовым и жесткостным характеристикам сетеполотен для изготовления ОП наиболее подходящей является стальная микропроволока. Кроме того, она существенно дешевле.

629.78.01:621.828

ГИБКИЙ ШАРНИР

В. В. Кузнецов, А. А. Байбородов

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

В настоящее время в современных космических летательных аппаратах широко используются, в различных трансформируемых механический системах, пружинные приводы. К этим приводам предъявляются жесткие требования по надежности и точности раскрытия. Они предназначены для перевода механических систем из транспортировочного положения в рабочее. На данный момент, широкое распространение получили пружинные приводы вращающиеся вокруг оси (жесткие шарниры). Такие шарниры обладают необходимыми запасами по надежности и раскрывающим моментам, но имеют ряд недостатков. Недостатки такого типа шарниров можно устранить изменив их принципиальную схему, перейдя к шарнирам на основе гибких элементов.

Ключевые слова: шарнирные соединения, гибкий шарнир.

FLEXIBLE HINGE

V. V. Kuznetsov, A. A. Baiborodov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

Nowadays spring drives are widely used in a variety of transformable mechanical systems of modern spacecraft. Strict requirements are imposed to reliability and accuracy of the disclosure of these drives. They are designed to transfer the mechanical systems from transport to working position. Currently, spring drives rotating about the axis (rigid joints) are widespread. Such joints have enough reliability and revealing moments as well as a number of drawbacks. The disadvantages of this type ofjoints can be eliminated by changing their concept by proceeding to the hinges on the basis of dynamic elements.

Keywords: articulated joints, flexible hinge.

Пружинные приводы на основе вращения вокруг там, обеспечивают разворот на 180° (на рис. 1 ШУ изо-

оси принято называть жесткими шарнирами. Жесткие бражен в развернутом виде), но имеют ряд недостатков: шарниры данного типа (рис. 1) обладают необходимы- - низкая технологичность изготовления ввиду

ми запасами по надежности и раскрывающим момен- большого количества деталей и их сложности;

- наличие механизма зачековки;

- наличие большого количества пар трения, а значит и дополнительных покрытий для снижения трения;

- необходимость регулировки для нормального функционирования;

- достаточно большая масса.

Рис. 1

Помимо варианта применения в конструкциях трансформируемых механических систем жестких шарниров, существует вариант применения гибких шарниров.

Гибкий шарнир имеет ряд следующих преимуществ над жестким шарниром:

- данная конструкция шарнира допускает люфт в интерфейсе шарнира при сложенной конфигурации, но исключает его в рабочем положении.

- применение данной конструкции шарнира исключает пары трения в шарнире, что повышает надежность раскрытия;

- применение гибких шарнирных узлов снижает традиционные требования к точности изготовления элементов шарнира, материалам и допускам, что снижает стоимость изготовления;

- гибкие шарниры, наряду с жесткими шарнирами, обладают высокой степенью модульности, позволяющей параллельно от общей сборки изготавливать и испытывать шарниры;

- в гибких шарнирных узлах в одних и тех же элементах сочетаются функций подвижных и раскрывающих элементов, что существенно упрощает конструкцию шарнира.

Ввиду вышеперечисленного возникает потребность и необходимость в создании шарнирных узлов, основанных на использовании гибких элементов, которые смогут устранить вышеуказанные недостатки жестких шарниров.

Гибкий шарнир в простейшем варианте исполнения представляет собой конструкцию, состоящую из

проставок, упругих пластин (ленточных пружин), служащих исполнительным элементом, и прижимов с крепежом (рис. 2).

Конструкция гибкого шарнира может обеспечить раскрытие частей трансформируемых механических систем, однако помимо раскрытия шарнир должен обеспечивать требования по контролепригодности, удержанию раскрытой конструкции шарнирного узла по действием изгибающего момента, зачековки в рабочем положении, обеспечивать определенную траекторию раскрытия и возможность регулировки положения частей трансформируемой механической системы относительно друг друга.

Рис. 2. 1 - ленточная пружина; 2 - проставки; 3 - прижим с крепежом

Рис. 3. 1 - трос; 2 - прижим с крепежом;

3 - крепежные кронштейны; 4 - обкатные ролики;

5 - регулировочные эксцентрики; 6 - ленточные пружины;

7 - датчик срабатывания; 8 - пружинный упор

Вышеприведенные требования обеспечиваются наличием в конструкции шарнира опорных кулачков, которые, перекатываясь друг относительно друга, обеспечивают определенную траекторию раскрытия. С появлением таких кулачков в конструкции реализуется требование по удержанию шарнирного узла в раскрытом положении под воздействием изгибающего момента. Изгибающий момент действует на шарнирный узел в сторону раскрытия после его полного раскрытия. Этот момент обеспечивается пружи-

ной, за счет того, что геометрия роликов построена таким образом, что по достижении необходимого угла раскрытия дальнейшее перекатывание невозможно и происходит растяжение пружины. Требование по за-чековке также обеспечивается пружиной за счет жесткости ее профиля. На рис. 2 приведен график с характером момента, который необходимо приложить чтобы преодолеть жесткость профиля. Контролепри-

годность обеспечивается установкой датчика, который будет подтверждать факт раскрытия шарнира.

Регулировку положения частей трансформируемой механической системы относительно друг друга можно обеспечить эксцентриками

Общий вид конструкции, которая способна обеспечить все требования, приведен на рис. 3.

УДК 629.78.064.56

СИСТЕМА РАЗВЕРТЫВАНИЯ СОЛНЦЕЗАЩИТНЫХ ЭКРАНОВ

Е. А. Лаптев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Для решения ряда научных задач по изучению разнообразных астрономических объектов создаются различные космические аппараты (обсерватории, телескопы), главным инструментом которых являются рефлекторы, требующие глубокого охлаждения до температуры 4,5 К. Задача обеспечения заданного теплового режима рефлектора решается за счет применения системы пассивного охлаждения - системы радиационного экранирования излучений Солнца, Земли, Луны и других источников теплового излучения, обеспечивающей температуру на выходе на уровне 20 К, и системы активного охлаждения, обеспечивающей дальнейшее снижение температуры с 20 К до 4,5 К.

Представлена система развертывания радиационных экранов из сложенного положения в рабочее, которая может быть взята за основу при создании пассивных систем охлаждения аналогичных космических аппаратов.

Ключевые слова: солнечный щит, солнечный отражатель, солнцезащитный экран, система охлаждения космического телескопа, механизм развертывания, механизм раскрытия.

SUNSCREEN DEPLOYMENT SYSTEM

E. A. Laptev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

To address a number of scientific tasks to study a variety of astronomical objects by a variety of spacecraft (observatories, telescopes) is designed; the main tool of them is a reflector, requiring deep cooling to a temperature of 4,5 K. The task to provide specified thermal conditions of a reflector is achieved by the use of passive cooling - a radiation shielding from the sun, earth, moon, and other heating sources, keeping an outlet temperature up to 20 K, and the active cooling system, characterized by a further decrease in temperature from 20 K to 4,5 K. A system deployed radiation shields from a retracted position to the operation, which can be used as a basis to design passive cooling systems for similar spacecraft is presented.

Keywords: solar panel, solar reflector, sun screen, cooling system of Space Telescope, the deployment mechanism, the mechanism of disclosure.

В существующих проектах космических телескопов пассивная система охлаждения обычно представляет собой набор пленочных экранов, выполняемых, как правило, из металлизированной полиимидной или полиэтилентерефталатной пленки, расположенных определенным образом относительно друг друга для эффективного отражения солнечного потока и обеспечения заданной температуры на ближнем к рефлектору экране. Толщины пленок могут быть от 5 до 60 мкм, некоторые экраны могут быть выполнены в виде экрано-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ). Для

защиты рефлектора от солнечного потока при его боковом освещении экраны продлевают до среза рефлектора. Форма экранов выбирается исходя из требований по величине теплового потока, приходящего на рефлектор, и направления освещения и может быть как плоской, так и в виде пирамиды с произвольным числом граней. Плоский вид граням придается для упрощения конструкции, развертывающей экраны и обеспечивающей их форму в рабочем положении, хотя теоретически их можно выполнять и криволинейными.

На рис. 1 показаны экраны системы пассивного охлаждения проекта космического телескопа, имеющего рефлектор диаметром 10 м и в процессе работы подвергающегося как осевому с тыльной стороны, так и боковому освещению солнечным потоком. В результате того что пленка не обладает достаточной упругостью для самостоятельного развертывания в рабочую конфигурацию и не способна удерживать свою форму, экранам требуется механизм развертывания, или раскрытия. Этот механизм всегда будет создавать дополнительный кондуктивный теплопри-ток, приходящий на корпус телескопа и далее на рефлектор, который нужно учитывать.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Исходя из задач к механизму развертывания экранов можно предъявить следующие основные требования:

- беспечение формы укладки пленки в сложенном положении в выделенной зоне полезного груза и ее сохранность на всех этапах наземной эксплуатации и на участке выведения;

- высокая надежность развертывания;

- создание как можно меньшего кондуктивного теплопритока, приходящего на корпус телескопа через элементы конструкции механизма развертывания;

- обеспечение требуемой жесткости в рабочем положении;

- обеспечение стабильности геометрической формы экранов;

- обеспечение целостности пленки при ее температурных деформациях.

Обеспечить выполнение всех вышеперечисленных требований может конструкция, показанная на рис. 2. Ее основными элементами являются спицы с подпружиненными тягами, обеспечивающие требуемую жесткость системы пассивного охлаждения в рабочем положении. Конструктивно спицы выполнены в виде трубы из материала, обладающего максимальной жесткостью, минимальной теплопроводностью, минимальным коэффициентом температурного расширения. Количество спиц выбирается минимально возможным, и главным ограничением в выборе количества служат размеры зоны полезного груза. Спицы

закреплены на корпусе телескопа шарнирно. Поворот спицы из сложенного положения в рабочее ограничивается упором в шарнире, определяющим конечное положение спицы. Раскрываемый момент в спице создается пружинами тяг. Тяги одним концом закреплены на корпусе телескопа, вторым - на концах спиц и выполнены из материала, обладающего такими же свойствами, как и у спиц. Пружины тяг, кроме функции раскрытия, выполняют также функцию по обеспечению необходимого усилия натяжения тяг для минимизации влияния силы тяжести на форму экранов при наземной экспериментальной отработке и на этапах изготовления. Конструктивно пружины тяг расположены внутри спицы. Экраны закреплены на тягах следующим образом: жестко зафиксированы в плоскости грани экрана и перпендикулярно плоскости грани экрана, в вершинах граней экраны закреплены на тягах с помощью пружин, создающих необходимое усилие натяжения пленки, при этом вдоль тяги экраны имеют относительно них силовую развязку. Силовая развязка как обеспечивает целостность пленки при ее температурной деформации, так и уменьшает величину растяжения пружин тяг, что в свою очередь уменьшает деформацию спиц и обеспечивает лучшую стабильность геометрической формы экранов. Пример реализации такого закрепления показан на рис. 3.

На рис. 4 показан механизм развертывания в сложенной конфигурации: спицы сложены вдоль продольной оси телескопа, при этом концевые части спиц посредством концевого шарнира повернуты вовнутрь для обеспечения размещения в зоне полезного груза. Спицы упираются друг в друга специальными упорами, образуя два пояса зачековки - верхний и нижний. Зачековка может быть реализована путем стягивания спиц по этим двум поясам специальными тросами, которые в требуемый момент времени разрываются при помощи, например, пироэлементов, высвобождая тем самым спицы. Зачекованная таким способом конструкция представляет собой достаточно жесткий и устойчивый каркас, служащий опорой для экранов, укладываемых на нем специальным образом.

2

ТПЧКП ЧПк'ПРПЛРНИЯ

Рис. 2.

1 - спица; 2 - тяги; 3 - корневой шарнир; 4 - концевой шарнир рис 3

1

Рис. 4.

1 - верхний пояс зачековки;

2 - нижний пояс зачековки

Рис. 5

После расчековки спицы начинают раскрываться под действием пружин тяг. При необходимости для обеспечения плавного и одновременного раскрытия всех спиц можно установить ограничитель скорости раскрытия. Известным способом является применение разматывающегося посредством электрического привода троса, опоясывающего все спицы. На рис. 5 изо-

бражена система пассивного охлаждения в рабочем положении, совмещающая в себе пленочные экраны и систему их развертывания.

УДК 658.51; 629.783; 629.7.012; 004.942; 533.65;533.6.04

АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОГО ЦИФРОВОГО МАКЕТА

М. В. Лихачев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Разработана и практически опробована методика расчета характеристик устойчивости-управляемости самолета с использованием интеллектуальных возможностей САПР. Показана возможность применения данной технологии для проектирования сложных изделий машиностроения.

Ключевые слова: САПР, управление знаниями, проектирование, самолет.

AIRCRAFT STABILITY AND CONTROL ANALYSYS WITH INTELLECTUAL DIGITAL MOCKUP TECHNOLOGY

M. V. Likhachev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Methodology of aircraft stability analysis with intellectual digital mockup approach has been developed and implemented. A possibility of intellectual digital mockup application for complex product development was demonstrated.

Keywords: CAD, Knowledge Based Engineering, design, aircraft.

Задача определения характеристик устойчивости и управляемости самолета давно решена и является одной из подзадач в процессе проектирования самолета. Задача сводится к отысканию взаимного положения аэродинамического фокуса (АФ) самолета и дистанции до центра масс самолета, которая называется запасом устойчивости.

На практике АФ на этапе проектирования, находится с помощью инженерных методик [1] и моделирования аэродинамики самолета с помощью панельных и других методов численного моделирования [2].

Особенностью задачи отыскания АФ (а также ряда других задач, решаемых в процессе проектирования самолета: нахождение аэродинамических коэффициентов и производных, разработка лимитов масс и пр.) является неразрывная связь между геометрическими параметрами самолета, определяемыми компоновкой и результатами расчетов или моделирования. Это затрудняет создание расчетных программ, решающих задачу оптимизации самолета, поскольку в цикл оптимизации необходимо включать пересчет геометрических параметров, которые сложным образом взаимодействуют друг с другом.

Для решения этой проблемы была использована технология создания проектного цифрового макета в САПР CATIA V6 с использованием инструментария управления знаниями (Knowledge Based Engineering).

Созданный цифровой макет представляет собой набор трехмерных объектов с заданным поведением: фюзеляж (мотогондола), крыло, стабилизатор, киль. Далее, на основании геометрической информации модуль CATIA Knowledge Advisor определяет положение АФ и ряд других параметров. В случае выхода значений параметров за рамки требований к характе-

ристикам самолета система сигнализирует об этом с помощью встроенных в модель проверок.

После ряда манипуляций модель может быть экспортирована в программный комплекс АПАК, который позволяет, в частности, анализировать аэродинамические характеристики самолета методом вихревой решетки [3].

Методика была опробована на ряде серийных самолетов с известными характеристиками и практически применена к расчету устойчивости строящегося гидросамолета. По результатам моделирования были выданы рекомендации разработчикам по приведению параметров самолета в соответствие с требованиями.

В результате проделанной работы доказана практическая применимость методик решения связанных геометрических и расчетных задач с использованием интеллектуальных моделей в САПР, в процессах проектирования сложных изделий.

Библиографические ссылки

1. Бадрухин Ю. И., Вишняков Н. А., Деришев С. Г., Зайцев В. Ю., Серьезнов А. Н. Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки. Т. 1. Новосибирск : СибНИА, 1994.

2. Колесников Г. А. и др. Аэродинамика летательных аппаратов. М. : Машиностроение, 1993.

3. Белоцерковский С. М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М. : Наука, 1965.

References

1. Badrukhin U. I., Vishnyakov N. A., Derishchev S. G., Zaycev V. Yu., Seryeznov A. N. Rukovodstvo dlua

konstruktorov letetelnyh apparatov samodeyatelnoy pos-troyki. T. ¡.(Manual for designers of amateur-build aircraft, Vol. ¡) Novosibirsk, SibNIA, 1994.

2. Kolesnikov G. A. and others Aerodynamila letetelnyh apparatov (Flying vehicles aerodynamics). M. : Mashinostroyeniye, 1993.

3. Belotserkovskiy S. M. Tonkaya nesushaya poverhnost v dozvukovom potoke gaza. (Thin aerodynamic surface at subsonic gaz flow). M. : Nauka, 1965.

УДК 629.09:629.78

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТА ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ЭЛЕКТРОНАСОСНОГО АГРЕГАТА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ

А. А. Логанов, Г. И. Овечкин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Определяется взаимосвязь между исходными данными проектных характеристик электронасосного агрегата системы терморегулирования космических аппаратов и рабочей точкой механической характеристики электродвигателя. Устанавливается степень влияния коэффициента быстроходности насоса как показателя рабочего режима на рабочий момент на валу электродвигателя.

Ключевые слова: система терморегулирования, электронасосный агрегат, коэффициент момента.

TECHNIQUE OF DEFINITION OF THE ELECTRIC MOTOR TORQUE AT DESIGN OF THE ELECTROPUMP UNIT OF THERMAL CONTROL SYSTEM

A. A. Loganov, G. I. Ovechkin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The interrelation between the basic data basic data of design characteristics of the electro pump unit of spacecrafts thermal control system and a working point of the electric motor mechanical characteristic is defined. The extent of the pump specific speed influence as an indicator of an operating mode on the working moment on an electric motor shaft torque is established.

Keywords: thermo regulation system, electro pump unit, factor of the torque.

Формирование исходных данных на проектирование электронасосных агрегатов (ЭНА) системы терморегулирования (СТР) для перспективных космических аппаратов часто происходит в условиях неопределенности относительно необходимых значений рабочих перепадов давлений и объемного расхода, которые должны быть обеспечены ЭНА, что замедляет процесс проектирования. Для сокращения этого процесса можно воспользоваться существующей системой стандартизации, а именно - рядом нормальных значений мощности на валу электродвигателя. При заданной частоте вращения можно получить фактически ряд нормальных значений момента, между которыми осуществляется выбор. В дополнение к ряду нормальных значений момента необходимо найти способ достаточно достоверного определения потребного номинального момента на валу электродвигателя, доступный уже на этапе подготовки исходных данных на проектирование ЭНА.

Автором ранее для теплоносителей с одинаковой плотностью был предложен инвариант оптимального значения соотношения определяющих параметров ЭНА (1) для расчетного режима работы [1]:

9 = ю2-^г / И, (1)

где - площадь выходного поперечного сечения спирального сборника, м2; ю - угловая скорость ротора насоса, с-1; И - напор насоса, Дж/кг.

Уравнение наиболее эффективных значений 9 для различных ЭНА в зависимости от показателя быстроходности насосов н8 по результатам анализа экспериментальных данных для 11 ЭНА с теплоносителем ЛЗ-ТК-2 (изооктан) имеет вид (2).

90р = 0,0002149 • 4426 . (2)

Здесь н8 - коэффициент быстроходности ЭНА [2]

% =193,3 (3)

где ю - угловая скорость ротора; Q - подача ЭНА, м3/с; Н - напор ЭНА, Дж/кг. Здесь [2]

Н = ДР/р, (4)

где АР - перепад давления, Па; р - плотность теплоносителя.

Для тех же 11 вариантов ЭНА экспериментально проверена зависимость (5) между коэффициентом быстроходности и коэффициентом момента т, введенным на основе исходных данных и площади поперечного сечения «горла» спирального отвода насоса (1):

8M-

m =

эд

pD2V FT

(5)

Здесь Мэд - значение момента на валу электродвигателя, соответствующее расчетной точке характеристики ЭНА; Б2 - наружный диаметр рабочего колеса.

Значения коэффициента момента т для испытанных ЭНА с КПД, близким к максимально теоретически возможному, оказались не зависящими от коэффициента быстроходности и попали в диапазон 0,71...0,73.

Использование зависимости (5) для коэффициента момента ЭНА в сочетании с формулами (1) и (2) позволяет уже на этапе определения исходных данных

для проектирования перспективного насоса с большой степенью определенности выбрать основные характеристики нужного электродвигателя.

Библиографические ссылки

1. Логанов А. А. Моделирование характеристик насосов системы терморегулирования // Изв. вузов. Приборостроение. 2011. Т. 54. № 4. С. 24-28.

2. Кривченко Г. И. Насосы и гидротурбины. М. : Энергия, 1970. 448 с.

References

1. Loganov A. A. Modelirovanie harakteristik nasosov sistemy termoregulirovanija // Izv. vuzov. Priborostroe-nie. 2011. T. 54. № 4. S. 24-28.

2. Krivchenko G. I. Nasosy i gidroturbiny. M. : Jener-gija, 1970. 448 s.

УДК 629.78.086

ВОЗМОЖНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ОПТОВОЛОКОННЫХ ДАТЧИКОВ С РЕШЕТКОЙ БРЭГГА ДЛЯ КОНТРОЛЯ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ УГЛЕПЛАСТИКОВЫХ ИЗОГРИДНЫХ УЗЛОВ ТРАНСФОРМИРУЕМЫХ СИСТЕМ КА

А. А. Мальцев, Д. О. Шендалев, В. М. Михалкин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева»

Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассмотрена возможность внедрения оптоволоконных датчиков деформации с решеткой Брэгга в изо-гридные узлы КА для контроля их напряженно-деформированного состояния. Дана информация о текущем состоянии работ и перспективах развития.

Ключевые слова: оптоволоконные датчики деформации, контроль деформаций, изогридные конструкции.

POSSIBILITY OF APPLYING FIBER BRAGG GRATINGS TO CONTROL STRESSEDLY-DEFORMATED CONDITION OF CARBON ISOGRID SATALLITE TRANSFORM SYSTEMS COMPONENTS

A. A. Maltsev, D. O. Shendalev, V. M. Mihalkin

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

The possibility to embed Fiber Bragg Gratings Gages to isogrid satallite component to control stressedly-deformed condition is considered. The information concerning the current state research and further development prospective are introduced.

Keywords: fiberoptic deformation gages, deformation control, isogrid construction.

В последние годы наблюдается стремительный рост применения композитных материалов в составе трансформируемых систем космических аппаратов (КА). Характерный пример - сетчатые конструкции из углепластика, сочетающие высокую удельную

прочность и жесткость с малым весом. Такой тип конструкций используется как для силовых элементов КА - адаптера и силовой трубы, так и для элементов несущих конструкций крупногабаритных трансформируемых рефлекторов и штанг.

Актуальной задачей при наземной экспериментальной отработке конструкций является оценка напряженно-деформированного состояния, возникающего от внутренних и внешних воздействий в процессе испытаний. Сложность заключается во внедрении средства измерения в готовую конструкцию. Классическим решением этой задачи является применение тензометрии. Однако малый размер поперечного сечения элементов сетчатой структуры спиц рефлектора, например, не позволяет применить классические датчики. Для решения данной проблемы необходимо применять принципиально новые измерительные системы. Одна из таких систем основана на применении оптоволоконных датчиков деформации (ОДД) с решеткой Брэгга РБв8 (Бельгия).

Принцип работы ОДД основан на зависимости отраженного от решетки Брэгга излучения от периода решетки. При линейном растяжении период увеличивается, и длина волны изменяется. Изменение отраженной длины волны фиксируется измерительным оборудованием - сканером.

Благодаря сочетанию минимальных габаритов и массы (чувствительным элементом - датчиком -является участок оптоволокна толщиной 0,2 мм) с большим диапазоном измерения деформации (кратковременно до 5 %) ОДД идеально подходят для контроля деформаций углепластиковых изделий с малым сечением деформируемых участков.

С помощью ОДД возможно контролировать нагрузки в спицах рефлекторов зонтичного типа большого диаметра в процессе их отработки и транспортировки.

Калибровку установленных датчиков можно проводить в процессе испытаний при входном контроле. Спица нагружается автономно заданными усилиями. При этом в сечениях спицы реализуются определенные силовые факторы, и строится зависимость величин силовых факторов от деформации для каждого измеряемого элемента.

По схеме приемосдаточных испытаний был проведен эксперимент по определению несущей способности спицы (см. рисунок).

Длина спицы около 6 м, спица имеет в сечении 20 спиральных ребер. На спицу было установлен 40 ОДД в 2 сечениях (А и Б) - на каждом ребре по одному ОДД.

Осуществлялось пошаговое нагружение спицы с регистрацией величины относительной деформации на каждом шаге. Полученная информация использовалась для проверки величины изгибной жесткости Бх спицы, рассчитанной по величинам перемещений.

При этом использовалось соотношение

М • у

е =-—,

где е - относительное удлинение; М - изгибающий момент в сечении; у - расстояние от средней линии сечения спицы до средней линии сечения спирального ребра.

Схема испытаний

При расчете Бх по средним величинам относительных удлинений для симметричных ребер различие с интегральной характеристикой жесткости не превысило 15 %. Величина отклонений от средней величины позволила оценить разброс площадей поперечного сечения элементов сетчатой структуры.

Полученная величина максимальной деформации при разрушении будет использована для определения границ нормальных нагрузок на спицу подобной конфигурации.

Для использования ОДД в качестве системы мониторинга подобные эксперименты необходимо провести для всех типов структур, где они будут применяться.

Предложенный подход может найти широкое применение в системах мониторинга напряженно-деформированного состояния узлов КА и для получения экспериментальных данных, способных подтвердить правильность расчетов прочности и жесткости конструкций. При помощи оптической тензометрии могут быть получены данные о поведении конструкций как в статике, так и в динамике, преимущества системы позволяют проводить эксперименты, невозможные ранее, что в конечном итоге положительно влияет на надежность и качество продукции.

УДК 629.78.086.018

АНАЛИЗ ПРИМЕНИМОСТИ СИСТЕМЫ ОБЕЗВЕШИВАНИЯ ПАССИВНОГО ТИПА ДЛЯ КРУПНОГАБАРИТНОГО КРЫЛА БАТАРЕИ СОЛНЕЧНОЙ

В. М. Михалкин, И. В. Романенко

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Описываются результаты анализа и критериев применимости системы обезвешивания пассивного типа на примере универсального стенда обезвешивания для испытаний крупногабаритного крыла батареи солнечной спутника связи. Выделяются основные параметры системы обезвешивания, влияющие на процесс испытаний. Предлагаются методы усовершенствования оборудования.

Ключевые слова: крыло батареи солнечной, система обезвешивания, механические устройства, космический аппарат.

ANALYSIS OF APPLICABILITY OF PASSIVE TYPE ZERO-GRAVITY SYSTEM

FOR LARGE SOLAR ARRAY

V. M. Mikhalkin, I. V. Romanenko

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The paper describes the results of the analysis of a passive type zero-gravity system applicability in terms of a universal zero-gravity stand for tests of large solar array of communication satellite. Main parameters of zero-gravity system that impact on tests are highlighted. Methods of improvement of equipment are offered.

Keywords: solar array, zero-gravity system, mechanical devices, spacecraft.

Космический аппарат содержит множество механических устройств и систем, без успешной работы которых невозможно выполнение целевых задач аппарата. Механические устройства являются частью более сложных систем, таких как система электропитания или антенная система, и, выполняя свои важные задачи, обеспечивают их функционирование [1].

На этапе наземной экспериментальной отработки космического аппарата проводится большое количество различных испытаний. Одним из видов испытаний механических устройств являются испытания по проверке функционирования.

Основные задачи испытаний по проверке функционирования в том, чтобы проверить правильность заложенных конструкторских решений:

- превышение движущих сил в шарнирных узлах (ШУ) над силами сопротивления;

- соблюдение логики раскрытия;

- зачековка устройств в рабочем положении.

При проведении наземной экспериментальной отработки механических устройств космического аппарата важным фактором является исключение влияния поля силы тяжести на объект испытаний. Для этого используется система обезвешивания, основные задачи которой:

- обеспечить беспрепятственное и свободное движение механической системы во время испытаний;

- исключить появление сил сопротивления движению в ШУ от действия сил тяжести.

В настоящее время в ОАО «ИСС» широко применяются системы обезвешивания пассивного типа.

Усилие обезвешивания в таких системах создается механическим способом (растянутой пружиной; грузом, расположенным на определенном плече; шаром, наполненным легким газом, и др.), и в процессе раскрытия механической системы усилие не изменяется. Движение элементов системы обезвешивания определяется движением механической системы и дополнительно не управляется. Силы трения в элементах системы обезвешивания в процессе раскрытия компенсируются не полностью.

Параметры системы обезвешивания, такие как масса элементов, коэффициент трения материалов в подвижных частях и др., оказывают влияние на процесс испытаний. Совокупность этих параметров приводит к появлению различных факторов, оказывающих сопротивление движению объекта испытаний. Такими факторами являются: отклонение троса вывески от вертикали, изменение обезвешивающего усилия, «запаздывание» системы обезвешивания за движением механической системы и др. Оценить влияние этих факторов на процесс испытаний аналитическими методами достаточно сложно и трудоемко. Решить эту задачу возможно, применив современный программный комплекс для проведения динамических расчетов многокомпонентных механических систем. В настоящей работе использовался программный комплекс Эйлер 8.

Оценить влияние каждого из параметров системы обезвешивания на процесс испытаний можно, создав в программном комплексе модель механической системы и применяемого испытательного оборудования. Варьируя параметрами системы обезвешивания, можно

определить требования к ее проектированию и настройке в зависимости от задач предстоящих испытаний.

В данной работе рассматривается анализ применимости универсального стенда обезвешивания для испытаний по проверке функционирования крупногабаритного крыла батареи солнечной (БС) спутника связи.

Основным параметром, определяющим надежность функционирования крыла БС, является остаточный движущий момент в пружинном приводе шарнирного узла (ШУ), т. е. момент в пружинном приводе за вычетом всех моментов сопротивления движению. Влияние системы обезвешивания оценивалось по величине момента сопротивления, которое она оказывает в каждом из ШУ крыла БС.

Анализ результатов расчета показал, что наибольшее влияние на процесс раскрытия крыла БС оказывают силы трения в подвижных элементах стенда. Эти силы сопротивляются движению кареток стенда, вызывают отклонение троса вывески от вертикали и изменение обезвешивающего усилия. Величины сил трения определяются массой обезвешиваемого элемента, массой каретки стенда и выбором пары контактирующих материалов.

По результатам расчета определено, что универсальный стенд может использоваться для проведения испытаний по проверке функционирования рассматриваемого крыла БС спутника связи. В программном комплексе определено, что дополнительное сопротивление движению звеньев крыла БС приводит к увеличению нагрузки на электромеханический привод, которому необходимо своей дополнительной работой компенсировать потери энергии раскрытия в системе. По результатам расчета при раскрытии в условиях наземной экспериментальной отработки момент, развиваемый электромеханическим приводом, увеличивается в среднем на 15 %. Логика движения и порядок зачековки при этом не нарушаются и соответствуют штатному раскрытию.

Дополнительно в программном комплексе был смоделирован случай раскрытия крыла с другой логикой зачековки звеньев. Расчет показал, что момент сопротивления от системы обезвешивания будет превышать движущий момент и раскрытие крыла БС не произойдет. Это означает, что универсальный стенд обезвешивания может оказаться неприменимым для раскрытия некоторых крупногабаритных крыльев БС.

Анализ, проведенный с использованием созданных расчетных моделей, показал, что система обез-

вешивания пассивного типа имеет ограниченное применение и может оказаться неэффективной при раскрытии крупногабаритных крыльев БС большой массы. Для проведения более эффективной наземной экспериментальной отработки крупногабаритных крыльев БС необходимо применение активной системы обезвешивания. В системе этого типа усилие обезвешивания поддерживается постоянным, а движение кареток управляется по заложенной в систему программе.

В процессе выполнения описанного в данной статье анализа была отработана технология математического моделирования механических систем. Определены характерные особенности каждого этапа моделирования, отработан процесс построения и верификации расчетной модели. С применением моделирования проведен анализ и выработаны критерии, ограничивающие применимость пассивной системы обез-вешивания, определены основные параметры, влияющие на процесс испытаний, выбраны пути усовершенствования оборудования. В дальнейшем технология математического моделирования будет применяться для предварительного анализа схемы испытаний, проектирования испытательного оборудования, а также использоваться при испытаниях активной системы обезвешивания и позволит повысить качество наземной экспериментальной отработки, проводимой в ОАО «ИСС».

Библиографические ссылки

1. Spacecraft systems engineering / edited by Peter Fortescue, Graham Swinerd, John Stark. 4th ed. 2011. 691 p.

2. Чеботарев В. Е. Проектирование космических аппаратов систем информационного обеспечения / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2005. 168 с.

References

1. Spacecraft systems engineering / edited by Peter Fortescue, Graham Swinerd, John Stark. 4th ed. 2011. 691 p.

2. Chebotarev V. E. Proektirovanie kosmicheskih apparatov sistem informacionnogo obespechenija (Designing of infoware systems of spacecrafts). Siberian aerospace university. Krasnoyarsk, 2005. 168 p.

УДК 629.76/78.064

РАЗРАБОТКА ПРЕЦИЗИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ ДЛЯ РАЗМЕЩЕНИЯ ВЫСОКОТОЧНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Рассматриваются принципы разработки прецизионных конструкций для размещения высокоточного оборудования, в том числе приборов системы ориентации и стабилизации (СОС).

Ключевые слова: системы ориентации и стабилизации, сотопанели.

DEVELOPMENT OF PRECISION CONSTRUCTIONS FOR HIGH-PRECISION

EQUIPMENT LOCATION

E. G. Patskova, O. A. Iseeva, R. I. Bikmaev, I. V. Filimonov, A. E. Sharnin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The features of development ofprecision constructions which help to locate high-precision equipment including systems of orientation and stabilization (SOS) are considered.

Keywords: systems of orientation and stabilization, honeycomb panels.

Оптические приборы СОС устанавливаются на КА димость разработки размеростабильных прецизион-

исходя из следующих основных требований: точность ных конструкций с достаточно высокими характери-

установки в системе координат; непопадание в зону стиками по прочности и жесткости. В существующих

обзора приборов СОС другого оборудования и эле- разработках ОАО «ИСС» имени академика М. Ф. Ре-

ментов конструкции КА; стабильность положения; шетнева поддерживающие конструкции реализуются

обеспечение оптимальных механических нагрузок, не либо в виде кронштейнов (при небольшой высоте

приводящих к разрушению конструкции; обеспечение поднятия приборов СОС над астроплатой), либо

требуемого температурного режима. в виде корпуса из сотопанелей с композитными об-

В случае невозможности выполнения требования шивками. по непопаданию элементов в зону обзора (плотная При необходимости поднятия приборов СОС на

компоновка приборов, антенн и др.) при размещении высоту до 200-250 мм целесообразно применять под-

приборов СОС непосредственно на астроплате опти- держивающую конструкцию в виде металлического

мальным решением является поднятие аппаратуры на кронштейна (например, из алюминиевого сплава)

определенную высоту. При этом появляется необхо- (рис. 1).

Е. Г. Пацкова, О. А. Исеева, Р. И. Бикмаев, И. В. Филимонов, А. Е. Шарнин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Рис. 1. Металлический кронштейн для размещения приборов СОС

Рис. 2. Конструкция под установку приборов СОС из сотопанелей

Данная конструкция имеет преимущества и недостатки. Основными преимуществами являются простота в изготовлении и недорогой материал; недостатками - высокий коэффициент линейного термического расширения, а также значительное увеличение массы кронштейна при высоте более 250 мм.

При расположении приборов СОС над астропла-той выше 250 мм целесообразным является вариант конструкции из сотопанелей (рис. 2). Поддерживающая конструкция из сотопанелей представляет собой корпус из трехслойных панелей, состоящих из угле-пластиковых обшивок и алюминиевого сотозаполни-теля, которые собираются в параллелепипед по бескаркасной технологии. Для соединения сотовых панелей между собой используются блоковые вставки, фрезерованные кронштейны, уголки и другие конструктивные элементы.

Такая конструкция позволяет выполнять монтаж приборов СОС на значительном расстоянии от астро-платы, выполняя при этом требования по прочности и жесткости. Вместе с тем данное решение имеет ряд недостатков: высокая трудоемкость изготовления и сборки; необходимость установки дополнительных элементов крепления для выполнения монтажа бортовой кабельной сети по конструкции; достаточно высокая масса конструкции.

С целью разработки конструкции, лишенной перечисленных недостатков, была рассмотрена силовая анизогридная сетчатая конструкция из композицион-

ного материала, используемая в платформах КА «Экспресс-1000» и «Экспресс-2000».

В рамках работ по созданию новой конструкции была выпущена 3Б-модель конструкции и проведены расчеты на жесткость с использованием программного обеспечения иА1 (Бешар). Полученные результаты показали, что частота собственных колебаний конструкции 20 Гц. Данное значение является недостаточным с точки зрения требований по жесткости. Одним из способов повышения собственной частоты конструкции является введение оболочки.

Данная конструкция отвечает требованиям по жесткости. Для определения оптимальных толщин ребер и оболочки был проведен механический анализ наиболее нагруженных узлов (места крепления конструкции к астроплате) средствами модуля генеративного анализа прочности в Бешар. В результате были определены значения для ребер 4*4 мм, для оболочки 1,2 мм.

Анализ описанных конструкций показал, что наиболее универсальной является сетчатая композитная конструкция с оболочкой. Высокие характеристики по параметрам жесткости, прочности, вариантности исполнения и размеростабильности в сочетании с низкой массой позволяют использовать ее на КА, различных как по типу (малые, среднего класса, тяжелые), так и по средствам выведения.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 629.78.018

СОКРАЩЕНИЕ ВРЕМЕНИ НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ И СОЗДАНИЕ РАБОЧЕГО МЕСТА

ВЫСОКОЧАСТОТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

А. С. Поздняков, В. В. Злотенко, В. В. Двирный

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассмотрены проблемы использования многоярусного стапеля для проведения ВЧИ и возможность создания универсального рабочего места для ВЧИ.

Ключевые слова: высокочастотные испытания, универсальное рабочее место.

DECREASING DESIGNING TIME AND CREATING HIGH-FREQUENCY

TESTING WORKPLACE

A. Pozdnyakov, V. Zlotenko, V. Dvirny

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The problems to use a multi-level building berth for the high-frequency test and the ability to produce a universal workstation for high-frequency test are considered.

Keywords: high-frequency test, universal workplace.

Сложность космических аппаратов, высокие требования к надежности приводят к большому объему испытательных работ при производстве КА и в пери-

од технологической подготовки производства. Одним из этапов испытания КА являются высокочастотные испытания (ВЧИ) [1].

При проведении высокочастотных испытаний (ВЧИ) КА необходимо установить на рабочее место (РМ), которое позволит проводить его комплексное обслуживание. Данное РМ традиционно представляет собой специальный многоуровневый стапель, позволяющий проводить обслуживание спутника. При этом затрачивается много времени и средств на проектирования и создание многоярусного стапеля, индивидуально под каждый спутник.

бой КА. Использование кантователя позволяет проводить размещение КА в любом положении (горизонтально, вертикально, диагонально), произвести ориентирование основного излучающего оборудования на радиопоглощающий материал (РПМ). При вертикальном расположении КА на многоярусном стапеле РПМ должен располагаться только в верхней части зала БЭК соответственно стороне расположения астропла-ты КА.

Рис. 1. Многоярусный стапель ВЧИ

Стапель является оптимальным решением для проведения ВЧИ серийных космических аппаратов, конструкции которых не изменяются. Однако в условиях увеличения номенклатуры разных КА встает вопрос постоянного демонтажа стапеля (при этом элементы стапеля необходимо утилизировать), проектирование и последующего изготовления нового стапеля для работ с новой конструкцией КА, что существенно увеличивает время технологической подготовки производства.

При проведении ВЧИ с использованием многоярусного стапеля происходит ограничение ориентирования КА относительно помещения - спутник на стапеле располагается преимущественно в вертикальном положении. Также существует необходимость проектирования стапеля для ВЧИ таким образом, чтобы отверстие под КА в пролете между ярусами стапеля позволяло беспрепятственно проводить раскрытие различных элементов конструкции (рефлекторов), что в свою очередь усложняет проектирование стапеля под конкретные конструкционные элементы КА.

В связи с вышеперечисленным встает необходимость создания универсального рабочего места проведения ВЧИ, которое позволяет проводить испытания без проблем, связанных с индивидуальными особенностями конструкции КА, и существенно сократит время на технологическую подготовку производства для ВЧИ.

Предполагается в качестве РМ для проведения ВЧИ использовать специальный кантователь, установленный на горизонтальную площадку зала БЭК.

Проектирование и изготовление данного кантователя позволяет в будущем отказаться от постоянного демонтажа и проектирования индивидуальных многоярусных стапелей под каждый аппарат, не являющийся серийным. Посадочные места кантователя с помощью переходников могут быть адаптированы под лю-

Рис. 2. Вариант расположения КА на универсальном РМ ВЧИ

Обслуживание КА, установленного на кантователе, осуществляется при помощи телескопических подъемников. С использованием поворотного стола кантователя подстыковка необходимого оборудования возможна в любой зоне путем проворачивания КА.

При проведении ВЧИ может существовать необходимость использования имитатора приема радиосигнала, в связи с чем необходимо предусмотреть конструкцию, обеспечивающую размещение данного имитатора в плоскости излучения сигналов. При вертикальном КА на многоярусном стапеле необходимо расположение имитатора в зале БЭК под перекрытиями потолка, что требует создания громоздкой конструкции, на которую устанавливается имитатор.

Использование в качестве РМ при ВЧИ кантователя существенно упрощает проектирование дополнительной специальной оснастки для испытаний КА ввиду того, что аппарат имеет возможность позиционирования относительно своей оси в любой точке от вертикального до горизонтального положения.

В целом можно сказать, что использование универсального РМ позволяет сократить время на технологическую подготовку производства, нет необходимости проектировать под каждый космический аппарат новый многоярусный стапель. Кантователь является универсальным под любой аппарат в своей категории грузоподъемности и опрокидывающего момента. Проектирование дополнительной технологической оснастки упрощается в связи с тем, что имеется возможность позиционировать спутник практически в любом направлении.

Библиографическая ссылка

1. Тестоедов Н. А., Михнев М. М., Михеев А. Е., Шатров А. К., Двирный В. В., Злотенко В. В., Филиппов Ю. А., Ильиных В. В. Технология производства космических аппаратов : учебник для вузов / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2009. 352 с.

Reference

1. Testoedov N., Mikhnev M., Mikheev A., Shatrov A., Dvirniy V., Zlotenko V., Filippov Yu., Ilyinykh V., The Technology of production of the spacecraft. Text-

book for universities ; Sib. State Aerospace University, Krasnoyarsk, 2009. 352 с.

УДК 536.248.2; 532.574.2

ПУЛЬСАЦИОННЫЕ ТЕЧЕНИЯ В ПАРОВОМ КАНАЛЕ ТЕПЛОВЫХ ТРУБ

А. В. Серяков, А. А. Павлов, Ю. Е. Михайлов, В. К. Белоусов

Научная лаборатория, специальное конструкторское технологическое бюро по релейной технике Россия, 173021, Великий Новгород, ул. Нехинская, 55. E-mail: [email protected]

Работа представляет собой часть комплексного расчетно-экспериментального исследования интенсификации теплопередающих характеристик тепловых труб (ТТ) низкотемпературного диапазона.

Ключевые слова: тепловые трубы среднего температурного диапазона, капиллярно-пористая вставка, капиллярные инжекторы пара, сопло Лаваля.

VORTEX FLOW PULSATION IN LOW TEMPERATURE HEAT PIPES

A. V. Seryakov, A. A. Pavlov, J. E. Mikhailov, V. K. Belousov

Joint Stock Company Special Relay System Design and Engineering Bureau 55, Nekhinskaya str., Novgorod, 173021, Russia. E-mail: [email protected]

A part of the complex rated experimental research of the heat- transfer characteristic intensification of the heat pipes (HP) of low temperature range is demonstrated.

Keywords: heat pipe of the medium temperature range, capillary porous insertion, capillary steam injectors, Laval nozzle.

При аксиальном направлении теплового потока на входе, характерном для коротких ТТ, появляется возможность использования струйного парового сопла, подобного соплу Лаваля, и вытянутого вдоль всей длины ТТ. Это увеличивает скорость течения двухфазного потока пара и коэффициент теплопередачи ТТ [3]. При повышенных тепловых нагрузках и кипении рабочей жидкости в пористом испарителе течение в паровом канале таких тепловых труб становится нестационарным и приобретает пульсирующий характер, причем частоты пульсаций пропорциональны тепловой нагрузке.

Повышение эффективности теплопередачи ТТ является решением сложного комплекса конструктивных и гидрогазодинамических проблем, решение которых не всегда удается довести до конца. Текучая паровая среда с микрокаплями конденсата представляет собой нелинейный объект, течение которого сопровождается внутренними процессами межфазного тепломассообмена и диссипации энергии [1]. Восстановление статического давления пересыщенного парового потока в области конденсации тепловой трубы связано с торможением потока, возникновением сильной и нестационарной завихренности вблизи поверхности конденсации и возвратного течения пара. Процессы вихреобразования и пульсаций плотности и давления в паровом канале тепловых труб в зависимости от тепловой нагрузки определяют интенсивность конденсации и представляют большой интерес.

Для экспериментального исследования этих процессов были изготовлены тепловые трубы из нержавеющей стали, с плоским капиллярно-пористым испарителем, с паровым каналом, выполненным в виде газодинамического конфузорно-диффузорного сопла, близкого к соплу Лаваля и окруженного слоем капиллярно-пористой вставки вдоль всей длины ТТ [2-3].

Дополнительно в верхней крышке ТТ установлены емкостные датчики, измеряющие толщину слоя конденсата. Подробное описание датчиков будет приведено после оформления патентов. Капиллярно-пористые вставка и испаритель образуют единую гидравлическую систему доставки рабочей жидкости в испаритель. При осевом направлении теплового потока, типичном для коротких ТТ (не более 25 диаметров сопла), испаритель выполнен из слоев металлической сетки с размером ячейки 0,04 мм, суммарной толщиной 3 мм, все слои приварены к плоской нижней крышке ТТ. Испаритель оснащен инжекторными паровыми каналами диаметром 1 мм, направленными под определенным углом к продольной оси ТТ и создающими закрутку потока пара при малых тепловых нагрузках. Длина тепловых труб 100 мм, диаметр 20 мм. В качестве рабочей жидкости ТТ выбран ди-этиловый эфир С4Н100, имеющий температуру кипения при атмосферном давлении ТБ = 35,4°С, температуру замерзания ТР = -116,2 °С и критические параметры ТС = 193,4 °С, РС = 3,61 МРа.

Зоны конденсации ТТ помещают в вихревой проточный калориметр. Для более точного измерения тепловой мощности и интенсификации съема тепла ТТ струйный поток входящей воды закручивают, величины скорости течения и завихренности с помощью воздушных пузырьков фиксируют. Испаритель ТТ с помощью резистивного нагревателя подогревают и поддерживают при температуре, превышающей температуру кипения диэтилового эфира 35,4 °С на величину перегрева 5Т. Температура нагревателя стабилизирована, и величину перегрева испарителя ТТ уста-

навливают в диапазоне 5Т = 0^15К, при этом тепловая мощность единичной ТТ не превышает 200W.

На электроды емкостных датчиков подают электрические импульсы генератора с частотой следования 1^4 kHz и амплитудой 5V. Измерение частоты модуляции импульсов проводили через схему усиления и фильтрации 12, цифровой осциллограф 13 и компьютер 14.

Ниже приведены результаты измерений частотных характеристик ТТ (рис. 1-4).

Рис. 1. 1 - вихревой проточный калориметр; 2 - фланец крепления тепловых труб; 3 - стеклянная крышка; 4 - крепление крышки; 5 - тепловые трубы; 6 - резистивный нагреватель; 7 - выходной штуцер для воды; 8 - входной штуцер для воды; 9 - уплотнение измерительных проводов; 10 - конденсаторные датчики измерения толщины слоя конденсата; 11 - генератор импульсов Г5-56; 12 - усилитель; 13 - осциллограф АКИП-4116/2; 14 - компьютер; 15 - коммутатор; 16 - вольтметр В7-34А; 17 - сосуд постоянного напора воды; 18 - генератор пузырьков воздуха; 19 - расходомер воды; 20 - сосуд Дьюара

Рис. 2. Осциллограммы возрастания частоты модуляции электрических импульсов в зависимости от тепловой нагрузки на ТТ

Рис. 3. Экспериментальные значения частот модуляции электрических импульсов в зависимости от перегрева испарителя тепловых труб: 1 - тепловая труба с паровым каналом в виде сопла, близкого к соплу Лаваля; 2 - тепловая труба со стандартным цилиндрическим паровым каналом, при условии равенства внешнего диаметра труб и площади сечения капиллярно-пористых вставок

Рис. 4. Расчетные значения пульсаций скорости потока пара

в паровых каналах ТТ и переход от конвективного к пульсационному режиму течения при увеличении перегрева испарителя ТТ относительно температуры кипения эфира на 1 °С; 3 °С; 5 °С; и 10 °С

Представлены результаты моделирования течений сжимаемой пересыщенной паровой среды внутри парового канала в виде сопла, близкого к соплу Лаваля. Торможение потока пересыщенного пара при конденсации приводит к образованию вихрей, и возникающие между ними взаимодействия обусловливают пульсационный распад вихрей, рост статического давления и сложные возвратные течения. Расчеты показывают, что торможение потока в ходе пульсаций ведет к увеличению области рециркуляции и интенсификации объемной конденсации. При всех рабочих параметрах тепловых труб наблюдался пульсацион-ный режим течения двухфазного парового потока и пленочный тип конденсации. Толщина пленки конденсата не превышает 3^5 цш и оказывается модулированной.

Коэффициент теплопередачи через поперечное сечение ТТ с паровым каналом в виде сопла, близкого к соплу Лаваля, равен (22±2)104 W/ш2K, коэффициент теплопередачи через поперечное сечение ТТ с цилиндрическим паровым каналом (15±2)104 W/ш2K при минимальной толщине слоя капиллярно-пористой вставки 3 мм. Скорость потока пара в критическом сечении сопла ТТ достигает значения 1±0,3 м/с, в ТТ со стандартным цилиндрическим паровым каналом 0,65 ±0,3 м/с [3] при одинаковой тепловой нагрузке. Термическое сопротивление ТТ с паровым каналом в виде сопла 0,015±0,01 К^, термическое сопротивление ТТ со стандартным цилиндрическим паровым каналом 0,02±0,01 К^. Параметры течения, связанные с периодической нестационарностью на длине ТТ Ь ~ 0,1 ш, максимальной частоте пульсаций f ~ 10 Н и скорости потока пара и ~ 1 м/с обеспечивают вели-

чину числа Струхаля Sh = fL/u ~ 1. Сопоставление теплопередающих характеристик коротких ТТ показывает значимые преимущества ТТ с паровым каналом в виде сопла, близкого к соплу Лаваля, по сравнению со стандартным цилиндрическим каналом.

Библиографические ссылки

1. Гупта А. К., Лилли Д. Г., Сайред Н. Закрученные потоки. М. : Мир, 1987.

2. Патент № 2431101 RF, F 28D 15/00/ Способ заполнения тепловых труб. Серяков А. В. Опубликовано 10.10.2011. Бюллетень 28.

3. Серяков А. В., Конькин А. В., Белоусов В. К. Применение струйного парового сопла в тепловых трубах среднетемпературного диапазона // Вестник СибГАУ. 2012. Вып. 1(41). С. 142-147.

References

1.Gupta A. K., Lilli D. G., Sajred N. Zakruchennye potoki. M. : Mir. 1987.

2.Patent № 2431101 RF, F 28D 15/00/ Sposob zapol-nenija teplovyh trub. Serjakov A. V. Opublikovano 10. 10. 2011. Bjulleten' 28.

3.Serjakov A. V., Kon'kin A. V., Belousov V. K. Pri-menenie strujnogo parovogo sopla v teplovyh trubah srednetemperaturnogo diapazona // Vestnik SibGAU. 2012. Vyp. 1(41). S. 142-147.

УДК 629.7.023

УГЛЕСОТОПЛАСТ - ЛЕГКИЙ И ПРОЧНЫЙ ЗАПОЛНИТЕЛЬ ТРЕХСЛОЙНОЙ КОНСТРУКЦИИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

В. И. Сливинский1, М. Е. Харченко2, А. В. Кондратьев3, В. В. Гаврилко3

:ПАО «Украинский научно-исследовательский институт технологии машиностроения» 49054, Украина, г. Днепропетровск, просп. Кирова, 46. E-mail: [email protected]

2Днепропетровский национальный университет им. О. Гончара 49050, Украина, г. Днепропетровск, просп. Гагарина, 72

3Национальный аэрокосмический университет им. Н. Е. Жуковского «ХАИ» 61070, Украина, г. Харьков, ул. Чкалова, 17. E-mail: [email protected]

Проведен сравнительный анализ удельных механических характеристик сотовых заполнителей различных марок. При помощи метода конечных элементов оценено влияние различных схем армирования углеродного наполнителя на механические характеристики сотового заполнителя. Определена рациональная схема армирования углеродного наполнителя, обеспечивающая высокий уровень всех механических характеристик. Приведены физико-механические характеристики углепластика из различных марок высокомодульного углеродного наполнителя.

Ключевые слова: углепластик, сотовый заполнитель, характеристики углесотопластов, технологи изготовления углесотопласта.

CARBON HONEYCOMB PLASTIC AS A LIGHT-WEIGHT AND DURABLE FILLER OF 3-LAYER HONEYCOMB STRUCTURES FOR AEROSPACE APPLICATIONS

V. I. Slivinskij\ M. E. Harchenko2, A. V. Kondrat'ev3, V. V. Gavrilkoi

Ukrainian Research Institute of Engineering Technique PJSC 46, Kirova pr., Dnipropetrovsk, 49050, Ukraine. E-mail: [email protected] 2Dnipropetrovsk National University named after O. Honchar 72, Gagarina pr., Dnipropetrovsk, 49050, Ukraine 3National Aerospace University "KhaI" named after N. E. Zhukovsky 17, Chkalova str., Kharkov, 61070, Ukraine. E-mail: [email protected]

The comparative analysis of specific mechanical descriptions of different brands of honeycomb fillers had been conducted. Using the finite element method we estimate the effect of different reinforcing schemes of carbon filler on the honeycomb core mechanical properties. The rational reinforcement arrangement of carbon filler that provides a high level of mechanical properties, was determined. Physical and mechanical characteristics of different types of carbon plastic from high modulus carbon filler, have been given.

Keywords: carbon fiber, honeycomb, features of carbon honeycomb plastic, manufacturing technology of carbon honeycomb plastic.

Трехслойные конструкции с сотовым заполнителем широко используются в изделиях авиакосмического назначения. Наиболее используемый сотовый заполнитель (СЗ) с ячейкой правильной шестигранной формы. Материал основы сотов - алюминиевая фольга, полимерная бумага, стеклоткань, углеродный наполнитель и другие [1-2].

Анализ приведенных в работах [2-3] удельных физико-механических характеристик (ФМХ) различных типов сотов показал, что они самые высокие у СЗ на основе углеродного наполнителя - углесотопласта (УСП). Он также обладает минимальным коэффициентом линейного расширения, что в сочетании с угле-пластиковыми несущими слоями позволяет создать химически однородные размеростабильные конструкции для космической отрасли [4].

При помощи метода конечных элементов было оценено влияние различных схем армирования углеродного наполнителя на механические характеристики СЗ [4-5].

Полученные результаты в [4-5] свидетельствуют о том, что:

1) схемы армирования оказывают влияние на максимальные приведенные модули упругости при сдвиге или растяжении. УСП имеет максимальную приведенную прочность при сдвиге при схеме армирования [±45°], а [±75°] - при растяжении;

2) механические характеристики УСП снижаются с ростом высоты заполнителя.

Первые партии УСП изготовлены на основе углеродного наполнителя КМУ-4Э.

В табл. 1 приведены усредненные удельные ФМХ углесотопласта УСП-5,0 -117.

Существенным недостатком полученного УСП является его большая объемная масса, которая предопределена толщиной углеродной ленты ЭЛУР-ПА.

В настоящее время разработаны новые углеродные волокна с высокими физико-механическим, теплофи-зическим характеристикам существенно превосходящие ранее производимые углеволокна. Опробовано разреженное волокно ТС-368-12К и высокомодульный углеродный наполнитель 1МЕ-65 (1МЕ-65) с толщиной

монослоя 20 мкм. Образцы УСП на основе приведенных выше углеродных наполнителей изготовлены по ранее разработанной блочной технологии [5].

Таблица 1

Удельные ФМХ углесотопласта УСП-5,0 -117

Марка сотов Кол-во слоев х толщина слоя, мм Объемная масса, кг/м3 Удельные физико-механические характеристики, км

Осж/у Txz/y Tyz/y Gxz/y Gyz/y

УСП -5,0117 (ЭЛУР-П-А+ ЭНФБ) 2х0,13 117 8,8 6,25 3,8 630 358

Из указанных углеродных наполнителей формировались элементарные заготовки со схемой армирования [±45°], которые гофрировали с помощью пуансона, собирали в блок на приспособлении и термообра-батывали, с последующей мехобработкой.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В табл. 2 приведены механические характеристики УСП на основе применяемых наполнителей.

Таблица 2

Сравнение удельных ФМХ показателей углесотопласта УСП-5,0 -40и УСП-5,0-19

Кол-во Объ- Удельные физико -

сло- емная механические характери-

Марка ев хтол- масса, стики, км

сотов щина кг/м3

слоя, Осж/у Txz/y Tyz/y Gxz/y Gyz/y

мм

УСП -

5,0-40

(IMS- 4х0,02 40 5,7 6,3 3,9 670 422

65+ЭН

ФБ)

УСП-

5,0-19

(IMS- 2х0,02 19 2,3 2,86 1,39 640 142

60+ЭН

ФБ)

Особенности технологии изготовления УСП-5,0 на основе ¡М8-65 и 1М8-60:

- все четыре слоя однонаправленных углеродных волокон с ориентацией [+450; -450; -450; +450] формируются в виде нетканого материала, в котором однонаправленные слои фиксируются между собой специальной клеевой композицией;

- пропитка многослойного нетканого материала производится валиком.

Данная технология не позволяет в полной мере использовать ФМХ углеродного наполнителя.

В настоящее время ведутся работы по совершенствованию технологии получения препрега из углеродного наполнителя; повышению удельного модуля упругости и прочности при сдвиге и сжатии УСП.

Библиографические ссылки

1. Иванов А. А., Вильницкая Ю. Л. Трехслойные конструкции с заполнителем в современной технике. М. : ЦНТИ «Поиск», 1987. 154 с.

2. Сливинский В. И., Зевако В. С., Ткаченко Г. В., Карпикова О. А. Сотовые заполнители в конструкциях авиационно-космического назначения // Космiчна наука i технолопя. 2008. Т.14. № 3. С. 101-107.

3. Гайдачук В. Е., Кириченко В. В., Сливинский В. И. Аналитическая зависимость модуля сдвига сотового заполнителя от его геометрических параметров на основе МКЭ // Технологические системы. 2003. Вып. 1 (17). С. 53-56.

4. Гайдачук В. Е., Кондратьев А. В., Сливинский В. И., Харченко М. Е. Определение рациональной схемы армирования углесотопласта при помощи МКЭ-поддержки // Системные технологии. 2012. Вып. 2(79). С. 3-12.

5. Сливинский В. И., Харченко М. Е., Санин А. Ф., Гайдачук В. Е., Кондратьев А. В. Оценка физико-

механических характеристик углесотопласта различной схемы армирования при помощи МКЭ-поддержки // Эффективность сотовых конструкций в изделиях авиационно-космической техники : сб. материалов V Междунар. науч.-практ. конф. / Укр. НИИ технологий машиностроения. Днепропетровск, 2013. С. 189-191.

References

1. Ivanov A. A., ViFnitckaia Iu. L. Trekhsloi'ny'e konstruktcii s zapolnitelem v sovremennoi' tekhnike. M. : TCNTI «Poisk», 1987. 154 p.

2. Slivinskii' V. I., Zevako V. S., Tkachenko G. V., Karpikova O. A. Sotovy'e zapolniteli v konstruktciiakh aviatcionno-kosmicheskogo naznacheniia / Kosmichna nauka i tekhnologiia. 2008. T. 14. № 3. P. 101-107.

3. Gaydachuk V. E., Kirichenko V. V., Slivinskii' V. I. Analiticheskaia zavisimost' modulia sdviga sotovogo zapolnitelia ot ego geometricheskikh parametrov na osnove MKE' // Tekhnologicheskie sistemy'. 2003. Vy'p. 1(17). P. 53-56.

4. Gaydachuk V. E., Kondrat'ev A. V., Slivinskii' V. I., Kharchenko M. E. Opredelenie ratcionaFnoi' skhemy' armirovaniia uglesotoplasta pri pomoshchi MKE'-podderzhki / Sistemny'e tekhnologii. 2012. Vy'p. 2(79). P. 3-12.

5. Slivinskii' V. I., Kharchenko M. E., Sanin A. F., Gaydachuk V. E., Kondrat'e A. V., Ocenka fiziko-mehanicheskikh harakteristik uglesotoplasta razlichnoi' skhemy' armirovaniia pri pomoshchi MKE' -podderzhki / E'ffektivnost' sotovy'kh konstruktcii' v izdeliiakh aviatcionno-kosmicheskoi' tekhniki: sb. materialov V Mezhdunar. nauch.-prakt. konf. / Ukr. NII tekhnologii' mashinostroeniia. Dnepropetrovsk, 2013. P. 189- 191.

УДК 629.78.062:629.78.064.56

РАЗРАБОТКА БЛОКА МЕХАНИЧЕСКОГО УСТРОЙСТВА ПОВОРОТА БАТАРЕИ СОЛНЕЧНОЙ ДЛЯ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Ю. В. Сусойкин, А. В. Токарев, Д. А. Черепанов, П. Ю. Данильченко

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Описаны конструкция и основные характеристики разрабатываемого блока механического устройства поворота батареи солнечной для малого космического аппарата. Поставлены задачи и обозначены пути их решения.

Ключевые слова: малый космический аппарат, механическое устройство поворота батареи солнечной.

DEVELOPMENT OF THE BLOCK OF THE MECHANICAL TURNING MOVEMENT DEVICE OF THE SOLAR BATTERY FOR THE SMALL SPACECRAFT

Y. V. Susoykin, A. V. Tokarev, D. A. Cherepanov, P. Y. Danilchenko

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

Development of the block of the mechanical device of turning movement of the solar battery for the small spacecraft is described.

Keywords: small spacecraft mechanical device rotating solar battery.

К блоку механического устройства поворота батареи солнечной (БМ УПБС) малого космического аппарата (МКА) предъявляются следующие основные требования:

- минимальное тепловыделение;

- требование по самоторможению в связи с ограниченной энергетикой аккумуляторной батареи;

- уменьшенные габариты;

- жесткое ограничение по массе;

- обеспечение ресурса до 55 000 оборотов выходного вала.

Наиболее близок по характеристикам БМ УПБС импортного производства Septa 41 фирмы RUAG (Швейцария). В настоящее время в ОАО «ИСС» ведется разработка БМ УПБС для МКА. Сравнительные технические характеристики приведены в таблице.

На предприятии имеется технический задел БМ УПБС для космических аппаратов (КА) среднего и тяжелого классов:

- токосъемные кольца от 5 до 60 А;

- редукторы, отработанные на 15-летний ресурс в вакууме (5 500 оборотов выходного вала);

- электродвигатели с развиваемым моментом до 500 гс • см при массе 0,67 кг;

- потенциометрические датчики;

- малогабаритные телеметрические токосъемные устройства до 1,5 А.

На данный момент оптимальным является использование зарубежных электродвигателей Sagem (Франция) и потенциометров Eurofarad (Франция), имеющих летную квалификацию. Отечественные двигатели

тяжелее в 1,5-3 раза и имеют энергопотребление в 2-3 раза больше. Технология намотки статора двигателя и качество материалов существенно отличаются в пользу импортных. По мере разработки отечественных аналогов возможна замена на потенциометры и электродвигатели российского производства.

Для обеспечения ресурса УПБС, в 10 раз превышающего существующие, применен цилиндрический эвольвентный редуктор. Максимальный КПД необходимо обеспечить проведением работ по выбору оптимального корригирования зубчатых колес, для упрочнения рабочих поверхностей трения применено ион-но-плазменное азотирование. Большой ресурс требует отработки и внедрения новых высокоресурсных вакуумных смазок взамен ВНИИНП-274н, работы проводятся с ВНИИНП.

Силовые токосъемные кольца на 5-10 А, которые входят в состав СТУ, прошли наземно-эксперимен-тальную отработку, отработана конструкция и технология изготовления. По надежности и массово-габаритным характеристикам они соответствуют мировому уровню, но требуют проработки по уменьшению габаритов. Для повышения технического ресурса разрабатываются новые кольца катящегося типа. Применено токосъемное устройство транспортировочного (исходного) положения на 12-18 цепей, разработана контактная плата.

Конструкция БМ УПБС с уменьшенными габаритами требует тщательной проработки вариантов силовых токосъемных колец и проведения ресурсных испытаний.

Технические характеристики Septa 41 Разрабатываемый вариант ОАО «ИСС»

Срок эксплуатации по целевому назна- 5 10

чению, мм

Ресурс, количество оборотов выходного вала >38000 >55000

Электродвигатель Масса Шаговый 2-фазный Масса 0,215 кг Шаговый 2-фазный Масса 0,215 кг

Датчик угла Погрешность Потенциометр Нелинейность ±0,5% 3-секционный потенциометр Нелинейность ±0,1 %

Резервируемый Резервируемый

Погрешность положения выходного ±1° ±3°

вала

Скорость вращения, °/мин 24 15±0,3

2 Момент инерции нагрузки, кг- м 1,7 0,55

Силовое токосъемное устройство (СТУ) 10 по 1,65 А 4 по10А

Количество цепей, ток

Телеметрическое токосъемное устройство (ТТУ) 1 по 1,65 А 4+12 в транспортировочном (нулевом) положении по 1А

Количество цепей, ток

Габариты 110x120x110 230x100x125

Масса, кг М < 1,7 М < 2

Технические характеристики

УДК 629.78.048.7

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТЕРМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ОБРАЗЦОВ ЭКРАННО-ВАКУУМНОЙ ИЗОЛЯЦИИ

Ф. В. Танасиенко, А. А. Рудько, В. В. Басынин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Представлено описание методики проведения испытаний по определению термического сопротивления образцов экранно-вакуумной изоляции (ЭВТИ).

Ключевые слова: система обеспечения теплового режима, экранно-вакуумная теплоизоляция.

EXPERIMENTAL DEFINITION OF THERMAL RESISTANCE OF MULTI LAYER

INSULATION SAMPLES

F. V. Tanasienko, A. A. Rud'ko, V. V. Basynin

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The description of a technique to carry out tests by determining thermal resistance of Multi Layer Insulation (MLI) samples is presented.

Keywords: thermal control system, screen-vacuum thermal insulation.

Экранно-вакуумная теплоизоляция является одним из наиболее распространенных и надежных средств пассивного терморегулирования в системах обеспечения теплового режима КА. ЭВТИ представляет собой теплозащиту на основе многослойного экранирования внешней поверхности объекта. Слой ЭВТИ состоит из двух экранов, между которыми находится прокладка. Применение ЭВТИ обеспечивает возможность существенно снизить интенсивность теплообмена элементов конструкции и оборудования космического аппарата с окружающей средой, то есть уменьшить (по абсолютной величине) тепловые потоки, поступающие к элементам конструкции и оборудованию от Солнца, Земли и излучаемые наружной поверхностью аппарата в космическое пространство. Параметрами, определяющими эффективность ЭВТИ, является ее термическое сопротивление ^ЭВТИ).

Для определения RЭВтИ изготавливаются сборки теплоизоляции в виде квадратного мата. Все образцы

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

теплоизоляции имеют перфорацию экранов отверстиями диаметром 2 мм с шагом 10 мм для обезгажи-вания в вакуумной камере.

Испытательное оборудование приведено в табл. 1.

Монтажная схема испытаний показана на рис. 1.

Схема крепления образцов ЭВТИ и термометров сопротивления Т1, Т2 и Т3 показана на рис. 2.

Условия проведения испытаний должны соответствовать следующим параметрам:

- режим камеры по давлению (Р) - не выше, чем 5 • 10-5 мм рт. ст.;

- режим камеры по температуре криоэкрана (Т °С) - не выше - 180 °С;

- мощность электрообогревателя 1,0 ± 0,5 Вт.

Режим ведется до получения стационарного режима «полочки», когда изменение температуры по всем термопарам не должно превышать 1 °С в течение 60 минут.

Таблица 1

Оборудование Индекс Назначение

Вакуумная камера - Имитация внешних воздействий (вакуум, окружающая температура)

Термометр сопротивления Т1 Измерение температуры на поверхности нагревателя

Термометр сопротивления Т2 Измерение температуры на лицевой поверхности образца

Термометр сопротивления ТС3 Измерение температуры на задней поверхности образца

Вольтметр цифровой - Контроль напряжения

Вольтамперметр - Контроль тока

Рис. 1. Монтажная схема испытаний: 1 - образец ЭВТИ; 2 - камера; 3 - приспособление для вывешивания образца; 4- термометр сопротивления (на криоэкране)

Удельное термическое сопротивление образцов теплоизоляции определяется по формуле:

2 • Рэо- Т 2 )

Г =-

й

ЭО

Г =

2 • Рэо - Т3)

ЙЭО

ГЭВТИ _ (г1 + г2) / 2,

где КЭО - площадь пластины с электрообогревателем, м2; Т1, Т2 - температура наружного слоя образца ЭВТИ, °С; 0ЭО - мощность электрообогревателя, Вт; гь г2 - удельное термическое сопротивление образцов; гЭвтИ - среднее удельное термическое сопротивление образца.

Полное термическое сопротивление образца определяется по формуле

Я

ЭВТИ

к

[К/Вт].

ЭО

По данной методике были проведены испытания образцов ЭВТИ с различным числом слоев и материалом прокладок. Для проведения испытаний были изготовлены три типа образцов ЭВТИ, представленные в табл. 2.

Каждый образец ЭВТИ испытывался на трех уровнях мощности нагревателя. Термическое сопротивление образца определялось как среднее значение по трем измерениям, что повышает надежность и достоверность результатов. Вакуум в камере в процессе испытаний поддерживался на уровне ~10-4 мм. рт. ст.

Обобщенные результаты испытаний образцов показаны в табл. 3.

Рис. 2. Схема крепления ЭВТИ и термометров сопротивления

Таблица 2

Образцы ЭВТИ

Сборка теплоизоляции Тип прокладки Тип ЭВТИ, число экранов/прокладок

Образец №1 Облегченная прокладка 10/9

Образец №2 Облегченная прокладка 5/4

Образец №3 Гофрированная пленка 10/9

Образец №4 Гофрированная пленка 5/4

Образец №5 Стекловуаль 10/9

Образец №6 Стекловуаль 5/4

Таблица 3 Результаты испытаний

Образец ЭВТИ Число слоев Термическое сопротивление, К/Вт Удельное термическое сопротивление, м2-К/Вт

Образец №3 (гофр.) 20 350,4 4,24

Образец №4 (гофр.) 10 349,5 4,23

Образец №5 (стекловуаль) 20 377,5 4,57

Образец №6 (стекловуаль) 10 371,4 4,49

Образец №1 (новая прокл.) 20 388,4 4,7

Образец №2 (новая прокл.) 10 375,9 4,55

По результатам испытаний были сделаны следующие выводы.

- Методика испытаний корректна и дает устойчивые результаты.

- Наилучшим термическим сопротивлением обладает ЭВТИ с новой облегченной прокладкой - на 10% лучше, чем ЭВТИ с прокладкой из гофрированной пленки. Термическое сопротивление ЭВТИ с новой прокладкой зависит от числа слоев, но незначительно.

- Применять ЭВТИ с новой облегченной прокладкой с числом слоев более 20 нецелесообразно. Оптимальное рекомендуемое число слоев - 10.

- ЭВТИ с гофрированной прокладкой обладает наихудшими теплофизическими параметрами. При этом число слоев начиная с десяти не оказывает существенного влияния на термическое сопротивление ЭВТИ.

- ЭВТИ со стекловуалью сравнима по термическому сопротивлению с ЭВТИ с новой облегченной прокладкой. Влияние числа слоев на термическое сопротивление начиная с десяти слоев незначительно.

УДК 658.51

РАЦИОНАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ, СОЗДАВАЕМЫХ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ УНИФИЦИРОВАННЫХ ПЛАТФОРМ НЕГЕРМЕТИЧНОГО МОДУЛЬНОГО КОНСТРУКТИВНОГО ИСПОЛНЕНИЯ

E. А. Шангина, В. Е. Патраев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассмотрены некоторые принципы проектирования КА информационного обеспечения с использованием унифицированных космических платформ, позволяющих рационализировать процессы их разработки.

Ключевые слова: космический аппарат, платформа.

DESIGN RATIONALIZATION OF INFORMATION SUPPORT SPACECRAFT, DEVELOPED WITH NON-HERMETIC MODULAR UNIFIED PLATFORMS USE

E. A. Shangina, V. E. Patraev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Some principles of information support spacecraft development with unified space platforms use which allow to facilitate design process are considered.

Keywords: spacecraft, platform.

Многие современные и все перспективные КА информационного обеспечения разработки ОАО «ИСС» созданы или проектируются с использованием унифицированных космических платформ (УКП) негерметичного модульного конструктивного исполнения, прошедших квалификацию в составе предыдущих проектов. К таким УКП относятся платформы «Экспресс-1000», «Эспресс-2000», «Экспресс-4000» и их модификации. Например, на базе УКП «Экспресс-1000» разработаны или разрабатываются КА «Луч-5А», «Луч-5Б», «Луч-5В», «Амос-5», «ТЕЬКОМ-3», «Ямал-300К», «Экспресс-АТ1», «Экспресс-АМ8», «АО^аЬ> («Э-1000Н»), «Экспресс-АТ2» («Э-1000К») [1].

Общие принципы проектирования КА на базе УКП имеют ряд особенностей, позволяющих эффективно применять их на практике и рационализировать, таким образом, процесс проектирования КА. К ним относятся:

- возможность рационализации задач и объемов работ по обеспечению и контролю надежности КА, выполняемых на этапах проектирования, благодаря созданному заделу по системам, что учитывается при разработке ПОН, КПЭО, ТЗ на КА и составные части;

- возможность ужесточения в ТЗ, ТТЗ требований к показателям надежности вновь разрабатываемых КА и повышения, таким образом, их конкурентоспособности благодаря подтвержденным показателям надежности оборудования и систем базовых УКП;

- возможность изменения характеристик УКП, имеющих запасы по различным ресурсам;

- существенное сокращение новизны (изменяемости) заимствуемого оборудования бортовых систем по категориям А и В без ущерба эффективности и надежности, что позволяет рационализировать объемы их отработки;

- возможность проведения независимых, параллельных испытаний платформы и полезной нагрузки, а также комплексных испытаний оборудования, систем и КА, позволяющих рационализировать этапность их отработки и получить определенные временные и экономические преимущества.

Данные принципы позволяют рационализировать процессы разработки КА с одновременным обеспечением требуемых показателей надежности. Их эффективность подтверждена летными испытаниями и эксплуатацией КА на базе УКП [2].

Библиографический ссылки

1. Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с.

2. Патраев В. Е. Методы обеспечения и оценки надежности космических аппаратов с длительным сроком активного существования : монография / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2010. 136 с.

References

1. Chebotarev V. E.,Kosenko V. E. Osnovy proekti-rovanija kosmicheskih apparatov informacionnogo obe-spechenija : ucheb. Posobie / Sib. gos. ajerokosmich. un-t. Krasnojarsk, 2011. 488 s.

2. Patraev V. E. Metody obespechenija i ocenki nadezhnosti kosmicheskih apparatov s dlitel'nym srokom aktivnogo sushhestvovanija: monografija / Sib. gos. ajerokosmich. un-t. Krasnojarsk, 2010. 136 s.

УДК 629.78.018:681.5

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТЕПЛОВЫМИ ПОТОКАМИ ПРИ ТЕПЛОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЯХ

А. В. Шевляков1, И. А. Выхристюк1, А. Г. Верхогляд\ Ю. В. Чугуй1,

В. И. Халиманович2, В. В. Христич2

1Конструкторско-технологический институт научного приборостроения СО РАН Россия, 630058, г. Новосибирск, ул. Русская, 41 E-mail: [email protected], [email protected] 2ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Представлена система управления тепловыми потоками при проведении тепловакуумных испытаний. Приведен алгоритм автоматического вывода испытываемого объекта на заданное температурное распределение.

Ключевые слова: предполетные испытания, тепловакуумные испытания, автоматизация.

AUTOMATED CONTROL SYSTEM OF HEAT FLUXES AT THERMOVACUUM TESTS

A. V. Shevliakov1,1. A. Vykhristiuk1, A. G. Verkhogliad1, Yu. V. Chugui1, V. I. Halimanovich 2, V. V. Khristich2

technological Design Institute of Scientific Instrument Engineering of the Siberian Branch of the Russian Academy of Sciences 41, Russkaia Str., Novosibirsk, 630058, Russia E-mail: [email protected], [email protected] 2 JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

Control system of heat fluxes at thermo vacuum test is considered. The algorithm for automatic obtaining of specified temperature distribution is presented.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Keywords: preflight tests, thermo vacuum test, automation.

1. Введение. Современная стратегия эксперимен- (ТВИ) являются важной составляющей предполетной

тальной отработки космических аппаратов (КА) осно- отработки КА [2]. Во время ТВИ имитируются такие

вывается преимущественно на наземной отработке условия космоса, как вакуум, солнечный поток, рез-

систем и частей КА. При этом имитация штатных ус- кие перепады температуры по поверхности КА.

ловий эксплуатации производится в наиболее полном Современные системы для проведения ТВИ имеют

возможном объеме [1]. Тепловакуумные испытания возможность использования сотен устройств подвода

мощности (УПМ) и датчиков температуры, что делает необходимым автоматизацию задачи получения определенного температурного режима на испытываемом КА.

Представленная система предназначена для проведения различных тепловакуумных испытаний с количеством контрольных точек до 750 и управляющих воздействий до 380 каналов. Работы по разработке автоматизированной системы велись в рамках создания горизонтальной вакуумной установки ГВУ-600 для ОАО «ИСС» им. акад. М.Ф. Решетнева». Система осуществляет автоматическое управление ходом испытаний в крупноразмерной горизонтальной вакуумной камере ГВУ-600 (объем более 600 м3), обеспечивает анализ нештатных ситуаций и автоматическое управление алгоритмом испытаний, контролирует температуру различных точек изделия в диапазоне от -150 до +150° С. Позволяет проводить в автоматическом режиме один из видов тепловакуумных испытаний: термобалансные или термостатические.

Термобалансные испытания подразумевают подачу постоянной мощности независимо от температуры либо релейное управление мощностью в заданном температурном диапазоне.

Термостатические (термоциклические) тепловаку-умные испытания заключаются в последовательном выводе испытываемого КА на определенные температурные режимы (ТР) и поддержание заданных ТР в течение требуемого времени. Под температурным режимом подразумевается такое состояние объекта, при котором температура, измеряемая в контролируемых точках, существенно не меняется со временем.

2. Задача получения заданного температурного режима. Сложность проведения испытаний заключается в том, что любой источник тепла, в общем случае, оказывает влияние на любую точку объекта, вызывая изменение температуры в ней. Поэтому практически невозможно перейти к конечному числу одноконтурных регуляторов.

В общем случае существует N управляемых УПМ и Т датчиков, фиксирующих температуру в интересующих точках испытываемого изделия. Влияние изменения подводимой мощности на изменение температуры в каждой точке неизвестно.

Р(п1,п2,...щ) = (/1,/2,---Т) - неизвестная зависимость ТР от значений подводимых мощностей.

Входными данными являются: исходный ТР

([0],4°],...4°^), исходное значение подводимых мощ-

ностей

ТР

(п[0], п20],...п [0]), требуемый

(?/Ь],?2£,],---Т']) и точность 5/ получения ТР. Искомым является вектор значений подводимых мощностей (п[Ь],п2Ь],...п), при котором получается ТР

(Ь ],^Т]), отличающийся от требуемого не бо-

р(],44...пЬ)[Ь] *[Ь]

л1

¡2 ,.•• 'т

V/ е {1,2,... N} |/~[ Ь ] - /[Ь ]| <5/.

3. Алгоритм управления тепловыми потоками.

Решение задачи основано на нахождении приращения р в текущей точке при изменении мощности на каждом УПМ на известную величину Ап/, / е {1,2,... N} и вычислении вектора коэффициентов (к1,к2,...^) в предположении, что Р локально линейна, а точнее, что:

Р (п1 + к1Дп1, п2 + к2 Дп2,... nN + kN ДnN )--р (n1, n2,. % ) = = к1 •( Р (п1 +Дп1, п2,... пь[) - Р (п1, n2,...nN )) +

(1)

•(Р п

п2,... п,

+ ^) - Р (

п2,...п,

Реализация алгоритма состоит в последовательном изменении мощности на каждом УПМ на известную величину и ожидании выхода системы на ТР. Для ожидания ТР используется три параметра: время ожидания реакции системы, время ожидания баланса и допуск на баланс. Время реакции системы определяет интервал, в течение которого после изменения мощности не контролируется выход на ТР. Допуск на баланс задает минимальное отклонение температуры в любой контролируемой точке за время меньшее времени ожидания баланса, при котором констатируется температурная нестабильность системы. Ожидание ТР заканчивается, если за время ожидания баланса температура во всех точках изменилась на величину, не превышающую допуска на баланс.

После получения ТР для текущего УПМ мощность на нем возвращается в исходное состояние и меняется мощность следующего. В результате этого процесса получается набор ТР:

Р (п{0] +Дп1, п20],-я№] ) = (/1[1], 41], .41])

(2)

р (, п20],... п

[0]

N + ДnN ) =

)=((

] ]

К1,...*.

^ г

где /у - температура, зарегистрированная на у'-м датчике при изменении мощности на /-м УПМ. Из (1) и (2) получаем систему из Т уравнений с N неизвестными:

(/И -,{2] -... /[N] -?1м V кЛ Г/{0] -/ИV

* [1] - /[ И] 12 *2

*[2] - Г[Ь] *2 *2

*[1] - ЛЬ] *[2] - 7[Ь]

1ГГ 1ГГ 1ГГ 1ГГ

V 'т

*[N] - г[Ь]

V ^ )

*[0] - Г[Ь]

[0] - г[Ь]

Vlт ''

Т )

(3)

После успешного решения системы (3) [3] значение подводимых мощностей устанавливается в

лее, чем на величину 5/ в каждой контролируемой точке.

лЬ]),

(п[

[Ь] ЛЦ

,...п

[Ь]\_

= (п[0] + к1 Дп1, п20] + к2 Дп2,... пN +kN ДnN )

и ожидается выход системы на ТР ((

[Ь] ЛЬ]

/г,.

[ Ь ]

В общем случае (исходя из практического предположения, что Т > N ) система (3) переопределенна, т. е. любое решение имеет невязку, которая связана с нелинейностью ¥, неточностью определения выхода системы на ТР, а также с погрешностью измерения температуры, нелинейностью УПМ и неконтролируемым подводом мощности. Еще одним фактором, влияющим на наличие и величину невязки, является теоретическая достижимость требуемого ТР. Система датчиков и УПМ может быть сконфигурирована так, что запрашиваемый ТР не может быть получен ни при каких значениях мощностей.

Невязку, вызванную нелинейностью ¥, можно уменьшать путем последовательного применения вышеописанного алгоритма, добиваясь на каждом этапе минимизации невязки и беря в качестве исходного состояния для следующего этапа состояние, полученное на текущем.

4. Результаты. Были проведены опытные испытания алгоритма управления, в результате которых были получены данные, подтверждающие работоспособность алгоритма. В эксперименте были задействованы семь каналов мощности и пять контрольных точек измерения температуры. В ручном режиме была проверена возможность достижения определенного ТР, и затем выход на него был успешно осуществлен в автоматическом режиме.

Библиографические ссылки

1. Александровская Л. Н. Теоретические основы испытаний и экспериментальная отработка сложных технических систем. М. : Логос, 2003.

2. Афанасьев В. А., Барсуков B. C., Гофин М. Я., Захаров Ю. В., Стрельченко А. Н., Шалунов Н. П. Экспериментальная отработка космических летательных аппаратов / под ред. Н. В. Холодкова. М. : Изд-во МАИ, 1994.

3. Калиткин Н. Н. и др. Численные методы. М. : Наука, 1982.

References

1. Aleksandrovskaya L. N. Teoreticheskiye osnovi ispitaniy i eksperemental'naya otrabotka slozhnih tehnicheskih sistem. М. : Logos, 2003.

2. Afanasiev V. A., Barsukov V. S., Gofin M. Ya., Zaharov Yu. V., Strelchenko A. N., Shalunov N. P. Eksperemental'naya otrabotka kosmicheskih letatel'nyh apparatov. M. : MAI, 1994.

3. Kalitkin N. N. et al. Chislennye metodi. M. : Nauka, 1982.

Секция

«РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЕ ДВИГАТЕЛИ, ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ»

УДК 629.7

СПОСОБЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Н. И. Асеинов, И. В. Буртыль

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected], [email protected]

Рассматривается способы управления вектором тяги ракетных двигателей первых и последующих ступеней ракет-носителей и баллистических ракет.

Ключевые слова: способы управления, вектор тяги, ракетные двигатели.

METHODS FOR SFRE THRUST VECTOR CONTROL

N. I. Aseinov, I. V. Burtyl

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The ways of thrust vector control of rocket engines, the first and subsequent rocket stages for the withdrawal of the payload into SC orbit or to the purpose of the warheads of missiles are considered.

Keywords: how to control the thrust vector, rocket engines solid fuel rocket engine (SFRE).

Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) благодаря своему быстродействию, простоте устройства и надежности широко используются в космических ракетах-носителях и баллистических ракетах различного направления.

Управление вектором тяги РДТТ осуществляется с помощью специальных органов управления, построенных с использованием аэродинамических сил или энергии истекающей струи двигателя. Выбор способов и методов управления вектором тяги РДТТ является сложной технической задачей, которая решается на этапе проектирования двигателя. Конструктивно-технологический анализ показывает, что одним из наиболее простых органов управления вектором тяги является поворотное сопло, соединяющееся с корпусом двигателя через жидкий шарнир, представляющий собой опору и фланец, между которыми располагается полость, заполненная маслом. Полость состоит из корпуса, изготовленного из титанового сплава и оболочки, которая изготовлена из эластомера, заполненного жидкостью. Применение такого шарнира позволяет отклонять сопло в двух плоскостях (по тангажу и рысканию) на угол ± 4°.

На современных баллистических ракетах с твердым топливом часто используется отработанная схема управления вектором тяги, которую составляют аэродинамические и газодинамические рули на первой ступени, и «вдув» газа в закритическую часть сопла двигательной установки - на верхних ступенях.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Величина и закон распределения аэродинамических сил задаются нормами прочности или определяются газодинамическими испытаниями. Массовыми инерционными силами рулей ввиду их малости обычно пренебрегают. Рассматривая работу элементов рулей при восприятии внешних нагрузок, следует различать общую силовую работу агрегатов оперения как балок, в сечениях которых действуют перерезывающие силы,

изгибающие и крутящие моменты, и местные усилия от воздушной нагрузки, приходящейся на каждый участок обшивки с подкрепляющими ее элементами.

Газодинамические рули маршевых РДТТ могут проектироваться с учетом необходимого изменения направления вектора тяги для управления полетом ракеты. Указанная цель достигается установкой газовых рулей (не относящихся к конструкции РДТТ) на выходе из сопла, несимметричным вводом соответствующих газа или жидкости в сопло (что приводит к повороту реактивной струи), отклонением (качанием) сопла в осевой плоскости (при помощи соответствующих приводов) и другими способами. На второй ступени «вдув» обеспечивается обычно специальным газогенератором, расположенным снаружи соплового блока.

Перечисленные устройства должны обеспечивать управление ракетой в трех плоскостях. Однако не все из них позволяют это сделать при односопловой схеме двигателя. Например, газовые рули дают возможность управлять по курсу, тангажу и крену при одном сопле, а такие устройства, как дефлекторы, разрезные сопла, создают управляющие моменты обычно только в двух плоскостях. Для управления этими устройствами в трех плоскостях необходимо иметь многосопловой блок.

Одним из основных недостатков рассмотренных способов управления вектором тяги РДТТ является их ограниченная возможность управления во времени: управление ракетой может осуществляться только при работающем двигателе. Большое разнообразие исполнительных органов управления обусловлено особенностями выполнения поставленных задач. При проектировании выбираются те органы управления, которые наиболее полно отвечают требованиям технического задания.

УДК 621.45.053

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СПОСОБОВ РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ЖИДКОСТНЫХ И ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

К. Ш. Ахметшин, С. Ю. Кирюхин, А. С. Рябинин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается сравнительная характеристика возможных способов регулирования тяги жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, а также эффективность их применения в существующих двигательных установках.

Ключевые слова: ракетные двигатели, способы регулирования тяги.

COMPARATIVE ANALYSIS OF METHODS TO REGULATE LIQUID ROCKET AND SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINES

K. S. Akhmetshin, S. U. Kiryukhin, A. S. Ryabinin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The comparative characteristic of the possible ways to regulate thrust liquid-and solid-propellant rocket engines as well as the efficiency of their application in the existing propulsion concepts are studied.

Keywords: rocket engines, traction control methods.

Способы регулирования тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и твердотопливного ракетного двигателя (РДТТ) существенно отличаются, хотя и имеют применимые к обоим типам методы.

Регулирование тяги ЖРД может осуществляться следующими способами: регулированием расхода компонента, поступающего в жидкостной газогенератор (ЖГГ); регулированием соотношения компонентов в ЖГГ; регулированием давления подач компонентов на входе в камеру двигателя; регулированием расхода компонентов, поступающих в камеру двигателя.

Способ регулирования расхода компонентов, поступающих в ЖГГ, применяется в двигателях без дожигания генераторного газа с двухкомпонентным ЖГГ. На трубопроводе питания окислителя («О») восстановительного ЖГГ устанавливается регулятор тяги, одновременно на трубопроводе питанием горючим («Г») устанавливается еще один регулятор давления, корректирующий соотношение компонентов. Данный способ представляется достаточно надежным и позволяет достигать достаточно большого диапазона регулирования тяг (~ 100).

В двигателях ракеты «Союз-2» РД-107А и РД-108А для изменения тяги используется регулятор расхода перекиси водорода, поступающего в однокомпонент-ный ЖГГ, и дроссель горючего.

Способ регулирования соотношения компонентов в ЖГГ наиболее часто используют в двигателях с дожиганием генераторного газа, он позволяет регулировать тягу в ограниченных диапазонах. Регулятором тяги является регулятор давления подачи «Г» в окислительный ЖГГ, устанавливаемый на линию питания дополнительным компонентом. Регулятор поддерживает давление подачи «Г» в соответствии с давлением

подачи «О». Эта система управления также обеспечивает изменение соотношения компонентов, что приводит к изменению термодинамических параметров генераторного газа и соответственно влияет на давление в камере сгорания и тягу. Диапазон регулирования соотношения компонентов в данной схеме ограничен возрастанием температуры генераторного газа. Данная схема реализована в двигателе РД-270, в которой применена закрытая схема с двумя ТНА с отдельными турбинами от двух ЖГГ, работающих с избытком окислителя и избытком горючего.

Регулирование давления подач компонентов на входе в камеру двигателя. Регулятор давления «Г» изменяет давление подачи в соответствии с командой системы управления, а регулятор «О» изменяет давление подачи в соответствии с давлением подачи «Г». Оба регулятора выполняют одновременно роль регулятора тяги и регулятора соотношения компонентов [2].

Регулирование расходов компонентов, поступающих в камеру двигателя. Регуляторы, поддерживая постоянство расходов «О» и «Г», обеспечивают одновременно поддержание тяги и соотношения компонентов на заданных уровнях. Оба регулятора могут получать соответствующие сигналы на перенастройку от системы управления.

Изменение тяги РДТТ затруднено ограниченными возможностями воздействия на тягу в период работы двигателя. Скорость горения заряда и и тяга двигателя зависимы от начальной температуры заряда Т0, внут-рикамерного давления р (см. рисунок), коэффициента эрозии _/з(^), влияния перегрузок, воздействующих на топливный заряд f4(n). Колебания температур, химического состава и технологические отклонения при изготовлении топлива вызывают определенный раз-

брос энергетических характеристик и скоростей горения в двигателе.

и = ию х/х(р) х/¿(Го) х/(У) х/4(И) х/5(е) х/ х/7. и, мм/с

Зависимость скорости горения от давления для топлива с диаметром заряда 45 мм

Температура заряда влияет на скорость горения, что вызывает необходимость учитывать эту величину в процессе регулирования. Функциональная зависимость, учитывающая влияние начальной температуры, представлена в формуле

/¿(Го) « ехр[1,1...1,8(Го - Гном)].

Регулирование тяги РДТТ может быть осуществлено следующими способами: изменением площади критического сечения; вводом дополнительной массы в камеру; изменением поверхности горения; непосредственным воздействием на скорость горения; обнулением тяги.

При газодинамическом способе регулирования диапазон регулирования тяги составляет 1,7. 2.о. К существенным недостаткам данного метода относятся непроизвольные потери газа до 1/4 запаса топлива, необходимость иметь еще один источник рабочего тела управляющего канала и создание разности давлений управляющего и питающего потока. Для топлив с низким V расход имеет малую чувствительность к изменению площади критического сечения и высокую к изменению давления.

Регулирование тяги вводом в КС химически активной дополнительной массы позволяет получить отношение тяг, равное 20. Данный способ позволяет реализовать охлаждение сопла, повышает удельную тягу. Другой способ ввод вторичной инертной массы в КС позволяет регулировать тягу в малом диапазоне отношений тяг.

Способ изменения поверхности горения позволяет регулировать изменение тяги в более широком диапазоне (диапазон устойчивого регулирования 3...6), чем регулирование с изменяющейся площадью критического сечения. Возможно достижение более широкого диапазона 1,5. 8,о с использованием методов подвижных нитей, поджатием катализатора к горящей поверхности, тепловых и силовых ножей, порционной подачи секций твердого топлива в КС. Наиболее перспективным методом является гидравлический метод, когда в заряде твердого топлива происходит высвобождение каналов, заполненных жидкостью [1]. Метод регулирования посредством тепловых ножей неприменим для сложных форм зарядов, кроме заря-

дов торцового горения. К минусам этих методов стоит отнести конструктивную сложность.

При непосредственном воздействии на скорость горения электрическим способом регулирования тяги позволяет при мгновенном изменении электрического тока менять тягу двигателя: воздействием на топливную массу физическими полями, приводящим к разогреву топлива на толще, превосходящей толщину релаксации прогретого слоя; прогревом топлива за счет джоулева тепла от проводников тока в толще топливного заряда [3]. Этот способ не используется по причине необходимости иметь на борту ЛА массивный источник электроэнергии.

Обнуление тяги посредством воздействия на зону горения акустической энергии, магнитного поля, лазерного излучения исследованы слабо, и полученные значения регулирования тяги весьма малы и составляют 1,5...1,8. Кроме того, при регулировании магнитным полем источники питания электромагнитных катушек составляют более 10 % от массы заряда твердого топлива.

Судя по вышеизложенному материалу, можно утверждать, что способы регулирования тяги ЖРД позволяют регулировать ее в более широком диапазоне, более просты в исполнении, меньше подвержены влиянию температурного фактора и не ограничены в воздействии на тягу в процессе работы двигателя.

Библиографические ссылки

1. Кольга В. В. Проектирование ракет с ракетным двигателем на твердом топливе : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2004. С. 84-96.

2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей : учебник / под ред. В. П. Глушко. М. : Машиностроение, 1989. С. 379-384.

3. Петренко В. И. [и др.]. Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / под общ. ред. М. И. Соколовского, В. И. Петренко ; Рос. акад. ракет. и арт. наук, Перм. гос. техн. ун-т, ОАО «Науч.-произв. об-ние «Искра». М. : Машиностроение, 2003. 463 с. : ил.

References

1. Kolga V. V. Proektirovanie raket s raketnim dvigatelem natverdom toplive. SibSAU. Krasnoyarsk, 2004, pp. 84-96.

2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Tishin A. P. Teoriya raketnih dvigateley. M. : Mashinostroenie, 1989, pp. 379-384.

3. Petrenko V. I. [i dr.]. Upravljaemye jenergetiches-kie ustanovki na tverdom raketnom toplive / Rossiiskaya academia raket i artelerii nauk, Permskiy gosudarstvennii tehnicheskiy universitet, OAO «Nauch.-proizv. ob-nie «Iskra», M. : Mashinostroenie, 2003, 463 p.

УДК 621.45.044

ПОСТРОЕНИЕ ФИЗИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ПЛАСТИЧЕСКОГО ТЕЧЕНИЯ ТОНКОСТЕННОЙ ОБОЛОЧКИ

Я. Ю. Бакулин, В. Ю. Журавлев, М. В. Кубриков, О. В. Каменюк

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected], [email protected]

Исследуется возможность разработки модели для определения скорости и интенсивности деформации зоны перекатывания разделителя топливного бака, которая представляет собой тонкостенную торообразную оболочку, разработка модели изменения скорости и установление интенсивности деформации позволит в дальнейшем проектировать более надежные и совершенные топливные баки ракетных двигателей.

Ключевые слова: топливный бак, диафрагма-разделитель, выворачивание.

CONSTRUCTION OF A PHYSICAL MODEL OF THIN SHELLS PLASTIC FLOW

Ia. Iu. Bakulin, V. I. Zshuravlev, M. V. Kubrikov, O. V. Kameniuk

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia E-mail: [email protected], [email protected], [email protected], [email protected]

The article investigates the possibility of developing a model for determining the speed and intensity of the deformation zone of a roll separator tank, which is a thin walled toroidal shell. The development of speed change pattern and establishing a strain rate will allow further design of more reliable and improved rocket engines fuel tanks.

Keywords: fuel tank, diaphragm separator, contortion.

Для гарантированного запуска и работы двигателя в условиях невесомости необходимо обеспечить бесперебойную подачу компонента в жидкой фазе, что обеспечивается разделением жидкой и газообразной фаз механическим способом. Для решения данной задачи применяются металлические пластически выворачивающиеся разделители, вытесняющие компонент из бака.

Выворачивающиеся металлические разделители обеспечивают долговечность конструкции при контакте с химически активными компонентами топлива, они просты в конструктивном выполнении, технологичны, их весовые характеристики близки к характеристикам баков с неметаллическими разделителями.

Основная проблема состоит в том, что в результате процесса выворачивания после прохождения зоны перекатывания в материале действуют остаточные упругие напряжения, и при выворачивании бака возможна потеря устойчивости.

На основе проведенных экспериментов принимаем форму поверхности зоны пластического деформирования в виде торовой. Перемещение разделителя происходит за счет пластического деформирования материала в торовой зоне перекатывания.

В зонах изменения кривизны меридиана его деформация происходит за счет поворота вокруг крайних точек серединной поверхности [1]. Скорость перемещения меридиана в этих зонах определится произведением расстояния от мгновенных центров скоростей до соответствующего меридиана на величину угловой скорости [2]:

К = 5 (ю+ю0тн ).

Скорость деформации меридиана в обеих зонах определяется как отношение скорости перемещения к расстоянию до точки от участка упруго деформирования разделителя й1:

= V = 5 (Ю+Юотн ) dl dl

или

пм =ч1 + ем )• (!)

На основном (1) участке тора за счет смещения материала диафрагмы - разделителя происходит изменение длины параллели, равной 2 п ХМ. Скорость изменения параллели определяется скоростью удаления диаметрально противоположных точек друг от друга

пп = (г + (г + 5)еМ Э^п ам

ХМ

Интенсивность скоростей деформации при пластическом течении определяется по формуле [3]:

Н' = у)2/3(1 -П2)2 +(2 -Пз)2 +(з -П)2 , (2)

где пг _ скорость деформации по основным направлениям.

Проведя математические преобразования (2) и

обозначив А = —, В = —, получим П П4

H фmlV(-A)2 +(a-5)2 +(в-i)2.

Скорости деформации для пластической зоны связаны условием неизменности объема, как и производные по времени от деформаций: B = —.

П4

При известной, максимальной по модулю скорости деформации (например |r|i | - max) знаки у скоростей деформации п2 и п3 противоположны знаку скорости деформации п.

Из условия (2) получим связь между модулями величин А и В:

A + |ß| = I или |ß| = I-|A\.

(3)

Тогда интенсивность скорости деформации с учетом (3) определится как

н = + |А2 + 2|А + 4|А\2 +1 -4|А + 4 + |А2 -4|А,

или

H = + | A 2-| A|.

d

(1 + | A|2-I A|)

d|A|

= 2| A| -1 = 0,

откуда при IA = 0,5:

!(l + 1A2-I A|)

d|A|2

= 2.

Н = 21тц|.

При перемещении центральной части диафрагмы-разделителя в точках, где деформация происходит за счет изменения кривизны меридиана, величина интенсивности скоростей деформации определяется

H' = 2"

ш

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Величина |А| изменяется в пределах от единицы

до нуля. Для нахождения экстремума функции определим первую производную и приравняем ее к нулю и определим в этой точке знак второй производной:

Так как вторая производная положительна, то при значении |A| = 0,5 имеем минимум функции. Кроме того, график симметричен относительно прямой

\A\ = 0,5, и в этой точке функция + |A|2 - |A| принимает значение 0,86, а в крайних точках при |A| = 1 и |A| = 0 она равна 1. Таким образом, при известной величине -max при всех изменениях п2 и величину H' с точностью не менее 0,86 можно принять

На остальной части тора, где деформация происходит за счет увеличения длины параллели, деформация определяется

H = 2|пд|.

Таким образом, точность вычисления всех параметров выворачивания разделителя определяется погрешностью учета интенсивности скоростей деформаций, точностью радиусов тора, толщины, размеров срединной поверхности оболочки, механических и упругих постоянных материала.

Библиографические ссылки

1. Биргер И. А., Пановко Я. Г. Прочность, устойчивость, колебания : справочник. В 3 т. Т. 1. М. : Машиностроение, 1968. 812 с.

2. Феодосьев В. И. Сопротивление материалов : учебник для вузов. 10-е изд., перераб. и доп. М. : Изд-во МГТУ, 2000. 592 с.

3. Ефремов В. Н., Журавлев В. Ю. Металлические выворачивающиеся диафрагмы-разделители топливных баков / Сиб. аэрокосмич. акад. им. М. Ф. Решет-нева. Красноярск, 1998. 104 с.

References

1. Birger I. A., Panovko Ja.G., Prochnost', ustojchi-vost', kolebanija : spravochnik : v 3 t. T. 1. M. : Mashinostroenie, 1968. 812 s.

2. Feodos'ev V. I. Soprotivlenie materialov : ucheb. dlja vuzov. 10-e izd., pererab. i dop. M. : Izd-vo MGTU, 2000. 592 s.

3. Efremov V. N., Zhuravlev V. Ju. Metallicheskie vyvorachivajushhiesja diafragmy-razdeliteli toplivnyh bakov ; Sib. Ajerokosmich. Akad. im. M. F. Reshetneva. Krasnojarsk, 1998.104 s.

УДК 621.4

ВЛИЯНИЕ КОНСТРУКТИВНО-ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ ШАРИКОВОГО ПОДШИПНИКА НА КОЭФФИЦИЕНТ ЖЁСТКОСТИ ОПОРЫ ДВИГАТЕЛЯ

И. С. Барманов

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Приводятся результаты расчёта коэффициента радиальной жёсткости авиационного шарикового подшипника. В первом случае коэффициенты вычислялись по аналитической зависимости без учёта конструктивных и эксплуатационных параметров, таких как частота вращения, толщина слоя смазки, шероховатость и т. д. Во втором случае коэффициенты определялись численным методом с учётом указанных параметров.

Ключевые слова: опора, жёсткость, шариковый подшипник

INFLUENCE OF CONSTRUCTIVE AND OPERATIONAL PARAMETERS OF A BALL BEARING ON RIGIDITY COEFFICIENT OF THE ENGINE SUPPORT

I. S. Barmanov

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoie shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

The results of calculation of radial rigidity coefficient of aviation ball bearings are given in the paper. In the first case coefficients were calculated on analytical dependence without taking into account design and operational data, such as the rotation frequency, thickness of a layer of greasing, roughness, etc. In the second case coefficients were defined by a numerical method with the specified parameters.

Keywords: support, stiffness, ball bearing

Жесткость опоры существенно зависит от жёсткости подшипника в тех случаях, когда жёсткость подшипника соизмерима с жёсткостью упругого элемента. В справочной литературе отсутствуют формулы для определения жёсткости подшипников, и приводятся выражения только для относительных перемещений колец под действием нагрузки. Данные формулы основаны на определении деформаций в контакте тел качения по теории Герца. В монографии [1] приведены формулы для расчета жесткости различных типов подшипников. Однако они не учитывают многие конструктивные и эксплуатационные факторы: частоту вращения, радиальный зазор, радиальную нагрузку, толщину слоя смазки и т. д. Для более точного расчета можно использовать численный метод определения коэффициента жёсткости по методике, изложенной в работе [2]. При расчётах учитываются различные конструктивные и эксплуатационные факторы, например, перекосы произвольного направления колец, толщина смазочного слоя, а также изменения радиальных зазоров при высоких скоростях вращения и наличия разности температур колец и др.

На рисунке приведены зависимости коэффициента радиальной жесткости для авиационного шарикового подшипника № 126126, определенные численным методом (сплошные линии) и по формуле (пунктирные линии).

О 150 Ш 450 й(10 750 Fitт //

Сравнение результатов расчёта

Как видно из графиков, аналитический метод даёт завышенные значения по сравнению с численным методом. В результате мы получим большие погрешности (до 50 %) при вычислении жёсткости опоры, особенно, если соотношение нагрузок, действующих на подшипник, будет находиться в интервале 0,1 < Fa/Fr < 0,4 [3].

Библиографические ссылки

1. Белоусов А. И., Балякин В. Б., Новиков Д. К. Теория и проектирование гидродинамических демпферов опор роторов / под ред. А. И. Белоусова. Самара : Изд-во Самар. науч. центра РАН, 2002. 335 с.

2. Теория и проектирование опор роторов авиационных ГТД / В. Б. Балякин, Е. П. Жильников, В. В. Макарчук, В. Н. Самсонов. Самара : Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. 254 с.

3. Барманов И. С. Исследование динамики авиационного шарикового радиально-упорного подшипника качения / СГАУ. Самара, 2010. 61 с. Деп. в ВИНИТИ Рос. акад. наук. 29.11.2010. № 664-В2010.

References

1. Belousov A. I., Balyakin V. B., Novikov D. K. Teoriya and design of hydrodynamic dampers of support of rotors / under the ed. of A. I. Belousova. Samara : Samara scientific center of Russian Academy of Sciences, 2002. 335 p.

2. The theory and design of support of rotors of aviation GTD / V. B. Balyakin, E. P. Zhilnikov, V. V. Makarchuk, V. N. Samsonov. Samara : Publishing house Samara State Aerospace University, 2007. 254 p.

3. Barmanov I. S. Research of dynamics of the aviation ball bearing / SSAU. Samara, 2010. 61 p. Dep. in Russian Institute of Scientific and Technical Information of Russian Academy of Sciences, 29.11.2010, № 664-B2010.

УДК 621.4

ПОВЫШЕНИЕ ДОСТОВЕРНОСТИ ВЫЧИСЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА ЖЁСТКОСТИ «БЕЛИЧЬЕГО КОЛЕСА» ОПОР РОТОРОВ

И. С. Барманов

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Для определения коэффициента жёсткости беличьего колеса наибольшее применение нашла формула С. И. Сергеева. В работе приведены результаты, согласно которым было показано, что применение данной формулы для расчета упругих элементов опор роторов авиационных двигателей ограничено. Это связано с погрешностями вычисления, которые могут достигать 80 %. Для повышения точности вычисления коэффициента жесткости авиационных упругих элементов типа «беличьего колеса» вводятся поправочные коэффициенты.

Ключевые слова: опора, ротор, упругий элемент, жёсткость

INCREASE OF CALCULATION RELIABILITY OF RIGIDITY COEFFICIENT OF A «SQUIRREL WHEEL» SUPPORT OF ROTORS

I. S. Barmanov

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoie shosse, Samara, 443086, Russia E-mail: [email protected]

For determination of a rigidity coefficient of a squirrel wheel the greatest application was found by Sergeyev's formula. Results according to which it was shown that the application of this formula for calculation of elastic elements of rotors support of aviation engines is limited are given in the work. It is connected with calculation errors which can reach 80 %. For increase of calculation accuracy of rigidity coefficient of aviation elastic elements of a «squirrel wheel» correction coefficients are entered.

Keywords: support, rotor, flexible element, stiffness

Наибольшее практическое применение для определения коэффициента жёсткости упругих элементов типа «беличьего колеса» нашла формула, предложен-

nEbh (b2 + h2)

ная С. И. Сергеевым [1] c =---, где n -

2l|

количество балочек; b, h, l6 - соответственно ширина, толщина и длина балочек; E - модуль Юнга материала. Позднее в данную формулу им же был введен по-

правочный коэффициент &ь и выражение для коэффициента жёсткости приняло следующий вид:

nEbh (Ь2 + И2) nEbh (2 + И2) 1

21б 1 21б (1 + 2<М11б )3

Для конструкций упругих элементов авиационных газотурбинных двигателей данная формула даёт существенную погрешность при вычислении коэффици-

ента жесткости. Более того, данная формула не учитывает величину радиуса скругления пазов г. Ранее были проведены исследования по влиянию радиуса скругления пазов на коэффициент жёсткости, на основании которых был получен поправочный коэффициент ^ = 1/1 - 8,2 ((б/к) 135 г/Ь . Полученный коэффициент k2 позволяет с достаточно высокой степенью точности учитывать радиус скругления пазов упругого элемента.

С целью дальнейшего совершенствования формулы были оценены границы её применимости для авиационных упругих элементов. Дело в том, что габаритные размеры опоры авиадвигателей ограничены, и все геометрические размеры упругих элементов, как правило, укладываются в некоторый диапазон. Для данного диапазона проводились численные исследования и была построена зависимость безразмерного коэффициента жёсткости CS = е/е0, где е0 - коэффициент жесткости, определяемый методом конечных элементов для нулевого радиуса скругления; е - коэффициент жесткости, определяемый по формуле от безразмерной длины балочек Ьб = 1б/к (см. рисунок).

Cs

1,2

0,8

у

X*

f

/

/ /

/

г

/

г

10 20 30

Зависимость cS от Ьб

Ls

-б

коэффициентов жёсткости. При безразмерных длинах балочек Ьб < 20 значения коэффициента жёсткости могут отличаться до 80 %. Поэтому применение формулы С. И. Сергеева для расчёта упругих элементов авиационных газотурбинных двигателей ограничено. Чтобы уменьшить погрешность вычисления предлагается ввести поправочный коэффициент. Поправочный коэффициент был получен на основе аппроксимации зависимости относительного коэффициента жёсткости CS от безразмерной длины балочек Ьб, которая была получена на основании численных решений. Полученная зависимость хорошо аппроксимируется полиномом третьей степени, достоверность аппроксимации составила 99,9 %. Выражение для поправочного коэффициента имеет вид

'/ (0

k = 1/(0,0000954 - 0,0086L6 + 0,27L6 -1,825) .

В итоге можно сказать, что полученные поправочные коэффициенты позволяют существенно расширить границы применимости формулы С. И. Сергеева, и в частности повысить достоверность вычисления коэффициента жёсткости авиационных упругих элементов.

Библиографическая ссылка

1. Барманов И. С. Методика расчёта коэффициента жесткости авиационных упругих элементов // Самолетостроение России. Проблемы и перспективы : симпозиум с междунар. участием. Самара : СГАУ, 2012. C. 59-60.

Reference

1. Barmanov I. S. Metodika raschjota kojefficienta zhjostkosti aviacionnyh uprugih jelementov // Samoljotostroenie Rossii. Problemy i perspektivy : simpozium s mezhdunar. uchastiem. Samara : SGAU, 2012. C. 59-60.

Показано, что формула С. И. Сергеева может давать как завышенные, так и заниженные значения

УДК 621.755

ПЕРСПЕКТИВНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ОБРАБОТКИ УЗЛОВ И АГРЕГАТОВ АВТОМАТИКИ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Я. В. Бочерикова, А. Е. Савина

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

Проведен анализ перспективного технологического оборудования, используемого для обработки узлов и агрегатов автоматики, представлены основные критерии, определяющие его выбор.

Ключевые слова: технологическое оборудование, узлы и агрегаты автоматики, основные критерии.

THE PROSPECTIVE EQUIPMENT TO PROCESS AUTOMATION UNITS AND AGGREGATES OF ROCKET ENGINES

Ya. V. Bocherikova, A. E. Savina

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

The analysis of prospective technological equipment used for process automation units and aggregates is performed; the main criteria determining its choice are presented.

Keywords: technological equipment, automation units and aggregates, the main criteria.

К узлам и агрегатам автоматики предъявляются высокие требования по качеству и точности изготовления, прочности и герметичности корпусных деталей. В процессе их изготовления необходимо обеспечить заданную шероховатость поверхностей, точность обработки внутренних поверхностей, стойкость применяемых материалов к агрессивным средам, стабильность гидравлических и газодинамических характеристик [1].

Производство узлов автоматики организуется в механосборочных цехах, где их детали проходят механическую обработку, испытания и контроль. Выбор оборудования для механической обработки зависит от производственных задач. Из-за сложной конфигурации и высокой точности в изготовлении необходимо использовать токарные и фрезерные станки с числовым программным управлением, позволяющие повысить производительность при экономии материальных и трудовых ресурсов. Эксплуатация данных станков отличается высоким уровнем автоматизации производства. При серийной обработке потребность вмешательства оператора станка с ЧПУ в процесс изготовления сведена к минимуму, часто достаточно визуального контроля и проверки по калибрам. Если станки поддерживаются в хорошем техническом состоянии, то они могут работать практически автономно, выпуская продукцию с требуемым по технологии качеством.

Преимуществом токарных станков с ЧПУ является возможность быстрой переналадки. Для смены детали нужно загрузить или вызвать из памяти программу согласно технологии, установить новый инструмент. Системы ЧПУ позволяют достаточно просто обрабатывать такие детали, которые сложно или невозможно изготовить на универсальном оборудовании, даже при наличии опытного токаря.

Важную роль в достижении высокой экономической эффективности оборудования с ЧПУ играют режущий и вспомогательный инструмент. От инструмента требуются следующие качества: высокая надежность при работе с интенсивными режимами резания, высокий уровень унификации элементов и агрегатов, относительно низкая стоимость [2].

В настоящее время особое внимание уделяется внедрению обрабатывающих центров для обработки узлов и агрегатов автоматики. Благодаря их использованию осуществляется комплексная обработка сложных деталей без их перебазирования для этого. Как правило, станки оснащены полезной функцией - автоматической сменой инструмента. Эти устройства обеспечивают полноценную обработку заготовок: на них можно сверлить, делать резьбу, растачивать, фрезеровать.

Одно из главных преимуществ обрабатывающего центра - высокая производительность. Это достигается за счет сокращения вспомогательного времени, а доля машинного времени в общем цикле обработки увеличивается на 60-70 %. Один обрабатывающий центр с успехом выполняет целый комплекс работ, требующих высокой точности. Руководство процессом происходит благодаря установленной оператором компьютерной программе.

Современные обрабатывающие центры делятся на станки горизонтальной и вертикальной компоновки. Горизонтальные устройства способны обрабатывать заготовки с двух, трех или четырех сторон, реже -с пяти. Вертикальные станки служат для работы с крупными заготовками, используются также для их обработки лишь с одной стороны.

Существует ряд основных критериев, которые должны быть соблюдены при выборе технологического оборудования. Конечно, в первую очередь необходимо точно знать, какие детали будут обрабатываться. Однако приобретение обрабатывающего многофункционального центра выгоднее, чем станка с числовым программным управлением. К основным критериям при выборе перспективного оборудования относятся технические характеристики станка или центра, его надежность и долговечность, а также минимизация труда человека на производстве.

Библиографические ссылки

1. Технология производства жидкостных ракетных двигателей : учебник / В. А. Моисеев, В. А. Тарасов, В. А. Колмыков, А. С. Филимонов ; под ред. В. А. Моисеева и В. А. Тарасова. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2008. 381 с.: ил.

2. Боровский Д. В., Григорьев С. Н. Справочник инструментальщика. М. : Машиностроение, 2005. 464 с.

References

1. Tekhnologiya proizvodstva zhidkikh raketnykh dvigateley (Production technology of liquid rocket engines): V. A. Moiseyev, V. A. Tarasov, V. A. Kolmykov; A. S. Filimonov. 200, 381 p.

2. Borovskiy D. V., Grigoriev S. N. Spravochnik in-strumental'shchika (The directory of the toolmaker). М. : Mashinostroenie, 2005, 464 p.

УДК 629.7

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПОРИСТЫХ ФОРСУНОК В РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

Я. М. Будайбекова

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Целью работы является разработка теории и конструкции газожидкостной пористой форсунки. Она представляет собой форсунку с пористым вкладышем из материала МР. Жидкость смачивает его и в виде мокрых струй попадает в газовый поток, что способствует улучшению качества распыла. Данный вкладыш позволяет бороться с возникновением низко- и высокочастотных колебаний системы, которые оказывают негативное влияние на работоспособность энергетических установок. В ЖРД данной проблеме придают особое значение, поскольку форсуночная головка является источником колебаний, последствием которых может стать взрыв двигателя и всей ракеты-носителя.

Ключевые слова: ракетный двигатель, форсунка, пористый вкладыш, материал МР.

THE USE OF POROUS NOZZLES IN ROCKET ENGINES

Ia. M. Budaibekova

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoye shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

The aim of the paper is to develop the theory and design ofporous gas-liquid jet - an injector with porous material of the liner MR. The liquid wets it and a wet jet enters the gas stream. This contributes to improve the quality of spray. The insert allows you to fight with the emergence of low-and high-frequency oscillations of the system. They have a negative impact on the performance of power plants. This problem is paid special attention, as the nozzle head is the source of vibration, the consequence of which can be the explosion of the engine and the satellite-carrying rocket.

Keywords: rocket engine nozzle, injector, porous liner, material MR.

Создание технологических машин и высоскорост-ных транспортных средств, форсированных по мощностям, нагрузкам, температурам и другим параметрам, приводит к увеличению интенсивности и расширению спектра вибрационных и виброакустических полей. Этому способствует также широкое использование в технике, энергетике, промышленности и строительстве высокоэффективных вибрационных и виброударных процессов. Вредная вибрация нарушает планируемые конструктором законы движения машин, механизмов и систем управления, порождает неустойчивость процессов и может вызывать отказы и полную расстройку всей системы. Поэтому особое значение приобретают методы и средства уменьшения вибрации. Совокупность технологий борьбы с вредной вибрацией называют виброзащитой.

Смесеобразование в камерах сгорания различных энергетических установок, газотурбинных и ракетных двигателей определяет структуру процессов горения и, в итоге, его полноту и устойчивость. Это - причина многоплановых исследований процесса смесеобразования и его отдельных составляющих.

Топливные форсунки являются важными элементами двигателя, работающего на жидких и газообразных компонентах. Кроме основного назначения -приготовления горючей смеси в камере сгорания и газогенераторе - они одновременно являются элементами двигателя как сложной динамической системы.

Типичная газожидкостная форсунка ЖРД (рис. 1, а) состоит из трубчатого корпуса 1 с осевым каналом 2 для подвода газообразного компонента топлива, в стенках которого выполнены под углом к газовому потоку радиальные и хордальные отверстия 3 для впрыска в газовый поток жидкого топлива, присоединенные к жидкостному коллектору 4. Отверстия 3 могут быть выполнены тангенциально (рис. 1, б). Газовый поток в канале также может быть закручен (рис. 1, г) с помощью тангенциальных каналов или шнекового завихрителя.

Разновидностью такой форсунки для распылива-ния чистых некоксующихя жидкостей можно считать семейство форсунок с полым пористым вкладышем (рис. 2) [1].

В настоящей работе предлагается решать проблему виброзащиты камеры сгорания ракетного двигателя путём устранения низко- и высокочастотных колебаний при горении компонентов топлива благодаря использованию нового типа форсунок из упруго-демпфирующего пористого материала МР [2], который разработан в СГАУ.

Проблема разработок в этой области заключается в том, что тема практически не изучена. Материал МР представляет собой однородную упругопористую массу, полученную холодным прессованием определённым способом уложенной, растянутой и дозированной по весу спирали. В качестве исходного материала для изготовления МР применяется тонкая

металлическая проволока различных марок. Марка проволоки определяется условиями работы детали из МР: температурным режимом, агрессивностью среды, характером приложения нагрузки и т. д.

.......!"■

б

3 7

7 2

в г

Рис. 1. Конструктивные схемы газожидкостных форсунок: а - струйно-струйная; б - центробежно-центробежная с периферийным подводом жидкости; в - центробежно-струйная; г - центробежно-центробежная с центральным подводом жидкости; 1 - корпус; 2 - газовый канал; 3 - жидкостный канал; 4 - жидкостный коллектор; 5 - смеситель; 6 - центробежная жидкостная ступень; 7 - камера закручивания 8 - сопло

*//////Ш№

3/ \4

Рис. 2. Форсунка со смачиваемым пористым вкладышем: 1 - корпус; 2 - жидкостный коллектор;

3 - пористый вкладыш; 4 - газовый коллектор

Предложение изменения этого материала в качестве элемента форсунок отличается новизной.

Получение характеристик распыла компонентов топлива форсунками из материала МР осложняется тем, что они зависят от большого числа факторов: диаметра проволоки, диаметра спирали, степени растяжения спирали при формировании заготовок, технологии укладки спирали при формировании заготовки, массы спирали, формы (УДЭ), степени опрессовки заготовки (плотности детали, материала проволоки, технологии ее изготовления) и др.

В связи с указанными трудностями методики расчёта конкретного изделия носили экспериментальный или полуэмпирический характер, что затрудняло оптимизацию динамических систем. В настоящее время в СГАУ разрабатывается новый подход к созданию математических моделей деформирования изделий из материала МР. Суть этого подхода состоит в следующем. Для заданной технологии укладки спирали

в заготовку, материала проволоки и плотности изделия экспериментально исследуется образец в виде параллелепипеда на сжатие, сдвиг и изгиб. Результаты эксперимента обрабатываются в общеизвестных координатах: напряжение - деформация. Поскольку характеристики материала МР имеют гистерезисный характер, петли расщепляются при обработке эксперимента на упругие и неупругие компоненты, аппроксимируются математическим зависимостями, которые затем используются в расчётах конкретных изделий в системах АШУ8, МАБТКАК и др.

Этот же подход предполагается использовать для гидрогазовых систем аэрокосмической техники.

В ракетных двигателях как газогенератор, так и камерные форсунки могут являться генераторами колебаний. Существование в одной динамической системе нескольких независимых источников автоколебаний обычно является причиной возникновения биений [3].

С точки зрения динамики они выполняют функции одновременно чувствительного элемента, усилителя, фазовращателя, исполнительного механизма, генератора и демпфера колебаний.

Через форсунки осуществляются практически все обратные связи камеры сгорания с системой питания и газогенератором. Все без исключения прямые связи процессов в топливных баках, магистралях, насосах, регуляторах, газогенераторах и рубашке охлаждения с внутрикамерными процессами осуществляются с помощью форсунок.

В силу особого значения, которое имеют форсунки в динамической системе двигателя, можно управлять неустойчивостью и устранять её с помощью изменения динамических характеристик форсунок.

Любые расходные механизмы неустойчивости, связанные с колебаниями давления в топливных магистралях или газогенераторе, устраняются при разрыве цепей прямых связей колебательных процессов с камерой сгорания.

Эго достигается установкой форсунок, не реагирующих на колебания давления в магистрали, или демпферов в линиях подачи компонентов.

Таким образом, изменение динамики топливных форсунок может быть использовано не только как способ подавления неустойчивости (зачастую могут быть более простые и надёжные методы, например, метод активного демпфирования колебаний давления в газоводе установкой в нем поворотных решеток), но и как средство диагностики неустойчивости, установления вида реализующегося в камере сгорания механизма неустойчивости по ее реакции на изменение динамических характеристик топливных форсунок.

Библиографические ссылки

1. Андреев А. В., Базаров В. Г. Динамика газожидкостных форсунок. М. : Машиностроение, 1991. 240 с.

2. Чегодаев Д. Е., Мулюкин О. П., Колтынин Е. В. Конструирование рабочих органов машин и оборудования из упругопористого материала МР. Самара, 1994. 250 с.

3. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. М. : Наука, 1976. 868 с.

Referenses

1. Andreev A. V., Bazarov V. G. Dinamika ga-zogidkostnih forsunok. Moscow, Mashinostroenie, 1991, 240 p.

2. Chegodaev D. E., Mulukin O. P., Koltinin E. V.

Konstruirovanie rabochih organov mashin i oborudo-vaniya iz uprugoporistogo materiala MR. Samara, 1994. 250 p.

3. Abramovich G. N. Pricladnaya gazovaya dinamika. M. : Nauka, 1976. 868 p.

УДК 621.454.2

ЛАЗЕРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ В ЖРД

А. В. Веселов, Н. С. Фуфачев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected], [email protected]

Рассматривается перспективная система зажигания с использованием лазера, применимая к несамовоспламеняющимся топливным парам.

Ключевые слова: зажигание, лазер.

LASER IGNITION IN LRE

A. V. Veselov, N. S. Fufachev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia E-mail: [email protected], [email protected]

A promising ignition system using a laser, applicable to non-hypergolic fuel vapors is described.

Keywords: ignition, laser.

Важнейшей частью современного жидкостного ракетного двигателя является его система запуска. Развитие работ в области лазерного зажигания применительно к ракетной технике обусловлено рядом преимуществ этого способа.

Лазерная система зажигания включает в себя: камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов, лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки [1]. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения может быть расположен:

- непосредственно на смесительной головке;

- на боковой поверхности камеры сгорания.

В обоих вариантах установки узла ввода и фокусировки излучения малогабаритного источника лазерного излучения зажигательное устройство может быть снабжено дополнительно по крайней мере одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки.

Рассмотрим работу системы зажигания [2]. В каме-

ру сгорания через смесительную головку с форсунками подается окислитель и горючее. Так как один из компонентов обычно подается с опережением, после подачи второго компонента включается лазерный источник, лазерное излучение которого узлом ввода и фокусировки излучения фокусируется на специальную мишень, где происходит оптический пробой с возникновением плазмы оптической искры. Следующая за этим серия лазерных импульсов при одновременном увеличении расхода второго компонента приводит к появлению в зоне фокусировки соотношения компонентов, благоприятного для воспламенения смеси. Развивающийся затем очаг воспламенения поджигает всю камеру сгорания, а лазер выключается. Поскольку при запуске ракетного двигателя один из компонентов подается с опережением, то для снижения энергопотребления системы зажигания включение лазера целесообразно осуществлять после подачи второго компонента, так как только начиная с этого момента в области фокусировки может появиться смесь компонентов, способная к воспламенению. В переходный момент с начала подачи второго компонента в области фокусировки соотношение компонентов может изменяться. Поэтому для надежности воспламенения подачу поджигающего импульса необходимо осуществлять многократно. Количество импульсов и частота их следования подбираются экспериментально.

Представленная конструкция запального устройства является модификацией штатного электроискрового зажигательного устройства (ЗУ), разработанного КБХА (г. Воронеж). Устройство состоит из корпуса, узлов подачи компонентов топлива, реакционной полости, в которой имеется выход в канал транспортировки факела продуктов горения в камеру сгорания двигателя. Лазерная свеча, соединяемая с корпусом ЗУ, состоит из корпуса свечи, в который герметично вставляется втулка с оптическим волокном. Излучение с торца волокна фокусируется на мишень с образованием вблизи поверхности оптического пробоя. Для повышения давления в канале запального устройства предусмотрена возможность вворачивания на срез ЗУ специальных втулок из молибденового сплава с различными диаметрами проходных сечений. Параметры излучения лазера, работающего в импульсно-периодическом режиме, следующие: энергия единичного импульса Еп < 1 мДж; длительность единичного импульса —110.130 не; частота следования импульсов -20 кГц; длина волны лазерного излучения -1060 нм [3]. В штатном исполнении вывод излучения из лазера осуществляется через гибкий волоконный кабель с коллиматором на выходе. Для ввода излучения в ЗУ через оптическое волокно на штатный коллиматор был смонтирован специальный адаптер, оснащенный стандартным оптическим разъемом. Кварц - кварцевое волокно (диаметр сердцевины -600 мкм), подсоединяемое к этому разъему, транспортировало излучение непосредственно в лазерную свечу. Непосредственно перед экспериментами измерялась средняя мощность излучения на выходе из лазерной свечи, что позволяло, в свою очередь, определять потери излучения по всему тракту, а также энергию единичных импульсов Ег2.

Испытания на данную тему производились на стенде, оснащенном системами подачи газообразных кислорода, водорода, что позволяет проводить испытания ЗУ, а также камер сгорания и двигателей с выхлопом как в атмосферу, так и в вакуум. Барокамера стенда объемом —200 л через вакуумный затвор сообщается с баллоном-газгольдером объемом 100 м3, который предварительно может откачиваться системой вакуумных насосов до давления —400 Па.

№ п/п Наименование параметра и обозначение Размерность Величина

1 Суммарный расход компонентов, оЕ г/с <9

2 Соотношение компонентов, Кт - 1,12.2,24

3 Коэффициент избытка окислителя, а - 0,14.0,28

4 Энергия единичного импульса лазерного излучения, Е;2 мДж 0,4.0,75

5 Частота следования импульсов лазерного излучения, f кГц 20

6 Средняя мощность излучения, N Вт 8.15

В таблице представлены параметры экспериментов, проводившихся с указанной выше топливной парой. Средние величины расходов окислителя и горючего Go и Gf определялись в момент выхода ЗУ на стационарный режим, что примерно соответствовало 2-й секунде после начала запуска.

По сравнению с электроискровым методом при лазерном зажигании практически отсутствуют электромагнитные помехи, что особенно актуально для многосопловых двигательных установок многократного включения. Немаловажно и то, что при лазерном зажигании можно осуществлять выбор зоны инициирования горения в широких геометрических пределах без изменения конструкции камеры сгорания или запального устройства. Зажигание с помощью лазера можно производить в более широком диапазоне давлений топливной смеси, чем другими методами. Лазерное зажигание является многоразовым, практически с неограниченным числом включений, что обусловливает его преимущества по сравнению с химическим и пиротехническими способами. Технической задачей, на решение которой направлено изобретение лазерной системы зажигания, является обеспечение надежного многократного воспламенения топлива в камере ЖРД или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик ЖРД или газогенератора по сравнению с электроискровыми, упрощение процедуры поджига камеры, а также возможность работы ЖРД или газогенератора как на жидких, так и на газообразных несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

Библиографические ссылки

1. Иванов А. В., Ребров С. Г., Пономарев Н. Б., Голиков А. Н., Плетнев Н. В., Гутерман В. Ю., Рачук В. С. и др. Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты). Патент Российской Федерации на изобретение № 2326263 с приоритетом от 14.05.2007 г.

2. Пономарев Н. Б., Иванов А. В., Моталин Г. А., Плетнев Н. В., Гутерман В. Ю. Лазерное зажигание -новый способ для ЖРД. Характеристики и преимущества // Актуальные вопросы планетных экспедиций : материалы науч.-техн. конф. М., 2006.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

3. Ребров С. Г., Голубев В. А., Голиков А. Н. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска (патент № 2468240).

References

1. Ivanov A. V., Rebrov S. G., Ponomarev N. B., Golikov A. N., Pletnev N. V., Guterman V. Y., Rachuk V. S. etc. The method of ignition components in the combustion chamber of the rocket engine and device for its implementation (options). Patent of the Russian Federation for the invention. Number 2326263 with priority from 14.05.2007 g.

2. Ponomarev N. B., Ivanov A. V., Motalin G. A., Pletnev N. V., Guterman V. Y. Laser ignition - a new way for LRE. Features and benefits. In the Sun // Currentquestions of planetary expeditions : by materials research conference, Moscow, 3-5 Sept. 2006.

3. Rebrov S. G., Golubev V. A., Golikov A. Camera liquid rocket engine or a gas generator with a laser device ignition of fuel components and method of launching (patent number 2468240).

УДК 62-251-762.89:532.5.013.12

ОЦЕНКА ОСЕВОЙ СИЛЫ ПРИ ТЕЧЕНИИ В ТОРЦЕВЫХ ЩЕЛЯХ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ЖРД

Э. Е. Глушкова, Д. А. Жуйков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected]

Проводится анализ расчетной схемы торцевой щели для уточнения характера распределения давления по радиусу щели, который имеет первостепенное значение при вычислении интегральной величины осевой силы и оценки ресурса работы турбонасосного агрегата.

Ключевые слова: турбонасосный агрегат ЖРД, течение несжимаемой жидкости, распределение давления.

EVALUATION OF AXIAL FORCE AT FLOW INTO THE END SLOTS OF LRE TURBO PUMP ASSEMBLIES

E. E. Glushkova, D. A. Zhuikov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

The article analyzes the end gap design scheme to clarify the nature of the pressure distribution along the radius of the slot which is ofparamount importance in the calculation of the integral value of axial force and resource estimation of the turbo pump assembly.

Keywords: rocket engine turbo pump assembly, incompressible flow, pressure distribution.

При проектировании турбонасосных агрегатов ЖРД необходимо проводить моделирование течения в основной проточной части и течений во вспомогательных трактах, расчет которых играет немаловажную роль [1]. Эта роль определяется тем, что большая часть потерь в турбонасосном агрегате вызвана вязким течением с трением о вращающиеся поверхности вспомогательных гидравлических трактов, а также наличием утечек через полости вращения и щелевые уплотнения.

Существующие методики расчета течения между неподвижной и подвижной поверхностью вращения основываются на эмпирических или полуэмпирических методиках расчета с узкой областью применения, что не позволяет разработать достоверную математическую модель турбонасосного агрегата в целом в широком диапазоне изменения режимных и конструктивных параметров, которая позволит проводить поиск и анализ оптимальной конструкции с высокими энергетическими характеристиками.

Проведя анализ расчетной схемы (рис. 1) торцевой щели и используя как исходные уравнения стационарного движения вязкой несжимаемой жидкости в цилиндрических координатах, сделаем необходимые допущения: течение в торцевой щели осесиммет-

рично, следовательно, производные д/да = 0 ; в осевом направлении (в направлении z) течения нет, т. е.

дР

V, = 0; — = 0. Необходимо отметить, что члены

z д,

с д/д, равны нулю только в ядре потока (см. рис. 2). В итоге получим систему дифференциальных уравнений течения несжимаемой жидкости в граничных условиях торцевой щели.

'К

диск

Рис. 1. Расчетная схема торцевой щели

Проинтегрировав и проанализировав полученные результаты [2], установили, что показатели численного интегрирования (рис. 2) хорошо согласуются с результатами гидравлических экспериментов, проведенных на специально спроектированной экспериментальной установке, конструктивные и режимные параметры которой имели широкий диапазон изменения [3].

р. М] ];1

0,40

0,7?

— = 8-10"V % <аЛ " 733 рад' с v =eotMtrV / с —О-

ол =7 524рад'е V = 420-10 Si* 'С

/ __ —X-

----- —/tv-

В, = 314 V = 250 рад1 с lO^w'ic

Рис. 2. Распределение статического давления по радиусу торцовой щели с нормальным зазором ¿1 = 2 мм при варьировании угловой скорости вращения диска и расхода рабочей жидкости в сравнении с эмпирическим данными ©, X, Д

2724

2708

2692

2676

z, = 2.5 мм

V

\ \ V

z, - 0,5 мм /\ 1.5 мм /

\

200

400

600

7*106,м3/с

Рис. 3. Расчетная характеристика изменения осевой силы в зависимости от расхода рабочей жидкости и величины нормального зазора

Как показала расчетная характеристика изменения осевой силы в зависимости от расхода рабочей жидкости и величины нормального зазора (рис. 3), небольшие отклонения величины нормального зазора приводят к значительным отклонениям величины осевой силы, что может привести к нерасчетному режиму работы вплоть до отказа турбонасосного агрегата ЖРД.

Таким образом, характер распределения давления по радиусу щели имеет первостепенное значение при вычислении интегральной величины осевой силы, которая определяет ресурс работы турбонасосного агрегата, а вязкое трение рабочей жидкости о поверхность диска создает момент сопротивления, который снижает КПД турбонасосного агрегата ЖРД в целом.

Библиографические ссылки

1. Овсянников Б. В., Краев М. В., Черваков В. В. Теория и расчет турбомашин : учеб. пособие / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2012. 224 с.

2. Зуев А. А., Кишкин А. А., Жуйков Д. А., Тол-стопятов М. И. Вращение жидкости над неподвижным основанием по закону твёрдого тела // Вестник СибГАУ. 2011. № 7(40). С. 63.

3. Шлихтин Г. Теория пограничного слоя. М. : Наука, 1969. 744 с.

References

1. Ovsjannikov B. V., Kraev M. V., Chervakov V. V. Teorija i raschet turbomashin : ucheb. posobie / Sib. gos. ajerokosmich. un-t. Krasnojarsk, 2012. 224s.

2. Zuev A. A., Kishkin A. A., Zhujkov D. A., Tolstopjatov M. I. Vrashhenie zhidkosti nad nepod-vizhnym osnovaniem po zakonu tvjordogo tela // Vestnik SibGAU. 2011. № 7(40), str. 63.

3. Shlihting G. Teorija pogranichnogo sloja. M. : Nauka, 1969. 744 s.

УДК 629.7.048.7

ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ДЕЙСТВИТЕЛЬНЫХ ЦИКЛОВ АВИАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

М. В. Горбачев1, А. П. Иванова2

Новосибирский государственный технический университет Россия, 630073, г. Новосибирск, просп. К. Маркса, 20. E-mail: :[email protected], [email protected]

Разработана методика оценки и анализа термодинамической эффективности действительных циклов подсистем, входящих в состав авиационной системы кондиционирования воздуха с помощью эксергетического КПД. Выполнен анализ влияния исходных параметров

Ключевые слова: авиационная воздушно-холодильная машина, система кондиционирования воздуха, термодинамическая эффективность, эксергетический КПД, реальный цикл.

ESTIMATION OF EFFICIENCY OF IRREVERSIBLE CYCLE OF AIRCRAFT AIR

CONDITIONING SYSTEM

M. V. Gorbachev1, A. P. Ivanova2

Novosibirsk State Technical University 20, K. Marks prosp., Novosibirsk, 630073, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

Methods to analyse thermodynamic efficiency of irreversible cycle of subsystems in a part of aircraft air conditioning system with exergetic efficiency are developed. Analysis of initial parameter impact on thermodynamic efficiency of real cycles is carried out.

Keywords: air-cooling installation, air conditioning system, thermodynamic efficiency, exergetic efficiency, real cycle.

В данной работе для анализа эффективности работы системы кондиционирования воздуха (СКВ) применяется метод анализа термодинамических циклов. В настоящее время в известной литературе имеется ряд работ по анализу обратимого цикла воздушно-холодильной машины в составе авиационной системы кондиционирования воздуха. Анализ реальных циклов и всей СКВ в целом в настоящее время отсутствует.

Авиационная СКВ представляет собой сложную теплоэнергетическую систему. Структурно из нее можно выделить две основные теплоэнергетические подсистемы генерации холода и тепла. В основе работы каждой из этих подсистем лежат термодинамические циклы [3-5].

На рис. 1 приведена расчетная схема СКВ, которая составлена на основе принципиальной. Данная схема практически реализована на самолете Ту-154 [3-5] и его модификациях. В нее внесены основные магистрали и агрегаты, а также важнейшие линии перепуска рабочего воздуха. Полученная в итоге расчетная схема является основной для разработки алгоритма расчета, и на ней целесообразнее всего моделировать основные расчетные режимы работы. При получении расчетной модели в схеме были выделены узловые точки (пронумерованы) - это сечения между агрегатами СКВ.

вз к , ,|2

0 1^23 .4

>ч>

Рис. 1. Расчетная схема СКВ: ВЗ - воздухозаборник; К - компрессор силовой установки;

АТ - атмосферный теплообменник; УЗ - управляющая заслонка; ГК - гермокабина; ВР - вентилятор рециркуляционной линии; ТХУ - турбохолодильная установка; В - вентилятор; Т - турбина; САРД - система автоматического регулирования давления

Эксергетический баланс [1; 2] применительно к авиационной СКВ дает возможность не только оценить качество полезно используемой теплоты и всех потерь, найденных из теплового баланса, но и выявить потери, которые в тепловом балансе вообще не находят отражения.

Эффективность работы всей СКВ как системы сопряженных циклов, оценивается эксергетическим КПД [3; 4]:

у Д - F™ / ¿з

ГДе FСКВ - ЕСКВ + ЕСКВ + ЕСКВ

^q ~ -^рец ^ -^подм ^ -^ГК

полезно используе-

мый поток эксергии тепла, который представляет собой сумму рециркуляционного, подмешиваемого и потока эксергии в ГК; ЬЗ - работа, затраченная на

сжатие рабочего воздуха в компрессоре силовой установки [3-5].

На рис. 2 приведены зависимости влияния давления за компрессором силовой установки и температуры атмосферного воздуха на эксергетическую эффективность СКВ.

Рис. 2. Влияние давления за компрессором силовой установки на эффективность СКВ

Из приведенных графических данных следует, что зависимости эксергетической эффективности от давления цикла имеет явно выраженный максимум. Следовательно, имеется оптимальный режим работы от давления за компрессором силовой установки.

Таким образом, для увеличения эксергетической эффективности системы кондиционирования воздуха необходимо уменьшать давление рабочего воздуха за компрессором РК, отбираемого от силовой установки, до минимально приемлемого уровня.

В работе разработана методика численного моделирования авиационной системы кондиционирования воздуха. Разработана методика комплексного анализа реальных термодинамических циклов. Данная методика позволяет на основе схемного построения и термодинамического цикла создать математическую

модель и выполнить ее анализ. Представление моделей реальных термодинамических циклов позволяет выполнить комплексный анализ эксергетической эффективности и предложить пути ее повышения.

Библиографические ссылки

1. Бродянский В. М. Эксергетический метод и его приложения. М. : Энергоатомиздат, 1988. 288 с.

2. Бродянский В. М. Эксергетические расчеты технических систем. Киев : Наук. думка, 1991. 360 с.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

3. Горбачев М. В. Оценка эффективности цикла воздушно-холодильной машины в составе авиационной СКВ с помощью «метода циклов» // Научный вестник НГТУ. 2011. № 1 (42). С. 105-116.

4. Горбачев М. В. Эксергетический анализ действительных циклов авиационной СКВ // Научный вестник НГТУ. 2011. № 4 (45). С. 69-80.

5. Дьяченко Ю. В., Горбачев М. В., Пащенко Н. И. Термодинамика циклов авиационных систем кондиционирования воздуха : монография. Новосибирск : Изд-во НГТУ, 2011. 240 с.

References

1. Brodyansky V. M. Exergeticheskyi metod i ego prilozeniya. M. : Enrgoatomizdat, 1988. 288 p.

2. Brodyansky V. M. Exergeticheskie raschety tehnicheskih sistem. Kiev : Nauk. dumka, 1991. 360 p.

3. Gorbachev M. V. Ocenka effectivnosti cikla voz-dyschno-holodilnoi maschini v sostave aviacionnoi CKV s pomoschu "metoda ciclov" // Nauchnyi vestnik NGTU. 2011. № 1 (42). P. 105-116.

4. Gorbachev M. V. Exergeticheskyi analiz deistvitel-nyh ciklov aviacionnoi CKV // Nauchnyi vestnik NGTU. 2011. № 4 (45). P. 69-80.

5. Dyachenko Yu. V., Gorbachev M. V., Paschen-ko N. I. Termodinamika ciklov aviacionnyh system kondicionirovaniya vozdyha: monografiya. Novosibirsk : Izdatelstvo NGTU, 2011. 240 p.

УДК 629.7

МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

А. В. Делков, А. А. Ходенков, Ф. В. Танасиенко, А. А. Кишкин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается моделирование тепловых и гидравлических процессов в контуре активной системы терморегулирования космического аппарата. Описывается процесс построения математической модели контура. Приводятся результаты расчетов по модели.

Ключевые слова: система терморегулирования, математическая модель.

SIMULATION OF THE THERMAL CONTROL SYSTEM OPERATING PROCEDURE

OF SPACECRAFT

A. V. Delkov, A. A. Hodenkov, F. V. Tanasienko, A. A. Kishkin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The paper considers modeling of thermal and hydraulic processes in the circuit of active thermal control system of the spacecraft. The process of a mathematical model constructing of the circuit is described. The results of model calculations are provided.

Keywords: thermal control system, mathematical model.

Разрабатываемые системы терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) систем связи осуществляют переброс тепла с поглощающей радиационной панели на излучающую гидравлической тепловой связью, использующей теплоемкостный механизм, что существенно увеличивает массу КА за счет массы жидкого хладагента в контуре. Использование фазового перехода современных пассивных тепловых труб, основанных на капиллярном эффекте, имеет ограничения по мощности теплосъема.

При растущих мощностях КА целесообразно применение двухфазной СТР с активной насосной подачей компонентов (рис. 1).

Вследствие переменных нагрузок данная система является динамической с изменяющимися в рабочем процессе параметрами. Для получения ее характеристик с учетом всех особенностей необходим эмулятор, основанный на математической модели. Для данной системы была построена математическая модель, которая включает в себя отдельные системы уравне-

ний базовых элементов структурно-функциональной модели и системообразующие уравнения, отражающие взаимосвязи элементов на основе уравнений сохранения: количества движения (интеграл Бернулли), массы (уравнение неразрывности), энергии (уравнение энергии в термодинамических параметрах) и уравнение состояния (поверхность состояния) [1].

и с т о ц ни к тепла

НС

и с

КД

, Др

с т о к

" е п л а

Рис. 1. Структурная схема двухфазной СТР: нс - насос; ис - испаритель; кд - конденсатор; др - дроссель; стрелкой обозначено направление потоков вещества и энергии

Конкретизация системы уравнений осуществляется условиями однозначности:

- геометрические параметры элементов по внешним и внутренним границам;

- физические условия (тип рабочего тела, вязкость, теплопроводность, теплоемкость);

- граничные условия по температуре, давлению и скорости;

- начальные условия (при нестационарном процессе).

Системообразующие уравнения в специальной литературе по моделированию технических систем названы топологическими и определяются для теплоэнергетических систем с массовым потоком материальным и энергетическим балансом. Уравнения элементов системы получили название компонентных [2].

На основе математической модели СТР КА был построен расчетный алгоритм, позволяющий получать различные характеристики системы при изменении управляющих параметров. Влияние расхода рабочего тела на температуры испарения и конденсации приведено на рис. 2.

Рис. 2. Влияние расхода рабочего тела на температуры испарения и конденсации

Разработанная модель является приближением к реально существующим СТР КА. Планируется ее доработка с учетом существующих систем. На основе подобных моделей возможна разработка эффективного инструмента проектирования и оптимизации.

Библиографические ссылки

1. Бобков С. П., Бытев Д. О. Моделирование систем : учеб. пособие / Иван. гос. хим.-технол. ун-т. Иваново, 2008. 156 с.

2. Попырин Л. С. Математическое моделирование и оптимизация теплоэнергетических установок. М. : Энергия, 1978. 416 с.

References

1. Bobkov S. P. Modelirovanie sistem (Simulation of systems), Ivanovo State University of Chemistry and Technology. Ivanovo, 2008, 156 p.

2. Popyrin L. S. Modelirovanie i optimizacija teplojenergeticheskih ustanovok (Mathematical modeling and optimization of thermal power plants). Moscow, Energiya, 1978, 416 p.

Кишкин А. А., 2013

УДК 629.7.036.7.001.2(082)

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

А. А. Ерисов, А. В. Евтух, А. С. Крылов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Б-шаП: [email protected]

Для изучения дальнего космоса химические ракетные двигатели исчерпали свой потенциал, их место готовы занять электрореактивные двигательные установки. Рассмотрены перспективные направления развития электрореактивных двигателей.

Ключевые слова: двигательные установки, энергоэффективность, электрореактивные двигательные установки, удельный импульс, полезный груз.

FUTURE DIRECTIONS OF ELECTRICALLY POWERED SPACECRAFT PROPULSION

A. A. Erisov, A. V. Evtukh, A. S. Krylov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Rocket engines have exhausted their potential in exploration of deep space. Chemical electro jet propulsion is ready to take their place . Promising directions of development of electro-motors are considered.

Keywords: Space propulsion systems, energy efficiency, electro jet propulsion, specific impulse, payload.

С 2009 г. в рамках президентской программы модернизации и технологического развития экономики России реализуется проект создания транспортного космического модуля - межорбитального буксира на базе ядерной энергетической установки (ЯЭУ) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ) для дальних космических полетов.

В настоящее время человечество успешно исследует околоземное пространство и постепенно перешло к изучению дальнего космоса. В изучении ближнего космоса успешно используются современные жидкостные двигательные установки, но для исследования дальнего космоса, как показали исследования [1] имеющиеся двигательные установки неперспективны. Так, например, для полета на Марс ориентировочный запас топлива составляет 1 200-1 500 т при удельном импульсе в 4,6 км/с. Проводимые в настоящее время исследования показали, что перспективным направлением для дальних космических полетов является увеличение удельного импульса. В силу того что удельный импульс жидкостных ракетных двигателей ограничен, основным направлением для увеличения удельного импульса является использование не химической энергии, а энергии электрического поля, что послужило основой для создания электрических реактивных двигателей, в которых удельный импульс достигает 100 км/с.

Основными направлениями разработок являются: ИД (ионный двигатель), СПД (стационарный плазменный двигатель), МПДД (магнитоплазмодинамический двигатель) и МПД (магнитоплазменный двигатель).

Принцип работы ИД заключается в ионизации газа и его разгоне электростатическим полем. Примером такого двигателя является №ТАЯ, тяга которого 20-250 мН, скорость истечения 20-50 км/с при КПД 60-80 %.

Принцип действия СПД: рабочее вещество, как правило, ксенон, поступает в канал и вблизи анода ионизируется. Ионы ускоряются в электрическом поле и вылетают из двигателя, создавая реактивную тягу, электроны же используются для нейтрализации объемного заряда. Примером такого двигателя является СПД-200, обладающий тягой, доходящей до 500 мН, и удельным импульсом 2500с и КПД до 60 %

Принцип действия МПДД: рабочее тело (литий) в жидком состоянии попадает в испаритель и нагревается до температуры 1 000-1 100 °С. Затем пар ионизируется и разгоняется в магнитном поле [2].

Схожий принцип действия можно увидеть у МПД. При помощи электромагнитного излучения рабочее

тело (аргон) ионизируется. Далее газ попадает в ускоритель, где вторая радиоволновая антенна резко увеличивает температуру плазмы, а набор сверхпроводящих катушек используется как сопло с магнитными стенками, в котором плазма разгоняется до высокой скорости, порядка 15-60 км/с, развивая удельный импульс 5 200 с при КПД 70 %.

Сегодня для КА большой массы нужны сильноточные двигатели на основе различных модификаций МПДД. Они позволяют получать необходимые тяги и удельные импульсы для разгона космического аппарата в приемлемые интервалы времени. В этой связи является актуальным создание экспериментальных МПДД в качестве прототипов будущих ЭРД. В МПДД в зависимости от различных режимов работы струя плазмы может как отрываться от корпуса КА, и тогда ускоритель становится двигателем, так и обволакивать его облаком. Минусом МПДД является [3] непродолжительный срок службы его катодных узлов. Ионный двигатель - разновидность электрического ракетного двигателя. Недостатком ионного двигателя является малая тяга. Например, разгон космического аппарата весом в 1 000 кг до 100 км/с требует двух суток непрерывной работы ионного двигателя, которую невозможно увеличить из-за ограничений объемного заряда. Проблема ИД состоит в том, что двигательная установка должна состоять из 300-500 модулей. Это значит, что вспомогательная аппаратура системы электропитания и управления будет снижать надежность всей двигательной установки и увеличивать ее массу. Поэтому двигатели большего размера существуют лишь в единичных экземплярах на стадии лабораторных моделей. Также существует проблема, связанная с нейтрализацией статических зарядов на крупногабаритном космическом корабле с ЯЭРДУ

Российский СПД - наиболее разработанный и единственный штатный двигатель с электромагнитным ускорением ионов. Спецификой этого двигателя, как и других электроракетных двигателей, является значительно большая скорость истечения рабочего тела. Применение СПД в геостационарных КА способствует увеличению доли массы целевой аппаратуры и срока ее активного существования. За счет этого значительно повышается эффективность КА.

Проанализировав параметры данных ЭРД, мы пришли к следующему выводу: самым приоритетным является выявление наиболее оптимального рабочего тела, способного обеспечить наибольшую по сравнению с достигнутой в данный момент удельную тягу при максимальном КПД.

Оценили ряд преимуществ и недостатков электрореактивных двигателей и выявили, что из-за малой отбрасываемой массы РТ время непрерывной работы ЭРД будет измеряться месяцами и годами; их использование вместо существующих химических РД позволит увеличить массу полезного груза КЛА. Исходя из этих данных мы выявили возможность усовершенствования данного типа РД. В процессе исследования было выявлено, что имеющееся сопло Лаваля не позволяет КА развить необходимую скорость для космических перелетов. Также остается фактом, что используемое в данный момент рабочее тело ЭРД не обладает требуемыми характеристиками. Большинство современных ЭРД работают на очень дорогом и редко встречающемся в природе ксеноне. В связи с перспективами дальнейшего развития данного вида двигательных установок имеется возможность расширить их сферу применения и использовать как двигатели для межпланетных перелетов.

Так как удельная тяга складывается из двух составляющих: массы и скорости истечения рабочего тела, на данный момент необходимо добиться максимальной [4] эффективности использования рабочего тела двигателем. Этого можно достигнуть, используя различные виды топлива, например, цезий, ртуть или обедненный уран. Применение цезия позволило бы уменьшить площадь тяговой камеры. Однако возможность использования зависит от того, удастся ли разработать метод для ионизации частиц «тяжелых» рабочих тел. При сравнении элементов периодической таблицы Менделеева по их распространенности в природе, массогабаритным характеристикам и вырабатываемой мощности во время ионизации, к рассмотрению представляются ртуть и обедненный уран. При заданных объемах эти вещества способны доставить полезный груз на дальние дистанции. При пред-

варительном испарении урана высокочастотными лазерами процесс ионизации упрощается, так как определенная часть РТ уже ионизирована. В случае со ртутью энергозатратный процесс испарения упрощается (температура кипения = 357,25 градусов Цельсия), но при этом ртуть легче рассмотренного выше урана.

Библиографические ссылки

1. Славин В. С., Данилов В. В., Краев М. В. Энергодвигательная установка для пилотируемых межпланетных полетов // Полет. 2001. Вып. 6. С. 9-17.

2. Электрический ракетный двигатель. URL: http://ru.wikipedia.org/wiki (дата обращения: 10.10.2013).

3. URL: http://www.findpatent.ru/patent/202/2024785. html (дата обращения: 10.10.2013).

4. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum 13/topic4086/?PAGEN_1=13 (дата обращения: 10.10.2013).

References

1. Slavin V S., Danilov V V., Kraev M. V. Jenergodvigatel'naja ustanovka dlja pilotiruemyh mezhplanetnyh poletov // Polet. 2001. V. 6. S. 9-17.

2. URL: http://en.wikipedia.org/wiki/Electrically_ powered_spacecraft_propulsion (date of visit: 10.10.2013).

3. URL: http://www.findpatent.ru/patent/202/202478 5.html (date of visit: 10.10.2013).

4. URL: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum 13/topic4086/?PAGEN_1=13 (date of visit: 10.10.2013).

УДК 62-251-762.89:532.4.013.12

ДИСКОВЫЕ ПОТЕРИ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Д. А. Жуйков, Е. Д. Коваленко, А. И. Лебедева

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Приведены результаты расчета коэффициента момента сопротивления при различных режимах течения характерных для турбонасосных агрегатов (ТНА) двигателей летательных аппаратов.

Ключевые слова: турбонасосный агрегат, момент сопротивления.

DISC FRICTION LOSS OF AIRCRAFT ENGINE TURBOPUMP ASSEMBLY

D. A. Zhuykov, E. D. Kovalenko, A. I. Lebedeva

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The results of the resistance moment calculation at different flow regimes typical for the aircraft engine turbopump assembly (TPA) are demonstrated.

Keywords: turbopump assembly, the moment of resistance.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

C

12

9

з

о

При проектировании турбонасосных агрегатов (ТНА) двигателей летательных аппаратов задача оценки КПД имеет важное значение. Это связано с тем что, большая доля механических потерь в насосах и турбинах относится к так называемым дисковым потерям. Корректное определение механических потерь и КПД агрегата в целом невозможна без корректного определения момента сопротивления трения поверхностей вращения при течении жидкости в щелях, кавернах и боковых пазухах ТНА. Многочисленные экспериментальные и теоретические исследования, проведенные различными авторами, в диапазоне изменения геометрических и режимных параметров характерных течений в ТНА дают целое поле расходящихся между собой значений [1-4].

Существующие методики расчета момента сопротивления поверхностей вращения, имеют ряд недостатков, а именно применение эмпирических коэффициентов, и пренебрегают вторичными течениями в пространственном пограничном слое (III 1С) как на диске, так и на стенке. Современная методика расчета момента сопротивления диска, вращающегося в потоке, рассмотренная в работе [4], не учитывает сложный характер изменения угловой скорости вращения потока жидкости между диском и стенкой, а также не учитывает наличие расходной составляющей абсолютной скорости ядра потока.

В работе [5] приведено дифференциальное уравнение для определения угловой скорости ядра потока в конической щели, где угловая скорость зависит от плотности рабочей жидкости, объёмного расхода рабочей жидкости через полость, угла наклона конической щели, напряжения окружного трения на стенке, напряжения окружного трения на диске [6; 7] и нормального зазора.

На рисунке представлены результаты расчета коэффициента момента сопротивления См при различных значениях объемного расхода через полость и результаты классических решений: для диска в кожухе [1; 2; 3; 9] и свободно вращающегося диска [1; 8]. Выражение для коэффициента момента сопротивления определяется общеизвестным выражением [4]:

М

^ _ диск

Р RWa

2д

где юд - угловая скорость вращения диска; р - плотность рабочей жидкости; Я - кольцевая площадь; Мдиск - момент сопротивления диска.

Анализ показал, что коэффициент момента сопротивления в свободновращающихся дисках на безрасходном режиме имеет наибольшую величину при опыте Кармана, а при вращении диска в кожухе наибольший результат также имеет наибольшую величину при опыте Кармана. При наличии расходного те-

Ш улцГрунов [2]

Карман [1]

lgRe

Зависимость коэффициента момента сопротивления от числа Рейнольдса при n0 = 1 мм, R2 = 30 мм

чения к центру вращения коэффициент имеет нелинейный характер, что необходимо учитывать в математических моделях при разработке систем автоматизированного расчета и проектирования турбонасос-ных агрегатов двигателей летательных аппаратов.

Библиографические ссылки

1. Karman Th. Uber laminare und turbulente Reibung // Zeitschr. f. angew. Math. u. Mech. (ZAMM). 1921. № 1. P. 233-252.

2. Schulz-Grunov F. Der Reibungswiderstand vor-tierender Scheilen in Geha usen // ZAMM. 1935. № 15. P. 191-204.

3. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. M. : Наука, 1969. 744 с.

4. Смирнов П. Н., Кишкин А. А., Жуйков Д. А., Пшенко С. И. Mомент сопротивления диска, вращающегося в потоке, закрученном по закону твердого тела // Известия высших учебных заведений. СевероКавказский регион. Технические науки. № 2 (165) / ЮРГТУ (НПИ). Новочеркасск, 2012. С. 36-42.

5. Кишкин А. А., Краев M. В., Жуйков Д. А. Течение в конической щели вспомогательного тракта насосного агрегата // Вестник СибГАУ. Вып. 2. 2001. С. 51-59.

6. Кишкин А. А., Краев M. В., Mайдуков А. В. Вращение диска в потоке, закрученном по закону твердого тела // Изв. вузов. Авиационная техника. 1996. № 4. С. 42-47.

7. Зуев А. А., Кишкин А. А., Жуйков Д. А., Толсто-пятов M. И. Течение с теплоотдачей в полостях вращения энергетических установок космических и летательных аппаратов // Вестник СибГАУ. Вып. 7 (40). 2011. С. 63-68.

8. Dorfman L. A. Hydrodynamic resistance and heat loss of rotating solids. Edinburgh : Oliver & Boyd. 312 p.

9. Jacques R., Le Quere P., Daube O. Axisymmetric numerical simulations of turbulent flow in rotor-stator enclosures // Intern. J. of Heat and Fluid Flow. 2002. Vol. 23. No. 4. P. 381-397.

References

1. Karman Th. Uber laminare und turbulente Reibung // Zeitschr. f. angew. Math. u. Mech. (ZAMM). Number 1 (1921). P. 233-252.

2. Schulz-Grunov F. Der Reibungswiderstand vortierender Scheilen in Geha usen // ZAMM. Numb. 15 (1935). P. 191-204.

3. Schlichting, Theory of the boundary layer. Moscow : Nauka, 1969. 744 p.

4. Smirnov P. N., Kishkin A. A., Zhuikov D. A,, Pshenko S. I. Modulus disk rotating in the flow, swirling the law Solid: Proceedings of higher education. North-Caucasian region. Technical sciences. № 2 (165). SRSTU (NPI). Novocherkassk, 2012. P. 36-42.

5. Kishkin A. A., Brinks M., Zhuikov D. A. Flow in the conical gap tract auxiliary pump unit // Bulletin of SibSAU. 2001. Vol. 2. Р. 51-59.

6. Kishkin A. A., Edges M. V., Maydukov A. V. Rotation of the disk in the flow swirled by law solid // Math. Colleges and universities. Aviation equipment. 1996. Numb. 4. S. 42-47.

7. Zuev A., Kishkin A. A., Zhuikov D. A., Tolstopyatov M. I. Flow with heat transfer in the cavities of the rotation of space power systems and aircraft // Bulletin SibSAU / Issue 7 (40). Krasnoyarsk, 2011. Р. 63-68.

8. Dorfman L. A. Hydrodynamic resistance and heat loss of rotating solids. Edinburgh : Oliver & Boyd. 312 p.

9. Jacques R., Le Quere P., Daube O. Axisymmetric numerical simulations of turbulent flow in rotor-stator enclosures // Intern. J. of Heat and Fluid Flow. 2002. V. 23., No. 4. P. 381-397.

УДК 532.526

ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЙ С УЧЕТОМ ТЕПЛООТДАЧИ ПОТЕНЦИАЛЬНОГО ВРАЩАТЕЛЬНОГО ТЕЧЕНИЯ, ХАРАКТЕРНОГО ПРОТОЧНЫМ ЧАСТЯМ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

А. А. Зуев1, М. И. Толстопятов1, Е. В. Блинков2, А. М. Шишаев2

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

2ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29. E-mail: [email protected]

Целью работы является разработка экспериментальной установки, позволяющей проводить исследования теплообменных процессов вращательных течений на различных режимах течения рабочего тела, а именно: определение средних по поверхности теплообмена коэффициентов теплоотдачи при реализации вращательного течения рабочего тела. В результате проведенной работы спроектирован экспериментальный теплооб-менный аппарат, состоящий из двух полостей, объединенных теплопроводящей стенкой.

Ключевые слова: экспериментальная установка, вращательное течение, теплообменный аппарат.

RESEARCH OF ROTATIONAL FLOW WITH THE HEAT TRANSFER OF POTENTIONAL

ROTATIONAL FLOW INHERENT FLOWING PART OF ENGINE INSTALLATION OF AIRCRAFTS

A. A. Zuev1 M. I. Tolstopyatov1, E. V. Blinkov2, A. M. Shishaev2

1 Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

2JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant» 29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The purpose of the work is to develop such an experimental installation which will allow to perform the research of heat transfer processes of rotational flow at different flow regimes of the working fluid, namely the definition of average surface heat transfer coefficients in the implementation of rotational flow of the working fluid. As a result of the work, the experimental heat exchanger is designed; it consists of two cavities of the combined heat-conducting wall.

Keywords: experimental installation, rotational fluid, heat exchanger.

К узлам и агрегатам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) традиционно предъявляются особо высокие требования по удельным энергетическим и экс-

плуатационным характеристикам, что обусловлено интенсивностью протекающих динамических и тепловых процессов.

Вращательные или закрученные потоки жидкости или газа характерны для подводящих и отводящих устройств газовых турбин и насосов; полостей между ротором и статором турбин; полости гидродинамических уплотнений; торцевых щелей между диском и корпусом осевого насоса. Гидродинамика вращательных течений в различных граничных условиях подробно изучена в работе [1], подтверждена экспериментальными исследованиями [2], однако в этих работах не затронуты вопросы расчета конвективного теплообмена.

В результате рассмотрения совместных решений уравнений движения и уравнения энергии температурного пограничного слоя в граничных условиях полостей вращения газовых турбин ЖРД и методологического подхода к определению температурного пограничного слоя [3; 4] и исследованию локальной теплоотдачи была разработана экспериментальная установка (см. рисунок), которая позволяет верифицировать полученные теоретические зависимости и провести экспериментальное исследование вращательного потенциального потока с учетом теплоотдачи.

Принципиальная схема установки

Экспериментальная установка представляет собой теплообменный аппарат круглой формы с тангенциальным подводом рабочего тела (воздуха) и имеет две полости для течения и охлаждающей жидкости, разделенных теплопроводящей стенкой. Полость I -полость течения охлаждающей жидкости, полость II -полость течения рабочего тела. Форма круга дает большее значение площади теплообмена при заданном периметре.

Для обеспечения закрутки и вращательного движения газового потока в полости II используется тангенциальный подвод рабочего тела, а также реализуется вращательное потенциальное течение, распределение окружной составляющей скорости рабочего тела по радиусу описывается выражением UR = C = const.

В полость II через коллектор осуществляется кольцевой подвод охлаждающей жидкости, отвод через центральный штуцер. Для обеспечения прямолинейного равномерного течения охлаждающей жидкости в полости установлены четыре перегородки, расположенные друг к другу под углом 90°. Рабочими параметрами экспериментальной установки являются: температуры на входе и выходе из теплообменного аппарата, массовый расход рабочего тела и охлаждающей

жидкости, которые контролируются контрольно-измерительным оборудованием экспериментального стенда. Для упрощения дальнейшей обработки экспериментальных данных массовый расход охлаждающей жидкости рассчитан таким образом, чтобы реализующееся течение охлаждающей жидкости по всей длине полости I имело ламинарный режим.

Задача экспериментального исследования состоит в определении среднего по поверхности теплообмена коэффициента теплоотдачи рабочего тела, с учетом реализации в исследуемой полости потенциального вращательного течения при известной поверхности теплообмена и материала теплопроводящей стенки, где основной проблемой является достоверный расчет коэффициента теплоотдачи от стенки к охлаждающей жидкости. Данная сложность обусловлена круглой формой теплообменного аппарата: при постоянстве массового расхода охлаждающей жидкости площадь проходного сечения полости изменяется с радиусом, за счет этого фактора происходит увеличение скорости потока и числа Рейнольдса.

Создание установки в качестве теплообменника при проведении экспериментальных исследований позволит исключить измерение температуры тепло-проводящей стенки, что существенно упрощает проведение эксперимента и обработку экспериментальных данных. За счет контрольно-измерительного оборудования экспериментального стенда, контролируется тепловой баланс в экспериментальном участке, производится замер температур рабочего тела и охлаждающей жидкости на входе (<2Ё) и выходе (Qt).

Причем должно выполняться равенство:

я* > в*.

Благодаря относительно компактным размерам установки существует возможность использовать теплоизоляционные материалы, что приведет к минимизации утечек тепла в окружающую среду.

В результате проведенной работы спроектирована экспериментальная установка, позволяющая проводить исследования вращательных потенциальных течений рабочего тела на различных режимах. Проведение исследований позволит провести сравнительный анализ полученных теоретических зависимостей и экспериментально определенных средних по поверхности теплообмена коэффициентов теплоотдачи рабочего тела.

Библиографические ссылки

1. Кишкин А. А., Краев М. В., Жуйков Д. А. Течение несжимаемой вязкой жидкости в зазоре конической щели между вращающимися диском и неподвижной стенкой // Известия вузов. 2002. № 3. С. 76-80. Сер. Авиационная техника.

2. Течение с теплоотдачей в полостях вращения энергетических установок космических и летательных аппаратов / А. А. Зуев, А. А. Кишкин, Д. А. Жуйков, М. И. Толстопятов // Вестник СибГАУ. 2011. Вып. 7 (40). С. 63-68.

3. Теплоотдача вращательных течений в турбома-шинах на основе двухслойной модели турбулентного

пограничного слоя / А. А. Зуев, А. А. Кишкин, М. И. Толстопятов, Д. А. Жуйков // Вестник СибГАУ. 2012. Вып. 5 (45). С. 127-129.

4. Прямолинейное равномерное течение газов с теплоотдачей в энергетических установках летательных аппаратов / М. И. Толстопятов, А. А. Зуев, А. А. Кишкин и др. // Вестник СибГАУ. 2012. Вып. 4 (44). С. 134-138.

References

1. Kishkin A. A., Kraev M. V., Zhuikov D. A.,

Izvestiya vuzov, serya Aviacionnaya technika. 2002, № 3, pp. 76-80.

2. Zuev A. A., Kishkin A. A., Zhuikov D. A., Tolstop-yatov M. I. VestnikSibGAU, 2011, № 7 (40), pp. 63-68.

3. Zuev A. A., Kishkin A. A., Tolstopyatov M. I., Zhuikov D. A. Vestnik SibGAU, 2012, № 5 (45), pp. 127129.

4. Tolstopyatov M. I., Zuev A. A., Kishkin A. A., Zhuikov D. A., Nazarov V. P. Vestnik SibGAU, 2012, № 4 (44), pp. 134-138.

УДК 620.19

СПОСОБ ЛОКАЛИЗАЦИИ ТЕЧИ ПРОБНОГО ГАЗА ПРИ ИСПЫТАНИЯХ НА ГЕРМЕТИЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК

И. П. Колчанов, А. В. Делков, А. А. Ходенков, А. А. Кишкин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. e-mail: [email protected]

Рассматривается вопрос контроля герметичности и локализации течей при испытаниях элементов двигательных установок. Приводится анализ уравнения диффузии. Предлагается способ локализации течи.

Ключевые слова: неразрушающий контроль, течеискание.

METHOD TO EVALUATE GAS LEAKS LOCATION OF THE LEAKPROOFNESS TEST OF ELEMENT PROPULSION SYSTEMS

I. P. Kolchanov, A. V. Delkov, A. A. Hodenkov, A. A. Kishkin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The problem of leakage control and leak containment in case of testing elements of the propulsion systems is dealt with. Analysis of the diffusion equation is provided. Method for the leak localization is proposed.

Keywords: non-destructive testing, leak detection.

При изготовлении элементов двигательных установок из-за пор или трещин в материалах возможно появление течей. Из-за малых размеров дефектов, вызывающих течи, обнаружить визуально их практически невозможно. Для определения места течей разработаны методы течеискания.

Наиболее чувствительный из них - масс-спектрометрический метод течеискания - основан на обнаружении пробного вещества в смеси веществ, проникающих через течи путем ионизации веществ с последующим разделением ионов по отношению их массы к заряду под действием электрического и магнитного полей [1].

Требования к герметичности элементов двигательных установок обусловлены высокими требованиями к их надежности и значительным нормативным сроком активного существования - более 10 лет. В таких условиях возникновение течей недопустимо.

В настоящей работе рассматривается вопрос оценки интенсивности течи и ее локализации с использо-

ванием масспектрометрического течеискателя. Для этого анализируется нестационарное уравнение диффузии в замкнутой области - испытательной камере.

Рассмотрим картину утечки пробного газа через дефект в поверхности исследуемого объекта и поставим задачу локализовать этот дефект. Пусть на плоскости XY имеется течь с координатами ^т, у„). Истечение происходит в объем параллелепипеда со сторонами а, Ь, И (см. рисунок).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Обозначим с(х, у, г, г) концентрацию диффундирующего вещества (пробного газа) в точке (х, у, г) в момент времени г. При постоянном коэффициенте диффузии Б для рассматриваемой системы уравнение диффузии можно записать в виде [2]:

^ = D д t

д 2с

д2 с

д 2с

dx2 dy dz2

+ Q( Хт , УТ , t ),

где хТ, уТ - координаты точки течи; Я - величина утечки.

Решение указанного дифференциального уравнения параболического типа в частных производных позволит при известных параметрах течи установить скалярное поле концентраций в исследуемой области.

В случае отсутствия тепловой конвекции и внешних набегающих потоков поверхности уровня этого поля будут иметь вид полусфер с центром в источнике утечки. При наличии значительных скоростей истечения поверхности уровня будут иметь вид гиперболоидов, вытянутых вдоль оси 7.

Таким образом, при известном положении и величине утечки можно однозначно установить концентрационное поле для пробного газа. При локализации течи стоит обратная задача: при известном поле концентраций найти источник течи и определить ее интенсивность. Поле концентраций пробного газа можно получить замерами пространственно-ориентированным щупом.

При известном поле концентраций задачу локализации течи можно решить при помощи нахождения градиента поля. Градиент концентрации будет направлен к источнику течи, а его величина - зависеть от интенсивности утечки.

Для нахождения градиента поля в общем случае достаточно измерить концентрацию в трех точках, чтобы найти компоненты приращения концентрации по трем направлениям

Для удобства вычислений три точки измерений лучше располагать на взаимно перпендикулярных осях, пересекающихся в одной точке.

Установив положение источника вещества, можно определить его интенсивность.

Библиографические ссылки

1. Моисеев В. А., Тарасов В. А., Колмыков В. А., Филимонов А. С. Технология производства жидкостных ракетных двигателей : учебник, М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2008.

2. Лекции по уравнениям математической физики. Уравнения колебаний и диффузии : учеб. пособие. Омск : Изд-во ОмГТУ, 2004. 102 с.

References

1. Moiseev V. A., Tarasov V. A., Kolmykov V. A., Filimonov A. S. Tehnologija proizvodstva zhidkostnyh raketnyh dvigatelej (Technology of production of liquid rocket engines). Publishing Bauman Moscow State Technical University, 2008.

2. Lekcii po uravnenijam matematicheskoj fiziki. Uravnenija kolebanij i diffuzii (Lectures on Differential Equations. The equations of the oscillation and diffusion). Omsk State Technical University Publishing House, 2004. 102 p.

УДК 629.7.018

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ ОБЪЕКТОВ

КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

И. П. Колчанов\ А. В. Делков2, А. А. Ходенков2, О. В. Шилкин1

1 ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина 52. E-mail: [email protected]

2Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. e-mail: [email protected]

Описывается система наземных тепловых испытаний объектов космической техники. Приводится математическая модель испытаний с описанием контурных связей между элементами. Оцениваются возможности расчетного алгоритма.

Ключевые слова: тепловые испытания, математическая модель.

NUMERICAL SIMULATION OF HEAT TESTING OF SPACE EQUIPMENT

I. P. Kolchanov1, A. V. Delkov2, A. A. Hodenkov2, O. V. Shilkin1

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected] 2Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

A system of ground-based thermal testing of objects in space technology is described. The mathematical model of the testing contour with connections between elements is given. The possibility of computational algorithm is evaluated.

Keywords: thermal testing, mathematical model.

Наземные тепловые испытания космических аппаратов широко используются для моделирования космических условий полета или условий пребывания на поверхностях не имеющих атмосферу небесных тел (Луна, астероиды). Задача таких испытаний - проверка работы аппаратуры и узлов в реальных космических условиях, определение теплофизических параметров отдельных частей и элементов космического аппарата, определение прочностных характеристик и уточнение математических моделей систем терморегулирования [1].

Для проведения тепловых испытаний используют термовакуумные камеры, внутри которых создают условия, подобные космическим (низкие давление и температура). В данной работе ставится задача математического описания тепловакуумных испытаний космических аппаратов. Такая модель позволит оценить затраты энергии, необходимые для охлаждения объекта, время выхода системы на режим.

Для моделирования была использована система, представленная на рис. 1. В вакуумной камере размещен объект испытания и криогенный экран. На экран подается рабочее тело (жидкий азот, жидкий гелий). Теплообмен в системе происходит излучением.

2. Уравнение теплового излучения (закон Стефа-на-Больцмана). Показывает, что тепловое излучение тела пропорционально его температуре:

Q = F 4.

Для расчета данной системы с использованием приведенных уравнений был написан алгоритм, который лег в основу программы. Программа расчета позволяет вычислить тепловые потоки и температуры в системе в данный момент времени. На рис. 2 показан график изменения температуры охлаждаемого объекта по времени.

Рис. 1. Моделируемая система тепловакуумных испытаний космической техники

Данную задачу можно рассматривать как систему взаимосвязанных тел, излучающих и поглощающих потоки тепловой энергии. Неизвестные параметры системы - температура (тела, криогенного экрана) и тепловой поток (снимаемый с тела, поступающий на криогенный экран).

Для данной системы элементов необходимо рассмотреть соотношения:

1. Уравнение баланса энергии для системы. Показывает, что тепловые потоки, поступающие с тела, поглощаются криогенным экраном (система замкнута).

Рис. 2. Изменение температуры объекта захолаживания по времени

Вывод: В основе модели тепловых испытаний объектов космической техники лежат уравнения теплового излучении и баланс энергии. Разработанная на этой основе математическая модель позволяет определять температуру охлаждаемого объекта по времени.

Библиографическая ссылка

1. Афанасьев В. А. и др. Экспериментальная отработка космических летательных аппаратов / под ред. Н. В. Холодкова. М. : Изд-во МАИ, 1994. 412 с.

Reference

1. Afanasyev V. A. Jekspermental'naja otrabotka kosmicheskih letatel'nyh apparatov (Experimental verification of spacecrafts) Moscow: Publishing house of the Moscow Aviation Institute, 1994, 412 p.

5Q = 0экран + Q

.'объекта

+... = 0.

УДК 621.455-181.4:629.78

ОСОБЕННОСТИ ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ОБТЕКАНИЯ МЕЖЛОПАТОЧНОГО КАНАЛА РАБОЧЕГО КОЛЕСА ГИДРОМАШИНЫ*

Е. М. Краева

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрены условия безотрывного течения в диффузорном канале для ламинарного потока. Определено значение точки отрыва без учета вытесняющего действия пограничного слоя. С учетом особенности течения в криволинейных вращающихся каналах показано расчетное значение положения точки отрыва в канале рабочего колеса.

Ключевые слова: рабочее колесо, безотрывное течение, градиент давления, точка отрыва.

FEATURES OF HYDRODYNAMIC FLOW OF IMPELLER INTERBLADE CHANNEL

OF HYDROMACHINES

E. M. Kraeva

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The conditions for the unseparated flow in the diffuser channel for laminar flow are considered. The value of the separation point without the displacement effect of the boundary layer is defined. Taking into account the peculiarities offlow in a rotating curved channels, the estimated value of the separation point position in the channel of the impeller is shown.

Keywords: impeller, unseparated flow, pressure gradient, separation point.

По диапазону работоспособности насосы с закрытыми РК занимают особое место среди насосов модулей КА как основной тип центробежного насоса системы жизнеобеспечения КА. Этот тип высокоресурсных насосов обеспечивает подачу теплоносителя в широком интервале рабочих температур, а следовательно, и вязкости рабочей среды.

В межлопаточном канале рабочего колеса гидромашины образующие осесимметричной поверхности линий токов параллельны основному и покрывному дискам, которые обычно перпендикулярны оси вращения. Угол наклона покрывного диска к плоскости вращения менее 10°. На этом основании принято, что ось г совпадает с осью вращения, тогда w =

= Wy = 0.

Для ламинарного потока с градиентом давления по длине канала безотрывное течение реализуется только при очень малой диффузорности. Условие безотрывного течения в диффузорном канале в виде уравнений изменения скорости W(x) и толщины ламинарного пограничного слоя 5(х) запишется в виде [1]

/ N-0,1

дает значение точки отрыва:

W(x) ^ W1

S(х) ¿S

1+1 -

v • x

2

w S

iui У

\ 0,55

1 +1 -

v • x

2

2 S1 У

wS

(1)

(2)

Для линейного распределения скорости потока в канале при W(x) = w1R1lx1 решение уравнений (1) и (2)

f

x = R

1 +100

100v•x

w S2

0

(3)

"1и1 /

Из (3) следует, что точка отрыва в диффузорном канале с плоскими стенками не зависит от угла раствора канала и имеет место при хотр = 1,2ЖЬ возникая при малой степени замедления потока, которая пропорциональна х"0,1[1]. Следует отметить, что значение точки отрыва в уравнении (3) получено без учета вытесняющего действия пограничного слоя.

Таким образом, даже при безударном натекании потока диффузорный характер течения обеспечивает отрыв пограничного слоя на передней стороне лопатки решетки гидромашины.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Известно, что течение в межлопаточных каналах РК имеет сложную структуру. При течении потока под действием кориолисовых и центробежных сил по шагу межлопаточного канала устанавливается градиент давления, приводящий к поперечному сдвигу потока в радиальной плоскости с^^)!dy Ф 0 . Важность

учета сдвигового течения при расчете потока в каналах закрытого РК обусловлена еще и тем, что поверхности ограничивающих дисков велики по сравнению с поверхностями лопаток.

Градиент давления в ядре потока уравновешивается действием инерционных сил, что равнозначно усилению продольного градиента давления. Для задней стороны лопатки это воздействие усугубляет отрыв,

Работа выполнена при финансовой поддержке гранта Президента РФ МК-1371.2013.8.

а для передней - уменьшает его возможность. Расчетное значение положения точки отрыва в канале РК при Wк = 1,15 без учета сдвига составляет 18 % длины лопатки. Таким образом, даже при безударном натекании потока незначительный диффузорный характер течения обеспечивает отрыв пограничного слоя на передней стороне лопатки [2].

На особый вид течения в криволинейных вращающихся каналах обращается внимание во многих работах, начиная с работ Л. Прандтля. На характеристики такого течения наряду с числом Яе оказывают влияние геометрические параметры проточной части канала, в частности отношение Dпр к радиусу кривизны Rл. С уменьшением Dпр/Rл, что характерно для узких каналов, потери на трение снижаются, особенно при ламинарном режиме течения.

Библиографические ссылки

1. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М. : Наука, 1969. 744 с.

2. Краева Е. М. Высокооборотные центробежные насосные агрегаты : монография / Сиб. гос. аэрокос-мич. ун-т. Красноярск, 2011. 212 с.

References

1. Schlichting. Theory of the boundary layer. Moscow: Nauka, 1969. 744 p.

2. Kraeva E.M. High-speed centrifugal pumps. SibSAU. 2011, 212 p.

УДК 621.458

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ РАЗГОНОМ РАБОЧЕГО ТЕЛА

М. В. Кубриков, Я. Ю. Бакулин, А. В. Гайнутдинов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассказывается о возможности совершенствования жидкостной ракетной двигательной установки путем дополнительного разгона рабочего тела за счет действия электромагнитных сил, в результате чего обеспечивается возможность значительного повышения удельного импульса двигателя и уменьшения расхода топлива.

Ключевые слова: рабочее тело, электромагнитный разгон, удельный импульс.

A LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH ADDITIONAL WORKING FLUID ELECTROMAGNETIC ACCELERATION

Ia. Iu. Bakulin, M. V. Kubrikov, A. V. Gainutdinov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

The paper shows the possibility of improving performance liquid rocket propulsion system by further acceleration of the working body through the action of electromagnetic forces. As a result it is possible to significantly increase the specific impulse of the engine and reduce fuel consumption.

Keywords: working fluid, electromagnetic acceleration, specific impulse.

Важнейшим направлением совершенствования ракетных двигателей космических аппаратов является повышение их экономичности, которая количественно оценивается с помощью удельного импульса. Повышение удельного импульса ракетных двигателей позволяет увеличить маневренные возможности космических аппаратов, повысить срок их активного существования, повысить экономическую выгоду от программ.

Электроракетные двигатели позволяют существенно увеличить удельный импульс по сравнению с традиционными жидкостными ракетными двигателя-

ми. Однако существенным недостатком этих двигателей являются малая тяга и большая потребляемая электрическая мощность.

Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и реактивное сопло. В реактивном сопле, выполненном из диэлектрического материала, установлены два кольцевых электрода, связанных через тоководы с внешним источником электрической энергии.

Данный двигатель позволяет повысить удельный импульс за счет повышения температуры рабочего

тела посредством дугового разряда в среде рабочего тела. Однако данное устройство не позволяет значительно увеличить удельный импульс, так как величина подводимой тепловой мощности ограничена допустимой температурой конструкционных материалов камеры двигателя.

Изобретение российских ученых Ермолаева В. И., Пилецкого А. В., Шатунова А. В. позволило повысить удельный импульс посредством дополнительного разгона рабочего тела в электромагнитном поле.

Это достигается тем, что внутренняя часть и выходной участок внешней части тарельчатого сопла выполнены из токопроводящего материала, соединены с камерой двигателя через проставки из диэлектрического материала и связаны через тоководы с разноименными полюсами источника электрической энергии.

Сущность изобретения поясняется рисунком.

Камера двигателя

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру двигателя, состоящую из кольцевой камеры сгорания 1, смесительной головки 2 и тарельчатого сопла 3. Тарельчатое сопло 3 состоит из внутренней части 4 и внешней части 5. Внутренняя часть 4 и выходной участок 6 внешней части 5 тарельчатого сопла 3 выполнены из токопроводящего материала, соединены с камерой двигателя через проставки 7 и 8 из диэлектрического материала и связаны через тоководы 9 и 10 с разноименными полюсами источника электрической энергии 11. Кольцевая камера сгорания 1 и тарельчатое сопло 3 снабжены охлаждающими трактами, которые связаны с коллектором 12 подвода горючего и с трубопроводом 13 подвода окислителя [1].

Устройство работает следующим образом. Окислитель поступает в кольцевую камеру сгорания 1 через трубопровод 13, охлаждающий тракт внутренней части 4 тарельчатого сопла 3 и смесительную головку 2. Горючее поступает в кольцевую камеру сгорания 1

через коллектор 12, охлаждающий тракт внешней части 5 тарельчатого сопла 3 и смесительную головку 2. В кольцевой камере сгорания 1 происходит смешение и горение компонентов топлива. На выходе из кольцевой камеры сгорания 1 образуется рабочее тело (продукты сгорания) с высоким теплосодержанием. Рабочее тело поступает в тарельчатое сопло 3, в котором происходит газодинамический разгон рабочего тела за счет преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию направленного движения рабочего тела.

Дополнительный разгон рабочего тела осуществляется за счет действия электромагнитных сил и не требует повышения температуры рабочего тела. Вследствие этого предлагаемое устройство позволяет подводить к рабочему телу большую мощность от источника электрической энергии. В результате обеспечивается возможность значительного повышения удельного импульса двигателя [2].

Так как создание электромагнитного поля требует больших затрат электрической энергии, следовательно, использование данной двигательной установки ограничено мощностью бортового источника питания. Использование данного двигателя как маршевого или двигателя 2-3 ступени нецелесообразно, так как внесение в конструкцию такого элемента, как дополнительный источник питания, приведет к уменьшению надежности ракеты, увеличению стартовой массы и к усложнению конструкции.

Из всего вышесказанного можно сделать вывод, что использовать данный двигатель можно лишь в качестве корректирующего либо как двигатель малой тяги.

Библиографические ссылки

1. Пат. № 2303156 РФ, МПК F02K11/00. Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела / Ермолаев В. И., Пилецкий А. В., Шатунов А. В. Опубл. 20.07.2007.

2. Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела : [Электронный ресурс]. URL: http://www.freepatent.ru/ patents/2303156 (дата обращения: 11.09.2013).

References

1. Pat. Number 2303156 RF IPC F02K11/00. A liquid-propellant rocket engine with additional working fluid electromagnetic acceleration / Yermolaev V. I., Pilecki A. V., Shatunov A. V. Publ. 20.07.2007.

2. Liquid A liquid-propellant rocket engine with additional working fluid electromagnetic acceleration: [Еlectronic resource]. URL: http://www.freepatent.ru/ patents/2303156 (date of access: 11.09.2013).

УДК 621.325.5

ОХЛАЖДЕНИЕ ПОМЕЩЕНИЙ ЗА СЧЕТ НИЗКОПОТЕНЦИАЛЬНОЙ

ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ

Е. В. Кулаков, М. Г. Мелкозеров

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрено охлаждение помещений за счет низкопотенциальной тепловой энергии от различных геотермальных источников.

Ключевые слова: низкопотенциальная геотермальная тепловая энергия земли, насосная установка, низкое электропотребление.

SPACE COOLING DUE TO LOW-GRADE THERMAL ENERGY

E. V. Kulakov, M. G. Melkozerov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The space cooling due to low-grade thermal energy from a variety of geothermal sources is discussed. Keywords: low-potential geothermal heat energy of the earth, pump installation, low power consumption.

Низкопотенциальная геотермальная тепловая энергия земли - это накопленная в форме тепла энергия, которая находится под твердым слоем поверхности земли. Тенденция использования тепла земли с каждым годом увеличивается. При этом используется «первичная энергия» из фактически неисчерпаемого и при этом квазирегенеративного источника энергии. Расположенная близко от поверхности земли геотермия доходит до 400 метров в глубину и использует имеющийся в почве и грунтовых водах диапазон температур от 5 до 250° С. Техническое использование этого в течение года равномерного уровня температуры в почве - интересная возможность использования регенеративной энергии. Почва в своем верхнем слое дополнительно нагревается от воздуха окружающей среды и от солнечной радиации, при этом возникают сезонные колебания температуры. Поэтому минимальная технически пригодная глубина закладывания горизонтальных земляных теплообменников или грунтовых зондов - 1,5 м. На глубине 10 м влияние солнечной радиации и сезонных колебаний температуры полностью отсутствует. Здесь равномерная температура почвы поддерживается за счет горячего ядра Земли. Земная кора представляет собой толстый изоляционный слой, который защищает горячее ядро Земли от остывания.

Низкопотенциальную геотермальную тепловую энергию выгодно использовать не только для обогрева (тепловые насосы, ГеоТЭСы и т. д.), но и для охлаждения помещений. Перепад температур между кондиционируемыми помещениями и источниками низкопотенциального тепла составляет 14-17 °С,

такой перепад температур показывает эффективность использования источников низкопотенциальной энергии.

Для эффективного охлаждения помещений предлагается использовать обычную насосную установку с трубопроводом или воздуховодом, проложенным в земле на глубине от 1,5 м [1] (рис. 1). В качестве воздухоохладителя используется один или несколько теплообменников, расположенных в разных помещениях. Также возможно использовать грунтовую воду, доставляемую грунтовыми зондами, или воду из близлежащих источников воды (озера, реки и т. д.) (рис. 2).

В установках с использованием трубопроводов в качестве теплоносителя используется вода, которая подается насосом (3) от трубопровода (1) к воздухоохладителю (2). В установках с воздуховодами воздух, забираемый из помещения (4), подается воздухоохладителями (2) в подземный воздуховод (1), откуда, охлаждаясь, снова возвращается в помещение. При использовании грунтовой воды, трубопровод (1) заменяют грунтовые зонды (5).

Достоинством таких систем является низкое электропотребление, отсутствие хладагента, такие системы занимают минимальное место в помещении и отсутствуют выносные блоки, которые портят вид фасада.

Недостатки: необходимы расположенные рядом грунтовые воды или водоемы, проведение монтажных работ более затруднительно.

Рис. 1. Схема охлаждения помещений с использованием Рис. 2. Схема охлаждения помещений с использованием

трубопровода или воздуховода: грунтовых зондов:

1 - трубопровод или воздуховод; 2 - воздухоохладитель; 1 - грунтовый зонд; 2 - воздухоохладитель; 3 - насос;

3 - насос; 4 - охлаждаемое помещение 4 - охлаждаемое помещение

Библиографическая ссылка

1. Кулаков Е. В., Измайлова Н. Г. Особенности схемы обеспечения жилых помещений теплом и холодом в холодный период года // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2012.

Reference

1. Kulakov E. V., Izmajlova N. G. Osobennosti shemy obespechenija zhilyh pomeshhenij teplom i holodom v holodnyj period goda // Aktual'nye problemy aviacii i kosmonavtiki. 2012.

УДК 629.76

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ И ХАРАКТЕРИСТИК МАРШЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ «ПРОТОН»

А. Ю. Леонгард, А. С. Торгашин, В. Е. Черепахин, А. Р. Ноздрин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Рассмотрена эволюция маршевых двигателей ракеты-носителя тяжелого класса «Протон» - от РД-253 до РД-275. Особое внимание уделено характеристикам и сравнению представленных двигателей, показана динамика роста характеристик.

Ключевые слова: «Протон», маршевый двигатель, характеристики.

THE CONSTRUCTION PERFECTION AND CHARACTERISTIC FEATURE IMPROVEMENT

OF MAIN SPACE ROCKET ENGINES

A. Y. Leongard, A. S. Torgashin, V. E. Cherepakhin, A. R. Nozdrin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

The evolution of main rocket carrier engines of heavy class «proton» has been monitored from the rocket engine-253 up to rocket engine-275. The special attention is paid to the characteristics and to the comparison of these engines and the investigation of the dynamic growth characteristics.

Keywords: Proton, main rocket engine, characteristics.

«Протон» - ракета-носитель (РН) тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Разработана в 1961-1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ им. М. В. Хруничева), являвшемся частью ОКБ-52 В. Н. Челомея.

Разработка ракеты-носителя «Протон» явилась одной из основных программ в советской космонавтике. Несмотря на череду неудач в первые годы своего существования, наряду с «семеркой» (РН «Восток», РН «Союз» и др.), РН «Протон» стала одной из наиболее используемых ракет-носителей в советской и позже в российской космонавтике. Со временем первоначальные ошибки конструкции были отработаны, и в настоящее время «Протон» является одним из самых надёжных носителей из когда-либо созданных.

За последние почти полвека разные модификации РН «Протон» совершили 388 (341 успешных) стартов, и с ее помощью были запущены более 40 типов различных космических аппаратов (КА) народнохозяйственного, научного и оборонного назначения [1].

С 2013 года будет происходить постепенная замена РН «Протон-М» тяжелым вариантом РН «Ангара» («Ангара А5»). И когда жизненный цикл РН «Протон» подходит к концу, можно разобрать характеристики одной из самых важных частей любого космического аппарата - его маршевых двигателей.

С 1961 г. в ОКБ-456 начинаются проектные работы над двигателем РН-253 для будущей лунной программы ракеты Н-1, ракеты, разрабатываемой под руководством лично Королева. Но с ноября этого же года было решено после доработки применить в качестве состава двигательной установки первой ступени ракеты «Протон», и уже в 1965 г. были произведены первые запуски этого двигателя в составе двухступенчатой ракеты УР-500. Двигатель использовался вплоть до конца 1995 г., т. е. до введения в эксплуатация РН-275.

Двигатель выполнен по замкнутой схеме с дожиганием окислительного генераторного газа после турбины. Компоненты топлива: окислитель - четырех-окись азота (азотный тетраоксид, AT), горючее - несимметричный диметилгидразин (НДМГ). Двигатель содержит камеру сгорания, турбонасосный агрегат (ТНА) с турбиной и насосами окислителя и горючего, газогенератор, струйный преднасос окислителя, генераторы газа для наддува топливных баков, агрегаты

автоматики и другие элементы. Управляющие моменты создаются качанием всего двигателя в шарнирном подвесе. Так как качание происходит в одной плоскости, в многодвигательной установке двигатели установлены с угловым смещением относительно друг друга. Камера сгорания представляет собой паяно-сварную конструкцию, состоящую из смесительной головки, цилиндрической части камеры и профилированною сопла, закритическая часть которого выполнена с угловым входом.

Турбонасосный агрегат обеспечивает подачу компонентов топлива в камеру сгорания, газогенератор, смеситель и рулевую машинку. Турбонасосный агрегат включает в себя одноступенчатую газовую турбину реактивного типа, насосы окислителя и горючего центробежного типа. Насос горючего - двухступенчатый.

Конструктивно ТНА состоит из двух узлов: насоса окислителя с турбиной и насоса горючего. Корпусы насосов и турбины в сборе образуют общий жесткий корпус ТНА. В корпусах насосов установлены штуцеры, к которым подсоединяются магистрали слива и дренажа компонентов. На корпусе насоса горючего имеется проушина для размещения опоры.

ТНА имеет два вала: вал насоса окислителя и турбины и вал насоса горючего. Валы между собой соединены рессорой, обеспечивающей надежную передачу крутящего момента с вала насоса окислителя на вал насоса горючего при возможных взаимных смещениях и перекосах осей валов. Каждый вал установлен на двух шариковых подшипниках, один из которых имеет осевую фиксацию.

Охлаждение камеры сгорания комбинированное -наружное и внутреннее. Разделение «Г» на два потока позволяет уменьшить высоту зарубашечной щели на большей части поверхности камеры сгорания, что существенно снижает вес камеры без ущерба для качества охлаждения. На РД-253 установлен двухзон-ный газогенератор, представляющий собой неразъемную сварную конструкцию, состоящую из плоской форсуночной головки, пояса разбавления и наружной рубашки. Детали наружной рубашки образуют сферическую поверхность [2].

С целью увеличения массы полезного груза, выводимого на околоземную и геостационарную орбиту с одновременным снижением себестоимости выполнения этих работ, в 1987 г. было принято решение о повышении тяговооруженности РН «Протон». Была

увеличена тяга у земли на 7,7 % при сохранении таких же габаритов и массы конструкции. Увеличение обеспечивалось давлением в камере, удельный импульс у земли также возрос на 2 секунды. Помимо этого, был использован двухзонный газогенератор, вместо запланированного однозонного. Применение двигателей РД-275 позволило увеличить на 600 кг массу полезного груза, выводимого на околоземную орбиту, и уменьшить стоимость его выведения.

С целью повышения увеличения массы полезного груза, выводимой РН «Протон-М», Камский филиал в 2001 г. приступил к разработке двигателя РД-275М -форсированной модификации серийного двигателя РД-275. Форсирование двигателя на 5,3 % по тяге осуществляется за счет повышения давления газов в камере сгорания до 168,5 кг/см2. Такое повышение тяги двигателя позволяет увеличить на 150 кг массу полезной нагрузки, выводимой ракетой на стационарную орбиту [3].

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Библиографические ссылки

1. Космонавтика : энцикл. М. : Сов. энцикл., 1985.

2. Гудилин В. Е Ракетно-космические системы. М., 1996.

3. Авиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000 : справочник. М. : Аэросфера, 2000.

References

1. Astronautics : encyclopedia. M. : Soviet encyclopedia.

2. Gudlin V. E. Rocket-Space systems. M., 1996.

3. Marine aircraft missile, industrial, engines. 19942000. М. : Aerosfera, 2000.

УДК 621.454.2

ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ БУСТЕРНОГО НАСОСНОГО АГРЕГАТА СОВМЕСТНО С ИСПЫТАНИЕМ ТУРБИНЫ НАСОСА

Е. Ю. Меньщиков, Р. В. Липатов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Описывается назначение бустерного насосного агрегата. Описываются задачи испытания бустерного насосного агрегата. Описывается процесс гидродинамического испытания бустерного насосного агрегата. Приведена схема стенда для испытаний.

Ключевые слова: испытания, насос, БНА, стенд, бустерный, турбина.

THE FLUID TEST OF A BOOSTER PUMP UNIT TOGETHER WITH THE TEST

OF A PUMP TURBINE

E. J. Men'shchikov, R. V. Lipatov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The purpose of the booster pump set is described. The tasks of the booster pump set test are considered. The process of a booster pump set hydrodynamic test is shown. A scheme of the test bench for testing is presented.

Keywords: testing, pump, BNA stand, booster, turbine.

Одной из важнейших задач ракетостроения и дви-гателестроения является создание высокопроизводительных агрегатов, машин, систем, обеспечивающих эффективную работу ракетного двигателя. Большая роль в решении этих вопросов принадлежит предприятиям, разрабатывающим, проектирующим, производящим и испытывающим современные бустерные насосные агрегаты (БНА) [1].

Бустерный насосный агрегат - устройство, которое относится к области насосостроения и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для обеспечения бескавитационной

работы насосов основного турбонасосного агрегата (ЖРД). Применение БНА позволяет обеспечить предварительное захолаживание конструкции ЖРД, работающего на криогенных компонентах.

Роль бустерных насосов выполняют либо струйные насосы (эжекторы), либо осевые лопаточные насосы [2].

Осевые лопаточные насосы по сравнению с эжекторами обладают более высокой напорной способностью и экономичностью.

Гидродинамические испытания проводят как при отработке конструкции, так и при серийном произ-

водстве. Испытания позволяют определить фактические характеристики агрегата, отклонение их от расчетных значений, выявить дефекты конструкций на ранней стадии проектирования и отработки. В серийном производстве автономными испытаниями контролируют на соответствие заданных требований именно насосные агрегаты. Для проведения таких испытаний на испытательном комплексе имеются специальные стенды, обеспечивающие соблюдение соответствующей нормативно-технической документации. Такие стенды, обеспеченные соответствующей системой автоматики, позволяют получить значительный объем информации используемой для оценки совершенства и надежности испытываемого агрегата.

Испытания бустерных насосных агрегатов обладают рядом особенностей и требований, а именно:

- обеспечение работоспособности и основных параметров при заданном ресурсе;

- обеспечение на всех режимах работы требуемого расхода и давления.

Одной из задач является оценка соответствия располагаемой потребной мощности турбины.

Испытания бустерного насосного агрегата проводят совместно с испытанием турбины насоса.

Принципиальная схема стенда испытаний бустер-ного насосного агрегата состоит из следующих основных частей: топливной системы, гидравлической системы, системы продува, стендовой измерительно-информационной системы и системы управления испытаниями [3].

Испытания проводятся по заданному и документированному технологическому процессу и включает в себя следующие процессы:

- подготовка технологических требований;

- подготовка стенда к монтажу БНА;

- подготовка БНА и стендовых систем к испытанию;

- испытание БНА;

- работы после завершения программы испытания БНА.

В следующей части доклада представлена упрощенная принципиальная схема стенда для проведения испытаний и описан принцип работы стенда (см. рисунок).

Стенд предназначен для использования в области двигателестроения. Стенд содержит расходную емкость. Расходная емкость имеет трубопровод для заправок ее рабочим телом и трубопровод для слива рабочего тела.

Стенд работает следующим образом. В исходном положении стенда все запорные и предохранительные органы закрыты. По команде управления открывается клапан на магистрали всасывающей, в результате чего рабочее тело поступает по трубопроводу в напорный насос, который создает необходимое давление жидкости на входе в БНА. На линии установлены датчики расхода, давления, температуры, фильтр для очистки рабочего тела. Также на линии для обеспечения заданного расхода устанавливается дроссель [4].

Для приведения в действие бустерного насоса используется гидротурбина, которая приводится в действие от линии высокого давления. На линии высокого давления состоит из расходной емкости, насоса высокого давления, датчиков расхода, температуры, давления.

Особенность методики огневых испытаний БНА представляется перечнем измеряемых параметров, таких как давление рабочей жидкости на входе и выходе из насоса, секундный расход рабочей жидкости, температура на входе, выходе, давление на входе турбины, обороты ротора БНА. По измеренным параметрам рассчитываются напор насоса, мощность, КПД [5].

В заключение можно сказать, что вопрос о совершенстве технологии проведения гидродинамических испытаний остается открытым, так как появляются новая измерительная аппаратура и способы ее использования, происходит совершенствование системы управления, в том числе появление новых систем и программного обеспечения управления.

Пневмогидравлическая схема стенда испытаний БНА

Библиографические ссылки

1. Боровский Б. И. Расчет гидротурбопривода и бустерного насоса. М. : МАИ, 1988.

2. Овсянников Б. В., Боровский Б. И. Теория и расчёт агрегатов питания ЖРД. М. : Машиностроение, 1986.

3. Назаров В. П., Назарова Л. П., Краев М. В. Технология сборки и испытаний насосов жидкостных ракетных двигателей : учеб. пособие / под общ. ред. проф. М. В. Краева ; САА. Красноярск, 1993. 102 с.

4. Овсянников Б. В., Селифонов В. С., Черваков В. В. Расчет и проектирование шнекоцентробежного насоса. М., 1996.

5. Равикович Ю. А., Шабашев А. В. Проектирование ТНА ЖРД. М. : МАИ, 2004.

References

1. Borovskij B. I. Raschet gidroturboprivoda i busternogo nasosa. M. : MAI, 1988.

2. Ovsjannikov B. V., Borovskij B. I. Teorija i raschjot agregatov pitanija ZhRD. M. : Mashinostroenie, 1986.

3. Nazarov V. P., Nazarova L. P., Kraev M. V. Tehnologija sborki i ispytanij nasosov zhidkostnyh raketnyh dvigatelej : ucheb. posobie ; pod obshh. red. prof. M. V. Kraeva. SAA. Krasnojarsk, 1993. 102 s

4. Ovsjannikov B. V., Selifonov V. S., Chervakov V. V. Raschet i proektirovanie shnekocentrobezhnogo nasosa. M. 1996.

5. Ravikovich Ju. A., Shabashev A. V. Proektirovanie TNA ZhRD. M. : MAI, 2004.

УДК 621.454

КОНСТРУКТИВНО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ФАКТОРЫ СТАБИЛЬНОСТИ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

В. П. Назаров, В. Г. Яцуненко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрены основные конструктивно-технологические факторы, влияющие на энергетические параметры и характеристики турбоагрегатов ракетных двигателей.

Ключевые слова: ракетные двигатели, энергетические параметры.

CONSTRUCTIVE - TECHNOLOGICAL FACTORS OF STABILITY OF POWER PARAMETERS

IN ROCKET ENGINE TURBINEPUMP UNITS

V. P. Nasarov, V. G. Yatsunenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: nazarov@ sibsau.ru

The basic constructive - technological factors influencing the power parameters and the characteristics of turbine units of rocket engines are considered.

Keywords: rocket engines, power parameters.

Уровень эксплуатационно-технических характеристик двигательных установок современных летательных аппаратов (ЛА) определяется совокупностью функциональных, технологических и экономических показателей, обеспечивающих высокое качество изделий аэрокосмического назначения. Особенности применения ракетных двигателей (РД) в составе ракет-носителей и космических аппаратов обусловливают повышенные требования к надежности всех его структурных элементов и двигателя в целом [1].

Одним из факторов эксплуатационной надежности РД является стабильность энергетических параметров высокооборотных центробежных насосов системы подачи жидких компонентов топлива, контроль за состоянием которой осуществляется по результатам

модельных гидродинамических испытаний насосов и оценки разброса энергетических параметров (напора и КПД) в сравнении с их значениями, заданными техническими условиями.

В общем виде отклонения функционального параметра ЪЫ сложной гидравлической системы определяется погрешностью каждого влияющего элемента, значениями коэффициентов влияния и характером распределения погрешностей.

Относительное отклонение функционального параметра ЪЫ можно представить в виде

м; I $)

где ^ - коэффициент относительного рассеяния; а1 -коэффициент влияния параметра на отклонение пара-

метра Ы; 5!

относительное изменение пара-

метра ц1.

Для высокоэнергетических насосов РД отклонение значения любого гидродинамического параметра обусловлено влиянием отклонений геометрических размеров деталей проточной части 5г, отклонений взаимного положения деталей из-за погрешностей при сборке насоса 5сб, погрешностей измерительного оборудования при испытаниях 5изм, погрешностей при поддержании заданного режима испытаний 5реж [2].

В таблице приведены четыре группы доминирующих факторов, оказывающих наиболее весомое влияние на отклонение энергетических параметров.

Из анализа приведенных данных следует, что стабилизация энергетических параметров может быть достигнута путем повышения точности изготовления деталей гидравлического тракта, снижения погрешностей при сборке насосов, повышения точности измерения и расчета контролируемых параметров при испытаниях агрегатов.

Статистические исследования показывают, что отклонения напора и КПД являются относительно малыми величинами. Тогда выражения для их оценки представим в форме параметрических зависимостей:

ЪН = ±/52 Яг +82 Н сб +52 Нреж +52 ЯИзм;

\(

йН кт =

йН Б2

^о2 Я

Л2

ЪВ2

(

... +

йНУ йУН

/

Л2

йН Ь1

V ёЬТН

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

ЪЬ2

ЪУ

( йН ю

+....

+1 -

V й юН

Ъю

й Пкт =

¿£>2 П

2

ъа

... +

й ц¥

йУ п

/ Л2

ЪУ

й п Ь1 V йЬ2 п й пю

ЪЬ

й юп

Ъю

ЪН = ^Ъ2пг + ЪЧб +Ъ2преж +Ъпизм .

В дифференциальной форме система исходных уравнений принимает вид

Здесь Б2, к2 . У , ю - геометрические, механические, гидравлические и иные параметры, характеризующие геометрические размеры проточной части насоса, взаимное положение деталей при сборке, условия гидродинамических испытаний и т. д. [3].

Экспериментальные исследования удельного вклада конструктивно-технологических факторов в отклонение энергетических параметров проводились методом эталонирования, при котором точечная оценка значения контролируемого параметра представляет собой результат обработки от 9 до 27 опытов, что позволило существенно повысить достоверность эксперимента.

Расчетные и экспериментальные значения суммарных отклонений энергетических параметров исследуемых насосов иллюстрированы гистограммами (см. рисунок).

В результате аналитических и экспериментальных исследований разработана методика расчета отклонений напора (5Н) и КПД (5п), учитывающая влияние конструктивно-технологических факторов на стабильность энергетических параметров центробежных насосов. Решение данной задачи способствует созданию ракетных двигателей высокого качества с заданным уровнем надежности.

Библиографические ссылки

1. Коломенцев А. И., Краев М. В., Назаров В. П., Черваков В. В., Яцуненко В. Г. Испытание и обеспче-ние надежности : учебник / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т ; Моск. авиац. ин-т. Красноярск, 2006. 336 с.

Факторы влияния Энергетические параметры

Напор, Н КПД, п

Влияние отклонений геометрических размеров проточной части насоса 5Ыг 40.60 % 5Пг 40.60 %

Влияние отклонений взаимного положения деталей при сборке 5Ысб 20.25 % 5псб 30.40 %

Влияние системы измерения 5Ыизм 25.30 % 5пизм 25.30 %

Влияние отклонений режима испытаний 5Ыреж 15.20 % 5преж 15.20 %

а б

Величина отклонений напора (а), КПД (б) по результатам расчета (р) и эксперимента (э)

2. Краев М. В., Назаров В. П., Яцуненко В. Г. Стабильность энергетических параметров турбонасосной системы как фактор надежности ракетного двигателя // Проблемы развития авиакосмической отрасли : материалы Республиканской науч.-техн. и производств. конф. Ташкент, 19-20 апр. 2007 г.

3. Назаров В. П. Численное моделирование отклонений энергетических параметров насосных агрегатов // Аэрокосмическая техника и высокие технологии -2000 : материалы Всерос. науч.-техн. конф. г. Пермь, 12-14 апреля 2000 г.

References

1. Kolomentsev A. I., Kraev M. V., Nazarov V. P., Chervakov V. V., Yatsunenko V. G. Test and

maintenance reliability : studies. ; Siberian State Aerospace University, Moscov. aircraft. institute. Krasnoyarsk, 2006. 336 р.

2. Kraev M. V., Nazarov V. P., Yatsunenko V. G. Stability of power parameters turbinepump systems as the factor of reliability of the rocket engine // the Problem of development of aerospace branch : Materials of Republican scientific and technical and industrial conference. Tashkent, on April, 19-20, 2007.

3. Nazarov V. P. Numerical modelling of devia-tions{rejections} of power parameters of pump units // Space technical equipment} and high technologies - 2000 : materials of the All-Russia scientific and technical conference «», Perm, on April, 12-14, 2000.

УДК 621.454.034

ОСОБЕННОСТИ ТЕРМОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СЖИЖЕННОГО ПРИРОДНОГО ГАЗА

В. Н. Рыбакова, А. С. Мехтиев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматриваются особенности термодинамического расчета с использованием сжиженного природного газа.

Ключевые слова: сжиженный природный газ, метан, жидкий кислород, их физические свойства, основные параметры расчета параметров в камере сгорания.

PECULIARITIES OF CALCULATION OF THERMODYNAMIC ROCKET ENGINES USIING LIQUEFIED NATURAL GAS

V. N. Rybakova, A. S. Mekhtiev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The peculiarities of thermodynamic calculation using liquefied natural gas are considered.

Keywords: Liquefied natural gas, methane, liquid oxygen, their physical properties, basic parameters for calculating the parameters of the combustion chamber.

Ракетные двигатели за сравнительно короткий срок достигли значительного совершенства и весьма высоких, близких к пределу параметров, превысить которые можно, только применяя принципиально новые схемы энергопреобразования, материалы и технологии. Надежность и экологическая безопасность стали основными показателями качества проектируемых двигателей. Из схемных решений предпочтение отдается тем, в которых минимизируется число потенциально опасных агрегатов и увеличивается доля хорошо отработанных и показавших на практике высокую надежность технических решений с ориентацией на современные материалы и технологии. В настоящее время продолжается развитие и совершенствование ракетных двигателей в направлении увеличения надежности, удельного импульса, уменьшения удельной массы,

снижения стоимости, снижения или устранения вредного экологического воздействия на окружающую среду. Одним из направлений совершенствования является разработка новых компонентов топлива.

К компонентам ракетных топлив предъявляются весьма разнообразные, многочисленные и порой противоречивые требования. Они не могут быть удовлетворены одновременно ни одним из известных химических веществ или их смесей. Но определяющим показателем при выборе ракетных топлив является их эффективность, основным показателем которой выступает удельный импульс [1].

Природный газ как горючее с начала космической эры привлекал к себе внимание двигателистов. Сжиженный природный газ (СПГ) на 90 % и более состоит из метана. Метан - бесцветный газ, без запаха, ма-

лорастворимый в воде, легче воздуха. Метан нетоксичен и неопасен для здоровья человека. Накапливаясь в закрытом помещении, метан взрывоопасен. В лаборатории получают нагреванием натронной извести (смесь гидроксидов натрия и кальция) или безводного гидроксида натрия с ледяной уксусной кислотой. Горит в воздухе голубоватым пламенем, при этом выделяется энергия около 39 МДж на 1 м3. С воздухом образует взрывоопасные смеси при объемных концентрациях от 5 до 15 процентов. Плотность: газ (0 °С, 1013 гПа) 0,72 кг/м3; жидкость (-161,6 °С) 0,42 г/см3. Жидкий кислород - это прозрачная голубоватая жидкость. В качестве окислителя жидкий кислород применяется в сочетании с СПГ. Жидкий кислород - нетоксичный продукт, но при работе с ним должны использоваться защитные средства, предохраняющие от обморожения.

Разработка ЖРД на экологически чистых компонентах топлива - метан в паре с жидким кислородом отвечает тенденциям развития современных ракет-носителей. Для многоразовых носителей метановое топливо выгодно и из-за своей относительно малой удельной стоимости [2]. По мнению отечественных специалистов, использование сжиженного природного газа (метана) позволяет:

- обеспечить безопасность окружающей среды даже при аварийном сливе компонентов топлива;

- повысить удельный импульс тяги и улучшить энергомассовые характеристики РН;

- повысить эффективность охлаждения камеры сгорания;

- упростить межпусковую обработку топливных трактов;

- снизить стоимость горючего;

- обеспечить длительность использования сырьевой базы при наличии больших природных запасов горючего;

- обеспечить доступность природного газа для любых национальных программ;

- облегчить создание двигателя любой принципиальной схемы (с окислительным или восстановительным газогенератором);

- использовать материалы, технологии и оборудо-

вание, присущие криогенной технике.

При проведении термодинамического расчета были выявлены основные энергетические и тепловые параметры продуктов сгорания, которые представлены в таблице.

На рисунке представлен график изменения основных параметров продуктов сгорания по длине камеры двигателя (КД). Анализ графической зависимости показывает соответствие экспериментальных параметров и расчетных характеристик, которые приняты в теории ракетных двигателей.

Метановый двигатель, выполненный по замкнутой схеме, обладает принципиально повышенной надежностью, а также при менее напряженных параметрах имеет более высокую удельную тягу.

Следует отметить, что в настоящее время в конструкторском бюро химического машиностроения имени А. М. Исаева активно ведутся разработки кислородно-метанового двигателя. Этот двигатель завершает цикл поисковых расчётно-аналитических и экспериментальных работ, начатых в 1994 году и направленных на исследование возможности использования сжиженного природного газа (СПГ) в качестве одного из компонентов топлива.

По результатам проведенных работ, включающих, в том числе, автономные испытания агрегатов и двигателей прототипов, был разработан двигатель С5.86.1000-0 на паре топлива: жидкий кислород -сжиженный природный газ, выполненный по схеме дожигания восстановительного генераторного газа.

Основные характеристики двигателя:

- тяга (пустотная) 7 500 кг

- удельный импульс тяги 370 с

- суммарный расход топлива 20,27 кг/с

- соотношение расходов компонентов топлива через двигатель 3,4

- соотношение расходов компонентов топлива через газогенератор 0,44

- геометрическая степень расширения сопла камеры 198,7

К настоящему времени изготовлены и испытаны с положительными результатами два экземпляра двигателя [3].

Основные результаты расчета параметров в камере сгорания

Т к* П Т а Ка Рид Б К

3292 446,2 86 1287 439,7 3520 3360 3440 1881 2808 53,8 1,175

4500

Т

Изменение основных параметров по длине камеры двигателя

Библиографические ссылки

1. Горностаев В. И. Термодинамический расчет двигателя / САА. Красноярск, 1994.

2. Дорофеев А. А. Основы теории тепловых ракетных двигателей. Теория, расчет и проектирование: учебник для авиа- и ракетостроительных специальностей вузов. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2010. 463 с.

3. URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (дата обращения: 10.10.2013).

References

1. Gornostaev V. I. Thermodynamic calculation engine. CAA. Krasnoyarsk, 1994.

2. Dorofeev А. A. Fundamentals of the theory of thermal rocket engines. Theory, calculation and design: a textbook for air and missile universities. M. : Izd-vo MGTU im. Bauman, 2010.463 с.

3. URL: http://www.kbhmisaeva.ru/main.php (date of visit: 10.10.2013).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 621.45

АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КИСЛОРОДА В КАЧЕСТВЕ ОХЛАДИТЕЛЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

В. М. Самошкин, П. Ю. Васянина

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Проведен сравнительный анализ каналов охлаждающего тракта, имеющих искусственную шероховатость и с гладкой поверхностью дна канала.

Ключевые слова: искусственная шероховатость, охлаждающий тракт, жидкостный ракетный двигатель, кислород.

EFFECTIVENESS OF OXYGEN AS CAMERA COOLER OF LIQUID-PROPELLANT

ROCKET ENGINE

V. M. Samoshkin, P. Y. Vasyanina

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

A comparative analysis to cool channels tract with artificial roughness and smooth-surfaced canal bottom is presented.

Keywords: artificial roughness, the cooling path, liquid rocket engine, oxygen.

С ростом давления в камере сгорания и повышением коэффициента массового соотношения окислителя и горючего растет не только удельный импульс двигателя, но и удельный тепловой поток в стенку камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Поэтому создание новых высокоэкономичных двигателей во многом зависит от эффективности системы регенеративного охлаждения камеры двигателя [1].

При работе ЖРД температуры наружной и внутренней оболочек различны и переменны как вдоль оболочки, так и по ее толщине. В наиболее тяжелых температурных условиях работает внутренняя оболочка. Средняя температура ее намного выше, чем у наружной оболочки, и, кроме того, значительно изменяется температура по ее толщине (тем больше, чем больше тепловой поток через стенку и чем меньше теплопроводность стенки) [2].

При таких температурных условиях работы в стенках возникают большие температурные напряжения и ухудшаются механические свойства мате-

риала. Ввиду этого при прочностных расчетах камеры ЖРД необходимо учитывать температуру и неравномерность ее по толщине внутренней оболочки, а также изменение механических свойств материала при повышении температуры [3].

В настоящее время в технической литературе приводится перспективное направление использования в качестве охладителя камеры ЖРД жидкого кислорода с применением технологии изготовления охлаждающего тракта камеры с искусственной шероховатостью по дну канала. В связи с этим возникает вопрос о влиянии шероховатости канала на эффективность охлаждения камеры ЖРД.

Рассмотрим случай, широко встречающийся в ракетостроении: фрезерованные каналы охлаждающего тракта камеры двигателя без создания искусственной шероховатости. Охлаждающий компонент проходит по каналу, отбирая тепло, выделяющееся вследствие сгорания компонентов топлива. Процесс прохождения компонента происходит без дополнительных гидрав-

лических сопротивлений и обусловливается лишь шероховатостью канала после механической обработки.

Во втором рассматриваемом нами случае, когда в качестве дополнительной механической обработки используется электроэрозионная обработка вольфрамовым электродом для создания искусственной шероховатости по дну канала охлаждающего тракта, происходят несколько иные процессы. Компонент, проходя по каналу, испытывает помимо обычных гидравлических сопротивлений, упомянутых в первом случае, еще и дополнительные гидравлические сопротивления, вызванные сложным геометрическим профилем дна канала. Вследствие того что поток встречает на своем пути препятствия в виде искусственной шероховатости, происходит его срыв и возникает турбулентное течение, затормаживающее весь поток (см. рисунок). Из-за уменьшения скорости потока компонент более длительный период времени проходит по охлаждающему тракту. Вследствие задержки охлаждающего компонента происходит больший отбор тепла от огневой стенки ЖРД. Процесс охлаждения происходит более эффективно.

Турбулентное течение потока охладителя по охлаждающему тракту с искусственной шероховатостью по дну канала: 1 - наружная стенка камеры двигателя; 2 - огневая стенка камеры двигателя; 3 - турбулентный поток охладителя; 4 - ламинарный поток охладителя; 5 - искусственная шероховатость по дну канала охлаждающего тракта

Охлаждение криогенным кислородом на сегодняшний день представляет большой интерес, несмотря на то обстоятельство, что в качестве охладителя горючее предпочтительнее, так как оно не создает агрессивной среды. Однако расход горючего всегда меньше, чем окислителя, и горючего компонента может оказаться недостаточно, следовательно, использование жидкого кислорода в качестве охладителя камеры ЖРД предпочтительнее.

Методы расчета теплоотдачи для условий, характерных в охлаждающем тракте ЖРД, основаны на экспериментальных данных. Для развитого турбулентного движения при больших температурных градиентах (Тх/Ткр > 2) можно использовать критериальное уравнение Нуссельта:

№х = 0,023 Яе0'8 Ргх0'4 (Т/Тст.х)0,55,

где Яе - число Рейнольдса; Рг - число Прандтля; Т -температура газа; Тст - температура огневой стенки камеры двигателя, величины с индексом «х» следует определять при средней температуре охлаждающего газа. Более надежные данные в широком диапазоне условий применения газов в качестве охладителей можно получить лишь экспериментально [2].

Еще одним плюсом использования криогенного кислорода в качестве охлаждающего компонента в камере ЖРД является более низкая стоимость изготовления двигателя, обусловленная использованием простого теплозащитного покрытия (ТЗП). Также ввиду высоких охлаждающих свойств, характерных для криогенного кислорода, используемого в ракетной отрасли, материал внутренней оболочки камеры ЖРД допустимо использовать менее жаропрочным и жаростойким, что тоже существенно влияет на стоимость изделия.

При разработке современных ЖРД главными задачами являются повышение надежности и снижение стоимости двигателя. Большой вклад в обеспечение надежности двигателя вносит камера сгорания (КС), работающая при высоких уровнях давлений и температур. В существующих двигателях снижение температуры огневой стенки КС в большинстве случаев достигается за счет применения завесного охлаждения, что приводит не только к снижению удельного импульса двигателя, но и к снижению надежности и усложнению конструкции. Благодаря охлаждению жидким кислородом предполагается, что завесное охлаждение в камере сгорания будет отсутствовать, что позволяет уменьшить длину камеры сгорания, а соответственно - массу двигателя и его стоимость.

Наружное проточное охлаждение камеры газообразным кислородом обеспечивает необходимый для надежной работы температурный режим стенки на всем ее протяжении. Благодаря этому можно отказаться от завесного охлаждения, что приводит к увеличению удельного импульса.

Таким образом, можно сделать вывод о том, что в случае регенеративного охлаждения теплота, воспринятая охладителем, возвращается с ним в камеру, энтальпия топлива при этом увеличивается. Следовательно, использование искусственной шероховатости на дне канала охлаждающего тракта камеры и отсутствие завесного охлаждения обеспечивают высокую эффективность регенеративного охлаждения, что способствует повышению удельного импульса двигателя.

Библиографические ссылки

1. Смоленцев А. А., Стриженко П. П. Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгораний ЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та. 2011. № 3 (27).

2. Алемасов В. Е., Дрегалин А. Ф., Тишин А. П. Теория ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.

3. Гахун Г. Г., Баулин В. И., Володин В. А., Кур-патенков В. Д., Краев М. В., Трофимов В. Ф. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М. : Машиностроение, 1989.

References

1. Smolentsev A. A., Strizhenko P. P. Analysis of the experimental fire tests of the combustion chamber rocket engine for RB DM type with an oxygen-cooled // Samara State Aerospace University. 2011. № 3 (27).

2. Alemasov V. E., Dregalin A. F., Hush A. P. The theory of rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.

3. Gahun G. G., Baulin V. Volodin, V. A., Kurpatenkov V. D., Kraev M. V., Trofimov V. F. The construction and design of liquid rocket engines // Publishing House of the «Engineering», 1989.

УДК 629.76

ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЖРД НК-33 В КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММАХ

Д. Р. Тележенко, В. В. Рычков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрены технические характеристики ЖРД НК-33, проведен анализ этапов модернизации двигателя с возможностью его использования в современных космических программах.

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, модернизация двигателя, технические параметры. PROSPECTS FOR THE LRE NK-33 USE IN SPACE PROGRAMS

D. R. Telezhenko, V. V. Rychkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The technical characteristics of NK-33 rocket engine are studied, the analysis of modernization phases of the engine with the possibility of its use in modern space programs is done.

Keywords: liquid rocket engine, engine upgrade, the technical parameters.

С разработкой новых ракет-носителей появилась потребность в высокотехнологичных жидкостных ракетных двигателях [1]. Таким двигателем может стать двигатель НК-33, разрабатывавшийся в 1960-х гг. конструктором Н. Д. Кузнецовым для полетов на Марс и Луну.

В августе 2013 г. были проведены огневые испытания двигателя после долгих лет консервации. Общая наработка по итогам трех стендовых проверок составила 616 секунд. Двигатель отработал успешно, подтвердив все требуемые параметры [4].

НК-33 - однокамерный двигатель закрытого цикла, использует экологически чистое топливо - кислород и керосин. Открытие основных клапанов окислителя и горючего происходит автоматически под давлением компонентов, создаваемым насосами при работе пиротурбины [3].

Двигатель не имеет ни рулевых камер, ни поворотных сопел: при изначальном применении на «Н-1» для управления по каналам тангажа и рысканья использовалось рассогласование тяги противоположных двигателей [2].

Особенностью двигателя, направленной на обеспечение надежности и стабильности запуска, является применение минимального числа управляющих команд в процессе выхода двигателя на главную ступень тяги [3].

Тяга двигателя на земле составляет 1 510 кН, в пустоте 1 692 кН. Удельный импульс на земле 2 913 Н*с/кг, в пустоте 3 247 Н*с/кг. Расход топлива 523 кг/с. Масса двигателя сухого 1 240 кг, залитого 1 393 кг. Подтверждение надежности 0,996 [3].

На данный момент двигатель НК-33 претерпел несколько модификаций. Планируется применение модификации НК-33-1 на второй ступени ракеты-носителя «Союз-2-3». Эта модификация, в отличие от базового НК-33, имеет узел управления вектором и выдвигающийся насадок для оптимизации степени расширения сопла на высоте больше 10 км. Модификация НК-33 А развертывается на предприятии производства новых двигателей для российских космических программ, а также для потенциальных зарубежных заказчиков [2].

Жидкостный ракетный двигатель вобрал в себя все достижения советского двигателестроения того времени. Он и его модификации имеют большие перспективы в современной космической программе.

Библиографические ссылки

1. Работы по модернизации НК-33 [Электронный ресурс] // Лаборатория космических исследований. Ульяновск, 2006-2013. URL: http://www.spacephys.ru/ nk-33-vnov-vostrebovan (дата обращения: 11.10.2013).

2. НК-33 [Электронный ресурс] // Википедия. 2011. URL: http://ru.wikipedia.org/wiki/HK-33 (дата обращения: 18.09.2013).

3. Борисов В. А., Жижикин А. М., Мелентьев В. С. Жидкостный ракетный двигатель НК-33 [Электронный ресурс] : лаб. раб. Самара, 2011. URL: http://tdla.ssau.ru/uop/kipdla/posob16.pdf (дата обращения: 18.09.2013).

4. На ОАО «Кузнецов» (Самара) завершился очередной цикл испытаний ракетного двигателя НК-33 [Электронный ресурс] // Сделано у нас : сетевой журн. 2013. URL: http://sdelanounas.ru/blogs/40033/ (дата обращения: 18.09.2013).

References

1. Work on upgrading the NK-33 (Raboty po modernizacii NK-33) Available at: http://www.

spacephys.ru/nk-33-vnov-vostrebovan (accessed 18 September 2013).

2. NK-33 (2011), Available at: http://ru.wikipedia. org/wiki/HK-33 (accessed 18 September 2013).

3. Borisov V. A., Zhizhikin A. M., Melent'ev V. S. Liquid rocket engine NK-33 (Zhidkostnyj raketnyj dvigatel' NK-33), Available at: http://tdla.ssau.ru/uop/ kipdla/posob16.pdf (accessed 18 September 2013).

4. At JSC «Kuznecov» (Samara) completed another test cycle rocket engine NK-33 (Na OAO «Kuznecov» (Samara) zavershilsja ocherednoj cikl ispytanij raketnogo dvigatelja NK-33), Available at: http://sdelanounas.ru/ blogs/40033/ (accessed 18 September 2013).

УДК 629.7

ОСОБЕННОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ

А. И. Укачиков

ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29. E-mail: [email protected]

Рассматриваются особенности охлаждения камеры сгорания ракетного двигателя жидким кислородом, перспективы применения камер ракетных двигателей, использующих жидкий кислород в качестве охладителя.

Ключевые слова: жидкий кислород, камера сгорания, наружное охлаждение. FEATURES OF COOLING THE LIQUID ROCKET ENGINE CHAMBER WITH LIQUID OXYGEN

A. I. Ukachikov

JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant» 29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The features of cooling the rocket engine combustion chamber with liquid oxygen and the prospects of rocket engine chambers using liquid oxygen as cooler are considered.

Keywords: liquid oxygen, the combustion chamber, external cooling.

В последнее время в проектировании перспективных ракет-носителей (РН) наряду с надежностью задается требование к экологичности РН, достигаемое использованием двигательных установок работающих на экологически чистых компонентах топлива - кислород-керосин, кислород-водород, кислород-метан и т. п.

В современных двигателях в качестве охладителя используются окислитель или горючее либо оба компонента. При использовании в качестве охлаждающего компонента жидкого кислорода для удобства компоновки, уменьшения длины подводящих охладитель трубопроводов, а также снижения гидравлического сопротивления, охлаждающий тракт охладителя разделяют на несколько расходов, каждый из которых охлаждает какую-либо часть камеры сгорания или сопла [1]. Эффективность в разделении расходов и подачи в отдельные части камеры охладителя заклю-

чается в том, что имеется возможность подачи охладителя в области с наибольшими тепловыми потоками (дозвуковая и критическая части сопла) с более низкой температурой.

Узлом, определяющим основные характеристики ЖРД, является камера сгорания. Сложность создания камеры сгорания с совершенными техническими характеристиками связана с исключительно напряженным рабочим процессом в камере. В современных камерах сгорания выделение тепла в единице объема в сотни раз больше, чем в любых других тепловых машинах. В этих условиях время пребывания топлива в камере сгорания составляет несколько тысячных секунды [2]. Одним из важнейших процессов, влияющих на эффективность работы камеры сгорания ЖРД, является процесс охлаждения камеры сгорания. От качества проводимого отбора тепла

камеры сгорания зависит работа двигательной установки в целом.

Большинство камер ЖРД имеет наружное охлаждение, при котором осуществляется проток охладителя по охлаждающему тракту, образованному между внутренней и наружной оболочками или стенками камеры сгорания и сопла. С ростом давления в камере и повышением энергетических характеристик двигателя для обеспечения надежной теплозащиты стенок камеры требуется интенсификация наружного проточного охлаждения. Это достигается увеличением скорости течения охладителя, развитием теплоот-дающей поверхности стенки с помощью ее оребрения, турбулизацией потока, например путем создания искусственной шероховатости тракта. Кроме того, при интенсивном наружном охлаждении требуется, чтобы внутренняя стенка была достаточно тонкой и изготовленный из теплопроводных материалов, например из медных сплавов [3].

В большинстве случаев для охлаждения камер ЖРД в таких парах, как кислород-керосин, кислород-водород, кислород-метан, применяется горючее. Применение окислителя в качестве охладителя встречается крайне редко. Одной из причин столь редкого применение окислителя в качестве охладителя связано с тем, что кислород в случае местного перегрева стенки камеры склонен к возгоранию с быстрым увеличением площади горения металла с последующим пожаром в камере сгорания.

Однако проведённые проектные исследования и специальные огневые испытания на экспериментальных экземплярах показали, что в случае недостаточного охлаждения на определенном участке происходит местный прогар стенки камеры без дальнейшего развития процесса горения материала камеры двигателя. В некоторых случаях, если прогар имеет локальный характер, двигатель может провести работу до конца либо выйти на аварийное выключение без разрушения.

При традиционном использовании пары кислород-керосин, где охладителем камеры является керосин, для эффективного охлаждения камеры сгорания применяется дополнительное внутреннее охлаждение, что приводит к потерям удельного импульса тяги. Переход на охлаждение камеры кислородом позволит ликвидировать потери удельного импульса тяги, связанные с организацией завесного охлаждения огневой стенки камеры горючим, и, как следствие, резко повысить энергетические характеристики двигателя. Увеличение удельного импульса тяги является следствием более высоких термодинамических характеристик и охлаждающей способности кислорода [4]. Жидкий кислород обладает хорошей текучестью, не является коррозионноактивным, и поэтому выбор конструкционных материалов не ограничен. Однако надо учитывать, что жидкий кислород - жидкость с высокой степенью криогенности, и ее контакт с кон-

струкционным материалом вызывает так называемое «охрупчивание» материала.

Таким образом, применение жидкого кислорода в качестве охладителя камеры двигателя можно рассматривать как с положительной, так и с отрицательной позиции, к «минусам» можно отнести также необходимость проведения продувки, захолаживания всего тракта охлаждения. В целом применение кислорода в качестве охладителя позволит кардинально улучшить основные параметры камеры, что приведет к росту эффективности всего ракетного двигателя.

Библиографические ссылки

1. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей : учебник для студентов вузов / Г. Г. Гахун, В. И. Баулин, В. А. Володин и др. : под общ. ред. проф. Г. Г. Гахуна. М. : Машиностроение, 1989. 424 с.

2. Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования : учебник для вузов. 2-е изд., перераб. и доп. / под ред. Д. А. Ягодни-кова. М. : МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2005. 488 с.

3. Кудрявцев В. М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей : учебное пособие / А. П. Васильев, В. М. Кудрявцев, В. А. Кузнецов и др. ; под общ. ред. В. М. Кудрявцева. М. : Высшая школа, 1967. 676 с.

4. Стриженко П. П. Особенности расчета теплового состояния камеры ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом // Вестн. Самар. гос. аэрокосм. ун-та. 2009. № 3 (19). Ч. 2.

References

1. Design and designing of liquid rocket engines: the Textbook for students of high schools on a speciality «Aviation engines and power installations» / G. G. Gahun, V. I. Baulin, V. A. Volodin, etc. / under the gen. ed. G. G. Gahuna. M. : Mechanical engineering, 1989, 424 p.

2. Dobrovolsky M. V. liquid rocket engines. Bases of designing: the Textbook for high schools. 2 edition advanced / under the gen. ed. D. A. Jagodnikova. M. : MGTU of a name N. E. Bauman, 2005. 488 p.

3. Kudryavtsev V. M. bas of the theory and calculation of liquid rocket engines: the Manual for aviation high schools and faculties / A. P. Vasilev, V. M. Kudryavtsev, V. A. Kuznetsov etc. / under the gen. ed. V. M. Kudryavtsev. M. : the Higher school, 1967. 676 p.

4. Strizhenko P. P. feature of calculation of a thermal condition of chamber LRE with cooling by liquid oxygen / P. P. Strizhenko // Vestnik Samaras the state space university, 2009. № 3 (19). P. 2.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 621.56

РАСЧЕТ И АНАЛИЗ ПРОЦЕССОВ ТЕПЛООБМЕНА В КОНДЕНСАТОРЕ СИСТЕМЫ

ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ

А. А. Ходенков, А. В. Делков, А. А. Кишкин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается тепловой процесс в конденсаторе системы терморегулирования. Выделяются особенности работы конденсатора, осложняющие его расчет. Приводятся данные экспериментальных исследований.

Ключевые слова: конденсатор, тепловой процесс, эксперимент.

CALCULATION AND ANALYSIS OF HEAT TRANSFER PROCESS IN THE CONDENSER

THERMAL CONTROL SYSTEM

A. A. Hodenkov, A. V. Delkov, A. A. Kishkin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The thermal process in the capacitor of thermal control systems is considered. The features of the capacitor, complicating its calculation, are described. The data of experimental research are presented.

Keywords: capacitor, thermal process, experiment.

Современный этап развития систем терморегулирования космических аппаратов требует перехода к оптимизации проектируемых систем с целью повышения их эффективности, сокращения энергозатрат и капитальных вложений. Эту задачу возможно разрешить с применением достоверных моделей тепловых процессов в элементах системы терморегулирования [1].

В данной работе рассматриваются тепловые процессы в одном из основных элементов активной системы терморегулирования - конденсаторе.

Эффективность конденсатора определяется степенью интенсивности теплообмена и площадью распространения фазового перехода [2]. Оценка эффективности обычно производится на этапе проектировочного расчета. Однако в настоящее время вопрос достоверного расчета таких систем остается открытым. Это обусловлено особенностями работы:

- изменение свойств сред в зависимости от степени фазового перехода по длине канала (рис. 1);

- наличие различных режимов течения в трубах теплообменного аппарата;

- изменение скорости, числа Рейнольдса и коэффициента теплоотдачи по длине фазового перехода.

В настоящем исследовании ставится задача унифицировать расчетный аппарат для создания универсальных алгоритмов, подходящих для произвольного конденсатора, позволяющих существенно повысить энергоэффективность и снизить массогабаритные и стоимостные параметры.

Была проведена серия экспериментальных исследований с целью определения длины фазового перехода и коэффициентов теплоотдачи. Для проведения этой серии экспериментов собрана холодильная установка, работающая по обратному циклу, размещенная в климатической камере объемом 10 м3.

В эксперименте измерялась температура по длине конденсатора.

изменение параметров по длине

Фазовый переход

длина теплообменника

Рис. 1. Картина течения с фазовым переходом в конденсаторе

На основе проведенных экспериментов по температурному полю (рис. 2) двухфазного теплообменника можно определить длину фазового перехода без разрыва первого рода.

Рис. 2. Температурное поле двухфазного теплообменника

Обработка экспериментальных данных будет служить основой верификации алгоритма расчета и проектирования системы терморегулирования космических аппаратов. На основе алгоритма планируется создать эффективный инструмент оптимизации подобных систем.

Библиографические ссылки

1. Гущин В. Н. Системы терморегулирования // Основы устройства космических аппаратов : учебник для вузов. М. : Машиностроение, 2003. С. 197-216.

2. Данилова Г. Н., Богданов С. Н., Иванов О. П. и др. Теплообменные аппараты холодильных установок / под ред. Г. Н. Даниловой. 2-е изд., перераб. и доп.

.. : MamHHOcrpoeHHe. .eHHHrp. OTg-Hne, 1986. 303 c. :

Hfl.

References

1. Guscin V. N. Sistemy termoregulirovanija. Osnovy ustrojstva kosmicheskih apparatov (Thermal control systems. Basic devices of spacecrafts). M. : Mechanical Engineering, 2003. 272 p.

2. Danilova G. N., Bogdanov S. N., Ivanov O. P. Te-ploobmennye apparaty holodil'nyh ustanovok (Heat exchangers of refrigeration systems). Leningrad : Mechanical Engineering. Leningrad Branch, 1986. 303 p.

УДК 621.675

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В МЕЖЛОПАТОЧНОМ КАНАЛЕ РАБОЧЕГО КОЛЕСА ЦЕНТРОБЕЖНОГО НАСОСА

Е. В. Черненко, Д. А. Жуйков, О. В. Каменюк

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Моделируется течение в межлопаточном канале рабочего колеса центробежного насоса. Представлены график изменения скоростей и поле скоростей в межлопаточном канале рабочего колеса центробежного насоса. Показано, что применение численных методов для решения задач проектирования турбонасосных агрегатов является актуальным.

Ключевые слова: рабочее колесо, центробежный насос, численное моделирование.

NUMERICAL SIMULATION OF FLOW IN THE INTERSCAPULAR CHANNEL OF AN IMPELLER OF A CENTRIFUGAL PUMP

E. V. Chernenko, D. A. Zhuikov, O. V. Kameniuk

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The modeling of flow in the interscapular channel of an impeller of a centrifugal pump is presented. The graph of change of velocities and the field of velocities in the interscapular channel of an impeller of a centrifugal pump are presented. It is shown that using of numerical methods for solving of design problems of a turbo pump is promising.

Keywords: impeller, centrifugal pump, numerical simulation.

Центробежный насос относится к обширному стей на входе и выходе из колеса, теоретический на-

классу лопаточных машин. В нем преобразование пор и коэффициент конечного числа лопаток. Исход-

механической энергии в энергию жидкости соверша- ные данные и результаты расчёта в ПО сводятся

ется во вращающихся каналах, образованных лопат- в таблицу.

ками. Для центробежных насосов характерно обтека- По этим результатам ПО моделирует течение (рис. 1)

ние вращающихся лопаток потоком жидкости [1]. и строит график изменения скоростей в межлопаточ-

В данной работе представлено разработанное про- ном канале рабочего колеса центробежного насоса

граммное обеспечение (ПО), которое моделирует те- (рис. 2).

чение в межлопаточном канале рабочего колеса цен- Таким образом, разработанное ПО позволяет не

тробежного насоса [2]. только произвести расчет параметров центробежного

Исходными данными для расчета в ПО являются: насоса (составляющие скоростей и напор), но и визу-

радиус входа, радиус выхода, углы входа и выхода ально представить результаты расчета (поле скоро-

лопатки, количество лопаток и т. д. В ходе выполне- стей и график изменения скоростей), что позволяет

ния расчета определяются все составляющие скоро- заявить об актуальности применения численных

методов для решения задач проектирования турбона-сосных агрегатов.

Рис. 1. Моделирование течения в межлопаточном канале рабочего колеса

Библиографические ссылки

1. Овсянников Б. В., Боровский Б. И. Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. 3-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1986. 376 с.

2. Черненко Е. В., Черненко Д. В., Кишкин А. А., Жуйков Д. А., Делков А. В. Расчет поля скоростей ядра потока в межлопаточном канале центробежного нагнетателя (ВМеСИаппе!) : свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ № 2012612292 от 02.03.2012 г. Заявка № 2011619745 от 19.12.2011.

60

48

36

24

12

0

0,01 0,028 0,046 Я,м

Рис. 2. График изменения скоростей в межлопаточном канале рабочего колеса: Ш - окружная скорость; Ирег - переносная составляющая окружной скорости; Суа - абсолютная скорость; Шуа - относительная скорость; Шг - среднерасходная скорость

References

1. Ovsyannikov B. V., Borovskii B. I. Teoriya i ra-schet agregatov pitaniya zhidkostnih raketnih dvigatelei. Moscow, Mashinostroenie, 1986, 376 p.

2. Chernenko E. V., Chernenko D. V., Kishkin A. A., Zhuikov D. A., Delkov A.V. Raschet polya skorostei yadra potoka v mezhlopatochnom kanale centrobezhnogo nagnetatelya (BladeChannel) : Svidetelstvo ob oficialnoi registracii programmi dlya EVM №2012612292 ot 02.03.2012 г. Zayavka №2011619745 от 19.12.2011.

Ш.м/с UperWc Су ,м/с Wya м/с Wr,M /с

✓ у/

J

.У —У ♦

**

Секция

«СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, КОСМИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИЯ И СВЯЗЬ»

УДК 621.396.96

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МОРСКОЙ РАДИОНАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ «КРАБИК» ДЛЯ КООРДИНАТНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ НАЗЕМНЫХ ОБЪЕКТОВ

А. М. Алешечкин, Д. С. Феоктистов

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Приведено описание радионавигационной системы «Крабик-БМ», серийно выпускаемой ОАО НПП «Радиосвязь» (г. Красноярск) для обеспечения морских объектов. Представлены результаты проведенных испытаний по определению основных технических характеристик комплекса в условиях работы РНС на суше.

Ключевые слова: спутниковая радионавигационная система.

USE OF MARINE RADIO NAVIGATION SYSTEM «KRABIK» FOR COORDINATE PROVISION OF GROUND OBJECTS

A. M. Aleshechkin, D. S. Feoktistov

Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The description of the radio navigation system of "Krabik-BM" series produced by SPE "Radiosvyaz" (Krasnoyarsk) for offshore facilities is given. The results of tests carried out to determine the basic characteristics of the complex in terms of the radio navigation system on land are presented.

Keywords: satellite navigation system.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В настоящее время спутниковые радионавигационные системы (СРНС) имеют высокую точность определения координат и предоставляют возможность выполнения навигационных измерений в любой точке Земли. Однако им присущи высокая стоимость и сложность развертывания, что прежде всего связано с затратами по развертыванию и восполнению орбитальной группировки навигационных космических аппаратов. В связи с этим наземные радионавигационные системы (РНС) по-прежнему занимают важное место среди средств навигационного обеспечения.

Длительное время Институтом инженерной физики и радиоэлектроники СФУ и ОАО НПП «Радиосвязь» проводятся совместные работы в области создания наземных РНС. Одной из таких разработанных систем является РНС «Крабик».

Данная РНС является морской фазовой радионавигационной системой диапазона 420-432 МГц, предназначенной для высокоточной геодезической координатной привязки подвижных и стационарных надводных объектов, обеспечивающей:

- выполнение геофизической координатной привязки вторичной опорной сети и неподвижных надводных объектов;

- определение в реальном масштабе времени прямоугольных и географических координат и элементов движения подвижных надводных объектов относительно береговой координатной сети в зоне действия РНС;

- дистанционное определение в реальном масштабе времени координат и элементов движения автономных плавсредств с использованием буйковых радиомаяков-ретрансляторов и корабельных станций;

- дистанционное определение прямых и промежуточных радиодальностей между подвижными или стационарными корабельными станциями РНС, буйковыми радиомаяками-ретрансляторами и опорными наземными передающими станциями.

РНС «Крабик» позволяет производить определение координат корабельных станций в дальномерном, разностно-дальномерном и комбинированном режимах. В состав комплекса входят 3-6 опорных станций (ОС), которые способны обслуживать до 8 бортовых станций (БС), работающих в активном режиме с излучением сигналов (дальномерный или комбинированный режим местоопределения). В разностно-дальномерном режиме количество БС не ограничено [1], поскольку каждая из БС работает только на прием, без излучения сигналов.

Каждая из станций излучает когерентный сигнал на основной частоте f0 = 421 МГц, а также пяти вспомогательных частотах f = 421,01 МГц, ^ = 421,1 МГц, ^ = 422 МГц, ^ = 426 МГц, ^ = 431 МГц. Измерение фазовых сдвигов (ФС) осуществляется на метрических частотах Г' = f -^ (' = 1,2..5), представляющих собой разности между основной и вспомогательными частотами. Использование метрических частот приводит к уменьшению систематической погрешности фазовых измерений, вызванной влиянием среды распространения сигналов и аппаратуры, а также позволяет расширить диапазон однозначных измерений радионавигационных параметров [1]. Технические характеристики РНС «Крабик», заявленные в документации на систему, приведены в таблице.

Основные технические характеристики РНС «Крабик»

Параметр Единица измерения Значение

Дальность действия км 150

Среднеквадратиче-

ское отклонение по-

грешности измерения

дальности с учетом поправок распростра- м 0,2 + 0,5 -10-5 • Д

нения радиоволн

(Д - дальность ОС-КС)

Среднеквадратическая

погрешность опреде- м 0,5-3

ления координат

Диапазон частот МГц 420-432

Выходная мощность Вт 0,5; 5; 20

передатчика

С целью уточнения технических параметров, а также проверки возможностей использования РНС «Крабик» для координатного обеспечения наземных объектов в июле 2013 г. были проведены ее испытания при распространении радиосигналов по наземным

трассам. Измерения производились в два этапа: на малых и больших дистанциях. На малых дистанциях при расстояниях между станциями 2-3 км были произведены серии измерений дальностей между опорными станциями (ОС) и БС при выходной мощности передатчиков ОС и БС 0,5 и 5 Вт.

На основании полученных данных в программной среде Ма1ЬЛВ были рассчитаны среднеквадратиче-ские отклонения (СКО) случайных составляющих погрешностей измерения дальностей и координат БС. На рис. 1 для примера приведены графики зависимостей измеренной дальности БС-ОС1 от номера отсчета п.

СКО измеренного значения дальности для обоих значений мощности излучения оказалось примерно одинаковым и составило около 0,32 м, что оказывается несколько выше приведенного в таблице значения СКО (расчетное значение СКО для измеренной дальности 2 779 м составляет 0,21 м).

При проведении испытаний на большой дальности (около 30 км) при мощности передатчика 5 Вт также производилась запись измеренных радиодальностей. Полученные результаты измерений представлены на рис. 2.

Рис. 1. Измеренная дальность БС-ОС1 при мощностях передатчика 0,5 Вт (верхний) и 5 Вт (нижний)

Рис. 2. Измеренные значения дальности БС-ОС1 на большой дистанции

Среднеквадратическая погрешность измеренной дальности на большой дистанции составила 0,12 м, что с запасом перекрывает требования к СКО погрешности измерения дальности, приведенные в таблице (требуемое значение СКО составляет 0,34 м).

Повышение точности измерения дальности на большой дистанции вероятнее всего обусловлено уменьшением влияния отраженных сигналов на результаты измерений.

Таким образом, в ходе полевых испытаний РНС «Крабик» была экспериментально подтверждена возможность ее использования при прохождении трасс распространения радиосигналов над землей в пределах прямой радиовидимости, а не над поверхностью моря, как это было использовано при проектировании РНС. Это обстоятельство позволяет использовать «Крабик» не только в целях морской навигации, но и для решения задач навигационного обеспечения наземных объектов. В свою очередь, планируемый переход на новую элементную базу, а также модифика-

ция существующего программного обеспечения позволит добиться повышения технических характеристик РНС и расширения ее функциональных возможностей для удовлетворения требований конкретных заказчиков.

Библиографическая ссылка

1. Кокорин В. И. Радионавигационные системы и устройства: учеб. пособие. Красноярск : ИПЦ КГТУ, 2006. 175 с.

Reference

1. Kokorin V. I. Radionavigacionnye sistemy i ustrojstva: ucheb. posobie. Krasnojarsk : IPC KGTU, 2006. 175 s.

УДК 621.396.946"313"

РОЛЬ МЕЖДУНАРОДНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЧАСТОТ ПРИ СОЗДАНИИ СЕТЕЙ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ И ВЕЩАНИЯ

М. Ж. Анаров

АО «Республиканский центр космической связи» Республика Казахстан, 010000, г. Астана, ул. Джангельдина, 34. Е-mail: [email protected]

За последние годы в телекоммуникационной отрасли произошли кардинальные перемены - от быстрого роста наземных сетей до создания и развития глобальных сетей персональной спутниковой связи и вещания, передачи данных, видеоконференций, спутниковой навигации и т. д.

Ключевые слова: международный союз электросвязи.

THE ROLE OF INTERNATIONAL REGULATION OF FREQUENCIES FOR CREATING NETWORKS AND SATELLITE BROADCASTING

M. Zh. Anarov

JSC "Republican center of space communication" 34, Dzhangeldin str., Astana, 010000, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

In recent years, the telecommunications industry has undergone dramatic changes - from the rapid growth of terrestrial networks to the design and development of global networks of personal satellite communications and broadcasting, data transmission, video conferencing, satellite navigation, etc.

Keywords: International Telecommunication Union.

Развитие новых телекоммуникационных технологий неизменно влечет за собой новые потребности в частотном спектре. В свою очередь, это приводит к ужесточению национальных и международно-правовых норм, которые направлены на регулирование планирования и использования радиочастотного спектра, а также реализацию основных принципов международного космического права, декларирующих свободный доступ и справедливое распределение радиочастотного ресурса в интересах всех заинтересованных стран.

В этих условиях неизбежно требуется регулирование использования радиочастот.

Использование радиочастот регулируется на двух уровнях - международном и национальном.

Термин «международное регулирование» используется для описания различных административных и технических процедур, которые должны гарантировать работу радиоэлектронных средств различных государств без оказания взаимных радиопомех.

Управлять использованием спектра на международном уровне необходимо в связи с тем, что радио-

частотный спектр и орбита геостационарных спутников - это ограниченный природный ресурс, и его следует использовать рационально, эффективно и экономно, чтобы все страны могли иметь доступ к нему.

Международное регулирование использования частот осуществляется администрациями связи через Международный союз электросвязи (МСЭ).

Основными документами, определяющими порядок международного регулирования использования частот, являются Устав, Конвенция МСЭ и Регламент радиосвязи.

Правительства стран, которые ратифицировали Устав и Конвенцию МСЭ, берут на себя обязательства:

- применять в своих странах положения Устава и Конвенции МСЭ;

- принять соответствующие национальные законодательные акты, в которые в обязательном порядке должны быть включены положения этих международных договоров.

При создании спутниковых систем связи и вещания выбор полос частот и радиотехнических характеристик спутниковой сети во многом обусловлен характером радиослужбы, Таблицей распределения частот, а также загрузкой орбитально-частотного ресурса.

Полосы частот, в которых могут быть реализованы спутниковые системы связи и вещания, можно разделить на «плановые» и «неплановые».

«Плановые» полос частот предусмотрены Планами ФСС (Приложение 30В РР) и РВСС (Приложение 30 и 30А РР), и их выделение осуществляется на основе принципа гарантированного доступа государств к орбитально-частотному ресурсу. Доступ к такому орбитально-частотному ресурсу осуществляется путем реализации характеристик спутниковых систем предусмотренных этими Планами. Планы составляются заранее, и тем самым резервируется часть частотно орбитального ресурса для каждой страны, участвующей в разработке Плана. Этот ресурс будет сохраняться за страной и может быть использован в последующем при реализации национальных систем связи. Однако Планы имеют ряд существенных недостатков. Дело в том, что плановые характеристики спутниковых систем накладывают ряд ограничений на их проектирование и эксплуатацию, а именно:

- зона обслуживания не должна превышать национальную географическую зону;

- характеристики сети должны удовлетворять эталонным обобщенным параметрам (например, для систем ФСС в С диапазоне диаметр антенн земных станций должен быть не менее 7 м, а в Ки диапазоне -не менее 3 м);

- орбитальная позиция должна соответствовать номинальной орбитальной позиции в Плане.

Данные параметры зачастую не удовлетворяют потребностям коммерческой эксплуатации сетей спутниковой связи и вещания, поскольку существенно отстают от современных требований, предъявляемых к спутниковым сетям связи и вещания.

Исследование возможностей учета новых характеристик сетей в «плановых» полосах частот осуществляется в рамках работы Исследовательских комиссий МСЭ-Р.

В настоящее время исследования, связанные с изменениями регуляторных положений и технических параметров Плана ФСС (Приложение 30В РР), включены в повестку Всемирной конференции радиосвязи 2007 г. (г. Женева, 22 октября - 16 ноября 2007 г.).

Пересмотр Плана предполагается провести на очередной ВКР-2010.

Другая категория полос частот, так называемые «неплановые», или «стандартные», полосы, регулируется другими положениями. Эти полосы частот используются в соответствии со специальными административными и техническими процедурами Регламента радиосвязи, которые включают в себя: предварительное заявление, координацию и регистрацию частот в Международном справочном регистре. Получение международных прав на использование этих частот осуществляется в соответствии с очередностью подачи заявок и может быть выражено следующим тезисом: «первый пришел - первый получил».

В данных полосах частот существует большая гибкость по выбору параметров спутниковых систем при построении сетей связи и вещания. Поэтому большинство современных спутниковых систем связи и вещания используют «неплановые» полосы частот.

Вместе с тем интенсивное освоение «неплановых» полос привело к их перегрузке и огромному количеству взаимных согласований и координаций, с которыми администрации связи зачастую уже не справляются. Кроме того, нехватка спектра в «неплановых» полосах частот периодически приводит к необходимости поиска дополнительных частот, в том числе за счет других радиослужб или «плановых» частот.

Для администраций связи полноценное участие в исследованиях МСЭ-Р, посвященных регулированию частот для спутниковых радиослужб, является одним из важнейших условий успешного развития и создания своих национальных спутниковых систем. Это позволит не только идти в ногу с современными тенденциями в области использования радиочастот и создавать системы на уровне мировых стандартов, но и влиять на международные правила и требования по использованию радиочастот на этапе их подготовки для учета своих национальных интересов.

УДК 621.396.946"313"

СИСТЕМЫ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ

М. Ж. Анаров, Н. Б. Утеулиев, Б. А. Сеитов, А. Т. Мурзалиев, Р. Н. Беккулов

АО «Республиканский центр космической связи» Республика Казахстан, 010000, г. Астана, ул. Джангельдина, 34. Е-mail: [email protected]

Современные организации характеризуются большим объемом различной информации, в основном электронной и телекоммуникационной, которая проходит через них каждый день. Поэтому важно иметь высококачественный выход на коммутационные узлы, которые обеспечивают выход на все важные коммуникационные линии. В России, где расстояния между населенными пунктами огромное, а качество наземных линий оставляет желать лучшего, оптимальным решением этого вопроса является применение систем спутниковой связи (ССС).

Ключевые слова: тстема спутниковой связи.

SATELLITE COMMUNICATION SYSTEM

M. Zh. Anarov, N. B. Uteulyev, B. Seitov, A. Murzalyev, R. Bekkulov

JSC "Republican center of space communication" 34, Dzhangeldin str., Astana, 010000, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

Modern organizations are characterized with large volumes of different information, especially electronic and telecommunication, they deal with every day. Therefore, it is important to have a high quality output at switching nodes, which provide access to all important lines of communication. In Russia, where the distances between settlements are great, and the quality of land lines is poor, the optimal solution of this problem is the use of satellite communication systems (SCS).

Keywords: Satellite communication system (SCS).

На сегодняшний день существует большое количество ССС, основанных на различных спутниковых системах, различных принципах и предназначенных для различных применений. Спутниковые системы связи известны давно и используются для передачи различных сигналов на протяженные расстояния. С момента своего появления спутниковая связь стремительно развивалась, и по мере накопления опыта, совершенствования аппаратуры, развития методов передачи сигналов произошел переход от отдельных линий спутниковой связи к локальным и глобальным системам.

Такие темпы развития ССС объясняются рядом достоинств, которыми они обладают. К ним, в частности, относятся большая пропускная способность, неограниченные перекрываемые пространства, высокое качество и надежность каналов связи. Эти достоинства, которые определяют широкие возможности спутниковой связи, делают ее уникальным и эффективным средством связи. Спутниковая связь в настоящее время является основным видом международной и национальной связи на большие и средние расстояния. Использование искусственных спутников Земли для организации связи продолжает расширяться по мере развития существующих сетей связи. Многие страны создают собственные национальные сети спутниковой связи. Все системы можно разделить на системы двух видов: работающие через спутники на негеостационарных и геостационарных орбитах. Негеостационарные спутники используются в основном для военных, научных и метеорологических исследований. Их главная особенность - невозможность поддержания

круглосуточной связи с ЗС. Однако, перемещаясь по заданной орбите относительно поверхности Земли, они могут собирать данные с большой площади земной поверхности. Геостационарные спутники выводятся на такую орбиту в плоскости экватора, при которой их угловая скорость совпадает со скоростью вращения Земли вокруг своей оси. Высота над поверхностью Земли, где выполняются условия постоянства скоростей и равенства центробежной и гравитационной сил, составляет 36 тысяч километров. Теоретически один расположенный таким образом спутник может обеспечить качественную связь для трети земной поверхности. В действительности обслуживаемые территории существенно меньше. Особенностью спутников на геостационарных орбитах является значительная временная задержка (порядка 240 мс) в спутниковом канале, вызванная необходимостью два раза преодолевать расстояние в 36 тысяч километров от ЗС до спутника.

Мы будем рассматривать системы, где применяются спутники связи, обращающиеся на орбитах синхронно с вращением Земли. Это позволяет существенно упростить систему связи. В этом случае каждая земная станция работает непрерывно с одним и тем же спутником связи. Ранее, при использовании несинхронных спутников, существовала необходимость периодического переключения антенной системы каждой земной станции с одного спутника на другой, что естественно вызывало перерывы связи. К тому же значительную часть стоимости ЗС составляла не очень надежная аппаратура слежения. Использование стационарных спутников связи обеспечивает беспере-

бойную связь, но требует дополнительного запаса рабочего тела для проведения многократных коррекций орбиты ИСЗ. Считается, что этот дополнительный запас рабочего тела для коррекции орбиты является сравнительно небольшой платой за простоту эксплуатации системы и отсутствие перерывов связи. Земные станции при использовании стационарных спутников упрощаются за счет отказа от сложной и дорогой системы слежения. Спутниковые системы связи могут различаться также и типом передаваемого сигнала, который может быть цифровым или аналоговым. Передача информации в цифровой форме обладает рядом преимуществ по сравнению с другими методами передачи. К ним относятся:

- простота и эффективность объединения многих независимых сигналов и преобразования цифровых сообщений в «пакеты» для удобства коммутации;

- меньшие энергозатраты по сравнению с энергозатратами на передачу аналогового сигнала;

- относительная нечувствительность цифровых каналов к эффекту накопления искажений при ретрансляциях, обычно представляющему серьезную проблему в аналоговых системах связи;

- потенциальная возможность получения очень малых вероятностей ошибок передачи и достижения высокой верности воспроизведения переданных данных путем обнаружения и исправления ошибок;

- конфиденциальность связи;

- гибкость реализации цифровой аппаратуры, допускающая использование микропроцессоров, цифровую коммутацию и применение микросхем с большей степенью интеграции компонентов.

У8ЛТ-станция спутниковой связи - станция спутниковой связи с антенной малого диаметра, порядка 1.8...2.4 м. У8ЛТ-станции используются для обмена информацией между наземными пунктами, а также в системах сбора и распределения данных. ССС с сетью земных станций типа У8ЛТ обеспечивают телефонную связь с цифровой передачей речи, а также передачу цифровой информации. При передаче телефонного трафика спутниковые системы образуют групповые тракты (совокупность технических средств, обеспечивающих прохождение группового сигнала, т. е. несколько телефонных подканалов объединяются в один спутниковый) и каналы передачи (совокупность средств, обеспечивающих переду сигналов из одной точки в другую). Каналы и групповые тракты ССС широко используются на участках магистральной и внутризоновой телефонных сетей, в ряде случаев на местных линиях связи ССС позволяют организовать прямые закрепленные каналы и тракты между любыми пунктами связи в зоне обслуживания ИСЗ, а также работать в режиме незакрепленных каналов, при котором спутниковые каналы и тракты могут оперативно переключаться с одних направлений на другие при изменении потребностей трафика на сети, а также использоваться наиболее эффективно - полнодоступными пучками. К настоящему времени создано несколько ССС с использованием У8ЛТ. Одной из типичных систем такого рода является система, организованная на базе геостационарных спутников. У8ЛТ, работающие в составе данной системы,

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

установлены в ряде стран, в том числе и в России. Привлекательной особенностью станций VSAT является возможность их размещения в непосредственной близости от пользователей, которые благодаря этому могут обходиться без наземных линий связи. Вообще станциями VSAT называются станции, обладающие определенными характеристиками, описанными в рекомендациях 725-729 ММКР.

Кроме систем с закрепленным каналом, эффективных при постоянной передаче информации на высоких скоростях (10 кбит/сек и более), существуют системы, использующие временное, частотное, кодовое или комбинированное разделение канала между многими абонентскими ЗС. Еще одним параметром, позволяющим классифицировать ССС, является использование протокола. Первые спутниковые системы были беспротокольными и предлагали пользователю прозрачный канал.

Недостатком таких систем являлась, например, передача информации пользователя без, как правило, подтверждения ее доставки принимающей стороной. Иначе говоря, в подобных системах не оговорены правила диалога между участниками обмена информацией. В этом случае качество ССС определяется качеством спутникового канала. При типичных значениях вероятности ошибки на символ в пределах 10Л..10-7 передача больших файлов через спутниковые системы, даже с использованием различных помехоустойчивых кодов, затруднена, если не сказать что невозможна. Современные ССС используют протокол, повышающий надежность связи при сохранении высокой скорости обмена информацией между абонентами. Так, например, для рассматриваемой ниже системы передачи данных типа PES™ (Personal Earth Station - персональная земная станция) вероятность ошибки на символ не превышает 10-9 для 99 % времени связи.

В настоящее время в России сетей и земных станций типа VSAT в строгом их понимании мало, но их число будет расти, так как наша страна наряду с большой протяженностью обладает плохо развитой инфраструктурой связи, особенно на периферии. При выборе столь сложной аппаратуры следует обращать внимание на многие факторы, одним из важнейших является то, насколько распространена аппаратура данного типа в мире, сколько времени на рынке существует фирма, занимающаяся разработкой подобной техники. Это позволит гарантировать надежность работы системы, обеспечить связь с другими системами.

В России и в Европе существуют сети VSAT-станций, работающих на принципе SCPC. Стандартный вариант связи SCPC, где используется связь по принципу «point-to-point» («точка-точка»), - это две VSAT-станции, соединенные спутниковым каналом и расположенные у пользователей (см. рисунок). При наличии такого канала пользователи могут устанавливать связь друг с другом в любой момент. Чаще приходится иметь дело с конфигурацией сети типа «звезда» (принцип «центр с каждым»), когда имеется одна станция в головном офисе (отделении, представительстве и т. п.) и несколько станций в удаленных отделениях, филиалах.

Схема работы SCPC-системы

При использовании данной схемы возможна организация потоков цифровой информации со скоростью от 32 кбит/сек до 8 Мбит/с и обеспечение телефонной, телефаксной связи между центром и периферией. Данная система открывает возможность выхода через спутниковые станции на международный телепорт в Берлине и далее в любую страну мира. Кроме этого, возможно получение прямого московского номера и через телепорт в Москве возможно ведение телефонных переговоров по странами бывшего СССР. В целом сле-

дует отметить, что 8СРС-система является очень мощной альтернативой арендованных некоммутируемых каналов, ведомственных линий и т. п. Весьма привлекательна она как средство передачи больших объемов информации с высокой скоростью. Вследствие использования спутниковых цифровых каналов она является некритичной к дальности и помехозащищенной.

УДК 621.37

РАЗРАБОТКА СВЧ-ПРИЕМНИКА ДЛЯ ДОПЛЕРОВСКОГО ЛОКАТОРА

К. А. Артемьев, Д. С. Кудинов

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описывается устройство СВЧ-приемника на основе логарифмического усилителя AD8313. Приведены структурная схема и внешний вид устройства. Предлагаемый приемник может быть использован в различных аэрокосмических системах.

Ключевые слова: доплеровский локатор, СВЧ-приемник.

DEVELOPMENT OF UHF RECEIVER FOR DOPPLER LOCATOR

K. A. Artem'ev, D. S. Kudinov

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The article describes UHF receiver on the basis of the logarithmic amplifier AD8313. The block diagram and appearance of the device are presented. The receiver can be used in various aerospace systems.

Keywords: doppler locator, UHF receiver.

Использование эффекта Доплера находит широкое применение в решениях практических и исследовательских задач. При работе с небольшими объектами

для повышения точности приходится увеличивать диапазон частот, что приводит к усложнению радиоприемного оборудования и в некоторых случаях

к неоправданным экономическим затратам. Для задач, не требующих использования сложных спектроанали-заторов, в качестве приемника может выступать логарифмический усилитель.

Для экспериментального образца СВЧ-приемника был выбран логарифмический усилитель Л08313. Этот усилитель с высокой точностью преобразует радиочастотный сигнал в диапазоне частот от 0,1 до 2,5 ГГц, подаваемый на его дифференциальный вход, в эквивалентное децибельное значение сигнала на его выходе по постоянному току, и с несколько меньшей точностью в диапазоне частот от 0,01 до 3,5 ГГц. Номинальный динамический диапазон по входу составляет 65 дБ при сопротивлении входного источника 50 Ом [1].

Чтобы выделить доплеровскую составляющую и подавить широкополосные помехи, используется эллиптический фильтр 8-го порядка на перестраиваемых конденсаторах МЛХ7400, имеющий полосу пропускания от 1 до 10 кГц и коэффициент подавления 82 дБ [2]. Для перестройки частоты среза фильтра

используется простой тактовый генератор на триггере Шмитта.

Данный приемник можно использовать в качестве детектора при настройке различного рода антенн. Для этого опытный образец был оснащен 12-разрядным светодиодным индикатором на микроконтроллере фирмы ЛШе1. Структурная схема представлена на рис. 1.

Устройство работает от двух гальванических элементов питания типоразмера АА, и для увеличения коэффициента полезного действия используется импульсный преобразователь напряжения. Внешний вид приемника представлен на рис. 2.

Количество элементов и компактность схемы уменьшают наводки от линий электропередачи, также отсутствие навесных элементов увеличивает надежность.

Устройство разрабатывалось для доплеровского локатора и может использоваться в различных видах измерительных систем, в том числе аэрокосмического базирования.

Рис. 1. Структурная схема устройства

Рис. 2. Внешний вид платы СВЧ-приемника

Библиографические ссылки

1. AD8313 // Analog Devices. URL: http://www. analog.com/static/imported-files/Data_Sheets/AD8313. pdf (дата обращения: 10.10.2013).

2. MAX7400 // Maxim Integrated. URL: http://data-sheets.maximintegrated.com/en/ds/MAX7400-MAX7407.pdf (дата обращения: 10.10.2013).

References

1. AD8313 // Analog Devices. URL: http://www. analog.com/static/imported-files/Data_Sheets/ AD8313.pdf (date of visit: 10.10.2013).

2. MAX7400 // Maxim Integrated. URL: http://data-sheets.maximintegrated.com/en/ds/ MAX7400-MAX7407. pdf (date of visit: 10.10.2013).

УДК 621.37

РАЗРАБОТКА ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ИНТЕРФЕЙСОВ ДЛЯ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ МУЛЬТИРОТОРНЫХ БПЛА

Т. Н. Батурин, Н. М. Боев, И. В. Нигруца

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описывается устройство высокоскоростного управления сервоприводами, приводится описание программного обеспечения реализующего функции управления стандартными сервоприводами и бесколлекторными двигателями с широтно-импульсной модуляцией. Устройство разработано для применения в мультироторных беспилотных летательных аппаратах. Приведены структурная схема и внешний вид устройства.

Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат (БПЛА), квадрокоптер, бесколлекторный двигатель, широтно-импульсная модуляция (ШИМ).

DEVELOPMENT OF INTERFACE CONVERTER FOR MULTICOPTER UAV

T. N. Baturin, N. M. Boev, I. V. Nigrutsa

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The article describes a high-speed servo control device, the software for the control function brushless motors and servo divers with pulse width modulation are described. The device is designed for using in the multicopter unmanned aerial vehicles. The block diagram and appearance are shown.

Keywords: unmanned aerial vehicles (UAV), multicopter, brushless motor, pulse-width modulation(PWM).

Для повышения надежности бортовой аппаратуры в БПЛА используется цифровое управление исполнительными устройствами, но при создании опытных образцов летательных аппаратов возникает необходимость управления устройствами при помощи сигналов с широтно-импульсной модуляцией (ШИМ) [1]. В статье [1] описывается устройство управления сервоприводов с частотой 50 Гц, но для управления мультироторным БПЛА требуется более высокая скорость регулирования.

Ключевым элементом является микроконтроллер ATmega328, который формирует управляющий сигнал для исполнительных устройств, производит измерение токов и напряжения в узлах схемы и реализует взаимодействие с автопилотом беспилотного летательного аппарата посредством управляющего байт-ориентированного протокола VIN. Особенностями данного устройства являются наличие интерфейса и протокола, устойчивого к отказам, простота реализации, низкая стоимость, надёжное электропитание и малые габариты, а также возможность формирования управляющих импульсов с частотой до 400 Гц. На рис. 1 представлена структурная схема устройства.

Питание устройства осуществляется от бортового источника питания с диапазоном от 12 до 36 В. Питание на исполнительные устройства может поступать как от внешнего источника напряжения, так и от внутреннего импульсного преобразователя с гальванической изоляцией. На рис. 2, а показан внешний вид устройства с импульсным преобразователем мощности без гальванической

развязки. Питание исполнительных устройств осуществляется от внешнего источника питания. На рисунке 2, б показан внешний вид устройства, в котором компоненты и исполнительные механизмы запитаны от сильноточного импульсного преобразователя с гальванической развязкой.

Система команд управления устройствами разработана так, чтобы обеспечить максимальную надёжность БПЛА. Команды с АП отправляются непрерывно с максимальной частотой 400 Гц. В случае если команды с автопилота не поступают, запускается счётчик таймаута. По прерыванию счётчика происходит установка позиций устройств по умолчанию. Таким образом, при любом сбое автопилота все устройства выставятся в положение по умолчанию. Данная возможность позволяет создавать механизмы автоматического спасения летательного аппарата в нештатных ситуациях.

Рис. 1. Структурная схема устройства

Рис. 2. Вешний вид устройства

Рис. 3. Мультироторный БПЛА «Tau»

Рис. 4. Беспилотный летательный аппарат «Gamma»

Устройство разрабатывалось для управления бесколлекторными двигателями мультироторного БПЛА «Tau» (рис. 3) для участия в конкурсе летающих роботов компании «КРОК» в Москве в 2013 году [2]. Также устройство используется в беспилотных летательных аппаратах. На рис. 4 показан БПЛА «Gamma», в котором используется данный преобразователь интерфейсов при проведении испытательных полетов.

Библиографические ссылки

1. Батурин Т. Н., Мирзаев Р. А., Боев Н. М. Разработка системы управления и контроля сервоприводов беспилотных летательных аппаратов // Современные проблемы радиоэлектроники. Красноярск : Изд-во СФУ, 2013.

2. Конкурс летающих роботов / «Крок» [Электронный ресурс]. URL: http://robots.croc.ru/ (дата обращения: 15.09.2013).

References

1. Baturin T. N., Mirzaev R. A., Boev N. M., Raz-rabotka sistemy upravlenija i kontrolja servoprivodov bespilotnyh letatel'nyh apparatov // Sovremennye prob-lemy radiojelektroniki. Krasnoyarsk : SFU, 2013 g.

2. Konkurs letajushhih robotov / «Krok» [Jelektronnyj resurs]. URL: http://robots.croc.ru/ (data obrashhenija: 15.09.2013).

УДК 621.37

РАЗРАБОТКА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И КОНТРОЛЯ ФОТОАППАРАТОВ С ANON EOS ДЛЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Т. Н. Батурин, П. В. Шаршавин

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описывается устройство управления фотоаппаратом Canon EOS для приложения аэрофотосъёмки, приводится описание программного обеспечения, реализующего управление фотоаппаратом, а также привязку фотографий к временной шкале СРНС. Приведены структурная схема, эпюры измерения меток времени и внешний вид устройства.

Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат (БПЛА), спутниковая радионавигационная система (СРНС).

DEVELOPMENT OF CANON EOS PHOTOCAMERA CONTROL SYSTEM FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE

T. N. Baturin, P. V. Sharshavin

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The article describes the camera Canon EOS control device for aerial photography application, a description of the camera management software implementation and GNSS timeline snap of photos is given. The device block diagram, measurement timestamps diagrams and device appearance are presented.

Keywords: unmanned aerial vehicle (UAV), satellite navigation system (GNSS).

В настоящее время задача аэрофотосъемки с помощью БПЛА требует точной привязки снимков к координатам летательного аппарата, что позволит избавиться от необходимости расстановки большого количества реперных знаков на поверхности съёмки. Поскольку на борту используемого БПЛА [1] имеются приборы СРНС и ИНС, выдающие точные измерения координат и времени, задача привязки снимка к координатам переходит в задачу привязки ко времени. Требуемая точность привязки измерений времени к координатам рассчитывается по следующей формуле:

At = ■

Ax

(1)

где Ах - требуемая точность привязки снимка по координате; их - составляющая скорости в направлении движения самолета.

Для значения крейсерской скорости 25 м/с и требуемой погрешности привязки 10 см значение погрешности измерения времени будет составлять 4 мс. Для достижения такой точности необходимо иметь квантующие импульсы с частотой 1 кГц. Получение точности привязки лучше 250 мкс представляется невозможным, поскольку для получения качественного снимка при светочувствительности имеющейся камеры оптимальное время экспозиции составляет 250 мкс.

Для обеспечения необходимой точности привязки фотографий к координатам используется опорный сигнал от СРНС с частотой 10 МГц, относительная нестабильность которого на 5 порядков выше по сравнению с кварцевым генератором МК.

Применяемый фотоаппарат отличается следующими особенностями: нет специального интерфейса

управления; после нажатия на спуск происходит задержка до момента съёмки. Поэтому необходимо устройство, которое будет управлять фотоаппаратом, а также отсчитывать время от начала эшелона до момента съемки.

Программируемая логическая интегральная схема осуществляет функцию деления опорного сигнала НАП СРНС до частоты (СЬК) (рис. 1), используемой для измерения задержки срабатывания затвора фотоаппарата. Также ПЛИС подсчитывает импульсы меток времени (МВ), формируя временную шкалу, используемую в данном устройстве.

Управление фотоаппаратом и измерение задержки времени срабатывания затвора осуществляется с помощью микроконтроллера (МК) ATmega328p. Реализация измерения происходит с помощью встроенного таймера. Момент вспышки фиксируется в памяти в виде значения времени относительно начала эшелона съемки. Временные диаграммы схемы измерения моментов времени открытия затвора показаны на рис. 1.

Вычисление точного момента съёмки рассчитывается по формуле

t = 1000т + N, (2)

где т - количество меток времени; N - интервал времени от метки времени до момента открытия затвора.

Так как устройство работает от бортового источника питания, необходимо обеспечить высокий коэффициент полезного действия. Поэтому для питания различных блоков устройства используются импульсные преобразователи напряжений. Питание фотоаппарата также осуществляется от импульсного источника питания и управляется с помощью МК.

Структурная схема устройства представлена на рис. 2.

и

x

Рис. 1. Схема измерения моментов времени

Рис. 2. Структурная схема устройства

Устройство монтируется в разъём фотоаппарата под батарею, поэтому габаритные размеры устройства должны удовлетворять размеру батареи. Внешний вид устройства показан на рис. 3.

Рис. 3. Внешний вид устройства

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Разработанный контроллер фотоаппарата Canon EOS-M прошёл тестирование и в настоящее время находится на этапе интеграции в бортовую аппаратуру БПЛА «Дельта» [2].

Библиографические ссылки

1. Макаров И. В., Кокорин В. И. Комплекс управления беспилотными летательными аппаратами для дистанционного зондирования земли // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. тр. / науч. ред. : А. И. Громыко, Г. С. Патрин ; отв. за вып. А. А. Левицкий. Красноярск : ИПК СФУ, 2010. С. 6-11.

2. Беспилотный летательный аппарат «Delta» / ООО НПП «АВАКС-ГеоСервис» [Электронный ресурс]. URL: http://uav-siberia.com/node/16 (дата обращения 10.09.2013).

References

1. Makarov I. V., Kokorin V. I. Kompleks upravlenija bespilotnymi letatel'nymi apparatami dlja distancionnogo zondirovanija zemli // Sovremennye problemy radiojelek-troniki : sb. nauch. tr. / nauch. red. : A. I. Gromyko, G. S. Patrin; otv. za vyp. A. A. Levickij. Krasnojarsk : IPK SFU, 2010. S. 6-11.

2. Bespilotnyj letatel'nyj apparat «Delta» / OOO NPP «AVAKS-GeoServis» [Jelektronnyj resurs]. URL: http:// uav-siberia.com/node/16 (data obrashhenija 10.09.2013).

УДК 62-83:629.7.062.2

ПРЕЦИЗИОННЫЙ ПРИВОД ВРАЩЕНИЯ РАМКИ ГИРОДИНА

И. С. Болгов, Ю. И. Муравяткин, А. Н. Бутаков, В. П. Лянзбург

ОАО «Научно-производственный центр «Полюс» Россия, 634050, г. Томск, просп. Кирова, 56в. E-mail: [email protected]

Предложена система управления приводом вращения рамки двухстепенного гиродина, обеспечивающая высокую точность и диапазон регулирования его угловой скорости. Система разработана на основе принципа фазовой синхронизации с применением импульсного частотно-фазового дискриминатора с переносом частоты, а также дополнительного контура, выполняющего функцию начальной синхронизации параметров модели с реальными выходными координатами двигателя. Приведены результаты экспериментальной проверки данной системы управления на реальном приборе.

Ключевые слова: гиродин, фазовая синхронизация, перенос частоты.

PRECISION ROTARY ACTUATOR GYRO GIMBAL

I. S. Bolgov, Yu. I. Muraviatkin, A. N. Butakov, V. P. Lianzburg

Joint-stock company "Research and production center "Polyus" 56v, Kirov prosp., Tomsk, 634050, Russia E-mail: POLUS@ONLINE. TOMSK. NET

A control system of the gyro gimbals rotation drive providing high accuracy and adjustment range of its angular velocity is introduced. The system is designed on the phase alignment basis by using pulse frequency phase discriminator shifts frequency as well as an additional circuit that performs the function of the initial synchronization of the model parameters and the real output engine coordinates. The experimental test results of the control system on a real gyroscope are introduced.

Keywords: gyroscope, phase alignment, frequency transfer.

Двухстепенные силовые гироскопы (гиродины) наряду с управляющими электродвигателями-маховиками применяются в качестве исполнительных органов систем ориентации и стабилизации космических аппаратов.

Выходной момент гиродина м формируется как

произведение кинетического момента Н на угловую

скорость его экваториального поворота в : М = Н (в . Поворот осуществляется при помощи карданова подвеса, приводимого в движение редукторным приводом.

Для повышения точности управления выходным моментом предлагается регулировать угловую скорость экваториального поворота рамки по сигналам датчика угла рамки карданова подвеса.

Система управления привода вращения рамки (рис. 1) содержит: И - интегратор; ФП - синусно-косину-сный функциональный преобразователь; ПЧ - преобразователь частоты; ИЧФД - импульсный частотно-фазовый дискриминатор; ПВР - привод вращения рамки; ДУ - датчик угла рамки; УЧ - умножитель частоты; ГОЧ - генератор гармонических ортогональных сигналов опорной частоты; СФС - систему фазового совмещения (см. рисунок).

Работа системы основана на принципе фазовой синхронизации с переносом частоты*, позволяющем с большой точностью регулировать низкие скорости рамки вплоть до нулевой. Перенос частоты реализуется преобразователем частоты ПЧ путем сложения частот задания f и обратной связи /,.с с опорной частотой f0. Эта система является астатической по скорости, фактически регулирование осуществляется по сигналам обратной связи от синусно-косинусного датчика угла рамки ДУ. Поэтому и входной сигнал должен быть ортогональным, гармоническим, с частотой, задаваемой управляющим сигналом (. Для его формирования используются интегратор И и синусно-косинусный функциональный преобразователь ФП.

Искажение гармонических сигналов на выходах задатчика входного сигнала и датчика угла рамки вызывает пульсации скорости. Поэтому к точности формирования гармонических сигналов предъявляются жёсткие требования.

Система управления привода вращения рамки гиродина

Для исключения не предусмотренных командой движений рамки (например, при включении привода или при случайном сбое системы управления) необходимо совмещать фазу задающих сигналов с положением рамки, т. е. с фазой гармоничеких сигналов её датчика угла. Для этого применена система фазового совмещения СФС, которая записывает в интегратор И сигнал датчика угла ДУ, соответствующий действительному угловому положению рамки. Поскольку сигнал с выхода ИЧФД пропорционален указанному фазовому расхождению, он и используется для включения и отключения СФС.

Для повышения быстродействия кроме контура фазовой синхронизации применена разомкнутая система непосредственного управления скоростью двигателя, которая подает сигнал (в непосредственно на вход ПВР и устанавливает заданную скорость привода, а система фазовой синхронизации доводит её до требуемого уровня с заданной точностью.

Повышению быстродействия способствует также увеличение частоты гармонических сигналов обратной связи. Для этого кроме точного канала ДУ, повышающего частоту на коэффициент редукции, применен умножитель частоты УЧ.

Экспериментальной проверке был подвергнут привод с максимальной угловой скоростью рамки ±11,5 °/с (0,2 рад/с) и диапазоном регулирования 1000. Погрешность отработки управляющего сигнала не превысила 1 % во всем диапазоне изменения скорости и температуры (от минус 20 до +60 °С).

Пат. 2291552 Российская Федерация. Устройство для регулирования частоты вращения электродвигателя / Ю. Ф. Му-равяткин. № 2004132669/09 ; заявл. 09.11.04 ; опубл. 10.01.07, Бюл. № 1.

Достигнутая точность существенно выше известных аналогичных устройств. Например, по данным НИИКП абсолютная погрешность при угловой скорости рамки 0,06 °/с гарантируется на уровне ± 0,013 °/с, а в рассматриваемой системе она составила 0,00025 °/с (5=0,36%).

Значения длительности переходных режимов при изменении угловой скорости от 0 до максимальной приведены в таблице.

Режим Угловая скорость, °/с Длительность, с

Разгон ПВР От 0 до 11,5 0,21 с

Торможение От 11,5 до 0 0,09 с

Реверс От +11,5 до минус 11,5 0,22

Полученные данные параметров переходных процессов вполне приемлемы для реализации.

УДК 621.396.677

ПЕРСПЕКТИВНАЯ ПРИЕМНАЯ АДАПТИВНАЯ ЦИФРОВАЯ РЕШЕТКА ДЛЯ КОСМИЧЕСКОГО РЕТРАНСЛЯТОРА СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ

В. А. Вечтомов1, Л. И. Пономарев2, В. Е. Мешковский1, С. А. Чурилин1

Московский государственный технический университет имени Н. Э. Баумана Россия, 105005, г. Москва, 2-ая Бауманская, 5. E-mail: [email protected] ^Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) Россия, 125993, г. Москва, A-80, Волоколамское шоссе, 4. E-mail: [email protected]

Предложено конструктивное исполнение перспективной бортовой приемной адаптивной многолучевой антенны с цифровой обработкой информационного сигнала для космического ретранслятора спутниковой связи. Антенна оптимизирована к условиям функционирования на геостационарной орбите. Оценены ее электрические, прочностные и энергомассовые характеристики.

Ключевые слова: бортовая антенна, крупноапертурный излучатель, цифровая обработка.

ADVANCED RECIEVING ADAPTIVE DIGITAL ARRAY FOR SATELLITE COMUNICATION SPACE EXTENDER

V. A. Vechtomov1, L. I. Ponomarev2, V. E. Meshkovskii1, S. A. Churilin1

:The Bauman Moscow State Technical University 5, 2-ya Baumanskaia str., Moscow, 105005, Russia, E-mail: [email protected]

2Moscow Aviation Institute (National Research University) 4, Volokolamskoe shosse, A-80, Moscow, 125993, Russia, E-mail: [email protected]

The design of an advanced receiving adaptive multi-beam antenna with digital information signal processing for satellite communication space extender is suggested. The antenna is optimized for operating procedures on a geostationary orbit. Electric, structural and energetic characteristics of antenna are estimated.

Keywords: airborne antenna, large-aperture radiator, digital processing.

Бортовые антенны во многом определяют тактико-технические характеристики (ТТХ) космических ретрансляторов (РТР). При построении перспективных РТР основной акцент делается на применение цифровых устройств [1], способных обрабатывать большие объемы информации и обеспечивать требуемый уровень помехозащиты. Поэтому построение цифровой антенной решетки (ЦАР), сочетающей в себе малую стоимость, сравнительно небольшой вес, малые продольные размеры, осесимметричное электрическое сканирование лучами в небольших пределах (±8,7°) является актуальной задачей.

В настоящем докладе предложены новые инженерно-технические решения по созданию приемных

ЦАР с зонированным обслуживанием (ЗО) всей видимой части земной поверхности узкими лучами (рис. 1). Решением поставленной задачи, близким к оптимальному, является построение бортовой антенны в виде ЦАР из крупноапертурных излучателей (КАИ), представляющих собой многолучевую антенну (МЛА). Подобная антенна совмещает в себе преимущества как фазированных АР, так и МЛА. Теоретическое обоснование построения такой антенны представлено в ряде работ [2; 3].

Показана целесообразность применения гибридно-линзовой (ГЛА) антенны в качестве КАИ, поскольку в ней отсутствует затенение апертуры массивным облучателем, а малошумящий преобразователь (МШПр)

и цифровая аппаратура размещаются в приборном отсеке, где они будут закрыты от прямых солнечных лучей и метеоритной пыли приборным блоком РТР.

При разработке конструкции ЦАР (рис. 2) решено отказаться от модульного принципа построения (один КАИ - один модуль) в пользу поэтажного, что позволило сконструировать более прочную, с меньшей

массой бортовую антенну. При конструировании применен принцип автономности: антенна должна быть пригодна для функционирования, испытаний, настройки и транспортировки вне КА, являясь сборочной единицей, готовой к встраиванию в вышестоящую по иерархии - РТР.

Рис. 1. ЗО, формируемые ЦАР: - семерка лучей, формируемая при синфазном (1) и линейном (2) фазовом сдвиге в апертуре ЦАР; б - ЗО при цифровом формировании лучей

Рис. 2. а - конструктивное исполнение ЦАР Х-диапазона; б - блок облучателей КАИ: 1 - волноводная линза КАИ; 2 - панель с линзами; 3, 8 - стойки; 4 - облучатель КАИ; 5 - панель с облучателями; 6 - панель с МШПр; 7 - волноводный тракт; 9 - МШПр; 10 - фланец облучателя; 10 - кронштейн с МШПр

Конструкция ЦАР (рис. 2, а) состоит из семи КАИ, облучателями которых является АР из семи круглых волноводов. Панели 2, 5 и 6 и стойки 3 и 8 выполнены из углепластика. Блок облучателей и фидерного тракта представляет собой единую конструкцию, готовую к встраиванию в вышестоящую по иерархии сборочную единицу - ЦАР.

С целью унификации и облегчения монтажа и отработки электрических характеристик применен модульный принцип построения блока облучателей и фидерного тракта (рис. 2, б). Антенна имеет предельно малые продольные габариты, что делает необязательным трансформирование ее в транспортное положение. При этом существенно упрощается конструкция, увеличивается прочность и снижается масса.

Массовые характеристики модуля МЛА: апертуры -0,7 кг; конструкционные панели - 5,7 кг; волноводные тракты и МШУ - 17,29 кг; стяжки - 0,68 кг; крепеж -4,08 кг. Суммарная масса модуля МЛА составляет 28,45 кг.

После МШПр на видеочастоте 1,8 ГГц производится оцифровка информационного сигнала, что позволяет применить цифровое формирование множества узких лучей для покрытия всей видимой с КА на ГСО поверхности Земли (красная линия на рис. 1, а), а также подавить активные помехи в цифровом адаптивном процессоре.

Цифровые комплектующие для аналого-цифрового преобразователя (АЦП) выбирались из класса aerospace с целью обеспечения длительного функ-

а

ционирования на ГСО при воздействии ионизирующего излучения, тяжелых заряженных частиц (ТЗЧ) и повышенной температуры. Микросхемы должны допускать внешнюю синхронизацию, так как в ЦАР одновременно работают большое количество АЦП, а формируемые ими выходные сигналы синхронно поступают в адаптивный процессор. Рассмотрены пути построения АЦП и предложен частотный план для Х-диапазона. Проектирование печатной платы проводилось в САПР Altium Designer.

При потреблении одним АЦП порядка 1,5 Вт и формирователем квадратур - 1 Вт один канал оцифровки сигнала требует 4 Вт мощности. При числе излучателей в ЦАР в количестве 49 шт. два ствола по 40 МГц будут потреблять 196 Вт. При работе в рабочей полосе 400 ГГц потребляемая мощность составит 980 Вт. Следовательно, потребляемая мощность предложенной схемы оцифровки сигнала составляет 200.1000 Вт. (Следует учесть, что часть мощности потребляется за счет ресурсов, выделенных для цифровой бортовой платформы).

Для оценки живучести и стойкости к внешним воздействиям в условиях космической среды конструкции ЦАР, в том числе по сохранению ТТХ на этапе выведения КА на ГСО, проведен численный анализ ее напряженно-деформированного состояния с использованием программного комплекса MSC.Patran-Nastran для перегрузок порядка 20 g. Получено, что низшая собственная частота колебаний конструкции ЦАР в зачекованном положении составила 47,9 Гц, а перегрузки 20 g в продольном и поперечном направлениях не приводят к пластическим деформациям и лежат в заданных ТТХ пределах.

Пространственная фильтрация помех с помощью адаптивной ЦАР способна увеличить уровень сигнальной помехозащиты (12.25 дБ) еще на 30.40 дБ. В алгоритме принято, что полезным сигналом, принимаемым ЦАР, является сигнал с постоянным значением модуля информационных символов (Constant-Modulus, CM). Пространственная фильтрация помех производится линейно-ограниченным (Linearly Constrained, LC) рекурсивным алгоритмом по критерию наименьших квадратов (Recursive LeastSquares, RLS). Он обеспечивает неадаптивное формирование основного луча ДН каждой из подрешеток в известном направлении на источник полезного сигнала и провалов в ДН в известных направлениях на источники коррелированных помех, которые для соседних подрешеток являются полезными сигналами, а также адаптивное формирование провалов в ДН в неизвестных направлениях на источники некоррелированных помех. Ап-

робация алгоритма проведена на программно-аппаратном комплексе в среде «Спектр-2» [4]. Анализируются процессы адаптации в главном лепестке ДН ЦАР. Показано, что адаптация возможна в 2/3 главного лепестка ДН.

Библиографические ссылки

1. Верзунов Г. В. Бортовая обработка сигналов: перспективы и проблемы // Технологии и средства связи. Спец. выпуск. 2007. С. 52-58.

2. Пономарев Л. И., Вечтомов В. А., Милосер-дов А. С. Многолучевая антенная решетка для системы спутниковой связи // Антенны. 2012. Вып. 5 (180). С. 52-63.

3. Бортовая антенная решетка из крупноапертур-ных излучателей с глобальным обслуживанием с геостационарной орбиты / В. А. Вечтомов, Л. И. Пономарев, А. С. Милосердов, Р. Х. Воронов // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2012. С. 297-302.

4. Программно-аппаратный комплекс для моделирования параметров системы спутниковой связи на линии «вверх» / В. А. Вечтомов, К. А. Воробьев, А. Н. Лебедев и др. // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2012. С. 297-302.

References

1. Verzunov G. V. Bortovaya obrabotka signalov: perspective i problem. «Tehnologii I sredstva svyazi». (On-board signal processing) Specialniy vipusk, 2007, p. 52-58.

2. Ponomarev L. I., Vechtomov V. A., Miloserdov A. S.

Mnogoluchevaya antennaya reshetka dlia sistemi sputnikovoy svjazi. // Antenni. 2012, part. №5 (180). p. 52-63.

3. Bortovaja antennaja reshetka iz krupnoaperturnih izluchateley s globalnim obslujivaniem geostacionarnoy orbiti. / V. A. Vechtomov, L. I. Ponomarev, A. S. Miloserdov, R. H. Voronov // Vestnik MGTU im. N. E. Baumana. Ser. Priborostroenie, 2012, p. 297-302.

4. Programmno-apparatniy kompleks dlja modeliro-vania parametrov sistemi sputnikovoy svjazi na linii «vverh» / V. A. Vechtomov, K. A. Vorobiev, A. N. Lebedev i dr. // Vestnik MGTU im. N. E. Baumana. Ser. Priborostroenie, 2012, p. 297-302.

УДК 621.316.722.1

РЕКУПЕРАТИВНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ ПИТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ-МАХОВИКА

В. Д. Гогуа, В. П. Лянзбург, А. Н. Бутаков

ОАО «Научно-производственный центр «Полюс» Россия, 634050, г. Томск, просп. Кирова, 56в. E-mail: [email protected]

Предложена схема преобразователя, обеспечивающая понижение напряжения постоянного тока со 100 до 30 В, рекуперацию электрической энергии и стабилизацию напряжения питания двигателя-маховика. Применение входного преобразователя позволяет ограничить число цепей с повышенным напряжением, что снижает уровень электромагнитных помех, создаваемых прибором. Схема преобразователя разработана на основе понижающего стабилизатора напряжения.

RECOVERY CONVERTER OF VOLTAGE POWER OF A REACTION WHEEL

V. D. Gogua, V. P. Lianzburg, A. N. Butakov

JSC "Research and production center "Polius" 56v, Kirov prosp., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: POLUS@ONLINE. TOMSK. NET

A converter scheme providing the direct current under voltage from 100 to 30, the electric energy recovery and reaction wheel source voltage stabilization are introduced. The input converter utilization can decrease the number of chains with a higher voltage limiting which reduces the electromagnetic interference caused by the device. The converter scheme is based on the step-down voltage regulator.

Питание электромеханических исполнительных органов космических аппаратов традиционно осуществляется от источников постоянного тока с выходным напряжением 23-34 В. В настоящее время наметилась тенденция перехода на повышенное выходное напряжение систем электропитания. В связи с этим вопросы обеспечения электромагнитной совместимости и электрических режимов ЭРИ требуют дополнительной проработки.

Один из вариантов решения поставленной задачи - локализация возможных источников электромагнитных помех, связанных с повышенным значением напряжения питания, путем использования входного стабилизатора понижающего типа. В этом случае питание вторичного источника питания и двигателя осуществляется пониженным стабилизированным напряжением. Таким образом, становится проще обеспечить электромагнитную совместимость за счёт ограничения числа цепей с повышенным напряжением. Кроме того, стабильное питание двигателя позволяет оптимизировать его расчет.

Испытания на электромагнитную совместимость приборов с напряжением питания 23-34 В показывают, что для выполнения заданных требований необходимо обеспечить электрогерметичность конструкции с помощью кожухов, выполняющих роль экранов. Питание прибора повышенным напряжением приведет к росту уровня помех и как следствие - к дополнительному увеличению массы кожухов. Снижение уровня электромагнитных помех в преобразователе без увеличения массы кожухов возможно при оптимальном соотношении импедансов ЭРИ и выполнении специальных требований к конструкции , которые учтены при разработке.

Входной понижающий стабилизатор напряжения, имеющий в качестве нагрузки управляющий двигатель-маховик, должен обеспечивать рекуперацию электрической энергии. За его основу взята классическая схема непосредственного преобразователя напряжения понижающего типа (см. рисунок), в которой диод, обеспечивающий разряд накопившейся энергии на дросселе, заменён на управляемый транзисторный ключ УТ2, работающий в противофазе с транзистором УТ1. Нагрузкой преобразователя является двигатель-маховик, устройство электропитания которого состоит из источника вторичного электропитания ВИП, устройства управления УУ и мостовых инверторов И1 и И2. В диагонали мостов включены фазные обмотки 1ф и 2ф двигателя-маховика. На вход УУ подается сигнал управления им . В режиме разгона двигателя основным регулирующим элементом преобразователя является ключ УГ1, а транзистор УТ2 служит для разряда энергии, накапливающейся во время протекания тока нагрузки через дроссель L при открытом состоянии ключа УТ1. В режиме торможения двигатель генерирует ток рекуперации, протекающий через дроссель в обратном направлении. Ключ УТ2 становится основным регулирующим элементом, обеспечивая с помощью ШИМ-контроллера стабильное напряжение преобразователя, а УТ1 - вспомогательным.

В результате исследований макетного образца преобразователя напряжения 100/30 В при изменении первичного питания от 60 до 110 В в температурном диапазоне от минус 20 до +60 оС, нагрузке до 180 Вт и мощности рекуперации 60 Вт подтверждена его работоспособность при обеспечении стабилизации выходного напряжения с погрешностью не более ±5 % и рекуперации энергии в сеть. Приняты меры по сни-

* Барнс Дж. Электронное конструирование: методы борьбы с помехами. М. : Мир, 1990.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

жению уровня электромагнитных помех в преобразователе, исследованы переходные процессы и электрические режимы ЭРИ.

Анализ осциллограмм переходных процессов показал, что расчет и подбор импедансов ЭРИ позволя-

ют существенно снизить пульсации по цепям первичного и вторичных источников питания преобразователя, а также уменьшить возбуждение на переходах силовых ключей, что ведет к снижению электромагнитных помех.

ЭМИО

Рекуперативный понижающий преобразователь: ШИМ - ШИМ-контроллер; ДН - делитель напряжения; Ь - дроссель; С - конденсатор; ВИП - источник вторичного электропитания; УУ - устройство управления; И1, И2 - инверторы; ЭМИО - электромеханический

исполнительный орган; е - ЭДС

УДК 621.396

РАЗРАБОТКА ПРОЕКТА НОРМАТИВНОГО ДОКУМЕНТА ПО СТАНДАРТИЗАЦИИ «СОВМЕСТИМОСТЬ КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНАЯ.

ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ И МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ»

А. Н. Дементьев\ Ю. В.Маслов1, В. А. Глускин2, В. И. Вдовиченко3

Центральный научно-исследовательский институт машиностроения Россия, 141070, Московская область, г. Королёв, ул. Пионерская, 4. E-mail: [email protected]

2ЗАО «Комплексные электромагнитные системы» 127434, г. Москва, Дмитровское шоссе, 25, корп. 1, офис 27. E-mail: [email protected]

3НОУ «Корпоративный центр подготовки персонала - Институт аэронавигации» Россия, Москва, ул. Большая Новодмитровская, д. 14, стр. 7

Создаются научно-технический и производственно-технологический заделы для обеспечения электромагнитной совместимости перспективной космической техники, конкурентоспособной космической продукции и услуг. Разработка национального стандарта электромагнитной совместимости (ЭМС), космической техники, гармонизированного с международными и европейскими стандартами, устанавливающими требования помехоустойчивости, помехоэмиссии и соответствующие методы испытаний, позволит совершенствовать методы и средства стендовых испытаний космической техники на электромагнитную совместимость радиоэлектронных средств.

Ключевые слова: электромагнитная совместимость, европейский стандарт, кондуктивные и излучаемые помехи.

DRAFTING OF NORMATIVE DOCUMENTS ON STANDARDIZATION "SPACE ELECTROMAGNETIC COMPATIBILITY. GENERAL REQUIREMENTS AND TEST METHODS"

А. N. Dementiev1, Yu. V. Maslov1, V. А. Gluskin2, V. I. Vdovichenko3

:Tsentralnyi Scientific Research Institute of Machine Building 4, Pionerskaia str., Korolev, Moscow region, 141070, Russia. E-mail: [email protected] 2ZAO "Complex Electromagnetic Systems" 25-1-27, Dmitrovskoe shosse, Moscow, 127434, Russia. E-mail: [email protected] 3LEU «The corporate training centre - Institute of air navigation»

14, building 7, Bolshaya Novodmitrovskaya, Moscow, Russia

The scientific, technical and industrial-technological groundwork for EMC advanced space technology, competitive space products and services is created. The development of a national standard of electromagnetic compatibility (EMC), space technology, harmonized with international and European standards, which establish immunity requirements, interference emission and corresponding test methods will help to develop methods and tools for bench testing of space technology for electromagnetic compatibility of radio electronic means.

Keywords: electromagnetic compatibility, the European standard, conducted and radiated emissions.

Основанием для разработки стандарта является Программа Союзного государства «Разработка интегрированной системы стандартизации космической техники, создаваемой в рамках программ и проектов Союзного государства» на 2011-2014 гг.

Разрабатываемый проект стандарта является модернизируемым международным стандартом ISO 14302 с дополнительными требованиями и методами, отражающими особенности российской космической техники научного и социально-экономического назначения. Стандарт должен распространяться на космические комплексы научного и социально-экономического назначения и их составные части, разрабатываемые предприятиями Российской Федерации, и устанавливать нормы и правила обеспечения электромагнитной совместимости космических комплексов.

В стандарте предполагается:

- определить общие требования к комплексу, задать требования к разработке Программы обеспечения электромагнитной совместимости радиоэлектронных средств космических систем и комплексов, гарантирующей совместимость на уровне комплекса при минимальном влиянии на стоимость программы и эксплуатационные характеристики, категории критичности и коэффициенты безопасности;

- сформулировать специальные требования к комплексу, к внешней электромагнитной обстановке и внутрисистемной ЭМС, к конструкции заземления и электропроводки, к металлизации и устойчивости к электростатическому разряду, к радиочастотной совместимости, молниезащите и электробезопасности;

- задать требования к электромагнитным помехам на уровне оборудования: к кондуктивным и излучаемым помехам, к коммутационным переходным процессам, к устойчивости оборудования к этим помехам;

- определить общие и специальные требования к верификации электромагнитной совместимости комплекса: План верификации электромагнитных эффектов на уровне комплекса, Отчет о верификации электромагнитных эффектов, подтверждение выполнения специальных требований к ЭМС комплекса;

- задать методы испытаний электромагнитных помех на уровне оборудования с применением отечественных и международных стандартов.

Разрабатываемый стандарт позволит [1-3]:

- обосновать требования по ЭМС на уровне лучших мировых образцов;

- адаптировать требования нормативных документов по ЭМС к конкретным изделиям космической техники с учетом их состава, компоновки и технических характеристик.

В ходе разработки стандарта учитываются основные требования и методы, отражающие особенности

российской космической техники научного и социально-экономического назначения:

- требования к проведению измерений электромагнитной совместимости технических средств космических комплексов при их изготовлении и эксплуатации;

- особенности измерения индустриальных помех и восприимчивости технических средств к ним по напряжению при автономных испытаниях;

- особенности измерений индустриальных помех и восприимчивости к ним технических средств по напряжению при испытаниях в составе космического аппарата;

- измерения токов электромагнитных помех в диапазоне частот 30 Гц...30 МГц при автономных испытаниях;

- измерения восприимчивости технических средств к электромагнитным помехам по току в диапазоне частот 30 Гц...30 МГц при автономных испытаниях;

- измерения токов электромагнитных помех в диапазоне частот 30 Гц...30 МГц при испытаниях в составе космического аппарата;

- измерения напряженности электрического поля помех с использованием ТЕМ-камеры;

- измерения пикового значения напряженности магнитного поля помех в диапазоне частот 30 Гц ... 300 кГц;

- контроль подавления наведенных нагрузкой коммутационных переходных процессов большой продолжительности (ISO14302:2002 п.А.3.3.4.2);

- измерения помех, излучаемых в виде магнитного поля (ISO14302:2002 п.А.3.3.8);

- измерения излучаемых радиочастотных помех (ISO 7137 п.21.4);

- измерение устойчивости к импульсам напряжения (ISO 7137 п. 17);

- измерения восприимчивости к излучаемым помехам в виде магнитного поля (альтернативный метод RS101);

- измерения восприимчивости к остроконечным импульсам, наводимым в соединительных кабелях (ISO 7137 п.19.3.4);

- разработка рекомендаций по мерам обеспечения электромагнитной совместимости на уровне комплекса;

- план верификации электромагнитных эффектов на уровне комплекса.

Также в стандарте определены методики измерений, планируемый набор измерительной аппаратуры, типовые схемы измерительных установок и представляемые данные измерений, а также даны рекомендации по мерам обеспечения ЭМС на уровне комплекса

и содержанию отчета о верификации электромагнитных эффектов.

Библиографические ссылки

1. ISO 7137:1995. Воздушные суда. Внешние воздействия и методы испытаний бортовой аппаратуры.

2. ISO 14302:2002. Космические комплексы - требования к электромагнитной совместимости.

3. ECSS-ST-20-07C. Космическая техника.

References

1. ISO 7137:1995. Vozdushnye suda. Vneshnie vozdejstvija i metody ispytanij bortovoj apparatury.

2. ISO 14302:2002. Kosmicheskie kompleksy - tre-bovanija k jelektromagnitnoj sovmestimosti.

3. ECSS-ST-20-07C. Kosmicheskaja tehnika.

УДК 621.396.33:528.8

АКТУАЛЬНОСТЬ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ РАЗНОГО НАЗНАЧЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ РЕТРАНСЛЯЦИИ «ЛУЧ»

В. Ю. Ермолаев, Р. А. Алексеев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Обоснована необходимость разработки российской спутниковой системы дистанционного зондирования Земли. Рассмотрены и проанализированы методы дистанционного зондирования Земли. Смоделирована спутниковая система дистанционного зондирования Земли с использованием многофункциональной космической системы ретрансляции «Луч».

Ключевые слова: система, дистанционное зондирование Земли, космический аппарат, земная станция, хранение данных, ретранслятор.

URGENCY TO DEVELOP EARTH REMOTE SENSING SYSTEMS OF DIFFERENT ASSIGNMENT WITH USE OF RELAYING MULTIPURPOSE SPACE SYSTEM "BEAM"

V. Yu. Yermolaev, R. A. Alekseev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Need to develop Russian satellite system of Earth remote sensing is proved. Methods of Earth remote sensing are considered and analysed. The satellite system of Earth remote sensing with use of multipurpose space system of "Beam" relaying is simulated.

Keywords: system, Earth remote sensing, spacecraft, terrestrial station, data storage, repeater.

Разработка систем дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) является приоритетным направлением как в российской космонавтике, так и в мировой. Это объясняется стратегическими интересами России в космосе, обусловленными целым спектром внутренних, внешних, природных и техногенных факторов. Тем самым собственная российская система ДЗЗ позволит обеспечить стратегическую независимость России в сфере космической информации. В качестве примера на рис. 1 представлен космический аппарат (КА), зондирующий поверхность Земли.

В системах ДЗЗ существует несколько принципиально разных способов передачи данных со спутника на земную станцию (ЗС). Условно можно выделить три способа передачи данных:

1) прямой сброс ДЗЗ в зоне радиовидимости ЗС (без хранения данных на борту);

2) с хранением на борту и последующей передачей на ЗС в зоне ее радиовидимости;

3) на основе использования космической системы ретрансляции.

Первый и самый простой способ передачи данных ДЗЗ - прямой сброс данных ДЗЗ со спутника на наземный пункт приема и обработки сигнала. Для этого должна обеспечиваться непрерывная радиосвязь с принимающими станциями, к которым предъявляются повышенные требования по надежности приема радиосигнала. Наиболее успешный прием данных возможен при расположении приемной станции на линии прямой видимости со спутником. Линия прямой видимости должна быть расположена высоко над горизонтом, чтобы свести к минимуму влияние атмосферы [1]. Все эти требования объединяются понятием маски приемной станции - области поверхности

Рис. 1. Дистанционное зондирование Земли

Земли, внутри которой осуществляется прием данных со спутника. Предположим, что поверхность Земли -это сфера с радиусом Я, И - высота орбиты спутника и на линии прямой видимости нет препятствий.

ласть приема сети наземных станций, находящихся на суше. Эти спутники находятся на геостационарных орбитах и ретранслируют передаваемые данные на земную станцию приема. Реализация данного способа ДЗЗ упрощается существующей и введенной в эксплуатацию глобальной МКСР «Луч» на базе трех геостационарных спутников: Луч-5А, Луч-5Б и Луч-5В. На рис. 3 представлена ОГ МКСР «Луч» и КА ДЗЗ.

Рис. 2. Схема расположения спутника относительно приемной станции

Угловое расстояние ф между спутником и станцией определяется по уравнению

Соб(9 + ф) = Я • соб(9) / (Я + И),

где 9 - угол места линии прямой видимости.

Если 9 = 5о, то для И = 700 км получаем ф = 21о. В этом случае маска представляет собой окружность с радиусом 2 400 км и приемной станцией в центре этой окружности.

Практически все приемные станции расположены на суше и не могут обеспечить зону приема над океаном. Поэтому данный способ не получил широкое применение на практике, так как является неэффективным и дорогостоящим.

Второй способ требует наличия на борту КА устройств для хранения и обработки большого объема информации, что значительно увеличивает массу, энергопотребление и стоимость КА в целом. Для современного быстроразвивающегося мира это огромный минус. Однако реализация такой системы ДЗЗ обеспечивает эксплуатирующему органу независимость от других стран.

Способ третий предусматривает использование спутников-ретрансляторов, которые увеличивают об-

Рис. 3. КА ДЗЗ с МКСР «Луч»

По рис. 3 видно, что КА ДЗЗ будет постоянно находиться в зоне радиовидимости МКСР «Луч» [2], что позволит разработать КА, не требующей огромного количества оборудования для обработки и хранения информации. В составе системы ДЗЗ достаточно иметь одну земную станцию для сбора информации ДЗЗ.

Функциональное использование МКСР «Луч» в составе системы ДЗЗ позволяет достигнуть следующих результатов:

- оптимизация массогабаритных характеристик КА за счет исключения громоздкой бортовой аппаратуры хранения и обработки данных ДЗЗ;

- управление КА и передача данных в реальном масштабе времени;

К недостаткам можно отнести требования:

- по дополнительной приемо-передающей аппаратуре ретрансляции;

- дополнительному программному обеспечению и протоколы взаимодействия для сопряжения МКСР «Луч» с системой ДЗЗ.

Библиографические ссылки

1. Токарева О. С. Обработка и интерпретация данных дистанционного зондирования Земли. Томск : Изд-во Том. политехн. ун-та, 2010. 148 с.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

2. Основные характеристики многофункциональной космической системы ретрансляции «Луч» и основные положения по взаимодействию аппаратуры абонентов и бортовых ретрансляционных комплексов космических аппаратов «Луч-5А», «Луч-5Б» и «Луч-5В». 2012.

References

1. Tokareva O. S. Obrabotka i interpretacija dannyh distancionnogo zondirovanija Zemli (Processing and interpretation of data of remote sensing of Earth). Tomsk: Izd-vo Tomskogo politehnich. Un-ta, 2010. 148 s.

2. Osnovnye harakteristiki mnogofunkcional'noj kosmicheskoj sistemy retransljacii «Luch» i osnovnye polozhenija po vzaimodejstviju apparatury abonentov i bortovyh retransljacionnyh kompleksov kosmicheskih apparatov «Luch-5A», «Luch-5B» i «Luch-5V» (The main characteristics of multipurpose space system of relaying "Beam" and basic provisions on interaction of equipment of subscribers and onboard relaying complexes of Luch-5A, Luch-5B and Luch-5B). 2012.

УДК 629.7.05

ПОДАВЛЕНИЕ ПОМЕХ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ АНТЕННЫ ИНТЕРФЕРОМЕТРА В НАП*

И. Н. Карцан, Р. В. Карцан, С. В. Ефремова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Реализацией помехоустойчивой угломерной системы является применение интерферометра, состоящего из отдельных идентичных антенных решеток. В каждой антенной решетке реализуется алгоритм подавления помех, а фазовые сдвиги для определения пространственной ориентации измеряются между сигналами, принятыми на эти решетки.

Ключевые слова: ГЛОНАСС, GPS, помехозащищенный навигационный приемник, пространственная ориентация объекта, блок фильтрации, надежность, аппаратура потребителя, навигационно-временная задача, математическое обеспечение, многоканальность.

INTERFERENCE REJECTION WHEN USING AN ANTENNA OF THE INTERFEROMETER IN THE NAP

I. N. Kartsan, R. V. Kartsan, S. V. Efremova

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Implementation of interference-angle measuring system is the use of the interferometer, which consists of separate identical arrays. Each array antenna interference cancellation algorithm is implemented and the phase shifts for determining the spatial orientation are measured between the signals received by these grilles.

Keywords: GLONASS, GPS, noise-free navigation receiver, spatial orientation of an object, a filtration unit, reliability, customer equipment, navigation temporary task, software, multichannel.

Анализ проведенных информационно-патентных поисков показывает, что на протяжении последних десятилетий российские, американские, израильские, и др. разработчики аппаратуры потребителя навигационной информации (АПНИ) ведут интенсивные исследования в области создания систем, позволяющих осуществлять эффективное подавление активных шумовых помех (АШП). Реализация таких систем

в промышленных масштабах пока еще не ведется.

Широкое внедрение НАП, работающей по сигналам КНС, в различные области применения требует на современном этапе значительного повышения помехоустойчивости аппаратуры, в том числе к преднамеренным помехам. По имеющимся оценкам, требуемый уровень устойчивости к широкополосным помехам, действующим в полосе полезного сигнала, со-

* Работа выполнена в рамках государственного контракта № 14.514.11.4092 от 21 июня 2013 г.

ставляет

J/

90а А. При всем многообразии методов борьбы с помехами все они базируются на использовании отличий (амплитудных, временных, частотных, угловых, поляризационных и т. д.) полезных и мешающих сигналов. Суть использования этих различий заключается в формировании минимумов (провалов) в угловых, поляризационных, частотных и пр. характеристиках приемника в соответствующих «направлениях» на источники помех, и максимумов в «направлении» на полезный сигнал. За счет этого компенсируется (подавляется) помеха и накапливается полезный сигнал с «направления», отличного от помеховых. Указанные операции реализуются в системах угловой, поляризационной, частотной и др. селекции, различные виды которых широко представлены в литературе [1-3] и реализованы на практике. Итоговый эффект такой обработки определяется уровнем и полнотой использования имеющихся различий, а также качеством учета каждого из них, зависящим от степени известности статистических характеристик сигналов и помех. Для реальных условий неполного знания и изменчивости этих характеристик во времени и пространстве в последние несколько десятилетий специалистами разных стран разработано множество методов и устройств адаптации к сигнально-помеховой обстановке, в той или иной мере преодолевающих трудности «априорной неопределенности».

В качестве основных направлений повышения помехоустойчивости НАП могут рассматриваться следующие подходы.

Уменьшение полос пропускания следящих систем, осуществляющих измерение параметров сигналов НКА за счет использования имеющейся априорной информации о динамических перемещениях антенной системы НАП (такая информация может, в частности, поступать от инерциальных навигационных средств, с которыми комплексируется НАП).

Интегральное слежение за полным набором сигналов НКА во всех частотных диапазонах.

Фильтрация узкополосных (в пределе - гармонических) помех в тракте обработки сигнала до коррелятора при помощи адаптивных цифровых фильтров либо с использованием технологий спектральной фильтрации, а также измерения параметров помехи и ее компенсации в цифровой части аппаратуры до корреляторов.

Обеспечение прямого вхождение в синхронизацию с сигналом ВТ ГЛОНАСС (эффективно в отношении узкополосных помех).

По имеющимся оценкам, перечисленные меры позволяют обеспечить работоспособность НАП при отношении помеха/сигнал на входе приемной антенны

на уровне

J/

'' 60...65 дБ. Дальнейшее повышение

помехоустойчивости НАП до уровня ~ 80...90 дБ

возможно только при условии применения пространственных методов борьбы с помехами:

использование адаптивных фазированных антенных решеток (АФАР), обеспечивающих формирование максимумов диаграммы направленности (ДН) в направлении на НКА;

использование АФАР, обеспечивающих формирование минимумов («провалов») ДН в направлении на источник помехи.

Принципиально решить проблемы обеспечения Вооруженных Сил Российской Федерации современными помехозащищенной НАП нового поколения.

Особенности построения помехоустойчивой угломерной НАП

Исходя из анализа особенностей построения угломерных систем и помехоустойчивой аппаратуры с пространственной селекцией видно, что эти системы основаны на применении многоантенных систем -фазовых интерферометров и адаптивных антенных решеток. Представляется весьма перспективной задача построения угломерной системы с функциями измерения пространственной ориентации и пространственной селекции помех на основе одной и той же антенной системы. В то же время задачи, решаемые этими системами, существенно различаются. Для подавления помех сигналы со всех антенн подвергаются взвешенному суммированию. Далее суммарный сигнал обрабатывается как единый, очищенный от помех. Для измерения пространственной ориентации требуется измерить фазовые сдвиги входного сигнала, принятые на различные антенны.

Одним из способов реализации помехоустойчивой угломерной системы является применение интерферометра, состоящего из отдельных идентичных антенных решеток. В каждой антенной решетке реализуется алгоритм подавления помех, а фазовые сдвиги для определения пространственной ориентации измеряются между сигналами, принятыми на эти решетки. Однако такой способ многократно усложняет построение антенной системы угломерной НАП.

Библиографические ссылки

1. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / под ред. А. И. Перова, В. Н. Харисова, Изд. 4-е, перераб. и доп. М. : Радиотехника, 2010. 800 с.

2. Помехи сигналам глобальной навигационной спутниковой системы (GNSS) // Электронный бюллетень. Международная организация гражданской авиации. 2011.

3. Алгорштшчне забезпечення i нерщально-супутникових систем наюгацд: монографiя / Ф. М. Захарш, В. М. Синеглазов, М. К. Фмшшн. Киев : НАУ, 2010. -310 с

References

1. GLONASS. Principy postroenija i funkcioniro-vanija / pod red. A. I. Perova, V. N. Harisova, Izd. 4-e, pererab. i dop. M. : Radiotehnika, 2010. 800 s.

2. Pomehi signalam global'noj navigacionnoj sput-nikovoj sistemy (GNSS). Jelektronnyj bjulleten' // Mezhdunarodnaja organizacija grazhdanskoj aviacii. 2011.

3. Algoritmichne zabezpechennja i nercial'no-suputnikovih sistem navigacii: monografija / F. M. Zaharin, V. M. Sineglazov, M. K. Filjashkin. K. : NAU, 2010. 310 s.

УДК 629.7.05

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПОМЕХОЗАЩИЩЕННОСТИ НАВИГАЦИОННЫХ ПРИЕМНИКОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ОТ ЛОЖНЫХ СИГНАЛОВ

С. С. Красненко1, А. В. Пичкалев1, А. В. Гребенников2

1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

2ОАО «НПП «Радиосвязь» Россия, 660021, г. Красноярск, ул. Декабристов, 19. E-mail: [email protected]

Рассматривается необходимость внедрения защиты от помех для навигационной аппаратуры на борту космических аппаратов. Радиоугломерная аппаратура, кроме определения пространственной ориентации космического аппарата, позволяет обеспечивать помехозащищенность навигационных приемников от ложных сигналов.

Ключевые слова: радиоугломерная навигационная аппаратура, пространственная ориентация, помехозащищенность.

MAINTENANCE OF NOISE IMMUNITY OF NAVIGATING RECEIVERS OF SPACE VEHICLES FROM FALSE SIGNALS

S. S. Krasnenko1, A. V. Pichkalev1, A. V. Grebennikov2

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

2JSC "SPE "Radiosvjaz" 19, Dekabristov str., Krasnoyarsk, 660021, Russia. E-mail: [email protected]

The necessity of introduction of protection against hindrances for navigating equipment onboard space vehicles is considered. The goniometric radio equipment except definition of spatial orientation of the space vehicle helps to provide noise immunity of navigating receivers from false signals.

Keywords: goniometrical navigation equipment, spatial orientation, noise immunity.

Сегодня технология спутникового координатно-временного обеспечения посредством навигационных систем ГЛОНАСС/GPS востребована для объектов не только на поверхности Земли и околоземном пространстве, но и для космических аппаратов (КА), находящихся на орбитах выше, чем орбиты навигационных КА (НКА), в том числе геостационарных и высокоэллиптических (ГСО и ВЭО). Наличие соответствующих навигационных приемников (НП) на борту КА значительно упрощает определение его местонахождения [1].

По мере все более широкого распространения НП различного назначения к ним растут требования по обеспечению высокой надежности и помехозащищенности, в том числе защиты от ложных навигационных сигналов (НС) в результате либо нештатной работы НКА, либо специально наведенных имитационных помех (ИП).

Преимущества использования ИП по сравнению с мощными маскирующими помехами подтверждены в ходе практических экспериментов. Особенно ощутимы выигрыши при воздействии на аппаратуру с адаптивными антенными решетками. Естественно, что при наличии существенных преимуществ применения ИП не могли остаться незамеченным. Действительно, на протяжении последних нескольких лет через средства массовой информации появляются факты о практическом применении ИП. Так, в 2011 году в Иране «посадили» американский беспилотник Lockheed Martin

RQ-170 Sentinel. После этого на протяжении года в США были проведены успешные эксперименты по воздействию ИП на незащищенный С/А-код GPS.

КА, находящиеся на круговых орбитах с высотами ниже 19 000 км (высота орбит НКА), являются более защищенными от ложных НС. Их приемные антенны расположены в верхней части КА. Нештатно функционирующие НКА могут быть легко селектированы и игнорированы, а для наведения ИП требуются другие КА, летящие над ними, что крайне сложно и дорого для реализации. Приемные антенны КА, находящегося на ГСО, направлены на Землю, так как улавливают сигналы от НКА перед их заходом и выходом из-за Земли. Это значит, что бортовой НП такого КА легко подвергается наведению ложного сигнала в результате нештатной работы НКА либо с поверхности Земли. В последнем случае соответствующая наземная имитационная аппаратура постановкой индивидуальной ИП для конкретного объекта с известными координатами может полностью дезориентировать КА и «увести» его из своей рабочей точки стояния с заданными координатами.

Проблема защиты НП на борту КА от ИП является весьма важной. Существуют так называемые «простые» методы выявления в НП ложных НС, которые относительно просто реализуются в современных приемниках и, очевидно, должны учитываться при их создании:

- слежение за абсолютной мощностью каждой несущей частоты НС;

- слежение за скоростью изменения мощности сигнала;

- слежение за относительными мощностями принимаемого сигнала;

- ограничение и сравнение скоростей динамики кода и фазы;

- проверка доплеровского смещения частоты;

- взаимная корреляция несущих частот НС;

- остаточный анализ сигнала;

- проверка полученных эфемероидных данных;

- обнаружение резкого скачка сигнала.

Все эти методы считаются «простыми» в силу их давнего применения, отработанности и широкой известности. Однако необходимо учитывать существенное усложнение как самих НП, так и их программно-математического обеспечения при использовании этих методов.

Кроме указанных способов защиты можно предложить реализуемые уже сегодня относительно более сложные (отрабатываемые) способы различения сигналов НКА и ИП, использующие их пространственные отличия. Они предполагают наличие вместо одной ненаправленной антенны нескольких антенных элементов, которые давно уже стали привычной составляющей помехозащищенных приемников военного назначения в США.

В основе пространственных методов защиты от помех лежит различие радиоволн, приходящих к НП от НКА и от постановщика помех, обусловленное разными направлениями прихода. Хотя ИП может воспроизвести любой вид сигнала как функцию от времени, единственный способ формирования им пространственной радиоволны, подобной радиоволне сигнала, - это расположение постановщиков ИП на линии визирования от НП к НКА. Только в этом случае форма радиоволны ИП практически не будет отличаться от формы радиоволны полезного сигнала. В противном случае демаскирование ИП гарантировано. Пространственные методы являются наиболее эффективной и надежной защитой от ИП.

Наличие нескольких антенных элементов и возможность определения направления прихода НС позволяет НП решать не только навигационные, но и угломерные задачи. Таким образом, становится возможным позиционировать не только координаты, но и пространственное положение объекта относительно навигационных систем ГЛОНАСС/вР8.

Для решения навигационной задачи и обеспечения помехозащищенности наилучшим образом подходит широко внедряемая на подвижные объекты радиоугломерная аппаратура, позволяющая определять координаты, скорость, направление движения объекта и его пространственную ориентацию. Вся выпускаемая радиоугломерная аппаратура потребителей использует интерферометрический метод измерения направлений сигналов от НКА, при котором измеряемыми параметрами являются углы между осями объекта и векторами направления сигнала от каждого НКА. Осью объекта считается условно проведенная прямая через две приемные навигационные антенны, распо-

ложенные на борту КА. За счет измерения разности фаз несущего сигнала от НКА, принятого разнесенными в пространстве антеннами, можно определить угол между осью (базой) объекта-потребителя и направлением сигнала от НКА. При этом расстояние между разнесенными антеннами (длина базы) может быть либо известным, либо неизвестным. Если длина базы известна, то координаты вектора-базы вычисляются с большей точностью, после чего пересчитыва-ются в значения азимута, угла места и крена в случае двух баз [2; 3].

Исходя из вышесказанного следует, что внедрение радиоугломерной аппаратуры на борт КА, находящегося на ГСО, позволит НП определить место излучения ИП за счет определения угла между осями объекта и векторами направления НС. Таким образом, выявление несоответствия между координатами НКА (известных из переданного в навигационном сообщении альманаха) и непосредственным местом излучения НС позволяет определить ложные сигналы и исключить их из расчета. Таким образом, наличие радиоугломерной аппаратуры на борту КА, находящихся на ГСО, позволяет без значительного удорожания и увеличения массогабаритных характеристик бортовой аппаратуры решить проблему помехозащищенности бортовых НП за счет выявления и исключения ложных НС, а также дополнительно повысить точность пространственной ориентации КА.

Библиографические ссылки

1. Фурманов В. В., Зубавичус В. А., Комаров В. А. и др. Двухсистемный навигационный приемник космического аппарата. Патент РФ № 112401, МПК G01C21/24.

2. Пичкалев А. В., Кочев Ю. В., Гребенников А. В. Радиоугломерная аппаратура для задач ориентации и стабилизации // Тез. докл. 2-й Междунар. науч.-техн. конф. / под общ. ред. Н. А. Тестоедова ; ОАО «Информационные спутниковые системы» ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2012. С. 142-144.

3. Фатеев Ю. Л. Определение угловой ориентации объектов на основе глобальных навигационных спутниковых систем // Радиотехника. 2002. № 7. С. 51-56.

References

1. Furmanov V. V., Zubavichus V. A., Komarov V. A. i dr. Dvyhsistemnui navigacuonnui priemnik kosmicheskogo apparata // Patent RF № 112401, MPK G01C21/24.

2. Pichkalev A. V., Kochev U. V., Grebennikov A. V.. Radiogoniometric navigating equipment for orientation and stabilization problems // Navigacionnue sputnikovue sistemu, ih rol I znachenie v zhizni sovremennogo cheloveka. Krasnoyrsk, 2012. Pp. 142-144.

3. Fateev U. L. Opredelenie yglovoi orientacii obektov na osnove globalnyh navigacionnyh spytnikovyh system. // Radiotehnika. № 7. 2002. Pp. 51-56.

УДК 62-503.56

ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАВИСИМОСТИ ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЕЙ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ОТ СПОСОБА УПРАВЛЕНИЯ

Е. М. Курбатов, Д. А. Кафтасьев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Представлен обзор режимов коммутации фаз электродвигателей космического назначения. Экспериментальные исследования проведены на базе моментного трехфазного электродвигателя. Представлены характеристики зависимости момента от частоты управляющего сигнала. Был произведен выбор наиболее приемлемого способа управления.

Ключевые слова: электродвигатель, режим коммутации, способ управления, момент, характеристики электродвигателя.

INVESTIGATION OF DEPENDING OF SPACECRAFT ELECTRIC MOTOR CHARACTERISTICS ON THE CONTROL MODE

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

E. M. Kourbatov, D. A. Kaftas'ev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: D. [email protected]

An overview of commutation phase modes of spacecraft electric motors has been presented. Experimental investigations on the basis of the three-phase torque motor have been fulfilled. The characteristics of torque dependence on the control signal frequency are considered. The most acceptable control mode has been selected.

Keywords: electric motor, commutation mode, control mode, torque, characteristics of the electric motor.

Под способом управления следует понимать режим коммутации фаз двигателя, в свою очередь от режима коммутации зависит форма тока протекающего по обмоткам двигателя.

На рис. 1 а, б, в приведены формы тока протекающего по обмоткам двигателя в различных режимах. Следует отметить, что в микрошаговом режиме при коэффициенте дробления шага кдр > 32 визуально наблюдается синусоидальная форма тока.

Объектом исследования является трёхфазный мо-ментный двигатель бескорпусного исполнения (см. таблицу), который подключен к блоку управления, способному выдавать все вышеперечисленные режимы коммутации фаз. К валу двигателя подключены нагрузочное устройство и имитатор инерционной нагрузки.

Исследования проводились при нагрузке с моментом инерции от 0 до 110-3 кгм2. Режимы коммутации

фаз двигателя: парная коммутация, шеститактная коммутация, микрошаговый режим с коэффициентами дробления шага кдр = 2, 3, 4, 8.

Результатом исследований получились семейства частотно-моментных характеристик электродвигателя, полученных при различных сочетаниях вышеперечисленных параметров управления. Некоторые результаты исследований представлены на рис. 2 и 3.

Технические характеристики объекта исследований

Пусковой ток, А, не более 0,32

Пусковой момент, Нм 0,14

Номинальный момент, Нм 0,11

Момент фиксации, Нм 0,0052

Электромагнитная редукция 32

Сопротивление фазы, Ом 42

Номинальная частота вращения, об./мин 20

Масса, кг, не более 0,26

Рис. 1. Режимы коммутации: а - парная; б - шеститактная; в - микрошаговый режим, кдр = 3

б

а

в

10 20 30 40 50 60

Рис. 2. Частотно-моментные характеристики электродвигателя при J„ = 0

70 Гц

Рис. 3. Частотно-моментные характеристики электродвигателя при JK = 110 3 кг м2

Рассмотрев результаты экспериментов, можно сделать вывод, что микрошаговый режим управления двигателем по сравнению с другими режимами является наиболее приемлемым. При работе в данном режиме электродвигатель развивает больший момент,

что видно по рис. 2 и 3. При этом значительно улучшается плавность хода, что наблюдалось визуально в процессе исследований.

УДК 681.5.03

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОГО МОДУЛЯ

Е. М. Курбатов, Т. Ю. Пенкина

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассматривается электромеханический модуль, состоящий из синхронного двигателя с электромагнитной редукцией и редуктора. Приведены расчётные модели двигателя и одной ступени редуктора.

Ключевые слова: математическая модель, электромеханический модуль, синхронный двигатель с электромагнитной редукцией, редуктор.

THE MATHEMATICAL MODEL OF THE ELECTROMECHANICAL MODULE

E. M. Kourbatov, T. Y. Penkina

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail:[email protected]

The electromechanical module consisting of the synchronous motor with an electromagnetic reduction and a reducer is considered. The motor design modules and one stage of the reducer are stated.

Keywords: mathematical model, electromechanical module, synchronous motor with an electromagnetic reduction, reducer.

В настоящее время быстрое развитие и усовершенствование электромеханических систем космических аппаратов (КА) требуют использования универсальных механизмов под разные типы антенн. Ряд зарубежных фирм, таких как МООв, АегоАех ЯиАв, изготавливают электромеханические модули (ЭММ), которые в общем случае содержат двигатель, несколько ступеней цилиндрической передачи редуктора и волновую зубчатую передачу (ВЗП).

ОАО «ИСС» также разработало и применило ЭММ в составе КА «Луч-5».

В данной работе представляется математическая модель электромеханического модуля, общий вид которого представлен на рис. 1.

В состав рассматриваемого модуля входит синхронный двигатель с электромагнитной редукцией (СДЭР), многоступенчатый редуктор с цилиндрической передачей, ВЗП и датчик угла.

Рис. 1. Общий вид ЭММ

Построение математической модели ЭММ производится за счет формирования математических моделей его составных частей.

Математическая модель СДЭР представляет собой дифференциальное уравнение, на базе которого в приложении Simulink пакета Ма^аЬ получена расчетная модель, показанная на рис. 2.

Рис. 2. Расчетная модель СДЭР

Рис. 3. Расчетная модель ступени редуктора

Редуктор состоит из нескольких ступеней цилиндрической передачи, содержащих нелинейность типа люфт, и выходного вала. В работе представлена расчетная модель одной ступени редуктора (см. рис. 3).

Для перехода к более точной модели ЭММ задача сводится к построению математических моделей всех

ступеней редуктора, датчика угла и зубчатой волновой передачи, что будет рассматриваться в дальнейших исследованиях.

УДК 62-523.2

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ НА ВОЗМУЩАЮЩИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ

Е. М. Курбатов, И. В. Чугунов

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Уменьшение габаритных характеристик современных космических аппаратов влечет за собой уменьшение момента инерции корпуса космического аппарата. При этом увеличивается площадь панелей солнечных батарей с одновременным увеличением их момента инерции. За счет уменьшения массы панелей солнечных батарей увеличивается их «податливость», т. е. уменьшается их жесткость. В связи с тем что требования к точности ориентации аппаратов повышаются, а собственные частоты существенно понижаются, появилась задача минимизации возмущающих воздействий от вращения солнечных батарей.

Ключевые слова: возмущающие воздействия, панели солнечных батарей, момент инерции, жесткость.

EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF ELECTROMECHANICAL DEVICES TO THE DISTURBING INFLUENCES

E. M. Kourbatov, I. V. Chugunov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: chugunoff. [email protected]

Decreasing of modern satellite overall characteristics entails decreasing the satellites body inertia moment. Under the circumstances the area of the solar panels and their inertia moment increase simultaneously. Due to the decreasing the solar panels weight their "compliance", i. e. their stiffness, increases. There is a requirement to increase the accu-

racy of the apparatus orientation, natural frequencies substantially decrease, the problem of minimizing the distributing influences of the solar panels rotation occurs.

Keyword: disturbing influences, the solar panels, moment of inertia, stiffness.

На космических аппаратах для платформ ЭКС-ПРЕСС-1000, ЭКСПРЕСС-2000 принято управление вращением солнечных батарей с использованием трех фиксированных скоростей:

1. Основной режим работы - режим работы с орбитальной скоростью.

2. Вспомогательный режим работы - режим с удвоенной орбитальной скоростью.

3. Режим вращения с поисковой скоростью.

Для блоков механических приводов батарей солнечных (далее - БМ ПБС) была проведена экспериментальная проверка влияния передаточного отношения и типа зубчатого зацепления шестерен редуктора механизма на качество вращения.

Испытания проводились в ОАО «ИСС им. академика М. Ф. Решетнева» и «НПО им. С. А. Лавочкина». Измерения механических воздействий сил и моментов на БМ ПБС были произведены на высокоточном силоизмерительном стенде, который предназначен для определения амплитудно-частотных характеристик сил и моментов, генерируемых при работе электромеханических приводов

Исследовалось три БМ ПБС:

1. Два БМ ПБС (БМ1 ПБС, БМ2 ПБС) были однотипны и имели в составе редукторы, состоящие из блоков зубчатых колес. Передаточное отношение равно 516. Внешний вид приведен на рис. 1.

Рис. 1. Внешний вид БМ ПБС

Отличие БМ1 ПБС от БМ2 ПБС заключается в конструктивном исполнении редуктора. БМ1 ПБС имеет редуктор с прямозубыми передачами с одной люфтовыбирающей ступенью. БМ2 ПБС имеет редуктор с косозубыми передачами с двумя люфтовыби-рающими ступенями.

2. Второй тип БМ ПБС (БМ3 ПБС) имел в составе редуктор с передаточным отношением i = 2023. Внешний вид приведен на рис. 2.

Рис. 2. Внешний вид БМ3 ПБС

В качестве двигателя во всех трех БМ ПБС применен однотипный синхронный электродвигатель с электромагнитной редукцией. Меняя с помощью генератора, частотомера и пульта скорость движения выходного вала, провели испытания с моментами инерции 20 кг м2, 200 кг м2.

Проведен сравнительный анализ уровня возмущающих моментов, создаваемых приводами при одинаковом моменте инерции и одинаковой частоте управления. Результаты приведены в таблице.

Из таблицы видно:

а) при моменте инерции 200 кгм2 БМ3 ПБС показал наименьший уровень возмущающих моментов в диапазоне от 0 до 2 Гц при частотах управления 0,3, 0,6 и 10 Гц;

б) при моменте инерции 20 кгм2 БМ3 ПБС показал наименьший уровень возмущающих моментов в диапазоне частот от 0 до 2 Гц при частотах управления 0,3 и 10 Гц.

Максимальная амплитуда возмущающего момента в диапазоне частот от 0 до 2 Гц и ее частота, Нм (Гц)

Момент инерции, кг-м2 Частота управления 0,3 Гц Частота управления 0,6 Гц Частота управления 10 Гц

Максимальная амплитуда возмущающего момента в диапазоне частот от 0 до 2 Гц и ее частота, Нм (Гц)

БМ1 ПБС БМ2 ПБС БМ3 ПБС БМ1 ПБС БМ2 ПБС БМ3 ПБС БМ1 ПБС БМ2 ПБС БМ3 ПБС

20 0,088 0,057 0,01 2,81410-3 1,999 10-3 4,294-Ю-4 4,242-10-2 — 1,351 10-3

200 0,047 0,046 0,009 3,805 10-3 4,693 10-3 3,303 10-3 9,14410-2 0,1028 8,6710-3

Анализ полученных данных показал, что примене- при всех прочих условиях увеличение передаточного ние косозубых передач при том же передаточном от- отношения сводится к значительному уменьшению. ношении уменьшают возмущающие воздействия, но

УДК 621.39

ОДНОЧАСТОТНЫЙ СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ИОНОСФЕРЫ

А. С. Курносов, Ю. Л. Фатеев

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Анализируются стандартные методы определения задержки сигнала в ионосфере. Данные методы имеют невысокую точность. Поэтому был создан одночастотный алгоритм измерения зенитной задержки с применением метода наименьших квадратов, который позволяет повысить точность определения задержки сигнала по сравнению со стандартными алгоритмами.

Ключевые слова: двухчастотный метод, ионосфера, ГНСС, фазовая неоднозначность, вертикальная ионосферная задержка.

THE SINGLE-FREQUENCY METHOD OF IONOSPHERIC PARAMETRS DEFINITION

A. S. Kurnosov, Iu. L. Fateev

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

The paper describes finding the vertical ionospheric delay and analyzes the standard methods of determining the signal delay in the ionosphere. These methods are not highly accurate. Therefore, a single-frequency measurement algorithm zenith delay using the method of least squares was created. This algorithm can improve the definition of the delay signal.

Keywords: Dual-frequency method, ionosphere, GNSS, phase ambiguity, signal delay.

На сегодняшний день стандартные методы определения задержки сигнала в ионосфере имеют ограниченную точность, связано это с задержками в каналах навигационной аппаратуры на частотах Ь1 и Ь2. В частности, точность двухчастотного метода ограничена аппаратурной погрешностью. Для повышения точности необходимо использовать фазовые методы, но там существует проблема разрешения фазовой неоднозначности.

Одночастотный способ определения параметров ионосферы

Ионосферная задержка, полученная по кодовым и фазовым измерениям псевдодальности равна по величине и противоположна по знаку, следовательно, наклонную задержку можно записать в виде

1н =:

R - L

2

(1)

где Я и Ь - кодовая и фазовая псевдодальность соответственно.

Кодовая псевдодальность имеет систематическую погрешность, а фазовая содержит неоднозначность, поэтому прямые измерения задержки сигнала в ионосфере по разности кодовой и фазовой псевдодальности невозможны.

Однако систематические погрешности при измерении можно считать постоянными, поэтому в приращениях разности кодовой и фазовой псевдодальностей систематическая погрешность отсутствует.

Запишем уравнение (1) с учетом того, что кодовая и фазовая псевдодальности являются приращениями соответствующих измерений:

AI„ =

AR -AL 2 ;

(2)

где АЯ = + 1) - Я(0 - приращение псевдодальности, измеренной по дальномерному коду НКА; АЬ = Ь(/ + 1) - Ь(/) - приращение псевдодальности, измеренной по фазе несущей частоты НКА; i - интервал секунд.

Приращение наклонной ионосферной задержки обусловлено изменением фактора наклона и вертикальной (зенитной) ионосферной задержки:

AIs =AOF (у)-1 v + OF (y)-AIv

(3)

где АOF(y) - приращение наклонного фактора; 1в -вертикальная задержка и А1в - приращение вертикальной задержки; у - угол места; i - интервал секунд. Предполагаем вертикальную задержку неизменной:

Д1н = AOF(у). 1в .

(4)

Следовательно, вертикальную задержку можно найти по следующему выражению [1-2]:

1 ((+1)-к(i))-(Ь(+1)-ь^)) (5)

в Аоб 2(у(/))-0¥(( +1))) . ( )

Рекуррентный весовой алгоритм определения параметров ионосферы

При малом интервале измерений наклонный фактор и наклонная задержка изменяются незначительно, при этом шум измерений остается неизменным. В результате погрешность определения вертикальной (зенитной) задержки будет большой. С увеличением длительности интервала измерений погрешность будет уменьшаться. С другой стороны, при увеличении интервала измерений изменяется сама вертикальная задержка, поэтому следует ограничивать измерительный интервал.

Оптимальным измерительный интервал будет в случае, когда приращение вертикальной задержки А/в будет сравнимо с шумовой погрешность измерения /в:

Д1в

AOF (у)'

(6)

Таким образом, для нахождения вертикальной задержки в ионосфере применим рекуррентный алгоритм, при котором новое измерение используется для уточнения решения, полученного ранее. Для создания рекуррентного алгоритма необходимо ограничивать измерительный интервал, при этом не отбрасывая ранее полученные данные. Это можно достичь за счет уменьшения влияния предыдущих данных на последующие за счет весового коэффициента.

Пусть имеются данные для расчета ионосферы на интервале i секунд. Уравнения для одного НКА имеет вид

А/н ()_А0Б (())- /в . (7)

Далее поступает еще одно односекундное измерение на момент времени /'+1. Для данного односекунд-ного интервала составляем уравнение

Д1н(1) = AOF(y(1)). 1в .

(8)

Теперь складываем уравнения (7) и (8), считая неизвестную вертикальную задержку неизменной:

А/н () + А/н (1) _ (АОБ (у(/)) + А0Б ((1)))- /в , (9)

и получаем уравнение для интервала времени i+1 секунд:

А/н ( + 1)_А0Б (( +1))+ /в. (10)

Введем весовой коэффициент, который вызывает старение данных. Умножим на весовой коэффициент обе части уравнения (7) для интервала времени за i секунд. При этом данное уравнение остается справедливым:

(1 - kf ) -Ыв (i) = (1 - kf ). AOF (у (i)). 1в . (11)

Прибавим к (11) уравнение (8), при этом считая, что неизвестный параметр 1н тот же самый в обоих уравнениях:

(1 - kf) -AI н (i ) + ДIн (1)= .

= [(1 - kf ) - AOF ( y (i)) + AOF ( (1))] ]. (12)

В итоге получили рекуррентный весовой алгоритм определения параметров ионосферы.

Недостаток данного способа заключается в том, что при наблюдении за спутниками с большим углом возвышения изменение фактора наклона будет небольшим. Соответственно, медленное изменение фактора наклона приводит к тому, что первое слагаемое в правой части формулы (3), становится меньше второго слагаемого, и алгоритм перестает работать.

Выходом из данного положения является использование в расчете всех видимых спутников, а для того чтобы учитывать значимость НКА в зависимости от текущего приращения наклонного фактора, необходимо применять метод наименьших квадратов.

Одночастотный метод имеет хорошие перспективы, так как имеет преимущество перед двухчастот-ным кодовым методом, потому что не надо использовать сложную двухчастотную аппаратуру, а также точный код. Это намного удешевляет аппаратуру потребителя. Одночастотный метод имеет большую точность по сравнению с методом компенсирования задержки в ионосфере с помощью модели Клобучара.

Библиографические ссылки

1. Казанцев М. Ю. Уменьшение погрешности навигационных измерений в одночастотной аппаратуре потребителя систем ГЛОНАСС и GPS за счет учета влияния ионосферы: автореф. дис. ... канд. техн. наук: 05.12.04. Красноярск, 2003. 24 с.

2. Memarzadeh Y. Ionospheric modeling for precise GNSS applications. Delft Universuty of Technology, 2009. 242 c.

References

1. Kazantsev M. Yu. Umen'shenie pogreshnosti navigatsionnykh izmereniy v odnochastotnoy apparature potrebitelya sistem GLONASS i GPS za schet ucheta vliyaniya ionosfery: avtoref. dis. kand. tekhnicheskikh nauk: 05.12.04 (Decrease measurement errors in a single-frequency navigation equipment of GLONASS and GPS by accounting for the influence of the ionosphere, Thesis or Dissertation style, Ph.D. dissertation , Siberian Federal University, 2003), Krasnoyarsk, 2003 24 p.

2. Memarzadeh Y. Ionospheric modeling for precise GNSS applications. Delft Universuty of Technology, 2009. 242 p.

ст

R

УДК.629.783

ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ АЛГОРИТМА УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДОМ

СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЦЕЛЬЮ СОЗДАНИЯ МОМЕНТОВ ДЛЯ РАЗГРУЗКИ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКОГО ИСПОЛНИТЕЛЬНОГО ОРГАНА СОС

С. В. Латынцев, С. В. Меус, А. В. Овчинников, А. А. Бабанов

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Кратко рассмотрены основные причины возникновения возмущающих моментов и способы их компенсации для космических аппаратов на геостационарной орбите разработки ОАО «ИСС», использование сил солнечного давления для создания моментов сил, сравнение расчетной и реальной экономии топлива.

Ключевые слова: система ориентации и стабилизации, бюджет топлива, солнечное давление.

EFFICIENCY EVALUATION OF SPACECRAFT SOLAR ARRAY DRIVE CONTROL ALGORITHM FOR THE PURPOSE OF CREATING TORQUES FOR ADCS REACTION

WHEELS MOMENTUM DAMPING

S. V. Latyncev, S. V. Meus, A. V. Ovchinnikov, A. A. Babanov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The main reasons of appearance of disturbing torques and methods of their compensation for the spacecraft at geostationary orbit designed by JSC "ISS" are presented; using the sun pressure forces to create torques, comparison of theoretical and practical economy of propellant are overviewed

Keywords: attitude determination and control system, propellant budget, solar pressure.

При полете космического аппарата (КА) на него действуют возмущающие моменты различного рода, в результате чего увеличивается модуль скорости вращения управляющих двигателей-маховиков, входящих в состав системы ориентации и стабилизации. На КА, работающие на геостационарной орбите, наибольшее влияние оказывают возмущения от работы реактивных двигателей коррекции орбиты. Максимальные скорости вращения двигателей-маховиков ограничены, поэтому при достижении ими определенных скоростей, во избежание потери ориентации КА на Землю, производится включение реактивных двигателей ориентации таким образом, чтобы скорости вращения маховиков уменьшались. Отсюда вытекает следующая проблема: чем больше срок активного существования аппарата, тем больший запас топлива необходимо иметь на борту. На сегодняшний день проблема решается наличием необходимого запаса топлива на борту аппарата. Одним из решений является использование сил солнечного давления.

Главная идея использования солнечного давления заключается в том, чтобы конструкция в целом напоминала пропеллер, тогда имеется возможность использовать давление солнечного ветра для создания моментов нужного знака [1], а именно: при отклонении панелей батарей солнечных (БС) от направления на Солнце на углы одинаковой величины, но разных знаков, создается пара сил, которая, в свою очередь, порождает момент сил, заставляющий при неизменной ориентации КА изменять скорости вращения двигателей-маховиков.

На этапе проектирования КА при расчете необходимого количества топлива двигателей ориентации закладывается около 7 % от общей массы топлива на парирование возмущений от возможной непараллельности панелей БС. Иными словами, на сегодняшний день на этапе проектирования возможность разгрузки маховиков крыльями БС не учитывается.

Расчет возможной экономии топлива проводился путем математического моделирования процесса коррекции орбиты при различных начальных условиях. По данным расчета для КА производства ОАО «ИСС» на базе платформы «Экспресс-1000Н», экономия топлива двигателей ориентации за счет использования разработанного алгоритма составляет 5,5 % от общего количества.

Экономия, полученная при натурной эксплуатации КА длительностью около двух лет, составляет примерно 10 % от общих затрат топлива. Разница между расчетными и полученными результатами обусловлена консервативностью методики расчета: расчетные значения возмущающих моментов больше, чем наблюдаемые на практике.

Разработанный алгоритм подтвердил свою эффективность на практике, поэтому из бюджета топлива вновь разрабатываемых КА можно исключить составляющую от сил «паразитного» солнечного давления. В настоящее время разрабатываются усовершенствованные алгоритмы разгрузки, за счет совместного использования двигателей ориентации и панелей БС планируется увеличить экономию топлива.

Библиографические ссылки

References

1. Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1980. 172 с.

2. Раушенбах Б. В. Управление ориентацией космических аппаратов. М. : Наука, 1974. 600 с.

1. Kargu L. I. Angular stabilization system of the spacecraft. Moscow, Mashinostroenie, 1980. 172 p.

2. Raushenbah B. V. Attitude control of spacecraft. Moscow : Nauka, 1974, 600 p.

УДК 621.396.946"313"

ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ КАЗАХСТАНА

В. Д. Лефтер, Б. Т. Кудабаев, Ш. Г. Свогузов, М. Ж. Анаров

АО «Республиканский центр космической связи» Республика Казахстан, 010000, г. Астана, ул. Джангельдина, 34. E-mail: [email protected]

Описаны этапы развития спутниковой связи Казахстана, проблемы и перспективы развития. Ключевые слова: спутниковая связь.

THE HISTORY OF SATELLITE COMMUNICATIONS IN KAZAKHSTAN

V. D. Lefter, B. T. Kudabaev, S. G. Svoguzov, M. Zh. Anarov

JSC "Republican center of space communication" 34, Dzhangeldin str., Astana, 010000, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

The stages of development of Kazakhstan's satellite communications, problems and prospects for the development are described.

Keywords: satellite communications.

Спутниковая связь - очень молодая и динамично развивающаяся отрасль, на сегодняшний день ей даже нет 100 лет, всего-то 56 лет.

Как известно, впервые идею спутниковой связи представил в 1945 году англичанин Артур Кларк. В радиотехническом журнале он опубликовал статью о перспективах ракет, подобных «Фау-2», для запуска спутников Земли в научных и практических целях. Знаменателен последний абзац этой статьи: «Искусственный спутник на определенном расстоянии от Земли будет совершать один оборот за 24 ч. Он будет оставаться неподвижным над определенным местом и в пределах оптической видимости почти с половины земной поверхности. Три ретранслятора, размещенные на правильно выбранной орбите с угловым разнесением на 120°, смогут покрыть телевидением и УКВ радиовещанием всю планету».

А уже 13 мая 1946 г. подписано постановление о создании в СССР ракетной отрасли науки и промышленности. В его развитие в августе 1946 г. Сергея Королева (академика с 1958 г.) назначили главным конструктором баллистических ракет дальнего действия.

В январе 1956 г. было подготовлено и 30 января подписано постановление Правительства о создании неориентированного ИСЗ под секретным шифром «Объект Д» массой 1 000-1 400 кг с аппаратурой для научных исследований массой 200-300 кг.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Ранее, 12 февраля 1955 г., на территории Казахской ССР в районе станции Тюратам, силами армии под командованием генерала Шубникова началось строительство научно-исследовательского и испытательного полигона № 5, с 1961 г. это место станет известным как космодром Байконур.

4 октября 1957 г. в 22 ч 28 мин 3 с по московскому времени был осуществлен старт. Через 295,4 с спутник и центральный блок ракеты-носителя вышли на орбиту. Впервые была достигнута первая космическая скорость, рассчитанная основателем классической физики и закона всемирного тяготения англичанином Исааком Ньютоном (1643-1727). Она составляла для первого ИСЗ 7 780 м/с. Наклонение орбиты спутника равнялось 65,1°, высота перигея 228 км, высота апогея - 947 км, период обращения 96,17 минут, когда на полигоне приняли ставшие тут же известными всему человечеству сигналы «БИП-БИП-БИП». Так началось существование спутниковой связи. Первый спутник существовал 92 дня (до 4 января 1958 г.). За это время он совершил 1 440 оборотов, центральный блок работал 60 дней, он наблюдался простым глазом как звезда 1-й величины.

Первый активный радиоретранслятор «Score» был запущен в США 18 декабря 1958 года на наклонную эллиптическую орбиту с высотой апогея 1 481 км, перигея 177 км. Аппаратура спутника состояла из

двух приемопередатчиков, работавших на частотах 132,435 и 132,095 МГц. Работа производилась в режиме замедленной ретрансляции. Запоминание сигнала, посланного наземной передающей станцией, производилось путем записи на магнитную ленту. В качестве источников питания применялись серебряно-цинковые аккумуляторы емкостью 45 ампер-час при напряжении 18 вольт. Продолжительность связи составляла приблизительно 4 мин за 1 оборот спутника. Производилась ретрансляция 1 телефонного или 7 телетайпных каналов. Срок службы спутника равнялся всего 34 дням. Спутник сгорел при входе в атмосферу 21 января 1959 года.

На сегодняшний день спутниковая связь - это не только спутник связи, а довольно большой и сложный комплекс составляющих, первая из которых - это наземный сегмент, т. е. это земные станции у потребителей и операторов спутниковой связи.

В Республике Казахстан сложилось так, что сначала развивался наземный сегмент космической связи. В силу своих географических особенностей, таких как огромная территория, низкая плотность населения, и были созданы идеальные условия для использования спутниковой связи.

Так, в 1996 году Казахстаном подписано соглашение с международным консорциумом «ИНТЕЛСАТ»

06 аренде ресурса спутника «Интелсат-703». К концу года спутник был выведен в точку стояния 57 градусов в. д. с лучом Ku-диапазона, оптимально охватывающим территорию Казахстана.

И на сегодня в Казахстане существует порядка

7 ведущих операторов, предоставляющих услуги с использованием спутниковой связи, такие как АО «Казахтелеком», АО «ASTEL», АО «Казтелера-дио», АО «Нурсат», ТОО «2Day'Telecom», АО «Kaztranscom», АО «KazSatNet». Они арендуют ресурс у таких компаний как «ИНТЕЛСАТ», NSS, ФГУП «Космическая связь», а также у отечественного спутникового оператора АО «Республиканский центр космической связи».

Вторая важная составляющая - это орбитальный частотный ресурс. Дефицит орбитально-частотного ресурса для систем спутниковой связи и вещания на геостационарной орбите уже давно стал одной из основных проблем радиосвязи, обусловленной естественной ограниченностью угловых размеров уникальной геостационарной орбиты (360°) и ограниченностью выделенных для спутниковой связи полос частот в удобных для практической реализации диапазонах.

Проблема дефицита орбитально-частотного ресурса сегодня все чаще затрагивает и действующие геостационарные сети. В сложной помеховой обстановке, сложившейся из-за перегрузки геостационарной орбиты спутниками фиксированной спутниковой связи, участились случаи возникновения взаимных помех между сетями различных администраций, что стало препятствовать нормальной эксплуатации части орби-тально-частотного ресурса на действующих спутниках.

В результате получение частотного ресурса для создания и развития сетей связи и вещания представ-

ляет серьезную проблему. А в ряде случаев является главным препятствием для развития многих проектов в области связи и вещания.

Казахстан не стал исключением и также столкнулся с этой проблемой. После получения независимости у Республики не было собственного орбитально-частотного ресурса. Так, например, по межправительственному договору КА «Kaz-Sat-1» был размещен в позиции 103° в. д., принадлежащей Российской Федерации. В настоящее время ведется работа по защите и координации заявленного орбитально-частотного ресурса для казахстанских спутников связи, это серьезный, трудоемкий и очень важный процесс.

Третья и четвертая составляющие - это спутник связи и наземный комплекс управления космическими аппаратами.

Ведь важно создать не только надежный спутник, но и создать и поддерживать надежную наземную инфраструктуру управления космическим аппаратом.

30 декабря 2003 года Постановлением Правительства Республики Казахстан № 1355В «Некоторые вопросы создания и запуска национального геостационарного спутника связи и вещания» создали акционерное общество «Республиканский центр космической связи и электромагнитной совместимости радио -электронных средств» со стопроцентным участием государства в уставном капитале, основными видами деятельности которого в том числе были обозначены эксплуатация национальных космических аппаратов связи и вещания и наземного комплекса управления их полетом, а также предоставление транспондеров национальных космических аппаратов связи и вещания.

В январе 2004 г. был заключен контракт на создание и запуск космического аппарата «КазСат-1», и в 2006 г. 18 июня был осуществлен успешный запуск.

В 2005 г. велось создание наземного комплекса управления в г. Акколь.

17 октября 2006 г. после завершения испытаний первый казахстанский геостационарный спутник связи и вещания «KazSat», а также наземный комплекс управления и системы мониторинга связи в г. Акколь были приняты заказчиком.

Коммерческая эксплуатация спутника была начата в ноябре 2006 г. на спутник были переведены сети телевещания и интернет-коммуникации. К концу 2007 г. загрузка спутника составила 70 % от емкости аппарата.

К сожалению, спутник «KazSat» вследствие произошедшей нештатной ситуации в системе управления, с 8 июня 2008 г. находился в режиме неориентированного полета. Отклоняясь от точки стояния, космический аппарат представлял собой угрозу для свободной работы других спутников, принадлежащих иностранным государствам и размещенным на геостационарной орбите. Возможное столкновение космических аппаратов на орбите могло привести к непоправимым последствиям и возникновению у Республики Казахстан обязательств по возмещению нанесенного при этом материального ущерба. В соответствии с Решением Правительства Республики Казахстан в период с 6 августа 2009 г. по 13 августа

2009 г. были проведены мероприятия по уводу аварийного космического аппарата «KazSat» на орбиту захоронения. 14 августа 2009 г. спутник «KazSat» переведен на орбиту захоронения, все работы по управлению полетом космического аппарата завершены.

Уже в 2006 году с ГКНПЦ им. Хруничева был подписан контракт по созданию и запуску второго национального спутника связи «KazSat-2». В связи с тем, что первоначально спутник был прототипом «KazSat-1», «KazSat-2» подвергся существенной доработке, например, все измерительные приборы системы стабилизации и ориентации были заменены на зарубежные аналоги производства EADS Astrium и Sodern и др.

А 16 июля 2011 года аппарат был успешно запущен на геостационарную орбиту. На сегодняшний день все системы аппарата работают в штатном режиме, и загрузка спутника составляет 66 % от запланированной мощности.

20 июня 2011 года был заключен контракт на создание и запуск КА «KazSat-3» с ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева». В настоящее время ведутся работы по созданию спутника. Запуск запланирован на первый квартал 2014 г.

На наземном комплексе управления в 2011 г. закончилась модернизация наземного сегмента под проект «KazSat-2». И в 2013 г. заканчивается модернизация наземного комплекса под проект «КазСат-3».

Также в 2013 г. под Алматы создан резервный наземный комплекс управления, который сможет полностью резервировать наземный комплекс, находящийся в Акколе.

Пятая, самая важная составляющая, без которой будущее космической связи в Казахстане невозможно, - это кадры.

Необходимо отметить, что, несмотря на серийность запускаемых космических аппаратов, каждый аппарат - это уникальное изделие и требует особого подхода в процессе управления и эксплуатации. Уникальность в свою очередь накладывает определенные трудности в наличии специалистов, способных обучать подрастающее поколение.

На наземном комплексе управления космическими аппаратами в городе Акколь работают специалисты, прошедшие теоретическое и практическое обучение в рамках договора с ГКНПЦ имени М. В. Хруничева по программе обучения персонала космической системы «KazSat» на ведущих предприятиях космической отрасли Российской Федерации, большинство из кото-

рых закончили ведущие российские вузы, такие как Военная инженерно-космическая академия им. А. Ф. Можайского, МГУ имени М. В. Ломоносова, Московский авиационный институт и его Байконурский филиал «Восход», Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники; Сибирский государственный университет телекоммуникации и информации, Ленинградский военно-механический институт и другие.

В настоящее время специалисты НКУ КА «Ак-коль» периодически проходят переподготовку и повышение квалификации на ведущих космических предприятиях России. За кратчайшие сроки казахстанские специалисты научились самостоятельно управлять НКУ за КА и т. д., также дана хорошая оценка их работе зарубежными странами.

Осенью 2005 года началась подготовка специалистов для наземного комплекса управления полетами (далее - НКУ).

Обучение проводилось под эгидой Научно-исследовательского института космических систем им М. А. Максимова, непосредственно на производственных мощностях ФГУП «Космическая связь», в Центрах космической связи «Шаболовка», «Скол-ково» и «Дубна».

В 2011 году Научно-исследовательсий институт космических систем им. М. А. Максимова провел курс практического и теоритического обучения по проекту «Ка78а1-2» уже на производственных мощностях наземного комплекса в г. Акколь и сектора управления Главного конструктора малых космических аппаратов ФГУН ГКНЦ им. Хруничева.

9 сентября 2013 года началось обучение по проекту «Ка7§а1-3», проводимые ОАО «Информационные спутниковые системы».

С 2005г. на базе НКУ, созданного в г. Акколь, ведется подготовка специалистов, где на протяжении 7 лет проходят производственную практику студенты казахстанских вузов.

На сегодняшний день Казахстану очень важно понимать, что люди - это главный двигатель прогресса нашей страны, что потенциал страны зависит от квалифицированных и образованных инженеров, физиков, математиков, педагогов, что, даже несмотря на наличие высокотехнологического оборудования, без обученного грамотного персонала никакая система не жизнеспособна.

УДК 621.3.34

МОДЕЛИРОВАНИЕ ИМПУЛЬСНОГО ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ТОКА СТЕНДА ДЛЯ ДИАГНОСТИКИ РЕСУРСНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК АККУМУЛЯТОРОВ

Д. К. Лобанов, А. С. Федченко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: [email protected]

Рассматривается структура стенда для диагностики ресурсных характеристик аккумуляторов, приведены результаты имитационного моделирования в P-Spice модели импульсного преобразователя тока.

Ключевые слова: импульсный преобразователь, аккумуляторная батарея, системы электропитания, ресурсные характеристики.

MODELING BENCH SWITCHING POWER CONVERTER FOR TESTING ACCUMULATOR BATTERY RESOURCE CHARACTERISTICS

D. K. Lobanov, A. S. Fedchenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

Structure of accumulator battery resource characteristics testing bench and results of switching power converter Micro-Cap simulation are presented.

Keywords: power converter, accumulator battery, power supply systems, resource characteristics.

Ресурсные испытания аккумуляторных батарей (АБ) в настоящее время проводятся при наземной экспериментальной отработке и занимают длительное время. В то же время ведущие мировые производители используют метод динамического стрессового тестирования (ДСТ). Данный метод основан на выборке аккумуляторов от каждой партии, предназначенной для комплектации летной АБ, и позволяет оценить ресурсные характеристики конкретных образцов аккумуляторов при их разряде сверхбольшими токами.

Использование метода ДСТ позволяет сократить время испытаний.

Стенд осуществляет имитацию различных режимов работы аккумуляторного элемента, таких как: заряд или разряд аккумуляторных элементов постоянным током, заряд или разряд аккумуляторных элементов постоянной мощностью; допускает создание режимов для переполюсовки аккумуляторных элементов, обеспечивает энергосбережение при одновременных испытаниях большого числа аккумуляторных элементов.

Рис. 1. Структура стенда для ресурсных испытаний АБ

Время t, 2,5 мс/дел

а б

Рис. 2. Переходные процессы при изменении тока разряда в макете (а) и в модели (б) ИПТ. Кдт = 3,5 мВ / А

Структура стенда изображена на рис. 1. Стенд включает в себя: источник постоянного напряжения, нагрузочное устройство рекуперационного типа (НУРТ), электронные ключи (К1-К4), датчик тока (ДТ) и датчик напряжения (ДН), ПЭВМ, автоматизированный измерительный комплекс (АИК), источник бесперебойного питания (ИБП), устройство связи.

Заряд и разряд аккумуляторного элемента осуществляются от источника постоянного напряжения через электронные ключи. Стабилизация зарядного или разрядного тока или мощности осуществляется с помощью нагрузочного устройства рекуперационного типа по показаниям датчиков тока и напряжения. Наличие источника постоянного напряжения в цепи разряда аккумуляторного элемента позволяет не только производить разряд аккумулятора до малых напряжений, но и изменить полярность на его полюсах.

Основу стенда составляет импульсный преобразователь тока (ИПТ), содержащий источник постоянного напряжения, нагрузочное устройство рекупераци-онного типа, электронные ключи, датчик тока АЭ,

датчик напряжения АЭ и ПЭВМ, который должен обеспечивать следующие установочные характеристики:

1. Диапазон изменения тока заряда аккумулятора от 1 до 80 А (дискретность 0,1 А).

2. Диапазон изменения тока разряда в диапазоне от 1 до 160 А (дискретность 1 А).

3. Диапазон изменения временных интервалов от 1 с до нескольких часов с шагом не более 1 с, погрешность воспроизведения интервала - не более 1 %.

Были созданы натурный макет ИПТ и Р-8рюе модель ИПТ, отвечающие заданным установочным характеристикам. По результатам испытаний макета были уточнены параметры имитационной модели и проведены вычислительные эксперименты, подтвердившие адекватность модели. Один из результатов сравнительных экспериментов модели и макета показан на рис. 2.

УДК 621.396.67

СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ГЕОМЕТРИИ КРУПНОГАБАРИТНОЙ ТРАНСФОРМИРУЕМОЙ АНТЕННЫ И ЕЕ НАВЕДЕНИЕ

М. Г. Матыленко, М. О. Дорофеев, Е. В. Бикеев, А. А. Алексеенко

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Проанализированы требования к системе контроля геометрии крупногабаритной трансформируемой антенны, а также возможные варианты ее состава. Осуществлен выбор оптимального состава системы.

Ключевые слова: крупногабаритная трансформируемая антенна, система контроля геометрии антенны, точность поверхности рефлектора.

CONTROL SYSTEM OF LARGE-SIZED TRANSFORMED ANTENNA GEOMETRY

M. G. Mathylenko, M. O. Dorofeev, E. V. Bikeev, A. A. Alexeenko

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Requirements to the control system of large-sized transformed antenna geometry and possible variants of its structure are analysed. The choice of optimum structure of the system is realised.

Keywords: large-sized transformed antenna, antenna geometry control system, reflector surface accuracy.

Оценка современного состояния космической отрасли показывает перспективность развития широкополосной связи, что непосредственно связано с необходимостью создания космических аппаратов (КА), имеющих в своем составе крупногабаритные трансформируемые антенны (КТА) с рефлектором большого размера (диаметром более 12 м) и глобальной зоной покрытия. На сегодняшний день ведутся отечественные и зарубежные исследования, направленные на разработку подобных КА.

Ввиду больших габаритов КТА затруднена отработка их в наземных условиях: отработка облучателя, штанги рефлектора и самого рефлектора выполняется раздельно, что приводит к большим погрешностям взаиморасположения облучателя и рефлектора, а это в свою очередь - к погрешностям наведения, деформации главного луча и уменьшению коэффициента усиления КТА.

Для отработки раскрытия рефлектора в наземных условиях с контролем точности его радиоотражающей поверхности после раскрытия требуется сложнейшая система обезвешивания, которая по сложности конструкции и ее стоимости не уступает самому рефлектору, поэтому экспериментальная отработка вопросов точности его радиоотражающей поверхности в полном объеме нецелесообразна.

Кроме того, использование КТА в составе КА при его классической компоновке приводит к существенной несимметрии конструкции КА, при этом чем больше КТА, тем больше несимметрия. Большая площадь радиоотражающей поверхности рефлектора приводит к появлению больших возмущающих моментов от сил солнечного давления из-за несимметрии к появлению гравитационного момента, что в свою очередь затрудняет или делает невозможным управление КА с обеспечением срока активного существования 15 лет. Например, для КА с КТА, имеющим в своем составе рефлектор диаметром 48 метров, требуется компенсация кинетического момента от сил солнечного давления в 1300 Н • м • с .

Для обеспечения требований к точности геометрии КТА и ее наведению в заданное положение при штатной эксплуатации необходима прецизионная система контроля геометрии антенны (СКГА). СКГА должна обеспечивать заданную точность профиля отражающей поверхности рефлектора КТА относительно его теоретического профиля, а также точность его позиционирования относительно облучателя. Учитывая задачи, возложенные на СКГА, необходимо определить основные подходы и принципы построения подобной системы, а также проработать варианты ее компоновок.

По выполнении задач СКГА можно условно разделить на подсистему измерения и подсистему управления.

Подсистема измерения должна иметь в своем составе:

- прибор, работающий по принципу 3Б-камер и позволяющий определять пространственные координаты некоторого количества контрольных точек (КТ) с заданной точностью, а также осуществлять визуальный контроль на этапе раскрытия рефлектора;

- контрольные элементы на основе световозвра-щающих пленок;

- алгоритмы определения пространственного положения и формы рефлектора.

Подсистема управления должна иметь в своем составе:

- устройство регулировки положения рефлектора;

- устройства поднастройки формы рефлектора;

- алгоритмы управления положением и формой рефлектора.

В рамках данной работы рассмотрены несколько вариантов состава СКГА. Проведенный сравнительный анализ массово-габаритных характеристик и потребления этих вариантов, а также анализ погрешностей отклонения положения рефлектора позволил выявить оптимальный вариант состава системы.

Библиографические ссылки

1. Патент W02011089198. Шестистержневая конструкция (патентообладатель - SCHWAB MARTIN, Германия).

2. Патент РФ RU2370864. Зонтичная антенна космического аппарата / В. И. Халиманович, А. И. Величко, Г. В. Шипилов, А. В. Романенко и др. 2008.

3. Патент РФ RU2418346. Зонтичная антенна космического аппарата / Н. А. Тестоедов, В. И. Халиманович, А. И. Величко, А. В. Леканов, Г. В. Шипилов и др. 2009.

4. Выбор приборного состава системы определения геометрии крупногабаритной трансформируемой антенны / Г. П. Титов, М. Г. Матыленко, Е. В. Бикеев, М. О. Дорофеев // Решетневские чтения: материалы XV Междунар. науч. конф., посвящ. памяти генер. конструктора ракет.-космич. систем акад. М. Ф. Ре-шетнева (10-12 ноября 2011, г. Красноярск) : в 2 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. С. 98-99.

5. Исследование влияния упругих колебаний крупногабаритных элементов конструкции космического аппарата на искажение геометрических характеристик рефлектора / В. А. Бушинский, О. П. Клишев, А. И. Матырев // Космонавтика и ракетостр. 2007. № 2. С. 102-108.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

6. Задача компьютерного моделирования при создании крупногабаритных трансформируемых рефлекторов / С. В. Пономарев, В. И. Халиманович // Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики : материалы 5 Всерос. науч. конф., Томск, 3-5 окт., 2006. С. 38-42.

References

1. Patent W02011089198 «Six-rod construction» (Assignee - SCHWAB MARTIN, Germany).

2. Patent of Russian Federation RU2370864 «Umbrella-type antenna of the space vehicle» / V. I. Halimanovich, A. I. Velichko, G. V. Shipilov, A. V. Romanenko, etc., 2008.

3. Patent of Russian Federation RU2418346 «Umbrella-type antenna of the space vehicle» / N. A. Testoedov, V. I. Halimanovich, A. I. Velichko, A. V. Lekanov, G. V. Shipilov etc., 2009.

4. Selection of instrument structure of the large-sized transformed antenna geometry definition system / G. P. Titov, M. G. Mathylenko, E. V. Bikeev, M. O. Doro-

feev // Reshetnevsky readings: materials of XV Mezhdunar. scientific conference, devoted Memories gener. the designer rocket.-spac. systems acad. M. F. Reshetneva (on November, 10-12th 2011, Krasnoyarsk): in 2 unit // under gen. edit. JU.JU.Loginov; SybGAU. Krasnoyarsk, 2011, p. 98-99.

5. Oscillations elastic influence research of large-sized construction elements of the space vehicle on distortion of reflector geometrical performances // V. А. Bushinsky, O. P. Klishev, A. I. Matyrev // Astronaut. and rocket. 2007. № 2, p. 102-108.

6. Problem of computer modeling at creation of large-sized transformed reflectors / S. V. Ponomarev, V. I. Hali-manovich // Fundamental and application problems of modern mechanics : materials 5 All-Russia scientific conferences, Tomsk, 3-5 october, 2006. p. 38-42.

УДК 621.311.69

ИМИТАТОР ЗАРЯДНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК АККУМУЛЯТОРНОЙ БАТАРЕИ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Е. А. Мизрах, М. Н. Волочаев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

Разработана и исследована P-Spice модель устройства, имитирующего зарядные характеристики Li-ion аккумуляторной батареи. Имитатор предназначен для испытаний систем электропитания космических аппаратов в наземных условиях.

Ключевые слова: системы электропитания, имитатор, аккумуляторная батарея, зарядные характеристики, моделирование.

ACCUMULATOR BATTERYCHARGER CHARACTERISTIC IMITATOR FOR POWER SUPPLY SYSTEMS OF SPACECRAFT TESTING

E. A. Mizrah, M. N. Volochaev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

The P-Spice model of the device that simulates the charging descriptions of Li-ion battery was developed and analyzed. The imitator is destined to testing power supply systems of spacecrafts in earth-based conditions.

Keywords: power supply systems, imitator, accumulator battery, charger characteristic, modeling.

Для наземных испытаний систем электропитания (СЭП) широко используются имитаторы аккумуляторных батарей (АБ). Основными недостатками известных имитаторов АБ являются: а) недостаточная точность воспроизведения зарядных и разрядных характеристик Li-ion АБ; б) отсутствие имитации динамических характеристик (полного внутреннего сопротивления) АБ, что снижает качество проводимых электрических испытаний СЭП.

В работе исследованы статические и динамические характеристики имитатора зарядных характери-

стик АБ (рис. 1) с помощью пакета схемотехнического моделирования М1сго-САР.

В составе СЭП ЗУ обеспечивает заряд АБ постоянным током. НРЭ, УН1 и ДН образуют контур стабилизации напряжения иАБ. Воспроизведение зарядных характеристик (зависимости напряжения иАБот емкости С) обеспечивается с помощью функциональной обратной связи, содержащей ДТ, ИНТ, УН2 и ФП.

Для исследования статических и динамических характеристик АБ в режиме заряда разработана в сре-

де Мюго-САР Р-8р1се модель (рис. 2), соответствующая структурной схеме (рис. 1).

Для имитации заряда в М1сго-САР в качестве ФП использовался функциональный источник напряжения, характеристика которого иФП(С) определяется выражением

Ифп(С) = ихх - иАБ(С),

где С - емкость АБ; иАБ(С) - зарядная характеристика АБ (рис. 3).

Обеспечение заданных динамических характеристик (полного внутреннего сопротивления) АБ потребовало введения коррекции в прямую цепь имитатора, а также дополнительных индуктивностей и сопротивления. Результаты моделирования представлены на рис. 4.

Рис. 1. Структурная схема имитатора зарядных характеристик АБ ЗУ - зарядное устройство; НРЭ - непрерывный регулирующий элемент; ДН - делитель напряжения; ДТ - датчик тока; ИНТ - интегратор; УН - усилитель напряжения; ФП - функциональный преобразователь

Рис. 2. Р-8рюе модель зарядных характеристик имитатора АБ

Рис. 3. Характеристики имитатора АБ и приведенная ошибка воспроизведения характеристики иАБ(С)

Рис. 4. Импеданс имитатора АБ и приведенная ошибка воспроизведения импедансных характеристик

Результаты моделирования показали, что разработанный имитатор АБ позволяет достаточно точно воспроизводить не только зарядные характеристики, но и импедансные частотные характеристики Li-ion АБ. Приведенная ошибка воспроизведения зарядных

характеристик не превышает 1,5 %, импедансных частотных характеристик - 3 %.

УДК 62-1/-9

СИСТЕМНЫЙ АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОРБИТАЛЬНОЙ ИНСПЕКЦИИ

В. А. Николаев, О. Б. Фисенко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: [email protected], [email protected]

Рассматривается возможность системного анализа для улучшения работоспособности космических аппаратов-инспекторов.

Ключевые слова: космический аппарат-инспектор, орбитальная инспекция, системный анализ.

SYSTEM ANALYSIS OF THE EFFECTIVENESS OF ORBITAL INSPECTION

V. A. Nikolaev, O. B. Fisenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

This article considers the possibility of systems analysis to improve the survivability of the spacecraft - the inspectors.

Keywords: Spacecraft inspector, orbital inspection, systems analysis.

Данный этап развития космической техники обозначен как интенсивный рост числа создаваемых и запускаемых космических аппаратов на околоземную орбиту.

Но трудность, возникшая на данном этапе, заключается в том, что наземные средства контроля космического пространства неспособна обеспечить достаточной информацией о назначении космических аппаратов, технических характеристиках, особенностях функционирования.

Возникают задачи, которые решаемы средствами космического базирования:

• распознавание космического объекта;

• распознавание работоспособности и технического состояния;

• контроль космической обстановки.

Для решения этих задач существуют космические аппараты-инспекторы.

На данном этапе развития известны успешно реализованные проекты КА-инспекторов:

• «XSS», «SBSS», система «Orbital Express» -США;

• «BX-1», «Шицзянь-12» - Китай;

• «Prisma» - Швеция;

• «SNAP» - Великобритаия.

Все космические аппараты-инспекторы имеют одну цель - получение информации за заданное время, а также характеризуются требованиями:

• маневренность КА;

• оперативность выполнения поставленной задачи. (Для этого требуется увеличение силы тяги двигателей и мощности энергоустановки. Результатом является увеличение массы аппарата).

КА-инспекторы оснащены химическими ракетными двигателями, но наряду с данными двигателями практический интерес вызывают КА, осуществляющие инспекцию с малой тягой, создаваемой электрореактивными энергодвигательными модулями.

При проектировании сложных технических систем применяется системный подход.

Задачей системного проектирования является выбор проектных параметров космических аппаратов, универсальных для решения поставленных задач.

Так, актуальной проблемой становится разработка методики анализа эффективности космической инспекции с помощью КА-инспекторов.

УДК 621.37

РАЗРАБОТКА КОНТРОЛЛЕРА СИСТЕМЫ БОРТОВОГО ПИТАНИЯ МАЛЫХ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

А. А. Сушков, Н. М. Боев

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описывается контроллер системы бортового питания малых беспилотных летательных аппаратов, рассмотрены основные принципы построения системы контроля питания для БПЛА. Составлена структурная схема устройства и представлена его реализация в программе Altium Designer.

Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат (БПЛА), система бортового питания.

DEVELOPMENT OF SMALL UNMANNED AERIAL VEHICLES POWER

SUPPLY CONTROLLER

A. Sushkov, N. Boev

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The article describes the development of power supply controller for unmanned aerial vehicles, the main principles of a power control system creation for UAV are considered. Block diagram of the device and its implementation in the program Altium Designer are presented.

Keywords: unmanned aerial vehicle (UAV), on-boardpower supply system.

Контроллер бортового питания беспилотного летательного аппарата (БПЛА) используется для обеспечения питания цифровых устройств, применяемых в БПЛА; подачи напряжения по силовой линии, которая предназначена для питания силовой установки как в БПЛА с электрической тягой, так и для питания стартеров в БПЛА с двигателями внутреннего сгорания [1]. Связь с автопилотом осуществляется посред-

ством интерфейса RS485. Также устройство производит измерение напряжения на всех элементах батареи и измеряет её температуру. Разработка системы бортового питания является непростой задачей, требующей рассмотрения всех требований к данному устройству. Главной задачей при разработке является обеспечение надежности системы бортового питания. Также необходимо обеспечить минимальные габаритные размеры и вес устройства. Для подключения устройства необходимо использовать высоконадежные соединители типа МР1-19. Соединитель состоит из герметичной вилки и негерметичной кабельной розетки.

Структурная схема контроллера бортового питания представлена на рис. 1.

Для повышения надежности применяются два и более контроллера питания для разных батарей, которые соединяются параллельно, причем влияние их друг на друга должно быть исключено. Также не должно происходить перетекание тока от одной батареи к другой. Если хотя бы один из контроллеров вышел из строя, то система должна сигнализировать о неисправности одного из контроллеров. Выключение системы питания должно осуществ-

Рис. 1. Структурная схема устройства

ляться только оператором при помощи кнопок, что исключает самопроизвольное отключение питания при сбоях системы.

Микроконтроллер обеспечивает управление и контроль всех параметров системы питания. Для питания цифровой части устройства используется высоконадежный импульсный преобразователь напряжения. Силовая часть устройства представляет собой интеллектуальные ключи, которые в паре могут пропускать ток до 200 А. В процессе работы на силовых ключах происходит измерение тока, напряжения и температуры.

Разработка печатной платы происходила в программном обеспечении Altium Designer. Внешний вид разработанного устройства представлен на рис. 2.

В БПЛА «Дельта» применяются два контроллера бортового питания на две аккумуляторные батареи, которые соединяются параллельно.

Рис. 2. Внешний вид контроллера бортового питания

Данное устройство успешно прошло испытание и применяется в БПЛА «Дельта» (рис. 3) [2].

Рис. 3. Беспилотный летательный аппарат «DELTA»

Библиографические ссылки

1. Макаров И. В., Кокорин В. И. Комплекс управления беспилотными летательными аппаратами для дистанционного зондирования земли // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. тр. / науч. ред. : А. И. Громыко, Г. С. Патрин ; отв. за вып. А. А. Левицкий. - Красноярск : ИПК СФУ, 2010. С. 6-11.

2. Беспилотный летательный аппарат «Delta» / ООО НПП «АВАКС-ГеоСервис» [Электронный ресурс]. URL: http://uav-siberia.com/node/16 (дата обращения 10.09.2013).

References

1. Makarov I. V., Kokorin V. I. Kompleks upravlenija bespilotnymi letatel'nymi apparatami dlja distancionnogo zondirovanija zemli // Sovremennye problemy radiojelek-troniki : sb. nauch. tr. / nauch. red. : A. I. Gromyko, G. S. Patrin; otv. za vyp. A. A. Levickij. Krasnojarsk : IPK SFU, 2010. S. 6-11.

2. Bespilotnyj letatel'nyj apparat «Delta» / OOO NPP «AVAKS-GeoServis» [Jelektronnyj resurs]. URL: http://uav-siberia.com/node/16 (data obrashhenija 10.09.2013).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 681.2-5

АКТИВНАЯ ТРЕХОСНАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ НА БАЗЕ ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЕЙ-МАХОВИКОВ ДЛЯ НАНОСПУТНИКОВ CUBESAT

Е. А. Тараканец

Национальный исследовательский Томский политехнический университет Россия, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 30. E-mail: [email protected]

Рассматриваются возможности создания малогабаритной активной трехосной системы ориентации и стабилизации для наноспутников. Производится сравнение предлагаемой системы с имеющимися аналогами.

Ключевые слова: наноспутник, система ориентации и стабилизации, электродвигатель-маховик.

ACTIVE THREE AXIS SYSTEM OF ORIENTATION AND STABILIZATION BASED ON THE REACTION WHEELS FOR CUBESAT NANO-SATELLITES

E. A. Tarakanets

National research Tomsk Polytechnic University 30, Lenin prosp., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: [email protected]

In this paper we consider the possibility of establishing a small-sized active three-axis system of orientation, stabilization and control system for nano-satellites.comparison of the proposed system with the existing counterparts is presented.

Keywords: nano-satellite, system of orientation and stabilization, reaction wheel.

В последнее время большую популярность и распространение получили наноспутники. Они обладают рядом преимуществ по сравнению со своими большими собратьями: наноспутники дешевы, имеют малые массогабаритные характеристики и вполне подходят для выполнения 1-2 научных задач.

Самым распространенным форматом для сверхмалых космических аппаратов (СМКА) на данный момент является формат СиЬе8а1 Такие спутники имеют размер 100^100x100 мм (рис. 1), и допускается их объединение в виде 2-х или 3-х стандартных кубов в составе одного аппарата (обозначаются 2и и 3и, и их размер 100x100x200 или 100x100x300 мм соответственно). Масса всего спутника не должна превышать 1,33 кг для 1и, 2,66 кг для 2и, 4 кг для 3и соответственно.

а б

Рис. 1. CubeSat, имеющий размер 100x100x100 мм (1U) с закрытыми (а) и открытыми (б) солнечными панелями

Современный уровень развития науки и техники позволяет устанавливать на такие сверхмалые спутники почти все бортовые системы, присущие большому космическому аппарату. Одной из таких систем является система ориентации и стабилизации (СОС). В настоящее время СМКА используют пассивную ориентацию по магнитному либо гравитационному полю Земли. Такие системы ориентации не позволяют добиться точной ориентации спутника, что, в свою очередь, препятствует проведению работ, требующих точной ориентации СМКА, таких как дистанционное зондирование земли (ДЗЗ) или исследование атмосферных явлений. Существующие варианты активных систем ориентации (фирмы Innovative Solutions In Space, Нидерланды) [1] проблематично применять из-за их высокой стоимости (от 15 000 евро), больших массогабаритных характеристик (существующие мо-

дели трехосных СОС на двигателях-маховиках имеют размеры порядка 100x100x100 мм) и низкой точности (±300).

Исполнительными органами предлагаемой СОС являются три ортогонально расположенных электродвигателя-маховика. В качестве датчиков ориентации используются: трехосный магнетометр, трехосный гироскоп, акселерометр и датчики напряжения солнечных батарей. Данная система будет предназначена для управления параметрами ориентации СМКА космических аппаратов формата CubeSat, используемых для фото и видеосъемки, дистанционного зондирования и прочих работ, требующих точной ориентации спутника, с точностью не менее ±10° [2].

В зависимости от выполняемых задач предлагаемая СОС может работать по трем алгоритмам:

1. Если требуется максимально эффективное использование солнечных панелей, то, измеряя уровень напряжения на каждой из них, СОС стремится привести СМКА к такому положению, в котором разность сигналов будет минимальной.

2. Если требуется переориентировать СМКА для проведения ДЗЗ или сеанса связи, то СОС работает по информации, получаемой от акселерометра и магнетометра.

3. Если СОС работает в режиме стабилизации положения СМКА, то для работы она использует сигналы, получаемые от гироскопа [3; 4].

Возможна работа СОС одновременно в режиме ориентации на Землю/Солнце и режиме стабилизации. Также предлагаемая СОС может быть масштабирована для использования в СМКА форматов 2U, 3U и им подобных.

Разработка и внедрение предлагаемой СОС позволит сэкономить свободное пространство внутри СМКА, что, в свою очередь, позволит установить в освободившееся пространство элементы полезной нагрузки.

Библиографические ссылки

1. CubeSatShop.com [электронный ресурс], MAI-101 Miniature 3-Axis Reaction Wheel. URL: http://cubesatshop.com/index.php?page=shop.product_det ails&flypage=flypage.tpl&product_id=55&category_id=7 &option=com_virtuemart&Itemid=69: свободный. Загл. с экрана. - Яз. англ. (дата обращения: 24.10.2013).

2. Артюхин Ю. П., Каргу Л. И., Симаев В. Л. Системы управления космических аппаратов, стабилизированных вращением. М. : Наука, 1979.

3. Каргу Л. И. Системы угловой стабилизации космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1980. 172 с. : ил.

4. Попов В. И. Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1986. 184 с. : ил.

References

1. CubeSatShop.com [electronic source], MAI-101 Miniature 3-Axis Reaction Wheel - access mode http://cubesatshop.com/index.php?page=shop.product_det ails&flypage=flypage.tpl&product_id=55&category_id=7 &option=com_virtuemart&Itemid=69:free. Caps. screen. -

Lang. English (Date of circulation 24/10/2013

2. Artyukhin Yu. P., Kargu L. I., Simayev V. L. Sistemy upravleniya kosmicheskih apparatov, stabilizirovannykh vraschenyem (Control systems of spacecraft, stabilized by rotation). Moscow : Nauka, 1979.

3. Kargu L. I. Sistemy uglovoy stabilizatsii kos-micheskikh apparatov (Systems of angular stabilization of spacecraft). M. : Mashinostroyeniye, 1980. 172 s., il.

4. Popov V. I. Sistemy oriyentatsii i stabilizatsii kos-micheskikh apparatov (Systems of Orientation and stabilization of spacecraft). 2-ye izd., pererab. i dop. M. : Mashinostroyeniye, 1986. 184 s., il.

УДК 629.78.051.062.2

АЛГОРИТМЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КУРСОВОГО УГЛА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «ГЛОНАСС» НА УЧАСТКАХ УПРЕЖДАЮЩЕГО РАЗВОРОТА НА БОРТУ И В АППАРАТУРЕ ПОТРЕБИТЕЛЯ ДЛЯ ВЫЧИСЛЕНИЯ ФАЗОВОГО ЦЕНТРА АНТЕННЫ

А. В. Фатеев, Д. В. Емельянов, Ю. А. Тентилов, А. В. Овчинников

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Рассматривается вопрос минимизации погрешности вычисления фазового центра антенны относительно солнечно-земной системы координат при упреждающем развороте.

Ключевые слова: навигационный космический аппарат, антенна, бортовой алгоритм прогнозирования.

ALGORITHMS OF DEFINITION OF THE COURSE CORNER OF SPACE VEHICLE "GLONASS" ON SITES OF THE ANTICIPATORY TURN ON BOARD AND IN CONSUMER EQUIPMENT TO CALCULATE THE PHASE CENTER

OF THE AERIAL

A. V. Fateev, D. V. Emelyanov, U. A. Tentilov, A. V. Ovchinnikov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The issue to minimize calculation failure of the aerial phase centre relatively its solar-terrestrial co-ordinate system is considered at an anticipatory turn.

Keywords: navigation spacecraft antenna, board prediction algorithm.

Орбита навигационного космического аппарата системы «ГЛОНАСС» имеет особые точки (при углах Солнце-КА-Земля близких к 0° - малый СОЗ и близких к 180° - большой СОЗ), при прохождении которых космический аппарат совершает разворот вокруг оси, направленной на Землю [1]. С целью уменьшения влияния сил солнечного давления на движение центра масс космического аппарата и для минимизации погрешности отслеживания курсового угла указанный разворот осуществляется с упреждением.

Если фазовый центр антенны не совпадает с центром масс космического аппарата, то при проведении упреждающего разворота происходит изменение координат фазового центра антенны в солнечно-земной системе координат, так как движение космического аппарата происходит относительно центра масс.

Потребитель проводит измерения положения фазового центра антенны, а должен знать положение центра масс космического аппарата. В связи с этим при прохождении особых точек орбиты в аппаратуре потребителя необходимо вычислять поправки на положение фазового центра антенны.

Разработан бортовой алгоритм прогнозирования времени включения упреждающего разворота.

Рассмотрены варианты алгоритмов определения курсового угла в аппаратуре потребителя для вычисления фазового центра антенны.

Внедрение предлагаемых алгоритмов на борт КА и в аппаратуру потребителя позволит увеличить точность знания положения фазового центра антенны.

Библиографическая ссылка Reference

1. Dilssner F. Спутник Глонасс-М, модель ориен- 1. Dilssner, F. Sputnik GLONASS-M, model тации по рысканию / Advances in Space Research. orientacii po riskaniu / Advances in Space Research. Available. URL: http://www.sciencedirect.com 2010. Available at http://www.sciencedirect.com 2010.

УДК 621.39:621.39.82

АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА ФОРМИРОВАНИЯ ПОМЕХОУСТОЙЧИВЫХ СИГНАЛОВ

А. В. Черноусов1, А. В. Кузовников1, В. Г. Сомов2

1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина 52 E-mail: [email protected] 2Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Рассматривается два алгоритма формирования помехоустойчивых сигналов с использованием вейвлет модулирующих функций. Проанализированы достоинства и недостатки предложенных алгоритмов. Сделан вывод о целесообразности применения алгоритмов в системах радиосвязи.

Ключевые слова: вейвлет, широкополосный сигнал, обратная связь, модуляция, адаптивный, помехоустойчивость.

ADAPTIVE SYSTEM OF FORMING THE NOISE-IMMUNE SIGNALS

A. V. Chernousov1, A. V. Kuzovnikov1, V. G. Somov2

1 JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

2Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

Two algorithms of noise-immune signals forming by using wavelet modulated functions are reviewed. Advantages and disadvantages of proposed algorithms are analyzed. Conclusion of reasonability of proposed algorithms usage in radio communication systems is drawn.

Key words: wavelet, broadband signal, feedback, modulation, adaptive, noise-immunity.

Помехоустойчивость систем радиосвязи (СРС) достигается за счет комплекса организационных мер, а также способов и средств, направленных на обеспечение устойчивой работы СРС в условиях воздействия как организованных (преднамеренных), так и случайных помех.

Под помехоустойчивостью СРС понимается способность нормально функционировать, выполняя задачи по приему информации в условиях действия радиопомех. Таким образом, помехоустойчивость СРС -это способность противостоять вредному воздействию различного вида радиопомех, включая организованные и случайные радиопомехи [1].

Помехоустойчивость СРС зависит от многих важных параметров и характеристик СРС, например, от вида помехи и ее мощности, мощности полезного сигнала, структуры приемного устройства и заложенных в СРС мер и способов повышения помехоустойчивости.

Одним из способов повышения помехоустойчивости является использование вейвлет модулированных широкополосных сигналов ^ ШПС). В статье [2] было описано воздействие помех на W ШПС с различными параметрами формирующей функции. На основе данных, полученных из статьи [2], было разработано два алгоритма формирования W ШПС. Алгоритмы формирования W ШС представлены на рис. 1, 2.

На рис. 1 представлен алгоритм формирования W ШПС с фиксированными значениями вейвлет функции (Fb, Fc) (алгоритм 1). Информационный сигнал расширяется при помощи псевдослучайной последовательности (ПСП), после чего сигнал поступает на вход модулятора. При модуляции полученной ПСП каждый бит модулируется вейвлетом с фиксированным значением формирующих параметров. Затем сигнал, модулированный вейвлетом, умножается на сигнал с несущей частотой и передается абонентам.

Информационная по- Излучаемый

Рис. 1. Формирование W ШПС с фиксированным значением Fb, Fc

Информационная по- Излучаемый

Рис. 2. Формирование W ШПС с адаптивными значениями Fb, Fc

На рис. 2 представлен алгоритм формирования W ШПС с адаптивными значениями вейвлет функции (БЪ, Бс) (алгоритм 2). Информационный сигнал расширяется при ПСП, после чего сигнал поступает на вход модулятора. В модуляторе каждый бит модулируется вейвлетом с адаптивными значениями формирующих параметров. Затем сигнал, модулированный вейвлетом, умножается на сигнал с несущей частотой и передается абонентам. После приема переданного сигнала проверочные биты по каналу обратной связи возвращаются на решающее устройство, где принимается решение о том, какие параметры БЪ, Бс использовать в дальнейшем. В соответствии с принятым решением вносятся изменения в генератор вейвлет функции.

Проанализировав представленные алгоритмы, можно выделить следующие их достоинства и недостатки, отображенные в таблице.

Сравнительная характеристика алгоритмов формирования W ШПС

Достоинства Недостатки

Алгоритм 1 Простота в организации Недостаточная гибкость и адаптивность при формировании сигнала

Алгоритм 2 Гибкость и адаптивность при формировании сигнала Сложность в организации из-за наличия обратной связи

По таблице видно, что каждый из предложенных алгоритмов обладает своими достоинствами и недостатками. Решение об использовании того или иного алгоритма при формировании сигнала стоит принимать, опираясь на информацию о предполагаемой системе связи (вид помехи и ее мощность, мощности полезного сигнала, структуры приемного устройства и заложенных в СРС мер и способов повышения помехоустойчивости).

Библиографические ссылки

1. Заметки о технологиях мобильного ШПД // Технологии и средства связи. 2008. № 6. C. 24-25.

2. Черноусов А. В., Кузовников А. В., Сомов В. Г. Исследование воздействия помех на широкополосные сигналы // Радиотехника. 2013. № 6. С. 85-88.

References

1. 1Zametki o tehnologijah mobil'nogo ShPD // Tehnologii i sredstva svjazi. 2008. № 6, C. 24-25.

2. Chernousov A. V., Kuzovnikov A. V., Somov V. G. Issledovanie vozdejstvija pomeh na shirokopolosnye signaly // Radiotehnika. 2013. № 6, S. 85-88.

УДК 621.37

ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ НАЗЕМНОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМИ ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ МАЛОЙ И СРЕДНЕЙ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ

П. В. Шаршавин, И. В. Макаров, И. В. Нигруца

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описан подход к построению универсального наземного комплекса управления беспилотными летательными аппаратами, рассмотрены возможные варианты применения комплекса БПЛА, представлена реализация предложенного подхода в виде прототипа НКУ.

Ключевые слова: наземный комплекс управления, БПЛА, канал связи, СРНС.

PECULIARITIES OF DESIGN OF GROUND CONTROL UNIT FOR SMALL AND MEDIUM UNMANNED AERIAL VEHICLES

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

P. V. Sharshavin, I. V. Makarov, I. V. Nigrutsa

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The paper describes an approach for universal unmanned aerial vehicle ground control unit design. The possible scenarios of civil aviation application are considered. The implementation ofproposed approach is presented.

Keywords: ground control unit, UAV, communication channel, GNSS.

Наземный комплекс управления (НКУ) беспилотными летательными аппаратами (БПЛА) решает задачи управления БПЛА, сбора телеметрической информации, управления, получения и накопления информации полезной нагрузки. Наземный комплекс управления должен иметь характеристики, соответствующие задаче, решаемой комплексом БПЛА. Построение универсального НКУ является нетривиальной задачей, требующей рассмотрения всех возможных вариантов использования гражданской беспилотной авиации.

Возможные варианты применения беспилотной авиации иллюстрирует рис. 1. Ниже перечислены данные варианты.

• Применение БПЛА для дистанционного зондирования Земли (БПЛА1) - предусматривает установку на борт летательного аппарата датчиков различных диапазонов длин волн (оптического, инфракрасного, радиодиапазона), радаров и другого оборудования в качестве полезной нагрузки. В случае необходимости получения данных полезной нагрузки в реальном времени данное оборудование требует канала связи с широкой полосой пропускания. Следовательно, канал связи с полезной нагрузкой должен выполняться отдельно от командно-телеметрического канала [1].

• Групповой полет нескольких БПЛА (БПЛА1, БПЛА2) - требует организации сетевой структуры для передачи данных нескольким бортам, разделения каналов связи.

• Полет БПЛА на большом удалении (БПЛА3 с прямой связью с НКУ) - требует применения повышенной энергетики канала. Увеличение мощности передатчика на борту малого ЛА невозможно в силу ограничений по габаритам и массе бортовой аппара-

туры, а также энергопотреблению. Решением данной задачи может быть установка направленных антенн на опорно-поворотном устройстве на наземном комплексе управления.

• Полет БПЛА на очень большом удалении (БПЛА3) - требует организации радиосвязи с ретрансляцией (через БПЛА2), следовательно, организации стека сетевых протоколов.

• Использование БПЛА для геологоразведки (БПЛА3) - требует сверхточной привязки координат БПЛА в месте проведения разведки. Спутниковая радионавигационная система (СРНС) в комплексе с инерциальной навигационной системой (ИНС) не могут обеспечить требуемую точность позиционирования. Одним из решений может быть передача дифференциальных поправок навигационных измерений. Следовательно, НКУ должен также являться опорной дифференциальной станцией СРНС.

Также наземный комплекс управления должен иметь удобный интерфейс пользователя с механизмами исключения вероятности ошибки оператора и максимальную автоматизацию работы. Для решения задач ручного взлета и посадки самолетного типа НКУ должен быть оснащен графическим дисплеем для воспроизведения видеоинформации фронтальных камер БПЛА. Ручной режим взлета и посадки также требует обеспечения гарантированной задержки передачи команд пилота на борт БПЛА.

Требования к эксплуатационным характеристикам включают широкий диапазон рабочих температур, устойчивость к жестким внешним условиям, механическим воздействиям, повышенную яркость экрана, портативное исполнение.

Рис. 1. Варианты системы управления БПЛА

Предложенный подход был реализован в виде прототипа устройства «ГНКУ-01» [2], внешний вид которого приведен на рис. 2.

Данный прототип имеет раздельные каналы связи с БПЛА: командно-телеметрический и канал полезной нагрузки. Командно-телеметрический канал реализован с фиксированной полосой пропускания и типом модуляции FSK. Канал полезной нагрузки выполнен программно-определяемым, что позволяет реализовать адаптивное изменение типа модуляции, полосы пропускания и адаптивное перераспределение энергетического ресурса между каналами передачи информации [3]. Задача организации сетевой структуры и сетевого стека решается с помощью интегрированных в радиомодули вычислительных устройств. Источником дифференциальных поправок является высокоточный навигационный приемник, интегрированный внутри корпуса НКУ. Наличие большого графического дисплея повышенной яркости и кнопок по периметру экрана позволяет реализовать удобный графический интерфейс пользователя. Обеспечение гарантированной задержки передачи команд, необходимой для ручного режима взлета и посадки, достигается с помощью операционной системы реального времени QNX Neutrino.

Библиографические ссылки

1. Боев Н. М. Анализ командно-телеметрической радиолинии связи с беспилотными летательными аппаратами // Вестник СибГАУ. Вып. 2 (42) / гл. ред. И. В. Ковалев. Красноярск, 2012. C. 86-91.

2. Графический наземный комплекс управления БПЛА / ООО НПП «АВАКС-ГеоСервис» [Электронный ресурс]. URL: http://uav-siberia.com/docs/gscu.pdf (дата обращения: 09.09.2013).

3. Боев Н. М., Лебедев Ю. А. Управление энергетической эффективностью совмещенных каналов передачи данных единой системы связи // Вестник СибГАУ. Вып. 1 (47) / гл. ред. И. В. Ковалев. Красноярск, 2013. С. 11-15.

References

1. Boev N. M. Analiz komandno-telemetricheskoj radiolinii svjazi s bespilotnymi letatel'nymi apparatami // Vestnik Sibirskogo gosudarstvennogo ajerokos-micheskogo universiteta imeni akademika M. F. Reshet-neva. Vypusk 2 (42) / gl. red. I. V. Kovalev. Krasnojarsk: SibGAU. 2012. C. 86-91.

2. Graficheskij nazemnyj kompleks upravlenija BPLA / OOO NPP «AVAKS-GeoServis» [Jelektronnyj resurs]. URL: http://uav-siberia.com/docs/gscu.pdf (data obrash-henija: 09.09.2013).

3. Boev N. M., Lebedev Ju. A. Upravlenie jener-geticheskoj jeffektivnost'ju sovmeshhennyh kanalov peredachi dannyh edinoj sistemy svjazi // Vestnik SibGAU. Vyp. 1 (47) / gl. red. I. V. Kovalev. Krasnojarsk: SibGAU. 2013. S. 11-15.

Рис. 2. Внешний вид прототипа «ГНКУ-01»

Секция

«КОСМИЧЕСКОЕ ЭЛЕКТРОННОЕ ПРИБОРОСТРОЕНИЕ»

УДК 621.3.029.6

МИКРОПОЛОСКОВЫЙ ПОЛОСНО-ПРОПУСКАЮЩИЙ ФИЛЬТР НА МНОГОМОДОВОМ РЕЗОНАТОРЕ В ФОРМЕ ПРЯМОУГОЛЬНОЙ РАМКИ

Б. А. Беляев1,2, С. А. Ходенков1, В. В. Мочалов2, В. В. Храпунова1, С. В. Ефремова1

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 2Институт физики имени Л. В. Киренского СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

Разработан и изготовлен экспериментальный макет микрополоскового полосно-пропускающего фильтра на многомодовом резонаторе в форме прямоугольной рамки. Благодаря особой форме резонатора удалось сблизить частоты четырех нижайших резонансов так, что они сформировали первую полосу пропускания фильтра с высокими частотно-селективными свойствами.

Ключевые слова: микрополосковый фильтр, резонатор, полоса пропускания.

THE MICROSTRIP BAND-PASS FILTER BASED ON A MULTIMODE RESONATOR IN THE FORM OF A RECTANGULAR FRAME

B. A. Beliaev1,2, S. A. Hodenkov1, V. V. Mochalov2, V. V. Khrapunova1, S. V. Efremova1

1Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia 2Kirenskii Institute of Physics Siberian Branch of the Russian Academy of Science 50, Academgorodok, Krasnoiarsk, 660036, Russia E-mail: [email protected]

The experimental exemplar of the microstrip band-pass filter based on a multimode resonator in the form of a rectangular frame was developed and manufactured. Due to its special form the resonator can pull together frequencies of four lower resonances so that they created the first band of a pass of the filter with high frequency selective properties.

Keywords: microstrip band-pass filter, resonator, band-pass.

Разработчиков частотно-селективных устройств сверхвысоких частот, в том числе и полосно-пропускающих фильтров, в последнее время привлекают многомодовые микрополосковые и полосковые резонаторы [1-3]. Прежде всего это связано с возможностью существенного уменьшения габаритов устройств за счет снижения количества резонаторов в них, причем без ухудшения их частотно-селективных свойств. Так, использование многомодо-вых резонаторов в конструкции фильтра позволяет сформировать его полосу пропускания, используя резонансы сразу нескольких мод колебаний от каждого резонатора, частоты которых удается сблизить. В результате при неизменном порядке фильтра, которым и определяются его частотно-селективные свойства, количество резонаторов в нем уменьшается во столько раз, сколько мод колебаний от каждого резонатора участвуют в формировании полосы пропускания.

Настоящая работа посвящена разработке с использованием электродинамического подхода конструкции микрополоскового фильтра на многомодовом резонаторе в форме прямоугольной рамки, с последующей проверкой рассчитанной АЧХ с АЧХ, снятой с реально изготовленного опытного образца устройства. Фильтр (рис. 1, а), реализован на подложке (1) из традиционного СВЧ-материала - ФЛАН-2.8 с диэлектрической проницаемостью е = 2,8 и толщиной И = 2 мм. На одну сторону подложки нанесено заземляемое основание

(2), а на вторую сторону нанесены соединенные в замкнутую прямоугольную рамку два полосковых проводника (3), имеющих различную ширину, и два полосковых проводника (4), имеющих ступенчатое изменение ширины. На этой же стороне подложки параллельно длинным сторонам прямоугольной рамки находятся полосковые проводники (5), электромагнитно связанные с замкнутой прямоугольной рамкой.

Как известно [4], конструктивные особенности многомодовых резонаторов позволяют существенно сблизить в них собственные частоты двух первых (нижайших) типов колебаний, в результате чего каждый резонатор может иметь сразу несколько рабочих резонансов, что позволяет более эффективно использовать полезный объем, занимаемый устройством.

В рассматриваемом устройстве (рис. 1) многомо-довый режим работы микрополоскового резонатора осуществляется за счет особой формы проводников, протяженных вдоль оси х и оси у, конструктивно представляющих собой замкнутую прямоугольную рамку. Благодаря такому соединению полосковых проводников и их нерегулярностям можно сблизить частоты их нижайших резонансов так, чтобы они сформировали первую полосу пропускания фильтра. Так (рис. 2, б), самый низкочастотный резонанс возникает за счет полосковых проводников, протяженных вдоль оси у, самый высокочастотный резонанс -за счет протяженных вдоль оси х.

/ГГц

а

б

Рис. 2. Теоретическая (линии) и экспериментальная (точки) АЧХ полосно-пропускающего фильтра:

а - АЧХ фильтра; б - фрагмент АЧХ

Еще два резонанса, формирующих полосу пропускания, образуются на тех частотах, когда суммарная электрическая длина (набег фазы) полосковых проводников рамки равна 360°. В этом случае по длине всей рамки укладывается одна полная длина волны, что соответствует резонансу бегущей волны, когда электромагнитная волна вынуждена циркулировать по замкнутой траектории прямоугольной рамки. Благодаря нерегулярностям полосковых проводников рамки наблюдается два таких резонанса. Для одного из них направление циркуляции - по «часовой стрелке», для другого - против «часовой стрелки».

Существенному увеличению подавления мощности на частотах полос заграждения (рис. 2, а) способствует смежное подключение (на одном уровне по оси у) тракта СВЧ не непосредственно к прямоугольной рамке (кондуктивно), а к одиночным полосковым проводникам, за счет чего возникает одновременно и емкостная, и индуктивная связь этих проводников с проводниками прямоугольной замкнутой рамки. В результате, как видно из рис. 2, на АЧХ рядом с первой полосой пропускания наблюдаются два полюса затухания СВЧ-мощности. Первый полюс рас-

полагается рядом с низкочастотным склоном ПП, а второй - рядом с высокочастотным. Происхождение полюсов затухания мощности связано с тем, что на этих частотах емкостная и индуктивная связи входных полосковых проводников с полосковыми проводниками замкнутой прямоугольной рамки взаимно компенсируют друг друга. Кроме того, размеры этих двух одиночных полосковых проводников подобраны так, что их резонансные частоты попадают на частоты второй - паразитной - полосы пропускания фильтра, существенно подавляя ее и тем самым расширяя ширину полосы заграждения заявляемого фильтра.

Стоит отметить хорошее согласие теоретической АЧХ, рассчитанной электродинамическим анализом 3Б-модели, с АЧХ, снятой с реально изготовленного экспериментального макета (см. рис. 1, б). Незначительное расхождение данных связано с неравномерным подтравом медных проводников фильтра в процессе технологического изготовления методом гравировки по лаку. При этом изготовленный фильтр имел относительную ширину полосы пропускания Д///0 ~ 36 %, измеренную по уровню -3 дБ от уровня минимальных

потерь, которые составляли величину Lmm ~ 0,3 дБ на центральной частоте полосы пропускания /0 ~ 1,88 ГГц.

Конструктивные параметры прямоугольной рамки были следующими: длина и ширина полосковых проводников 3, протяженных вдоль оси х (см. рис. 1, а), 15,8^4,6 мм и 14,4^0,4 мм соответственно. Симметричные полосковые проводники 4, протяженные вдоль оси у, состоят из двух состыкованных отрезков, имеющих ступенчатое изменение ширины. Длина и ширина первого отрезка 7,4x1,5 мм, второго отрезка 33,3x0,8 мм. Конструктивные параметры полосковых проводников 5: ширина 0,2 мм, длина 27,5 мм, величина зазора до замкнутой прямоугольной рамки составила по оси х: 0,5 мм, а по оси у: 0,2 мм.

Таким образом, разработан микрополосковый по-лосно-пропускающий фильтр на многомодовом резонаторе в форме прямоугольной рамки с высокими частотно-селективными свойствами, обусловленными малыми потерями мощности в полосе пропускания, высокой прямоугольностью склонов полосы пропускания и протяженной высокочастотной полосой заграждения.

Библиографические ссылки

1. Беляев Б. А., Ходенков С. А. Исследование мик-рополоскового фильтра на многомодовых резонаторах // Известия высших учебных заведений. Физика. 2010. Т. 53. № 9/2. С. 161-162.

2. Беляев Б. А., Довбыш И. А., Лексиков А. А., Тюрнев В. В. Частотно-селективные свойства микро-полоскового фильтра на нерегулярных двухмодовых резонаторах // Радиотехника и электроника. 2010. Т. 55, № 6. С. 664-669.

3. Довбыш И. А., Тюрнев В. В. Синтез микропо-лосковых фильтров на двухмодовых резонаторах методом интеллектуальной оптимизации // Известия высших учебных заведений. Физика. 2010. Т. 53. № 9/2. С. 182-187.

4. Пат. 2475900 Российская Федерация. Микрополосковый полосно-пропускающий фильтр / Б. А. Беляев, С. А. Ходенков ; заявитель и патентообладатель Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т им. акад. М. Ф. Решетнева. Заявл. 28.12.2011.

References

1. Beljaev B. A., Hodenkov S. A. Issledovanie mikropoloskovogo fil'tra na mnogomodovyh rezonatorah // Izvestija vysshih uchebnyh zavedenij. Fizika. 010. T. 53, № 9/2. C. 161-162.

2. Beljaev B. A., Dovbysh I. A., Leksikov A. A., Tjurnev V. V. Chastotno-selektivnye svojstva mikropoloskovogo fil'tra na nereguljarnyh dvuhmodovyh rezonatorah // Radiotehnika i jelektronika. 2010. T. 55, № 6. S. 664-669.

3. Dovbysh I. A., Tjurnev V. V. Sintez mikropoloskovyh fil'trov na dvuhmodovyh rezonatorah metodom intellektual'noj optimizacii // Izvestija vysshih uchebnyh zavedenij. Fizika. 2010. T. 53, № 9/2. S. 182-187.

4. Pat. 2475900 Rossijskaja Federacija. Mikropo-loskovyj polosno-propuskajushhij fil'tr / B. A. Beljaev, S. A. Hodenkov ; zajavitel' i patentoobladatel' Sibirskij gosudarstvennyj ajerokosmicheskij universitet imeni akademika M. F. Reshetneva. Zajavl. 28.12.2011.

УДК 537.32

РАСЧЕТ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТЕРМОЭЛЕКТРИЧЕСКИХ МОДУЛЕЙ ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ РАДИОЭЛЕКТРОННЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

Е. Н. Васильев, В. А. Деревянко

Институт вычислительного моделирования СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

Представлены результаты расчета характеристик термоэлектрической системы охлаждения. Получены зависимости эффективности охлаждения от параметров системы теплоотвода, тепловой мощности элемента, характеристик и энергопотребления модуля.

Ключевые слова: термоэлектрический модуль, тепловой режим радиоэлементов, система охлаждения.

CALCULATION OF THERMOELECTRIC MODULES EFFICIENCY FOR COOLING OF RADIO ELECTRONIC COMPONENTS

E. N. Vasiliev, V. A. Derevianko

Institute of Computational Modeling SB RAS 50, Akademgorodok, Krasnoiarsk, 660036, Russia. E-mail: ven@icm. krasn.ru

The results of the calculation of the thermoelectric cooling system characteristics are presented. The dependences of the cooling efficiency on parameters of the heat removing system, radio electronic component thermal power, characteristics and module energy consumption are received.

Keywords: thermoelectric module, heat regime of radio electronic components, cooling system.

В современной электронике все острее становится проблема обеспечения оптимальных температурных режимов радиоэлементов. Увеличение мощности и степени интеграции полупроводниковых элементов в микросхемах приводит к увеличению плотности тепловых потоков и уменьшению размеров кристаллов. В результате в кристалле резко возрастает общий уровень тепловыделения, с которым традиционные методы теплоотвода уже не всегда справляются. В настоящее время для повышения интенсивности охлаждения мощных радиоэлементов и микросхем в системах теплоотвода активно применяются термоэлектрические модули (ТЭМ). Применение ТЭМ наделяет теплоотводящую систему функцией охлаждения, т. е. дает возможность достигать температуры элемента ниже значения окружающей среды. В то же время эффективность работы ТЭМ в теплоотводящей системе зависит от многих факторов. Процессы, происходящие в термоэлектрических устройствах, характеризуются нелинейной зависимостью тепловых и электрических явлений от режима электропитания, параметров теплоотводящей системы, температуры и других условий окружающей среды. В данной работе проводится анализ зависимости эффективности теп-лоотводящей системы с ТЭМ от этих факторов.

Интегральным параметром, характеризующим эффективность теплопередачи в обычных системах теп-лоотвода, является величина термического сопротивления Я, определяющая температуру элемента в зависимости от мощности тепловыделения Q,

Т = Т0 + ЯQ, (1)

здесь Т, Т0 - значения температуры тепловыделяющего объекта и окружающей среды. Величина Я определяется типом и конструкцией теплоотводящей системы.

Самым простым вариантом теплоотводящей системы является крепление радиоэлемента на стенке металлического основания или корпуса прибора. Термическое сопротивление в этом случае определяется конфигурацией системы, теплопроводностью материала, толщиной стенки и другими параметрами. Расчеты показывают, что для такого варианта тепло-отводящей системы при типичных толщинах стенок (~ 1 мм) сложно добиться значений Я < 1 К/Вт. Термическое сопротивление современных воздушных систем теплоотвода (кулеров) для компьютерных процессоров значительно ниже, обычно они имеют значение Я = 0,3-0,7 К/Вт, лучшие образцы с использованием тепловых трубок достигают Я = 0,1 К/Вт. Жидкостные теплоотводящие системы имеют еще более высокую эффективность, но при этом они являются более сложными и габаритными устройствами, по этой причине возможность их применения существенно ограничена.

На эффективность системы охлаждения с ТЭМ помимо величины термического сопротивления значительное влияние оказывают рабочие характеристики и режим работы модуля. В такой системе температура охлаждаемого элемента определяется следующей зависимостью:

Т = Т + ЯQ + ЯШ -ДТТэм , (2)

где Ш - электрическая мощность, потребляемая ТЭМ, АТТЭМ - разность температуры между холодным и горячим спаями модуля, обусловленная эффектом Пельтье. В формуле (2) два последних слагаемых определяют влияние ТЭМ на температуру элемента. Охлаждение элемента обеспечивается за счет разницы температуры ДТТЭМ на спаях ТЭМ, а слагаемое ЯШ, наоборот, приводит к дополнительному температурному перепаду на термическом сопротивлении Я системы теплоотвода при передаче тепловой мощности, выделяемой самим модулем. В итоге именно от взаимного соотношения величины этих слагаемых зависит эффективность работы термоэлектрической системы охлаждения. Следует также отметить, что в системе охлаждения с ТЭМ между тепловыделяющим элементом и теплоотводящей системой появляется дополнительный тепловой контакт, что приводит к определенному увеличению общего термического сопротивления Я.

Анализ режимов системы охлаждения проводился на основе исследования зависимости температуры радиоэлемента от силы тока I, потребляемой ТЭМ и мощности тепловыделения Q при различных значениях термического сопротивления Я. При проведении расчетов были использованы характеристики серийных ТЭМ «РЕ-287-10-15» (производитель ОАО «НПП ТФП «ОСТЕРМ СПБ») с параметрами: максимальный ток и напряжение 1тах = 3,4 А, итах = 35,5 В, его максимальная холодопроизводительность Q = 75 Вт, перепад температуры ДТТЭМ = 74 К при Q = 0. В общем случае выбор модели ТЭМ определяется тепловой мощностью, габаритами и требованиями к температурному режиму эксплуатации радиоэлемента.

При разработке и эксплуатации термоэлектрической системы охлаждения важным вопросом является выбор оптимального рабочего режима ТЭМ. Управление режимами работы модуля осуществляется путем изменения силы тока (или напряжения) электропитания. Обычно производители рекомендуют номинальный режим работы ТЭМ при значении I = (0,75+0,8)/тах. Однако, как следует из соотношения (2), при выборе оптимального режима и силы тока питания ТЭМ необходимо учитывать тепловую нагрузку и параметры системы теплоотвода. Для анализа режимов рассмотрим влияние силы тока I на эффективность охлаждения элемента при заданных значениях мощности тепловыделяющего элемента Q и термического сопротивления Я. На рис. 1 сплошными линиями приведены зависимости температуры элемента Т(1) для трех значений термического сопротивления Я = 0,1 К/Вт, 0,3 К/Вт и 0,5 К/Вт при значениях Q = 30 Вт и Т0 = 20 оС. Штриховыми линиями на рис. 1 отмечены температурные уровни для обычной системы теплоотвода (без ТЭМ), рассчитанные по формуле (1) для таких же значений Я. Минимумы на кривых Т(1) соответствуют режимам с максимальной эффективностью системы охлаждения, при которых достигается наименьшая температура элемента. При значениях Я = 0,1 и 0,3 К/Вт термоэлектрическая система охлаждения эффективнее обычной системы теп-лоотвода во всем диапазоне значений I. Для Я = 0,5 К/Вт использование ТЭМ при значениях силы

04/

0.5

^^ 0 3 .

------ 0.1

^--- 0.1

1.5 2 2.5 3

I, А

Рис. 1. Зависимости Т(1) при Q = 30 Вт

тока I < 2,8 А также позволяет снизить температуру элемента. При более высоких значениях силы тока (I > 2,8 А) термоэлектрическая система, наоборот, приводит к росту температуры элемента. Это объясняется тем, что при увеличении силы тока собственное тепловыделение модуля Ш дает на термическом сопротивлении Я дополнительный перепад температуры больший, чем величина ДТТЭм. Зависимости Т(1) для Q = 50 Вт приведены на рис. 2. Из относительного расположения кривых Т(1) для термоэлектрической системы и уровней, соответствующих обычной системе теплоотвода, следует, что применение ТЭМ обеспечивает охлаждение элемента только при Я = 0,1 К/Вт, при значениях Я = 0,3 и 0,5 К/Вт температура элемента становится выше во всем диапазоне значений I. В данном случае общее снижение эффективности системы охлаждения обусловлено уменьшением величины ДТТЭМ при увеличении холодопроиз-водительности модуля. Из результатов расчетов режимов работы термоэлектрической системы охлаждения можно сделать следующие выводы:

0 — : —---—------

2 2,2 2,4 2.6 2.8 3 3.2 3.4

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

I, А

Рис. 2. Зависимости Т(1) при Q = 50 Вт

1. Возможности использования ТЭМ для охлаждения радиоэлементов следует рассматривать не изолированно, основываясь только на нагрузочных характеристиках, а в рамках всей системы охлаждения в целом с учетом параметров системы теплоотвода и суммарной тепловой нагрузки, включающей в себя тепловую мощность охлаждаемого элемента и энергопотребление ТЭМ.

2. Эффективность использования ТЭМ снижается при увеличении тепловой мощности элемента Q и термического сопротивления системы теплоотвода Я.

3. Положительный эффект от применения ТЭМ в системе охлаждения возможен в определенных диапазонах значений Q и Я. Каждому набору Q и Я из этих диапазонов соответствует оптимальное значение силы тока питания ТЭМ, при котором эффективность охлаждения является максимальной.

621.315.2.016.2

ПРИМЕНЕНИЕ ТЕХНОЛОГИИ СИЛОВЫХ АЛЮМИНИЕВЫХ ШИН BUS BAR

НА КА ОАО «ИСС»

М. В. Гаврюшов, С. В. Ефремов

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Обзорная статья о современной технологии силовых алюминиевых шин Bus bar, применяемой в системе электропитания космических аппаратов. Показаны различные виды конструкций данной шины и проведен анализ внедрения шины Bus bar на космические аппараты ОАО «ИСС».

Ключевые слова: кабель, силовая шина, алюминиевая шина, Bus bar, СЭП.

APPLICATION OF TECHNOLOGY OF POWER ALUMINUM TIRES BUS BAR

ON KA OF JSC "ISS"

M. V. Gavryushov, S. V. Efremov

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

Review article about the power of modern technology aluminum bars Bus bar used in the power supply space vehicles. This shows the different kinds of designs of the bus and the analysis of the introduction tires Bus bar on spacecraft JSC "ISS".

Keywords: cable, power bus, aluminum rail, Bus bar, power system.

С целью улучшения электрических и габаритно-массовых характеристик космических аппаратов (КА) в целом и бортовой кабельной сети (БКС) в частности ОАО ИСС внедрило на часть КА собственной разработки современную технологию силовых алюминиевых шин Bus bar. Данная технология разработана французской компанией AXON Cable SAS и уже успешно применяется на европейских спутниках, разработанных компанией Astrium.

Силовые алюминиевые шины позволяют модернизировать классические кабели, использующиеся в системе электропитания (СЭП) космических аппаратов на участках между:

- батареей солнечной и комплексом энергопреоб-разующим (КЭП);

- аккумуляторной батареей и КЭП;

- КЭП и приборами-потребителями.

Модернизация кабеля заключается в том, что отдельные участки кабеля заменяет жесткая «слоеная» алюминиевая конструкция, которая и является шиной Bus bar. Слои шины могут быть как внутренними, так

и внешними. Внешний слой представляет собой прямоугольный профиль, представленный в виде жесткой конструкции из алюминиевого посеребренного профиля, U- или E-образной формы, имеющий отрицательный потенциал. Внутри этого профиля могут располагаться как плюсовые, так и минусовые шины в виде плоских алюминиевых посеребренных пластин, изолированные друг от друга 2 слоями полиимидной пленки с клеевым слоем и изолированные от внутренней поверхности профиля при помощи эпоксидного компаунда (рис. 1, а, б).

Вывод цепей с шины организуется несколькими способами:

- паяным соединением проводов с медными либо алюминиевыми посеребренными жилами к слоям шины (см. рис. 2, а);

- соединителями, встроенными в общий конструктив шины (см. рис. 2, б).

Кабель, выполненный с применением технологии Bus bar, представлен на рис. 3.

Внутренние слои

Эпоксидный компаунд

Полиим ид двойной слой

Внешний профиль

внутренний

слой б

Рис. 1. а - U-образный профиль шины; б - E-образный профиль шины

а

Рис. 2. а - вывод проводов со слоев шины; б - Вывод цепей с шины соединителем

Рис. 3. Кабели, изготовленные с применением технологии Bus bar

Впервые данная технология была внедрена в СЭП КА «Луч-5В». Целесообразность применения шин именно в СЭП обусловливается большими токами и жесткими требованиями по падению напряжения в цепях, что приводит к увеличению массы кабелей, составляющей 20-25 % от общей массы БКС, которая составляет на КА порядка 90-110 кг.

Шина Bus bar прошла лабораторные испытания на ОАО «ИСС». Целью испытаний являлось экспериментальное определение помеховых импульсов, а также измерение электрических характеристик (R, L, C) шины «Bus bar» на выходных цепях шины. Конструкция шины была представлена следующим образом (см. рис. 4). По результатам испытаний был составлен отчет и подтверждена возможность использования силовых алюминиевых шин на космических аппаратах, изготавливаемых на ОАО ИСС.

Исходя из проведенного исследования, проектных и конструкторских расчетов данная технология в сравнении с обычными кабелями позволяет:

- уменьшить массу силовых кабелей до 25 %, что дает выигрыш от общей массы БКС 6 кг;

- улучшить стабильность электрических параметров за счет жесткой конструкции шины;

- более рационально использовать монтажное пространство платформы;

- повысить теплоотдачу силовых шин за счет плоской конструкции, обеспечивающей отвод тепла с минимальным градиентом тепла между проводниками. В условиях космоса, где возможны только кон-дуктивный теплоотвод и теплоотвод с помощью излучения, это особенно актуально.

Несмотря на видимые преимущества применения данной технологии в современной космической технике, есть ряд недостатков:

- резервирование монтажного пространства под габариты шины на этапе проектирования КА;

- отсутствие возможности смены месторасположения шины в процессе изготовления КА;

а

в

Рис. 3. а - вид на жесткие крепления; б - вид на гибкие крепления; в - общий вид конструкции: 1 - и-образная алюминиевая шина с покрытием серебра; 2 - 8 слоев из алюминия с покрытием серебра; 3 - жесткое алюминиевое крепление; 4 - гибкое алюминиевое крепление; 5... 7 - провода по спецификации

ББСС 3901.002 типа ЛШО 26, ЛШО 22, ЛШО 16

- отсутствие возможности применения данных шин на модуле полезной нагрузки (МПН ) из-за существующего подхода к схемотехническому проектированию в отечественной космической отрасли, в части независимого подключения приборов-потребителей к источнику электропитания по типу «звезда». В данный момент приоритетными путями развития данной технологии в отечественной космической отрасли является дальнейшее применение технологии сило-

вых алюминиевых шин на КА и создание собственного отечественного производства силовых алюминиевых шин, для чего необходимо провести исследования, отработку и квалификацию паяных и обжимных соединений между алюминиевыми, алюминиевыми и медными проводами.

УДК 662.629.05

АППАРАТНО-ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ОТРАБОТКИ БОРТОВОГО КОМПЬЮТЕРА С ПРОЦЕССОРОМ LEON-2 И СЕТЬЮ SPACEWIRE

Е. Н. Голубев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Экспериментальная отработка систем управления космических аппаратов требует создания специальных аппаратно-программных средств, обеспечивающих совместную отработку бортовых программ и аппаратуры бортовых комплексов управления (БКУ). В ОАО «ИСС» начиная с 1980-х годов разрабатываются и успешно

используются лабораторные отладочные комплексы (ЛОК), позволяющие провести упреждающую проверку бортового программного обеспечения на начальных стадиях его создания. В докладе представлено последнее поколение ЛОК для экспериментального исследования архитектуры ядра системы управления на базе процессора LEON-2 (SPARC V8) и сети SpaceWire. Разработанные принципы и методики являются основой проведения наземной экспериментальной отработки БКУ нового поколения.

Ключевые слова: система управления, верификация алгоритмов управления, отработка систем управления, методики испытаний, наземные испытания.

HARD-AND-SOFTWARE FACILITIES TO DESIGN DEVELOPMENT TESTS OF THE ONBOARD COMPUTER BASED ON LEON-2 PROCESSOR AND SPACEWIRE INTERFACES

E. N. Golubev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia, 52. E-mail: [email protected]

Tests of satellite On-Board Control Systems in ground conditions will require special hard-and-software facilities that verify mutual operation of onboard software and OCS equipment. Since 1980 JSC "ISS" has been developing and using the debugging test complexes successfully, the complexes allow checking the on-board software in advance and at early stages of such development.

The last generation of debugging test complexes in order to investigate kernel architecture of control systems, which are based on LEON-2 (SPARC V8) and SPACEWARE interfaces, are described. Philosophy and created techniques will be used as a basis to test OCS of new generation in ground conditions.

Keywords: control system, verification of control algorithms, tests of control systems, test techniques, on-ground tests.

Для отработки БКУ нового поколения требуется создание новых средств испытаний, учитывающих особенности БКУ, а именно:

- отработка процессоров нового типа PowerPC [1] и LEON (Sparc V8) [2] в составе БЦВМ требует создания новых аппаратно-программных средств, обеспечивающих исследование работы процессора и отладку программ;

- отработка и контроль магистрали обмена на основе мультиплексного канала SpaceWire [3] предполагает необходимость создания средств контроля магистрали SpaceWire, позволяющих также исследовать и отрабатывать разветвленные сети передачи данных [4].

Для реализации задач экспериментальной отработки и испытаний БКУ в 1980-х годах в НПО ПМ был создан стенд БКУ, содержащий необходимые аппаратно-программные средства испытаний БКУ. В состав средств экспериментальной отработки и испытаний БКУ входят:

1) средства имитации каналов связи с наземным комплексом управления;

2) средства имитации взаимодействий с бортовой аппаратурой (БА);

3) средства отладки программ;

4) средства управления аппаратурой БКУ;

5) автоматизированный испытательный комплекс (АИК);

6) база данных испытаний;

7) архив программ.

Ядром стенда БКУ является лабораторный отладочный комплекс, выполняющий в основном функции отладки программ совместно с бортовой ЭВМ, а также в усеченном виде поддержку остальных функций отработочных испытаний БКУ.

Состав ЛОК С-32М1 для отработки ядра системы управления на базе процессора LEON2 и сети SpaceWire показан на рисунке:

Средства отладки программ основываются на встроенных в процессор бортового компьютера системах отладки. Они представляют собой, как правило, ПЭВМ с дополнительными портами и устройствами сопряжения по технологическим каналам бортового процессора.

ЛОК представляет собой макет бортовой ЭВМ и два комплекса наземных аппаратно-программных средств отработки и испытаний с автоматизированным рабочим местом оператора (АРМ оператора) и автоматизированное рабочее место разработчика БПО (АРМ разработчика).

Макетный образец (МО БЦВК) полностью функционально аналогичен бортовой ЭВМ Sparc V8 с периферийными устройствами, имитирующими функции устройств ввода-вывода бортового цифрового вычислительного комплекса БЦВК С-32М1.

АРМ оператора и АРМ разработчика объединены в аппаратно-программный комплекс отладки программ (КОП). В состав КОП входят:

- аппаратный блок управления и коммутации (БУК) на базе ПЭВМ оператора, обеспечивающий включение и управление МО БЦВК, обмен сигналами ввода-вывода, взаимодействие по каналу отладки программ;

- ПЭВМ разработчика программ;

- комплекс средств отработки сети SpaceWire;

- испытательно-отладочные программные средства;

- вспомогательные средства для обеспечения питания, хранения и подготовки информации и др.

КОП

ИБП

Ключ GRMON

Клавиатура _

Мышь —

Монитор 1—

БУК

Модуль источника питания

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Модуль ввода-вывода

US В

Модуль компьютера

ПО «АРМ оператора»

АРМ оператора

+5 В SM

+5 В МВП

4 Г»

ОРТ

ТМ

нк

ИД

Сигнал нормальной работы ВМ

Управление режимами загрузки

Сигнал нормальной работы МВП

t Канал обмена с DSU ^

Блок согласовании

SpW

Узел Space Wire

spw

Sptv

Анализатор

липкое Space Wire

SpW SpW

Принтер

Elbemet Siwtcft

АРМ разработчика

Клавиатура

Мышь

ПЭВМ

ПО sAPM разработчиках

Монитор

-220 В

мо ецек

Питание ВМ Кроссироека питания и

Питание МВП внешних

4 Гц сигналов

СРТ

ТМ

нк

ИД

НРВМ Упр Макет ВМ

UART

МК01

МК02

Space №ef SpaceWire2

HP МВП Макет МВП

SpaceWire 1 SpaceWire2

Укрупненная структурная схема ЛОК С-32М1

Отработка сетевой организации БКУ является новой задачей, которая ранее не решалась при разработке систем управления КА и требует проведения специальных исследований, а также создания специализированных аппаратно-программных средств и методик контроля и верификации разветвленной сети SpaceWire.

Принципы, средства и методики испытаний, проходящие апробацию на ЛОК БЦВК С-32М1, являются основой разработки стенда испытаний БКУ перспективных КА и могут быть использованы при отработке и верификации систем управления на основе разветвленных сетей обмена информацией.

References

1. Irom F., Farmanesh F. H. Single-Event Upset in Commercial Silicon-on-Insulator PowerPC Microprocessors // IEEE Trans. Nucl. Sci., 2002.

2. The SPARC Architecture Manual. Version 8 / SPARC International, Inc. 1992.

3. ECSS Standart ECSS-E-50-12C. SpaceWire, Links, Nodes, Routers and Networks / European Cooperation for Data Standardization, July, 2008.

4. Simpson M. DS-Links and C104 Routers - Networks, Routers and Transputers: Function, Performance and Applications / Ed. by: M. D. May, P. W. Thompson, P. H. Welch // INMOS, IOS Press, 1993.

УДК 338.246

СОЗДАНИЕ ТЕСТОВОГО СТЕНДА ДЛЯ ОТРАБОТКИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ

В СЕТЯХ SPACEWIRE

С. В. Гончаров

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Описывается создание тестового стенда, указываются основные этапы создания и основные направления испытаний. Представлены результаты работ по тестированию оборудования.

Ключевые слова: тестовый стенд, SpaceWire, создание, тестирование.

CREATING A TEST STAND TO DEVELOP AN INTERACTION IN SPACEWIRE NETWORKS

S. V. Goncharov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

There are a description of the test stand creation, specification of the main design stages and the main testing directions. Besides there is a presentation of results on equipment testing and software creation.

Keywords: test stand, SpaceWire, creation, testing.

Внедрение технологии SpaceWire отвечает требованиям современной отечественной космонавтики, обеспечивая требуемые тактико-технические характеристики российских космических аппаратов, конкурентоспособность на мировом рынке космических технологий и услуг, совместимость и унификацию разработок аппаратуры КА российских предприятий [1]. Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева в сотрудничестве с ОАО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнева создает тестовый стенд для проведения испытаний сетевого взаимодействия бортовой аппаратуры.

Основные направления испытаний:

- отработка передачи пакетов как с использованием маршрутизатора, так и через соединения «точка-точка»;

- имитация выхода из строя основного комплекта с использованием комплекта «холодного» резервирования;

- исследование зависимости количества ошибок передачи от длины кабеля и скорости передачи данных.

Создание стенда включает следующие этапы:

1) тестирование используемого оборудования;

2) создание программного обеспечения для настройки оборудования и осуществления сетевого взаимодействия;

3) создание демонстрационного примера действующей сети SpaceWire.

Были протестированы отладочный модуль MCB-01EM-PCI производства ОАО НПЦ «Элвис» и маршрутизатор SpaceWire производства Сибирского государственного аэрокосмического университета им. академика М. Ф. Решетнева. Тестирование проводилось с помощью тестера соответствия от компании

Star-Dundee. Методика тестирования была взята из документации, поставляемой вместе с тестером [2].

В таблице представлены результаты тестирования оборудования.

Название теста MCB-01EM-PCI Маршрутизатор

Bit-Level test +/- +

Exchange level tests +/- +/-

EOP/EEP exceptional packet tests + +

Timecode tests + +

Credit error tests + +

Other tests + +

Тесты показали, что сигнал инициализации соединения для устройства MCB-01EM-PCI не соответствует ожидаемому значению, где D:

01110100010001000100010001,

а S:

11011110111011101110111011,

и представляет собой D:0 и S:1. Ошибка теста Validate Ready говорит о том, что устройство не переведено в режим auto-enabled, в котором установка соединения осуществляется автоматически при получении NULL кода. В тесте Validate Started содержится несколько подтестов, каждый из которых отправляет определенные для него служебные символы и ожидает реакции устройства на отправку. Тест Validate Started был провален, так как устройство ответило на посылку символа FCT(flow control token), что говорит о том, что за время обработки символа FCT устройство перешло из состояния Started в отстояние Connecting, для которого ответ на символ FCT характерен. Также стоит отметить, что при проведении тестов группы Time Code из тестируемого устройства

не было считано и проверено принятое значение, поэтому на данный момент тесты группы Time Code можно считать только частично успешными.

Однако, несмотря на то что некоторые тесты были провалены, можно говорить о том, что в целом протестированное оборудование пригодно для будущих работ по созданию демонстрационного стенда действующей сети SpaceWire.

Библиографические ссылки

1. Шенин Ю., Солохина Т., Петричкович Я. Технология SpaceWire для параллельных систем и бортовых распределенных комплексов. ЭЛЕКТРОНИКА: Наука, Технология, Бизнес. 2006. № 5.

2. Тестер SpaceWire [Электронный реcурс]. Режим доступа: http://www.star-undee.com/ content/products/ 001~~SpaceWire%20Development%20Equipment/datash

eets/ SpaceWire%20Conformance %20Tester.pdf (дата обращения: 3.09.2013).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

References

1. Shenin U., Solohina T., Petrichkovich Ja. Tehnologia SpaceWire dlya parallelnih system i bortovih raspredelennih kompleksov(The SpaceWire technology for parallel systems and the onboard distributed complexes). Elektronika: Nauka, Tehnologia, Biznes. 2006. № 5.

2. Tester SpaceWire. - Rejim dostupa: http://www. star-undee.com/content/products/001~~Space Wire%20 Development%20Equipment/datasheets/SpaceWire%20C onformance%20Tester.pdf (data obrasheniya: 3.09.2013).

УДК 621.3:34

РЕЛЕЙНО-ВЛОЖЕННОЕ УПРАВЛЕНИЕ КЛЮЧОМ В ШУНТОВЫХ СТАБИЛИЗАТОРАХ НАПРЯЖЕНИЯ

А. В. Гордеев1, А. С. Сидоров2, А. Ю. Хорошко2

:ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

2Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается новый способ управления ключом (релейно-вложенное управление) в шунтовых стабилизаторах напряжения, позволяющий снизить потери мощности за счет передачи энергии, накопленной в паразитной емкости СБ, в нагрузку.

Ключевые слова: шунтовой стабилизатор напряжения, потери мощности, емкость солнечной батареи

NESTED RELAY CONTROL OF THE SHUNT SWITCH IN SHUNT VOLTAGE REGULATORS

А. V. Gordeiev1, А. S. Sidorov2, A. Y. Khoroshko2

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

2Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The paper presents a new mode of the shunt switch control (nested relay control) in shunt voltage regulators. This control mode makes possible a significant decrease ofpower losses owing to transmission of the energy stored in solar array capacitance into the payload.

Keywords: shunt regulator, power losses, solar array capacitance.

Шунтовые стабилизаторы (ШС) напряжения ко-роткозамыкающего типа (в иностранной литературе известные как S3R (Sequential switching shunt regulator)) нашли широкое применение в системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА) для стабилизации выходного напряжения многосекционной солнечной батареи [1]. Данный тип преобразователей имеет относительно несложную схемотехнику, выходной фильтр состоит только из конденса-

тора, что в целом обусловливает его хорошие удельные характеристики по сравнению с другими типами преобразователей.

Недостатком данного типа преобразователей являются статические и динамические потери, вызванные перезарядом паразитной емкости солнечной батареи (СБ) при работе шунтирующего ключа, где накопленный заряд переходит в тепловые потери при каждом цикле коммутации.

Известно несколько способов уменьшения амплитуды выбросов тока разряда паразитной емкости СБ при работе с ШС. Например, в [2] рассматривается использование пассивных демпферных цепей (снаб-беров), а в [3] - активного ограничителя разрядного тока емкости СБ. Недостатком данных решений является то, что энергия паразитной емкости СБ просто перераспределяется между шунтовым ключом ШС и вновь введенными устройствами, что в целом ухудшает массогабаритные характеристики системы.

В данной работе предлагается новый способ уменьшения потерь в системе регулирования за счет передачи избыточной энергии, накопленной в кабельной линии (КЛ), в нагрузку, что позволяет снизить амплитудное значение тока разряда емкости СБ, а следовательно, потери мощности в КЛ и шунтирующем ключе.

Реализуется такой способ с помощью цикла ре-лейно-вложенного управления (РВУ) шунтирующим ключом или ключевым элементом (КЭ). Суть данного управления заключается в следующем: когда ток КЛ достигает максимально разрешенного значения - тока отключения КЭ /откл (см. рисунок), происходит выключение ключа, при снижении тока в КЛ до тока включения КЭ !вкл силовой ключ открывается. Такой цикл РВУ будет поддерживать ток КЛ в диапазоне [/вкл; ^гал], как показано на рисунке. Скорость разряда емкости СБ в схеме ШС с РВУ ниже, чем в классическом варианте, так как эффективное значение тока КЛ существенно ниже.

Предлагаемый способ управления не требует введения дополнительных элементов в силовую часть, а ограничение тока КЛ осуществляется за счет вновь введенного алгоритма управления ключом К1.

УДК 621-396

УСТРОЙСТВО СБОРА ИНФОРМАЦИИ НА ОСНОВЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОГО ЦИФРО-АНАЛОГОВОГО ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ

В. М. Гречишников, О. В. Теряева

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. Е-mail: [email protected]

Рассмотрена возможность создания устройств сбора информации на основе нового волоконно-оптического функционального элемента - цифро-аналогового преобразователя, позволяющего обеспечить высокую помехозащищенность в сочетании с низкими массогабаритными и стоимостными показателями.

Ключевые слова: первичный преобразователь, бинарный преобразователь, волоконно-оптический преобразователь, системы управления и контроля, ВОЛС, помехозащищенность, мультиплексирование.

INFORMATION COLLECTING DEVICE BASED ON THE OPTICAL FIBER DIGITAL-TO-ANALOG CONVERTER

V. M. Grechishnikov, O. V. Teriaeva

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoie shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

Временные диаграммы переключения ШС и РВУ: U1 - сигнал управления ключом К1; UK1 - напряжение сток-исток ключа К1 (в случае использования МДП-транзистора); иСБ - напряжение на выходе СБ, /Ькл -ток кабельной линии; 1КЗ - ток короткого замыкания СБ;,

1откл - ток отключения КЭ; /вкл - ток включения КЭ;

Тк - период коммутации

References

1. O'Sullivan D, Weinberg A. The sequential switching shunt regulator S3R, Proceedings of the third ESTEC Spacecraft power conditioning seminar (ESA SP-126), Noordwijk, The Netherlands, 1977, pp. 123-131.

2. Perol P. Another Look at the Sequential Switching Shunt Regulator, Proceedings of the Fifth European Space Power Conference (ESA SP-416), Noordwijk, The Netherlands, 1998, pp.79-84.

3. Delepaut C., Martin M. Current limitation techniques in a S3R power cell, Proceedings of the European Space Conference, WPP-54, 1993, pp. 61-66.

The possibility of creating devices which collect information on the basis of a new fiber-optic functional element -digital-to-analog converter providing high noise immunity, combined with low weight and size, and cost parameters is considered.

Keywords: primary converter, binary converter, fiber optic converter, control and monitoring systems, fiber optic, noise immunity, multiplexing.

Бинарные преобразователи (датчики конечных положений исполнительных механизмов) составляют многочисленную группу элементов систем управления современных авиакосмических аппаратов. Как правило, датчики располагаются в зонах с тяжелыми условиями эксплуатации (температура, электромагнитные помехи), что снижает достоверность снимаемой с них информации. Кроме того, наличие индивидуальных каналов связи для каждого датчика ухудшает массогабаритные показатели бортовой радиоэлектронной аппаратуры. В связи с этим актуальной является задача создания мультиплексированных датчиков с помощью волоконно-оптического интерфейса. Решение этой задачи может быть получено при помощи волоконно-оптического цифро-аналогового преобразователя (ВОЦАП).

ВОЦАП предназначены для подключения источников оптических сигналов к общей оптической магистрали и для преобразования входного оптического сигнала в пропорциональный ему квантовый аналоговый оптический сигнал.

Основными требованиями к ВОЦАП являются возможность уплотнения 8-14 цифровых источников информации при использовании серийных волоконно-оптических технологий и стандартного оборудования для их изготовления, а также совместимость по мас-согабаритным показателям с датчиковой аппаратурой и интегрально-оптической схемотехникой.

Входной оптический код ВОЦАП представляет собой совокупность оптических логических сигналов Р,Р2...Рп, которые могут принимать одно из двух возможных значений «0» или «1». Значению «0» соответствует полное отсутствие оптического сигнала в данном разряде входного оптического кода, а значению «1» соответствует некоторый постоянный для всех разрядов уровень оптического сигнала Р Ф 0, причем Р1 = Р2 =... = Рп . Уровни единичных логических сигналов ВОЦАП могут устанавливаться разра-

ботчиком в зависимости от мощности источника излучения, энергетических потерь в оптической схеме и требований к соотношению сигнал/шум на входе фотоприемного устройства.

В качестве примера рассмотрим схему 4-каналь-ного устройства сбора информации на основе ВО-ЦАП, приведенную на рис. 1. Устройство содержит четыре передающих жгутовых световода 3 диаметром 2,5 мм и длиной 60 мм. Входы световодов 3 оптически связаны с полупроводниковыми светодиодами АЛ 107Б. Резисторы в цепях питания светодиодов подобраны так, что в каждый из световодов 3 вводится одинаковая оптическая мощность. Входной оптический код ВОЦАП задается путем замыкания и размыкания электронных ключей Кл1-Кл4 в цепях питания светодиодов. Элементы назначения веса (ЭНВ) реализованы на жгутовых световодах 4, аналогичных по геометрическим размерам световодам 3. Величины зазоров 80...83 между световодами 3 и 4 выбраны так, что коэффициенты передачи между соответствующими световодами находятся в соотношении 8-4-2-1. При этом максимальный коэффициент передачи соответствует нулевому зазору между верхними по схеме световодами.

Необходимые значения зазоров могут быть определены по экспериментальной характеристике Р(8), представленной на рис. 2. Выходные торцы световодов 4 оптически связаны с большим торцом фокона 5, который выполняет функцию сумматора оптических сигналов. Выходной (меньший) торец фокона подключен к общему световоду 6, с выхода которого снимается суммарный оптический сигнал, представляющий собой линейную ступенчатую функцию от входного оптического кода. После фотоусиления выходного сигнала ВОЦАП формируется пропорциональный электрический сигнал, который оцифровывается АЦП, при этом единичные сигналы этого кода однозначно соответствуют замкнутым ключам на входе устройства,

_Р (S)

КЛ1 R

1 S, = 0 2

3 4

Рис. 1. Схема устройства сбора информации на основе ВОЦАП

Рис. 2. Экспериментальная характеристика Р(8)

а нулевые - разомкнутым. Длина канала передачи в жгутовом исполнении может достигать нескольких десятков метров, а в моноволоконном - сотен метров.

Данное устройство сбора информации на основе ВОЦАП позволяет повысить помехозащищенность, имеет невысокую стоимость, простоту конструкции и габариты, совместимые с габаритами бинарных волоконно-оптических преобразователей. Поставленную задачу мы решили, заменив традиционные линии связи волоконно-оптическими линиями связи и проведя мультиплексирование с помощью ВОЦАП. Область применения устройств сбора информации на основе ВОЦАП не ограничивается рассмотренным выше примером.

Библиографические ссылки

1. Гречишников В. М., Конюхов Н. Е. Оптоэлек-тронные и цифровые датчики перемещений со втро-

енными волоконно-оптическими линиями связи. М. : Энергоатомиздат, 1992. 160 с.

2. Зеленский В. А., Гречишников В. М. Бинарные волоконно-оптические датчики в системах управления и контроля. Самара : Самарский научный центр РАН, 2006. 160 с. : ил.

References

1. Grechishnikov V. M., Konyuxov N. E., Optoelektronnye i cifrovye datchiki peremeshhenij so vtroennymi volokonno-opticheskimi liniyami svyazi. M. : Energoatomizdat, 1992. 160 p.

2. Zelenskij V. A. Grechishnikov V. M. Binarnye volokonno-opticheskie datchiki v sistemah upravlenja i kontrolja. Samara : Samarskij nauchnyj centr RAN, 2006 160 p. : il.

УДК 629.78.015

О НЕКОТОРЫХ АСПЕКТАХ МЕХАНИЧЕСКОГО АНАЛИЗА БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ

КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

С. В. Дмитриев1, А. С. Орлов2, С. А. Орлов2

1ОАО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного приборостроения» Россия, 111250, г. Москва, ул. Авиамоторная, 53. E-mail: [email protected] 2ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Рассматривается подход, позволяющий проводить оценку нагружения бортовой аппаратуры космических аппаратов на механические воздействия с использованием идеологии конечно-элементного моделирования, даются рекомендации по разработке конечно-элементных моделей оборудования.

Ключевые слова: конечно-элементная модель, бортовая аппаратура, вибрация, удар.

ON SOME ASPECTS OF SPACECRAFT ON-BOARD EQUIPMENT MECHANICAL ANALYSIS

S. V. Dmitriev1, A. S. Orlov2, S. A. Orlov2

1JSC PRC "Precision Systems and Instruments" 53, Aviamotornaia str., Moscow, 111250, Russia. E-mail: [email protected]

2JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

An approach allowing to conduct evaluation of the spacecraft on-board equipment structural response to the mechanical loads on the basis of finite element modeling is presented; the recommendations on creation of the equipment finite element models are provided.

Keywords: finite element models, on board equipment, vibrations, shock.

В настоящее время сроки создания новых космических аппаратов (КА) не превышают 3-5 лет, что приводит к требованию о существенном сокращении сроков проектирования и изготовления бортовой аппаратуры (БА) КА. Для сокращения времени разработки БА необходимо максимальное использование численного моделирования на всех этапах проектиро-

вания и отработки аппаратуры. Для механического анализа используются хорошо себя зарекомендовавшие пакеты конечно-элементного моделирования (КЭМ): NASTRAN, DYTRAN и т. д. Обязательными видами воздействий, на которые проводится механический анализ, являются: модальный и квазистатический анализ, расчеты на гармоническую и широкопо-

лосную случайную вибрацию (ШСВ) и ударные нагрузки [1]. При механическом анализе для расчета максимальных напряжений в элементах конструкции прибора наиболее часто используется модель фон Мизеса [2]. При анализе приборов на случайную вибрацию в такой модели используются среднеквадрати-ческие значения напряжений (критерий «3с») [3]. Критерием оценки устойчивости к нагрузкам служит запас безопасности по текучести для металлов и предельной прочности для хрупких материалов, а также отсутствие соударения плат при всех видах нагруже-ния. Если внешнее воздействие на прибор задано в форме ударного спектра ускорений, то первым этапом расчетов на удар является замена ударного спектра ускорений временной функцией [3]. Для проведения расчетов при механическом анализе конструкции в программном комплексе М8С.МЛ8ТКЛМ модели (КЭМ), как правило, разрабатываются в пакете МЗС.РАТЯАК При создании КЭМ силовой части конструкции соблюдается требование максимального соответствия исходной геометрии объектов с использованием трехмерных (3Б) и двумерных (2Б) конечных элементов (КЭ). При разработке КЭМ отдельного элемента конструкции размер конечного элемента назначается с учетом его геометрических особенностей, поэтому плотность сетки КЭ для различных деталей может быть различной. Для обеспечения механических интерфейсов между деталями с различной плотностью разбиения на КЭ применяются в некоторых случаях специальные КЭ М8С.МЛ8ТЯЛМ, обеспечивающие равенство механических работ с каждой стороны механического интерфейса, по которым осуществляется передача усилий от одного объекта к другому в системе и, в конечном счете, на силовую опорную конструкцию прибора. При этом эффекты от возможных соприкосновений между ними в процессе деформирования не рассматриваются. В тех случаях когда несиловой элемент конструкции не влияет существенным образом на механический отклик всей сборки, его можно представить в виде сосредоточенных масс или распределенных по протяженным поверхностям соответствующей опорной конструкции.

На основе КЭМ могут быть оценены массово-центровочные характеристики компонент и всей сборки в целом. При разработке КЭМ исходная геометрия элемента конструкции может быть преобразована с целью ее упрощения без существенного изменения ее объема, а также для исключения возникновения КЭ с существенно малыми габаритами и необоснованного усложнения размера задачи. Отверстия для болтовых соединений между элементами конструкции могут быть заполнены материалом в предположении, что это не приведет к сколько-нибудь заметному изменению инерционных и жест-костных характеристик всей конструкции. Объединение КЭ элементов конструкции с различными пространственными размерностями (2Б и 3Б) обеспечивается либо по общим узлам КЭМ стыкуемых компонент, либо с использованием специальных КЭ М8С.МЛ8ТЯЛМ, что также может быть использовано для создания различных подсборок различного уровня вплоть до всей сборки конструкции. Минимальные

затруднения при проведении механического анализа представляют типовые приборные блоки, состоящие из корпуса с установленными внутри него многослойными платами с набором различных модулей.

Например, для блока аппаратуры радионавигации общей массой ~7 кг КЭМ, состояла из 115 670 узлов и 331 697 элементов. Максимальное время расчета (анализ прибора на ШСВ) на стандартном персональном компьютере (процессор 15 с 6 Гб оперативной памяти) не превысило 4 часов. Проблемы существенно возрастают при анализе сложных лазерных и оптических систем, включающих в свой состав как электронные блоки, так и сложные оптические и опто-электронные устройства, а также электромеханические приводы и амортизаторы. При этом в конструкции устройств используются, помимо металлов, различные композиционные материалы с существенным разбросом механических характеристик, и, как правило, необходимо использовать различные модели демпфирования при анализе на различные внешние воздействия. Кроме того, в различных частотных диапазонах демпфирование должно приниматься различным. Неправильно заданное демпфирование может привести к тому, что неверный результат даст любой самый корректный вычислительный алгоритм. Определенную проблему составляет и разработка КЭМ амортизаторов: модель амортизаторов должна включать различные модели демпфирования (в связи с существенной нелинейностью). И использование таких моделей требует серьезного обоснования. Например, при массе одного из лазерно-оптических приборов ~40 кг КЭМ состояла из 1 287 546 узлов и 2 899 609 конечных элементов. Для расчетов уже использовался специализированный мультипроцессорный сервер с оперативной памятью на 512 Гб. При этом время расчетов (анализ прибора на ШСВ) составляло около 11 ч. По завершении испытаний на механические воздействия должна быть выполнена в обязательном порядке верификация КЭ модели прибора. Целью верификации разрабатываемых КЭ моделей БА должно быть получение расчетных результатов, которые согласуются с экспериментальными данными в пределах погрешностей эксперимента, что представляет собой достаточно сложную задачу [4]. При ее решении можно выделить несколько этапов:

- определяется количество точек верификации и их местоположение;

- по имеющейся геометрической модели строится КЭ модель, причем на первом этапе принимается «0» демпфирование, а все соединения - жесткими;

- проводится расчет и проверяется обязательное превышение расчетных значений над экспериментальными данными;

- при невыполнении предыдущего требования дорабатывается геометрическая модель;

- далее проводится расчет с минимальными и максимальными значениями демпфирования (при этом рассматриваются различные модели демпфирования), принимаемыми ранее при расчете аналогов БА;

- задаются значения демпфирования для следующих вычислительных шагов, при этом для небольших приборов принимается постоянное демпфи-

рование для всей системы, а в сложных системах вводится различное демпфирование для каждой из подсистем.

Следует заметить, что результаты экспериментов могут содержать существенные погрешности, поэтому до начала процедуры верификации необходимо проанализировать полученные данные.

В докладе приводятся результаты механического анализа различных приборов, даются рекомендации по выбору типов КЭ при построении КЭМ.

Библиографические ссылки

1. Орлов С. А., Копытов В. И. Нормирование и отработка бортовой аппаратуры космических аппаратов на механические воздействия // Вестник СибГАУ. Красноярск, 2013. Вып. 1(47). С. 125-129.

2. Zienkiewicz O. C., Taylor R. L. The Finite Element Method. Fifth edition. Vol. 1. The Basis. Butterworth Heinemann, 2000. 707 p.

3. Wijker J. Random Vibrations in Spacecraft Structures Design. Springer Science, 2009. 516 p.

4. Babuska I., Oden J. T. Verification and validation in computational engineering and science: basic concepts. Computer Method in Applied Mechanics and Engineering. Eng. 193 (2004). Р. 4057-4066.

References

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

1. Orlov S. A., Kopytov V. I. Normirovanie i otrabotka bortovoj apparatury kosmicheskih apparatov na mehanicheskie vozdejstvija // Vestnik SibGAU. Krasnojarsk, 2013. Vyp. 1(47). S. 125-129.

2. Zienkiewicz O. C., Taylor R. L. The Finite Element Method. Fifth edition. Vol. 1: The Basis. Butterworth Heinemann, 2000. 707 p.

5. Wijker J. Random Vibrations in Spacecraft Structures Design. Springer Science, 2009. 516 p.

6. Babuska I., Oden J. T. Verification and validation in computational engineering and science: basic concepts. Computer Method in Applied Mechanics and Engineering. Eng. 193 (2004). Р. 4057-4066.

УДК 621.396

РАЗРАБОТКА НОВОЙ НЕСУЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ ПЕЧАТНЫХ ПЛАТ, А ТАКЖЕ ЕЕ МЕХАНИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ДЛЯ ЭЛЕКТРОННЫХ МОДУЛЕЙ В КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ

В. М. Карабан1, И. Д. Зырин1, 2

1 Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники Россия, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 40 2ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Разработана новая несущая конструкция в виде рамки для печатных плат. Построены эквивалентные модели применяющейся и новой рамки печатных плат для электронных модулей из алюминия АМГ6. Проведено моделирование на увеличенную нагрузку с линейным ускорением 30 g по различным осям и на собственную резонансную частоту. Проведено внесение дополнительных конструктивных улучшений на основе результатов анализа.

Ключевые слова: рамка, несущая конструкция, ANSYS, печатная плата, резонансная частота, линейное ускорение.

A NEW PRINTED BOARD SUPPORT STRUCTURE DEVELOPMENT AND ITS MECHANICAL ANALYSIS FOR ELECTRONIC MODULES IN SPACECRAFT

V. M. Karaban1,1. D. Zyrin1,2

1Tomsk State University of Control Systems and Radioelectronics 40, Lenina prosp., Tomsk, 634050, Russia

2JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

A new printed circuit board equipment practice in the form of a frame was developed. Equivalent models of prior (used today) and new frames for electronic modules on the basis of AMG6 aluminum were constructed. Simulation of power increasing with 30 g linear acceleration along different axes and natural resonance frequency was implemented. Some construction improvements were made on the basis of results analysis.

Keywords: frame, equipment practice, ANSYS, printed circuit board, resonant frequency, linear acceleration.

Актуальность. Современные и перспективные космические аппараты (КА) отечественного производства для сохранения конкурентоспособности на рынке используют в своей радиоэлектронной аппаратуре (РЭА) для крепления печатных плат несущие конструкции в виде рамок с металлическим основанием, которые в свою очередь имеют значительную массу, требуют изготовления двух печатных плат и использования Е-переходов для их соединения. Такие рамки вносят значительные ограничения при проектировании быстродействующих модулей, а также делают невозможным применение компонентов, монтируемых в отверстия.

Цель. Разработка несущей конструкции для печатных плат в виде рамки меньшей массы, под одну многослойную печатную плату и достаточными механическими характеристиками.

Опыт зарубежных производителей несущих конструкций в виде рамок с перегородками в виде ребер показал, что такие рамки выдерживают космические нагрузки и позволяют значительно снизить массу прибора.

Исследования. Для достижения поставленной цели был разработан новый конструктив рамки с перегородками в виде ребер и построены трехмерные модели применяющейся несущей конструкции (рамка 1) и новой несущей конструкции (рамка 2) (см. рисунок).

Трехмерная модель рамки 2

На основе трехмерных моделей были посчитаны занимаемый объем и масса при выполнении из сплава алюминия АМГ6 плотностью 2 700 кг/м3 (см. табл. 1).

Анализ табл. 1 показал, что рамка 2 позволяет получить выигрыш по массе на 147,61 грамма, или на 41,9 %. Однако снижение количества металла в рамке 2 мо-

Итоговые значения анализа несу

жет привести к снижению механической устойчивости рамки. Проверим характеристики рамки 1 и рамки 2 на деформацию и возникающие напряжения при линейном ускорении в 30 g по осям ОХ, ОУ, 02 в оба направления. Также проведем анализ на собственные резонансные частоты.

Таблица 1

Объём и масса рамки 1 и рамки 2

Характеристика Рамка 1 Рамка 2

Объем, мм3 130 478,03 75 806,42

Масса, г 352,29 204,68

Для проведения механического анализа рамок построена расчетная модель, имитирующая упрощенный вид электронного модуля. Эквивалентная модель для рамки 1 имеет две печатные платы толщиной 1 мм и электрорадиоэлементы массой 120 г. Эквивалентная модель для рамки 2 имеет одну печатную пату толщиной 2 мм и электро-радио элементы массой 120 г.

Далее на основе эквивалентных моделей построены конечно-элементные модели рамок, установлены граничные условия в виде линейного ускорения по осям ОХ, ОУ, 02 в двух направлениях, равного 30 g, или 294 м/б2 жесткой фиксации в местах крепления и ограниченного перемещения нижней поверхности по оси 02.

Далее проведены расчеты деформации и возникающей напряженности. Для космической аппаратуры не мене важным параметром является собственная резонансная частота. Этот параметр должен быть не менее 150 Гц, а также иметь небольшой запас. Проведен анализ на собственные резонансные частоты.

В ходе анализа результатов моделирования на основе анализа деформации была выявлена возможность повысить ее механические характеристики за счет добавления четырех точек крепления и переноса одной в откорректированное положение.

С учетом принятых решений была доработана трехмерная модель рамки (рамка 3), для которой также были построены эквивалентная и конечно-элементная модели.

Полученные значения деформации и напряженности для рамок 1, 2 и 3 приведем в виде табл. 2.

Полученные результаты показывают, что с увеличением массы на 7 г механические характеристики, рамки 2 значительно улучшились.

Таблица 2

конструкций при ускорении в 30g

Массовые характеристики

Объект измерения Масса, г Объём, мм3

Рамка 1 352.29 130 478.03

Рамка 2 204.68 75 806.42

Рамка 3 211.91 78 485.60

Анализ при линейном ускорении в 30 g

Вид искажения ОХ ОУ О2 -ОХ -ОУ -О2

Деформация рамки 1 (мкм) 40,29 4,065 4,058 48,49 4,062 4,059

Деформация рамки 2 (мкм) 49,74 6,409 5,696 41,90 6,419 5,511

Окончание табл. 2

Деформация рамки 3 (мкм) 25,42 2,465 2,371 21,02 2,441 2,379

Упр. деформация рамки 1 (мкм/мкм) 255,4 56,90 53,75 270,2 54,35 56,60

Упр. деформация рамки 2 (мкм/мкм) 247,6 102,6 84,19 235,4 112,4 93,33

Упр. деформация рамки 3 (мкм/мкм) 169,2 76,37 49,83 150,2 76,01 71,92

Напряженность рамки 1 (МПа) 14,80 2,836 2,848 15,80 3,065 3,046

Напряженность рамки 2 (МПа) 14,00 5,931 5,910 13,29 5,980 6,053

Напряженность рамки 3 (МПа) 10,17 2,794 2,765 9,790 2,926 3,191

Анализ на резонансную частоту

Объект измерения Мод. 1 Мод. 2 Мод. 3 Мод. 4 Мод. 5 Мод. 6

Рамка 1 (Гц) 496,2 731,1 1 234 1 352 1 557 1 890

Рамка 2 (Гц) 537,8 573,6 710,0 715,5 943,7 1 072

Рамка 3 (Гц) 745,2 795,5 855,6 868,5 1 225 1 344

Таким образом, на основе полученных результатов следует, что использование доработанной рамки 2 с ребрами вместо рамки с основанием позволяет:

- выиграть по массе на 39,8 %;

- снизить значение максимальной деформации по оси ОХ в среднем на 37 %;

- снизить максимальную напряженность по оси ОХ в среднем на 35 %;

- получить дополнительный запас по резонансной частоте первой моды на 249 ГЦ;

- использовать печатные платы с двусторонним монтажом элементов;

- применять компоненты, монтируемые в отверстия.

УДК 531.7

АВТОНОМНЫЙ КОМПЛЕКС КОНТРОЛЯ И УПРАВЛЕНИЯ ПОВЕДЕНИЕМ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА НА ПРИМЕРЕ АНТЕННОЙ СИСТЕМЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Ю. В. Коловский

Филиал Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 662971, г. Железногорск Красноярского края, ул. Советская, 27. E-mail: [email protected]

Качество процессов изготовления и эксплуатации сложных технических объектов наряду с новыми, наукоёмкими технологиями определяет информационное обеспечение, включающее широкий спектр методов и средств мониторинга, измерения, испытания, экспертизы, диагностирования, прогнозирования, принятия решений, управления и т. д. Возникающие потребности информационного обеспечения новых технологий и жизненного цикла технических систем часто не могут быть реализованы в необходимом и достаточном объеме из-за их громоздкости, сложности, высокой стоимости и ограниченности ресурсов. При массовом производстве изделий проблема находит своё разрешение, а для уникальных, единичных объектов, как правило, становится основным препятствием в обеспечении надлежащего качества изготовления и эффективного использования.

В работе под уникальными объектами понимаются крупногабаритные объекты энергетической (гидросооружения), строительной (мосты), авиационно-космической, транспортной и ряда других отраслей. Во многих случаях решение может быть получено по результатам мягкого интегрального контроля «поведения» подобных объектов либо их важнейших составных частей, опирающегося на мониторинг формы, текстуры поверхности и других функционально значимых свойства.

Ключевые слова: бионика, квалиметрия, мягкий контроль, нанофотоника, наноэлектроника, нейрокиберне-тика, обработка изображений, распознавание образов.

INDEPENDENT COMPLEX OF BEHAVIOUR CONTROL OF TECHNICAL OBJECT ON THE EXAMPLE OF ANTENNA SYSTEM OF THE SPACE VEHICLE

Y. V. Kolovskiy

Branch of Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 27, Soviet str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662971, Russia. E-mail: [email protected]

Quality of processes to manufacture and operate complex technical objects, along with new high technologies defines information supply including a wide spectrum of methods and means of monitoring, measurement, test, examina-

tion, diagnosing, forecasting, decision-making, management etc. Arising requirements of the information supply based on new technologies and life cycle of technical systems cannot be realised in necessary and sufficient volume due to their bulkiness, complexity, high cost and resource limitation. At mass production the problem finds its solution, but for unique, individual objects, as a rule it becomes the basic obstacle to support appropriate quality of manufacturing and effective utilisation.

The unique objects are understood as large-size objects of energetic (hydroconstructions, ...), construction (bridges...), aerospace, transport, and some other branches. In many cases the solution can be obtained due to results of the soft integrated control of similar object "behaviou", or their major components, based on their form monitoring, a surface structure and other functionally significant properties.

Keywords: bionics, quality measurement, soft control, nanophotonics, nanoelectronics, neurocybernetics, processing of images, pattern recognition.

Ведется разработка автономного комплекса контроля и управления поведением технического объекта на базе созданной системы контроля изменения формы (СКИФ) [1-3]. Обеспечение автономного функционирования СКИФ как в условиях космического пространства, так и в любой иной малодоступной и (или) недоступной для человека среде (сложные производственные и природные условия, подземные и подводные объекты), с метрологическими характеристиками на уровне мировых аналогов и выше. Сфера применения разработки - уникальные объекты произвольной природы, здания и сооружения, предприятия машиностроения, строительные организации, ЖКХ и др. Востребованность предлагаемой разработки подтверждается ранее полученными заказами, связанными с разработкой и применением адаптивных фотограмметрических систем и технологий мониторинга свойств технологических поверхностей с использованием новых компонентов микросистемной техники: проекты для ОАО «Информационные спутниковые системы» им. акад. М. Ф. Решетнева; ОАО НПП «Радиосвязь»; ФГУП ГХК; ОАО РЖД, других производственных предприятий региона.

Разработка мультисенсорных систем, воспринимающих различные физические поля, и в первую очередь на основе фото и (или) видеоаппаратуры, в сочетании с системами искусственного интеллекта, позволяющими контролировать пространственно-временные спектры свойств технических объектов (контроль и управление поведением). Разработка специальной элементной базы, реализующей принципы параллельной обработки различных физических полей (в первую очередь электромагнитных, оптического диапазона) для промышленного образца автономного комплекса. Исследование новых методов распознавания образов и их аппаратная реализация в виде параллельных полевых структур. Моделирование дифракционных и трансформационных нанофотонных элементов и устройств для параллельной фильтрации и преобразования пространственно-временных спектров оптических полей, содержащих информацию о свойствах технических объектов. Создание опытного образца оснастки для калибровки автономного комплекса контроля и управления поведением технического объекта. Автономный комплекс должен обеспечивать измерение следующих параметров: положение поверхностей; линейные и угловые перемещения и деформации поверхностей объекта; линейные и угловые скорости перемещений. Область применения на-

учно-технической продукции: уникальные объекты произвольной природы, здания и сооружения, предприятия машиностроения, строительные организации, ЖКХ и др.

Информационное обеспечение (ИО) раскрывает источники возникновения и возможные пути преодоления различных проблем. ИО определяется качеством методов и средств контроля. Часто контроля нет вообще, а имеющийся не удовлетворяет потребителя. Рост парка средств контроля ведёт к росту объёмов информации, требует увеличения «человеческого ресурса» для анализа и обобщения. Повышение качества ИО обеспечивают «искусственные органы чувств» в сочетании с системами искусственного интеллекта (ИИ). Наиболее информативным свойством, характеризующим состояние объектов, является их форма [4]. Автономные системы ИИ, воспринимающие пространственно-временные спектры физических полей, обеспечивают контроль и управление поведением сложных технических объектов, повышая их надёжность и эффективность. В этой связи разработка автономного комплекса контроля и управления поведением технического объекта на примере антенной системы космического аппарата в состоянии обеспечить конкурентные преимущества создаваемых технических объектов.

Выполняется: моделирование структур на дифракционном и трансформационном нанофотонном базисе для систем контроля и управления автономного комплекса; разработка специализированного ПО для получения топологий специальных нанофо-тонных структур, осуществляющих формирование, преобразование и фильтрацию пространственно-временных спектров многомерных оптических сигналов (образов); разработка и исследование нейро-информационных методов распознавания образов; их аппаратная и программная реализация в виде полевого процессора [5]; в результате будет обеспечена локализация маркеров на изображениях объектов контроля с погрешностью не выше 0,02 пикс; разработка и создание опытных образцов оснастки и специального тестового объекта для калибровки, аттестации и самоаттестации автономного комплекса, контроля и управления поведением крупногабаритной трансформируемой антенной системы космического аппарата.

Преимущества разработки перед аналогами: низкая стоимость создаваемого аппаратного обеспечения, разработка недорогих импортозамещающих техноло-

гий изготовления миниатюрных оптико-электронных мультисенсорных устройств.

Библиографические ссылки

1. Коловский Ю. В., Сухарев Е. Н. Метод определения натяжения сетеполотна антенн на основе распознавания образов // Вестник СибГАУ. 2006. Вып. 1(8). С. 96-101.

2. Коловский Ю. В., Левицкий А. А., Маринушкин П. С. Компьютерное моделирование компонентов МЭМС // Проблемы разработки перспективных микро- и наноэлектронных систем - 2008 : сб. науч. трудов Всерос. науч.-техн. конф. / под общ. ред. акад. А. Л. Стемпковского. М. : ИППМ РАН, 2008.

3. Функциональная диагностика и управление крупногабаритными конструкциями и оболочками // ОТЧЕТ итоговый (2006-2008) по проекту РФФИ 06-08-01343-а Руководитель Ю. В. Коловский. 2009. 126 с., URL: http://193.233.79.247/forms/2009/print_all.asp.

4. Коловский, Ю. В. Метрология, стандартизация и технические измерения : учебн. для вузов (Гриф МОН). Красноярск : ИПК СФУ, 2010. 462 с.

5. Коловский Ю. В., Моренко П. А. Полевой ней-ропроцессор // Современные проблемы радиоэлек-

троники : сб. науч. тр. Красноярск : ИПК СФУ, 2013. С. 415-420.

References

1. Kolovskiy Y. V., Suharev E. N. Metod of tension definition aerials on the basis of pattern recognition // Vestnik SibGAU. Vyp. 1(8), 2006. pp. 96-101.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

2. Kolovskiy Y. V., Levitsky A. А, Marinushkin P. S. Computer modelling of components MEMS // Konf. «Problems of working out perspective micro-and nanoielectronics systems - 2008» Moskow: IPPM the Russian Academy of Sciences, 2008.

3. Functional diagnostics and management of large-sized designs and covers//the REPORT total (2006-2008) under the Russian Federal Property Fund project 06-08-01343-а the Head. Kolovskiy Y. V.,, 2009. 126 p., <http://193.233.79.247/forms/2009/print_all.asp>

4. Kolovskiy Y. V., Metrologija, standardization and technical measurements. Krasnoyarsk : SFU, 2010. 462 p.

5. Kolovskiy Y. V., Morenko P. A. The field processor //Modern problems of radio electronics: Krasnoyarsk : SFU, 2013, pp. 415-420.

УДК 629.78:621.311

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКИХ РАЗРЯДОВ НА БОРТУ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

А. В. Костин

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Предлагаются математические модели источников электростатических разрядов. Модели необходимы для теоретической оценки устойчивости бортовой аппаратуры (БА) космических аппаратов (КА) к факторам электростатического разряда.

Ключевые слова: математическая модель, электростатический разряд, бортовая аппаратура, космический аппарат.

MATHEMATICAL MODELS OF SOURCES OF ELECTROSTATIC DISCHARGES ONBOARD OF THE SPACECRAFT

A. V. Kostin

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoye shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

The mathematical models of sources of electrostatic discharges are proposed. Theoretical models need to evaluate stability of spacecraft onboard equipment to the electrostatic discharge factors.

Keywords: mathematical model, electrostatic discharge, airborne equipment, spacecraft.

В последнее время наблюдается бурное развитие диоэлектронной аппаратуры - все это на фоне умень-электроники. Увеличиваются надёжность, срок служ- шения габаритов и массы. Указанные общие тенден-бы, расширяются функциональные возможности ра- ции не обходят стороной и бортовую аппаратуру кос-

мических аппаратов. К сожалению, такая аппаратура не всегда стойка к импульсным электромагнитным помехам, таким как электростатический разряд (ЭСР). Они возникают из-за электризации различных элементов конструкции КА [1]. Таким образом, просто необходимо, чтобы аппаратура КА была устойчива к факторам ЭСР. Но в современном космическом приборостроении и этого недостаточно. БА КА должна быть оптимальной, так как излишние меры по защите могут привести к увеличению её габаритов и массы, что неприемлемо [2].

В настоящее время для определения необходимости и достаточности принятых мер по защите БА КА от факторов ЭСР на этапе ее проектирования применяется теоретическая оценка. Адекватность результатов оценки сильно зависит от точности математического описания источника ЭСР и расположения источника относительно БА.

Возможно несколько вариантов воздействия ЭСР на БА КА:

- разряд непосредственно в корпус БА;

- разряд непосредственно в кабельную сеть и передача помехи на вход БА;

- разряд между близлежащими элементами конструкции КА.

При оценке воздействия электромагнитного поля (ЭМП), вызванного ЭСР, последнее представляется в виде элементарного электрического излучателя.

Амплитуды составляющих поля вибратора прямо пропорциональны его длине (длине дуги) [3]. Место возникновения ЭСР трудно прогнозировать, а следовательно, трудно определить длину дуги. Тогда необходимо рассматривать худший вариант. Худший вариант будет при максимальной длине дуги. Из физики разряда известно, что существует максимальное расстояние между двумя точками, при котором возможен разряд при определённом напряжении между ними. Для газовой среды эту величину можно определить по закону Пашена [4]. Отсеки современных КА чаще всего делаются негерметичными. В процессе орбитального полёта в таких отсеках будет вакуум. В вакууме закон Пашена не действует, но аналогичные кривые имеются и для вакуума [5].

Что касается места возникновения разряда, то ситуация здесь аналогична. Корпуса БА, как правило, изготавливаются из электропроводящего материала и представляют собой электромагнитные экраны. В этих экранах есть неоднородности в виде отверстий и щелей. Худший вариант будет при разряде вблизи неоднородностей.

При математическом описании источника ЭСР необходимо помнить, что на борту КА некоторые элементы конструкции могут выступать как рефлекторы и формировать диаграмму направленности. В таком случае поля в направлении БА могут усиливаться в несколько раз.

Разряд между близлежащими элементами конструкции КА может сопровождаться растеканием токов по конструкции КА. Если даже токи не затекают на корпус БА, они создают электромагнитное поле. Это поле воздействует на БА, вызывая также сбои. Для определения поля этих токов в первую очередь необ-

ходимо определить сами токи. Для этого необходимо разбить поверхность элемента конструкции на прямоугольники. Каждый прямоугольник нужно представить в виде эквивалентной схемы (эквивалентного комплексного электрического сопротивления). Эквивалентные комплексные сопротивления соединяются между собой, образуя эквивалентную схему поверхности. Последняя рассчитывается методом теории цепей. Результатом расчёта являются искомые токи. Далее прямоугольники с найденными токами представляются в виде элементов Гюйгенса. Результирующее поле будет являться суперпозицией полей от каждого элемента Гюйгенса. Понятно, что точность такого расчёта напрямую зависит от размеров прямоугольников, на которые разбивается поверхность. Однако если уменьшать прямоугольники, то их количество возрастёт, а при большом количестве последних затрудняется расчёт. По этой причине необходимо находить некоторый компромисс.

Ситуация несколько проще (в части описания источника) с разрядом непосредственно в корпус БА и кабельную сеть. В этом случае ЭСР целесообразно рассматривать как источник тока, подключенный к корпусу БА (при разряде в корпус) или к линии кабеля (при разряде в кабельную сеть). В первом случае по корпусу БА КА будут течь токи, которые будут проникать внутрь сквозь стенки корпуса и неоднородности. Проникшие внутрь токи вызовут ЭМП, которое будет действовать на функциональные узлы БА. Во втором случае помеха придёт по кабелю на вход БА.

Характеристики импульсов ЭСР описаны в литературе, например, они приведены в [6].

Библиографический ссылки

1. NASA-HDBK-4002A. Mitigating in-space charging effects. Guideline. National Aeronautics and Space Administration, 2011. 181 р.

2. Костин А. В., Пиганов М. Н. Расчет помех в цепях бортовой аппаратуры космических аппаратов, вызванных электростатическими разрядами // Известия Самарского научного центра РАН. 2012. С. 13761379.

3. Фёдоров Н. Н. Основы электродинамики : учеб. пособие для вузов. М. : Высшая школа, 1980. 399 с.

4. Техника высоких напряжений : курс лекций. Томск : ТПУ, 2005.

5. Сливков И. Н. Электроизоляция и разряд в вакууме. М. : Атомиздат, 1972. 304 с.

6. Соколов А. Б. Обеспечение стойкости бортовой радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов к воздействию электростатических разрядов : дис. ... д-ра техн. наук. М. : МИЭМ, 2009.

References

1. NASA-HDBK-4002A. Mitigating in-space charging effects. Guideline. National Aeronautics and Space Administration, 2011. 181 р.

2. Fyodorov N. N. Osnovy electrodinamiki (Fundamentals of electrodynamics). M. :Visshaya shkola, 1980. 399 p.

3. Tekhnika vysokikh napryazheniy (High Voltage Equipment). Classes for bachelors direction 140200 «Electric Utilities». Tomsk, TPU, 2005.

4. Slivkov I. N. Elektroizolyatsiya i razryad v va-kuume (Electrical insulation and discharge in vacuum). Moscow, Atomizdat, 1972. 304 p.

5. Sokolov A. B. Obespecheniye stoykosti bortovoy radioelektronnoy apparatury kosmicheskykh apparatov k vozdeystviyu elektrostaticheskykh razryadov (Ensuring the stability of onboard avionics spacecraft to electrostatic discharges). Dissertation for the degree of Doctor of Technical Sciences. Moscow, MIEM, 2009.

УДК 621.314

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТРАНСФОРМАТОРА, ИНТЕГРИРОВАННОГО В МНОГОСЛОЙНУЮ ПЕЧАТНУЮ ПЛАТУ

И. В. Лофицкий, А. А. Никитин

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Рассматривается проектирование трансформатора, интегрированного в многослойную печатную плату. Подобран ферритовый сердечник и рассчитаны его параметры. Произведен расчет витков обмоток, выполненных в виде проводников на печатной плате. Выполнен анализ форм-фактора трансформатора.

Ключевые слова: плоский трансформатор, многослойная печатная плата, ферритовый сердечник.

DESIGN OF A TRANSFORMER INTEGRATED INTO A MULTILAYER PRINTED BOARD

I. V. Lofitskii, A. A. Nikitin

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoie shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

In the article the design of a transformer integrated into a multilayer printed board is considered. The ferrite core is selected and its parameters are calculated. The calculation of invoice rounds of the windings executed in the form of tracks on the printed circuit board was made. The analysis of a form factor of the transformer was performed.

Keywords: plane transformer, multilayer printed board, ferrite core.

Печатные платы с поверхностным монтажом достигли уровня, когда трансформаторы, даже рассчитанные под поверхностный монтаж, серьезно ухудшают габариты устройства.

Эта проблема может быть решена применением трансформаторов, интегрированных в печатную плату. Данный метод актуален для устройства, в котором используется несколько моточных изделий, так как подразумевает использование многослойных печатных плат.

В данной статье рассмотрена разработка основного трансформатора для импульсного DC/DC преобразователя, рассчитанного на входные напряжение 36-76 В и ток 5 А, выходные напряжение 12 В, ток 10 А и частоту переключения 150 кГц.

В работе проведен анализ материалов ферритовых сердечников, обеспечивающих наименьшие потери на частоте 150 кГц. Выбранный материал N92, имеет PV = 410 кВт/м3, также этот материал имеет самую высокую индукцию насыщения BS = 440 мТл, что является положительным моментом при изготовлении выходных дросселей и силовых трансформаторов.

Для трансформатора был выбран ферритовый сердечник ЕЯ 32/5/21 [1].

Конструкция трансформатора представляет собой 12-слойную печатную плату с окнами под внешний сердечник [2]. Толщина слоев меди была выбрана 35 мкм, так как она является наиболее оптимальным вариантом для производства. Разрабатываемый трансформатор с выводом от средней точки во вторичной обмотке имеет соотношение витков 5:2. Послойное размещение обмоток представлено в таблице. Во избежание перегрева и выгорания проводников было принято решение использовать бифилярную намотку, что снизит ток через обмотку в 2 раза.

Как видно по данным таблицы, основной проблемой является необходимость разместить в первичной обмотке по 3 витка на слой. Так как расстояние (см. рисунок) ограничено сердечником и неизменно на всех слоях, то на 6 и 10 слоях витки будут иметь минимальную площадь сечения. Максимально возможная ширина витка Ь = 1,2 мм.

Плотность тока была получена исходя из формулы [3]:

j =

L ■ h

где I - ток, протекающий в обмотке (А); Ь - ширина проводника (мм); И - толщина слоя меди (мм).

Послойное размещение обмоток трансформатора

Слои Обмотка Количе-

Пер- Вторич- Вторич- ство вит-

вичная ная 1 ная 2 ков

Слой 1 Вторич- 1

Слой 2 ная 1 1

Слой 3 Вторич- 1

Слой 4 ная 2 1

Слой 5 Пер- 2

Слой 6 вичная 3

Слой 7 Вторич- 1

Слой 8 ная 2 1

Слой 9 Пер- 2

Слой 10 вичная 3

Слой 11 Вторич- 1

Слой 12 ная 1 1

Геометрия витка

Плотность тока в таком витке составляет 59,5 А*мм2, при этом перегрев составит 30 °С, что вполне приемлемо.

Также большой проблемой является то, что если через обмотку трансформатора с сердечником протекает большой ток, то магнитный материал может войти в насыщение. При насыщении сердечника его относительная магнитная проницаемость резко уменьшается и приводит к пропорциональному уменьшению индуктивности, что вызывает дальнейший ускоренный рост тока через обмотку. Насыщение приводит к неоправданно низкому КПД из-за увеличенного уровня потерь в материале сердечника и омических потерь в обмотке.

Этого можно избежать, введя зазор в сердечник. Необходимый зазор был рассчитан по формуле [4]:

1000-ц0•I•N

g =■

bm

где ц0 - абсолютная магнитная проницаемость вакуума, 1,257 • 10-3 (мкГн/мм); I - ток через обмотку, (А); N - количество витков в обмотке; Bmax - максимальная плотность потока магнитной индукции в сердечнике (мТ).

Таким образом, во избежание насыщения необходимо ввести зазор 0,15 мм.

Расчеты показали, что сердечник был выбран правильно, так как витки имеют оптимальную площадь сечения, уменьшение сердечника приведет к росту плотности тока и увеличению температуры.

Разработанный импульсный преобразователь напряжения с применением интегрированного в печатную плату трансформатора имеет габариты 76,9x55,1x10 мм.

Применение плоского трансформатора позволяет повысить механическую прочность преобразователя и улучшить повторяемость выходных параметров.

Библиографические ссылки

1. APCOS AG. Ферриты и аксессуары ER 32/5/21. Плоские сердечники [Электронный ресурс]. URL: http://www.epcos.com/inf/80/db/fer_13/er_32_5_21.pdf (дата обращения: 15.09.2013).

2. Рамеш Канканала. Конструкция импульсного мостового преобразователя напряжения на базе цифрового сигнального контроллера dsPIC [Электронный ресурс]. URL: http://ww1.microchip.com/downloads/ en/AppNotes/01335A_Appnote.pdf (дата обращения: 12.09.2013).

3. Тихомиров П. М. Расчет трансформаторов. М. : Энергия, 1976. 544 с.

4. Кузнецов А. Трансформаторы и дроссели для импульсных источников питания [Электронный ресурс]. URL: http://members.kern.com.au/users/akouz/ chokes.html (дата обращения: 14.09.2013).

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

References

1. APCOS AG Ferrity i aksessuary ER 32/5/21. Plos-kie serdechniki [Jelektronnyj resurs]. URL: http://www.epcos.com/inf/80/db/fer_13/er_32_5_21.pdf (data obrashhenija: 15.09.2013).

2. Ramesh Kankanala Konstrukcija impul'snogo mostovogo preobrazovatelja naprjazhenija, na baze cifrovogo signal'nogo kontrollera dsPIC [Jelektronnyj resurs]. URL: http://ww1.microchip.com/downloads/en/ AppNotes/01335A_Appnote.pdf (data obrashhenija: 12.09.2013).

3. Tihomirov P.M. Raschet transformatorov. / Jener-gija. M., 1976. 544 s.

4. Kuznecov A. Transformatory i drosseli dlja im-pul'snyh istochnikov pitanija [Jelektronnyj resurs]. URL: http://members.kern.com.au/users/akouz/chokes.html (data obrashhenija: 14.09.2013).

УДК 681.5

КОМПЕНСАЦИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ ПЬЕЗОЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ

УГЛОВОЙ СКОРОСТИ

П. С. Маринушкин

Сибирский федеральный университет Россия, 660074, Красноярск, ул. Киренского, 26. E-mail: [email protected]

Рассмотрена математическая модель дрейфа гироскопа, включающая изменения температуры пьезоэлектрического резонатора. Представленная модель может быть использована для разработки алгоритмов компенсации температурно-зависимой составляющей дрейфа вибрационных гироскопов и тем самым позволяет повысить точностные характеристики инерциальных систем управления динамическими объектами.

Ключевые слова: дрейф, вибрационный гироскоп, инерциальные системы управления.

ERROR COMPENSATION OF PIEZOELECTRIC ANGULAR VELOCITY SENSORS

P. S. Marinushkin

Siberian Federal University 26 Kirenskii str., Krasnoiarsk, 660074, Russia. E-mail: [email protected]

The paper describes the mathematical model of the temperature-induced drift in a vibratory gyroscope. The presented model can be used to develop algorithms for compensation of temperature-induced component of the drift and, thus, allows to improve the precision characteristics of the inertial control systems of dynamic objects.

Keywords: drift, vibratory gyroscope, inertial control systems.

В последние годы активно развиваются направления, связанные с разработкой и созданием малогабаритных, надежных и экономичных систем навигации и управления подвижными объектами: системы контроля пространственной ориентации скважин и сква-жинных объектов, системы ориентации, навигации и управления беспилотными летательными объектами, автономными подводными аппаратами и мобильными роботами, системы стабилизации с повышенной надежностью, точностью и безопасностью для автомобильного и железнодорожного транспорта. В указанных системах основными источниками первичной информации об угловых перемещениях объекта являются инерциальные чувствительные элементы (гироскопы). Развитию гироскопов уделяется исключительно большое внимание, так как их метрологические характеристики, в конечном счете определяют качество создаваемых приборов.

Для уменьшения погрешности измерения угловой скорости используется компенсация дрейфа нуля гироскопов, входящих в состав инерциальных систем управления. Компенсация может быть осуществлена двумя методами [1]. Первый метод состоит в устранении или минимизации воздействия причин, вызывающих погрешности выходного сигнала гироскопа, что может быть достигнуто специальными конструктивными (термостатирование, виброизоляция) и технологическими (повышение качества изготовления и сборки) решениями. Второй метод (алгоритмический) связан с разработкой математических моделей, описывающих характер влияния основных дестабилизирующих факторов на ошибки измерений гироскопов.

Настоящая работа посвящена апробации конечно-элементной модели температурной составляющей

дрейфа пьезоэлектрического вибрационного гироскопа [2], предназначенного для использования в составе инерциальных систем управления.

Чувствительный элемент стержневого пьезоэлектрического вибрационного гироскопа (рис. 1) представляет собой резонатор из пьезоэлектрической керамики с двумя парами электродов на его внешней поверхности и одним сплошным электродом на внутренней поверхности. Первая пара электродов служит для возбуждения поперечной волны деформации в плоскости XX. При появлении угловой скорости вокруг оси 2 возникает сила инерции Кориолиса, которая вызывает колебания резонатора в плоскости 12. Амплитуда и фаза вторичных колебаний фиксируется с помощью второй пары электродов.

Рис. 1. Схема, поясняющая принцип действия вибрационного пьезоэлектрического гироскопа

Анализ алгоритма компенсации проводился с использованием конечно-элементной модели пьезоэлектрического вибрационного гироскопа, представленной в [2]. Независимыми факторами, учитываемыми

Scope 1

File Edit View Insert Tools Desktop Window Help **

В a S«* i SFSFS Bil

50 0 -50 ■100 -150 -9ПП

ffnnp

"TU Ч

ÜL.,

ч ч

.......:......Н

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 1 Время t, 4 iTime offset: 0

б

Рис. 2. Смещение нуля гироскопа: а - без компенсации, б - после алгоритмической компенсации

а

в модели, являются температура и скорость ее изменения. Рабочим диапазоном для модели является диапазон температур от -25 °С до +75 °С. Погрешность выходного сигнала рассматривалась как аддитивная, компенсация которой осуществлялась вычитанием из выходного сигнала соответствующей поправки, рассчитанной на основе математической модели, что позволило на 2 порядка снизить обусловленный температурной нестабильностью дрейф гироскопа (рис. 2).

Полученные в ходе компьютерного моделирования результаты позволяют сделать обоснованные выводы относительно влияния температурных воздействий на рабочие характеристики пьезоэлектрического вибрационного гироскопа и сформулировать предложения по выбору технических решений, направленных на компенсацию соответствующих погрешностей.

Библиографические ссылки

1. Суханов С. В.. Алгоритмы компенсации погрешностей выходного сигнала лазерного гироскопа // Вестник Нижегородского университета им. Н. И. Ло-

бачевского. Сер. Математическое моделирование. Оптимальное управление. 2011. № 3(2). С. 134-140.

2. Marinushkin, P. S. Modeling of temperature-induced errors of the piezoelectric vibratory gyroscope // 2011 IEEE Third School and Seminar on Fundamental Problems of Micro/Nanosystem Technologies MNST'2011, Proceedings. Novosibirsk : NSTU, 2011. P. 19-21.

References

1. Suhanov S. V.. Algoritmy kompensacii pogreshnostej vyhodnogo signala lazernogo giroskopa // Vestnik Nizhegorodskogo universiteta im. N. I. Loba-chevskogo. Serija Matematicheskoe modelirovanie. Optimal'noe upravlenie. 2011. № 3(2). S. 134-140.

2. Marinushkin, P. S. Modeling of temperature-induced errors of the piezoelectric vibratory gyroscope // 2011 IEEE Third School and Seminar on Fundamental Problems of Micro/Nanosystem Technologies MNST'2011, Proceedings. Novosibirsk : NSTU, 2011. P. 19-21.

УДК 629.783.01:523

РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНОГО ВЫСОКОНАДЕЖНОГО ОТЕЧЕСТВЕННОГО CCU С ФУНКЦИОНИРОВАНИЕМ ПО СТАНДАРТАМ ESA

В. В. Матвеев, Ю. Г. Тугбаев

ОАО «Ижевский радиозавод» Россия, 426034, Удмуртская Республика, г. Ижевск, ул. Базисная, 19. E-mail: [email protected]

Рассмотрены аспекты создания перспективного высоконадежного отечественного CCU на примере инженерной модели CCU. Приведены основные технические характеристики и принципы функционирования CCU.

Ключевые слова: бортовая аппаратура, интерфейс сопряжения, пакет телекоманд, команды управления, командно-программная информация, телеметрия, формат ESA.

DEVELOPMENT OF A PROMISING RELIABLE DOMESTIC CCU FUNCTIONING ACCORDING TO ESA STANDARDS

V. V. Matveev, Y. G. Tugbaev

Izhevskii Radiozavod (IRZ) 19, Bazisnaia str., Izhevsk, Udmurt Republic, 426034, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers some aspects of promising reliable domestic CCU through the example of the engineering model CCU. The article contains the main technical characteristics and principles of CCU functioning.

Keywords: onboard equipment, communication interface, packet of telecommands, control commands, command-program information, telemetry, ESA format.

CCU (Communications Control Unit / Блок управления связью) предназначен для использования в составе бортовой аппаратуры служебного канала управления космического аппарата (КА) для реализации протоколов обмена командной и телеметрической информацией между наземным комплексом управления (НКУ) и системами КА с использованием протоколов стандарта ESA или их модифицированных версии.

Для выполнения целевой задачи CCU должен реа-лизовывать следующие функции:

- прием (по нескольким входам) команд управления и командно-программной информации (КПИ) от приемников служебного канала управления (СКУ);

- декодирование пакета телекоманд в соответствии со стандартом пакетных телекоманд ESA-PSS-04-107 (ECSS-E-ST-50-04C);

- выполнение процедур преобразования информации для выдачи в модули CCU, управление работой модулей CCU, контроль состояния CCU;

- выдача команд управления на другие модули СКУ;

- передача декодированных команд управления и КПИ в БКУ;

- коммутация электропитания приборов БА СКУ и CCU;

- генерация заданных последовательностей команд по внешним командам управления;

- формирование ТМ кадра с данными о состоянии БА СКУ, CCU и полученной ТМИ от БКУ в пакетную телеметрию в соответствии со стандартом ESA-PSS-04-106 (ECSS-E-ST-50-03C);

- формирование и кодирование полного пакета ТМИ в соответствии с ESA-PSS-04-106 (ECSS-E-ST-50-03C) и выдача его в передатчик СКУ в виде модулированного сигнала.

Учитывая большое количество создаваемых КА с системой обмена информацией с НКУ по стандартам ESA (ESA PSS-04-106, ESA PSS-04-107) и практически полное отсутствие отечественных CCU с функциональными возможностями, соответствующими стандартам ESA, тема создания современного отечественного CCU со сроком активного существования более 10 лет является актуальной.

Смысл стандартов ESA по передаче данных - дать гарантию о совместимости подсистемы СКУ КА с соответствующим НКУ и оборудованием БКУ КА. С этой целью стандарты устанавливают общую структуру представления данных для потоков телекоманд и

телеметрии КА, описывают порядок обработки этих данных, определяют механизмы взаимодействия между бортовой аппаратурой КА и НКУ.

При этом стандарт жестко не регламентирует объем, структуру и способы обработки самой телекомандной и телеметрической информации, что позволяет использовать данные стандарты для создания БА СКУ КА различного назначения и с различной бортовой аппаратурой в связке с НКУ на базе стандарта ESA. Аппаратура CCU, функционирующая по стандартам ESA, позволяет обеспечить сопряжение НКУ c аппаратурой БКУ различных систем.

CCU построен по модульному принципу с использованием современной спецстойкой элементной базы и конструктивно представляет собой смонтированный в едином негерметичном корпусе дублированный комплект аппаратуры.

В 2011-2012 гг. проводились работы по разработке и проведению испытаний инженерной модели CCU с обменом и обработкой информации в соответствии со стандартами ESA PSS.

Основные тактико-технические характеристики CCU приведены в таблице, 3Б-изображение с габаритными размерами варианта CCU представлено на рисунке.

3D изображение CCU

Функции декодирования пакета телекоманд, формирования и кодировки полного пакета ТМИ в соответствии со стандартами ESA PSS-04-107 и ESA PSS-04-106 полностью реализованы в ПЛИС начиная с уровня представления данных в виде битового потока TTL-уровня.

Характеристика Значение Примечание

Напряжение питания, В От 23 до 32

Потребляемая мощность, Вт, не более 8,0

Интерфейсы: - с ППУ; - с аппаратурой БКУ Дублированные, резервированные RS-422 RS-232 (импульсный) МКО, SpaceWire (опции) Могут быть изменены по требованию заказчика

Формат принимаемой телекомандной информации ESA-PSS-04-107 (ECSS-E-ST-50-04C)

Количество декодируемых команд РК (для БКУ) 256

Количество исполняемых импульсных РК 30 Конкретное количество (до 256) определяется заказчиком

Скорость приема командной информации от приёмного устройства 1,0 кбит/с Может быть изменена для конкретного заказа

Формат формируемой пакетной телеметрии ESA-PSS-04-106 (ECSS-E-ST-50-03C)

Кодирование телеметрического кадра свёрточное (K = 7, R = 1/2)

Скорость передачи телеметрической информации 8, 32 Кбит/с Может быть изменена для конкретного заказа

Габаритные размеры инженерной модели (Д, Ш, В) 163x179x137

Срок активного существования, лет 15 Расчетный

Вероятность безотказной работы за САС 0,99

Масса, кг 5

Учитывая возможности по изменению структур данных, заложенные в стандартах ESA, использование ПЛИС дает широкие возможности по модификации прибора в части форматов ТМ/ТК, конфигурации системы, форматов обмена с аппаратурой платформы без переработки плат, с изменением только ПМО ПЛИС. Это может существенно сократить сроки доработки проекта (особенно на поздних стадиях разработки и изготовления) или модификации аппаратуры для других проектов.

Полученные в ходе испытаний результаты подтверждают, что CCU соответствует основным требованиям:

- по реализации алгоритмов декодирования пакета телекоманд формата ESA;

- реализации алгоритмов кодирования и модуляции пакета телеметрии в формате ESA;

- реализации физических интерфейсов сопряжения с внешними устройствами;

- реализации функциональных интерфейсов сопряжения с внешними устройствами;

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

- энергетическим характеристикам.

Вероятность безотказной работы и САС подтверждены предварительным расчетом надежности и предварительным радиационным анализом. Полученные в результате расчётов результаты справедливы только при применении элементной базы уровня качества (не ниже MIL-STD-883 с применением ЭРИ класса Space) и при радиационной стойкостьи не ме-

нее 100 кРад (с учетом коэффициента запаса по накопленной дозе 1,5) и расположении изделия в приборном отсеке КА.

В настоящее время ведется проектирование модулей CCU для ряда КА.

Уточнение и изменение функциональных, технических и конструктивных характеристик CCU целесообразно производить при проведении работ по проектированию CCU под конкретный заказ.

По результатам проведенных работ, с учетом актуальности рассмотренной темы и опыта ОАО «ИРЗ» по созданию бортовой аппаратуры предложенный вариант построения CCU может быть успешно реализован в одном из проектов по созданию КА с информационным обменом по стандартам ESA.

References

1. ESA PSS-04-106 Issue January 1988 Packet Telemetry Standard

2. ESA PSS-04-107 Issue 2 April 1992 Packet telecommand standard

3. ECSS-E-ST-50-04C Space data links - Telecommand protocols synchronization and channel coding

4. ECSS-E-ST-50-03C Space data links - Telemetry transfer frame protocol

УДК 629.78

РАЗРАБОТКА ОПТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ЗВЕЗДНОГО ДАТЧИКА ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

М. М. Молдабеков1, C. А. Елубаев2, К. А. Алипбаев2, Т. М. Бопеев2, А. С. Сухенко2

Национальное космическое агентство Республики Казахстан Республика Казахстан, 010000, г. Астана, Левобережье, ул. Орынбор, 8

2ДТОО «Институт космической техники и технологий» АО «Национальный центр космических исследований и технологий» Республика Казахстан, г. Алматы. E-mail: [email protected]

Рассмотрены основные этапы разработки оптической системы первого казахстанского звездного датчика. Ключевые слова: космический аппарат, звездный датчик, оптическая система.

DEVELOPMENT OF AN OPTICAL SYSTEM OF A STAR TRACKER FOR SATELLITES

М. М. Moldabekov\ S. А. Elubaev2, K. A. Alipbaev2, T. M. Bopeev2, A. S. Sukhenko2

1National space agency of the Republic of Kazakhstan 8, Orynbor str., Left bank, Astana, 010000, Republic of Kazakhstan, 2SLP «Institute of space technics and technologies» CA «National center of space research and technologies», Republic of Kazakhstan, Almaty. E-mail: [email protected]

The basic development stages of an optical system of the first kazakhstani star tracker are considered in this paper.

Keywords: satellite, star tracker, optical system.

Как известно, в Казахстане в ближайшее время будут запущены космические аппараты ДЗЗ, разработанные совместно с Францией и Великобританией. В будущем планируется разрабатывать космические аппараты ДЗЗ своими силами. В связи с этим является актуальным вопрос о разработке их отечественных комплектующих и компонентов. Одним из таких компонентов является звездный датчик. На текущий момент в Казахстане силами отечественных специалистов уже проведены работы по созданию экспериментального образца оптической системы звездного датчика.

На начальном этапе определены общие требования к оптической системе: поле зрения - 20 градусов, диаметр входного зрачка - 25 мм, диаметр пятна рассеяния - 85 % энергии в 39 мкм [1]. Далее на этапе предварительного проектирования с учетом полученных требований был произведен выбор варианта экспериментального образца оптической системы звездного датчика.

При этом рассматривалось три варианта оптической системы: пятилинзовая, шестилинзовая и семи-линзовая. В результате расчетов и проектирования выбор был определен в пользу шестилинзовой оптической системы, так как она позволяет компенсировать большинство аберраций, а значения основных качественных параметров оптической системы не уступают значениям данных параметров, полученных для семилинзовой оптической системы. На этапе детального проектирования разработана схема оптической системы, состоящей из выпукло-вогнутых, двояковыпуклых и вогнуто-выпуклых линз. Также разработаны чертежи конструкции объектива звёздного датчика, состоящего из корпуса, линз, резьбовых и промежуточных колец.

На основе результатов предварительного и детального проектирования изготовлен экспериментальный образец оптической системы звездного датчика. Технология изготовления экспериментального образца оптической системы звездного датчика состоит из следующих основных этапов: подготовительные работы, изготовление оптических деталей звездного датчика (линзы), изготовление механических деталей (корпус, различные резьбовые и промежуточные кольца), сборка оптической системы звездного датчика.

На этапе подготовительных работ проведено приобретение материалов, подготовка требуемого оборудования, изготовлены инструменты и вспомогательное оборудование, изготовлены пробные стекла.

Для изготовления линз оптической системы звездного датчика использованы различные марки оптического стекла. Процесс изготовления линз оптической системы состоит из стадий распиливания и вырезания, обдирки, грубого и тонкого шлифования, полирования и покрытия исполнительных поверхностей оптических деталей [2]. При этом на каждом этапе технологического процесса разработки оптических деталей производится их контроль. В частности, на этапе грубого и тонкого шлифования производится контроль радиуса кривизны, косины и толщины исполнительных поверхностей линз. На этапе полирования исполнительных поверхностей производится контроль исполнительных поверхностей линз с помощью пробных стекол. В результате изготовлено три комплекта линз, один из которых приведен на рис. 1 [3].

Комплект механических деталей оптической части звездного датчика состоит из корпуса объектива, промежуточных и резьбовых колец, служащих для разделения и закрепления линз оптической системы.

Для повышения адгезии лакокрасочных покрытий и защиты от коррозии производится покрытие механических деталей (рис. 2).

Рис. 1. Линзы экспериментального образца оптической системы звездного датчика

Рис. 2. Механические детали экспериментального образца оптической системы звездного датчика

Рис. 3. Экспериментальный образец оптической системы звездного датчика

После изготовления оптических и механических деталей оптической системы звездного датчика произведена ее сборка, которая заключается в установке оптических и механических деталей в корпусе объектива звездного датчика в порядке, установленном на стадии предварительного проектирования. Результат сборки экспериментального образца оптической системы звездного датчика приведен на рис. 3.

Полученная оптическая система будет в дальнейшем использована для разработки оптической головки экспериментального образца звездного датчика. Разработанный в результате экспериментальный образец звездного датчика будет первым этапом к созданию его опытного образца, который может быть использован на казахстанских космических аппаратах ДЗЗ.

Библиографические ссылки

1. Разработать математическое обеспечение и имитационную модель звездного датчика для космических аппаратов: отчет о НИР (промежуточ.) / Институт космической техники и технологий; рук. Mолда-беков M. M., исполн. Елубаев С. А. [и др.]. Алматы, 2012. 121 с. № ГР 0112РК00З40. Инв. № 0212РК0095З.

2. Зубаков В. Г., Семибратов M. Н., Штандель С. К. Технология оптических деталей : учебник для вузов / под ред. M. Н. Семибратова. 2-е изд., перераб. и доп. M. : Mашиностроение, 1985. Зб7 с.

References

1. Razrabotat matematicheskoe obespechenie i imitacionnuyu model zvezdnogo datchika dlya kosmicheskich apparatov: otchet o NIR (promejutochn.) / Institut kosmicheskoi techiki I technologi; ruk. Moldabekov M. M., ispoln. Elubaev S.A. [i dr.] - Almaty, 2012. 121 s. №GR 0112RK00340. Inv. № 0212RK00953.

2. Zubakov V. G., Semibratov M.N., Shtandel S. K. Technologia opticheskih detalei: Uchebnik dlya vuzov / pos red. M. N. Semibratova. 2-e izd., pererab. i dop. M. : Mashinostroenie, 1985. Зб7 s.

УДК 629.78.051.017.1

КАЧЕСТВО ЭЛЕКТРОННОЙ КОМПОНЕНТНОЙ БАЗЫ - ЗАЛОГ ДЛИТЕЛЬНОЙ РАБОТОСПОСОБНОСТИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

В. И. Орлов, В. В. Федосов

ОАО «Испытательный технический центр - НПО ПМ» Россия, 662970, Красноярский край, г. Железногорск, ул. Молодежная, 20 E-mail: [email protected]

Рассмотрены вопросы обеспечения качества электронной компонентной базы, применяемой в космических аппаратах.

Ключевые слова: электронная компонентная база, космический аппарат, дополнительные отбраковочные испытания, электротермотренировка.

QUALITY OF ELECTRONIC COMPONENTS - SPACECRAFTLONG-TERM PERFORMANCE

V. I. Orlov, V. V. Fedosov

JSC «Testing technical centre-NPO PM» 20, Molodezhnaya str., Zheleznogorsk, Kuasnoyarskie krai, Russia. E-mail: [email protected]

The issues of quality assurance of electronic components used in spacecrafts are overviewed.

Keywords: reliability, certification, Burn-in.

Космос является агрессивной средой, которая обладает различными деструктивными характеристиками, числе которых глубокий вакуум, большой перепад температур, потоки заряженных частиц и т. д.

Бортовая аппаратура в космическом пространстве не подлежит ремонту, именно поэтому она называется неремонтопригодной, и, соответственно, надежность такой аппаратуры должна быть максимальной. Требуемый уровень надежности обеспечивается за счет различных факторов, одним из основных является использование высоконадежной электронной компонентной базы (ЭКБ).

В России отсутствуют специализированные производства ЭКБ для космической отрасли требования к качеству которых чрезвычайно высоки. Основное требование заключается в необходимости обеспечения их непрерывной работоспособности в течение 10-15 лет.

Одним из наиболее эффективных методов предотвращения отказов аппаратуры являются дополнительные отбраковочные испытания (ДОИ) и разрушающий физический анализ (РФА) ЭКБ [1; 2]. По сути, индивидуальная отбраковка ЭКБ включает проведение следующих испытаний:

- электротермотренировка или термотренировка с последующей оценкой дрейфа электрических параметров;

- контроль наличия посторонних частиц в под-корпусном пространстве;

- диагностические испытания (контроль ВАХ, побитовых токов, m-характеристики, токов потребления по шине питания в момент переключения и многие другие).

Поставляемые партии ЭКБ могут быть неоднородными, собранными из нескольких производственных партий пластин (для ИС категории качества «ОС» -одна партия пластин, для «ВП» - до 4-х [3], для ИС класса «V (S)» - одна партия пластин, для, «Q (B)» -до 4-х [4]. Поэтому результаты испытаний на выборке ЭКБ категорий качества «ВП», «Q (B)» распространять на всю поставленную партию компонентов необходимо осторожно, как минимум с убеждением в том, что партия изготовлена из одной партии пластин или что разброс параметров различных кристальных партий невелик. Это связано с тем, что относительно незначительные изменения в производственном процессе могут радикально повлиять на характеристики чувствительности, например, к радиационному воздействию. Необходимо знать, из какого количества одно-

родных групп собрана производственная партия компонентов. Это особенно важно для импортных компонентов уровня качества «Industry», где не существует требований к однородности продукции.

Если поставленная совокупность компонентов состоит из нескольких различных групп, то, для того чтобы иметь обоснованное мнение о каждой из них, необходимо провести испытания для каждой группы предварительно выявив их. С первыми результатами исследований по выявлению таких групп можно ознакомиться в статье [5].

Опыт показал, что серийная продукция заводов-изготовителей не всегда удовлетворяет предъявляемым требованиям, поэтому необходима работа с заводами-изготовителями по выпуску специальных партий ЭКБ (так называемых «спецпартий»).

Что должна представлять собой спецпартия, чтобы стать прообразом компонентов космического уровня качества? Чем она должна отличаться от обычной партии ЭКБ категории качества «ВП» или «ОС»? Для того чтобы понять это, был проведен сравнительный анализ последовательности испытаний по американским стандартам MIL для интегральных схем (ИС) и полупроводниковых приборов (ППП) категории качества «SPACE» и «MILITARY» и требований российских стандартов для категорий качества «ВП», «ОС» и «ОСД». В результате проведенного сравнительного анализа выяснилось, что ЭКБ категории качества «SPACE» и «MILITARY» имеют два отличия: оценка дрейфа параметров и контроль наличия посторонних частиц в подкорпус-ном пространстве (PIND).

Именно поэтому при принятии решения о поставке спецпартий в состав дополнительных испытаний обязательно входит оценка дрейфа параметров и контроль наличия посторонних частиц в подкорпусном пространстве. Эти испытания проводятся в испытательном техническом центре (ИТЦ), поскольку ни один завод-изготовитель в России не в состоянии откорректировать свой технологический процесс в соответствии с этими требованиями. В результате спецпартии являются совместным продуктом завода-изготовителя и ИТЦ.

От каждой партии ЭКБ берутся образцы, на которых проводится РФА для оценки технологических дефектов, которые обычно не выявляются на этапе ДОИ, а проявляются как временной фактор. В составе РФА такие операции, как исследование на растровом электронном микроскопе (РЭМ), контроль подкор-

пусной влаги, испытания на сдвиг кристалла и обрыв выводов, проверка паяемости и др.

После проведения необходимых (взаимосогласованных) работ на заводе-изготовителе и в ОАО «ИТЦ-НПО ПМ» получается продукт, названный нами «Спецпартия». Почему ОАО «ИТЦ-НПО ПМ»? Потому что системно данной работой в России занимается только ОАО «ИТЦ-НПО ПМ». На сегодня оформлено 26 решений о порядке изготовления и поставки спецпартий с различными заводами-изготовителями. Необходимо отметить, что идея создания спецпартий начала реализовывается с 2002 года, и с некоторыми заводами существует уже по нескольку редакций решений, которые уточнялись и развивались на основе накопленного опыта.

В соответствии с действующей нормативной документацией [6] ЭКБ иностранного производства (ЭКБ ИП) необходимо сертифицировать с целью документального подтверждения соответствия требованиям потребителя (модели внешних воздействующих факторов). Изначально сертификация осуществлялась проведением сертификационных испытаний. При этом требовались сложнейшая контрольно-испытательная аппаратура и оснастка, программно-методическая документация. Подготовка и испытания длились месяцы. В результате суммарные затраты на порядки превышали стоимость самих ЭКБ ИП, значительно удлинялись сроки комплектации аппаратуры. На начальном этапе применения ЭКБ ИП в отечественной аппаратуре применялись исключительно элементы коммерческого (индустриального) класса, которые поставлялись без каких-либо документов качества.

В то же время мировые требования к надежности космической техники предполагают использование высоконадежной элементной базы, для ЭКБ ИП - это элементы категории качества «Space» (в крайнем случае, с проведением дополнительного отбора, класса «MIL»).

На сегодня доля элементов «Space», «MIL», «HI-REL» в современной бортовой аппаратуре космических аппаратов значительно увеличилась и имеет тенденцию к дальнейшему росту, чему «объективно способствуют» отказы ЭКБ ИП коммерческого (индустриального) уровня качества при испытаниях и эксплуатации бортовой аппаратуры, хотя доля ЭКБ ИП индустриального класса в силу различных причин остается значительной. Применение ЭКБ ИП космического уровня качества диктует новые подходы к сертификации закупаемых ЭКБ ИП, отказываясь от сертификационных испытаний в пользу анализа результатов испытаний изготовителей ЭКБ ИП.

ЭКБ ИП для космического применения изготавливаются в соответствии с общими и детальными спецификациями соответствующих стран-производителей, в процессе изготовления подвергаются отбраковочным и квалификационным испытаниям, которые превосходят требования отечественной НД. В то же время отсутствие официальных межгосударственных актов по использованию ЭКБ ИП на территории РФ и, соответственно, механизмов идентификации их подлинности не позволяет применять без сертификации ЭКБ ИП даже, казалось бы, высших уровней качества («Space» и «MIL»).

Проведение «классической» сертификации ЭКБ ИП уровней качества «Space» и «MIL» с проведением испытаний для подтверждения требований модели ВВФ, учитывая высокую стоимость как самих ЭКБ ИП, так и сертификационных испытаний, становится неоправданно затратной.

Практика поставки ЭКБ ИП уровней качества «Space» и «MIL» официальными дистрибьюторами изготовителей ЭКБ ИП показывает, что по запросу изготовители ЭКБ ИП поставляют сопроводительную документацию, содержащую отчеты по испытаниям.

При их наличии сертификация может быть полностью или частично проведена анализом соответствия требованиям модели ВВФ.

Таким образом, рассмотрены основные аспекты обеспечения качества ЭКБ, устанавливаемой в летные образцы КА. Показано, что анализ партий ЭКБ на однородность становится актуальной задачей, особенно для ЭКБ с высоким уровнем интеграции, где флуктуации технологического процесса могут привести к ошибкам в оценке качества.

Создание спецпартий - путь к централизованной комплектации аппаратуры КА на принципе равнона-дежности. ОАО «ИТЦ-НПО ПМ» готово поставлять спецпартии всем заинтересованным организациям.

Отсутствие межгосударственных актов по использованию ЭКБ ИП на территории РФ приводит к необоснованному увеличению затрат на проведение сертификационных испытаний.

Библиографические ссылки

1. Федосов В. В, Патраев В. Е. Повышение надежности радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов при применении электрорадиоизделий, прошедших дополнительные отбраковочные испытания в специализированных испытательных технических центрах // Авиакосмическое приборостроение. 2006. № 10. С. 50-55.

2. РД В 319.04.47-2006. Порядок и методы проведения разрушающего анализа качества партий изделий, поставляемых для высоконадежных радиоэлектронных средств вооружения. 46 с.

3. ОСТ В 11 0998-99. Микросхемы интегральные. Общие технические условия.

4. Performance specification/integrated circuits (microcircuits) manufacturing, general specification for. MIL-PRF-38535F.

5. Орлов В. И., Сергеева Н. А. О непараметрической диагностике и управлении процессом изготовления электрорадиоизделий // Вестник СибГАУ. 2013. Вып. 2(48). С. 70-75.

6. РД 134-0154-2007. Методические указания. Порядок организации и проведения сертификации изделий иностранной электронной компонентной базы. 26 с.

References

1. Fedosov V. V, Patraev V. E. Povyshenie nadezhnosti radiojelektronnoj apparatury kosmicheskih apparatov pri primenenii jelektroradioizdelij, proshedshih

dopolnitel'nye otbrakovochnye ispytanija v specializiro-vannyh ispytatel'nyh tehnicheskih centrah // Avia-kosmicheskoe priborostroenie. 2006. № 10. S. 50-55.

2. RD V 319.04.47-2006. Porjadok i metody provedenija razrushajushhego analiza kachestva partij izdelij, postavljaemyh dlja vysokonadezhnyh radiojelektronnyh sredstv vooruzhenija. 46 s.

3. OST V 11 0998-99. Mikroshemy integral'nye. Obshhie tehnicheskie uslovija

4. Performance specification/integrated circuits (microcircuits) manufacturing, general specification for. MIL-PRF-38535F.

5. Orlov V. I., Sergeeva N. A. O neparametricheskoj diagnostike i upravlenii processom izgotovlenija jelektroradioizdelij. // Vestnik SibGAU. 2013. Vyp. 2(48) S. 70-75.

6. RD 134-0154-2007. Metodicheskie ukazanija. Porjadok organizacii i provedenija sertifikacii izdelij inostrannoj jelektronnoj komponentnoj bazy. 26 s.

УДК 629.78.054:621.396.018

ПРИМЕНЕНИЕ ТЕХНОЛОГИИ SPACEWIRE В АППАРАТНО-ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ МОДУЛЬНО-СЕТЕВОЙ АРХИТЕКТУРЫ

А. В. Пичкалев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Рассматриваются результаты внедрения аппаратно-программном комплекса модульно-сетевой архитектуры для отработки нового интерфейса бортового комплекса управления на базе технологии SpaceWire. Ставятся задачи его дальнейшего использования.

Ключевые слова: бортовой комплекс управления, модульно-сетевая архитектура, интерфейс SpaceWire.

APPLICATION OF SPACEWIRE TECHNOLOGY IN THE HARDWARE-SOFTWARE COMPLEX OF MODULAR-NETWORK ARCHITECTURE

A. V. Pichkalev

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The results of introduction of a hardware-software complex of modular-network architecture for working off of the new interface of an onboard complex of control on the basis of technology SpaceWire are considered. Problems of its further use are put.

Keywords: onboard complex of control, modular-network architecture, interface SpaceWire.

Для минимизации времени и затрат на создание принципиально нового интерфейса бортового комплекса управления (БКУ) на базе технологии SpaceWire - международного стандарта коммуникаций бортового авиационного и космического оборудования - был разработан расширяемый аппаратно-программный комплекс экспериментальной отработки приборов и БКУ с модульно-сетевой архитектурой (АПК МСА) - магистрально-модульная система в международном стандарте CompactPCI/PXI [1].

Разработка АПК МСА велась на наиболее оптимальной основе технологий National Instruments (NI) с применением модулей и приборов SpaceWire практически всех представленных в России производителей: Star-Dundee (Шотландия), ГУП Научно-производственный центр «Электронные вычислительно-информационные системы» (НПЦ «ЭЛВИС») и собственно NI.

Для разработки ПО АПК МСА использовался успешный опыт создания испытательных комплексов с

помощью системы графического программирования LabWIEW [2].

В ходе отработки функционирования интерфейса SpaceWire на базе АПК МСА производилась стыковка сетевых устройств различных производителей с проверкой тестером:

- выдачи команд;

- передачи информации;

- скорости передачи информации;

- работы с маршрутизатором интерфейса SpaceWire.

Велась отработка информационного обмена типового канала связи между двумя узлами бортовой сети, с учетом ненагруженного («холодного») резервирования комплектов БА и соответствующими перекрестными связями.

Аппаратура АПК МСА позволяет имитировать отказ активного канала информационного обмена и переключение комплектности БА, а также исследовать

информативность обмена в зависимости от длины кабеля связи двух сетевых узлов и отрабатывать дублирование информационных каналов при имитации отказа (обрыва) основного канала.

Опыт разработки нестандартных внутриприбор-ных интерфейсов для наземного отладочного комплекса программного обеспечения встроенных процессоров бортовой аппаратуры на модулях с программируемыми логическими интегральными схемами (ПЛИС) с помощью пакета LabWIEW FPGA Module позволяет моделировать структуру вновь разрабатываемых приборов и БКУ, используя реальные проекты их ПЛИС [3].

Разрабатываемые с помощью АПК МСА принципы и методики тестирования и верификации создаваемых по технологии SpaceWire систем управления КА ориентированы на максимально полную проверку создаваемых образцов БА в процессе изготовления и проведения наземной экспериментальной отработки, в целях обнаружения недочетов проектирования, дефектов комплектующих, технологических нарушений, контроля всех требований по сбое- и отказоустойчивости на системном уровне.

Разрабатываемые принципы и методологии должны обеспечивать контроль всех возможных способов резервирования передачи информации, сбое- и отказоустойчивости созданной сетевой технологии SpaceWire, разработке специальных алгоритмов выявления сбоев и отказов системного уровня.

В АПК МСА будут разработаны методы создания тестовых программ контроля структуры и логической организации распределенных информационно-управляющих систем, обеспечивающих контроль заданных показателей сбое- и отказоустойчивости управляющих систем КА, реализуемых на основе технологии SpaceWire.

В дальнейшем предполагается использовать АПК МСА для реализации следующих задач:

1. Проведение отработки интерфейса SpaceWire:

1.1. Проверка разных типов адресации сети SpaceWire.

1.2. Проверка разных типов архитектуры сети SpaceWire.

1.3. Моделирование отказов линий связи и проверка автоконфигурации сети SpaceWire.

1.4. Испытания собственных разработок устройств с интерфейсом SpaceWire.

2. Моделирование модульно-сетевой архитектуры приборов и БКУ с интерфейсом SpaceWire:

2.1. Разработка алгоритмов моделей приборов БКУ с интерфейсом SpaceWire.

2.2. Разработка проектов ПЛИС моделей приборов БКУ с интерфейсом SpaceWire.

2.3. Отработка функционирования моделей приборов БКУ в реальном времени.

3. Отработка модульно-сетевой архитектуры приборов и БКУ с интерфейсом SpaceWire:

3.1. Отработка вновь разрабатываемых магист-рально-модульных приборов с интерфейсом SpaceWire.

3.2. Отработка разных типов протоколов интерфейса SpaceWire на моделях реальных приборов БКУ.

3.3. Отработка разных типов архитектуры БКУ с интерфейсом SpaceWire.

4. Отработка функционирования интерфейса SpaceWire для прототипов БКУ перспективных КА:

4.1. Моделирование вновь разрабатываемых мо-дульно-сетевых БКУ с интерфейсом SpaceWire.

4.2. Моделирование испытаний типа 1.08БКУ.

Библиографические ссылки

1. Пичкалев А. В. Создание аппаратно-программного комплекса модульно-сетевой архитектуры // Решетневские чтения : материалы XVI Меж-дунар. науч. конф. (7-9 ноября 2012 г., Красноярск) : в 2 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэро-космич. ун-т. Красноярск, 2012. Ч. 1. С. 194-195.

2. Красненко С. С., Недорезов Д. А., Кашкин В. Б., Пичкалев А. В. Магистрально-модульная система для отработки бортовой радиоэлектронной аппаратуры // Вестник СибГАУ. 2013. № 2 (48). С. 133-136.

3. Комаров В. А., Пичкалев А. В. Применение технологий NI FPGA при испытаниях бортовой аппаратуры космических аппаратов // Интеллект и наука: материалы XI Международной научно-практической конференции (г. Железногорск, 28-29 апреля 2011 г.). Красноярск, 2011. С. 146-148.

References

1. Pichkalev A. V. Sozdanie apparatno-programmnogo kompleksa modul'no-setevoj arhitektury / A. V. Pichkalev // Reshetnevskie chtenija : materialy XVI Mezhdunarodnoj nauchnoj konferencii (7-9 nojabrja 2012 g., Krasnojarsk): v 2 ch. / pod obsh. red. Ju. Ju. Loginova; Sibirskij gosudarstvennyj ajerokosmicheskij universitet. Krasnojarsk, 2012. Ch. 1. S. 194-195.

2. Krasnenko S. S., Nedorezov D. A., Kashkin V. B., Pichkalev A. V. Magistral'no-modul'naja sistema dlja otrabotki bortovoj radiojelektronnoj apparatury // Vestnik SibGAU. 2013. № 2 (48). S. 133-136.

3. Komarov V. A., Pichkalev A. V. Primenenie tehnologij NI FPGA pri ispytanijah bortovoj apparatury kosmicheskih apparatov // Intellekt i nauka: materialy XI Mezhdunarodnoj nauchno-prakticheskoj konferencii (g. Zheleznogorsk, 28-29 aprelja 2011 g.). Krasnojarsk, 2011. S. 146-148.

Секция

«ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ

И ТЕХНОЛОГИЙ ДЛЯ МОНИТОРИНГА ОКРУЖАЮЩЕЙ ПРИРОДНОЙ СРЕДЫ»

УДК 523.31-852

ИЗМЕНЧИВОСТЬ СТРАТОСФЕРНОГО ОЗОНА В УМЕРЕННЫХ ШИРОТАХ СЕВЕРНОГО И ЮЖНОГО ПОЛУШАРИЙ (ПО ДАННЫМ СПЕКТРОМЕТРА OMI/AURA)

К. Ф. Десятков, В. Б. Кашкин, Т. В. Рублёва

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Исследованы временные ряды стратосферного озона умеренных широт Северного и Южного полушарий за 2006-2012 гг., полученных спектрометром OMI (спутник AURA), с помощью метода сингулярного спектрального анализа. Согласно полученным оценкам, постепенное изменение общего содержания озона в указанный период составляет 0,5 % в год для Северного полушария и 0,53 % в год для южного полушария.

Ключевые слова: космический мониторинг, стратосфера, озоновый слой, тренды озона, сингулярный спектральный анализ.

THE VARIABILITY OF THE STRATOSPHERIC OZONE IN THE MIDDLE LATITUDES OF NORTHERN AND SOUTHERN HEMISPHERES (ACCORDING TO THE DATA OF SPECTROMETER OMI/AURA)

K. F. Desyatkov, V. B. Kashkin, T. V.rubleva

Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: tvrubleva@ksc. krasn.ru

The time series of stratospheric ozone in the middle latitudes of Northern and Southern hemispheres for 2006-2012, received by a spectrometer OMI (satellite AURA), using a method of the singular spectral analysis were investigated. According to the received estimates gradual change of the total ozone in this period was 0,5 % per year for the northern hemisphere and 0,53 % per year for the Southern hemisphere.

Keywords: monitoring from space, stratosphere, the ozone layer, ozone trends, singular spectrum analysis.

Экспериментальные исследования озонового слоя стали наиболее актуальными в связи с появлением аномальных образований в озоносфере и убылью общего содержания озона (OCO). На сегодняшний день проблему озонового слоя Земли ставят в число наиболее значимых глобальных проблем, связанных с сохранением природной среды. С экологической точки зрения, наиболее важен стратосферный озон, максимум концентрации которого на разных широтах приходится на высоты 16-25 км (нижняя стратосфера). Анализ трендов ОСО, проведенный в [1], показал, что за 1978-1993 гг. в средних широтах Северного полушария озоновый слой истощался на 3,4 % за 10 лет, а в Южном - на 4,8 % за 10 лет. Уменьшение общего содержания озона в Северном полушарии в 19962005 гг. происходило со скоростью 2,9 % за 10 лет, а в Южном - 1,0 % за десятилетие.

В данной работе изучалась долговременная изменчивость озоносферы в умеренных широтах Северного и Южного полушарий на основе временных рядов ОСО в 2006-2012 гг. Данные были получены спектрометром OMI (Ozone Monitoring Instrument) (спутник AURA), измеряющим интенсивность уходящей солнечной радиации в двух каналах: UV ультрафиолетовом (270-380 нм) и VIS видимом (350-500 нм) с высоким пространственным разрешением ( ДХ = 0,45 нм в UV диапазона и в ДХ = 0,63 нм в VIS области). Поле зрения прибора OMI - 114°, что соответствует полосе обзора 2 600 км. Горизонтальное разрешение при измерениях в надир составляет (13*24) км2, обеспечивая

измерения интенсивности солнечного излучения вдоль и поперек движения AURA.

Полученная информация в глобальном масштабе охватывает по широте (от 89,5° ю. ш. до 89,5° с. ш.) и по долготе (179,375° в. д. - 179,375° з. д.). Ежедневные данные ОСО представлены для OMI с шагом 1° по широте и долготе в базе данных NASA [2]. В качестве области для исследования долгопериодной изменчивости озона был выбран диапазон широт (37,557,5°), для которого определялось среднее значение содержания озона за день. На рис. 1 приведен пример временного ряда ОСО за 2006-2012 гг. в умеренных широтах Северного и Южного полушарий. Длина ряда составила 2 557 дней. Ряд ОСО содержит линейный тренд, шум и сезонный компонент в форме синусоиды с периодом в 365 дней, амплитуда которой линейно нарастает. Во временных рядах ОСО присутствуют квазипериодические компоненты, значения которых не только коррелированны, но и связаны функционально. Корректное выделение слабо выраженного тренда (как в нашем случае) на фоне шума и периодического сигнала большой интенсивности является сложной задачей.

Обычной методикой выделения тренда ОСО является использование линейной регрессионной модели, основанной на методе наименьших квадратов (МНК) [3]. Однако применение МНК к временным рядам на рис. 1 некорректно, так как МНК предполагает, что данные, не относящиеся к тренду (обычно ошибки измерений), не коррелированны.

Северное полушарие

260 -'-'

01.01.06 01.11.06 Ш.09.07 01.07.0Н ОТ.05.08 01.03.10 01.01.11 01.11.11 01.0ft.12

Рис. 1. Пример временного ряда средних значений ОСО в области умеренных широт за 2006-2012 гг.

В данной работе анализ временных рядов ОСО проводился с помощью метода сингулярного спектрального анализа (ССА «Гусеница») [4]. В целом применение сингулярного спектрального анализа позволило существенно увеличить достоверность оценивания тренда озона и скорости деградации озонового слоя, при этом вид тренда заранее задавать не требуется. Полученные тренды среднего ОСО приведены на рис. 2.

Тренды допускают линейную аппроксимацию. Для периода 2006-2012 гг. установлено, что в умеренных широтах Северного полушария оценка скорости деградации озона а = 0,003 е.Д./сутки, стандартное отклонение оценки ста = 0,0004 е.Д./сутки В умеренных широтах Южного полушария оценка этого параметра составила а = 0,004 е.Д./сутки, стандартное отклонение оценки ста = 0,0005 е.Д./сутки. Изменение общего содержания озона в умеренных широтах Северного полушария составило 0,5 % в год. Для Южного полушария изменчивость составила 0,53 % в год. Полученные уточненные тренды ОСО могут использоваться в модельных расчетах прогноза состояния озоносферы.

Библиографические ссылки

1. Кашкин В. Б., Рублева Т. В. Исследование трендов спутниковых оценок общего содержания озона с использованием сингулярного спектрального анализа // Исследование Земли из космоса. 2009. № 4. С. 9-16.

ОСО 340 ззв 336 334 332 330 01,0 е. д. Северное полушарие

1,06 01.11x16 01,09.07 01.07,06 01,06,09 01-03-10 01j01.11 01,11.11 0109,12

ОСО е. д. Южное полушарие

310 308 306 304 302 300 01.0

1.06 01-11-ой 01-09 07 0чло1, 01.os.o9 01.0j.10 01.01.11 01.11.11 01.09.1!

Рис. 2. Тренды временных рядов ОСО в кольце (37,5°-57,5°) за 2006-2012 гг.

2. Varotsos C. Atmospheric pollution and remote sensing: implications for the southern hemisphere ozone hole split in 2002 and the northern midlatitude ozone trend // Advances in Space Research. 2004. Vol. 33. Iss. 3. P. 249-253.

3. URL: http://toms.gsfc.nasa.gov (дата обращения: 11.02.2013).

4. Голяндина Н. Э. Метод «Гусеница» SSA: анализ временных рядов. СПб. : С.-Петерб. ун-т, 2004. 74 с.

References

1. Kashkin V. B., Rubleva T. V. Issledovanie trendov sputnikovyh ocenok obshhego soderzhanija ozona s ispol'zovaniem singuljarnogo spektral'nogo analiza // Issledovanie Zemli iz kosmosa. 2009. № 4. S. 9-16.

2. Varotsos C. Atmospheric pollution and remote sensing: implications for the southern hemisphere ozone hole split in 2002 and the northern midlatitude ozone trend // Advances in Space Research. 2004. Vol. 33. Issue 3. P. 249-253.

3. URL: http://toms.gsfc.nasa.gov (data obrashhenija: 11.02.2013).

4. Goljandina N. Je. Metod «Gusenica» SSA: analiz vremennyh rjadov. SPb. : S.-Peterb. un-t, 2004. 74 s.

УДК 528.7, 528.8.044.2, 528.873.044.1

МОНИТОРИНГ СМЕЩЕНИЙ ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ

ДАННЫХ РАДАРНОЙ СЪЕМКИ

В. Е. Джунисбекова, Б. К. Курманов, А. Ж. Бибосынов, А. В. Иванчукова, А. В. Кирсанов

ДТОО «Институт ионосферы» Республика Казахстан, 050020, г. Алматы, Каменское плато. E-mail: [email protected]

Рассматриваются результаты мониторинга по данным космической радарной съемки с применением дифференциальной интерферометрии для выявления смещений и деформаций земной поверхности и сооружений.

Приведены результаты практических реализаций технологии радарного интерферометрического выявления смещений земной поверхности в виде методик интерферометрии малых базовых линий (Small Baselines Interferometry), постоянных рассеивателей (Persistent Scatterers interferometry) и парных постоянных рассеива-телей (PSP-IfSAR) и анализ полученных результатов.

Ключевые слова: радарная интерферометрия, мониторинг смещений земной поверхности, дифференциальная интерферометрия.

MONITORING OF EARTH'S SURFACE DISPLACEMENTS USING SAR DATA

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

V. E. Dzhunisbekova, B. K. Kurmanov, A. Zh. Bibosynov, A. V. Ivanchukova, A. V. Kirsanov

Institute of Ionosphere

Kamenskoe plato, Almaty, 050020, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

The article considers the results of monitoring according to space radar data using DInSAR interferometry to detect displacements and deformations of the Earth's surface and structures.

The results of practical implementations of radar interferometer technology for detection of Earth's surface displacements in the form of methods of small baseline interferometry (Small Baselines Interferometry), permanent scatterers (Persistent Scatterers interferometry) and paired permanent scatterers (PSP-IfSAR) and analysis of the results are presented.

Keywords: SAR interferometry, ground displacements monitoring, DInSAR.

Исследование данной работы лежит в области, где все более широкое применение находит метод дифференциальной интерферометрии или интерферометриче-ская обработка данных многопроходных космических радарных съемок, который позволяет выявлять проседания на высоком - миллиметровом - уровне точности.

Актуальность исследования заключается в том, что дифференциальная радиолокационная интерферометрия (ДРИ) представляет собой эффективное средство прямого картирования подвижек земной поверхности и деформаций сооружений.

Основной информацией, получаемой в результате радарной съемки, являются амплитуда и фаза. Повторная радарная съемка позволяет определить разность фаз, обусловленную, например, сдвижением земной поверхности. Такие смещения могут быть определены при обработке данных радарной съемки в специализированных программных продуктах по различным методикам.

Принципиальное преимущество ДРИ перед другими методами мониторинга вертикальных и латеральных деформаций заключается в прямом замере различий в рельефе, произошедших за период между двумя (тремя, четырьмя) съемками.

Получаемый в результате интерферометрической обработки файл сдвижения, как правило, показывает интегральную картину смещений.

Объектом исследования являются примеры реальных проектов по мониторингу смещений земной поверхности, где используются данные коммерческих радарных спутников. В Институте ионосферы широкое применение технологии радарной интерферометрии для задач мониторинга смещений земной поверхности на месторождениях полезных ископаемых с применением данных коммерческих радарных спутников началось в 2011 году, когда совместно с компанией «СОВЗОНД» был выполнен проект по мониторингу смещений на территории разрабатываемого нефтегазового месторождения Тенгиз (Республика Казахстан). Основные результаты мониторинга смещений земной поверхности на этом месторождении приведены в работах [1-4].

Была выполнена интерферометрическая обработка 33-проходной цепочки данных спутника ENVISAT по методу малых базовых линий (SBas), реализованному в программном комплексе ENVI-SARscape (Exelis VIS, США). Именно обработка по этому методу была выбрана для получения основного результата по данным ENVISAT за 2004-2009 годы, а именно: для статистически выверенной оценки смещений земной поверхности над месторождением Тенгиз, произошедших за рассматриваемый период.

Результирующая модель смещений земной поверхности и модель среднегодовых скоростей верти-

кальных смещений над месторождением Тенгиз за период с 2004 по 2009 гг. в цветовом кодировании представлена на рис. 1.

Результаты мониторинга смещений земной поверхности, произошедших над месторождением Тен-гиз с 2004 по 2009 годы и зарегистрированных в ходе интерферометрической обработки радарных данных ENVISAT, показали наличие монотонных во времени оседаний земной поверхности над районом активной добычи углеводородов из этого месторождения. Оседания хорошо описываются линейным законом. Скорость оседаний в центре зарегистрированной мульды достигает 20 мм в год.

В 2013 году были выполнены работы по выявлению смещений и деформаций земной поверхности и сооружений в городе Астане, результаты которых приводятся ниже.

В случае мониторинга смещений и деформаций в городе Астане были применены технологии интерферометрии серий малых базовых линий (Small Baselines Series interferometry, или сокращенно SBas), интерферометрии постоянных рассеивателей (Persistent Scatterers interferometry) и парных постоянных рассеивателей (PSP-IfSAR), реализованных в программных комплексах ENVI-SARscape (Exelis

VIS, США) и PSP-IfSAR (e-GEOS, Италия). Основные -и наиболее точные - результаты получены с использованием технологии PSP-IfSAR.

Для всех 30 пар снимков был выполнен полный цикл интерферометрической обработки, после чего проведен поиск устойчиво отражающих точечных целей с когерентностью выше 0,7, и для каждой из этих точек вычислен замер смещений. В результате получены 527 000 точек, показанные на рис. 2.

Для обработки по методу PSP-IfSAR был выбран участок территории Астаны размерами 10x10 км. На этом участке выявлено 442 000 точек - постоянных рассеивателей радарного сигнала, т. е. в среднем 4 420 точек на кв. км. Для каждой точки вычислены величины смещений в миллиметрах по состоянию на каждую дату съемки. Дополнительно рассчитаны среднегодовая скорость смещений в миллиметрах в год, а также высота в метрах над эллипсоидом WGS-84.

Результат визуально выглядит качественно, зашумленность низкая, четко отделяются стабильные точки от смещающихся. Именно результат обработки PSP-IfSAR использован для дальнейшего анализа смещений и деформаций отдельных зданий и сооружений и их частей (рис. 3).

Рис. 1. Мульда оседания земной поверхности над месторождением Тенгиз за период с 2004 по 2009 год,

зарегистрированная по данным ЕЫУКАТ

/ • / :v " ■■■■■: V 0Й01шШйъ: -^шШ^ШёШ^к

щштшт

*SP®*»8"

Рис. 2. Постоянные рассеиватели радарного сигнала, выявленные по методу Р8 на территории Астаны

и прилегающих территорий

Рис. 3. Постоянные рассеиватели радарного сигнала, выявленные по методу РБ, увеличение на застроенную территорию Астаны

Наиболее качественные и высокоточные результаты мониторинга смещений и деформаций зданий и сооружений по результатам обработки достигается при использовании метода РБР-ШЗАЯ. Результаты, полученные по методам ББа8 и РБ, носят в случае застроенной городской территории вспомогательный характер и могут быть использованы в качестве дополнительного источника информации о смещениях.

На территориях с растительностью применяются все вышеуказанные технологии в комплексе, при необходимости производится изменение настроек (усиление фильтрации интерферограмм, понижение порога когерентности при развертке фазы, понижение ожидаемой пространственной плотности постоянных рассеивателей и т. д.). Точность этих методов многократно проверена по данным наземных инструментальных наблюдений.

Представляется целесообразным применение радарных интерферометрических методов для мониторинга смещений и деформаций земной поверхности и сооружений на месторождениях полезных ископаемых, в городах, для мониторинга критических промышленных сооружений, трубопроводов, авто- и железных дорог и других объектов.

Библиографические ссылки

1. Жантаев Ж. Ш., Бибосынов А. Ж., Фремд А. Г., Иванчукова А. В. Наземно-космический мониторинг Прикаспийского региона и сопредельных территорий // Известия НАН РК. 2012. № 4. С. 58-63.

2. Жантаев Ж. Ш., Фремд А. Г., Иванчукова А. В., Калдыбаев А. А., Нуракынов С. М., Кантемиров Ю. И., Никифоров С. Э. Космический радарный мониторинг смещений земной поверхности над нефтегазовым месторождением Тенгиз // Геоматика. 2012. № 1. С. 61-71.

3. Иванчукова А. В. Мониторинг деформаций земной поверхности в местах добычи полезных ископаемых методами ДЗЗ // Материалы 4-й конф. молодых ученых и студентов. 25-26 апреля 2012 г., Бишкек. C. 46-47.

4. Жантаев Ж. Ш., Фремд А. Г., Иванчукова А. В. Технология обработки радиолокационных данных для мониторинга деформаций земной поверхности для месторождения Тенгиз // Информатизация общества : тр. 3 Междунар. конф. Астана, 2012. C. 313-315.

References

1. Zhantayev Zh. Sh., Bibossynov A. Zh., Fremd A. G., Ivanchukova A. V. Nazemno-kosmicheskiy monitoring Prikaspiyskogo regiona i sopredel'nykh territoriy. Izvestiya NANRK. 2012 № 4, pp. 58-63.

2. Zhantayev Zh. Sh., Fremd A. G., Ivanchukova A. V., Kaldybayev A. A., Nurakynov S. M., Kantemirov Yu. I., Nikiforov S. E. Kosmicheskiy radarnyy monitoring smeshcheniy zemnoy poverkhnosti nad neftegazovym mestorozhdeniyem Tengiz // Geomatika. 2012. № 1, pp. 61-71.

3. Ivanchukova A. V. Monitoring deformatsiy zemnoy poverkhnosti v mestakh dobychi poleznykh iskopayemykh metodami DZZ // Materialy 4-y konferentsii molodykh uchenykh i studentov», 25-26 aprelya 2012, Bishkek, pp. 46-47.

4. Zhantayev Zh. Sh., Fremd A. G., Ivanchukova A. V. Tekhnologiya obrabotki radiolokatsionnykh dannykh dlya monitoringa deformatsiy zemnoy poverkhnosti dlya mestorozhdeniya Tengiz // Trudy 3 mezhdunarodnoy konferentsii Informatizatsiya obshchestva. Astana, 2012, pp. 313-315.

УДК 551.51

АКУСТИЧЕСКИЕ ВОЛНЫ В ТРОПОСФЕРЕ, РЕГИСТРИРУЕМЫЕ ПРИ КОСМИЧЕСКОМ ЗОНДИРОВАНИИ

А. А. Додышева1, В. Б. Кашкин2

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 2Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Использование спутникового температурно-влажностного зондирования атмосферы позволило наблюдать инфра-низкочастотные волны в тропосфере. Наряду с внутренней гравитационной волной впервые обнаружена зеркальная волна, обсуждается её природа.

Ключевые слова: космическое дистанционное зондирование, тропосфера, волны в атмосфере, вертикальные профили температуры и влажности.

ACOUSTIC TROPOSPHERE WAVES DETECTED WITH SPACE REMOTE

SENSING TECHNIQUE

A. A. Dodysheva1, V. B. Kashkin2

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia 2Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

Satellite sounding of atmosphere vertical profiles allows observing infra low frequency acoustic waves in the troposphere. In addition to the inner gravity waves the new kind of waves named mirror waves was found. The nature of the mirror waves is discussed.

Keywords: remote sensing, waves in troposphere, the vertical temperature and moisture profiles.

При дистанционном зондировании вертикальной влажностной и температурной структуры тропосферы сенсоры регистрируют инфракрасную и микроволновую радиацию, излучаемую подстилающей поверхностью и атмосферой [1]. Что касается атмосферы, то в инфракрасном диапазоне наибольший вклад вносят диоксид углерода и водяной пар [1], в микроволновом - кислород и водяной пар. Ключевым моментом является использование зависимости ширины линии излучения (поглощения) газов от давления [2], поэтому результаты зондирования привязаны к изобарическим уровням атмосферы.

В настоящее время основная информация о вертикальных профилях атмосферы поступает со спутников NO A A (США) [3], снабженных аппаратурой ATOVS для оценки температуры и влажности на различных высотах в полосе обзора 2 250 км с пространственным разрешением до 20 км при вертикальном разрешении 2-3 км. Данные доступны на сайте Air Recourse Laboratory NOAA на сетке 1°х1° по широте и долготе, временные ряды имеют шаг 3 часа [4].

На рис. 1 показана зависимость температуры от давления для стандартной тропосферы (СА) и реальные профили температуры и относительной влажности в районе г. Красноярска. Данные приняты станцией СФУ со спутника NOAA-19 15 мая 2010 г. 06:02 UTC. На рис. 1 А - профиль температуры СА, Б и В -реальные профили температуры и влажности.

Для СА принят постоянный вертикальный градиент температуры а = - 0,65 K/100 м, температура на

высоте г над уровнем моря г0 равна Т = 7 - |а| г ,

Т0 = 288,15 К, давление р0 = 1 013,25 гПа. Зависимость давления р от высоты в этом случае описывается барометрическими формулами для политропной атмосферы [5]:

p = p 0

( T0 - az ^ Rc H

T0

T = T 0

л

Rc |a|

p 0 /

(1)

Здесь g - ускорение свободного падения; = = 287 м2/(с2К) - удельная газовая постоянная сухого воздуха. Из рис. 1 видно, что для стандартной тропосферы (А) при снижении давления до 226,14 гПа температура уменьшается до -56,5°С (216,65 К), далее в тропопаузе температура постоянная. Профиль Б отличается от профиля А тем, что температура вначале уменьшается, но растет при давлении менее 250 гПа.

На рис. 2 приведены графики временных рядов температуры на изобарических уровнях 200 и 400 гПа в районе г. Красноярска в июле 2012 г. по данным с сайта [4].

Авторы [6] приводят обзор возможных механизмов образования волн в нижней атмосфере, на первое место ставится орография, так как течение воздуха над элементами рельефа может генерировать бегущие волны.

Рис. 1. Зависимость температуры и влажности от давления

изобарические уровни — 200 гПа -400 гПа

■60 ............................................................

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31

июль 2012 г.

Рис. 2. Изменение температуры на изобарических уровнях 200 гПа и 400 гПа

Другими причинами флуктуаций температуры на уровне 400 гПа могут быть изменения метеорологических параметров в приземном слое и на различных высотах, а в сейсмически активных районах - подвижки земной коры.

Особенностью волн на рис. 2 является их частота -менее 4 10-5 Гц и слабое затухание на значительном расстоянии, по этим признакам можно полагать, что при 400 гПа наблюдаются инфра-низкочастотные внутренние гравитационные волны (ВГВ) [6].

На рис. 2 при 200 гПа обнаруживается вторая волна, почти зеркально отображающая первую, коэффициент корреляции между волнами за июль 2012 г. составил Я = -0,8801. Мы назвали эту волну зеркальной волной (ЗВ), выяснили ее природу и построили модель ЗВ.

Обратимся к рис. 1. На участке от 850 до 250 гПа температура изменяется как Т = Т1 - |а| г ; считаем, что

от 250 до 100 гПа температура растет по линейному закону: Т = Т1 + в(2 - 21), Т1 - температура на уровне 21 при давлении р1 = 250 гПа. Давление на уровне 20 меняется: р0 = р0 + Р соз(ю/), например, из-за подвижек земной коры. Возбуждаемые при этом волны движутся со скоростью звука, за время прохождения волны состояние среды не успевает измениться, это позволяет использовать уравнение статики атмосферы (1).

На рис. 3 вверху построен график зависимости от времени модельной ВГВ на уровне р = 400 гПа. Здесь Т0, р0 и а взяты такими же, как и для стандартной атмосферы. На графике показан также «всплеск» температуры, имитирующий сейсмическое событие.

Рис. 3. Моделирование внутренней гравитационной волны и зеркальной волны

Используя (2), можно показать, что при Т > Т1

т = 7

Г р_ 1

V Р1 V

ЯсР

= 711 g

= 7

Ясв

Р0 ) ^^

ГтЛ1

7

V Т0 V

(2)

По формуле (2) для Т1 = 213,15 К, в = -4 построена ЗВ, показанная рис. 3, внизу. Результаты могут быть использованы при мониторинге сейсмической активности.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

а

Библиографические ссылки

1. Тимофеев Ю. М., Васильев А. В. Теоретические основы атмосферной оптики. СПб. : Наука, 2003. 474 с.

2. Лаврентьева Н. Н. Уширение, сдвиг и интерференция колебательно-вращательных линий атмосферных газов: дис. ... д-ра физ.-мат. наук : 01.04.05. Томск, 2005. 236 с.

3. URL: http://www2.ncdc.noaa.gov/docs/klm/ (дата обращения 3.04.2013).

4. URL: http://www.arl.noaa.gov/ready/cmet.html (дата обращения: 25.03.2013).

5. Матвеев Л. Т. Курс общей метеорологии. Физика атмосферы. Л. : Гидрометеоиздат, 1984. 752 с.

6. Госсард Э. Э., Хук У. Х. Волны в атмосфере. М. : Мир, 1978. 532 с.

References

1. Timofeev Ju. M., Vasil'ev A. V. Teoreticheskie os-novy atmosfernoj optiki. Spb.: Nauka, 2003. 474 s.

2. Lavrent'eva N. N. Ushirenie, sdvig i interferencija kolebatel'no-vrashhatel'nyh linij atmosfernyh gazov: dis. ... d-ra fiz.-mat. nauk : 01.04.05 Tomsk, 2005. 236 s.

3. URL: http://www2.ncdc.noaa.gov/docs/klm/ (data obrashhenija: 3.04.2013)

4. URL: http://www.arl.noaa.gov/ready/cmet.html (data obrashhenija: 25.03.2013).

5. Matveev L. T. Kurs obshhej meteorologii. Fizika atmosfery. L. : Gidrometeoizdat, 1984. 752 s.

6. Gossard Je. Je., Huk U. H. Volny v atmosfere. M. : Mir, 1978. 532 s.

УДК 551.2; 551.24; 550.34; 550.338.2

ИССЛЕДОВАНИЕ ГЕОДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ ТЕРРИТОРИИ ЖЕТЫСУЙСКОГО АЛАТАУ С ПОМОЩЬЮ СПУТНИКОВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

Б. А. Искаков, Б. К. Курманов, А. Ж. Бибосынов, Н. А. Асанкулов

ДТОО «Институт ионосферы» Республика Казахстан, 050020, г. Алматы, Каменское плато. E-mail: [email protected]

Создана геомеханическая модель территории Жетысуйского Алатау с учетом особенности рельефа исследуемой области, геолого-геофизических свойств грунтов и трендового направления движений земной поверхности.

Построена 3Б-модель земной коры области [(43.0° - 46.5°) с. ш., (78.0° - 84.0°) в. д.] и до глубин 40 км, охватывающей горные системы - хребты Жетысуйский Алатау, Боро-Хоро, Кетмень - для исследования динамики и механизмов эволюции напряженно-деформированного состояния различных ее участков и построения их геомеханических моделей.

Ключевые слова: GPS-измерения, наземно-космический мониторинг.

STUDY OF GEODYNAMIC PROCESSES OF ZHETYSU ALATAU TERRITORIES USING SATELLITE TECHNOLOGIES

B. A. Iskakov, B. K. Kurmanov, A. Zh. Bibosynov, N. A. Asankulov Institute of Ionosphere

Kamenskoe plato, Almaty, 050020, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

Geo-mechanical model of Zhetysu Alatau territory is created considering the features of the relief of the researched area, geological and geophysical characteristics of soils and trend direction of the Earth surface movements.

3D-model of the Earth crust in the region is made: (43.0°-46.5°) northern latitude, (78.0°-84.0°) east longitude, to the depth of 40 km covering mountain ranges - Zhetysu Alatau, Boro Khoro, Ketmen ranges to study the dynamics and mechanisms of evolution of the stress strain state of its different parts and the construction of their geomechanical models.

Keywords: GPS-measurement, ground-space monitoring.

Цель настоящей работы: создание и развитие системы наземно-космического мониторинга геодинамических и геофизических явлений и процессов, происходящих в земной коре сейсмоопасных регионов Казахстана, для исследования динамики и механизмов эволюции напряженно-деформированного состояния различных ее участков и построения их геомеханических моделей.

Основные задачи:

- сбор и обработка данных локальной и региональной сетей GPS-измерений;

- создание базы геолого-геофизических, картографических территории Жетысуйского Алатау;

- построение геомеханических моделей земной коры для территории Жетысуйского Алатау.

Методы исследований:

- разработка элементов системы интерпретационной обработки данных GPS на основе расчетов и анализа данных по скорости деформационных процессов земной коры;

- моделирование геодинамического состояния земной коры с помощью методов вычислительной математики и построение объемных распределений критических значений параметров НДС сейсмоопас-ных регионов Казахстана.

Объектом исследования являются современные движения земной поверхности, геологические, геофизические и геодинамические особенности строения земной коры сейсмоопасных регионов территории Жетысуйского Алатау, Боро-Хоро, Кетмень.

Новизна полученных результатов заключается в том, что исследована геотектоническая и сейсмическая активность земной коры территории Жетысуй-ского Алатау, Боро-Хоро, Кетмень, определены их влияние на геомеханические свойства и геодинамиче-

ское состояние горных пород. Основным отличием от традиционных подходов является выявление аномальных зон по распределению геодинамических параметров как результат геомеханического моделирования с использованием базы геолого-геофизических данных, готовившихся к неизбежному сейсмическому событию.

Область применения. Разработанные методики по использованию вР8-данных рекомендуются для использования специалистам в области физики околоземного космического пространства и распространения радиоволн, научным работникам, магистрантам и студентам при проведении научно-исследовательских работ.

По предложенному алгоритму вычисления напряженно-деформированного состояния участков земной коры (рис. 1) проведены расчеты параметров, наиболее наглядно характеризующих состояния региона Жетысуйский Алатау.

Создание сеточной модели объекта

[Используются схемы рельефа дневной поверхности и подошвы земной коры)

_I_

Задание свойств материалов и граничных условий

(Используются:

- данные расчёта механических свойств материалов и коэффициента поврежденное™

- для задания граничных условий - данные GPS.

Формирование вектора нагрузок (Для задания начальных условий используется распределение значений напряженности от сил

собственного веса )

Итерационный расчет упругих деформации

(Решение дифференциальных уравнений для расчёта компонент тензора деформаций)

X

Расчет напряжений в ячейках (Решение дифференциальных уравнений для расчёта компонент тензора напряжений)

!

Вывод напряжений и деформаций

Рис. 1. Обобщённая блок-схема расчета НДС участков земной коры

Результаты и анализ исследований:

- построена 3Б-модель земной коры области [(43.0°-46.5°) с. ш., (78.0°-84.0°) в. д.] и до глубин 40 км, охватывающей горные системы - хребты Жетысуйский Алатау, Боро-Хоро, Кетмень. Сеточная модель адаптирована под кривизну рельефа дневной поверхности (рис. 2);

- база геолого-геофизических, картографических данных включает информацию о цифровой топографии Земли высокого разрешения (8ЯТМ), что позволяет учесть особенности геоморфологии исследуемых регионов;

- создана геомеханическая модель территории Жетысуйского Алатау с учетом особенности рельефа исследуемой области, геолого-геофизических свойств грунтов и трендового направления движений земной поверхности.

Рис. 2. Построение 3D геометрической модели земной коры

Результаты позволяют произвести районирование, выделяя аномальные зоны распределения геодинамических параметров, и оценивать сейсмическую активность территорий изучаемых территорий.

Библиографические ссылки

1. Sierd Cloetingh, Jörg Negendank: New Frontiers in Integrated Solid Earth Sciences, Springer Science + Business Media B. V., 2010. 424 p.

2. William Lowrie: Fundamentals of Geophysics, Second Edition, Published in the United States of America by Cambridge University Press, New York. 2007. 393 р.

3. Jaeger J. C., Cook N. G. W., Zimmerman R. W. Fundamentals of Rock Mechanics, Fourth Edition, Blackwell Publishing, 2007. 489 р.

References

1. Sierd Cloetingh, Jörg Negendank: New Frontiers in Integrated Solid Earth Sciences, Springer Sci-ence+Business Media B.V., 2010, 424 p.

2. William Lowrie: Fundamentals of Geophysics, Second Edition, Published in the United States of America by Cambridge University Press, New York., 2007, 393 р.

3. Jaeger J. C., Cook N. G.W., Zimmerman R.W.: Fundamentals of Rock Mechanics, Fourth Edition, Blackwell Publishing, 2007, 489 р.

AcarnyrnB H. A., 2013

УДК 528.8; 551.46

ГРАДИЕНТНЫЕ ПОЛЯ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ ПО СПУТНИКОВЫМ ДАННЫМ

А. В. Картушинский1,2

1 Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, пр. Свободный, 79 2Институт биофизики СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

Рассматриваются возможности использования градиентных характеристик для интерпретации спутниковых данных с целью определения закономерностей формирования неоднородностей физических и биологических компонентов природной среды. Проанализирована статистическая связь между градиентами температуры и концентрации хлорофилла в различных районах Мирового океана с различными пространственно-временными масштабами усреднения. Представлена оценка корреляционной связи градиентных полей для устойчивых фронтальных зон в океане. Показаны закономерности пространственно-временной изменчивости градиентных полей в океане с использованием спутниковых данных по поверхностной температуре, солености и концентрации хлорофилла. Основным этапом исследования является оценка статистической связи между градиентами температуры и концентрации хлорофилла. Это позволяет предполагать совместное действие физических и биологических процессов в отдельных зонах океана.

Ключевые слова: поверхностные фронтальные зоны океана, корреляционная связь, гидрологические поля, биологическая продукция.

GRADIENT FIELDS TO INVESTIGATE EARTH SURFACE BASED ON SATELLITE DATA

A. V. Kartushinsky1'2

1 Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia

2Institute of Biophysics SB RAS 50, Akademgorodok, Krasnoyarsk, 660036, Russia. E-mail: [email protected]

To study the gradient parameters the satellite data are used to interpret biological and physical components in natural environment. Statistical relation of temperature and chlorophyll concentration gradients in various areas of the global ocean with various scales of space-time averaging is analyzed. Pair correlation of gradient fields for steady frontal zones is estimated. Space-time variability of gradient fields in the ocean is showing. The satellite data on surface temperature, salinity and chlorophyll concentrations are applied. The main stage of research is evaluation of statistical correlation between gradients of temperature and chlorophyll concentration, which suggests a combined effect of physical and biological processes in a certain ocean region.

Keywords: sea surface frontal zones, correlation, hydrological fields, biological production.

Выявление градиентных характеристик природных объектов лежит в плоскости получения расчетных данных, основанных на количественных показа-

телях в видимом и инфракрасном диапазонах спутниковых измерений. Методологическая концепция, которая определена необходимостью расчета простран-

ственных градиентов измеренных характеристик поверхности Земли, вызвана необходимостью выявления зон с различной динамической активностью. В данном случае Мировой океан представляет собой динамическую систему, в которой формируются гидрофизические и гидробиологические структуры, образованные процессами различных пространственных и временных масштабов.

Океан является неравновесной системой, и динамические процессы в океане, существенно нелинейны. Одной из задач в данной области знаний является изучение процессов самоорганизации структуры океана. Океан - это самоорганизующаяся система, которая занимает большую часть территории нашей планеты и оказывает значительное влияние на формирование климата, что обусловлено характером взаимодействия между атмосферой и океаном.

Спутниковая информация помогает понять, какие пространственные и временные масштабы процессов в океане являются наиболее важными при изменении структуры океана. Так несколько факторов, действующих в один момент времени, могут усиливать или ослаблять циркуляцию в отдельных зонах. Благодаря инерционности океана могут формироваться зоны, со своей структурой вод существующие в течение длительного времени.

Сформированные гидрофизические процессы существенным образом влияют на гидробиологическую структуру отдельных акваторий океана. Основным биологическим показателем, определяемым на большой площади при помощи космических средств, является концентрация хлорофилла.

Формирующиеся на поверхности океана температурное поле, поле солености и поля концентрации хлорофилла, являются показателями поверхностной структуры океана. Для определения изменчивости структурной организации поверхностного слоя океана необходима количественная оценка изменений параметров в пространстве.

Главной целью работы является изучение изменчивости градиентных полей температуры, солености и концентрации хлорофилла. Также важной целью является выявление пространственно удаленных связей процессов самоорганизации в океане.

Абсолютные значения температуры и концентрации хлорофилла на поверхности океана анализируются достаточно давно, однако расчету градиентных характеристик уделяется недостаточно внимания. В качестве объекта исследования мы используем фронтальные зоны в океане, то есть зоны, в которых градиенты основных гидрофизических полей значительно отличаются от средних значений градиентов вне пределов данной зоны. Наиболее устойчивы градиентные зоны в тех районах водных объектов, где они связаны с устойчивыми системами течений, подъема вод или с определенными формами рельефа дна.

Характер распределения живых организмов в воде определяется не только зональными климатическими особенностями, но и формированием температурных фронтальных зон. Эти зоны образуются из-за взаимодействия различных структур течений, круговоротов

и вихрей. Такого рода гидродинамические структуры влияют на изменение концентрации биогенных элементов и живых организмов в воде. Оценка их временной изменчивости на основе спутниковой информации дает возможность развивать методы математического моделирования.

В работе используются спутниковые среднене-дельные данные по температуре поверхности и концентрации хлорофилла SeaWiFS, С2С8, АУНКЯ, МОБШ, которые скомпонованы для периода исследования с 1982 по 2011 год. Для исследования изменчивости градиентного поля солености используются данные климатического спутника Aquarius/SAC-D начиная с 2011 года.

Для определения изменчивости градиентных полей осуществляется усреднение по времени и пространству. Усредняя значения градиентов по времени, мы получаем среднемесячные, среднесезонные и среднегодовые градиенты. Усреднение по пространству дает возможность получить средние градиенты по площади. Это необходимо для изучения региональных особенностей структуры градиентных полей.

Переход от средненедельных значений абсолютных значений температуры к среднемесячным, сред-несезонным и среднегодовым градиентным значениям температуры и хлорофилла позволяет фильтровать мелкомасштабные изменения параметров, что дает возможность оценить более крупную и устойчивую динамику процессов.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Для того чтобы получить информацию о статистической связи между региональными градиентными полями в соответствующих районах, где функционируют основные струйные течения, мы рассчитываем коэффициенты корреляции для фронтальных зон. Здесь мы выявляем наличие или отсутствие связи между процессами, происходящими в отдельных районах океана, в сравнении с показателями в соседних квадратах.

В качестве выводов можно отметить следующее:

- полученные данные о градиентных полях температуры говорят о том, что имеется циклическая изменчивость существования гидрологических фронтов, образованных струйными течениями;

- существует значительная корреляционная связь по температурным градиентам между различными сегментами в основных фронтальных зонах океана для месяцев, сезонов и годов;

- существует значительная корреляционная связь по градиентам концентрации хлорофилла между различными сегментами в основных фронтальных зонах океана для месяцев, сезонов и годов;

- существует статистическая связь между физическими (гидрологическими) и биологическими (продукционными) процессами как в региональном масштабе, так и в глобальном.

Таким образом, показана согласованность биологических и физических процессов в водных системах в пределах пространственно-временных границ влияния отдельных гидрофизических явлений и процессов.

УДК 528.815

СОЗДАНИЕ РЕГИОНАЛЬНОГО ЦЕНТРА ПРИЕМА И ОБРАБОТКИ ДАННЫХ

ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ ПО ТЕРРИТОРИИ КРАСНОЯРСКОГО КРАЯ

И. В. Ковалев1, Ю. Ю. Логинов1, Г. М. Цибульский2

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected] 2Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Обсуждаются вопросы создания Регионального центра космических услуг в рамках технологической платформы «Информационно-телекоммуникационные и космические технологии для инновационного развития Сибири» при активном участии Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева.

Ключевые слова: Региональный центр космических услуг, информационно-телекоммуникационные и космические технологии.

CREATION OF A REGIONAL CENTER FOR RECEIVING AND PROCESSING OF THE EARTH REMOTE SENSING DATA ON KRASNOYARSK TERRITORY

I. V. Kovalev1, Iu. Iu. Loginov1, G. M. Tsibulskii2

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

2Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The problems of establishing the Regional Centre for Space services within the technological platform "Information-telecommunication and space technologies for innovative development of Siberia" with the active participation of Siberian State Aerospace University named after academician Reshetnev are considered.

Keywords: Regional Centre for Space services, information-telecommunication and space technologies.

Для объединения деятельности организаций в сфере предоставления космических услуг в Красноярском крае осуществляются организационные мероприятия по созданию Регионального центра космических услуг (РЦКУ). В этой связи создается региональная инфраструктура пространственных данных Красноярского края, ресурс которой позволит оценить уровень загрязнения почвы, объемы задействованных посевных площадей, состояние дорог в любой точке региона и другие сферы жизнедеятельности региона. Предприятия и различные организации края, заинтересованные в использовании результатов космической деятельности (РКД), смогут получать актуальную информацию для работы и оперативного принятия управленческих решений. На информационном портале «Банк пространственных данных Красноярского края» (www.24bpd.ru) интересующие сведения будут доступны и жителям края. Министерством информатизации и связи Красноярского края проводятся организационные мероприятия по сбору информации о потребностях и способах применения РКД в работе органов государственной власти. Рассматривается взаимодействие с МЧС и службой ГО и ЧС по Красноярскому краю о применении в режиме реального времени актуальных космоснимков при возникновении чрезвычайных ситуаций и для предотвращения

техногенных и природных катастроф на территории края.

В рамках региональной технологической платформы «Информационно-телекоммуникационные и космические технологии для инновационного развития Сибири» проделана следующая работа.

Установлены и функционируют на базе Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева и Сибирского федерального университета приемные комплексы данных дистанционного зондирования Земли из космоса. Данные комплексы созданы на базе антенных комплексов Алиса-CKTM, Унискан-36TM производства ИТЦ «СканЭкс». Прием данных может вестись с широкого списка космических аппаратов: Terra, Aqua, Suomi NPP, SPOT 5, SPOT 6, UK-DMC2, FORMOSAT-2, РЕСУРС-ДК1, EROS A, EROS B, RADARSAT-1, RADARSAT-2, ENVISAT-1, TerraSAR-X, TanDEM-X, LANDSAT-5, LANDSAT-7, МЕТЕОР-М. Базовый функционал системы позволяет осуществлять предобработку, накопление и индексацию данных ДЗЗ, принимаемых со спутников SPOT-4, Landsat-5, QuickBird, Aqua, Terra, NOAA в базе данных, и поиск сцен на основе web-интерфейса.

Одновременно в СФУ создан комплекс эффективного приема, хранения и стандартной обработки кос-

мических снимков. Данный комплекс работает в распределенном режиме под управлением различных операционных систем. В состав программных компонентов комплекса входит высокопроизводительная система управления базами данных, технология Microsoft Silverlight, позволяющая запускать приложения, содержащие анимацию, векторную графику и аудио-видео ролики, и технология создания сценариев PHP, кроме того, в обработке входного потока спутниковых данных задействованы мощности суперкомпьютера СФУ. Каталог космоснимков расширяется за счет добавления свободно распространяемых данных сторонних репозиториев: снимки Landsat-5, Landsat-7. Объем накопленных данных за период с 2008 года составляет порядка 20 Тб и непрерывно увеличивается за счет оперативной съемки.

В целях реализации соглашения от 17.02.2012 г. № 16-Р/12 о социально-экономическом сотрудничестве между Правительством Красноярского края и открытым акционерным обществом «Научно-производственная корпорация „Рекод"» в 2013 году создан центр популяризации космических услуг (далее -ЦПКУ).

Целью создания ЦПКУ является популяризация существующих космических технологий и результатов космической деятельности в целях более эффективного социально-экономического развития края. Первоочередная задача для популяризации космической информации - обучение государственных служащих, включение курса в программу обучения студентов, в школьную программу. Привлечение к изучению современных информационных и космических технологий студентов, государственных

и муниципальных служащих, а через сеть Интернет -и населения, позволит ускорить продвижение указанных технологий в экономику и управление края.

Подготовлено Техническое задание на разработку научно-исследовательской работы (НИР) «Формирование системы поддержки управленческих решений территорий региона на основе использования ресурсов геоинформационных систем» (заказчик - министерство экономики и регионального развития края). Сформированы предложения по участию в развитии для Сухобузимского района «Экономическое обоснование необходимости использования спутникового мониторинга с/х земельных ресурсов».

Для дальнейшего развития технологического оснащения и повышения функциональности РЦКУ предполагается:

- обеспечить передачу полноценного технологического программного обеспечения, разработанного при участии Федерального космического агентства «Роскосмос» и НПК «РЕКОД», для оснащения Регионального центра космических услуг;

- обеспечить доступ в базу данных актуальных космоснимков высокого разрешения территории Красноярского края и приграничных к нему территорий при участии Федерального космического агентства «Роскосмос»;

- обеспечить передачу в электронном виде унифицированной картографической основы территории Красноярского края (Роскартография).

УДК 537.86

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ДАННЫЕ РАДИОМОНИТОРИНГА СОСТОЯНИЯ ПОСЕВОВ ЗЛАКОВЫХ КУЛЬТУР И ПОЧВЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СИГНАЛОВ

НАВИГАЦИОННЫХ СПУТНИКОВ

12 2 12 3

В. Л. Миронов , , М. И. Михайлов , А. В. Сорокин , , В. К. Пурлаур

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

2 Институт физики имени Л. В. Киренского СО РАН Россия, 660036, г. Красноярск, Академгородок, 50. E-mail: [email protected]

3 Красноярский научно-исследовательский институт сельского хозяйства Россия, 660041, г. Красноярск, пр. Свободный, 66. E-mail: [email protected]

Представлена оценка возможностей радиомониторинга с применением сигналов навигационных спутников ГЛОНАСС и GPS в натурных условиях селекционной работы и зернового производства.

Ключевые слова: интерференция, рефлектограмма, сигналы навигационных спутников, влажность, почва, посевы злаковых культур.

EXPERIMENTAL DATA OF RADIO MONITORING OF THE STATE OF CEREAL CROPS AND SOIL USING NAVIGATION SATELLITE SIGNALS

V. L. Mironovu, M. I. Mikhailov2, A. V. Sorokin1,2, V. K. Purlaur3

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: sorav@iph. krasn.ru 2Kirenskii Institute of Physics Siberian Branch of the Russian Academy of Science 50, Academgorodok, Krasnoiarsk, 660036, Russia. E-mail: [email protected] 3Krasnoiarsk Research Institute for agriculture 66, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

In this article the evaluation of radio monitoring scope using signals of navigating satellites GLONASS and GPS in practice of cereals growing and selection is presented.

Keywords: interference, reflectogramm, signals of navigating satellites, humidity, soil, cereal crops.

Методы интерференционной рефлектометрии с использованием сигналов группировок навигационных космических аппаратов (НКС) ГЛОНАСС и GPS активно используются в мониторинге почв и растительных покровов [1-3]. Исследования в данном направлении определяют реальную перспективу создания эффективных методик непрерывного локального мониторинга массово-объемных характеристик злаковых культур полного вегетативного цикла и агротехнических характеристик почвы.

В данной работе представлены результаты измерений интерференционных рефлектограмм в натурных условиях с использованием сигналов навигационных спутников ГЛОНАСС и GPS для посевов озимой ржи, яровой пшеницы, ячменя, рапса и почвы в летне-осенний период.

В августе-сентябре 2013 года проведены тестовые записи интерференционных рефлектограмм на опытных полях ФГУП «Минино» Россельхозакадемии. Выбраны опытные площадки с посевами озимой ржи, яровой пшеницы ячменя и рапса.

В измерениях прямое и отраженное посевами и почвой когерентное радиоизлучение НКА регистрировалось мобильным радиоприемным комплексом МРК-32 с антенной, принимающей излучение право-круговой поляризации. Сеансы измерений проводились в дни без осадков. Для озимой ржи проведены два сеанса измерений: перед уборкой и после, с освобождением экспериментальной площадки от соломы.

Виды растительности на опытных площадках, географические координаты антенны и даты проведения измерений представлены в таблице.

Интерференционная рефлектограмма, сформированная в результате сложения прямого и отраженного от посевов сигнала НКА, представляет собой развернутую по времени типичную интерференционную картину с переменным контрастом и периодом интерференционных полос. Примеры реальных рефлек-тограмм для зрелой озимой ржи и её стерни представлены на рисунке.

Виды растительности, координаты расположения антенны, даты измерений

№ Вид растительности Координаты расположения антенны Дата проведения сеанса

п/п регистрации

1 Рожь озимая Ш. 56° 04,720', Д. 092° 40,446' 20.08.2013

2 Стерня ржи озимой Ш. 56° 04,720, Д. 092° 40,446' 30.08.2013

3 Пшеница яровая Ш. 56° 05,048', Д. 092° 40,592' 26.08.2013

4 Ячмень Ш. 56° 04,638', Д. 092° 40,709' 27.08.2013

5 Рапс Ш. 56° 04,909', Д. 092° 40,476' 28.08.2013

Угол места (град) Угол места (град)

Интерференционные рефлектограммы посева и стерни ржи

Восстановление влажности поверхностного слоя отражающей поверхности возможно при использовании модельного расчета амплитуды электрической компоненты Е интерференционного сигнала [2]:

Е= KF[1 + S2 + R2 + 2 #Я-С08Ф] 0 5,

(1)

где K - нормировочный множитель; F - функция диаграммы направленности приемной антенны; S - параметр шероховатости; Rr = (rs + rp) / 2 - френелевский коэффициент отражения правоциркулярной поляризации; Ф = 8V + (4nh пр /X) • sin ф - набег фазы за счет

разности хода прямой и отраженной волн; h пр - высота приемника; X - длина волны; ф - угол места спутника над горизонтом.

В ситуации с посевами злаков влияние на коэффициент отражения оказывают несколько границ раздела: воздух - верхняя граница посева, нижняя граница посева - почва, приповерхностный рыхлый (сельскохозяйственный) слой почвы с границей на глубине вспашки, порядка 20 см. Высота посевов колеблется от 0,7 до 1,5 м, в зависимости от культуры и условий роста. Таким образом, объективный модельный расчет интерференционной рефлектограммы предполагает учет влияния трех границ раздела и поглощения в каждом из слоев. Ослабление сигнала в слоях посевов злаков и почвы возможно учесть на основе моделей однородных слоев [3] на пути прохождения пучка с длиной, пропорциональной 1/sin ф. Величина ослабленного сигнала на выходе из слоя определится:

Е(ф) = A exp(-2- п •• k(d)/(l ^пфг')).

(2)

Здесь А - величина сигнала на входе в слой; ё - эффективная толщина слоя; 1 - длина радиоволны; к - мнимая часть показателя преломления слоя; Ф ^ - угол волнового вектора сигнала в слое относительно поверхности.

Количественные оценки степени зрелости, влажности растений и готовности к уборке возможны при разработке многослойной модели, содержащей особенности растительности в разные периоды созревания. Объективные экспериментальные данные по влажности для конкретного состояния требуют учета влияния аппаратного искажения сигнала приемной

антенной и изменений рельефа зондируемой площадки. Статистическое усреднение в условиях регистрации большого количества элементарных отсчетов (до 100 000) дает возможность с хорошей точностью получить значения влажности посевов и почвы.

Библиографические ссылки

1. Kristine M. Larson et al. GPS Multipath and Its Relation to Near-Surface Soil Moisture Content //IEEE Journal of Selected Topics in Applied Earth Observations and Remote Sensing. 2010. Vol. 3. No 4. Part 2. P. 91-99.

2. Миронов В. Л., Фомин С. В., Сорокин А. В., Музалевский К. В., Михайлов М. И. Восстановление диэлектрической проницаемости почв и лесных покровов при использовании сигналов навигационных спутников ГЛОНАСС и GPS // Известия вузов. Физика. 2012. Т. 55. № 9/2. С. 99-101.

3. Миронов В. Л., Сорокин А. В., Михайлов М. И., Фомин С. В., Музалевский К. В. «Диагностика влажности почвы с использованием поляризационных рефлектограмм сигналов ГЛОНАСС и GPS» // Вестник СибГАУ. 2013. Вып 5 (51). С. 107-109,.

References

1. Kristine M. Larson et al. GPS Multipath and Its Relation to Near-Surface Soil Moisture Content //IEEE Journal of Selected Topics in Applied Earth Observations and Remote Sensing, vol. 3, no 4, part 2, 2010, pp. 91-99.

2. Mironov V. L., Fomin S. V., Sorokin A. V., Muzalevskij K. V., Mihajlov M. I. Vosstanovlenie dijelektricheskoj pronicaemosti pochv i lesnyh pokrovov pri ispol'zovanii signalov navigacionnyh sputnikov GLONASS i GPS // Izvestija vuzov. Fizika, t. 55, № 9/2, s. 99-101, 2012.

3. Mironov V. L., Sorokin A. V., Mihajlov M. I., Fomin S. V., Muzalevskij K. V. «Diagnostika vlazhnosti pochvy s ispol'zovaniem poljarizacionnyh reflektogramm signalov GLONASS i GPS» // Vestnik SibGAU, 2013, № 5 (51), s. 107-109.

УДК 551.2; 551.24; 550.34; 550.338.2

ПОДГОТОВКА GPS-ДАННЫХ С ГЛОБАЛЬНЫХ И ЛОКАЛЬНЫХ СЕТЕЙ ЦЕНТРАЛЬНОЙ АЗИИ ДЛЯ ГЕОДИНАМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ

К. А. Садыков, Б. К. Курманов, А. Ж. Бибосынов, А. В. Виляев

ДТОО «Институт ионосферы» Республика Казахстан, 050020, г. Алматы, Каменское плато. E-mail: [email protected]

Обработаны данные с глобальных и локальных GPS-сетей для исследовании геодинамического состояния земной коры территории Центральной Азии.

Построены пространственно-временные распределения скорости движения земной поверхности территории Центральной Азии за 2003-2012 гг.

Ключевые слова: GPS-данные, GAMIT/GLOBK.

THE PREPARATION OF GPS-DATA FROM GLOBAL AND LOCAL NETWORKS OF CENTRAL ASIA FOR GEODYNAMIC STUDIES

K. A. Sadykov, B. K. Kurmanov, A. Zh. Bibosynov, A. V. Viliaev Institute of Ionosphere

Kamenskoe plato, Almaty, 050020, Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

For the geodynamic study of the Earth's crust in the Central Asia data from the global and local networks were processed.

Spatially-time distribution of the velocity of the Earth's surface movements in Central Asia was built for 2003 to 2012 years.

Keywords: GPS-measurement, GAMIT/GLOBK.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Цель настоящей работы: подготовка и обработка данных с глобальных и локальных GPS-сетей для изучения современных движений земной поверхности территории Центральной Азии за 2003-2012 гг. Построение карт распределения скорости современных движений земной поверхности территории Центральной Азии [1].

Основные задачи:

- обработка данных локальной и региональной сетей GPS-измерений на программном комплексе GAMIT/GLOBK;

- создание базы геолого-геофизических, картографических данных территории Центральной Азии;

- построение карт распределения скорости современных движений земной поверхности территории Центральной Азии за 2003-2012 гг.

Методы исследований: разработка элементов системы интерпретационной обработки данных GPS и оценка элементов прогностических возможностей технологии GPS на основе расчетов и анализа данных по скорости деформационных процессов земной коры Центральной Азии [2].

Объектом исследований являются современные движения земной поверхности, геологические, геофизические и геодинамические особенности строения

земной коры и литосферы сейсмоопасных регионов Центральной Азии за 2003-2012 гг.

Новизна определяется тем, что для сейсмоопасно-го региона Казахстана была создана система постоянно действующего геодинамического и геофизического мониторинга. Комплексные экспериментальные данные, полученные системой мониторинга в реальном времени, будут дополнены числовым моделированием, также обработаны на программном комплексе GAMIT/GLOBK.

Полный цикл основного алгоритма подготовки и обработки GPS-данных на программном комплексе GAMIT/GLOBK проиллюстрирован рис. 1.

Результаты и анализ исследований :

- обработаны спутниковые GPS-данные международного центра SOP AC и сформирован каталог первичных данных за 2003-2012 гг. глобальных GPS-сетей для Центральной Азии по 29 станциям стандарта IGNSS;

- создана база геолого-геофизических, картографических данных для Центральной Азии.

- получены ежегодные распределения скорости движения земной поверхности Центральной Азии за 2003-2012 гг. (рис. 2).

Рис. 1. Блок-схема алгоритма обработки программного комплекса GAMIT/GLOBK

Рис. 2. Движение земной поверхности за 2003-2012 гг. (мм/год) относительно центра Земли

Результаты показывают общую тенденцию направления движения земной поверхности в регионе, что хорошо совпадает с общими выделенными структурными неоднородностями земной коры (разломно-блоковое строение, тектоника, сейсмичность).

Библиографические ссылки

1. Зубович А. В., Трапезников Ю. А., Брагин В. Д., Мосиенко О. И., Щелочков Г. Г., Рыбин А. К., Баталёв В. Ю. Поле деформации, глубинное строение земной коры и пространственное распределение сейсмичности Тянь-Шаня // Геология и геофизика. 2001. Т. 42. № 10. С. 1634-1640.

2. Zubovich A. V., Wang X.-q., Scherba Y. G., Schelochkov G. G., Reilinger R., Reigber C., Mosienko O. I., Molnar P., Michajljow W., Makarov V. I., Li J., Kuzikov S. I., Herring T. A., Hamburger M. W., Hager B. H., Dang Y.-m., Bragin V. D. and Beisenbaev R. T. GPS velocity field for the Tien Shan and surrounding regions.

Tectonics, 2010, 2010TC002772.

Vol. 29, TC6014, doi:10.1029/

References

1. Zubovich A. V., Trapeznikov Ju. A., Bragin V. D., Mosienko O. I., Shhelochkov G. G., Rybin A. K., Bataljov V. Ju. Pole deformacii, glubinnoe stroenie zemnoj kory i prostranstvennoe raspredelenie sejsmich-nosti Tjan'-Shanja. Geologija i geofizika. 2001. T. 42. № 10. S. 1634--1640.

2. Zubovich A. V., Wang X.-q., Scherba Y. G., Schelochkov G. G., Reilinger R., Reigber C., Mosienko O. I., Molnar P., Michajljow W., Makarov V. I., Li J., Kuzikov S. I., Herring T. A., Hamburger M. W., Hager B. H., Dang Y.-m., Bragin V. D. and Beisenbaev R. T.. GPS velocity field for the Tien Shan and surrounding regions. Tectonics, 2010, Vol. 29, TC6014, doi:10.1029/ 2010TC002772.

BmaeB A. B., 2013

УДК 537.86

АНАЛИТИЧЕСКИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СИГНАЛОВ НАВИГАЦИОННЫХ СПУТНИКОВ В МОНИТОРИНГЕ ЗЕМНЫХ ПОКРОВОВ

Д. А. Ятманов, М. И. Михайлов, В. А. Фельк

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Представлен анализ расположения спутников навигационной системы GPS на небесной сфере в заданной точке земной поверхности. Сформулированы рекомендации по использованию сигналов навигационных спутников для радиомониторинга земных покровов.

Ключевые слова: навигационные спутники, временная карта позиций, радиомониторинг.

ANALITICAL POSSIBILITIES OF NAVIGATIONAL SATELLITES SIGNALS IN MONITORING OF THE EARTH'S COVERS

D. A. Yatmanov, M. I. Mikhailov, V. A. Fel'k

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Mass-volume characteristics of grain crops and agronomic data for typical soils are presented. Adequate physical models allowing to raise humidity of crops and soils are considered. The estimation of effectiveness of radio monitoring use in the practice of selective work and grain production was carried out.

Keywords: interference, reflectogram, signals of navigation satellites, humidity, soil, grain crops.

Методы интерференционной рефлектометрии с использованием сигналов группировок навигационных космических аппаратов (НКА) GPS активно используются в мониторинге земных покровов [1-3]. Исследования в данном направлении определяют реальную перспективу создания эффективных методик непрерывного локального мониторинга массово-объемных характеристик разных видов земных покровов.

В данной работе представлены экспериментальные данные по анализу работы полупрофессиональных GPS приемников для применения в мониторинге земных покровов.

В сентябре 2013 года проведен прием сигналов навигационных спутников GPS-с целью определения положения спутников на небесной сфере и уровня сигнала на станции Бадаложный (Козульский район Красноярского края). Выбраны две площадки для эксперимента. Первая - с неоднородным земным покровом (поле, лес, строения), вторая - поле после покоса. В экспериментах были использованы: когерентное радиоизлучение НКА, группировки GPS. В качестве измерительной аппаратуры, использовался GPS-приемник GlobalSat BU-353.

Globalsat BU-353 позволяет в реальном времени круглосуточно принимать сигналы навигационной системы GPS. Элементарные отсчеты амплитуды принимаемого сигнала регистрировались с частотой 0.2 Гц.

частота появления спутника GPS навигации в данной точке

100

О 50 100 150 200 250 300 350

азимут

Временные зависимости угловых координат спутников GPS.

На рисунке представлены временные зависимости угловых координат спутников за три сеанса наблюдений с общей длительностью 17 часов 44 минуты.

Видно, что в северной зоне есть место непрохождения спутников. Это обстоятельство позволяет оптимально спланировать расположение приемника относительно объекта мониторинга с использованием сигналов НКА. В условиях стационарного расположения приемника для пассивного мониторинга земных покровов возможна реализация измерений с использованием сигналов различных спутников в одних и тех же условиях.

Разработана и апробирована методика обработки данных с полупрофессиональных GPS-приемников в формате NMEA. Получены временные зависимости угловых координат НКА группировки GPS. В северной части небесной сферы выявлена граница зоны без траекторий спутников GPS.

Библиографические ссылки

1. Kristine M. Larson et al. GPS Multipath and Its Relation to Near-Surface Soil Moisture Content // IEEE Journal of Selected Topics in Applied Earth Observations and Remote Sensing. 2010. Vol. 3. No 4. Part 2. Р. 91-99.

2. Mironov V. L., Kosolapova L. G., and Fomin S. V., Physically and mineralogically based spectroscopic dielectric model for moist soils // IEEE Trans. Geosci. Remote Sens. 2009. Vol. 47. No. 7. Jul. P. 2059-2070.

3. Миронов В. Л., Фомин С. В., Сорокин А. В., Музалевский К. В., Михайлов М. И. Восстановление диэлектрической проницаемости почв и лесных покровов при использовании сигналов навигационных спутников ГЛОНАСС и GPS // Известия вузов. Физика. 2012. Т. 55. № 9/2. С. 99-101.

References

1. Kristine M. Larson et al., IEEE Journal of Selected Topics in Applied Earth Observations and Remote Sensing, Vol. 3, no 4, part 2. 2010, pp. 91-99.

2. Mironov V. L., Kosolapova L. G., and Fomin S. V. // IEEE Trans. Geosci. Remote Sens., Vol. 47, no. 7, pp. 2059-2070, Jul. 2009.

3. Mironov V. L., Fomin S. V., Sorokin A.V., Muzalevskiy K. V, Mikhaylov M. I., Izvestiya VUZov. Fizika. Vol. 55, no 9/2, pр. 99-101, 2012.

Секция

«МЕХАНИКА СПЕЦИАЛЬНЫХ СИСТЕМ»

УДК 621.855

ЦЕПНАЯ ПЕРЕДАЧА ОБРАБАТЫВАЮЩИХ МАШИН

А. В. Доброва, А. Г. Ермолович

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

Приведена конструкция цепной передачи, которая может быть использована в приводах для обеспечения надежности и плавности работы передачи, а также приведенная конструкция может обеспечить повывшен ее износостойкости на прямолинейных участках.

Ключевые слова: поступательный привод, цепная передача, режущий инструмент, кинематические параметры.

CHAIN DRIVE OF PROCESSING MACHINES

A. V. Dobrova, A. G. Ermolovich

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

The modified construction of the chain drive is presented. This modified chain drive can be used in the cases when the ruggedness and smoothness are needed. Moreover this structure provides the increase in wear-resistance on the linear distances.

Keywords: linear actuator, chain reciprocating drive, cutting tool, kinematic characteristics.

Применяемые в настоящее время цепные передачи имеют ряд существенных недостатков. Так, зубчатые цепи (ГОСТ 13552-81) имеют высокую металлоемкость. У роликовых и втулочных цепей (ГОСТ 13568-75 и 21834-76) вход шарниров в зацепление с зубьями звездочек сопровождается значительными ударами, снижающими прочность соединений, сопротивление усталости и износостойкость элементов передачи и являющимися основной причиной шума при работе цепного привода [1]. Другим существенным недостатком роликовых и втулочных цепей с прямыми пластинами является неравномерность движения цепи и ведомой системы, обусловленная полигональным эффектом.

Так, для улучшения эксплуатационных качеств передачи предлагается увеличить поверхность контакта обеих звездочек с роликами цепи. Для достижения данной

цели в цепной передаче ведущими являются обе звездочки, вращающиеся с равными угловыми скоростями.

Известные цепные передачи не обеспечивают плавность работы и износоустойчивость на прямолинейном участке, так как в зацепление входит только один зуб. Для обеспечения надежности и плавности работы передачи, а также повышения ее износоустойчивости на прямолинейном участке шаг звездочки выполнен в зависимости от шага по следующему соотношению [2]:

^ 2 -

t,,

180°

360°

• sin-

(1)

tg:

где 4в - шаг звездочки; ^ - шаг цепи; ъ - число зубьев звездочки.

Цепная передача обрабатывающего станка

z

На рисунке изображен общий вид звездочек во взаимодействии с прямолинейным участком цепи. Звездочки 1, 2 с диаметром делительной окружности dg выполнены с зубьями, имеющими односторонние вогнутости 4, которые контактируют с роликами 5 прямолинейной цепи 6 с шагом На звездочках неподвижно закреплены червячные колеса 8, приводящиеся в движение электроприводом 9. Данную цепную передачу можно использовать в приводах для обеспечения надежности и плавности работы передачи, а также повышения ее износостойкости на прямолинейных участках при длине обработки до 2,5 м. Для этого на звено цепи закреплен вращающийся двигатель 10, обеспечивающий горизонтальное положение его со штангой 11, которая перемещает инструмент 12 на прямолинейном участке АВ.

По рисунку видно, что зубья 3 контактируют с роликами цепи 6 при работе не менее чем с шестью роликами прямолинейной цепи, обеспечивая плавность, равномерность хода инструмента 12 и надежность работы.

Библиографические ссылки

1. Воробьев Н. В. Цепные передачи. Изд. 4-е. М. : Машиностроение, 1968. 252 с.

2. А. с. 369315 СССР, МКИ3 F16h 7/06. Цепная передача / А. А. Готовцев, И. П. Котенок, С. А. Филатов, М. Н. Мальцева, З. Л. Гуревич ; Завод «Гомсель-маш». № 1336437/25-27. Заявл. 31.5.1969. Опубл. 08.11.73. Бюл. № 10.

References

1. Vorob'ev N. V. Tcepnye peredachi. 4-e izd.. M. : Mashinostroenie, 1968. 252 s.

2. A. s. 369315 SSSR, MKIZ F16h 7/06. Tcepnaya peredacha / A. A. Gotovcev, I. P. Kotenok, S. A. Filatov, M. N. Mal'tceva, Z. K. Gurevich ; Zavod "Gomcel'mash". № 1336437/25-27. Zayavleno 31.05.1969. Opubl. 08.11.73. Bul. № 10.

УДК 62-752

МЕХАНИЗМЫ МЕЖПАРЦИАЛЬНЫХ СВЯЗЕЙ В МЕХАНИЧЕСКИХ КОЛЕБАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМАХ С ТВЕРДЫМ ТЕЛОМ

С. В. Елисеев, A. И. Артюнин, Е. В. Каимов

1 Иркутский государственный университет путей сообщения Россия, 664074, г. Иркутск, ул. Чернышевского, 15 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Обсуждаются возможности нетрадиционных подходов в построении систем подвески транспортных средств или виброзащиты оборудования. Предлагается метод построения математических моделей для оценки динамических свойств системы с учетом введения дополнительных связей в виде механизмов для преобразования движения.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Ключевые слова: устройства для преобразования движения, механические колебательные системы, передаточные функции виброзащитных систем, структурные схемы.

MECHANISMS OF AMONGPARTIAL COMMUNICATIONS IN MECHANICAL OSCILLATION SYSTEMS WITH A RIGID BODY

S. V. Eliseev1, A. I. Artiunin2, E. V. Kaimov3

1Irkutsk State Transport University 15, Chernyishevskogo str., Irkutsk, 664074, Russia E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Possibilities of nontraditional approaches in creation of suspender systems of vehicles or protection of equipment against vibration are discussed. The method of creation of mathematical models for assessment of dynamic properties of a system taking into account the introduction of additional communications in the form of gears for movement transformation is offered.

Keywords: arrangements for transformation of movement, mechanical oscillation systems, transfer functions of systems against vibrations, structural schemes.

Защита транспортных средств и технологического оборудования от действия вибрационных возмущений основана на применении широкого спектра специальных упруго-диссипативных элементов в виде аморти-

заторов, демпферов, виброизоляторов различного назначения [1-3]. Вместе с тем ряд вопросов, связанных с изучением возможностей введения в структуры механических колебательных систем специальных уст-

ройств для преобразования движения, еще не получил должной детализации рассмотрения, что предопределяет интерес к поискам нетрадиционных средств повышения эффективности виброзащитных систем. В предлагаемом докладе рассматриваются возможности изменения динамических свойств механических колебательных систем при введении в их структуру специальных механизмов, использующих рычажные связи и возникающие при этом эффекты.

I. Общие положения. Постановка задачи исследования. Рассматривается расчетная схема виброзащитной системы с двумя степенями свободы (рис. 1).

Особенности рассматриваемой схемы заключаются во введении нового типа связей в виде шарнирно-рычажных механизмов и устройств для преобразования движения. Такие связи реализуют несвойственные обычным системам динамические взаимодействия [1; 3]. Используются следующие обозначения: /ь 12 - расстояния до центра тяжести т. О; у1, у2, у и ф -системы обобщенных координат относительно неподвижного базиса; 21, 12 - кинематические возмущения; М, I - масса и момент инерции объекта защиты (твердого тела); к1, к2, к'ъ - коэффициенты упругих элементов; 13 ^ ¡6 - длины звеньев рычажных механизмов. Полагается, что система совершает малые колебания относительно положения статического равновесия; в положении статического равновесия углы наклона звеньев рычажного механизма, согласно рис. 1, определяются: ф1, ф10 и ф2, ф20. При этом твердое тело совершает только вертикальные движения. Точки А1 и В1 соединены устройством для преобразования движения, в котором наклон линии А1В1 не оказывает существенного влияния. Полагается, что 13 = 14 = 15 = = ¡6 = I, ф10 = ф1, ф20 = ф2; стержни шарнирно-рычажных механизмов считаются невесомыми.

На рис. 2 представлена принципиальная схема взаимного расположения стержней шарнирно-рычажного механизма.

Опуская геометрические детали, отметим, что в соответствии с рис. 2 смещение точки А1 при изменении координаты у} составляет ДА1 = Ь1 х у1, где Ь1 -геометрический параметр. При движении по координате у2 выполняется ДВ2 = Ь2 х у2, где Ь2 - также геометрический параметр.

Если принять, что ф1 = ф2, то Ь1 = Ь2; устройство для преобразования может работать в зависимости от способа расположения шарнирно-рычажных механизмов (симметрично или однонаправлено), тогда изменение длины А1В1 определяется:

Д( АВ ) = Ь (у1 Т у2 ).

Что касается Ь1 и Ь2, то при х1 = 0, х2 = 0 и I = I (/ = 3,6), ь = Ь2 = гяф1.

II. Построение математических моделей. Найдем выражения для кинетической и потенциальной энергий системы:

Т = 1М ГаУ1 + Ь у2 1 + 1 Зс2 (у2 - у1 1 +

+-21Ь12| у1+^- у 2

(1)

1 2 1 1 2

П = 2 к1 •(( - ) + 2 к2 • у2 + 2 к3 •(( + - У2 ) .(2)

Система дифференциальных уравнений движения в координатах у] и у2 примет вид:

у1|( Ма2 + Зс2 + Ц ) р2 + к1 + к3 ^ +

+у2 |(МаЬ - Зс2 - Ц) р2 - к3 ^ =

= к1 - к3 - Ц р2, (3)

у2 |(МЬ2 + Зс2 + Ц) р2 + к2 + к3 ^ +

+у11( МаЬ - Зс2 - Ц ) р2 - к3 ^ = к3 - Ц (4)

III. Анализ динамических свойств. Межпарциальные связи имеют упруго-инерционный характер. Это предполагает возможность появления эффекта «развязки» парциальных систем на частоте внешнего воздействия:

ю2 =-

к

Зс + Ц - МаЬ

(5)

11 м, / ¡2

— " У

А,Ь-- ь У1'

к'

Рис. 1. Расчетная схема виброзащитной системы с двумя степенями свободы с рычажными взаимодействующими механизмами

Рис. 2. Схема расположения стержней при малых изменениях угла ф!

у

в

ТТТТ"!2 2

Отметим также, что приведенная масса инерции L1 устройства для преобразования движения может рассматриваться как настроечный параметр. В частности, параметр Ll входит в выражения для определения парциальных частот колебаний:

ю, =

1 Jc1 + Ц + Ma2

ю2 =

ki + &з

2 Jc2 + ц + Mb2'

(6)

(7)

Так как внешнее возмущение действует одновременно на входы по координатам у1 и у2, то передаточные функции определяются на основе принципа суперпозиции:

^ (p )=а = х zl Л0

1

(к1 -к3 -Llp2)•[(Mb2 + Jc2 + L1)p2 + k2 + k3J-+(p2 + к3) •[(Jc2 -Mab + ^)p2 + k3]

(8)

^2 (p )= f" = A- x

z, /i0

где

(к1 - k3 - L1p2 )•)2 - Mab - ^)p2 + k3 J + + (L1 p 2 + k3 )(c2 + Ma2 + ^)p2 + k1 + k3 J

A, = [((a2 + Jc2 + L1 )p2 + k1 + k3 Jx x[((b2 + Jc2 + ^)p2 + k2 + k3 J--[(Jc2 - Mab + L^p2 + k3 ] 2.

(9)

(10)

А1(ю) А2(ю)

0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 700 750 800 850 900 9501000

При движении по координатам у1 и у2, из (8) и (9) следует, что возможны в общем случае по два режима динамического гашения колебаний по каждой из координат у1 и у2. График амплитудно-частотной характеристики, показанный на рис. 3, подтверждает справедливость проведенных исследований.

Заключение. 1. Предложен способ изменения динамических свойств, основанный на введении в колебательную систему механических стержневых структур, соединяемых механизмом для преобразования движения. Такой прием позволяет изменять характер межпарциальных связей и тем самым настраивать системы на определенные задачи виброзащиты.

2. В качестве настроечных параметров системы могут использоваться значения приведенного момента инерции L, жесткости пружины дополнительной связи k3 и параметров геометрической природы b, зависящих от конфигурации системы, которая может изменяться независимо.

Библиографические ссылки

1. Елисеев С. В., Артюнин А. И., Ермошенко Ю. В., Ковыршин С. В., Большаков Р. С., Елисеев А. В., Каимов Е. В., Паршута Е. А. Методологические подходы в системном анализе и математическом моделировании механических колебательных систем. Депонированная рукопись. № 37. 07.02.2013.

2. Белокобыльский С. В., Елисеев С. В. Обобщенные представления о задачах вибрационной защиты // Системы. Методы. Технологии. 2013. № 1. С. 7-15.

3. Елисеев С. В., Артюнин А. И., Каимов Е. В. Особенности динамических воздействий в схемах подвески транспортных средств с устройством для преобразования движения // Международный журнал прикладных и фундаментальных исследований. 2013. № 7. С. 11-20.

References

1. Eliseev S. V., Artyunin A. I., Ermoshenko Yu. V., Kovyirshin S. V., Bol'shakov R. S., Eliseev A. V., Kaimov E. V., Parshuta E. A. Metodologicheskie podkhodyi v sistemnom analize i matematicheskom modelirovanii mekhanicheskikh kolebatel'nyikh sistem. (Methodological approaches in the system analysis and mathematical modeling of mechanical oscillatory systems). Deponirovannaya rukopis' № 37. 07.02.1013.

2. Belokobilskij S. V., Eliseev S. V. Sistemyi. Metodyi. Tekhnologii. 2013. № 1, pp. 7-15.

3. Eliseev S. V., Artyunin A. I., Kaimov E. V. Mezhdunarodnyi zhurnal prikladnyikh i fundamen-tal'nyikh issledovanij. 2013. № 7, pp. 11-20.

Рис. 3. Амплитудно-частотная характеристика виброзащитной системы

х

x

УДК 62-752

РЫЧАЖНЫЕ МЕХАНИЗМЫ С ПЕРЕМЕННЫМИ ПЕРЕДАТОЧНЫМИ ОТНОШЕНИЯМИ В ДИНАМИКЕ МЕХАНИЧЕСКИХ КОЛЕБАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ

С. В. Елисеев1, В. Б. Кашуба2, Е. А. Паршута1

1 Иркутский государственный университет путей сообщения Россия, 664074, г. Иркутск, ул. Чернышевского, 15. E-mail: [email protected] 2Братский государственный университет Россия, 665709, Иркутская область, г. Братск, ул. Макаренко, 40. E-mail: [email protected]

Рассматривается рычажный механизм с переменным передаточным отношением как устройство для реализации режимов динамического гашения колебаний в задачах вибрационной защиты объектов. Предлагаются метод построения математической модели системы и возможные приемы их упрощения на основе структурных интерпретаций.

Ключевые слова: рычажный механизм, передаточное отношение, вибрационная защита, динамическое гашение колебаний.

LEVER MECHANISMS WITH THE VARIABLE TRANSFER RELATIONS IN DYNAMICS OF MECHANICAL OSCILLATION SYSTEMS

S. V. Eliseev1, V. B. Kashuba2, E. A. Parshuta1

1Irkutsk State Transport University 15, Chernyishevskogo str., Irkutsk, 664074, Russia. E-mail: [email protected]

2Bratsk State University 40, Makarenko str., Bratsk, 665709, Russia. E-mail: [email protected]

The lever mechanisms with a variable transfer relation as a device for realization of modes of dynamic damping of fluctuations in problems of vibration protection of objects is considered. The method of creation of a mathematical model of a system and possible ways of their simplification on the basis of structural interpretations is offered.

Keywords: lever mechanism, transfer relation, vibration protection, dynamic damping of fluctuations.

I. Введение. В динамике механических колебательных систем рычажные связи оказывают существенное влияние на динамику взаимодействия составляющих массоинерционных и упругих элементов. Возможности таких систем рассмотрены в работах [1; 2], в которых были развиты подходы к решению задач динамического синтеза при разработке способов и средств реализации режимов динамического гашения объектов при действии периодических возмущений. В меньшей степени разработаны теоретические основы и вопросы реализации при построении виброзащитных систем с рычажными механизмами, имеющими переменные передаточные механизмы.

В докладе обсуждаются возможности динамических взаимодействий сочлененных твердых тел, одно из которых имеет криволинейную поверхность контакта. Предполагается, что связи носят двусторонний характер.

II. Расчетная схема. Общие положения. На рис. 1 приведена расчетная схема системы, состоящей из твердого тела с массоинерционными параметрами M, J (масса и момент инерции), перекатывающегося по горизонтальной поверхности, и твердого тела 2 с массой m, совершающего вертикальные движения (координата y) при наличии двух упругих элементов k1 и k2, обеспечивающих взаимодействие.

Для построения математической модели используются выражения для кинетической и потенциальной энергий системы:

т=iJ +\m (yJ, (1)

1 1 21 2

П = 2k•(y-z)+2k1 (уа -y) + 2k2(ув -у) , (2)

Рис. 1. Расчетная схема механической колебательной системы с рычажным механизмом переменного передаточного отношения

Для определения необходимых параметров и координат используется кинематическая схема, представленная на рис.2.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

R

ф

тЛ

уЛ

/т.с;

'k1k2 45 = (MT+k~y

+ k.

(8)

ф0.

,R

rCo т.С0

JB ,

Рис. 2. Кинематическая схема для определения точек контакта при перекатывании

При l = R sin ф0 получим, что:

. _ l2 _ sin Ф0 + sin ф lj sin Ф0 - sin ф

При малых ф:

I =

a + sin ф a - sin ф

(З)

где a = sin ф0.

III. Построение математической модели. При

разложении (4) в ряд по ф и соответствующих преобразованиях и упрощениях система уравнений движения принимает вид • •

ту + У "(k + k 2 ) + ф- Ra -(k2 - k1) + 2k2R2ф2 = kz , (5)

J0 ф+ ф • k2 • a2 • (( + k 2) + +y • Ra • (k2 - k1) + 6k2R2аф2 + 2Rk2уф = 0 . (6)

На рис. 3 приведена структурная схема линеаризованной системы.

Заключение. Отметим также, что определенное значение имеет предварительная оценка отклонения от симметричной формы расположения точек крепления упругих элементов и, в том числе, расположение центра тяжести внешнего цилиндра (рис. 1).

Рассмотренное взаимодействие инерционных элементов производилось в предположении малости параметров движения по горизонтальной оси х. На самом деле параметры такого движения имеют существенное значение, поскольку точка контакта (т. С) или опора рычага может достигать границы, определенной параметрами крепления упругих элементов системы, что, в свою очередь, формирует неустойчивое динамическое состояние, по прохождении которого происходит трансформация типа рычага. Все названные эффекты вполне реализуемы при больших радиусах кривизны рычажной поверхности, поэтому проявление нелинейных эффектов может возникать уже при малых углах поворота рычага.

Рычажная связь, реализующая взаимодействия, характерные для кинематических пар IV класса, может быть использована для построения самонастраивающихся динамических гасителей колебаний, в различных конструктивно-технических вариантах положения рычага по отношению к объекту защиты. Однако динамические свойства, особенно виброзащитных систем, должны достаточно тщательно оцениваться в плане обеспечения устойчивости движения.

Библиографические ссылки

1. Елисеев С. В., Белокобыльский С. В., Упырь Р. Ю., Гозбенко В. Е. Рычажные связи в задачах динамики механических колебательных систем. Теоретические аспекты. Депо-нир. рукопись № 737. 2009. 27.11.2009.

2. Белокобыльский С. В., Елисеев С. В., Кашуба В. Б. Прикладные задачи структурной теории виброзащитных систем. СПб. : Политехника, 2013. 363 с.

Рис. 3. Структурная модель системы по рис. 1

Получены выражения для определения частот собственных колебаний и динамического гашения:

юсоб =

'kk + k ■ (M + k2 )

m

э2 „2

(k1 + k2 )

га ^ин =

R2 ■ a2 ■(( + k2 ) m ■ (M + k2 )

(7)

При приложении статического усилия непосредственно к объекту защиты приведенная жесткость определяется:

References

1. Eliseev S. V., Belokobilskij S. V., Upyr R. Yu., Gozbenko V. E. Ryichazhnyie svyazi v zadachakh dinamiki mekhanicheskikh kolebatel'nyikh system. Teoreticheskie aspektyi. (Lever communications in problems of dynamics of mechanical oscillation systems. Theoretical aspects) Deponirovannaya rukopis' № 737. 2009. 27.11.2009.

2. Belokobilskij S. V., Eliseev S. V., Kashuba V. B. Prikladnyie zadachi strukturnoi teorii vibrozashitnyikh sistem (Applied tasks of the structural theory of vibroprotection systems). Saint-Petersburg.: Politekhnika, 2013, 363 p.

УДК 62.752

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КРИТИЧЕСКИХ РЕЖИМОВ ДВИЖЕНИЯ СОСТАВНЫХ ТВЕРДЫХ ТЕЛ ПРИ ВИБРАЦИОННЫХ НАГРУЗКАХ

А. В. Елисеев1, И. С. Ситов2

1 Иркутский государственный университет путей сообщения Россия, 664074, г. Иркутск, ул. Чернышевского, 15. E-mail: [email protected] 2Братский государственный университет Россия, 665709, г. Братск, ул. Макаренко, 40. E-mail: [email protected]

Рассматривается задача по определению условий сохранения целостности составного твердого тела, находящегося под воздействием кинематического возбуждения. Предложен методологический подход определения критических амплитуд и частот гармонического возбуждения, при которых полная контактная реакция обеспечивает целостность составного твердого тела.

Ключевые слова: неудерживающие связи, контакт, динамическая реакция, статическая реакция, составное твердое тело.

METHODOLOGICAL BASIS OF CRITICAL MOVEMENT CONDITIONS OF COMPOSITE

RIGID OBJECTS UNDER VIBRATION

A. V. Eliseev, I. S. Sitov

Irkutsk State Transport University 15, Chernyshevskogo str., Irkutsk, 664074, Russia . E-mail: [email protected] 2Bratsk State University 40, Makarenko str., Bratsk, 665709, Russia. E-mail: [email protected]

The problem of determining the conditions for maintaining the integrity of the composite rigid body under the influence of kinematic excitation is considered. Methodological approach of determining the critical amplitude and frequency of the harmonic excitation, in which the reaction is complete contact ensures the integrity of the composite solid, is proposed.

Keywords: unilateral constraints, contact, dynamic response, static reaction, composite solid.

Создание надежных приборов, механизмов и машин требует предварительного теоретического исследования динамических свойств математической модели объекта. Внутренние реакции между частями составного тела определяют условие отсутствия в механической системе между составными элементами зазора, возникновение которого при вибрационных воздействиях может привести к разрушению. Определение и исследование полных контактных реакций в составном твердом теле является ключевым этапом исследования динамических характеристик механической колебательной системы, содержащей составное твердое тело.

Основные результаты исследования контактного взаимодействия при неудерживающих связях отражены в работах по теоретической и аналитической механике, теории механизмов и машин, теории вибрационного переноса, теории виброударных процессов [1-5]. Специальные исследования контактного взаимодействия, динамики колебательного процесса с неудер-живающими связями, условий нарушения и существования контакта [6-8] частично позволяют решить задачу обеспечения надежности. Несмотря на ранее полученные результаты, вопросы условий, при которых составные элементы механической колебательной системы находятся в состоянии неудерживающе-

го контакта, требуют разработки на уровне методологических основ.

В работе рассматривается механическая система с одной степенью свободы, представленная составным твердым телом, которое сформировано тремя твердыми телами некоторых масс и содержит две поверхности контакта. В статическом состоянии контакт между составными элементами обеспечивается начальными поджатиями упругих элементов. Система подвергается кинематическому возбуждению посредством соединения упругими элементами составных частей с поверхностями колебания, которые двигаются по гармоническому закону с определенными частотами и амплитудами. Задача состоит в определении области критических параметров кинематического возбуждения системы, для которой неудерживающий контакт между тремя составными частями будет сохраняться в процессе колебания системы.

В основе решения данной задачи лежит метод представления полных контактных реакций между парами элементов, находящихся в контакте, на статическую и динамическую компоненты. В качестве достаточного условия обеспечения контакта выбрано условие знакопостоянства полной контактной реакции во всей временной области для фиксированных амплитуд и частоты внешнего возбуждения.

1

(1)

(2)

уЛ \ v2

0 12 1

Частотный диапазон: 1 - модуль статической реакции; 2 - максимальный модуль динамической реакции в зависимости от частоты внешнего воздействия

Построенное аналитическое выражение максимума модуля динамической реакции позволяет сравнить его с модулем статической компоненты и ответить на вопрос о существовании точки на траектории движения системы, для которой полная реакция равна нулю. В соответствии с рисунком представлены графики функций: 1 - модуль статической реакций в контакте при фиксированной амплитуде колебания; 2 - максимальный модуль динамической реакции. Частотные области w < '1 и w > w2 исключают возможность возникновения разрыва в сочленении для одной из пар контактирующих элементов. Для случая двух различных контактов необходимо рассмотреть взаимное размещение двух частотных областей безотрывного движения для каждого из контактов.

Предложенный подход служит методической основой для определения области частот, которые обеспечивают колебание составного твердого тела без нарушения неудерживающего контакта в зависимости от амплитуды внешнего гармонического воздействия.

Библиографические ссылки

1. Лойцянский Л. Г., Лурье А. И. Курс теоретической механики. В 2 т. Т. 2 Динамика. М. : Наука. 1968. 638 с.

2. Лурье А. И. Аналитическая механика. М. : Наука, 1986. 516 с.

3. Артоболевский И. И. Теория механизмов и машин. М. : Наука, 1978. 640 с.

4. Блехман И. И., Джаналидзе Г. Ю. Вибрационное перемещение. М. : Наука, 1968. 316 с.

5. Бабицкий В. И. Теория виброударных систем (приближенные методы). М. : Наука, 1978. 352 с.

6. Сельвинский В. В. Динамика контактного взаимодействия твердых тел. Благовещенск : Изд-во Амур. гос. ун-та, 2009. 164 с.

7. Ситов И. С., Елисеев А. В. Теоретические основы процессов взаимодействия материальной частицы с вибрирующей поверхностью с неудерживающими связями // Системы. Методы. Технологии / БрГУ. Братск, 2012. № 4(16). С. 17-28.

8. Елисеев С. В., Елисеев А. В. Режимы подбрасывания материальной частицы на вибрирующей поверхности в модельной задаче с неудерживающими связями // Современные технологии. Системный анализ. Моделирование. ИрГУПС. Иркутск, 2012. № 3(35).

References

1. Loitsyansky L. G., Lurie A. I. The course of theoretical mechanics : in 2. vol 2. Dynamics. Moscow: Nauka. 1968. 638 p.

2. Lurie A. I.. Analytical Mechanics. Moscow: Nauka. 1986. 516 p.

3. Artobolevsky I. I. Theory of mechanisms and machines. Moscow: Nauka. 1978. 640 p.

4. Blechman I. I., Dzhanalidze G. Y.. Vibratory movement. Moscow : Nauka. 1968. 316 p.

5. Babitskii V. I. Theory of vibro-impact systems (approximate methods) / V. I. Babitskii. Moscow: Nauka. 1978. 352 p.

6. Selvinsky V. V.. Dynamics of contact interaction of solids. Blagoveshchensk : Publishing House of the Amur State University. 2009. 164 p.

7. Sitov I. S., Eliseev A. V.. Theoretical basis of the processes of interaction of a particle with a vibrating surface with unilateral constraints. The system. Methods . Technology. BrSU. Number 4 (16). Bratsk, 2012. 17-28 p.

8. Eliseev S. V., Eliseev A. V.. Modes flip of a particle on a vibrating surface in the model problem with unilateral constraints. Modern technology. System analysis. Modeling. IrGUPS. Irkutsk. Number 3 (35), 2012.

УДК 662.822

РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ИСПЫТАНИЙ КОНТАКТНЫХ УПЛОТНЕНИЙ

ГИДРОПНЕВМОСИСТЕМ

А. В. Ереско, В. С. Ереско, С. П. Ереско, Т. Т. Ереско

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматриваются конструкции испытательных стендов, обеспечивающие регулирование нагрузочных режимов и условий эксплуатации уплотнительных устройств гидропневмовакуумных систем.

Ключевые слова: уплотнения, технология испытаний, вариация нагрузочного режима, герметичность.

DEVELOPMENT OF TEST TECHNOLOGY OF CONTACT CONSOLIDATIONS OF HYDROPNEUMATIC SYSTEMS

A. V. Eresko, V. S. Eresko, S. P. Eresko, T. T. Eresko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

The designs of test benches providing regulation of load modes and service conditions of sealing devices of hydropneumovacuum systems are considered.

Keywords: consolidations, technology of tests, variation of a load mode, tightness.

Как и любая испытательная технология, технология испытаний уплотнительных элементов включает и стендовое испытательное оборудование [1]. Известна конструкция стенд для испытания уплотнений, содержащий основной гидроцилиндр с испытуемыми уплотнениями, дополнительный гидроцилиндр с двусторонним штоком, связанный со штоком испытательного гидроцилиндра, привод обоих гидроцилиндров, блок обратных клапанов, образующих гидравлический мост, в одну диагональ которого встроен дополнительный гидроцилиндр, а ко второй через трех-позиционный распределитель и камеры тепла и холода подключен испытательный цилиндр, а также средство для поддержания заданного давления в системе. Стенд позволяет проводить ресурсные испытания уплотнений гидроцилиндров при постоянных давлениях рабочей жидкости, возвратно-поступательных движениях гидроцилиндра и при различных температурах (см. А. с. СССР № 723269, МПК Б 16 I 13/00). Недостатком данного стенда является постоянство уровня давления жидкости в полости испытательного гидроцилиндра при работе, тогда как в реальных условиях эксплуатации гидроцилиндров уплотнений штоков и поршней уровни давления в штоковой и поршневой полостях исполнительных гидроцилиндров различны. Кроме того, к недостатку названного стенда можно отнести сложность его конструкции и значительные габаритные размеры. Известен стенд для испытания уплотнений (см. А. с. СССР № 1048210, МПК Б 16 I 15/00), включающий основной с канавками для уплотнений и дополнительные гидроцилиндры, имеющие каждый поршень и двусторонний шток, гидропривод этих гидроцилиндров с гидрораспределителем, обратными клапанами и гидравлическими кранами и устройства для создания заданного давления в полостях гидроцилиндров в ви-

де двух нагрузочных гидроцилиндров, связанных также через последовательно соединенные между собой клапаны. К недостатку данного стенда можно отнести сложность конструкции, малую точность, низкую надежность из-за наличия большого количества узлов, значительные габаритные размеры и наличие специальной термокамеры больших габаритов со специальными патрубками и отверстиями в ее стенках.

Задачей модернизации технологии испытаний ставилось упрощение конструкции испытательного стенда, уменьшение его габаритных размеров при одновременном повышении надежности и точности испытаний.

Указанная задача достигается тем, что в известном стенде для испытания уплотнений, содержащем закрепленный на раме гидроцилиндр, имеющий поршень с двусторонним штоком и приводом перемещения, испытываемые уплотнения и устройство для создания заданного давления в полостях гидроцилиндра, согласно техническому решению, в двустороннем штоке выполнено коаксиальное отверстие, имеющее ходовую резьбу, входящую в зацепление с размещенным внутри отверстия ходовым винтом, установленным в опорах рамы и соединенным с реверсивным электродвигателем, при этом шток установлен с возможностью возвратно-поступательного перемещения по направляющим рамы до контакта упоров, неподвижно закрепленных на торцах штока, с переключателями, а устройство для создания давления выполнено отдельно для каждой полости гидроцилиндра в виде последовательно соединенных регулируемого дросселя и обратного клапана, размещенных в перепускных отверстиях поршня. Выполнение коаксиального отверстия в двустороннем штоке с внутренней ходовой резьбой, применение ходового винта, пере-

ключателеи упоров и направляющих позволяет отказаться от гидропривода движения двустороннего штока, включающего значительное количество узлов, и обеспечивает возможность выполнения стенда на одной раме и целиком устанавливать его в термокамере для проведения испытании при различных температурах. Выполнение нагружающего устройства в виде стержня, изменяющего свой диаметр по всей длине хода поршня, тем самым изменяя зазор в перепускном отверстии клапана, позволяет создавать циклично изменяющееся давление в полостях гидроцилиндра. Общий вид стенда показан на рисунке.

Стенд включает в себя закрепленный на раме 1 гидроцилиндр 2, содержащий поршень 3 и двусторонний шток 4, испытуемые уплотнения 5, нагружающее устройство, выполненное в виде стержня переменного диаметра 6 и перепускного отверстия 7 в поршне 3. В двустороннем штоке 4 выполнено коаксиальное отверстие с внутренней ходовой резьбой, в котором установлен ходовой винт 8, входящий в зацепление со штоком 4. Ходовой винт закреплен в подшипниковых узлах 9 и 10 рамы 1. Ходовой винт 8 приводится во вращение реверсивным электродвигателем 11, управляемым переключателями 12 и 13, контактирующими с упорами 14 и 15, неподвижно закрепленными на торцах штока 4. Шток имеет возможность осевого возвратно-поступательного перемещения по направляющим 16 и 17, установленным на раме 1 .

Стенд работает следующим образом. После установки испытуемых уплотнений 5 и заполнения полостей гидроцилиндра рабочей жидкостью включают электродвигатель 11, который начинает вращать ходовой винт 8, вызывающий перемещение двустороннего штока 4. При движении двустороннего штока вправо (как изображено на фиг. 1) рабочая жидкость в правой полости гидроцилиндра сжимается поршнем 3 и перетекает в левую полость через перепускное от-

верстие 7, которое с течением времени изменяет свою площадь за счет изменения сечения стержня 6, обеспечивая цикличное изменение уровня давления в правой по чертежу полости гидроцилиндра 2. При достижении поршнем 3 крайнего правого положения упор 15 входит в контакт с переключателем 13, и электродвигатель 11 начинает вращаться в противоположную сторону. При этом поршень 3 начинает двигаться влево, рабочая жидкость из левой полости перетекает в правую полость через перепускное отверстие 7, которое с течением времени изменяет свою площадь за счет переменного сечения стержня 6, обеспечивая цикличное изменение уровня давления в левой по чертежу полости гидроцилиндра 2. При достижении крайнего левого положения поршня 3 упор 14 входит в контакт с переключателем 12 стенда, и цикл работы стенда повторяется.

Уровень давления в противоположных полостях гидроцилиндра зависит от перепада диаметра по длине стержня 6, который изменяет площадь перепускного отверстия 7 в поршне 3. Направляющие 16 и 17 предохраняют двусторонний шток 4 и связанный с ним поршень 3 от проворачивания.

Предлагаемая конструкция стенда за счет изменения площади сечения стержня 6 по длине позволяет устанавливать различные уровни давления, изменяющиеся циклично в противоположных полостях гидроцилиндра, что обеспечивает расширение возможностей стенда при испытании уплотнений [2; 3].

Предлагаемый стенд и технология проведения испытаний позволяют значительно уменьшить количество деталей и узлов из конструкции стенда, что, кроме уменьшения габаритных размеров стенда, снижения затрат на его изготовление и эксплуатацию, позволит повысить надежность стенда, а также повысить точность испытаний за счет обеспечения приближения нагрузочного режима к реальным условиям эксплуатации.

12 К 16 8 1

Общий вид испытательного стенда в разрезе

Библиографические ссылки

1. Ереско С. П. Система управления надежностью уплотнений подвижных соединений гидроагрегатов строительных машин : дис. ... д-ра техн. наук. Красноярск : НИИ СУВПТ, 2003. 425 с.

2. Стенд для испытания уплотнений. Патент РФ на полезную модель № 114496 (РФ) / С. П. Ереско, В. С. Ереско, Т. Т. Ереско, В. А., Меновщиков,

A. С. Янюшкин. Заявл. 29.06.2011. Опубл. 27.03.2012. Бюл. № 9.

3. Стенд для испытания уплотнений. Патент РФ на полезную модель № 119833 (РФ) / С. П. Ереско,

B. С. Ереско, Т. Т. Ереско, А. С. Ереско, А. Н. Анта-мошкин, В. И. Усаков. Заявл. 03.04.2012. Опубл. 27.08.2012. Бюл. № 24.

References

1. Eresko S. P. Control system of reliability of consolidations of mobile connections of hydrounits of construction cars: yew. ... Dr. Sci. Tech. Krasnoyarsk. Scientific research institute SUVPT. 2003. 425 p.

2. The stand for test of consolidations the Patent Russian Federation for useful model No. 114496 (Russian Federation) / S. P. Eresko, V. S. Eresko, T. T. Eresko, V. A. Menovshchikov, A. S. Yanyushkin. Zayavl.

29.06.2011. Opubl. 27.03.2012. Bul. № 9.

3. The stand for test of consolidations the Patent Russian Federation for useful model No. 119833 (Russian Federation) / S. P Eresko., V. S. Eresko, T. T. Eresko, A. S. Eresko, A. N. Antamoshkin, V. I. Usakov. Zayavl.

03.04.2012. Opubl. 27.08.2012. Bul. № 24.

УДК 629.114.2:629.11.013

ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ЗАКОНА РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ПРИВОДА МОБИЛЬНЫХ АГРЕГАТОВ

С. П. Ереско, Т. Т. Ереско, А. А. Климов, А. В. Стручков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрен вопрос определения и выбора законов распределения силовых и скоростных параметров мобильных агрегатов в процессе их экспериментальных исследований с учетом того, что в ряде случаев в процессе анализа требуется совмещение статистических характеристик со стендовыми или другими (тяговыми) характеристиками.

Ключевые слова: усеченный нормальный закон распределения случайных величин, мода экспериментальной кривой плотности распределения, функция распределения.

CHOOSING THE PILOT DISTRIBUTION LAW OF DYNAMIC DRIVE SETTINGS

OF MOBILE UNITS

S. P. Eresko, T. T. Eresko, A. A. Klimov, A. V. Struchkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The definition and choice of laws of distribution ofpower and speed parameters of mobile units in the pilot studies is reviewed bearing in mind that in some cases the analysis process combines statistical characteristics with poster or other (traction) characteristics.

Keywords: the truncated normal distribution of random variables, experimental curve fashion of density probability distribution, distribution function.

В процессе обработки экспериментальных данных с использованием математической статистики возникает вопрос определения законов распределения силовых и скоростных параметров агрегата. Большинство исследователей относят полученные статистические распределения к смещенному нормальному закону (используя критерии согласия Пирсона или Колмогорова), оценивая согласованность формы статистического распределения нормальному закону при помощи второго и третьего центральных моментов - асимметрии и эксцесса.

В целом с такой постановкой можно согласиться, но в ряде случаев в процессе анализа требуется совмещение статистических характеристик со стендовыми или другими (тяговыми) характеристиками и при этом требуется графическая интерпретация закона распределения, получить такую интерпретацию по характеристикам распределения не представляется возможным. Кроме того, многие силовые и скоростные параметры исследуемого агрегата имеют естественное ограничение плотности распределения как

с правой стороны, так и с левой стороны. Например, характер протекания входных параметров двигателя -числа оборотов и крутящих моментов - предполагает ограничение с правой стороны за счет действия регулятора ТНВД, а с левой стороны за счет ограничения по моменту сцепного веса (при достаточной мощности двигателя). Т. е. практическая зона изменения многих параметров несимметрична относительно центрального момента. А появление значений некоторых параметров за пределами зоны естественного ограничения вообще маловероятно. Следовательно, в большинстве случаев плотность распределения параметров соответствует в реальных условиях усеченному нормальному закону (см. рисунок).

К =-

1,9974

b - M \ ( а - М ФI-I-Ф

И тогда плотность усеченного нормального распределения параметра определяется:

f (x ) = ■

K

(x-M)

Схема перехода от нормального закона распределения к усеченному нормальному закону распределения параметра

Проведенные нами исследования [1-6] показывают, что при этом наибольшие вероятности параметров при теоретическом и экспериментальном законах не всегда равнозначны. Это устраняется применением вместо нормального закона распределения усеченного нормального закона. Но при этом совмещение экспериментального и теоретического законов должно производиться не по математическому ожиданию, а по величине наибольшей вероятности, т. е. по моде экспериментальной кривой плотности распределения.

При переходе от нормального закона распределения к усеченному нормальному необходимо исходить

из того, что ^усеченного ^нормального 1.

Так как бн = ^ + б2 + а бу = б2 + б0 = К бн при а < х < Ь, то можно записать:

Ь Ь а М+3ст

К|/ (х)Сх = | /(х)Сх + | /(х)сСх + | /(х±.

7-\/2л

Приведенную методику можно использовать для получения графической интерпретации плотности распределения параметра по характеристикам распределения или при необходимости создания картины случайного изменения любого параметра мобильного агрегата при теоретических исследованиях.

Библиографические ссылки

1. Стручков А. В. Исследование и совершенствование элементов гидромеханической трансмиссии гусеничного бульдозера : дис. ... канд. техн. наук: 05.02.02 -Машиноведение, системы приводов, и детали машин; 05.05.04 - Дорожные, строительные и подъемно-транспортные машины: защищена 28.12.09 : утв. 21.05.10 / Сиб. федер. ун-т. Красноярск, 2009. 179 с.

2. Климов А. А., Стручков А. В. К вопросу определения податливости грунтов при построении динамических моделей тракторов, агрегатированных бульдозерами // Вестник Красноярского государственного аграрного университета. 2008. № 2. С. 204-209.

3. Стручков А. В., Климов А. А., Ереско Т. Т. Результаты экспериментальных исследований трансмиссии бульдозера на базе трактора ТП-4 // Системы. Методы. Технологии. 2009. № 4. С. 34-37.

4. Климов А. А., Стручков А. В. Регрессионный анализ вероятностно-статистических закономерностей изменения выходных показателей бульдозерного агрегата // Системы. Методы. Технологии. 2011. № 11. С. 14-18.

5. Ереско Т. Т., Климов А. А., Стручков А. В. Исследование отбора мощности на гидропривод бульдозерного оборудования трактора промышленного назначения // Системы. Методы. Технологии. 2013. № 2. С. 42-44.

6. Ереско Т. Т., Климов А. А., Стручков А. В. Оптимизация бульдозерного агрегата с учётом вероятностного характера условий эксплуатации // Строительные и дорожные машины: ежемесячный научно-технический и производственный журнал. М., 2013. № 9. С. 16-19.

Reference

Во многих справочных пособиях приводятся табличные значения нормальной функции распределения Ф(х), используя которые для определения коэффициента К, можно проще восстановить графическую картину экспериментального распределения. Функцию распределения /х) с параметрами М и ст выразим через нормальную функцию распределения и, выполнив несколько преобразований, окончательно получим:

1. Struchkov A. V. Issledovanie i sovershenstvovanie jelementov gidromehanicheskoj transmissii gusenichnogo bul'dozera: diss. ... kand. tehn. nauk: 05.02.02 -Mashinovedenie, sistemy privodov, i detali mashin; 05.05.04. Dorozhnye, stroitel'nye i pod#emno-transportnye mashiny: zashhishhena 28.12.09 : utv. 21.05.10 / Struchkov Aleksej Valentinovich. Sibirskij federal'nyj universitet. Krasnojarsk, 2009. 179 s.

b

2. Klimov A. A., Struchkov A. V. K voprosu opredelenija podatlivosti gruntov pri postroenii dinamicheskih modelej traktorov, agregatirovannyh bul'dozerami // Vestnik Krasnojarskogo gosudarstvennogo agrarnogo universiteta. 2008. № 2. S. 204-209.

3. Struchkov A. V., Klimov A. A., Eresko T. T. Rezul'taty jeksperimental'nyh issledovanij transmissii bul'dozera na baze traktora TP-4 // Sistemy. Metody. Tehnologii. 2009. № 4. S. 34-37.

4. Klimov A. A., Struchkov A. V. Regressionnyj analiz verojatnostno-statisticheskih zakonomernostej izmenenija vyhodnyh pokazatelej bul'dozernogo agregata // Sistemy. Metody. Tehnologii. 2011. № 11. S. 14-18.

5. Eresko T. T., Klimov A. A., Struchkov A. V. Issledovanie otbora moshhnosti na gidroprivod bul'dozernogo oborudovanija traktora promyshlennogo naznachenija // Sistemy. Metody. Tehnologii. 2013. № 2. S. 42-44.

6. Eresko T. T., Klimov A. A., Struchkov A. V. Optimizacija bul'dozernogo agregata s uchjotom verojatnostnogo haraktera uslovij jekspluatacii // Stroitel'nye i dorozhnye mashiny: ezhemesjachnyj nauchno-tehnicheskij i proizvodstvennyj zhurnal. M. : 2013. № 9. S. 16-19.

УДК 629.78.05

ПЛАНЕТАРНО-ВОЛНОВОЙ РЕДУКТОР С ШАРОВИДНОЙ ПЕРЕДАЧЕЙ

С. П. Ереско1, О. А. Павлова2

1 Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected] 2ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева»

Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail:[email protected]

Приведен анализ конструкций приводов для точного наведения и ориентации приемно-передающей аппаратуры космических аппаратов. Рассмотрены недостатки и преимущества этих приводов, а также представлено конструктивное решение, сочетающее достоинства планетарных и волновых передач.

Ключевые слова: редуктор, промежуточные тела качения, линейный двигатель, модуль зацепления, передаточное отношение.

PLANETARY AND WAVE REDUCER WITH SPHERICAL TRANSFER

S. P. Eresko1, O. A. Pavlova2

1 Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

2 JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The analysis of drive design for exact targeting and orientation of the send-receive equipment of spacecrafts is provided. Shortcomings and advantages of these drives are considered, and also the constructive decision combining advantages of planetary and wave transfers is submitted.

Keywords: reducer, intermediate bodies of swing linear engine, gearing module, transfer relation.

В последнее время важнейшим направлением развития современного машиностроительного производства является создание новых, более совершенных приводов машин. К механизмам таких приводов предъявляются требования повышенной производительности, качества, надежности, долговечности. Особым вниманием пользуются малогабаритные механизмы небольшой массы при больших передаточных отношениях в одной ступени, высоким КПД.

Активно исследуются и развиваются механизмы преобразования движения, в которых используется не зубчатое зацепление, а новый тип зацепления с промежуточными телами качения (ПТК): шариками. Передачи с промежуточными телами обеспечивают вы-

сокую нагрузочную способность, увеличение крутящего момента и передаточного числа при уменьшении габаритов, продолжительный срок службы, плавность и бесшумность работы.

Одна из конструкций редукторов с промежуточными телами представлена на рисунке. Планетарно-волновая передача с промежуточными звеньями состоит из входного вала (водило), вращающего расположенные на нем под углом 120 градусов спаренные сателлиты, одна часть которых (внешняя) обкатывается по неподвижному колесу (основанию), а другая часть (внутренняя) - по выходному валу. Выходной вал имеет на одно гнездо меньше, чем у шестерни, следовательно, за один оборот входного вала выходной вал

Планетарно-волновой редуктор с промежуточными телами и вид зацепления

поворачивается на одно гнездо в обратном направлении. Передаточное отношение предлагаемой плане-тарно-волновой передачи с ПТК равно числу зубьев колес, деленному на разность зубьев колеса и шестерни, которая всегда должна быть равна единице. ^ 32

• = 32 , где 21 - число впадин вы-

'12

32 - 31

2 ■Ч

ходного колеса, 21 = 31, 22 - число впадин шестерни, = 32.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Модуль зацепления в передаче равен радиусу шара, отсюда: число впадин, умноженное на радиус выбранного шара, дает диаметр делительной окружности выходного колеса, а число впадин шестерни, умноженное на тот же радиус шара, дает делительный диаметр шестерни. Я = т, 2 • Я = Б.

Основные технические особенности и преимущества планетарно-волновой передачи с промежуточными телами качения:

- высокое передаточное число;

- высокие крутящие моменты на выходном звене, большие перегрузочные резервы и высокая жесткость кинематических звеньев, так как в данной конструкции редуктора одновременно в зацеплении участвуют 3 сателлита, соответственно, коэффициент перекрытия равен 3, что позволяет передавать большие крутящие моменты по сравнению с обычной зубчатой передачей при многократной кратковременной перегрузке и практически без упругих деформаций при равных массогабаритных показателях;

- компактность. По сравнению с зубчатой передачей при равных передаточных числах и крутящих моментах планетарно-волновая передача с ПТК меньше по габаритам в 2-6 раз в зависимости от типоразмера.

- малый момент инерции, высокий уровень динамичности. В данной конструкции с высокой скоростью вращаются только входной вал и шестерни. Вал имеет незначительную массу и диаметр, шестерни расположены под углом 120° относительно друг друга, следовательно, уравновешивают друг друга и не создают момента инерции;

- малый угловой зазор за счет большой жесткости кинематических звеньев;

- малая вибрация. Конструкция редуктора обеспечивает абсолютное уравновешивание масс и уменьшает влияние погрешностей изготовления и монтажа;

- особое достоинство - высокая износостойкость передачи из-за отсутствия в ней трения скольжения, поскольку фактически передача представляет собой подшипник с волнообразной беговой дорожкой.

Проведенный обзор и анализ прецизионной механической передачи с промежуточными телами качения показал перспективность их использования в приводах систем наведения оптических устройств нового поколения.

УДК 621.865.8

ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА СТРУКТУРНОЙ СХЕМЫ РОБОТОВ КОСМИЧЕСКОГО

ИСПОЛНЕНИЯ

И. Г. Жиденко1, И. М. Кутлубаев1, А. А. Богданов2, В. Б. Сынков2

1 Магнитогорский государственный технический университет имени Г. Н. Носова Россия, 455000, г. Магнитогорск, просп. Ленина, 38. Е-mail: [email protected]

2ОАО «НПО Андроидная техника» Россия, 123317, г. Москва, ул. Тестовская, 10. E-mail: [email protected]

Представлен анализ двух подходов к построению роботов для работы внутри и вне космической станции. Отражены особенности двух вариантов построения роботов. Обоснованы преимущества создания робота с антропоморфной структурой. Определены критерии для оценки возможных вариантов построения роботов космического исполнения.

Ключевые слова: робот космического исполнения, антропоморфная структура, захват, степень свободы, задающее устройство копирующего типа.

BASIS OF STRUCTURAL SCHEME SELECTION OF SPACE APPLICATION ROBOTS

I. G. Zhidenko1,1. М. Kutlubayev1, А. А. Bogdanov2, V. В. Sychkov2

Magnitogorsk State Technical University named after G. I. Nosova 38, Lenina prosp., Magnitogorsk, 455000, Russia. E-mail: [email protected] 2JSC «Scientific Development and Production Center «Android Technology» 10, Testovskaya str., Moscow, 123317, Russia. E-mail: [email protected]

The analysis of two approaches towards robots' development for operating insight and outsight space station is presented. The features of two variants of development are reproduced. The advantages of application to create a robot with anthropomorphic structure are explained. The criteria to evaluate possible variants of robot development for space application are defined.

Keywords: space application robot, anthropomorphic structure, capture, degree of freedom, setting device of copying type.

Неотъемлемой частью современных космических станций являются мобильные транспортные системы, обеспечивающие перемещение объектов в различные ее точки.

Возрастающий объем работ, выполняемых вне космической станции, определил необходимость создания роботов космического исполнения - дистанционно управляемых механических систем. Назначение робота: инспекция поверхностей, узлов и модулей, съем и установка оборудования, выполнение ремонтных работ. Робот является помощником, ассистентом космонавта, в конечной версии самостоятельным исполнителем работ.

Следует разделять функции транспортных манипуляторов и роботов, выполняющих ремонтные и монтажные работы. Это обеспечит более высокий уровень выполнения задач.

Функциональное назначение робота определяет требования к его структуре, компоновке, системе управления. Обязательными составляющими для робота второго типа являются манипуляторы, обладающие высокой маневренностью, захваты, способные оперировать всем набором штатных инструментов, системы контроля и визуализации внешней обстановки, связь и модуль психологической поддержки.

В настоящее время сложились две основные концепции построения: «паукообразная», антропоморфная.

Европейское космическое агентство с 2003 года создает Eurobot, реализующий первую концепцию. Робот представляет собой платформу, оснащенную тремя манипуляторами с семью степенями подвижности. Каждый манипулятор оснащен универсальным захватом и может выступать в качестве устройства фиксации на корпусе МКС или в качестве рабочей руки. Захваты обеспечивают устойчивую работу с основным набором штатных инструментов. Кроме того, они оснащены видеокамерами. Система дистанционного управления преимущественно программного типа.

Робот отличает повышенная адаптивность к внешней поверхности станции, мобильность, устойчивость в рабочей позиции. Рабочая зона превышает зону, обеспечиваемую человеком.

Космический центр Johnson Space Centre реализовал вторую концепцию, создав Robonaut. В настоящее время готовится к эксплуатации третья версия. Антропоморфная структура подразумевает построение кинематической схемы робота по полной аналогии со скелетом человека. Блок контроля выполнен по аналогии с головой человека с двумя возможными движениями. В двух представленных версиях аналог нижней части тела человека отсутствует. Перемещение и фиксацию Robonaut обеспечивается «ERA».

Принципиальным отличием второй концепции является использование системы управления копирующего типа, реализуемой одним человеком. Задающим устройством, программирующим все движения звеньев манипулятора (в том числе и захватов), является эргономичная рычажная система, надеваемая на оператора.

Антропоморфную компоновку робота отличает:

1. Зона обслуживания, кинематика, маневренность, аналогичные человеку. Это позволяет использовать всю существующую инфраструктуру, ориентированную на космонавта.

2. Возможность дистанционного управления одним человеком с точным повторением его движений. Исключается рассогласование действий при управлении манипуляторами [1].

3. Для управления роботом не требуется специальной подготовки, так как в основе лежит использование естественной физиологической моторики оператора. Создание библиотеки стандартных движений не требует программирования.

4. Обеспечение полного эффекта присутствия, за счет вынесенного и адаптированного положения видеокамер относительно манипуляторов.

5. Система управления может оснащаться комплексом обратной силовой связи. Оператор получает информацию о силовом взаимодействии звеньев и захвата с внешними объектами непосредственно на соответствующие суставы (мышцы) оператора [2]. Это позволяет повысить уровень безопасности использования робота.

Совокупность перечисленных возможностей определяет необходимость создания для работы вне

Рис. 1. Робот AR-400

Рис. 2. Фрагмент выполнение полетных заданий

космической станции роботов антропоморфного типа. Кроме технических аспектов, важным является психологический аспект. Образ робота близок к виду человека, что не ведет к диссонансу его восприятия (рис. 1).

Для исследования возможности выполнения полетных заданий была реализована вторая концепция. На рис. 1 представлены общий вид и основные параметры робота. Результаты исследований показали (рис. 2), что робот в состоянии выполнять основную часть полетных заданий, реализуемых космонавтом в скафандре, в реальном масштабе времени с управлением от задающего устройства копирующего типа.

Библиографические ссылки

1. Богданов А. А., Сычков В. Б., Жиденко И. Г., Кутлубаев И. М. Создание и исследование робототех-нической системы с интерактивным управлением // Решетневские чтения: материалы XVI Междунар. науч. конф. (7-9 нояб. 2012, г. Красноярск): в 2 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2012. Ч. 1. С.230-231.

2. Богданов А. А., Пермяков А. Ф., Канаева Е. И., Кутлубаев И. М. Захват манипулятора для работы в экстремальных условиях // Решетневские чтения: материалы XV Междунар. науч. конф.: в 2 ч. / под обш. ред. Ю. Ю. Логинова; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. Ч. 1. С. 218.

References

1. Bogdanov A. A., Sychkov V. B., Zhidenko I. G., Kutlubayev I. M. Creation and research of robotic system with interactive control // Reshetnev's readings: materials of XVI International Scientific Conference, (November 7-9, 2012, Krasnoyarsk): at 14.00/edited by U. U. Loginov; Siberian State Aerospace University.Krasnoyarsk, 2012. Part 1. Pp. 230-231.

2. Bogdanov A. A., Permyakov A. F., Kanaeva E. I., Kutlubaev I. M. Capture manipulator for operation in extreme conditions // Reshetnev's readings: materials of XV International Scientific Conference: in 2 parts ; ed. by U. U. Loginov; Siberian State University. Krasnoyarsk, 2011. Part 1. Pp. 218.

УДК 681.5.073

МОДУЛЬ РАСЧЕТА ЭКСЦЕНТРИСИТЕТА В ПОДШИПНИКАХ СКОЛЬЖЕНИЯ

А. А. Казанцев, С. П. Ереско

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Представлен модуль расчета эксцентриситета в подшипниках скольжения с жидкостным трением. Модуль предназначен для интеграции в программный комплекс для анализа плоских рычажных механизмов с учетом сил трения.

Ключевые слова: подшипники скольжения, сила трения, рычажный механизм.

MODULE OF CALCULATION OF ECCENTRICITY IN PLAIN BEARINGS

A. A. Kazancev, S. P. Eresko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

Presented by module of calculation of eccentricity plain bearings with liquid friction. The module is designed for integration into a software complex for analysis ofplane lever mechanisms considering the friction forces.

Keywords: bearings, the friction force, the lever mechanism.

Подшипники скольжения применяются во многих отраслях машиностроения. Обладая высокой работоспособностью в широком температурном диапазоне, бесшумностью, способностью воспринимать ударные нагрузки, они являются незаменимыми для шлифовальных станков, прокатных станов, паровых турбин, двигателей внутреннего сгорания. При работе подшипника скольжения возникает эксцентриситет, влияющий на точность и плавность движения работы машины. Автоматизация расчета эксцентриситета позволяет использовать его для интеграции в системы автоматизированного расчета и проектирования механического оборудования, увеличения точности выполнения расчета.

Существует программный комплекс, позволяющий выполнять анализ плоских рычажных механизмов [1; 2]. Программа МесИ предназначена для синтеза и выполнения кинематического и динамического анализа плоских рычажных механизмов произвольной структуры. Исходными данными для расчета служат: кинематическая схема и основные размеры звеньев, закон движения начального звена, массы и моменты инерции звеньев, внешние силы, действующие на звенья. Приложение отображает анимационную модель движения плоского рычажного механизма. Для отображения численных значений параметров предусмотрено «Окно зависимостей», где можно увидеть графики зависимостей кинематических и динамических параметров плоского рычажного механизма.

Доработка программного комплекса для анализа плоских рычажных механизмов внедрением в него модуля расчета эксцентриситета в подшипниках скольжения [3], позволит выполнять кинематический и динамический расчеты плоских рычажных механизмов с учетом процессов, протекающих в узлах

трения. Основное влияние на точность и плавность движения выходного звена оказывает эксцентриситет подшипников скольжения. Добавление в узлы трения по дополнительному звену, длинной, равной эксцентриситету цапфы подшипника скольжения позволит увеличить точность расчета кинематических и динамических характеристик плоского рычажного механизма.

Входные данные в модуль: d - диаметр цапфы вала; 1 - длина цапфы вала; Р - радиальная нагрузка на подшипник; ю - угловая скорость вращения вала; ц - динамическая вязкость масла; Rz1 - допуск размера вала; Rz2 - допуск размера отверстия; Sй - условный коэффициент безопасности; [р] - допускаемые контактные давления для материала вкладышей.

Алгоритм работы модуля представлен на рисунке. Данный алгоритм позволяет рассчитать эксцентриситет подшипника скольжения. В модуле предусмотрены условия, проверяющие подшипник на допускаемые значения давления [р] и произведения давления на скорость [рУ]. Хранение значений [р] и [рУ] осуществляется в исходном коде модуля. Хранение решения функции С¥ - число Зоммерфельда, также хранится в исходном коде модуля.

Данный модуль, помимо интеграции в программный комплекс для исследования плоских рычажных механизмов, может быть самостоятельно использован в качестве учебно-научного исследовательского инструмента для проведения лабораторных работ и научных исследований студентов и аспирантов машиностроительных специальностей.

Алгоритм модуля

Библиографические ссылки

1. Обработка сигналов с датчиков стенда для исследования плоских рычажных механизмов : А. с. 2011612308 Рос. Федерация / А. А. Казанцев, С. П. Ерес-ко, Т. Т. Ереско, А. С. Ереско; заявитель и патентообладатель Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т им. акад. М. Ф. Решетнева. 2011610572 ; заявл. 01.02.11.

2. Исследование плоских рычажных механизмов специальных систем / А. А. Казанцев, С. П. Ереско, Т. Т. Ереско, С. М. Шевцов, А. С. Ереско // Вестник СибГАУ. 2011.

3. Казанцев А. А., Ереско С. П. Математическое моделирование работы подшипника скольжения с жидкостным трением // Механики XXI века : сб. докладов. Братск : Изд-во БрГУ, 2013. 266 с.

References

1. Obrabotka signalov s datchikov stenda dlya issledovaniya ploskikh rychazhnykh mekhanizmov : a. s. 2011612308. Ros. Federatsiya / A. A. Kazantsev, S. P. Eresko, T. T. Eresko, A. S. Eresko; zayavitel i patentoobladatel Sib. gos. aerokosmicheskij un-t. 2011610572 ; zayavl. 01.02.11.

2. Issledovanie ploskikh rychazhnykh mekhanizmov spetsialnykh sistem / A. A. Kazantsev, S. P. Eresko, T. T. Eresko, S. M. Shevtsov, A. S. Eresko // Vestnik Sibgau. 2011.

3. Kazantsev A. A., Eresko S. P. matematicheskoe modelirovanie raboty podshipnika skolzheniya s zhidkostnym treniem // Mekhaniki XXI veka : sb. dokladov. bratsk : izd-vo brgu, 2013. 266 s.

УДК 62-762.84

ОБ УПЛОТНЕНИИ ТОРЦЕВОГО ГЕНЕРАТОРА СВОБОДНОПОТОЧНОЙ МИКРОГЭС

В. В. Карпенко

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Приводится обоснование выбора уплотнения вала с учетом предъявляемых к нему требований, его конструктивные особенности и испытания на лабораторном стенде, имитирующем нагрузки на дне реки от потока воды.

Ключевые слова: торцевое уплотнение, генератор, микроГЭС.

SEAL OF A GENERATOR OF A MICRO HYDRO POWER STATION

V. V. Karpenko

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: whill. [email protected]

The article provides the provision of the choice of a shaft seal taking into account its requirements, its design features and testing laboratory bench simulating the load on the bottom of a river from the flow of water.

Keywords: front seal, generator, micro hydro power station.

При проектировании свободнопоточной микро-ГЭС необходимо учитывать, что все агрегаты работают под водой, это создает дополнительную задачу по уплотнению генератора. Применяемый генератор отличается от обычных электрических машин тем, что имеет малую скорость вращения вала (70-90 об/мин), не имеет щеток, имеет более жесткую конструкцию корпуса и обеспечивает герметичность под водой на глубине 7-10 метров.

Требования, предъявляемые к уплотнению, это срок службы, обеспечение легкой замены при очередном обслуживании, небольшая стоимость изделия. Одним из решений проблемы является установка торцевого уплотнения.

Торцевое уплотнение [1] - это узел, который образует вращающееся уплотнение между подвижной и неподвижной частями. Правильный выбор торцевого уплотнения может быть сделан, только когда имеется полная информация об условиях эксплуатации [2], а именно:

- среда, в которой работает это уплотнение;

- рабочее давление среды, оказываемое на уплотнение;

- рабочая температура среды;

- необходимый срок службы.

В нашем случае среда является неагрессивной, однако может вызывать коррозию, и в связи с этим необходимы сплавы металлов, не подверженные ей. Давление воды на расчетной глубине в 10 метров составляет примерно 2 атмосферы. Рабочая температура среды составляет от 1 до 3 градусов по Цельсию. Так как генератор вращается на малых оборотах, срок службы уплотнения должен составлять не менее 5 лет, т. е. 75 тыс. часов.

В связи с необходимостью обеспечения патентной чистоты микроГЭС на момент ее первых натурных испытаний была поставлена задача: разработать уплотнение для конкретных нужд, имеющее все преимущества существующих на тот момент конструкций.

Разработанное уплотнение соответствует всем перечисленным выше характеристикам. Несущим элементом конструкции уплотнения (рис. 1) является крышка стакана 1, которая имеет резиновое кольцо 7 для уплотнения наружной части закаленного контактного кольца уплотнения. Основной герметизирующий эффект достигается с помощью плоской полированной поверхности уплотнительной втулки 2, выполняемой из стали и с предварительно надетым резиновым кольцом 3, которое при сдавливании заполняет практически всю полость и тем самым предотвращает протечку. Крышка имеет паз для установки штифта 8, предотвращающего ее проворачивание.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Как и во всех уплотнениях, одна поверхность установлена неподвижно в корпусе, а другая зафиксирована и вращается вместе с валом. Упорное кольцо 4 с одной стороны имеет буртик, который упирается в подшипник. С внутренней стороны упорного кольца проделаны глухие отверстия для пружин 5, которые упираются во фторопластовое кольцо 6, плотно прижимая его в процессе эксплуатации. Материал для кольца выбран исходя из условий длительного процесса самосмазывания. Кольцо также имеет резиновое уплотнение 9, которое обеспечивает герметичность по валу.

Разработанное уплотнение было применено на четырех опытных образцах микроГЭС мощностью 1-10 кВт. Параллельно проходят испытания на стенде (рис. 2) в Политехническом институте СФУ, стенд представляет собой раму с закрепленным на ней электродвигателем, имитирующий турбину микроГЭС. Двигатель жестко соединен с валом, на котором посажено тестируемое уплотнение. В бачке с водой, который контактирует с уплотнением, с помощью компрессора создаётся и поддерживается необходимое давление в 2 атмосферы. Таким образом, создаются условия, максимально приближенные к реальным условиям эксплуатации.

Рис. 1. Разнесенная схема уплотнения

Рис. 2. Стенд для испытаний уплотнения

Критерий проверки данного уплотнения на установке - отсутствие протечек. Интенсивность протечек измеряется при помощи мерного стакана. За 1 000 часов работы стенда пока не выявлено протечек.

Задачами экспериментальных исследований на стенде являются не только проверка работоспособности уплотнения, но и повышение эффективности конструктивных решений и материалов уплотнения, повышающих срок службы уплотнения.

Библиографические ссылки

1. Голубев А. И. Торцовые уплотнения вращающихся валов. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1974. 212 с.

2. Мельник В. А. Торцовые уплотнения валов: справочник. М. : Машиностроение, 2008. 320 с.

References

1. Golubev A. I. Torcovye uplotnenija vrashhaju-shhihsja valov. 2-e, izd. pererab. i dop. M. : Mashinos-troenie, 1974. 212 s.

2. Mel'nik V. A. Torcovye uplotnenija valov: spravochnik. M. : Mashinostroenie, 2008. 320 s.

Рис. 3. Муфта и крышка стакана

УДК 62.192

ПРОБЛЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОСТОЯНСТВА ВОЗДУШНОГО ЗАЗОРА В ТОРЦЕВЫХ СИНХРОННЫХ ГЕНЕРАТОРАХ

Е. В. Карпенко, Д. И. Морозов, Н. А. Колбасина

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. e-mail: [email protected]

Неуравновешенная сила магнитного притяжения между статором и ротором торцевого синхронного генератора предъявляет высокие требования к точности обработки поверхностей. В данной статье делается попытка оценить зависимость между погрешностями обработки деталей и величиной перекоса ротора под действием силы магнитного притяжения в генераторе с одним ротором и двумя статорами. Влияние других факторов возможного перекоса ротора, таких как деформации, перемещения и др., в данной статье не рассматривается.

Ключевые слова: торцевая электрическая машина, воздушный зазор.

THE PROBLEM OF PROVIDING THE UNIFORMITY OF THE SYNCHRONOUS GENERATOR'S AIR GAP WITH AXIAL FLUX

E. V. Karpenko, D. I. Morozov, N. A. Kolbasina

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. e-mail: cat. [email protected]

Unbalanced magnetic attraction force between the stator and the rotor of synchronous generator with axial flux leads to high requirements for precision surface treatment. In this paper an attempt is made to assess the relationship between the machining errors and the magnitude of the rotor imbalance under the force of magnetic attraction in a generator with a rotor and two stators. The influence of other factors of a possible rotor imbalance are not considered in the article.

Keywords: generator with axial flux, air gap.

Торцевые генераторы получили широкое распространение в ветро- и гидроустановках, и поэтому актуально обеспечение их непрерывной и надежной работы. В известной конструкции торцевой электрической машины [1] между двумя роторами и статором возникает неуравновешенная сила магнитного притяжения, что ведет к изменению величины воздушного зазора в таком генераторе и его неравномерности по диаметру машины, что является причиной колебания величины выходного напряжения, а в конечном счете -выхода из строя электрической машины.

Как посадка подшипников, так и биение отверстия под подшипник влияют на точность позиционирования подшипника в радиальном направлении, следствием этого является перепад воздушного зазора между ротором и статором [2]. Оценить влияние этих факторов можно следующими способами: вывести аналитически взаимосвязь геометрических размеров либо решить данную задачу с помощью инструментальных средств SolidWorks. Аналитическое решение данной задачи весьма трудоемко, причем нет возможности оценить все факторы, влияющие на результат, поэтому был проведен расчет в САЭ-среде, кроме того, он обладает хорошей наглядностью. Важно, что полученные аналитически зависимости будут верны только для схемы ротора с разнесенными дисками.

Решение поставленной задачи разбивается на этапы:

- создание эскиза, используя отрезки для прорисовки геометрии ротора и осевые линии, отображающие положение системы при нулевой погрешности;

- проставление размеров, которые можно варьировать в зависимости от величины заданных погрешностей;

- проставление так называемых «управляемых размеров», значение которых покажет величину влияния каждого из факторов на изменение воздушного зазора, размеры проставляются на линии, соответствующей средней окружности магнитов.

По чертежу вала была построена расчетная схема (рис. 1) позиционирования вала в зависимости от величины отклонения размера вала под подшипник.

Приняты обозначения: Ь - длина вала; Ь1, Ь2 -размеры позиционирования диска ротора на валу; Я -радиус диска ротора; dy1, dy2 - отклонение размеров в зависимости от выбранной посадки; dx1, dx2 - отклонение положения диска ротора; а1, а2 - углы отклонения положения вала; Р1, Р2 - углы отклонения диска ротора.

При известных величинах dy1, dy2, Ь1, Ь2 углы наклона вала определяются по формулам

Za1 = arcsin | •dy1 L1

Za2 = arcsin

dy 2 L 2 ,

Если пренебречь смещением диска ротора относительно оси вала и считать эту систему жесткой, то угол отклонения горизонтальной оси вала будет равен углу отклонения вертикальной оси диска ротора, т. е.

Za1 = ZP1, Za2 = Zp2.

Рис. 1. Схема оценки влияния на перепад зазора погрешности позиционирования подшипников

Поскольку радиус диска ротора Я известен, то смещение диска ротора по горизонтальной оси можно найти по формулам:

dx1 = R ■ arctg^Р1),

dx2 = R ■ arctg^р2).

В случае если на валу установлено два диска ротора, расчетная схема позиционирования вала при перекосе будет другой (рис. 2).

sin а =■

а с другой стороны -

sin а =

L1

dy2 L2 .

Тогда учитывая, что левые стороны уравнений равны 8ша и длина Ь2 выражена через Ь1, получим:

dy1 dy2 L1 = L - Ц1 Теперь можно выразить неизвестную Ь1:

су2 ■ L1 + dy1 ■ L1 = dy1 + L,

L1 = .

dy1 + dy2

Таким образом, зная предельные отклонения вала в местах посадки подшипника и общую длину вала, можно определить координату перекоса вала и угол перекоса:

sin а =

dyl L1 ,

cos а =-

L1x

ТТ

Рис. 2. Расчетная схема позиционирования вала для двух роторов

Для схемы с двумя роторами точка пересечения вала с горизонтальной осью будет плавающей. Расстояние Ь1 является искомым. Общая длина вала равна

L = L1 + L2.

С одной стороны угол а равен

Разработанная модель позволяет рассчитать начальное отклонение диска ротора с учетом допусков и технологических погрешностей. Таким образом, учет технологических погрешностей позволяет на начальном этапе определить перекос воздушного зазора и дать рекомендации по усовершенствованию конструкции. Также особенно важно соблюдать точность изготовления и позиционирования деталей, входящих в конструкцию.

Библиографические ссылки

1. Пат. 2313888 РФ. Торцевая электрическая машина / А. Л. Встовский, М. П. Головин, Н. Е. Полош-ков, Л. Н. Головина, С. А. Коков ; опубл. 27.12.2007. Бюл. № 36. 6 с.

2. Мягков В. Д., Палей М. А., Романов А. Б., Брагинский В. А. Допуски и посадки : справочник. Ч. 1, 2. Л. : Машиностроение. Ленингр. отд-ние. 1982. Ч. 1. 543 с.

References

1. Pat. 2313888 RF. Tortsevaya elektricheskaya mashina / A. L. Vstovskiy, M. P. Golovin, N. E. Poloshkov, L. N. Golovina, S. A. Kokov ; opubl. 27.12.2007. Byul. № 36. 6 s.

2. Myagkov V. D., Paley M. A., Romanov A. B., Braginskiy V. A. Dopuski i posadki: Spravochnik. Ch. 1, 2. L. : Mashinostroenie. Leningr. otd-e. 1982. Ch. 1. 543 s.

УДК 662.822

АНАЛИЗ СОВРЕМЕННЫХ ПРЕДСТАВЛЕНИЙ И ПОДХОДОВ ПРИ ИССЛЕДОВАНИИ УСТАЛОСТНЫХ РАЗРУШЕНИЙ ИГОЛЬЧАТЫХ ПОДШИПНИКОВ

Е. В. Кукушкин1, В. А. Меновщиков2, Т. Т. Ереско3

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассматриваются современные достижения в исследованиях усталостных разрушений и малоцикловая усталость игольчатых подшипников. Приведен основной обзор выполненных работ в данном направлении. Дан анализ современных представлений об усталостных процессах игольчатых подшипников.

Ключевые слова: усталостные разрушения, игольчатые подшипники, современные представления исследований.

THE ANALYSIS OF MODERN REPRESENTATIONS AND APPROACHES AT THE RESEARCH OF FATIGUE FAILURES OF NEEDLE BEARINGS

E. V. Kukushkini, V. A. Menovshchikov1, T. T. Ereskoз

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Modern achievements in researches offatigue failures and low-cyclic fatigue of needle bearings are considered. The main review of the works executed in this direction is provided. The analysis of modern ideas of fatigue processes of needle bearings is given.

Keywords: fatigue failure, needle bearings, modern concepts of research.

Современное состояние науки об износе дает понять, что без понимания самого процесса износа невозможно создание эффективных методов борьбы с этим явлением. Анализ работ показал, что не всегда в основу гипотезы или точки зрения было положено экспериментальное исследование.

Аспекты прочности и гипотезы разрушения материалов при контактном и циклическом нагружения были описаны Гриффитсоном, который объяснил расхождение в прочности идеальных и реальных хрупких тел наличием дефектов типа трещин. Орован, Тейлор и Поляни разработали теорию дислокаций и предложили связать снижение прочности и пластичности твердых тел с наличием дислокаций.

Екобори предложил способ определения прочности и причин разрушения твердого тела, в котором одновременно учитывается макроконцентрация напряжений от дефектов типа скопления дислокаций. При повторно-переменном нагружении трещины возникают в наиболее пластически деформированных микрообъемах материала, границы зерен задерживают пластическую деформацию, усталостная трещина развивается по телу зерна и не распространяется по границам зерен, при пересечении границ зерен она распространяется с замедленной скоростью, циклическая нагрузка вызывает в зернах структуры металла полосы разрыхления.

Концентраторы напряжений, являющиеся источниками развития контактно-усталостных микротрещин, бывают двух видов. К первому относятся локализованные дефекты типа царапин, шлифовальных рисок, вмя-

тин, участки измененной микроструктуры в виде ожогов. Ко второму отнесем локальные нарушения сплошности и однородности металла в виде неметаллических включений, включений карбидов, поры, раковины и другие металлургические дефекты. Влияние различных концентраторов напряжений на контактную усталость рассмотрено в работах. При качении под нагрузкой, в зависимости от расположения наиболее сильно влияющих в конкретных условиях концентраторов напряжений и свойств материала, первичная трещина может возникнуть на поверхности детали или под ней. При этом поверхностная трещина приведет к отшелушиванию частицы металла, и образовавшаяся ямка будет являться новым концентратором напряжений, что вызовет зарождение новых микротрещин, которые приводят к отделениям частиц металла и увеличению площади выкрошившегося участка. Процесс выкрашивания поверхностного слоя материала называется питтингом.

В случае развития усталостной трещины от подповерхностного дефекта она может соединяться с соседними микротрещинами. Траектория и скорость ее развития зависят от ориентировки лежащих вблизи микротрещин, а также от механических свойств соседних участков металла. Одновременно под поверхностью может развиваться несколько микротрещин. При циклическом нагружении та трещина, которая оказалась в условиях, наиболее способствующих ее росту, достигает поверхности детали, и затем происходит выкрашивание металла. Причем глубина выкрашивания от поверхностных концентраторов напряжений в несколько раз больше, чем от поверхностных дефектов.

В случае так называемого «пульсирующего контакта» первичные усталостные трещины появляются на поверхности контура пятна контакта и распространяются вглубь материала. В работе приведен обширный экспериментальный материал о расположении возможных центров разрушения при контактном циклическом нагружении.

В своих работах П. Тарди и Я. Стикловари считают, что все микротрещины в подшипниках из стали ШХ15 развиваются от неметаллических включений в зоне действия герцевских максимальных касательных напряжений. Н. Н. Качанов, также опираясь на экспериментальный материал, полагает, что усталостные трещины могут зарождаться не только на глубине действия максимальных касательных напряжений, но и несколько выше и ниже ее. Эти соображения Н. Н. Качанов основывает на том, что появление пластических сдвигов, приводящих к усталостным трещинам, зависит не только от теоретического уровня касательных напряжений, но и от силы воздействия концентраторов напряжений, основными из которых являются неметаллические включения.

Современное представление о реальном строении твердых тел хорошо раскрывается теорией дислокаций. Свойства металлов и сплавов связаны с возникновением, движением и взаимодействием дислокаций. В основе всех представлений о прочности и пластичности металлических материалов лежат данные об их дислокационном строении. Наличие дислокаций объясняет резкое различие между прочностью реального и эталонного металла. Дислокационная структура в объеме реального кристаллического тела реализуется на поверхности тела в виде тонкой системы ступенек, впадин и выступов.

Внешние механические воздействия определяют условия для развития тех или иных ведущих процессов в поверхностных слоях металла игольчатых подшипников. Под действием текущих изменений формируется рабочее состояние поверхностного слоя, когда материал имеет фазовый состав, структуру и свойства, отличные от исходного состояния. В поверхностном слое, находящемся в рабочем состоянии, возникают процессы, возможности развития которых обусловлены исходным состоянием поверхностного слоя и условиями эксплуатации игольчатых подшипников.

В зависимости от характера процессов, происходящих во время работы узла трения, после прекращения его работы в поверхностном слое происходят следующие остаточные изменения: механическое упрочнение либо разупрочнение; фазовое упрочнение либо разупрочнение без изменения или с изменением химического состава; изменение микрорельефа поверхностей трения игольчатых подшипников и напряженного состояния поверхностного слоя.

В современном представлении структура поверхностных слоев металлических материалов является многослойной. После воздействия ударного импульса на поверхность материала центральная зона места удара будет отражать акты микроструйного течения материала после прохождения волны деформации. После многократного воздействия ударных импульсов эта зона будет выглядеть наподобие затвердевшей жидкости с беспорядочной структурой. Взаимодейст-

вие центральной ударно-деформированной зоны с соседними объектами материала может происходить за счёт ротационных механизмов с возможной аналогией процессам течения вязкой жидкости в притесненном слое. Но при этом взаимодействие центрального потока с ламинарным подслоем может сопровождаться возникновением вихрей. Вихревая прослойка в металлах может состоять из нескольких пар вихревых шнуров со встречным вращением шнуров в каждой паре. С внешней стороны ротационные образования будут как бы скользить по ламинарному подслою, представляющему собой структуру с неравноосными ячейками. Полосовая и шашечная структуры также являются ротационными. Шашечная структура имеет статическую деформацию около 50...60 % и представляет собой совокупность прямоугольных образований различной ориентации. Полосовая структура состоит из ротационных полос, расположенных последовательно и способных к движению вглубь материала под действием поля напряжений. Ротационные структуры способны сменять друг друга по механизму кинетических фазовых превращений.

На сегодняшний день данные структуры можно отнести к любому механическому воздействию, в том числе и к поверхностному трению, но при этом тончайший наружный слой будет представлять собой так называемые вторичные структуры, т. е. сильно деформированные и содержащие кислород, серу и другие прочие элементы [1-3].

Проведенный анализ показал, что проблема малоцикловой усталости игольчатых подшипников изучена недостаточно.

На основе анализа были поставлена задача исследовать механизмы усталостного разрушения игольчатых подшипников.

Библиографические ссылки

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

1. Трощенко В. Т. Прочность металлов при переменных нагрузках. Киев : Наукова думка, 1978. 173 с.

2. Литмен Уиднер. Распространение контактной усталости от источников поверхностного и подповерхностного происхождения // Теоретические основы инженерных расчётов. 1966. № 3. С. 94.

3. Меновщиков В. А., Ереско С. П. Исследование и совершенствование игольчатых подшипников карданных передач транспортно-технологических машин : монография / А. В. Меновщиков, Красноярск : Изд-во КрасГАУ, 2006. 283 с.

References

1. Troshchenko V. T. The strength of metals under varying loads. Naukova Dumka. 1978. 173 s.

2. Litmen, Uidner. Dissemination of contact fatigue from sources of surface and subsurface origin. Theoretical Foundations of engineering calculations. 1966. № 3. p. 94.

3. Menovchikov V. A., Eresko S. P. Research and improvement of needle bearings driveline transport and technological machines : monograph. Atlanta : Publishing House of the KrasGAU 2006. 286 p.

УДК 621.372.8

ИЗГОТОВЛЕНИЕ ОБЛЕГЧЕННЫХ СЛОЖНОПРОФИЛЬНЫХ ВОЛНОВОДОВ ПРЯМОУГОЛЬНОГО СЕЧЕНИЯ С ТРЕХМЕРНЫМ РАСПОЛОЖЕНИЕМ ФЛАНЦЕВ

А. В. Ладыгина

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

Описаны этапы изготовления волноводов. Рассмотрены проблемы, возникающие при изготовлении волноводов с трехмерным расположением фланцев. Представлены пути решения данной проблемы. Рассмотрены недостатки предлагаемого приспособления.

Ключевые слова: изготовление волноводов, волноводная труба, фланцы, муфты.

PRODUSING A LIGHT-WEIGHT PROFILE COMPOSITE RECTANGULAR WAVEGUIDE WITH THREE-DIMENSIONAL ARRAGEMENT FLANGE

A. V. Ladygina

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

The stages of waveguide production are described. The problems which may occure in the production of three-dimensional arrangement of waveguides flanges are considered. The ways to solve this problem are outlined. The shortcomings of the proposed device are pointed.

Keywords: production of waveguide, waveguide tube, flanges, clutches.

Волноводы представляют собой простейшие сборочные единицы устройств СВЧ (сверхвысокойчасто-ты), которые служат для передачи электромагнитных волн сантиметрового, миллиметрового и дециметрового диапазонов. Волноводы состоят из труб прямоугольного или круглого сечения, муфт и присоединительных фланцев. Все волноводные звенья должны иметь хорошо проводящие внутренние поверхности.

В зависимости от конструктивных требований и назначения волноводные трубы бывают прямолинейными, гнутыми, скрученными и могут иметь переменное сечение. В качестве материала для производства волноводных труб применяются алюминий, латунь, бронза.

Процесс изготовления волноводов складывается из следующих этапов: нарезка заготовок; отжиг; дорни-рование (калибровка); гибка и скрутка труб; контроль размеров трубы; изготовление муфт и фланцев; пайка муфт (по мере необходимости); разметка трубы под установку фланцев; пайка фланцев к трубам; механическая обработка волновода в соответствии с требованиями КД (конструкторской документации); нанесение гальванического покрытия; консервация, упаковка.

1. Нарезка заготовок. Куски труб нарезают дисковой фрезой с припуском на обработку на горизонтальном фрезерном станке, после чего торцы их зачищают от заусенцев. Затем выполняют промывку труб перед термообработкой.

2. Отжиг волноводных труб осуществляется в специальных печах с целью повышения пластичности материала перед гибкой.

3. Дорнирование (калибровку) труб выполняют на специальной вытяжной установке дорнами соот-

ветствующих сечений. Выполняют эту операцию для придания прямолинейности внутреннего канала, выдерживания размеров и требуемой шероховатости согласно КД.

4. Гибка и скрутка волноводных труб. Гибка труб должна осуществляться способами, при которых не изменяются форма и внутренние размеры сечения труб и не ухудшается чистота обработки внутренних поверхностей. Для этого используют пакет лент, который устанавливают в трубу универсальным способом.

Существует несколько способов гибки волновод-ных труб: в штампах на прессе с применением стальных пластин; в штампах на прессе с применением пластических наполнителей (смесь канифоли с воском; кварцевый песок; легкоплавкие сплавы); в приспособлении с ручным приводом с применением жестких оправок; методом насечки; на специальных станках с применением специальных шарнирных оправок. После гибки пакет лент из трубы удаляют с помощью вытяжной установки. Для скрутки волно-водных труб применяется специальное приспособление. Приспособление состоит из основания, на котором располагаются две опоры, одна из которых является неподвижной. На неподвижной опоре имеется маховичок ручного управления с градуированной шкалой. Во внутреннюю полость волноводной трубы, предназначенной для скрутки, универсальным способом устанавливают специальную оправку. После чего волноводную трубу закрепляют в опорах через обоймы, соответствующие сечению скручиваемой трубы. С помощью поворота ручного маховичка на определенный угол, заданный по КД, происходит скрутка трубы. Удаление специальной оправки из трубы после скрутки выполняют на вытяжной установке.

5. Контроль размеров трубы осуществляется с помощью универсальных мерительных инструментов. Точность размеров поперечного сечения волноводной трубы в области изгиба обеспечивается ленточным наполнителем.

6. Изготовление муфт и фланцев. Фланцы и муфты изготавливают на металлорежущих станках. Фланцы, закрепляемые на концах труб, по форме торцовой поверхности могут быть прямоугольными или круглыми. Муфта является соединительным элементом волноводной трубы, которая имеет больше двух гибов и скруток и внутреннее сечение, соответствующее сечению волноводной трубы.

7. Пайка муфт. В качестве оборудования для пайки используется генератор средней частоты (до 66 кГц), набор индукторов, выполненных в виде плоских рам с рабочими отверстиями прямоугольного сечения, а также блок автоматической системы управления АСУ (автоматизированной системы управления), состоящий из ПК (персонального компьютера) с соответствующим программным обеспечением, стенда управления постом пайки волноводов и согласующего устройства.

8. Разметка трубы под установку фланцев.

Данная операция заключается в разметке концов трубы рисками для установки фланцев с помощью универсальных мерительных инструментов. Выполняют эту операцию с целью подготовки трубы и фланцев к пайке.

9. Пайка фланцев к трубам. Соединение труб с фланцами производят посредством пайки. В качестве оборудования для пайки используются генератор средней частоты (до 66 кГц), набор индукторов, выполненных в виде плоских рам с рабочими отверстиями прямоугольного сечения, а также блок автоматической системы управления АСУ, состоящий из ПК с соответствующим программным обеспечением, стенда управления постом пайки волноводов и согласующего устройства.

10. Механическая обработка волновода в соответствии с требованиями КД. Перед механической обработкой волновода осуществляется калибровка канала на специальном приспособлении для восстановления конфигурации канала после пайки фланцев. Затем выполняют фрезерование волновода по торцу фланца с целью зачистки паяного шва и удаления выступающей части волновода. В зависимости от конфигурации волновода выполняют сверление, зенкова-ние отверстий, а также фрезерование обнижений и фасок на фланцах. В слесарной операции выполняют притирку торца фланцев «как чисто» с обеспечением шероховатости рабочей поверхности фланцев и допуска плоскостности согласно КД.

11. Нанесение гальванического покрытия. Для увеличения проводимости материала волновода и, как следствие, снижения искажений картины электрических полей, а также улучшения радиотехнических характеристик применяется серебрение внутреннего канала волновода.

В последнее время все чаще стали применять волноводы с трехмерным расположением фланцев. Связано это с тем, что оси антенн развернуты по трем

дробным углам по отношению к базовой системе координат космического аппарата.

С технологической точки зрения проконтролировать конфигурацию волновода и выставить фланцы до пайки с помощью универсальных измерительных инструментов невозможно, так как фланцы относительно друг друга расположены по осям x, у, г.

Для решения данной технологической задачи предлагается изготовить приспособление для выставки фланцев волновода до пайки, которое может быть также применимо для контроля и рихтовки волновода (см. рисунок).

Приспособление для контроля геометрии волновода и выставки фланцев до пайки

Приспособление состоит из основания 1, на котором устанавливается два кронштейна 2, 3, две планки 4, 5 и опоры 6, 7. Количество опор определяется количеством гибов волновода. В каждом кронштейне выполнен паз, сечение которого соответствует сечению волноводных труб. В этот паз устанавливается волно-водная труба вместе с фланцами, концы трубы фиксируются с помощью планок 6, 7 и болтов 10. Фланцы к кронштейнам фиксируются с помощью штырей 9. Тем самым выполняют разметку трубы под установку фланцев и производят контроль геометрии волновода, а при необходимости выполняют рихтовку. Затем трубу с каждой стороны подрезают в размер, соответствующий разметке, и отправляют на пайку. После пайки по длине волновода остается припуск, который затем фрезеруют и вновь устанавливают в приспособление для контроля геометрии и рихтовки, которую выполняют по мере необходимости.

Описанная технология позволяет повысить качество изготовления волноводов.

Библиографическая ссылка

1. Бушминский И. П. Изготовление элементов конструкции СВЧ. Волноводы и волноводные устройства. М. : Высшая школа, 1974. 304 с.

Reference

1. Bushminskii I. P. Izgotovlenie elementov konstruktsii SVCh. Volnovody i volnovodnye ustroistva. M. : Vysshaya shkola, 1974. 304 p.

УДК 60:62:167.7

СОВМЕСТИМОСТЬ И СИНТЕЗ КАК ОПРЕДЕЛЯЮЩИЙ ФАКТОР ЭФФЕКТИВНОСТИ

ИЗДЕЛИЙ МАШИНОСТРОЕНИЯ

В. И. Медведев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Представлен процесс проектно-конструкторской разработки изделий машиностроения, рассматривающий основные этапы их жизненного цикла как алгоритмическую последовательность обеспечения совместимости в связи с их синтезом и эффективностью.

Ключевые слова: техническая совместимость, изделия машиностроения, этапы жизненного цикла, физические принципы действия, физико-технический эффект.

COMPATIBILITY AND SYNTHESIS AS A DETERMINING FACTOR OF THE EFFECTIVENESS

OF MACHINE-BUILDING PRODUCTS

V. I. Medvedev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

Process of design development of products of the mechanical engineering is presented, the main stages of their life cycle as algorithmic sequence of ensuring compatibility in connection with their synthesis and efficiency are considered.

Keywords: technical interoperability, products of engineering industry, stages of the life cycle, physical principles of operation, physical-technical effect.

Хорошо известно, что в ходе проектно-конструкторской деятельности приоритетной является проработка вопросов обеспечения совместимости создаваемого изделия (механической, тепловой и т. д.) [1; 2]. Если при этом допущена серьёзная ошибка, то о качестве изделия говорить не приходится.

При разработке любого изделия (процесса) на уровне изобретения необходимо прежде всего, по выражению Г. С. Альтшуллера [3], совместить несовместимое. Только после решения этой задачи выполняются все остальные проектно-конструкторские задачи и в результате появляется принципиально новое изделие (процесс), обладающее ранее недостижимым качеством.

Установленная в [4] закономерность технической совместимости (ТС), формулирующая совместимость техники как исходного момента формирования её качества в процессе разработки Ш(Л), в символическом виде представляется как

Ж (Л) = В (С) Л В (5) Л [В (С2) л В (0)] , (1)

где В (С1) - обеспечение совместимости приоритетного характера; В (5) - выполнение синтеза изделия; В (С2) - обеспечение совместимости неприоритетного характера; В (0) - обеспечение качества изделия;

Л, Л - знаки направленной и ненаправленной конъюнкции соответственно.

Ретроспективный обзор выявил только одну, к сожалению, работу [5], где рассмотрены вопросы совместимости при морфологическом синтезе техники. Суть работы сводится к следующим основным моментам.

Большинство физических принципов действия (ФПД) техники имеют сложную структуру с одновременным использованием нескольких физико-технических эффектов (ФТЭ). Для полноценного синтеза таковых ФПД должны соблюдаться определённые правила совместимости ФТЭ. Например, необходимо объединить (синтезировать) два последовательных ФТЭ:

(Ли В„ С), (Л+1, Д+ь С1+1), (2)

где Л, Л+\ - входные воздействия (продукт, сырье, информация и т. п.) первого и второго ФТЭ соответственно; С, С,-+1 - выходная продукция первого и второго ФТЭ соответственно; В, Д1+1 - объекты, осуществляющие преобразование Лi в С, и Ан в С1+ь будут совместимы, если результат воздействия С, эквивалентен входному воздействию А^, т. е. если С, и имеют одни и те же физические величины и совпадающие значения этих величин. В результате объединения двух совместимых ФТЭ получается преобразователь

Л,^В,^(С1^Лт)^Вт ^Сн-1. (3)

Такой подход позволяет даже автоматизировать синтез ФПД. Для относительно простых технических объектов алгоритм автоматизированного синтеза состоит из четырёх блоков (этапов) (см. рисунок).

Синтез Анализ Разработка

возможных совместимости 1->», принт типиальнои

ФПД -Н-» ФТЭ схемы

Укрупненная схема алгоритма автоматизированного синтеза ФПД

Поставленная задача структурного синтеза носит комбинаторный характер и является моделью дискретного программирования. Следовательно, необходимо принимать меры по исключению явного перебора всех допустимых решений, т. е. применять известные методы отсечения, комбинаторные или приближенные методы.

Однако многие специалисты считают, что для изделий техники важно её качество, а эффективность -вещь сама собой разумеющаяся. Учитывая, что потребителей интересует всё-таки потенциальная (в момент потребления) и реальная (в процессе эксплуатации) эффективность техники, можно соответствующим образом дополнить выражение (1) ещё одной закономерностью ТС, выражающейся в первичности совместимости и вторичности качества техники в процессе разработки, введением отрасли обеспечения её эффективности В(Е):

W (Л) = В (С1) Л В (5) Л [В (С2 ) Л В (0)] Л В(Е). (4)

Заключительная роль эффективности, а не качества техники в выражении (4) может быть обоснована тем фактом, что нередки случаи, когда изделия с более низким качеством эксплуатируются более эффективно, чем изделия такого же назначения, но с более высокими показателями качества. И причиной здесь может быть не качество процесса эксплуатации, а например, более высокие расходы на этот процесс, требуемые заложенным в изделие физическим принципом его действия.

С другой стороны, принижать роль качества, конечно, нельзя. У каждого изделия есть своего рода низший порог качества, по достижении которого никакой даже самый опытный эксплуатационник не сможет обеспечить необходимую эффективность изделия.

Ввиду важности связи совместимости и синтеза ее краткий содержательный уровень на всех основных этапах жизненного цикла (ЭЖЦ) техники представляется в виде алгоритма поэтапного обеспечения эффективности техники на ее жизненном цикле. Решение задачи синтеза современной техники можно пояснить с помощью логического выражения:

Эж1 (Д,1 ЛСЯ1) - ЭЖ2 (Яэ2 ЛСК 2) -... -- Эж (( Л СК1) - ... - Эж8 (( Л СК8), (5)

где Эж1 - идея совокупности взаимосогласованных всех составляющих элементов Яэ1, технического решения элементов совместимости Ст; Эж2 - проблема синтеза установленных элементов Яэ2 с их внутренней совместимостью СЯ2; Эж3 - подготовка исходных данных для технического задания исходных данных Яэ3, имеющих согласованность (совместимость) СЯ2 со всеми юридическими лицами; Эж4 - этап проектиро-

вания, синтез которого осуществляется путём выполнения операций объединения отдельных подсистем и приборов Яж4 в проект будущей системы, который невозможен без обеспечения повидовой совместимости СЯ4 этих элементов; Эж5 - этап конструирования, синтез элементов Яж5, когда их совместимость СЯ5 не только приобретает конкретное содержание, но и экспериментально проверяются на опытных образцах; Эж6 - этап изготовления элементов Яж6 в создаваемое изделие, что, разумеется, невозможно без их совместимости СЯ6; Эж7 - эксплуатация составных частей Яж7, что без обеспечения их совместимости Ся7 выполнить невозможно; Эж8 - этап снятия с эксплуатации современной техники относящийся к элементам Яж8, с поддержанием экологической совместимости СЯ8, являющийся заключительным этапом проектно-конструкторской организацией производства ИМ.

Следует отметить, что меры по обеспечению совместимости ИМ принимаются до и после выполнения операций синтеза. Целью таких мер является реализация возможности (или необходимости) мероприятий по повышению качества выполненного синтеза.

Библиографические ссылки

1. Медведев В. И., Носенков А. А. Некоторые виды и проблемы технической совместимости // Вестник СибГАУ. Вып. 6. Красноярск, 2005. С. 239-245.

2. ГОСТ 30709-2002. Техническая совместимость. Термины и определения. Минск : Межгос. совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2002. 4 с.

3. Альтшуллер Г. С. Алгоритм изобретения. М. : Моск. рабочий, 1973. 296 с.

4. Носенков А. А. О закономерностях технической совместимости // Вестник СибГАУ. Вып. 6. Красноярск, 2005. С. 234-238.

5. Половинкин А. И. Основы инженерного творчества. М. : Машиностроение, 1988. 368 с.

References

1. Medvedev V. I., Nosenkov A. A. Some types of problems and technical compatibility // Vestnik SibGAU. Vyp. 6. Krasnoyarsk, 2005. C. 239-245.

2. GOST 30709-2002. Technical interoperability. Terms and definitions. Minsk : Меjgosud. Council for standardization, Metrology and certification, 2002. 4 c.

3. Altshuller G. S. innovation Algorithm. M. : Mosk. rabochy, 1973. 296 s.

4. Nosenkov A. A. About the patterns of technical compatibility // Vestnik SibGAU. Vyp. 6. Krasnoyarsk, 2005. C. 234-238.

5. Polovinkin A. I. Basics of engineering creativity. M. : Mashinostroenie, 1988. 368 s.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 621.791

ФОРМИРОВАНИЕ БАЗЫ ДАННЫХ ДИФФУЗИОННОЙ СВАРКИ ДЕТАЛЕЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРОИЗВОДСТВА

С. И. Пономарев, С. П. Ереско

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], E-mail: [email protected]

Предлагается описание построения атрибутивной базы данных для создания технологических процессов получения деталей аэрокосмического производства диффузионной сваркой.

Ключевая слова: диффузионная сварка, база данных, детали аэрокосмического производства.

DEVELOPMENT OF A DATABASE OF PART DIFFUSION WELDING IN AEROSPACE INDUSTRY

S. I. Ponomarev, S. P. Eresko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia E-mail: [email protected], E-mail: [email protected]

A description of constructing the attribute database to create the technological processes for the production of aerospace components by diffusion welding is proposed.

Keywords: diffusion welding, database, aerospace part production.

Разработка стратегических целей проведения перспективных научно-исследовательских работ в интересах развития национальной космической отрасли может быть осуществлена путем формирования соответствующей базы данных, на основании которой могут быть сформированы непосредственные задачи. Указанная база данных должна содержать информацию об отечественной космической промышленности, включая имеющийся научно-технический потенциал, а также предложения научно-исследовательских организаций отрасли (с учетом мирового опыта). Формирование необходимой базы данных может быть обеспечено в рамках разработки Федеральной космической программы России на 2006-2015 гг. [1].

В Сибирском государственном аэрокосмическом университете проводятся работы по исследованию возможности получения деталей, используемых в аэрокосмическом производстве, методом диффузионной сварки. При проведении научно-исследовательских работ по диффузионной сварке деталей

аэрокосмического производства были созданы атрибутивные базы данных, содержащие информацию по данному направлению. Атрибутивная база данных представлены в виде семантических таблиц, в которых указаны описательные характеристики объектов. В частности, созданы таблицы, содержащие информацию о материалах, применяемых для изготовления деталей аэрокосмического производства (рис. 1), керамических материалах, используемых в производстве деталей аэрокосмического производства (рис. 2), оборудования для диффузионной сварки для отработки технологии изготовления деталей аэрокосмического производства (рис. 3).

Применение созданной базы данных значительно упрощает разработку новых технологий получения деталей аэрокосмического производства диффузионной сваркой. Созданная база данных постоянно обновляется в соответствии с созданием новых материалов, требований к деталям аэрокосмического производства и разрабатываемого сварочного оборудования.

Материалы

деталь АКП материал

ВЯИИВЯЯЯ системы: Pb-H2S04, Ni-Cd, Na-S, Li-FeS2

барьер для твердых продуктов деления карбид кремния SiC

болты с перекосом до 8 град В HC-74

высоконагруженные детали ответственного назначения: литых корпусов ¿ ВТ9Л, ВТ6Л, ВТ5Л, ВТ20Л

высокоресурсные двигатели BT8M-1, ВТ8 1

высокотемпературные (до 1000 С) жидкометаллические теплоносители тугоплавкие металлы Mo, Nb, Та и сплавы

высокотемпературные материалы (ТЭ/1П] сплавы кремния с германием SiGe

Рис. 1. Фрагмент таблицы базы данных «Материалы, применяемые для изготовления деталей аэрокосмического производства»

_| Керамические материалы

Параметр SiC горячепрессованный SiC реакционносвязанный SiC спечённый Si3N4 г

3,2 2,2-2,9 3,1

Предел прочности, МПа при изгибе 686 196-294 490

Предел прочности, МПа при растяжении 294

Предел прочности, МПа при сжатии 2940

Модуль упругости, ГПа 440 392 392

Коэффициент - - 0,25

Рис. 2. Фрагмент таблицы базы данных «Керамические материалы, используемые в производстве деталей аэрокосмического производства»

1 УстэновкиДиффузионной сварки

Тип установки Способ нагрева Максимальная температура, оС Максимальная сила сжатия, кН Размеры

ВИЯИ электро контактный 130D 100

АЗОб-21 радиационный 120D 2

А308-13 радиационный 130D 2

БА 51-39 ЗАО "Контактор", г. 1 индукционный 950 63

ДСВ-901 радиационный 100D 20

ДФ-101 радиационный 1200 60

1 ппп 1 СП

Рис. 3. Фрагмент таблицы базы данных «Оборудование для диффузионной сварки деталей

аэрокосмического производства»

Библиографическая ссылка

1. Федеральная космическая программа России на 2006-2015 годы, утвержденная Постановлением Правительства Российской Федерации от 22.10.2005 г. № 635 с изменениями, утвержденными Постановлениями Правительства Российской Федерации от 15.09.2008 г. № 683 и от 31.03.2011 г. №. 235.

Reference

1. Russian Federal Space Program for 2006-2015, approved by the Government of the Russian Federation of 22.10.2005, the number 635 as amended by the regulations of the Government of the Russian Federation of 15.09.2008 № 683 and on March 31, 2011 №. 235.

УДК 622.24:681.52

ДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ПРИВОДА ГУСЕНИЧНОГО ДВИЖИТЕЛЯ

В ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМАХ

О. В. Сбытова, М. Н. Хахалин, В. Г. Жубрин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Приведены результаты исследования на математической модели динамических характеристик гидропривода механизма хода мобильной машины с гусеничным движителем в режимах разгона и торможения. Установлены вероятные причины отказов гидроэлементов.

Ключевые слова: математическая модель, гидропривод, кавитация, движитель.

DYNAMIC ANALYSIS OF THE HYDRAULIC DRIVE OF CATERPILLAR PROPELLER

IN TRANSITIONAL MODES

O. V. Sbytova, M. N. Khakhalin, V. G. Zhubrin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

Results of research are given in a mathematical model of hydraulic actuator dynamic characteristics of a mobile vehicle course mechanism with the caterpillar propeller in dispersal and braking modes. Probable causes of the hydroelement failures are established.

Keywords: mathematical model, hydraulic actuator, cavitation, propeller.

Задачи математического моделирования и динамического анализа приводов машин возникают постоянно. Это связано с тем, что в современных машинах привод представляет сложную систему, для которой непрерывное чередование процессов разгона и торможения является нормальным эксплуатационным режимом. Отметим, что гусеничный движитель широко используется в конструкциях мобильных машин различного назначения. В данной работе в качестве объекта исследования выбран гидравлический привод механизма движителя экскаватора.

При разработке математической модели привода принят структурный подход. Такой подход предполагает составление моделей элементов привода, из которых в дальнейшем синтезируется общая модель. Основными гидроэлементами привода являются: сдвоенный гидронасос, гидромотор, распределительная и предохранительная (обратные и предохранительные клапаны) аппаратура.

Основными принятыми допущениями математической модели являются: рабочая жидкость имеет постоянную вязкость, плотность и объёмный модуль упругости.

Главной задачей исследования являлось выявление эксплуатационных ситуаций, приводящих к преждевременным отказам гидрооборудования.

В контексте этой задачи режимы разгона и равномерного движения не представляют интереса: давление в напорной гидролинии достигает уровня 22,3 МПа (223 кг/см2), что не превышает допустимых значений (25 МПа).

Результаты исследования режима торможения позволили установить существенные проблемы.

Режим торможения характеризуется резким падением давления (Р2) на входе в гидромотор и столь же резким возрастанием давления на выходе гидромотора (Р3). На гидромоторе возникает значительный крутящий момент обратного знака, который тормозит ход машины. В данном случае гидромотор начинает работать в режиме гидронасоса. При определенных условиях в трубопроводе высокого давления может возникнуть недостаток рабочей жидкости. Для восполнения этого недостатка в гидросистеме предусмотрены обратные клапаны, которые открываясь, соединяют всасывающую полость гидромотора с трубопроводом слива. Однако мгновенному открытию клапана препятствуют инерционные, упругие и гидродинамические силы.

Зависимость давления на входе и выходе гидромотора и перемещения запорного элемента обратного клапана от времени при торможении представлена на графике (см. рисунок).

Вследствие запаздывания открытия обратного клапана на входе гидромотора наблюдается разрыв рабочей жидкости, что в конечном счете приводит к появлению разряжения и условий для возникновения кавитации. Несмотря на локальный характер кавитации, действие ее приводит к разрушению поверхностей цилиндров и поршней аксиально-поршневого гидромотора, стенок жёстких и гибких трубопроводов.

Суммарное время разряжения на входе гидромотора составляет 0,071 с, что по техническим условиям эксплуатации экскаватора является недопустимым и требует разработки специальных мероприятий по ликвидации этого явления.

Зависимость давления на входе и выходе гидромотора и перемещения запорного элемента обратного клапана от времени при торможении

Данные предприятий, эксплуатирующих технику с подобными системами приводов, подтверждают сделанные выводы.

С целью повышения надёжности привода в существующую гидравлическую схему предлагается ввести управляемый клапан типа У-46-20, предназначен-

ный для предотвращения разрыва струи рабочей жидкости во всасывающем трубопроводе гидромотора в экстренных ситуациях.

УДК 621.6.09:534.01

АНАЛИЗ ТЕХНИЧЕСКОГО РЕГЛАМЕНТА НА ДИСКОВЫЕ ПИЛЫ ДЛЯ РАСКРОЯ

АНИЗОТРОПНЫХ МАТЕРИАЛОВ

И. Н. Спицын, К. Ю. Филиппов, А. А. Воробьев, А. Н. Юносов

Сибирский государственный технологический университет Россия, 660049, г. Красноярск, просп. Мира, 82. E-mail: [email protected]

Изложены результаты исследования линейно-массовых параметров дисковых пил, рекомендованных к внедрению для раскроя слоистых пластиков, с целью обеспечения их безопасной эксплуатации при скоростях резания до 100 м/с; предложен твердый сплав с многослойным покрытием для оснащения зубьев пил.

Ключевые слова: пилы дисковые, твердый сплав, вибрация, удельный дисбаланс, износ, покрытия, твердость.

THE ANALYSIS OF TECHNICAL REGULATIONS ON PERIPHERAL SAWS FOR CUTTING ANISOTROPIC MATERIALS

I. N. Spitsyn, K. Yu. Phillipov, A. A. Vorobjev, A. N. Yunosov

Siberian state technological university 82, Mira prosp., Krasnoyarsk, 660049, Russia. E-mail: stanki@sibstu. kts.ru

Results of research of linearly-mass parameters of the peripheral saws recommended to introduction for materials cutting of stratified plastics for the purpose of their safe maintenance are stated at speeds of cutting to 100 m/s; the hard alloy with a multilayer coverage for saw teeth equipment is proposed.

Keywords: disk-type saws, a firm driving, vibration, specific unbalance, deterioration, coatings, hardness.

В производстве товарной продукции все чаще используются зарубежные стандарты, так, с начала года стал действовать ГОСТ Р 54490-2011. Настоящий стандарт распространяется на дисковые пилы, оснащенные пластинами из сверхтвердых материалов, предназначенные для распиловки листовых древесных материалов, необлицованных и облицованных натуральным шпоном, меламиновой пленкой и слоистым пластиком, на позиционных станках и автоматических линиях с числовым программным управлением. Основу режущей части составляют двухслойные режущие пластины из поликристаллических синтетических алмазов и пластины из твердого сплава с твердостью по Кнупу более 50 ГПа. Дисбаланс пил по стандарту не должен превышать 200 г мм для пил диаметром до 250 мм. Масса пилы при диаметре 200 мм составит не более 0,980 кг, следовательно, удельный дисбаланс составит не менее 204 г мм/кг. При этом скорость резания может составить 80 м/с, а в отдельных случаях и 100 м/с. Для обеспечения таких скоростей станки должны обеспечивать частоты вращения дисковой пилы в диапазоне 7 650-9 550 мин-1. Таких характеристик не имеет ни один станок для раскроя анизотропных листовых материалов, следовательно, возникла потребность проектирования но-

вых станков с частотами вращения пильного вала до 12 000 мин-1. Кроме того, требуется корректировка нормативных значений дисбаланса с обеспечением требований ГОСТ ИСО 1940-1-2007 «Вибрация. Требования к качеству балансировки жестких роторов. Часть 1. Определение допустимого дисбаланса», согласно которому для класса точности балансировки в2,5 допустимый остаточный удельный дисбаланс для рабочей частоты вращения режущего инструмента 10 000 мин-1 не должен превышать значения ерег = 2,6 гмм/кг, следовательно, дисбаланс пилы не должен превышать 2,4 г мм. Для класса точности балансировка в6,3 не более ерег = 6 гмм/кг, дисбаланс не более 5,9 гмм. Предложенный стандартом предельный дисбаланс превышает существующие нормативы в 83 раза в первом случае и в 34 раза при втором нормативе.

Для увеличения стойкости режущей части зубьев пил рекомендуется к использованию твердые сплавы марок 1М6025 с многослойными покрытиями (рис. 1, 2).

Покрытие А1203 обеспечивает сопротивление к критическому износу и кратерному износу, уменьшая скалывание. Т1СМ - повышает сопротивление абразивному износу, ТгЫ - улучшает сцепление с основой и твердым сплавом. Промежуточный слой увеличивает сопротивление к отслаиванию покрытия.

Рис. 1. Структура пластины с многослойным покрытием

б

Рис. 2. Покрытие:

а - CVD с термическими трещинами и напряжениями растяжения; б - SUMO TEC MTCVD мелкозернистая структура с низким фактором концентрации напряжений

Новая технология покрытия на пластинки твердого сплава обеспечивает увеличение производительности раскроя листовых анизотропных материалов до 35 % за счет повышенной стойкости дисковых пил.

При освоении высоких скоростей резания регламентные нормы дисбаланса следует ужесточить не

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

менее чем в 34 раз в соответствии с требованиями ГОСТ ИСО 1940-1-2007.

УДК 621.833.16

ПРОФИЛЬ ЗУБА КАК ОБЪЕКТ ПОИСКА ПРОЕКТНОГО РЕШЕНИЯ ПРИ СИНТЕЗЕ ЗУБЧАТОЙ ПЕРЕДАЧИ С ЗАДАННЫМИ СВОЙСТВАМИ

В. И. Усаков1, Д. В. Вавилов2

1ОАО «ЦКБ «Геофизика». Россия, 660041, г. Красноярск, ул. Киренского, 89. E-mail: [email protected] 2 Сибирский федеральный университет Россия, 660074, Красноярск, ул. Киренского, 26. E-mail: [email protected]

Рассмотрена возможность расширения области определения и области существования зубчатой передачи применительно к заданным условиям эксплуатации, за счет повышения точности аппроксимации профиля кривыми типа «усоида первого порядка» и «усоида второго порядка» и их использования при проектировании исходного контура, соответственно.

Ключевые слова: зубчатая передача, исходный контур, профиль зуба, огибающая, область определения передачи, формообразование, область существования, точность отработки угла, работоспособность, условия эксплуатации.

TOOTH PROFILE AS SEARCH OBJECT OF THE PROJECT SOLUTIONS FOR THE SYNTHESIS OF GEAR TRANSMISSION WITH SPECIFIED PROPERTIES

V. I. Usakov, D. V. Vavilov 2

1 CDB "Geophysics" 89. Kirenskiy str., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

2 Siberian Federal University 26. Kirenskiy str., Krasnoyarsk, 660074, Russia. Е-mail: [email protected]

The possibility of expanding the domain and range of existence of the gear in relation to the specified operating conditions, by improving the accuracy of the approximation of the profile curves of the "usoida first orde" and "second-order usoida " and their use in the design of the initial contour, respectively.

Keywords: gear, the original path, tooth profile,envelope accuracy mining angle, performance, operating conditions.

Полагая, что при любых вариантах создания зубчатого передаточного механизма формообразование зубьев колес методом «обкатки» предпочтительней метода «деления» при изготовлении как собственно зубчатых колес передачи, так и изготовлении инструмента, основной резерв повышения технического уровня зубчатой передачи - точность оценки её области определения и области существования. Здесь имеется в виду не только производительность изготовления, но и возможности снижения затрат при тиражировании. Это касается не только рядных зубчатых передач внешнего и внутреннего зацепления, но и передач с деформируемыми зубчатыми колесами, в частности, волновых.

Современные средства технологической реализации проектов передач с заданными эксплуатационными свойствами, а это, главным образом, обеспечение работоспособности в соответствии с требованиями технических условий (например, такими как плавность хода или постоянство передаточного отношения, точность отработки углового перемещения и т. п.), позволили существенно расширить области существования про-

the domain of the transfer, forming, domain of existence,

ектных параметров. Вместе с тем экономические показатели при серийном изготовлении зубчатых колес и (или) инструмента остаются значимыми при выборе варианта технологической реализации проекта.

Здесь в части точности оценки области определения передачи основным резервом является точность аппроксимации профиля, получаемого при формообразовании различными способами методом обкатки, и на этой основе повышение адекватности моделей передач с заданными эксплуатационными свойствами и повышение точности определения их области существования. При формообразовании зубьев методом обкатки предлагается использовать следующие варианты описания профиля. Если производящий контур -прямая линия или окружность (линия первого порядка), профиль зуба - огибающая семейства обобщенных эвольвент («усоида первого порядка»). В случае когда производящий контур - «усоида первого порядка»; профиль зуба - огибающая семейства огибающих обобщенных эвольвент («усоида второго порядка»).

УДК 621.833

К ВЫБОРУ ПЕРЕДАЧ ДЛЯ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО РЕДУКТОРА

В. И. Усаков, Б. С. Каменецкий, Н. А. Колбасина

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79 E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассматривается подход к проектированию механизмов приводов космических аппаратов с использованием «функциональных сит».

Ключевые слова: оптимизация, функциональные сита, волновая зубчатая передача.

TO THE CHOICE OF TRANSFERS FOR THE MULTISTAGE REDUCER

V. I. Usakov, B. S. Kamenetsky, N. A. Kolbasina

Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

An approach to design spacecraft drive mechanisms with use of "functional sieves " is considered.

Keywords: optimization, functional sieve, wave tooth gearing.

Для механической системы, состоящей из разнородных механических преобразователей, представляется целесообразным формировать, развивая и адаптируя конкретные частные решения как элементы общего решения задачи оптимизационного синтеза. Задача оптимизации такой сложной системы, как, например, многоступенчатый редуктор привода КА, содержащий различные виды передач, разделяется на несколько этапов уже на стадии ее декомпозиции.

В работе [1] было предложено использовать следующий алгоритм решения данной задачи.

На первом уровне декомпозиции можно использовать «функциональные сита» (см. рисунок), где г1, г2, ..., ^ - области существования выбранных

типов передач в виде набора параметров (здесь возможно использование экспертных оценок, поскольку речь идет о выборе из известных типов передаточных механизмов); А1, А2, ..., Ат - параллельные «функ-

циональные сита», каждое из которых представляет собой совокупность требований - ограничений по условиям работы; гА гД2, ..., гАт - области возможных схемных решений для ранжирования типов передаточных устройств по аддитивному критерию совершенства механической системы, например, с использованием интегральных критериев типа «удельное действие».

Принятые обозначения: Р - специальное сито по основному критерию качества, отражающего уровень критичности слабого звена, выявленного на данной итерации; гк гк ..., - области существования

вариантов механических передач в выбранной для оптимизации кинематической схеме из областей возможных схемных решений г , гр2, ..., грт;

га га ..., г** - области существования конструктивных решений передач применительно к каждой из ступеней редуктора, отобранных с помощью «функ-

циональных сит» K,, K2

K

основанных на

использовании критериев, наиболее значимых для конкретного участка кинематической цепи.

На следующем уровне реализуются оптимизационные алгоритмы для выделенных локальных участков кинематической цепи.

На каждой итерации подключаются новые модели, уровень которых определяется информацией, полученной на предыдущих стадиях. Таким образом, структура расчетных модулей формируется для каждой итерации. Это относится и к фундаментальным моделям, используемым на последних ступенях итерационных процедур.

С развитием технологии состав отдельных элементов данной схемы может существенно меняться, одни параметры становятся более значимыми, переходя в разряд управляющих, другие - исключаются из рассмотрения.

Например, ужесточение требований по отработке перемещения до единиц десятков угловых секунд для высоконагруженных передач потребовало пересмотреть подход к обеспечению их крутильной жесткости, что с появлением возможности деления окружности с точностью до единиц микрометров позволяет включить в перечень альтернатив цевочные передачи, а также планетарные передачи с промежуточными телами качения.

Таким образом, оптимизационные алгоритмы должны рассматриваться как динамически изменяемые, учитывающие расширение области существования передач и требований к ним.

Схема отбора вариантов на первом уровне декомпозиции

Библиографическая ссылка

Reference

1. Усаков В. И. Полиструктурная технология проектирования механизмов приводов космических аппаратов : дис. ... д-ра техн. наук: 05.07.02: защищена 26.11.1996 г.: утв. 24. 10.1997 г. Красноярск. 345 с.

1. Usakov V. I. Polistrukturnaja tehnologija proek-tirovanija mehanizmov privodov kosmicheskih apparatov : diss. ... d-ra tehn. nauk: 05.07.02: zashhishhena 26.11.1996 g.: utv. 24. 10.1997 g. Krasnojarsk. 345 s.

УДК 621.833.16

ПРОФИЛЬ КУЛАЧКА ВОЛНООБРАЗОВАТЕЛЯ КАК УПРАВЛЯЮЩИЙ ПАРАМЕТР ПРИ МОДЕЛИРОВАНИИ ВОЛНОВОЙ ЗУБЧАТОЙ ПЕРЕДАЧИ

В. И. Усаков1, Р. С. Лукин2

1 ФГУП ЦКБ «Геофизика»

Россия, 660041, г. Красноярск, ул. Киренского, 89. E-mail: [email protected]

2 Сибирский федеральный университет Россия, 660074, Красноярск, ул. Киренского, 26. E-mail: [email protected]

Рассмотрено влияние биения кулачка волнового генератора на точность отработки угла волновой зубчатой передачи. Дана оценка возможности применения профиля кулачка не в качестве инварианта модели волновой передачи, а в качестве управляющего параметра, основная задача которого сводится к обеспечению заданного характера деформации гибкого колеса и взаимодействия зубьев в процессе зацепления.

Ключевые слова: волновая зубчатая передача, волновой генератор, профиль кулачка, точность отработки угла.

PROFILE OF THE WAVE GENERATOR AS THE CONTROL PARAMETER IN MODELING WAVE GEAR

V. I. Usakov1, R. S. Lukin2

1CDB "Geophysics" 89, Kirenskiy str., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

2 Siberian Federal University

26, Kirenskiy str., Krasnoyarsk, 660074, Russia. E-mail: [email protected]

The effect of the wave generator cam beats on the accuracy working off the wave gear angle is researched. The potential of the cam profile is estimates as not invariant models of wave transmission, but as a control parameter, which main task is to ensure a given character deformation of the flexible wheel and of the teeth in the process of engagement.

Keywords: wave gear, the wave generator, the cam profile, the accuracy working off the angle of rotation.

В известных работах по исследованию влияния профиля кулачка генератора волновой зубчатой передачи (ВЗП) [1] внимание, главным образом, уделялось технологичности изготовления кулачка (на ранней стадии исследований - 60-70-е гг. прошлого века), а затем минимизации градиента кривизны профиля с позиций обеспечения приемлемого уровня концентрации напряжений. С начала 80-х годов профиль кулачка стал рассматриваться и с позиций влияния на выходные характеристики ВЗП, в частности, точность отработки углового перемещения выходного вала. Для требуемого на тот момент предельного уровня погрешности отработки угла, задаваемого в пределах единиц угловых минут, наиболее распространенные варианты профиля [1] («деформирование кольца 4-мя силами» или «косинусоида», описываемая уравнением в полярных координатах г = г0 + соБ(2ф), где г0 -начальный радиус; - величина деформации), в силу малой разницы значений радиусов кривизны (в пределах 10 мкм в рабочей зоне «лба» генератора на диаметре 100 мм), принимались как исходные данные при попытках моделирования ВЗП. Это позволяло ориентироваться на «косинусоиду», как на технологичную, с минимальными значениями градиентов радиусов кривизны, форму профиля кулачка. Для данных вариантов профиля основным управляющим параметром является величина деформации

позволяющая смещать зону зацепления относительно «главной» оси генератора, а также управлять траекторией движения зубьев гибкого колеса относительно зубьев жесткого колеса. Ограничениями для данного параметра являются недопущение проскока зубьев при малых значениях и исключение высокой деформации гибкого колеса, приводящие к росту напряжений во впадине зуба гибкого колеса при больших значениях.

Ужесточение требований по отработке перемещения до 15 угловых секунд, связанное, прежде всего с улучшением качественных характеристик приводного оборудования (для кинематических передач), потребовало пересмотреть подход к конструированию ВЗП и, в частности, к профилированию кулачка волнооб-разователя, поскольку это значение погрешности отработки углового перемещения формируется приведенной окружной погрешностью на уровне 2 мкм при работе волновой передачи с диаметром гибкого колеса около 60 мм. Учитывая, что в данное значение погрешности перемещения также входит упругая составляющая закручивания основных элементов ВЗП, также встает задача по обеспечению минимального износа зубьев после этапа приработки при применении нерегулируемых генераторов.

Снятие ограничений по технологичности профиля кулачка позволило включить параметры профиля как

управляющие при моделировании ВЗП, что позволяет при заданном технологичном профиле зубьев обоих колес [1] найти такую форму равноскоростной прямой, которая обеспечит требуемую многопарность зацепления и определенный уровень напряжений в гибком колесе. Учитывая, что требование минимального градиента кривизны профиля представляется инвариантом, целесообразно использовать «косинус-но-синусный» профиль [2], важным свойством которого является расширение рабочей «лба» волнообра-зователя, соответственно расширению зоны взаимодействия зубьев ВЗП.

Таким образом, параметры кривизны профиля волнообразователя, включаемые в модель ВЗП наряду со значениями чисел зубьев колес, межосевого расстояния, коэффициентов высоты головок зубьев, глубины захода зубьев в зацепление, коэффициентами смещения исходного контура при формообразовании зубьев, становятся значимым управляющим параметром при синтезе ВЗП с заданными выходными характеристиками, расширяя область существования ВЗП и возможности поиска оптимального сочетания значе-

ний параметров в пределах этой области, в том числе по критерию обеспечения работоспособности в заданных условиях эксплуатации, например в вакууме.

Библиографические ссылки

1. Иванов М. Н. Волновые зубчатые передачи. М. : Высш. шк., 1981. 184 с.

2. Лукин Р. С., Усаков В. И., Вавилов Д. В., Ип-тышев А. А.. Моделирование взаимодействия звеньев волновых зубчатых передач // Вестник СибГАУ. 2013. 1(47). C. 118-122.

References

1. Ivanov M. N. Volnovye zubchatye peredachi (Wave gears). Moscow, Vyssh. Shk., 1981. 184 p.

2. Lukin R. S., Usakov V. I., Vavilov D. V., Iptyshev А. А. Vestnik SibGAU. 2013, no. 1 (47), pp. 118-122.

УДК 621.313.13.1

УСОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ МЕТОДИКИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛИНЕЙНОГО ЭЛЕКТРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРИВОДА В УДАРНО-ИМПУЛЬСНОМ РЕЖИМЕ

А. А. Фадеев, Д. В. Еремин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Произведен пересмотр методики проектирования линейных электродинамических приводов ударного действия. Предложена схема расчета геометрических параметров привода в зависимости от динамических характеристик.

Ключевые слова: линейный двигатель, линейный электродинамический привод, ударно-импульсный режим.

METHODOLOGY IMPROVEMENT TO CALCULATE LINEAR ELECTRODYNAMIC DRIVE

IN SHOCK-PULSE MODE

А. А. Fadejev, D. V. Eremin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: fadeev. [email protected]

Revision of the methodology to design linear electrodynamic actuators impact is performed. The scheme to calculate geometric actuator parameters based on dynamic characteristics is proposed.

Keywords: linear motor, linear electro-dynamic drive, shock-pulse mode.

В машиностроении наиболее перспективными являются системы, имеющие в основе линейные двигатели и обеспечивающие наилучшие условия интеграции приводного двигателя и рабочего органа машины или инструмента. Наибольший интерес представляют линейные электрические машины ударного действия (например, [1]). Применение линейных машин позволяет непосредственно преобразовать электроэнергию в кинетическую энергию прямолинейного движения якоря, что позволяет значительно упростить привод

кузнечно-прессовых машин, повышает его надежность и экономичность.

Наибольший интерес среди линейных машин ударного действия вызывают линейные электродинамические приводы (ЛЭДП) благодаря следующим преимуществам: быстродействие, отсутствие в конструкции магнитных материалов, универсальность.

Основой оптимизации и совершенствования электрических ударных машин является увеличение энергии единичного удара, увеличение удельной мощно-

сти, режим работы и способ подсоединения механизма. На современном этапе развития техники накоплен значительный опыт проектирования и практической реализации линейных электрических машин.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Существующая методика расчета [2] позволяет проектировать линейные электродинамические приводы любого типоразмера и разных режимов работы (вибрационный, ударно-импульсный). Проектирование ЛЭДП ведется исходя из геометрических параметров основных элементов привода (якоря и индук-

тора), что не всегда удобно: для проектирования ЛЭДП под конкретный технологический процесс помимо габаритных параметров гораздо важнее знать дополнительно силовые и кинематические параметры (сила удара, скорость разгона, частота колебаний и т. д.).

На рис. 1 представлены основные геометрические параметры ЛЭДП, изменяя которые, можно влиять на динамические характеристики привода, главными из которых являются динамическая сила Един и скорость движения якоря Уя.

Рис. 1. Основные геометрические параметры линейного электродинамического привода: 1 - якорь, 2 - индуктор, 3 - обмотка индуктора

Рис. 2. Динамика работы линейного электродинамического привода: а - в начальный момент времени; б - прямой ход якоря; в - реверсивный ход якоря

В [2] получено выражение для определения динамической силы в начальный момент реверса (рис. 2):

^ = дин

= пЧр.я • N • в • (ия • ря +п-ур Чр, • N • Вз) (1)

Р Р2 ,

Я.А. ' гя

где ^ср.я - средний диаметр якоря, мм; N - число витков якоря; Вз - магнитная индукция в зазоре, Тл; ия -напряжение питания обмотки якоря, В; Ур - реверсивная скорость движения якоря, мм/мин; РЯА. - активное сопротивление катушки якоря, Ом; РЯ - коэффициент, принятый при расчете активной длины якоря, учитывающий отношение /ф (толщина магнитного фланца) и 1ая (длина обмотки)

Выделим из выражения (1) параметр х, который характеризует конструкционные параметры якоря:

х =

П dср.я • Nя • Вз

(2)

Преобразовав выражение (1) относительно х, получим квадратное уравнение для определения основных геометрических и конструкционных параметров якоря исходя из заданных силовых параметров:

V,

Rс

p х2-

U „

R0

■х - Fдин = 0.

(3)

1Я.А. Я. А.

Анализ уравнения показывает, что первый член уравнения показывает увеличение динамической силы за счет реверсивного хода якоря, второй член характеризует статическую силу за счет взаимодействия магнитных полей обмоток якоря и индуктора.

Таким образом, используя выражение (3) и варьируя параметрами выражения (2) можно произвести расчет линейного электродинамического привода с заданными динамическими характеристиками и оптимальными конструкционными параметрами.

Библиографические ссылки

1. Абрамов А. Д. Создание размерного ряда ручных редкоударных электромагнитных машин для транспортного строительства : монография / отв. ред. В. А. Каргин. Новосибирск : Изд-во СГУПС, 2012. 153 с.

2. Шестаков И. Я., Стрюк А. И., Фадеев А. А. Линейные электродинамические двигатели. Конструирование. Практическое использование : монография / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. 148 с.

References

1. Abramov A. D. Sozdanie razmernogo ryada redkoudarnih electromagnitnih machine dlya transportnogo stroitelstva (Creating a size range of manual seldom striking electromagnetic vehicles for the transport of construction). SibTU, 2012, 153 p.

2. Chestakov I. Y., Struk A. I., Fadejev А. А. Lineynye electrodinamicheskie dvigately. Konstruirovanie. Practicheskoe ispolzovanie (Linear electrodynamic motors. Design. Practical use). SibGAU, 2011, 148 p.

УДК 621.83.061.4

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ КРИТЕРИЕВ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ВОЛНОВЫХ РЕЕЧНЫХ ПЕРЕДАЧ

М. В. Шевчугов, Р. С. Лукин

Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Показаны основные критерии для расчета работоспособности волновых реечных передач на основе клинового толкателя и ролика, работающих в составе приводов поступательного перемещения автоматизированного технологического оборудования.

Ключевые слова: волновая реечная передача, жесткость передачи, критерии работоспособности, прецизионный привод.

DETERMINATION OF MAIN CRITERIA OF WORKABILITY OF WAVE AND RACK-AND-PINION DRIVES

M. V. Shevchugov, R. S. Lukin

Siberian Federal University 79, Svobodnyi prosp., Krasnoiarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

The paper shows the basic criteria for calculating the workability of wave and rack-and-pinion drives on the basis of a wedge follower and a roller working as parts of drives offorward movement of automated processing equipment.

Keywords: wave rack-and-pinion drive, stiffness of drive, workability criteria, precision drive.

0.021416 Мак

0.019481

0.017046

0.014611

0.012175

0.0097403

0.0073053

0.0048702

0.0024351

О Min

а б

Характер деформации основных элементов ВРП, мм: а - деформация клиньев толкателей; б - деформация подшипника толкателя при взаимодействии с кулачком вала

Проектирование волновых реечных передач (ВРП) затруднено вследствие отсутствия проработанной методики для оценки работоспособности данной передачи, применимой на этапе проектирования. Основной проблемой современного машиностроения при обосновании выбора металла для изготовления деталей точных приводов линейного перемещения (реечные, шарико-винтовые), работающих в том числе и в составе прецизионного оборудования, является неизменность жесткостных параметров материала (модуль упругости) при широкой возможности выбора с точки зрения обеспечения прочности.

В ВРП предлагается решать проблему точности отработки линейного перемещения привода за счет обеспечения постоянного беззазорного зацепления несколькими клиньями в процессе работы [1]. При этом, как и обычные реечные передачи, они не имеет ограничений по длине направляющих.

Для силовых передач (к которым относится ВРП) основными критериями являются: способность передачи рабочей нагрузки; высокая точность позиционирования, обеспечиваемая высокой жесткостью и беззазорностью зацепления, исключающая его влияние на качество выходной поверхности; высокий КПД, позволяющий снизить тепловую нагрузку на привод в процессе работы; высокая износостойкость рабочих поверхностей, находящихся в контакте; простота и ремонтопригодность.

В качестве инструмента для определения прочности и жесткости основных элементов конструкции был использован метод конечных элементов (МКЭ). Для определения жесткости толкателя, установленного в направляющих, была использована теория контактного взаимодействия твердого упруго-пластичного тела с учетом начальных зазоров. По результатам МКЭ расчета при разных значениях начального зазора в направляющих составлена регрессионная зависимость для оценки жесткости толкателя в зависимости от зазора в направляющих и фазы зацепления (см. рисунок а). Данная зависимость (с учетом того что в зацеплении находится не менее двух клиньев) позволяет на этапе проектирования оценить неравномерность распределения нагрузки между клиньями в процессе зацепления.

Оценка подшипника, входящего в состав толкателя, также производилась МКЭ вследствие сложного характера нагружения по внешнему кольцу. В процессе расчета учитывалась тугая посадка внутреннего кольца на ось, выбор зазоров между телами, расположение тел качения относительно нагрузки. Характер деформации наружного кольца под действием номинальной нагрузки на толкателе показан на рисунке б.

Оценку теплового состояния передачи целесообразно производить на основании анализа потерь в узлах трения. Используя зависимость (1) для определения КПД, полученную для данного типа ВРП с направляющими скольжения, можно получить потери на трение при заданных конструктивных размерах и параметрах трения:

П = 0,998-^-, (1)

tan(a+arctg( f)) + /Б (1 + 2V L1)

где а - угол профиля толкателя; / /Б - коэффициенты трения пары сталь-сталь и сталь-бронза; L1 и L2 -длина направляющей и консольной части толкателя. Полученная зависимость позволяет на этапе проектирования оценить тепловой режим привода по стандартным зависимостям для расчета теплового режима.

Предложенный в работе подход позволяет на этапе проектирования оценить работоспособность ВПР по критерию прочности, жесткости с помощью МКЭ.

Библиографическая ссылка

1. Limarenko G. N., Shevchugov M. V., Avramenko V. E., Masalsky G. B. Mechatronical module development on the basis of wave rack gear for working members drive of automatized machines // Journal of Siberian Federal University. Engineering & Technologies. 2013. № 2. С. 229-237.

Reference

1. Limarenko G. N., Shevchugov M. V., Avramenko V. E., Masalsky G. B. Mechatronical module development on the basis of wave rack gear for working members drive of automatized machines // Journal of Siberian Federal University. Engineering & Technologies. 2013. № 2. С. 229-237.

Секция

«КОНТРОЛЬ И ИСПЫТАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ»

УДК 620.1.05

МОДЕЛИРОВАНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ ШАРОВОГО ИНДЕНТОРА ПРИ УПРУГОМ ВНЕДРЕНИИ В ОБРАЗЕЦ

Н. Н. Автономов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Методом конечных элементов моделируются деформации шарового индентора при внедрении в плоский образец для возможности уменьшения вклада его деформаций в регистрируемую диаграмму «нагрузка-глубина внедрения». Обнаружена возможность некоторого уточнения результатов измерений за счет переноса точки измерения с верхней точки шара на боковую поверхность нижней полусферы.

Ключевые слова: неразрушающий метод, шаровой индентор, метод конечных элементов, диаграмма вдавливания.

SPHERICALINDENTER DEFORMATION MODELLING AT ELASTIC PENETRATION

IN A SAMPLE

N. N. Avtonomov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

The finite element method models spherical indenter deformations at penetration into a flat sample for possibility to reduce a contribution to its deformations for the registered chart of "penetration loading depth" type. Possibility of some specification of measurement results, at the expense of transfer of a measurement point from the sphere top point of a lateral surface of the bottom hemisphere is found.

Keywords: nondestructive method, spherical indenter, finite element method, cave-in chart.

Существующие схемы измерения перемещения шарового индентора относительно поверхности образца, как правило, не позволяют отследить момент начала пластического течения в малой зоне материала, поэтому был разработан и запатентован способ с базированием от верхней точки шара до поверхности образца [1]. Однако в размерную цепь все равно включен размер диаметра шара, который изменяется под нагрузкой в процессе испытания. Идеальным было бы измерение глубины внедрения точки шара, которая соприкасается с образцом, но это технически невозможно. Одним из способов повышения точности измерения может быть отсчет по боковой поверхности шара вблизи от точки касания.

Для исследования напряженно-деформированного состояния в зоне контакта шарового индентора и образца была использована прикладная программа MSС Nastran [2], реализующая численный метод конечных элементов. Материал шара - сталь ШХ15, образец -сталь 20К. Расчет выполнен для случая упругого поведения материалов. Контакт моделировали специальным элементов SLIDELINE. Расчетная схема показана на рис. 1, распределение интенсивности напряжений (по фон Мизесу) для одного из этапов нагру-жения - на рис. 2. На рис. 3 показаны зависимости перемещения точек шарового индентора в зависимости от уровня нагрузки.

Распределение напряжений на рис. 2 показывает, что область, в которой первоначально может наступать пластическое деформирование материала, находится под шаром и имеет малые размеры по сравнению с диаметром шара. Очевидно, что для регистрации

момента начала пластического течения в такой зоне необходима соответствующая точность измерительной системы.

Рис. 1. Расчетная схема

Рис. 2. Контакт шара и образца под действием нагрузки 50 % от номинальной

мм

Нагрузка в частях от номинальной

Рис. 3. Зависимость глубины вдавливания от приложенной нагрузки: 1 - точка касания шара с образцом; 2 - верхняя точка шара; 3 - точка под углом в 47о от точки касания шара

Сравнение перемещений точек шарового инденто-ра под нагрузкой (рис. 3) показывает, что верхняя точка шара перемещается почти в два раза больше, чем точка соприкосновения шара и плоскости образца, а точка на боковой поверхности шара перемещается несколько меньше (на 10-12 %), чем верхняя.

Произведенный численный анализ совместного деформирования шарового индентора и плоского образца показал, что измерение глубины вдавливания можно производить более точно (хоть и в не очень значительной степени, на 10-12 %) по сравнению с измерением от верхней точки. Эта возможность реализована в новой конструкции измерительной головки, выполненной Н. В. Карповым при дипломном проектировании.

Библиографические ссылки

1. Измерительная головка к твердомеру Бринелля для регистрации нагрузки и глубины вдавливания. Пат. на изобр. №: 2320974 / Автономов Николай Николаевич, Тололо Александр Вячеславович. 27.03.2008..

2. Шимкович Д. Г. Расчет конструкций в М8С/ Nastaran for Windows. ДМК Пресс, 2001.

References

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

1. Izmeritel'naja golovka k tverdomeru Brinellja dlja registracii nagruzki i glubiny vdavlivanija Pat. na izobr. № 2320974. Avtonomov Nikolaj Nikolaevich (RU), Tololo Aleksandr Vjacheslavovich (RU). 2008. 27 marta.

2. Shimkovich D. G., Raschet konstrukcij v MSC/Nastaran for Windows. DMK Press, 2001.

УДК 620.1.05

ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА К ТВЕРДОМЕРАМ С ОТСЧЕТОМ ОТ НИЖНЕЙ ПОЛУСФЕРЫ ИНДЕНТОРА

Н. Н. Автономов, Н. В. Карпов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Представлена конструкция измерительной головки к твердомеру Бринелля с измерением глубины внедрения индентора от точек нижней полусферы до поверхности образца.

Ключевые слова: неразрушающий метод, шаровой индентор.

THE MEASURING HEAD TO THE HARDNESS TESTER WITH COUNTING FROM THE LOWER HEMISPHERE OF THE INDENTER

N. N. Avtonomov, N. V. Karpov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

The design of a measuring head for Brinell durometer with the measurement of the depth ofpenetration of the in-denter from the points of the lower hemisphere to the surface of the sample is presented.

Keywords: nondestructive method, spherical indentor.

Неразрушающие методы с использованием инден-торов шарообразной формы для определения механических свойств материала [1] получили своё второе рождение после периода забвения в конце ХХ века

Неразрушающие методы позволяют определять механические свойства материала на полуфабрикатах и готовых изделиях без нарушения их целостности для вырезки образцов. Глубина отпечатков при определении механических свойств колеблется от 0,02 до 0,1 мм, что во многих случаях позволяет удалять их зачисткой. Эти методы являются локальными, так как дают возможность оценивать свойства материалов в небольшом объеме в точке диаметром примерно 1 мм.

Существующие схемы измерения перемещения шарового индентора относительно поверхности образца, как правило, не позволяют отследить момент начала пластического течения в малой зоне материала, поэтому был разработан и запатентован способ с базированием от верхней точки шара до поверхности образца [2]. Однако в размерную цепь все равно включен размер диаметра шара, который изменяется под нагрузкой в процессе испытания. Идеальным было бы измерение глубины внедрения точки шара, которая соприкасается с образцом, но это технически невозможно. Одним из способов повышения точности измерения может быть отсчет по боковой поверхности шара вблизи от точки касания. Численные расчеты процесса вдавливания шарового индентора показали, что для повышения чувствительности прибора необходимо измерять перемещения точек из нижней полусферы шарового индентора относительно плоской поверхности образца. В соответствии с этим была разработана новая схема измерения перемещения шара, и Н. В. Карповым была создана и исследована твердотельная модель конструкции в рамках дипломного проектирования.

Отличительными особенностями конструкции прибора (см. рисунок) являются следующие:

1. Измерения производятся от базы, которой является поверхность образца, на некотором удалении от лунки до нижней поверхности шара, обращенной к образцу. Это несколько снижает влияние деформаций шара на измерение глубины его внедрения.

2. Компактность, что позволяет использовать его в составе стандартного прибора Бринелля.

3. Использование адаптера к динамометру позволяет закреплять устройство в самых разных испытательных машинах типа твердомера Бринелля, универсальных испытательных машин, имеющих возможность испытаний на сжатие, и приспособления для испытаний крупногабаритных деталей.

4. Возможность автоматизации процесса измерения при помощи аналогово-цифрового преобразователя (АЦП) для ЭВМ, поскольку измерения производятся электрическим способом при помощи тензодат-чиков сопротивления.

Обработку результатов измерений можно производить по методике ВНИИ АС [1].

Предел пропорциональности спц и условного предела текучести с02 можно вычислить в наиболее опасном месте под шаром по аналитическим зависимостям, полученным Герцем, или по результатам расчетов методом конечных элементов в нелинейной постановке с учетом неизвестной зоны контакта и упругого поведения материалов до момента наступления текучести.

Разработанная конструкция обладает определенными преимуществами по сравнению с ранее разработанными конструкциями [2] и может быть рекомендована для использования в лабораторном практикуме «Экспериментальные методы механики» магистерской подготовки.

Измерительная головка для регистрации диаграммы «нагрузка-глубина внедрения шарового индентора» в разрезе. Основные части: 1 - шаровой индентор; 2 - динамометр с толкателем; 3 - адаптер; 4 - поддерживающая обойма; 5 - датчик перемещения; 6 - направляющий стержень; 7 - база отсчета перемещений

Библиографические ссылки

1. Руководящий документ. Инструкция по определению механических свойств металла оборудования атомных станций безобразцовыми методами по характеристикам твердости РД ЭО 0027-2005 / Федеральное агентство по атомной энергии. Федеральное государственное унитарное предприятие «Российский государственный концерн по производству электрической и тепловой энергии на атомных станциях» (ФГУП «Концерн «Росэнергоатом»).

2. Измерительная головка к твердомеру Бринелля для регистрации нагрузки и глубины вдавливания. Пат. на изобр. №:2320974 / Автономов Николай Николаевич, Тололо Александр Вячеславович. 27.03.2008.

References

1. Rukovodjashhij document. Instrukcija po opre-deleniju mehanicheskih svojstv metalla oborudovanija atomnyh stancij bezobrazcovymi metodami po harakter-istikam tverdosti RD JeO 0027-2005. Federal''noe agent-stvo po atomnoj jenergii. Federal'noe gosudarstvennoe unitarnoe predprijatie «Rossijskij gosudarstvennyj koncern po proizvodstvu jelektricheskoj i teplovoj jenergii na atomnyh stancijah» (FGUP «Koncern «Rosjenergoatom»).

2. Izmeritel'naja golovka k tverdomeru Brinellja dlja registracii nagruzki i glubiny vdavlivanija Patent na izo-bretenie №:2320974. Avtonomov Nikolaj Nikolaevich, Tololo Aleksandr Vjacheslavovich. 2008. 27 marta.

УДК 629.78.018

АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ОГРАНИЧИВАЮЩИХ ФАКТОРОВ НА АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ПРИ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ КОМПОНЕНТОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В МАЛОГАБАРИТНЫХ ТЕРМОБАРОКАМЕРАХ

Т. Ю. Бобылев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Приводится анализ влияния различных факторов на возможность автоматического регулирования температурных процессов при тепловых испытаниях в малых термобарокамерах.

Тепловые испытания космического аппарата, ПИД-регулятор, система автоматического регулирования, термобарокамера.

THE INFLUENCE ANALYSIS OF LIMITING FACTORS ON TEMPERATURE AUTOMATIC CONTROL AT THERMAL TESTS OF SPACE VEHICLES COMPONENTS IN SMALL

THERMOVACUUM CHAMBERS

T. J. Bobylev

JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The influence analysis of various factors on a capability of temperature automatic control processes is resulted at thermal tests in small thermovacuum chambers

Thermal tests of the space vehicle, the PID-regulator, the automatic control system, the thermovacuum chambers

Космический аппарат в режиме штатной эксплуатации подвергается множеству разнообразных физических воздействий, среди которых одно из самых сложных, с точки зрения как моделирования, так и тяжести последствий перерегулирования реакции КА на влияние такого фактора, - тепловое воздействие.

Штатным испытаниям может подвергаться как аппарат целиком, так и его компоненты.

Для выполнения задач испытаний на тепловое воздействие необходимо соблюдение теплофизиче-ских характеристик космической среды, для чего испытания проводятся в специальных наземных испытательных комплексах (НКИ), основой которых является термобарокамера (ТБК) [1].

Автоматическое регулирование температуры при тепловых испытаниях в крупногабаритных термобарокамерах выполняется частично по причине сложности контроля процесса инерции и перекрестного воздействия имитаторов тепловых потоков в масштабе целого КА, когда как в малогабаритных камерах, в основном с применением ПИД-регулирования, процесс в достаточной степени регулируем автоматически.

Комплекс НКИ для испытания малогабаритных компонентов КА включает:

• термобарокамеру (герметичная металлоконструкция);

• вакуумооткачную систему;

• испытательный стенд (прямоугольный стол, устанавливается внутри термобарокамеры);

• системы охлаждения: о воздухом;

о жидким азотом;

• систему нагрева (лампы накаливания);

• средства контроля и наблюдения (датчики температуры, вакуумметры и т. п.);

• криоэкран (опционально, на некоторых НКИ).

Испытания представляют собой последовательный

переход от одной крайней температуры к другой, с некоторой временной выдержкой у крайних значений. При проведении испытания в малой термобарокамере на испытательный стенд устанавливается испытываемое изделие, которым может быть малый компонент КА, на котором предварительно закрепляется датчик или небольшое количество датчиков температуры. Во время испытания изделие подвергается воздействию вакуума (10-5 Торр), а также системы нагрева - ламп накаливания и охлаждающего вещества, подаваемого по трубам, прикрепленным с тыльной стороны испытательного стенда [2].

В малогабаритных камерах испытываются различные элементы КА, среди подобных испытаний можно отметить, например, ресурсные испытания, целью которых является исследование длительного влияния на компоненты КА различных температур, термоста-тирование, термоциклирование, испытания на термостарение и прочие. Стандартным допуском темпера-

туры является значение в 3 °С, и превышение заданного значения недопустимо.

В НКИ небольшого объема для управления температурой используется система автоматического регулирования на основе ПИД-регулятора, поскольку практически всегда возможно построить систему отношений: один «вход» (нагреватель или группа нагревателей) - один «выход» (датчик или группа датчиков температуры). Для техпроцессов подобной структуры ПИД-регулирование показывает себя наилучшим образом, с учетом температурных допусков.

Естественным ограничением применения ПИД-регуляторов является внешнее возмущение, но единственным подобным воздействием при тепловых испытаниях в малогабаритных КА является реакция испытываемого компонента КА на воздействие вакуума и температуры. И поскольку данная статическая составляющая (условие испытаний) является в данном случае константой, то может не учитываться.

В ресурсных испытаниях, как и в некоторых других, сам объект испытания является активным, имитируя во время испытания свою штатную работу в составе КА. При таком режиме работы компонент КА сам является выделителем тепла, и ПИД-регу-лирование для такого вида испытания используется в ограниченном виде, подстраивается вручную под программу испытания.

Существенный диссонанс в процесс регулирования температуры вносит так называемое «гажение» определенных видов материалов и соединений, при нагреве которых выделяются летучие вещества. Подобные процессы могут привести к непредсказуемому и резкому изменению температуры, что может нарушить режим испытания. Статистика показывает, что данный вид возмущения в некоторых случаях значителен и должен учитываться. Облегчает ситуацию относительно небольшое количество изделий, подвергаемых подобным испытаниям. Дальнейшие исследования говорят о том, что в большинстве случаев «га-жение» после начала испытания начинает постепенно спадать, таким образом, позволяя проводить автоматически ту часть испытания, которая следует за «обезгаживанием».

Таким образом, тепловые испытания, проводимые в малогабаритных термобарокамерах, представляя собой упрощенный и более специфичный вариант тепловых испытаний, проводимых в НКИ большего размера на основе существующих средств автоматизации, практически полностью автоматизированы на основе построения систем автоматического регулирования. По результатам анализа можно сказать, что простейшая одноконтурная система автоматического регулирования на основе ПИД-регулятора вполне способна справится с 80 % видов и типов тепловых испытаний для НКИ рассматриваемого типа. Некоторым ограничением может являться материал и покрытие исследуемых образцов. Исследования показыва-

ют, что пористые, окрашенные и прочие материалы, при нагреве которых выделяются летучие вещества, влияющие на теплообмен в НКИ, за редким исключением могут испытываться в малогабаритных ТБК наравне с прочими изделиями космической промышленности - практически автоматически.

Библиографические ссылки

1. Нусинов М. Д. Воздействие и моделирование космического вакуума. М. : Машиностроение, 1982. 176 с.

2. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов / Э. И. Андреев, Н. А. Афанасьев,

В. М. Гуля, К. А. Коптелов. Красноярск-26 : НПО ПМ, 1991. 95 с.

References

1. Nusinov M. D. Vozdejstvie i modelirovanie kos-micheskogo vakuuma. M. : Mashinostroenie. 1982. 176 s.

2. Andreev Je. I. Rukovodstvo dlja konstruktorov po obespecheniju teplovyh rezhimov / Je. I. Andreev, N. A. Afanas'ev, V. M. Gulja, K. A. Koptelov. Krasnojarsk-26 : NPO PM, 1991. 95 s.

УДК 621.3.019.3

ПРОВЕДЕНИЕ ИСПЫТАНИЙ ОБЖИМНЫХ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ СОЕДИНЕНИЙ С ЦЕЛЬЮ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИХ СВОЙСТВ И НАДЕЖНОСТИ

И. С. Васильев1, С. В. Ефремов1, С. Б. Сунцов1, В. С. Ким2

1 ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 Е-mail: [email protected] 2Национальный исследовательский Томский политехнический университет Россия, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 30. E-mail: [email protected]

Приведены результаты расчета переходного электрического сопротивления обжимных электрических соединений, которые находятся в хорошем согласии с экспериментальными данными. Показано, что по механическим и электрическим характеристикам обжимные электрические соединители могут применяться в более жестких условиях. Обсуждаются начальные результаты ускоренного старения обжимных контактов. На основании данных дальнейшего экспериментального исследования обжимных контактов предложено создать полуэмпирическую модель, позволяющую прогнозировать поведение новых конструкций обжимных электрических контактов в процессе эксплуатации.

Ключевые слова: обжимные электрические соединения, испытания, электрические и механические характеристики, надежность.

TESTING OF CRIMPED ELECTRIC CONNECTIONS FOR DETERMINATION OF THEIR PROPERTIES AND RELIABILITY

I. S. Vasil'ev1, S. V. Efremov1, S. B. Suntsov1, V. S. Kim2

1 JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. Е-mail: [email protected]

2Tomsk National Research Polytechnic University 30, Lenin Ау., Tomsk, 634050, Russia. E-mail: [email protected]

The article provides results of crimped electric connections' transient resistance calculations. Calculation results show good convergence with experimental data. It was demonstrated that mechanical and electrical performances of crimped connectors allow usage in tougher conditions. Primary results of crimped pins accelerated aging are discussed. On the basis of further experimental data concerning crimped pins, it is proposed to create a semiempirical model allowing to predict the behaviour of new crimped pin designs during operation.

Keywords: crimped electrical connections, tests, electrical and mechanical characteristics, reliability.

Космический аппарат (КА) состоит из множества систем. Одной из таких систем является бортовая кабельная сеть (БКС) КА, которая связывает оборудование КА, обеспечивая электропитание и обмен информацией. Обеспечение надежности БКС является важным фактором для надежного функционирования КА.

БКС состоит из множества элементов. Одним из таких элементов являются обжимные контакты соединителей и обжимные сростки. Внедрение в ОАО «ИСС» в начале 2000-х годов электрического монтажа методом обжима повысило эффективность изготовления БКС. Надежность обжимных соединений

подтверждена работой множества КА. Для увеличения ресурса обжимных соединений необходимы дополнительные исследования.

Так как базовой характеристикой контакта является величина переходного сопротивления, проведем расчет данной величины. Такой расчет необходим для задания начальных условий при дальнейшем моделировании изменения характеристик во время эксплуатации.

Изготовление обжимных соединений сопровождается проведением обязательных контрольных испытаний [1]. Результаты данных испытаний приведены в табл. 1 [2].

Таблица 1

Результаты испытаний образцов обжимных электрических соединений

№ Максимальное падение напряжения, мВ Величина испытательного тока, А Продольное усилие, Н Металлография

1 1,4 5 54,63 -

2 1,7 5 53,29 -

3 2,1 5 52,00 -

4 1,8 5 - 3,55

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

5 1,4 5 - 6,4

6 2,0 5 - 4,4

Результаты испытаний механических и электрических характеристик [2] показывают, что обжимные соединения полностью удовлетворяют существующим требованиям [1].

Для разработки полуэмпирической модели контакта рассчитаем характеристики контактирующих поверхностей. Сперва найдем необходимую теоретическую величину усилия обжатия, соответствующую номеру позиции переключателя обжимного инструмента и геометрическим параметрам контактов, ее можно рассчитать по формуле (1) [3]:

Рк = 1,05-а,

1 +1 - / -

3

1 1

—+ —

£ ё

■к

= 1078 Н/мм2, (1)

меди: / = 1,35 ); 10 - длина области хвостовика контакта, на которую прикладывается усилие, (10 = 1,9 мм); ё - внешний диаметр хвостовика контакта, мм (ё = 1,73 мм [4]); £ - толщина стенки хвостовика контакта, мм (£ = 0,53 мм, определяется согласно [4]).

Используя геометрические параметры контактов и проводов, а также данные табл. 1, определим общую величину сопротивления Якобщ электрического контакта при выполнении контрольных испытаний [1] и теоретическое сопротивление на длине измеряемого участка Я1пр, а также величину Япер как разницу Як.общ и Д.пр.

Для определения количества а-пятен в области обжатия воспользуемся (2) [5]:

N = -

п - р

4 - «пер - Рк

(2)

Определим теоретический радиус а-пятна в облас ти обжатия с помощью (3) [5]:

Р

а п =-

2 - N - Я,

мм.

(3)

пер

Определим теоретическую величину сопротивле ния стягивания Яс одного а-пятна [5]:

Р

Яс =-

2 - а п

, Ом.

(4)

где а, - предел текучести, МПа (для меди а, = 340 МПа); / - коэффициент сухого трения (для

Используя вышеуказанные выражения и данные табл. 1, получим результаты расчетов, приведенные в табл. 2.

В настоящее время также проводится термоцикли-рование обжимных соединений в диапазоне температур от -110 до +120 оС и давлением 10-5 Па с целью определения их максимальной степени надежности. Проведено 622 цикла изменения температуры. Среднее уменьшение контактного сопротивления составило до 1 %, что указывает на высокую устойчивость обжимных соединений к воздействию факторов эксплуатации.

По изменению характеристик во время испытаний будет построена полуэмпирическая модель контакта, которая будет применяться для прогнозирования изменения характеристик перспективных конструктивных решений с меньшими экономическими затратами.

Расчетные параметры области контакта

Таблица 2

№ образца Количество а-пятен, шт Радиус а-пятна, мм Площадь а-пятна, мм2 Як. общ, мОм Я/.пр, мОм Япер, мОм Яс а-пятна, Ом

1 2 341 0,020 1,355 ■ 10-3 0,28 0,177 0,415

2 1 306 0,027 2,427 ■ 10-3 0,34 0,237 0,310

3 730 0,037 4,340 ■ 10-3 0,42 0,102 0,317 0,232

4 1 111 0,030 2,854 ■ 10-3 0,36 0,257 0,286

5 2 341 0,020 1,355 ■ 10-3 0,28 0,177 0,415

6 832 0,034 3,810 ■ 10-3 0,4 0,297 0,248

Библиографические ссылки

1. БС88-Р-8Т-70-26С. Гарантирование космической продукции. Обжимка высоконадежных электрических соединений. Европейская Кооперация по Космической стандартизации, 2008. 41 с.

2. Васильев И. С., Ким В. С., Ефремов С. В. Надежность электрических соединений в бортовой кабельной сети перспективных космических аппаратов // Науковедение. 2013. № 3.

3. Патент РФ № 2008127119/09, 03.07.2008 / Леонтьев И. В., Гусев Л. Г., Кузьмин В. В. Способ опрес-

совки кабельных наконечников методом радиального прессования : Патент России № 2366049. 2009. Бюл. № 24.

4. Детальная спецификация ESCC № 3401 005. Контакты, электрические, обжимные для соединителей 3401/002. 5-е изд. 2009. Июнь. 18 с.

5. Сафонов А., Сафонов Л. Радиочастотные электрические соединители. Вопросы теории и состояния развития производства // Технологии в электронной промышленности. 2010. № 5.

References

1. ECSS-Q-ST-70-26C. Garantirovanie kosmicheskoj produkcii. Obzhimka vysokonadezhnyh jelektricheskih soedinenij. Evropejskaja Kooperacija po Kosmicheskoj standartizaii. 2008. 41 s.

2. Vasilyev I. S., Kim V. S., Efremov S. V. Nadezhnost' jelektricheskih soedineniy v bortovoy kabel'noy seti perspektivnih kosmicheskih apparatov // Naukovedenie. 2013. № 3.

3. Patent RF № 2008127119/09, 03.07.2008. Leont'ev I. V., Gusev L. G., Kuz'min V. V. Sposob opressovki kabel'nyh nakonechnikov metodom radial'nogo pressova-nija // Patent Rossii № 2366049. 2009. Bjul. № 24.

4. Detal'naja specifikacija ESCC № 3401 005. Kon-takty, jelektricheskie, obzhimnye dlja soedinitelej 3401/002. 5-e izd. 2009. Ijun'. 18 s.

5. Safonov A., Safonov L. Radiochastotnye jelektricheskie soediniteli. Voprosy teorii i sostojanija razvitija proizvodstva // Tehnologii v jelektronnoj promyshle-nnosti. 2010. № 5.

УДК 629.78.048.7

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАБОЧЕГО МЕСТА ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ТЕРМОБАЛАНСНЫХ И ЭЛЕКТРОТЕРМОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ КА НЕГЕРМЕТИЧНОЙ КОМПОНОВКИ НА БАЗЕ ПЛАТФОРМЫ «ЭКСПРЕСС-2000»

А. Ю. Вшивков, Е. Н. Головенкин, А. П. Колесников, С. А. Ганенко

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Описаны особенности проектирования, организации и сборки рабочего места термовакуумных испытаний с учетом тактико-технических особенностей платформы «Экспресс-2000».

Ключевые слова: проектирование рабочего места, термовакуумные испытания.

METHODOLOGICAL ASPECTS OF WORKPLACE DESIGN FOR THERMAL BALANCE AND ELECTRIC THERMAL VACUUM TESTS OF NONHERMETIC SPACECRAFT BASED

ON "EXPRESS-2000" PLATFORM

A. Iu. Vshivkov, E. N. Golovenkin, A. P. Kolesnikov, S. A. Ganenko

JSC "Academician M. F. Reshetnev "Information Satellite Systems" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The features of workplace designing, organization and assembly for TVAC with consideration of tactical and technical features of "Express-2000"platform are described.

Keywords: design of the workplace, thermal vacuum tests.

Процесс проведения термобалансных и электро-термовакуумных испытаний является одним из ключевых при наземной экспериментальной отработке космического аппарата. Ведь именно при термовакуумной отработке можно дать окончательное заключение о готовности большинства систем КА к функционированию по целевому назначению после имитации воздействия в наземных условиях факторов космического пространства. В процессе проектирования рабочего места наземного испытательного комплекса очень важно понимать объем и продолжительность экспериментальных исследований с объектом испытаний, так как исходя из этих факторов определяется объем технологического оборудо-

вания, требуемого для осуществления данной процедуры.

Космические аппараты, спроектированные на платформе «Экспресс-2000», такие как «Экспресс-АМ5», «Экспресс-АМ6», «Ямал-401», относятся к классу тяжелых, энергоемких, с длительным сроком активного существования - более 15 лет. Количество активных каналов (транспондеров) может быть более сотни, а бюджет энергетических характеристик превышать 14 КВт. В процессе проведения термовакуумной проверки таких КА для сдачи заказчику должны быть отработаны следующие этапы: термобалансные испытания (участок выведения, режимы начальной ориентации, режим аппаратной солнечной ориента-

ции, холодный старт и орбитальное функционирование, холодный и горячий случаи); обезгаживание полезной нагрузки и электротермовакуумные испытания (циклирование бортовой аппаратуры в условиях, соответствующих максимально и минимально возможным квалификационному уровню). Таким образом, суммарная продолжительность всех процедур может занимать более одного месяца.

При проектировании рабочего места должно быть также учтено, что проверка КА в условиях, создаваемых в термобарокамере [1], должна предусматривать наличие различного вспомогательного, резервного и сопутствующего (отвечающего за отсутствие тех или иных частей КА) оборудования. Основной проблемой при этом является грамотная компоновка и интеграция технологических систем с системами термобарокамеры и КА. К примеру, для снятия информации с высокочастотных трактов, а также для управления и подачи питания на ретранслятор используется сеть коаксиальных высокочастотных и низкочастотных кабелей, подключенных через переходники и тестовые ответвители от спутника до комплексной проверочной аппаратуры. Для того чтобы влияние кабельной сети на КА было минимальным и показания ВЧ-характеристик были достоверны, требуется достаточно точно спроектировать их длину и расположение в камере, а также обеспечить их тепловой режим средствами активных и пассивных элементов обеспечения (ЭВТИ, секции ЭО основные и резервные). Также при прокладке кабельной сети (любой) следует учитывать взаимное расположение систем имитации тепловых потоков и криогенных экранов, в противном случае непосредственно при испытаниях существует большой риск оплавления или замораживания оплетки-изоляции кабелей с последующим замыканием и, как следствие, остановкой испытаний. При проведении процедур термоциклирова-ния, обезгаживания и ряда режимов орбитального функционирования требуется включать космический аппарат как в режимы, соответствующие максимальной загрузке ретранслятора, так и поканально в целях верификации ВЧ-сигнала. В конфигурации КА для ТВИ не предусмотрено наличие облучающих систем, антенн и т. д., поэтому для съема мощности с изделия применяются поглощающие нагрузки с водяной системой охлаждения, которые стыкуются к штатным вол-новодным трактам через технологические волноводы. Если для компактных, сравнительно невысокой мощности спутников на базе платформы «Экспресс-1000» количество волноводов и поглощающих нагрузок не превышает четырех и их, с учетом водяного контура, можно расположить в верхней части изделия, то для КА на базе платформы «Экспресс-2000» их количество вырастает в разы (для КА «Экспресс-АМ5» и «Экс-пресс-АМ6» по 23 нагрузки и волновода). Таким образом, спроектировать схему с расположением нагрузок суммарной массой более 100 кг и системой охлаждения непосредственно на аппарате не представляется конструктивно возможным. Для выполнения поставленной задачи используются системы волноводных переходных трактов, тянущихся от астроплаты КА с тех сторон аппарата, где их влияние на него минимально, до специально сконструированных переходных плат с на-

грузками, которые крепятся к основанию вакуумной камеры. Дополнительно на основании термобарокамеры в специальные желоба устанавливаются гибкие бронированные шланги системы водяного охлаждения с системой резервного обогрева и температурными сенсорами. Жидкостный тракт через внутрикамерные интерфейсы стыкуется к теплообменнику производительностью до 14 КВт. Для предотвращения переохлаждения при возможном возникновении нештатных ситуаций на технологические волноводные тракты и поглощающие нагрузки также устанавливаются системы электрообогревателей (основные и резервные) и температурные датчики, а на панель с поглощающими нагрузками надевается теплоизоляция.

Любая испытательная оснастка, использующаяся внутри термобарокамеры и играющая роль элементов раскрепления, поддержки или обезвешивания, должна минимально влиять на окружающее пространство и КА в целом, все элементы должны быть обезгажены и не иметь замкнутых полостей во избежание скачков давления. При проведении операции «обезгаживание ретранслятора» внутри приборного отсека спутника должны быть дополнительно установлены сенсоры измерения давления, причем места установки должны быть спроектированы так, чтобы не оказывалось воздействия ни на функционирование полезной аппаратуры, ни на ее тепловой режим. Для платформы «Экспресс-2000», ввиду высокой плотности компоновки ретрансляционного оборудования, были разработаны специальные кронштейны, позволяющие надежно, под нужным углом зафиксировать технологические сенсоры измерения давления на безопасной дистанции от оборудования.

Для измерения всех дополнительных параметров и комплексного управления технологическими системами электрообогрева используется специализированное программное обеспечение ПО СУИТП, функционирующее автономно от штатного и допускающее применение его в качестве резервного [2] для сохранности КА при каком-либо отклонении от нормального функционирования.

Таким образом, в процессе подготовки летного прототипа КА, сконструированного на базе платформы «Экспресс-2000», к термовакуумным испытаниям предусматривается ряд аспектов, без которых невозможно качественно провести экспериментальную наземную тепловую отработку.

Библиографические ссылки

1. Вшивков А. Ю., Легостай И. В. и др. Методология имитации внешних воздействий при проведении комплекса термовакуумных испытаний на примере непилотируемого навигационного космического летательного аппарата // Новые материалы и технологии в ракетно-космической технике : материалы I Всерос. молодеж. конф. г. Москва. М., 2011.

2. Вшивков А. Ю., Головенкин Е. Н. Современное программное обеспечение для автоматизации тепловых процессов при проведении термовакуумной отработки перспективных КА // Решетневские чтения : материалы XV Междунар. науч. конф., Красноярск, 2012.

References

1. Vshivkov A. Ju., Legostaj I. V. i dr. Metodologija imitacii vneshnih vozdejstvij pri provedenii kompleksa termovakuumnyh ispytanij na primere nepilotiruemogo navigacionnogo kosmicheskogo letatel'nogo apparata // Novye materialy i tehnologii v raketno-kosmicheskoj tehnike : materialy I Vserossijskoj molodjozhnoj konfer-encii. g. Moskva, 2011.

2. Vshivkov A. Ju., Golovenkin E. N. Sovremennoe programmnoe obespechenie dlja avtomatizacii teplovyh processov pri provedenii termovakuumnoj otrabotki perspektivnyh KA // Reshetnevskie chtenija : мaterialy XV Mezhdunarodnoj nauchnoj konferencii. g. Krasnojarsk, 2012.

Ганенко С. А., 2013

УДК 621.983.777

МОДЕЛЬ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ РЕЛАКСАЦИОННОЙ СТОЙКОСТИ ТАРЕЛЬЧАТЫХ ПРУЖИН ПО УРОВНЮ СИГНАЛОВ АКУСТИЧЕСКОЙ ЭМИССИИ

Г. А. Данилин1, Е. Ю. Ремшев1 , Д. В. Метляков2, Л. Г. Черный2, А. В. Титов1

1 Балтийский государственный технический университет «Военмех» имени Д. Ф. Устинова Россия, 190005, г. Санкт-Петербург, ул. 1-я Красноармейская, 1

2ОАО «Научно-производственное предприятие «Пружинный центр» Россия, 197342, г. Санкт-Петербург, Красногвардейский переулок, д. 23, литера Н

На основании результатов экспериментального исследования установлены закономерности изменения уровня сигналов акустической эмиссии в зависимости от наличия и развития дефектов, релаксационной стойкости и микроструктуры тарельчатых пружин на этапе их изготовления и предэксплуатационных испытаний, установлены критерии оценки микроструктуры титанового сплава ВТ23 на основе уровня сигналов акустической эмиссии. Построены двухфакторные математические модели прогнозирования для количественной оценки релаксационной стойкости тарельчатых пружин (из стали 60С2А и титанового сплава ВТ23) в зависимости от уровня сигналов акустической эмиссии.

Ключевые слова: прогнозирование, акустическая эмиссия, упругий элемент, релаксация, моделирование.

FORECASTING MODEL OF RELAXATION RESISTANCE OF BELLEVILLE SPRINGS ON THE LEVEL OF THE ACOUSTIC EMISSION SIGNALS

G. А. Danilin1, Е. Y. Remshev1, D. V. Metlyakov2, L. G. Cherniy2, А. V. Titov1

Baltic State Technical University «Voenmekh» named after D. F. Ustinov 1, 1-St Krasnoarmeyskaya str., Saint-Petersburg, 190005, Russia 2Scientific-Production Enterprise «Spring center» 23, letter N, Krasnogvardeysky pereulok, Saint-Petersburg, 197342, Russia

Based on the results of the experimental study of the regularities of changes in the level of acoustic emission signals depending on the availability and development of defects, relaxation resistance and microstructure of disk springs during their manufacture and preoperational tests, assessment criteria for the titanium alloy vt23 microstructure are developed on the basis of the level of acoustic emission signals. Two-factor mathematical models to predict the quantitative assessment of relaxation resistance disc springs (steel 60С2А and titanium alloy vt23 high) depending on the level of the acoustic emission signals are built.

Keywords: forecasting, acoustic emission, elastic element, relaxation, modeling.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Одним из основных показателей надежности и эффективности упругих элементов является релаксационная стойкость. Для тарельчатых пружин (ТП) это неизменность нагрузки сжатия в установленных пределах в течение заданного времени эксплуатации. Существующая методика оценки релаксационной стойкости ТП заключается в построении релаксационной кривой по результатам измерений силы поджа-тия при предварительной деформации пружины (для ТП 0,2 53, ГОСТ 3057) до и после циклических нагрузок. Количество циклов в интервале требуемых нагру-

зок назначается в соответствии с технической документацией на изделие. По результатам испытаний и изменению силы выборочной партии пружин делается вывод о релаксационных свойствах всей партии. Недостатками такой методики являются: 1) оценка релаксационной стойкости выборочной партии пружин и невозможность использования контрольной партии пружин для дальнейшей эксплуатации; 2) отсутствие возможности прогнозирования релаксационных свойств каждой пружины на длительный срок эксплуатации; 3) значительная трудоемкость и

энергозатраты, связанные с осуществлением контроля. На производстве в настоящее время практически не применяют неразрушающие методы оценки важнейших показателей по надежности и долговечности, неизменности основных характеристик, а также релаксационной стойкости на длительный период эксплуатации до 25-30 лет. Поэтому одной из важнейших задач является разработка методов количественной оценки (прогнозирования) эксплуатационных свойств упругих элементов на стадии предэксплуата-ционной подготовки изделия.

Результаты экспериментального исследования [1; 2] доказали наличие закономерностей между параметрами акустической эмиссии (АЭ) на этапе заневоли-вания и релаксационной стойкостью в процессе циклических испытаний ТП. Для количественной оценки (прогнозирования) релаксации ТП проведен планируемый многофакторный эксперимент, целью которого являлось построение математических моделей прогнозирования релаксационной стойкости ТП. Теория планирования эксперимента предполагает использование математических моделей, пригодных для любых экспериментов, т. е. для любых откликов и факторов [3-5]. Функцией отклика, характеризующей релаксационные свойства ТП, принята величина релаксации силы сжатия ТП (Я) при деформации

5 = 0,2 • :

Я =

( Р Л

1 _ конеч.

Р™

•100 %,

(1)

Жобщ72 - общее количество импульсов АЭ в процессе заневоливания ТП в течение 72 часов (занево-ливание). На каждую пружину устанавливали датчик АЭ и регистрировали сигналы АЭ (см. рисунок). Построение двухфакторных математических моделей проводили для двух типов ТП: из рессорно-пружин-ной стали 60С2А и титанового сплава ВТ23.

Т - время эксплуатации ТП - оценивали по количеству циклических нагружений (С); устанавливает максимально возможное количество 10 000 циклов для ТП 2-го класса. При эксплуатации ТП количество циклов в интервале рабочих нагрузок является эквивалентом времени эксплуатации (Т). Необходимо отметить, что на практике встречаются разные требования к эксплуатации ТП. У одних ТП в течение 25-30 лет эксплуатации вырабатывается максимально возможный ресурс 9 000-10 000 циклов, у других ТП за 25-30 лет эксплуатации вырабатывается меньшее число циклов (например, 3 000). Минимальное количество циклов (Сшт) принято равным 1-10 циклам (процесс подготовки и установки ТП в узел эксплуатации) (Т = 0 лет). Результаты двухфакторного планируемого эксперимента позволили построить уравнение регрессии для прогнозирования релаксационной стойкости ТП из рессорно-пружинной стали 60С2А:

Я = 2,22•Ю-2 + 1,42•Ю-2 • Жобщ.72 + + 2,14 • 10_2 • Т + 1,43 •Ю-2 • Мобщ712 • Т _

где Рначал - значение силы сжатия ТП при деформации 5 = 0,2 • 53, после операции «заневоливания» технологического процесса изготовления ТП; Рконеч -значение силы сжатия ТП при деформации 5 = 0,2 • 53 после 9 000 циклов в интервале циклических нагрузок 100...160 кН.

На основе анализа требований, предъявляемых к ТП, и результатов экспериментального исследования выделены основные факторы, влияющие на релаксацию силы (Я ). Факторы математической модели:

1) ^общ72 - общее количество импульсов АЭ N в

процессе заневоливания ТП в течение 72 часов;

2) Т - время эксплуатации ТП (эквивалентом которого является С - количество циклов в интервале нагрузок 100.160 кН).

_ 2,6•Ю-3 • N2общ.72 + 6•ю-

и титанового сплава ВТ23:

Я = 1,4 -10-5 + 9,7 -10-5 • N^.72 + +19,2•Ю-5 • Т + 6,4•Ю-5 • Nобщ.72 • Т--8,3•Ю-5 • N2общ.72 + 5,7•Ю-5 • Т2.

(2)

(3)

Для анализа полученных математических моделей прогнозирования релаксационной стойкости ТП из стали 60С2А и титанового сплава ВТ23 построены графические закономерности изменения функции отклика (релаксации ТП) от выбранных факторов (уровень сигналов на этапе заневоливания и время эксплуатации). На рисунке представлены регрессионные зависимости релаксационной стойкости (Я ) от уровня сигналов АЭ (^бщ 72).

а б

Графическая интерпретация закономерности изменения релаксационной стойкости ТП во времени: а - ТП из стали 60С2А; б - ТП из сплава ВТ23; 1 - релаксационная кривая ТП с максимальным уровнем сигналов АЭ; 2 - релаксационная кривая ТП с минимальным уровнем сигналов АЭ; 3 - экстраполяция релаксационной кривой

для ТП с запредельнь

Сделаны некоторые выводы:

1. Предложенная математическая модель позволяет на этапе технологического заневоливания по уровню сигналов акустической эмиссии рассчитать релаксацию пружин в течение заданного срока эксплуатации.

2. Экспериментальные результаты и математическое моделирование показали, что ТП из пружинной стали 60С2А с большей интенсивностью склонны к релаксации (Я < 7 % ), чем из титанового сплава ВТ23( Я < 2,2 %) при циклических испытаниях (9 000 циклов) в пределах нагрузок 100.. .160 кН.

3. Разработанная методика оценки релаксационной стойкости может быть использована в производстве пружин разных конструкций.

Математические модели прогнозирования релаксационной стойкости ТП являются составной частью методики оценки качества и прогнозирования релаксационной стойкости ТП методом АЭ [1; 2]. Разработанная методика имеет ряд преимуществ по сравнению с существующей: методика встраивается в технологический процесс изготовления тарельчатых пружин; проверке подвергается каждая ТП изготовленной партии; разработанная методика требует меньше временных, энергетических и материальных затрат; позволяет качественно оценить наличие дефектов в материале пружины; оценить уровень релаксационной стойкости ТП в течение длительного периода эксплуатации; рассчитать значение релаксации на определенном этапе эксплуатации; позволяет контролировать режимы термической обработки (оценивать величину зерна и состав фаз титанового сплава ВТ23).

уровнем сигналов АЭ

Библиографические ссылки

1. Данилин Г. А., Титов А. В., Ремшев Е. Ю. Методика прогнозирования релаксационной стойкости тарельчатых пружин на основе излучения сигналов акустической эмиссии // Металлообработка. 2011. № 2. С. 17-21.

2. Данилин Г. А., Метляков Д. В., Конев С. Ю., Черный Л. Г., Титов А. В., Ремшев Е. Ю. Оценка релаксационной стойкости тарельчатых пружин на основе метода акустической эмиссии // Деформация и разрушение материалов. 2012. № 3. С. 19-24.

3. Мышкис А. Д., Элементы теории математических моделей. 3-е изд., испр. М. : КомКнига, 2007. 192 с.

4. Блехман И. И., Мышкис А. Д., Пановко Н. Г. Прикладная математика: Предмет, логика, особенности подходов. С примерами из механики : учеб. пособие. 3-е изд., испр. и доп. М. : УРСС, 2006. 376 с.

5. Введение в математическое моделирование : учеб. пособие / под ред. П. В. Трусова. М. : Логос, 2004.

References

1. Danilin G. А., Titov А. V., Remshev Е. Y. Metal-loobrabotka. 2011. № 2. pp. 17-21.

2. Danilin G. А., Titov А. V., Remshev Е. Y. Defor-maciya i razrushenie materialov. 2012. № 3, pp. 19-24.

3. Mishkis A. D. Elementi teorii matematicheskih modelei. 2007, 192 p.

4 .Blehman I. I., Mishkis A. D., Panovko N. G. Prikladnaya matematika. URSS, 2006. 376 p.

5. Trusov P. V. Vvedenie v matematicheskoe modeli-rovanie. Logos, 2004. 425 p.

УДК 621.384

К ВОПРОСУ ВЫПОЛНЕНИЯ ЭЛЕКТРОННО-ЛУЧЕВОЙ СВАРКИ КОРПУСОВ РАКЕТ

Б. А. Евтушенко

ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29. E-mail: [email protected]

Рассматриваются возможные способы выполнения электронно-лучевой сварки на деталях, имеющих некачественную механическую обработку сварочных кромок.

Ключевые слова: сварка, ремонт.

TO THE ISSUE OF ELECTRON-BEAM WELDING PRODUCTION OF ROCKET BODIES

B. A. Evtushenko

JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant» 29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, Russia 660014. E-mail: [email protected]

Possible ways to produce the electron beam welding to the parts with low-quality machining welding edges are presented.

Keywords: welding, maintenance.

В настоящее время выполнение соединений корпусов и вварных элементов изделий ракетно-космической техники способом электронно-лучевой сварки является предпочтительным ввиду более высокого качества сварки и меньших по сравнению с аргонно-дуговой и импульсной сваркой размеров зон разнагартовки и, соответственно размеров сварочных кромок [1].

Однако применение данного вида сварки требует более точной и качественной механической обработки сварочных кромок. В частности, [2] устанавливает максимально допустимые отклонения от плоскости и перпендикулярности сварочных кромок в 0,15 мм.

На практике такие точности труднодостижимы ввиду несовершенства процессов мехобработки, изложенных в [3]. Описанные там же пути ее совершенствования труднодостижимы в краткосрочной перспективе или при массовом производстве.

Анализ дефектов мехобработки показал, что основным отступлением при обработке сварочных кромок сварных элементов является провал отверстия под вварной элемент в обечайке. Основным дефектом кромок при сварке обечаек между собой являются отклонения по плоскостности сварочных кромок. Основной дефект сварки при подобных отступлениях -недопустимое занижение сварного шва, вызван недостатком металла в зоне сварки.

Смысл ремонта заключается во внесении в зону сварки необходимого металла, поэтому для исправления таких дефектов обычно применяют специально изготовленную с учетом допущенных ранее отступлений ответную часть (вварной большего диаметра) или выполняют сварное соединение «как есть», в дальнейшем выполняя местный ремонт полученных сварочных дефектов аргоно-дуговой сваркой в среде защитных газов, имеющей большую ширину сварного шва.

Дополнительно, было установлено, что подавляющая часть подобных дефектов не выходит за границы сварного шва, т. е. они расположены в пределах 0,5^1 мм, что позволило усовершенствовать применявшийся ранее метод.

Вместо изготовления специального вварного элемента применяется обычный вварной элемент и кольцо - прокладка, имеющая посадочные диаметры, соответствующие [2], и толщину, равную толщине сварочных кромок. При толщине кольца порядка 0,5 мм два соединения: обечайка - кольцо и кольцо - ввар-ной возможно выполнить за один проход на тех же режимах сварки, получая при этом качество сварного соединения не хуже установленного. Основное пре-

имущество данного метода - выигрыш по времени ремонта и сокращения трудоёмкости изготовления спецдетали.

Ремонт же отступлений по геометрической форме кромок выполняется в два прохода. Первый проход -в соответствии с установленной технологией сварки, второй, ремонтный - также электронно-лучевой сваркой со смещением порядка 1 мм от центра шва в сторону детали, выполненной с отступлением на тех же режимах сварки.

Качество подобных соединений, как правило, ниже выполненных без отступлений по мехобработке сварочных кромок, однако соответствуют допускаемым отклонениям при ремонте. Преимущество подобного ремонта - в значительно меньшей ширине сварного шва, чем при ремонте аргоно-дуговой сваркой, и в отсутствии свойственных ей дефектов.

Предложенные способы ремонта успешно опробованы на практике и предлагаются к использованию при появлении аналогичных отступлений.

Библиографические ссылки

1. Технология машиностроения. В 2 т. Т. 1. Основы технологии машиностроения / В. М. Бурцев, А. С. Васильев, А. М. Дальский и др. ; под ред. А. М. Дальско-го. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 1997. 564 с.

2. ОСТ 92-1151-81. Сварка электронно-лучевая из металлов и сплавов. Технические требования.

3. Технология производства ракетных двигателей твердого топлива : учеб. пособие / В. А. Калинчев, Д. А. Ягодников. М. : Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2011. 687 с.

References

1. Tehnologija mashinostroenija : v 2 t. T. 1. Osnovy tehnologii mashinostroenija / V. M. Burcev, A. S. Vasil'ev, A. M. Dal'skij i dr. ; pod red. A. M. Dal'skogo. M. : Izdatel'stvo MGTU im. N. Je. Baumana, 1997. 564 s.

2. OST 92-1151-81. Svarka jelektronno-luchevaja iz metallov i splavov. Tehnicheskie trebovanija.

3. Tehnologija proizvodstva raketnyh dvigatelej tvjordogo topliva: uchebnoe posobie / V. A. Kalinchev, D. A. Jagodnikov. M. : Izdatel'stvo MGTU im. N. Je. Baumana, 2011. 687 s.

УДК 338.246

КОМПОЗИЦИЯ СВЕТООПТИЧЕСКИХ СХЕМ ИМИТАТОРОВ СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ НА ОСНОВЕ УНИФИЦИРОВАННЫХ ЛАМПОВЫХ МОДУЛЕЙ

С. А. Крат\ А. А. Филатов2, М. С. Шляхтин2, В. В. Христин1

:ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, ЗАТО Железногорск, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected] 2 ООО «Конструкторское бюро прикладной оптики»

Россия, 199034, Санкт-Петербург, 17-я линия Васильевского острова, 3. E-mail: [email protected]

Рассматривается способ композиции светооптинеских схем на основе унифицированных ламповых модулей. На основе анализа уже существующих имитаторов солнечного излучения, требующих модернизации, а также новых перспективных имитаторов показано, что практически для всех случаев достаточно двух унифицированных типов ламповых модулей мощностью 3-5 кВт и 25 кВт. Ламповые модули 3-5 кВт востребованы главным образом для модернизации имитаторов, находящихся в эксплуатации с 1970-х годов, а также новых имитаторов с небольшими размерами пятен порядка нескольких квадратных метров. Ламповые модули 25 кВт являются незаменимой элементной базой для создания крупногабаритных имитаторов с размерами пятен в десятки квадратных метров с высокой объемной равномерностью светового потока. Предлагаемый способ композиции светооптических схем существенно удешевляет как модернизацию существующих имитаторов, так и создание новых.

Ключевые слова: имитатор солнечного излучения, ксеноновая лампа, светооптическая схема.

COMPOSITION OF SOLAR SIMULATOR LIGHT-OPTICAL DESIGNS BASED ON UNIFIED LAMP MODULES

S. A. Krat\ A. A. Filatov2, M. S. Shlyakhtin2, V. V. Hristich

information Satellite Systems named after acad. M. F. Reshetnev Russia, 662972, Zheleznogorsk, Lenina str. 52 E-mail:[email protected] 2Applied Optics Design Bureau 3, 17th line Vasilevsky Island, Saint-Petersburg, 199034, Russia. E-mail: [email protected]

An approach how to compose light-optical design of solar simulators based on unified lamp modules is presented. Analysis of solar simulators which exist already and need to be modernized as well as new solar simulators shows that two kinds of lamp modules, 5 kW and 25 kW, are quite enough for all the purposes. 5kW lamp modules are most in demand for modernization of the simulators which have been used since 1970's and for the new ones that have middle-sized light spot of several squire meters in area. 25 kW lamp modules are the best to design new large-scale solar simulators with light spot of several tens squire meters. The presented approach of light-optical design composition makes the modernization of already existing simulators as well as the constructing the new ones cheaper, faster and more effective due to deep unification of lamp modules.

Keywords: solar simulator, xenon lamp, light-optical design.

Задача дальнейшего развития экспериментальной ТВИ для имитации различных условий полета. Кроме

базы для проведения тепловакуумных испытаний того, учитывая растущий объем коммерческих косми-

космических аппаратов включает в себя как модерни- ческих аппаратов, для обеспечения их наземной отра-

зацию уже существующих установок, так и создание ботки актуальной является разработка дешевых ими-

новых. Очевидно, что при модернизации существую- таторов солнечного излучения с размерами пятен

щих установок критерием оптимальности является в несколько квадратных метров.

минимальный объем переделок оригинальной конст- Все перечисленные задачи частично могут быть

рукции, обеспечивающий технические характеристи- решены за счет унификации элементной базы, по-

ки имитатора, устанавливаемые программами испы- зволяющей не разрабатывать каждый новый имита-

таний изделий. При создании новых крупногабарит- тор «с нуля», а строить его из унифицированных

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

ных имитаторов (с площадью пятна в несколько де- модулей, как из «кубиков». Основным элементом

сятков квадратных метров) следует ориентироваться осветительной системы имитатора солнца является на универсальность их применения, которая может ламповый модуль, объединяющий в себе ксеноно-

быть достигнута при удовлетворении следующих тре- вую лампу, блок поджига, рефлектор, юстировочное

бований: площадь пятна 25-40 м2; плотность мощно- устройство и систему охлаждения лампы. За счет

сти до 2 солнечных постоянных в указанном пятне и унификации этого модуля можно существенно со-

до 10 солнечных постоянных в пятне меньшего раз- кратить денежные и временные затраты как на ре-

мера; высокая объемная неоднородность светового конструкцию уже существующих имитаторов, так и

потока, позволяющая поворачивать изделие в ходе на создание новых.

Рис. 1. Расчетная модель светооптической схемы ИС-500 со 195 светильниками СКЛ-6

Имитаторы солнечного излучения, введенные в эксплуатацию в 60-70 годах в СССР, обычно строились по проекционной схеме, когда световое поле заполнялось перекрывающимися световыми пятнами отдельных светильников светового щита (рис. 1). Такой подход обеспечивал приемлемую равномерность плотности мощности в пятне и при этом обладал огромным преимуществом, заключающимся в возможности получения светового пятна с размерами, минимально необходимыми для испытания конкретного изделия. По такой схеме построены имитаторы ИС-500, установленные в НИЦ РКП, г. Пересвет и в НПО Машиностроения, г. Реутов. Другой имитатор, построенный в СССР, был построен для эксплуатации в составе стенда тепловакуумных испытаний ТБК-120 в ОАО ИСС им. акад. М. Ф. Решетнева, изначально работал с двумя лампами мощностью 55 кВт, однако в 2009 г. был модернизирован под работу с лампами 810 кВт из-за того, что лампы 55 кВт были сняты с производства [1]. При выборе ламп источников излучения для создания унифицированных модулей следует учитывать доступность ксеноновых ламп различной мощности. Дело в том, что в диапазоне мощностей 5-10 кВт доступность ламп сильно зависит от их востребованности. Основным потребителем ламп такой мощности является рынок кинопроекционной аппаратуры [2]. В связи с массовым переходом от аналоговой кинопроекции к цифровой лампы 10 кВт уже сняты с производства и доступны только в случае ограниченных заказов по очень высокой цене. Такая же судьба ожидает лампы 8 кВт. По этой причине для создания унифицированного лампового блока средней мощности следует ориентироваться на лампы мощностью 3-5 кВт. Эти лампы применятся в наиболее ходовых кинопроекторах и останутся доступными до тех пор, пока лазерные источники не вытеснят лампы из проекторов, т. е. еще лет 10. Унифицированный ламповый модуль 3-5 кВт решает вопрос сравнительно недорогой и быстрой модернизации уже существующих имитаторов ИС-500 и ИС-60, поскольку они изначально проектировались под лампы 5 кВт с единственным различием в том, что старые лампы имели водяное охлаждение электродов, в то время как современные лампы требует лишь воздушного охлаж-

дения. Также данный модуль удобен для создания новых имитаторов с пятном в несколько квадратных метров. Так например, для создания пятна 5 м2 с одной солнечной постоянно требуется световой поток мощностью 7 кВт. С учетом КПД имитатора около 20 % суммарная мощность осветительной системы составит 25 кВт, т. е. осветительная система может быть составлена из 5 модулей по 5 кВт.

При создании крупногабаритных имитаторов солнечного излучения с пятнами в несколько десятков квадратных метров обычно требуется высокая степень объемной однородности светового потока. Ее можно обеспечить в схеме с внеосевым зеркалом и одним входным блоком (рис. 2). При этом достаточную энергетику уже могут обеспечить более мощные лампы 25-30 кВт. Например, требуется получить пятно диаметром 6 м с двумя солнечными постоянными. Требуемый световой поток равен примерно 80 кВт. При КПД имитатора 20 % мощность осветительной системы составит 400 кВт. При использовании 25 кВт ламповых модулей их общее количество составит 16 шт., вполне допускающее один оптический ввод в объем вакуумной установки. Использование же 80 ламповых модулей по 5 кВт исключает возможность одного ввода и потребует по крайней мере четырех вводов, при использовании которых объемная однородность будет хуже. Возвращаясь к вопросу доступности ламп, следует отметить, что семейство ламп с мощностями 15, 25 и 30 кВт востребовано исключительно в области теп-ловакуумных испытаний космической техники. По этой причине данным лампам не грозит снятие с производства, поскольку спрос на них не определяется конъюнктурой рынка киноиндустрии. Лампы серийно выпускаются компанией и8И10.

Рис. 2. Расчетная модель перспективного имитатора солнечного излучения с пятном 25 м2

Таким образом, два типа ламповых модулей эффективно решают вопросы модернизации существующих имитаторов Солнца, создания недорогих новых массовых имитаторов небольшого размера и создания крупногабаритных комплексов с уникальными светотехническими характеристиками.

Библиографические ссылки

1. Вшивков А. Ю., Крат С. А., Халиманович В. И., Христич В. В., Филатов А. А., Кравченко С. В., Нестеров С. Б., Романько В. А. Тепловакуумные испытания современных космических аппаратов. СПб. : Вакуумная техника и технология. Т. 21. № 3. 2011. С. 171-177.

2. Крат С. А., Филатов А. А., Христич В. В. Схема суммирования световых потоков от набора газоразрядных ламп для имитатора солнечного излучения // Оптический журнал. Т. 78 (2011). С. 66-72.

References

1. Vshivkov Yu., Krat S. A., Halimanovich V. I., Hristich V. V., Filatov A. A., Kravchenko S. V., Neste-rov S. B., Romanko V. A.. Thermovacuum tests of state-of-the-art space crafts, Vacuum Tech. Т. 21, 2011, р. 171-175.

2. Krat S. A., Filatov A. A., Hristich V. V. // J. Opt. Tech., Scheme of summation of the light beams from discharge lamps for solar simulator, Т.78. 2011, р. 66-72.

УДК 681.533.56

ДИНАМИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ДРЕНАЖНО-ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНОГО КЛАПАНА

Д. А. Крысина, Г. М. Макарьянц, М. В. Макарьянц, А. Б. Прокофьев

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected]

Рассматриваются вопросы экспериментального определения динамических характеристик дренажно-предохранительного клапана (ДПК), представляющего собой пневморегулятор непрямого действия.

Ключевые слова: регулятор давления газа, дренажно-предохранительный клапан, автоколебания, спектрограмма, триангуляционный датчик перемещения, пьезорезистивный датчик давления.

DYNAMIC TESTS OF DRAINING SAFETY VALVE

D. A. Krysina, G. M. Makaryants, M. V. Makaryants, A. B. Prokofiev

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoe shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: [email protected]

This article deals with the problem of draining safety valve's dynamics experimental investigation. This valve is a pilot operated pneumatic regulator.

Keywords: gas pressure regulator, draining safety valve, self-excited oscillation, spectrogram, triangulation displacement sensor, piezoresistive pressure sensor.

Испытания партии дренажно-предохранительных клапанов (ДПК) выявили существенный недостаток части агрегатов, который проявился в повышенном шуме при срабатывании [1; 2; 3]. Это вызвало необходимость проведения экспериментальных исследований, направленных на определение величин колебаний элементов ДПК и динамики изменения регулируемых параметров системы наддува испытательной ёмкости.

Агрегат (рис. 1) предназначен для поддержания давления газовой подушки в баке с компонентом топлива.

Поддержание давления в испытательной ёмкости, имитирующей газовую подушку бака с компонентом топлива, происходит следующим образом. При давлении меньше давления настройки тарель 3 основного клапана Б (рис. 1) прижата к седлу 1 силой пружины 5 и давления в газовой пружине 6 основного клапана. Сильфон газовой пружины 6 наддувается баковым

давлением, проникающем через дроссель 4. При увеличении давления в испытательной емкости А выше настроечного сильфон 11 пилотного клапана Е сжимается, и шток-толкатель 9 перемещает тарель 11 от седла 7. Давление в газовой пружине 6 основного клапана падает, и запорный элемент открывается, стравливая давление из испытательной емкости.

Испытания проводились на стенде, условная пневмосхема которого показана на рис. 2.

В ходе проверки работоспособности партии клапанов были выявлены недостатки их функционирования.

Проведённые экспериментальные исследования позволили определить величины колебаний элементов ДПК и динамику изменения регулируемых параметров системы наддува испытательной ёмкости. Сделаны следующие выводы.

Рис. 1. Эскиз дренажно-предохранительного клапана: А - испытательная емкость; Б - основной клапан; В - пилотный клапан; Г - трубопровод сброса давления из сильфона основного клапана; Д - трубопровод подвода давления к сильфону пилотного клапана; Е - трубопровод сброса давления из сильфона основного клапана в атмосферу; 1 - седло основного клапана с направляющим штоком; 2 - корпус ДНК; 3 - тарель основоного клапана; 4 - дроссель; 5 - пружина основого клапана; 6 - сильфон газовой пружины основого клапана; 7 - седло пилотного клапана; 8 - тарель пилотного клапана; 9 - шток-толкатель пилотного клапана; 10 - пружина пилотного клапана; 11 - сильфон пилотного клапана; 12 - разрезные пружины-опоры штока-толкателя и тарели пилотного клапана; 13 - настроечная пружина пилотного клапана; 14 - регулировочный винт пилотного клапана

Рис. 2. Принципиальная пневмосхема испытательной установки: 1 - компрессор; 2 - редуктор давления газа; 3 - расходная шайба; 4 - наддуваемый бак; 5 - исследуемый регулятор

- При работе клапана наблюдаются низкочастотные колебания, напоминающие «хлопки» с периодичностью от 2 до 5 Гц, при этом виброперемещение тарели составляет 0,7...1,0 мм, амплитуда пульсаций в баке составляет 0,04.0,08 кг/см2.

- Автоколебания возникают при малых расходах газа в ёмкость, соответствующих высоте подъёма та-рели до 5 мм при увеличении подачи давления в ёмкость и 2 мм при уменьшении подачи.

- При возникновении автоколебаний наблюдается тональный шум, напоминающий гул с частотой основного тона 110 Гц, при этом виброперемещение тарели составляет 1. 2,5 мм, амплитуда пульсаций в баке составляет 0,08.0,12 кг/см2, что больше допуска на поддерживаемое давление в баке.

Полученные параметры автоколебаний ДНК планируется использовать для анализа причин его неустойчивой работы.

Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации в рамках программы «Формирование государственных заданий высшим учебным заведениям на

2013 год и на плановый период 2014 и 2015 годов в части проведения научно-исследовательских работ», регистрационные номера 7.3206.2011, 7.8660.2013.

Библиографические ссылки

1. Макарьянц Г. М., Свербилов В. Я., Макарь-янц М. В., Батракова О. В. Расчет подъёмной силы газового потока в плоском предохранительном клапане с использованием численных методов // Известия СНЦ РАН. Самара, 2010. Т. 12. № 4. С. 247-251.

2. Макарьянц Г. М., Свербилов В. Я., Макарь-янц М. В., Стадник Д. М. Аналитическая модель автоколебаний плоского предохранительного клапана // Известия СНЦ РАН. Самара, 2010. Т. 12. № 4. С. 252-256.

3. Журавлёв О. А., Комаров С. Ю., Макарьянц Г. М., Сергеев Р. Н., Харчикова Ю. В. Исследование резонансных колебаний рабочей пластины в экспериментальной модели пневмоклапана // Вестник Самар. гос. аэрокосмич. ун-та им. С. П. Королева (национального исследовательского университета). 2011. № 3 (27). Ч. 3. С. 363-369.

References

1. Makar'janc G. M., Sverbilov V. Ja., Makarjanc M. V., Batrakova O. V. Raschjot pod#jomnoj sily gazovogo potoka v ploskom predohranitel'nom klapane s is-pol'zovaniem chislennyh metodov // Izvestija SNC RAN. Samara, 2010. T. 12. № 4. S. 247-251.

2. Makar'janc G. M., Sverbilov V. Ja., Makar'janc M. V., Stadnik D. M. Analiticheskaja model' avtokolebanij ploskogo predohranitel'nogo klapana // Izvestija SNC RAN. Samara, 2010. T. 12. № 4. S. 252-256.

3. Zhuravljov O. A., Komarov S. Ju., Makar'janc G. M., Sergeev R. N., Harchikova Ju. V. Issledovanie rezo-nansnyh kolebanij rabochej plastiny v jeksperimental'noj modeli pnevmoklapana // Vestnik Samarskogo gosu-darstvennogo ajerokosmicheskogo universiteta imeni S. P. Koroljova (nacional'nogo issledovatel'skogo univer-siteta), 2011. № 3 (27). Chast' 3. S. 363-369.

УДК 629.78.051.017.1

МЕТОДЫ АНАЛИЗА СОПРОВОДИТЕЛЬНОЙ ДОКУМЕНТАЦИИ ПРИ СЕРТИФИКАЦИИ ЭЛЕКТРОРАДИОИЗДЕЛИЙ ИНОСТРАННОГО ПРОИЗВОДСТВА

Р. А. Матюшев, В. Е. Патраев

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Проведен анализ зарубежной документации в части требования к сопроводительной документации, поставляемой с ЭРИ ИП.

Ключевые слова: электрорадиоизделия иностранного производства, надежность.

ISSUES OF CERTIFICATION OF EEE-PARTS

R. A. Matyushev, V. Y. Patraev

JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

Foreign documentation of EEE-parts according to the requirements to the accompanying documents is analysed.

Keywords: EEE-parts, reliability.

В области сертификации электрорадиоизделий иностранного производства (ЭРИ ИП) имеет место проблемный вопрос разработки единых требований к полному пакету сопроводительной документации. Для решения данной проблемы рассмотрим зарубежный стандарт AS 5553 (Aerospace Standard 5553) -Контрафактные электронные компоненты: избежание, выявление, минимизация последствий и контроль. В стандарте существуют несколько разделов, представленных в качестве руководства. Один из таких разделов - «Общие контрактные требования»:

1. «Прослеживаемость цепи поставки продукции» ... «продавец должен быть способен предоставить полную прослеживаемость цепи поставки для приобретаемых компонентов, включая наименования и адреса предыдущих источников.»

2. «Испытания и инспекции - продавец должен быть уведомлен Заказчиком обо всех испытаниях и инспекциях, которые необходимо провести для удостоверения подлинности продукта, включая разработку критериев приемки/отказа и квалификации испытывающего/инспектирующего персонала. Испытательные площади утверждаются заказчиком и согласуются с продавцом».

3. «Требуемая документация - продавец должен быть обеспечен четкими и определенными инструкциями относительно поставляемой документации. Требования к документации, включая сертификаты соответствия и данные по испытаниям/инспекция, должны быть включены в контрактные положения и условия».

Рассмотрим возможность практического использования вышесказанного. В настоящее время достаточно известны такие документы, как MIL-PRF-38535, MIL-PRF-38534, MIL-PRF-19500, EEE-INST-002, и соответствующие им методы испытаний MIL-STD-883, MIL-STD-750, в европейской системе стандарт ECSS-Q-ST-60C Revl, спецификации ECSS 9000, ECSS 5000 и т. д. [1-10]. В основном ценность этих стандартов для российского потребителя - это различия в объемах отбраковочных (screening) и квалификационных испытаний, различия в объемах испытаний для различных уровней квалификации, описание перечней предпочтительных комплектующих, срок действия тех или иных отчетов по испытаниям, обозначения ЭРИ и т. д. Основные аспекты вышеуказанных стандартов необходимо излагать в однозначной форме и передавать поставщикам, занимающимся закупками ЭРИ.

При решении вышеуказанных вопросов возникает проблема проверки сопроводительной документации с точки зрения легитимности. Ниже приведены выдержки из стандарта Л85553, касающиеся этой проблемы:

«Все сертификаты соответствия и другая документация должны быть тщательно проверены на подлинность и применимость по отношению к поставленному материалу, включая, но не ограничиваясь следующим:

1. «Коды даты и/или партии на упаковке не соответствуют кодам дат и/или партии на компонентах или Уведомлению о прекращении производства продукции.»

2. «Отсутствует маркировка или логотип производителя или они не совпадают с логотипом на вебсайте или на предыдущих поставках».

3. «Документация написана на плохом английском, ошибки в словах, модификации или изменения в документации».

4. «Штрихкод не совпадает с текстовыми данными по компоненту».

«Упаковочные материалы не соответствуют описанию в перечне технических характеристик или существует иной признак того, что компоненты могут быть не новыми и не подлинными».

Как известно, производители или поставщики, включая дистрибьюторов, которые предлагают квалифицированные микросхемы, должны поставлять Сертификат соответствия, подписанный должностным лицом компании, несущим ответственность за производство квалифицированных микросхем.

Исходя из вышесказанного, требование должно быть однозначным: документы за подписью менеджеров по продажам, дилеров, иных лиц, не являющихся органом, контролирующим процесс изготовления ЭРИ, не могут учитываться при сертификации.

Выполнение вышесказанного позволит отделам, занимающимся материально-техническим обеспечением, обоснованно требовать от поставщиков конкретные отчеты по испытаниям ЭРИ ИП в соответствии со спецификациями фирм-изготовителей, а также исключить закупку нелегитимной сопроводительной документации.

Решение вопроса разработки единых требований к полному пакету сопроводительной документации позволит обеспечить качество партий ЭРИ ИП и, следовательно, обеспечить надежность БА КА длительного функционирования.

References

1. AS5553. Fraudulent/Counterfeit Electronic Parts; Avoidance, Detection, Mitigation, and Disposition.

2. MIL-PRF-38535. Performance specification. Integration circuits (microcircuits) manufacturing, general specification for.

3. MIL-PRF-38534. Performance specification. Hyrid circuits (microcircuits) manufacturing, general specification for.

4. MIL-PRF-19500. Performance specification. Semiconductor devices, general specification for.

5. EEE-INST-002. Instruction for EEE Parts Selection, Screening, Qualification, and Derating.

6. MIL-STD-883. Test method standard microcircuits.

7. MIL-STD-750. Test method semiconductor devices.

8. ECSS-Q-ST-60C. Space product assurance. Electrical, electronic and electromechanical components.

9. ESA/SCC Generic Specification N0 9000.

10. ESA/SCC Generic Specification N0 5000.

УДК 621.327

УВЕЛИЧЕНИЕ РЕСУРСА МОЩНЫХ ВОДООХЛАЖДАЕМЫХ КСЕНОНОВЫХ ЛАМП ДЛЯ КРУПНОГАБАРИТНЫХ ИМИТАТОРОВ СОЛНЕЧНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ ДЛЯ ТЕРМОВАКУУМНЫХ ИСПЫТАНИЙ

X. Мацубара, И. Нагорский, К. Фуджина Ушио Юроп БиВи

Breguetlaan 16, 1438BC Oude Meer, the Netherlands. E-mail: [email protected]

Рассматривается история разработки фирмой Ушио мощных (до 30 кВт) ксеноновых источников света и источников питания к ним для задач термовакуумных испытаний космической техники, а также используемые методы для решения задачи увеличения непрерывного срока службы этих источников.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Ключевые слова: имитатор солнечного излучения, ксеноновая лампа, термовакуумные испытания.

LIFETIME EXTENSION OF HIGH-POWER WATERCOOLED XENON LAMP FOR LARGE-SCALE SOLAR SIMULATORS USED IN THERMOVACUUM TESTS

H. Matsubara, I. Nagorski, K. Fujina USHIO Europe BV

Breguetlaan 16, 1438BC Oude Meer, the Netherlands. E-mail: igor. nagorski@ushio-europe. nl

The history of high power (up to 30 kW) xenon light source and power supply development by Ushio Inc. as well as the methods to increase lifetime of the said equipment are presented. The intended application is the thermal vacuum testing of spacecraft equipment.

Keywords: solar simulator, xenon lamp, thermal vacuum testing.

История разработки фирмой Ушио (Ushio Inc.) мощных водоохлаждаемых ксеноновых ламп для крупногабаритных имитаторов солнечного излучения для термовакуумных испытаний и источников питания восходит к 1965 г., когда компания получила заказ на специальные источники света от Японского Космического Агентства (JAXA) для имитатора солнца в Кана-гава, Япония. С тех пор Ушио выступает постоянным партнером как Японского Космического Агентства, так и Американского (NASA) и Европейского космического агентств (ESA) по данной технике. Среди достижений компании за это время следует отметить участие в разработке двух больших термовакуумных имитаторов для испытательного центра JAXA в Цукуба (Tsukuba), Япония в 1975 и 1990 гг. и большого термовакуумного имитатора для испытательного центра ESA в Ноор-двайке (Noordwijk), Нидерланды. Начиная с 1982 г. Ушио унифицирует линейку мощных водоохлаждае-мых ксеноновых источников света, создавая тем де-факто индустриальный стандарт.

Начиная с 2009 г. Ушио работает над задачей повышения срока службы источников света с 400 до 600 часов. Эта задача вызвана индустриальными потребностями непрерывного долгосрочного тестирования

оборудования (в т. ч. космической техники). Повышение срока службы источников света достигается как за счет дальнейшего улучшения конструкции самого источника света, так и доработкой источника питания.

Одним из основных факторов, влияющих на срок службы ксенонового источника света, является стабильность процесса термоионной эмиссии между катодом и анодом. Поэтому в качестве основного метода увеличения срока службы источника света был выбран метод контроля температурного профиля кончика катода для поддержания стабильной термоионной эмиссии.

В отношении источника питания основными факторами, негативно влияющими на срок службы источника света, являются: 1) высокий пусковой ток; 2) нестабильность рабочего тока; 3) недостаточная скорость реакции. Ушио решает эти проблемы посредством перехода с тиристорной схемы источника питания на схему с переключающимися регуляторами.

Таким образом, Ушио успешно вносит свой вклад в задачу термовакуумных испытаний и является ведущей индустриальной компанией в данном сегменте рынка.

УДК 629.78.054:621.396.018

ПРИМЕНЕНИЕ ПЛИС ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ЛОГИКИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Д. А. Недорезов1, А. В. Пичкалев1, О. В. Непомнящий2

1ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52. E-mail: [email protected]

2Сибирский федеральный университет Россия, 660041, г. Красноярск, просп. Свободный, 79. E-mail: [email protected]

Описано применение способа отработки и испытаний радиоэлектронной аппаратуры, основанного на эмуляции логики функционирования объекта испытаний в программируемых логических интегральных схемах.

Ключевые слова: отработка, испытания, радиоэлектронная аппаратура, моделирование, эмуляция, ПЛИС, наземный отладочный комплекс.

APPLICATION FPGA FOR MODELLING OF LOGIC OF FUNCTIONING OF ONBOARD RADIO-ELECTRONIC EQUIPMENT OF SPACE VEHICLES

D. A. Nedorezov1, A. V. Pichkalev1, O. V. Nepomnjashhij2

1JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia. E-mail: [email protected]

2Siberian Federal University 79, Svobodny prosp., Krasnoyarsk, 660041, Russia. E-mail: [email protected]

Application of a way of working off and tests of the radio-electronic equipment, based on emulation of logic offunctioning of object of tests in Field-programmable gate arrays is described.

Keywords: debug, test, radio-electronic equipment, modeling, emulation, FPGA, terrestrial debugging complex.

В условиях сложившейся в отечественной космической промышленности ситуации крайне актуальным становится вопрос обеспечения надежности. Для предотвращения и парирования нештатных ситуаций и отказов в ходе эксплуатации космических аппаратов (КА) необходимо особое внимание и ресурсы уделять наземной отработке и испытаниям, в первую очередь -в области космического приборостроения. В то же время все более жесткие требования предъявляются к срокам выпуска готовой продукции, ввиду чего особенно острой становится проблема скорейшего получения бортовой аппаратуры (БА) и ее лабораторных прототипов для отработки и испытаний ввиду большого объема работ, проводимых разными подразделениями разработчиков. Средством преодоления данных проблем является моделирование объектов отработки и их частей.

Современные методы моделирования радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) можно условно разделить на программные, аппаратные и аппаратно-программные.

Программные методы дают широкие возможности для математического моделирования самых разнообразных процессов. Но надежность такого моделирования определяется точностью алгоритмов используемых моделей, которые можно проверить только путем длительной эксплуатации и сравнения с функционированием реальной аппаратуры. Процесс мало того что длительный, так еще и не слишком предсказуемый. Усугубляется это еще и тем, что операционные системы, которые обеспечивают работу программных сред моделирования, как правило, не поддерживают так называемое «реальное время» в составе отработочного комплекса, добавляя «нюансы» собственного функционирования в «особенности» его работы.

Аппаратные средства, способные реализовать любые, самые экзотические запросы потребителей, не имея переменной составляющей, не предоставляют необходимой гибкости при конфигурировании. Особенно это сказывается при обнаружении, так сказать, «незадокументированных возможностей» отрабатываемой РЭА, когда срочно требуется поменять условия экспериментальной отработки и изменить условия моделирования.

Наибольшее распространение получили аппаратно-программные средства. Причем среди всех методов моделирования наметилась тенденция на создание многофункциональных сред, позволяющих максимально охватывать процессы отработки и испытаний РЭА. Это обусловлено потребностью в максимальной совместимости составных частей испытаний, что минимизирует трудозатраты и ускоряет отработку.

Также современная отработочная система должна включать хорошо развитое средство формализации логики - максимально дружественный испытателю интерфейс управления как программной части испытательного оборудования, так и аппаратной части, которая, в свою очередь, должна быть как можно более гибкой и функциональной.

Всем вышеперечисленным условиям отвечает разработанная в ОАО «ИСС» технология, применяемая

в наземном отладочном комплексе программного обеспечения (ПО) радиоэлектронной аппаратуры (НОК РЭА) [1], которая включает моделирование объектов отработки и испытаний. В основе технологии моделирования лежит обеспечение функционирования ПО в реальном процессорном модуле РЭА с имитацией для него реальных условий эксплуатации в составе КА. Это достигается эмуляцией обмена в реальном времени по каналам ввода-вывода, через которые объект испытаний соединен с окружающей средой.

Специальная аппаратура наземного отладочного комплекса имитирует процесс штатной эксплуатации [2]. В ее состав входят модули цифрового ввода-вывода, цифро-аналоговые преобразователи, аналого-во-цифровые преобразователи, специализированные интерфейсные контроллеры, устройства коммутации сигнала, осциллографы, СВЧ-генераторы и т. д. Причем все это оборудование изготовлено с учетом международных магистрально-модульных стандартов PCI или CompactPCI/PXI и выпускается серийно, что исключает проблемы совместимости. Высокоскоростные каналы, которые невозможно эмулировать программно, реализуются в специализированных устройствах, содержащих в своем составе программируемые логические интегральные схемы (ПЛИС).

Данные устройства управляются промышленным или персональным компьютером, на котором реализована автоматизированная система обработки информации и управления (АСОИУ). АСОИУ комплекса удобно реализуется в среде графической разработки ПО National Instruments LabVIEW. В данной среде можно выполнять одновременно как программирование испытательного комплекса в целом, так и проектирование структуры ПЛИС на аппаратном уровне [3; 4].

Поскольку конфигурирование ПЛИС осуществляется при помощи формализованных языков описания аппаратуры, т. е. фактически на языках программирования, следовательно, появляется возможность применения в процессе отработки и испытаний РЭА технологий, традиционно применяемых для тестирования ПО. Например, технологий мутационного или регрессионного тестирования, что открывает широкие возможности для обогащения инструментария отладки.

Подобные задачи разрешимы и с применением других аппаратно-программных средств, имитирующих логику функционирования разрабатываемой аппаратуры. Например, можно применить микроконтроллеры, также функционирующие на аппаратных скоростях. Но микроконтроллеры все же обладают меньшей гибкостью и не в состоянии изменять структуру, как ПЛИС. Микроконтроллеры содержат не-конфигурируемые аппаратные составляющие, которые могут стать избыточными при испытаниях, в тоже время может не хватить нужных элементов. В ПЛИС же возможно реализовать только те устройства, которые необходимы для стоящих задач (счетчики, компараторы, сумматоры, триггеры, таймеры, процессоры и т. п.).

Технология НОК РЭА является современным решением, позволяющим проводить качественные испытания и отработку бортовой РЭА для КА. Технология применена на практике при создании испытатель-

ных комплексов для аппаратуры бортовых комплексов управления всех современных спутников ОАО «ИСС».

Библиографические ссылки

1. Пичкалев А. В. Наземный отладочный комплекс бортовой радиоэлектронной аппаратуры // Решетнев-ские чтения : материалы XIV Междунар. науч. конф. / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2010. С. 515— 516.

2. Красненко С. С., Недорезов Д. А., Кашкин В. Б., Пичкалев А. В. Магистрально-модульная система для отработки бортовой радиоэлектронной аппаратуры // Вестник СибГАУ. 2013. № 2 (48). С. 133-136.

3. Недорезов Д. А., Пичкалев А. В. Автоматизированная проверка работоспособности модуля релейной коммутации сигнала с регистром изолированного цифрового ввода РС1-7256 : Свидетельство о регистрации программы для ЭВМ № 2012660356 от 16.11.2012.

4. Недорезов Д. А, Пичкалев А. В. Автоматизированная проверка работоспособности модуля цифрового ввода-вывода РС1-7396 : Свидетельство о регист-

рации программы для ЭВМ № 2013617243 от 06.08.2013.

References

1. Pichkalev A. V. Nazemnyj otladochnyj kompleks bortovoj radiojelektronnoj apparatury // Reshetnevskie chtenija : materialy XIV Mezhdunar. nauch. konf. ; Sib. gos. ajerokosmich. un-t. Krasnojarsk, 2010. S. 515-516.

2. Krasnenko S. S., Nedorezov D. A., Kashkin V. B., Pichkalev A. V. Magistral'no-modul'naja sistema dlja otrabotki bortovoj radiojelektronnoj apparatury // Vestnik SibGAU. 2013. № 2 (48). S. 133-136.

3. Nedorezov D. A, Pichkalev A. V. Avtomatizirovan-naja proverka rabotosposobnosti modulja relejnoj kom-mutacii signala s registrom izolirovannogo cifrovogo vvoda PCI-7256 // Svidetel'stvo o registracii programmy dlja JeVM № 2012660356 ot 16.11.2012.

4. Nedorezov D. A, Pichkalev A. V. Avtomatiziro-vannaja proverka rabotosposobnosti modulja cifrovogo vvoda-vyvoda PCI-7396 // Svidetel'stvo o registracii programmy dlja JeVM. № 2013617243 ot 06.08.2013.

УДК 629

3D-МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ТРУБОПРОВОДНЫХ СИСТЕМ

А. А. Никишев, С. В. Титенков, А. С. Запорожский

ОАО «Красноярский машиностроительный завод» Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 29 E-mail: [email protected], [email protected]

В настоящее время разработка КД пространственных трубопроводных систем (ПТС), которые являются испытательной частью сложных технических систем, осуществляется на базе нормативно-технической документации, требующей использования бумажных носителей, рабочая КД при этом разрабатывается методом расчётов пространственных размерных цепей. Необходимо спроектировать в 3D-виде элементы испытательных систем, что позволяет выполнить переход от принципиальной схемы ПТС к натурной с обеспечением проработки большого количества вариантов взаимного расположения элементов конструкции, выполнения функции оптимальной материалоемкости, к программно-ориентированному управлению, позволяющему оптимизировать научно-производственные и технологические процессы, сократить сроки разработки, снизить затраты на поддержание жизненного цикла ПТС.

Ключевые слова: сложные технические системы, наземная инфраструктура, пространственная трубопроводная система, 3D-моделирование, сборочно-монтажное оборудование.

3D-SIMULATION AT DESIGNING SPACE PIPELINE SYSTEMS

A. A. Nikishev, S. V. Titenkov, A. S. Zaporozhsky

JSC «Krasnoyarsk Machine-Building Plant»

29, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

Now the design of spaœ pipeline system documentation which is a test part of complex technical systems is carried out on the basis of the specifications and technical documentation requiring hard-copy form use. Operating design documentation is thus developed by a method of space dimension chain calculations. It is necessary to design elements of test systems in 3D-format that allows transferring from basic diagram to natural one with elaboration of considerable number of relative construction element positions, to program oriented control for optimizing scientific production

and technological processes, and also to reduce lead time, to cut down costs for life cycle operation of spaсе pipeline systems.

Keywords: complex technical systems, overland infrastructure, space pipeline systems, 3D-simulation, and assembly equipment.

Общество принимает участие в проектировании и изготовлении сложных технических систем (СТС).

В целях верификации проектов СТС создаются программы и методики испытаний целевой системы, которые разрабатываются в соответствии с действующими ГОСТами и предназначены для проведения предварительных и автономных испытаний на технической позиции. Для производства комплекса СТС требуется, помимо изготовления аппаратов целевой системы, входящих в комплекс, формирование наземной инфраструктуры для проведения испытаний элементов этого комплекса. Пространственная трубопроводная система (ПТС) является испытательной частью наземной инфраструктуры комплекса наряду со сборочно-монтажным оборудованием (СМО). Главным элементом комплекса является целевая система. ПТС устанавливается на СМО и требует увязки мест монтажа на СМО и на контролируемые узлы целевой системы.

В настоящее время разработка КД ПТС осуществляется на базе нормативно-технической документации, в основе которой лежит использование технической документации на бумажных носителях, рабочая КД при этом разрабатывается методом расчётов пространственных размерных цепей. Существенным недостатком существующей системы разработки КД является длительность сроков разработки, передачи в производство и принятия в эксплуатацию, а также трудности в управлении материальными ресурсами и финансовой деятельностью.

Завершение проектирования ПТС осуществляется после изготовления СМО в процессе этапа изготовления натурных макетов и эталонов элементов ПТС, что является трудоемким, материалоемким и долгим процессом, с сопутствующим большим количеством примерок и доработок. Кроме того, фактически изготовленное СМО отличается от первоначального варианта, который выдается для проектирования ПТС при параллельной разработке ПТС и СМО. Большинство чертежей СМО представлены только в бумажном виде. Для проверки собираемости выполняется перевод этих чертежей в 3Б-модельный вид. На современном этапе элементы целевой системы уже имеют 3Б-модели. Необходимо спроектировать в аналогичном виде элементы испытательных систем: клапанов, трубопроводов, пультов, элементов крепежа и фискальных элементов (датчики давления, температуры и т. п.).

При этом требования к формируемой испытательной оснастке следующие:

- расположение исполнительных элементов и исполнительных систем в безлюдной зоне;

- положение средств отображения состояния системы обусловлено требованиями эргономики и технического задания, в котором предусматриваются ремонтопригодность, удобство обслуживания и эксплуатации.

Существует системное противоречие между необ-

ходимостью в унификации элементов ПТС для снижения цены проектируемого оборудования и требованием диверсификации испытательных пневмо-гидро-электроразъемов для исключения возможности ошибки при сборке во время испытаний. Одновременно, при проектировании оборудования необходимо учитывать возможную модернизацию испытываемых на нём элементов целевой системы, что требует сочетания стационарно установленных и гибких элементов ПТС.

Для инновационного развития ПТС необходимо комплексное автоматизированное информационно-аналитическое обеспечение управленческой, производственной, технологической деятельности организаций-изготовителей ПТС для внедрения технологии виртуального проектирования высокотехнологичных изделий на основе имитационного моделирования СТС.

3Б-моделирование испытательного оборудования позволяет выполнить переход от принципиальной схемы ПТС к натурной с обеспечением проработки большого количества вариантов взаимного расположения элементов конструкции, выполнения функции оптимальной материалоемкости.

Внедрение 3Б-моделирования при проектировании ПТС обеспечивает переход к программно-ориентрованному управлению, позволяющему оптимизировать научно-производственные и технологические процессы, сократить сроки разработки за счет оперативного учёта изменений СМО в ПТС и снизить затраты на поддержание жизненного цикла ПТС; для этого необходимо установление статуса цифровой 3Б-модели изделия в качестве подлинника конструкторской, технологической документации.

Библиографические ссылки

1. Запорожский А. С., Никишев А. А. Проектирование и изготовление трубопроводов сложной конфигурации с использованием цифровых технологий // Решетневские чтения : материалы XIV Междунар. науч. конф. / в 2 ч. ; под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2010. Ч. 1.

2. Запорожский А. С., Никишев А. А. Проектирование и изготовление трубопроводов сложной конфигурации с использованием цифровых технологий // Решетневские чтения : материалы XV Междунар. науч. конф. / в 2 ч. ; под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2011. Ч. 1.

References

1. Zaporozhskij A. S., Nikishev A. A. Proektirovanie i izgotovlenie truboprovodov slozhnoj konfiguratsii s ispolzovaniem tsifrovykh tekhnologij // Reshetnevskie

chteniya : materialy XIV Mezhdunar. nauch. konf. : v 2 ch. ; pod obsch. red. Yu. Yu. Loginova ; Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2010. Ch. 1.

2. Zaporozhskij A. S., Nikishev A. A. Proektirovanie i izgotovlenie truboprovodov slozhnoj konfiguratsii s ispolzovaniem tsifrovykh tekhnologij // Reshetnevskie

chteniya : materialy XV Mezhdunar. nauch. konf. : v 2 ch. ; pod obsch. red. Yu. Yu. Loginova ; Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2011. Ch. 1.

УДК 621.396.67

ТЕХНОЛОГИЯ МЕХАНИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ СОТОВОГО ЗАПОЛНИТЕЛЯ

В РАСТЯНУТОМ ВИДЕ

Е. В. Патраев, В. Е. Чичурин, А. В. Наговицин, Д. А. Репин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Отражены способы крепления сотового заполнителя при механической обработке в растянутом состоянии, рассмотрена используемая технология крепления сотового заполнителя для механической обработки, предложен более технологичный и экономичный способ крепления сотового заполнителя.

Ключевые слова: сотовый заполнитель, механическая обработка.

MACHINING TECHNOLOGY HONEYCOMB IN A STRETCHED FORM

E. V. Patraev, V. E. Chichurin, A. V. Nagovitsin, D. A. Repin

JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The methods of honeycomb attachment for machining in a stretched state are reflected, the technology used for fixing the honeycomb core machining is discussed, an easy-to-maintain and cost-effective way of fixing the honeycomb core is proposed.

Keywords: honeycomb, core machining.

В настоящее время в ОАО «ИСС» отработана и внедрена технология обработки сотового заполнителя в растянутом состоянии. Закрепление заполнителя осуществляется путем заливки его расплавом сорбита с последующим прижатием к специальной плите для механической обработки и кристаллизацией сорбита. Закрепленный таким образом сотовый заполнитель устанавливается на станок, оснащенный высокоскоростным шпинделем, где выполняется механическая обработка.

Данная технология требует значительных затрат при подготовке к механической обработке (расплавление сорбита, подготовка сотового заполнителя, кристаллизация сорбита) и громоздкой оснастки.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В ОАО «ИСС» установлен раскроечный плоттер ZUND, оснащенный высокоскоростным фрезерным пневматическим шпинделем и вакуумным столом. Закрепление сотового заполнителя при обработке на плоттере осуществляется с помощью полимерной пленки, выложенной по верхней кромке заполнителя.

При выполнении обработки в местах расположения пазов происходит вскрытие полимерной пленки, что приводит к ослаблению силы прижатия к вакуумному

столу. Данная проблема решена за счет повышения скорости вращения инструмента, как следствие снижается нагрузка на деталь при обработке, для дополнительного снижения усилия резания обработка выполняется не на всю глубину паза, а участками по 2-4 мм, это позволяет продолжить обработку без снижения качества. При наличии большого количества пазов необходимо герметизировать ранее выполненные пазы полимерной пленкой и продолжить обработку.

Существенным недостатком такого способа обработки является невозможность работы инструментами большого диаметра (не более 6 мм), при этом обработка возможна только за несколько проходов.

Подобный способ крепления позволяет исключить из технологического процесса трудоемкие и ресурсоемкие операции подготовки заполнителя к механической обработке. Дальнейшее развитие данной технологии возможно при дооснащении портально-фрезерного станка HAAS GR-712 высокоскоростным пневматическим фрезерным шпинделем и вакуумным столом.

УДК 629.78.051.062.2

МЕТОДЫ ПРЕЦИЗИОННОЙ ВЫСТАВКИ БЛОКОВ КОРРЕКЦИИ

М. В. Поляков, А. К. Шатров

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Описаны различные методики установки блоков коррекции на КА, а также обеспечение совмещения линии вектора действия тяги блока с центром масс КА. Оптимальное решение этой проблемы позволит уменьшить расход рабочего тела, уменьшить возмущающие моменты при коррекции параметров орбиты и в конечном итоге сэкономить массу элементов крепления для установки приборов подсистемы коррекции, что в свою очередь позволит увеличить массу оборудования полезной нагрузки.

Ключевые слова: блок коррекции, вектор тяги, центр масс.

METHODS OF PRECISION INSTALLATION OF CORRECTION PROPULSION BLOCKS

M V. Polyakov, A. K. Shatrov

JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The ways to install propulsion blocks on the spacecraft are described. The optimum solution to this problem will allow reducing the flow rate of a propellant, which decreases revolting moments and can help to save weight of a correction subsystem and allows increasing the payload.

Keywords: propulsion block, thrust vector, center of mass.

В настоящее время на аппаратах, изготавливаемых ОАО «ИСС», применяются несколько принципиально различающихся методов выставки блоков коррекции. После балансировки и расчета положения центра масс КА в рабочем состоянии относительно опорной системы координат, которые возможно осуществить

только на последних стадиях изготовления изделия, возникает проблема выставки линии вектора тяги блоков коррекции. Для ее решения используются следующие схемы, различающиеся применением той или иной конструкции кронштейнов установки блоков коррекции (рис. 1. 2).

Рис. 1. Плоско-параллельный способ выставки блока коррекции

Рис. 2. Способ выставки блока коррекции вращением и перемещением

1. Плоско-параллельное перемещение двигательного блока коррекции по двум координатам, установленного под определенным углом на специальной плате (аппараты серии «Экспресс-АТ», «Ка78а1-3» и др.).

2. Поворот двигательного блока коррекции по одной из осей и плоско-параллельное перемещение по другой (аппараты «Экспресс-АМ5, 6», «Ямал-401» и др.).

Возможен еще один нереализованный на практике метод:

3. Поворот двигательного блока коррекции по двум осям вращения.

В первом способе двигатели установлены на кронштейне под определенным углом, совмещение вектора тяги с центром масс осуществляется перемещением кронштейна вдоль плоскости установки по одной или двум осям.

Во втором способе корпус блока коррекции, а вместе с ним и вектор тяги двигателей, выставляют вращением вокруг оси поворотного устройства, добиваясь выставки вектора тяги в центр масс КА по одной из координат. Плоскопараллельное перемещение всей конструкции по другой координате позволяет добиться полного совмещения линии действия вектора тяги и центра масс КА.

Основание кронштейна может быть установлено с погрешностями относительно опорной системы координат. Существует 6 степеней свободы, они обозначены шестью переменными, которые определяются после сборки аппарата путем измерения действительного положения координат базовых отверстий и отклонений углов базовых посадочных площадок. Их необходимо учитывать при расчете углов выставки блоков коррекции. Для каждого двигателя эти значения могут отличаться, поэтому существует особая система обозначения и учета этих переменных.

В третьем способе, который не применялся на практике из-за сложности реализации устройства выставки, для совмещения с центром масс изменяют наклон блока коррекции вращая его вокруг двух взаимоперпендикулярных осей. Этот способ позволил бы дополнительно уменьшить занимаемую площадь, а также, возможно, расширить диапазон регулировки.

Все три конструкции имеют свои преимущества и недостатки и могут применяться в том или ином случае в зависимости от требований, предъявляемых к подсистеме коррекции.

УДК 532.5

ВЛИЯНИЕ УПРАВЛЯЮЩЕГО КЛАПАНА НА ДИНАМИКУ СИСТЕМЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ГАЗА

В. Я. Свербилов, Д. М. Стадник

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева

(национальный исследовательский университет) Россия, 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34. E-mail: [email protected], [email protected]

С помощью математического моделирования и экспериментального исследования рассматривается влияние характеристик управляющего клапана (УК) на динамику системы с точки зрения обеспечения требуемой точности и устойчивости в широком диапазоне расхода.

Ключевые слова: пульсатор, управляющий клапан, амплитудно-частотная характеристика.

THE INFLUENCE OF A PILOT VALVE ON DYNAMICS OF THE GAS PRESSURE CONTROL SYSTEM

V. Ia. Sverbilov, D. M. Stadnik

Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University) 34, Moskovskoe shosse, Samara, 443086, Russia. E-mail: v. [email protected], [email protected]

This paper considers the influence of pilot valve performances on the system dynamics in terms of obtaining system stability and accuracy over a wide range of flow rates.

Keywords: air pulsator, pilot valve, amplitude frequency response.

В работах [1-3] была разработана нелинейная модель регулятора давления газа непрямого действия, выполнены теоретические и экспериментальные исследования для определения наиболее существенных факторов, влияющих на устойчивость и динамику системы. Для упрощения модели предыдущие исследования были акцентированы на динамику основного

клапана, тогда как управляющий клапан был представлен моделью более низкого порядка. Были предложены эффективные средства для обеспечения устойчивости системы (установка специального дросселя на входе в клапан [2], изменение геометрических параметров встроенного в конструкцию клапана КЬ-демпфера).

Схема испытательного стенда на низком давлении показана на рис. 1. Основной клапан (ОК) 24 находится в закрытом положении (разомкнутый контур). Сильфон 23 соединен с проточной полостью УК 6 трубопроводом 20.

Пульсирующий поток газа поступает в глухую полость УК с объемом V4 от пульсатора 9. Измерения статического и динамического давлений в глухой полости УК (входное давление) и в полости сильфона ОК (выходное давление) проводились с помощью датчиков статического и динамического давлений фирм Kulite и PCB соответственно 7, 16, 21 и 22. График изменения динамического давления p2 и p4 в диапазоне частот от 0,2 до 500 Гц изображен на рис. 2, а.

В результате обработки сигналов была получена амплитудно-частотная характеристика, представленная на рис. 2, б. На данном рисунке можно увидеть приемлемую сходимость между экспериментальной

характеристикой и результатами моделирования, которое проводилось с использованием линеаризованной модели УК в программном обеспечении МАТ-ЬАБ/БтиНпк.

Как видно по рис. 2, б, усиление УК очень быстро снижается с частотой, что объясняется малой жесткостью объема V2 полости сильфона ОК. Таким образом, использование УК может быть эффективным при условии низких частот входного сигнала.

Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации в рамках программы «Формирование государственных заданий высшим учебным заведениям на 2013 год и на плановый период 2014 и 2015 гг. в части проведения научно-исследовательских работ», регистрационные номера 7.3206.2011, 7.8660.2013.

Рис. 1. Испытательный стенд для определения частотных характеристик управляющего клапана: 1 - направляющая; 2 - тарель; 3,18 - пружина; 4,14 - редуктор; 5 - дроссель; 6 - УК; 7, 22 - датчик статического давления; 8, 12 - ресивер; 9 - пульсатор; 10 - электродвигатель; 11, 13 - вентиль; 15 - манометр; 16, 21 - датчик динамического давления; 17, 23 - сильфон; 19 - шток; 20 - трубопровод; 24 - ОК

7 б 5

4

<

(N

<аз 2

1-

iV

Simulated

Experimental

10 10 Frequency, Hz

б

Рис. 2. Результаты экспериментальных исследований: а - график изменения динамического давления в глухой полости УК р4 и полости сильфона ОК р2; б - амплитудно-частотная характеристика УК

а

Библиографические ссылки

1. Аналитическая модель автоколебаний плоского предохраниьельного клапана / В. Я. Свербилов, Г. М. Макарьянц, М. В. Макарьянц, Д. М. Стадник // Изв. Самар. науч. центра Рос. акад. наук. 2010. Т. 12. № 4.

2. Обеспечение устойчивости регулятора давления газа непрямого действия посредством установки дросселя на входе / Д. М. Стадник, В. Я. Свербилов, Г. М. Макарьянц, М. В. Макарьянц // Вестник СГАУ. 2012. № 4 (35).

3. Свербилов В. Я., Стадник Д. М. Исследование динамических характеристик системы регулирования давления в газовой подушке топливного бака ЖРД // Изв. Самар. науч. центра Рос. акад. наук. 2011. Т. 13. № 4(3).

References

1. Analiticheskaja model' avtokolebanij ploskogo predohrani'el'nogo klapana / V. Ja. Sverbilov, G. M. Ma-karjanc, M. V. Makar'janc, D. M. Stadnik // Izvestija Samarskogo nauchnogo centra Rossijskoj akademii nauk, t. 12, № 4, 2010.

2. Obespechenie ustojchivosti reguljatora davlenija gaza neprjamogo dejstvija posredstvom ustanovki drosselja na vhode / D. M. Stadnik, V. Ja. Sverbilov, G. M. Makar'janc, M. V. Makar'janc // Vestnik SGAU, 2012, № 4 (35).

3. Sverbilov, V. Ja., Stadnik D. M. Issledovanie dinamicheskih harakteristik sistemy regulirovanija davlenija v gazovoj podushke toplivnogo baka ZhRD // Izvestija Samarskogo nauchnogo centra Rossijskoj akademii nauk, t. 13, № 4(3), 2011.

УДК 629.78.054

ИМИТАЦИЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

ПРИ НАЗЕМНЫХ ИСПЫТАНИЯХ

Д. Е. Синицкий, А. В. Мурыгин

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Россия, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52

Рассматриваются основные принципы построения, структура комплекса имитации двигательной установки (КИДУ). Описывается принцип его действия и функциональные возможности.

Ключевые слова: космический аппарат, двигательная установка, имитатор.

IMITATION OF ACTIVITY OF THE PROPULSION SYSTEM OF THE SPACE VEHICLE

AT GROUND TESTS

D. E. Sinitsky, A. V. Murygin

JSC "Information Satellite Systems" named after academician M. F. Reshetnev" 52, Lenin str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russia

The basic principles of construction, the imitation complex structure of the propulsion system (ICPS) are considered. The principle of its operation and functionality is described.

Keywords: spacecraft, propulsion system, simulator.

Наиболее эффективным способом испытаний систем ориентации и стабилизации являются испытания с применением принципов полунатурного моделирования [1], при этом имитация движения КА осуществляется путем установки датчиков СОС на динамические поворотные стенды. На стендах датчики движутся по отношению к имитаторам ориентиров аналогично их угловому движению на борту спутника, относительно Солнца и Земли, звезд.

Датчики, установленные на поворотных стендах [2], измеряют параметры углового движения и выдают информацию об угловом положении относительно имитаторов Земли и Солнца. По показаниям датчиков СОС формирует необходимые управляющие сигналы на исполнительные органы, с помощью которых создаются управляющие моменты на спутник.

Однако по ряду причин не всегда при проведении наземных испытаний СОС удается использовать реальные приборы и устройства. Например, двигательная установка СОС (двигатели ориентации), для работы которой необходимо иметь топливные емкости и определенную камеру, а также дорогостоящее оборудование, которое с требуемой точностью может измерять тягу каждого двигателя ДУ. Как правило, проведение наземных испытаний СОС с использованием реальной ДУ является нецелесообразным и приводит к неоправданно большим материальным затратам.

Для решения этих проблем в ОАО «ИСС» модернизирован имитатор двигательной установки, в результате чего обеспечены:

- имитация работы двигательных установок КА

с учетом реализации законов нарастания и спада тяги при включении и выключении ДУ;

- прием от бортового комплекса управления сигналов управления;

- имитацию включения двигательной установки с требуемой периодичностью;

- формирование выходных параметров в БКУ КА: телеметрических параметров, сигналов.

Его отличием является включение в контур управления компьютера, который формирует по программе нужные законы изменения тяги двигателя при включении и выключении ДУ. Структурная схема модернизированного имитатора представлена на рисунке.

При наземных испытаниях СОС БКУ КА выдает в ИДУ сигналы управления на включение/отключение клапанов ДУ. Данный сигнал поступает в ИДУ. ИДУ выполнен из релейных ключей, каждый соответствует одному из восьми клапанов ДУ.

При поступлении сигнала управления происходит замыкание соответствующего ключа, что означает открытие выбранного клапана ДУ. Блок формирования тяги (БФТ) реализован в отдельном ПК и предназначен для формирования тяги ДУ по заданному закону. БФТ опрашивает ИДУ напряжением 5В, при этом открытие какого-либо клапана ДУ соответствует сопротивлению 5 Ом, закрытое состояние клапанов соответствует сопротивлению не менее 200 кОм.

Для реализации БФТ используется ПК с установленной на него программой расчета тяги (ПРТ). ПРТ предназначена для расчета значения тяги в моменты включения и отключения имитатора ДУ.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

В зависимости от полученных исходных данных для КА на значения тяги ДУ ПРТ определяет значение тяги в текущий момент времени, учитывая при этом законы нарастания и спада тяги.

Законы спада и нарастания тяги ДУ определены экспериментально. Выразим их в виде аналитических выражений [3].

Выражение (1) описывает закон нарастания тяги:

ТН (г) = -4.12 -10-8 • г5 + 7,75 -10-6 • г4 -4,856-10-4 • гъ +

+9,836-10-3 • г2 + 4,89-10-2 • г + 6,08. (1)

Выражение 2 описывает закон спада тяги:

ТС (1) =-0,0011 • г4 + 0,0273 • г3 - 0,226 • г2 -

-0,378 • г + 8,025. (2)

Полученные уравнения 1 и 2 описывают законы нарастания и спада тяги в момент включения и отключения ДУ с точностью, не превышающей 1 %.

БФТ передает значения тяги Тс (г), Тн (г) в КСДУ с тактом 50 мс, необходимые для определения угловой скорости движения динамических стендов ю .

Вывод. Разработка комплекса имитации двигательной установки позволила имитировать в лабораторных условиях работу двигательной установки с учетом промежутков нарастания и спада тяги ДУ, что обеспечило более точную имитацию движения КА, работу комплекса полунатурного моделирования при наземных испытаниях СОС КА, а следовательно, улучшило качество испытаний КА.

Структурная схема модернизированного ИДУ: уКЬ - сигналы включения клапанов двигательной установки (ДУ); ПК - персональный компьютер; ю - угловая скорость движения динамических стендов

Библиографические ссылки

1. Барышников Н. В. Использование полунатурных методов моделирования при проектировании сложных лазерных оптико-электронных систем // Наука и образование. 2011. № 2. С. 1-28.

2. Карпенко С. О., Овчинников М. Ю. Лабораторный стенд для полунатурной отработки систем ориентации микро- и наноспутников / ИМП им. М. В. Келдыша РАН. М., 2008.

3. Корн Г., Котн Т. Справочник по математике для научных работников и инженеров. М. : Наука, 1973.

References

1. Baryshnikov N. V. Ispol'zovanie polunaturnyh metodov modelirovanija pri proektirovanii slozhnyh lazernyh optiko-jelektronnyh sistem// Nauka i obrazovanie. 2011. № 2. S. 1-28.

2. Karpenko S. O., Ovchinnikov M. Ju. Laboratornyj stend dlja polunaturnoj otrabotki sistem orientacii mikro-i nanosputnikov ; IMP im. M. V. Keldysha RAN. M., 2008.

3. Korn G., Kotn T. Spravochnik po matematike dlja nauchnyh rabotnikov i inzhenerov: Izdatel'stvo nauka. Moskva. 1973.

УДК 621.314

ПРОБЛЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ КОМПЛЕКСОВ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

А. Г. Юдинцев

Научно-исследовательский институт автоматики и электромеханики Томского государственного университета систем управления и радиоэлектроники Россия, 634034, Томск, ул. Белинского, 53. E-mail: [email protected]

Предложенный разработанный комплекс позволяет отрабатывать сеансное расписание нагрузки в автоматическом и ручном режимах, формирует динамические и статические режимы нагрузок, позволяет исследовать быстродействие и надежность регуляторов системы электропитания. Входящие в состав комплекса имитаторы солнечной и аккумуляторной батарей обеспечивают формирование вольт-амперных характеристик (ВАХ) бортовых источников первичной энергии.

Ключевые слова: космический аппарат, система электропитания, автоматизированный испытательный комплекс, комплекс имитации нагрузки, имитатор солнечной батареи, имитатор аккумуляторной батареи.

DEVELOPMENT PROBLEMS OF AUTOMATED CONTROL SYSTEM FOR SPACECRAFTS POWER SYSTEMS

A. G. Iudintsev

The research institute of automatics and electromechanics of Tomsk State University of Control Systems and Radioelectronics 53, Belinskogo str., Tomsk, 634034, Russia. E-mail: [email protected]

The proposed system allows to work out a session schedule load in automatic and manual modes, generates dynamic and static loading regimes, allows to study the performance and reliability of regulators of a power system. Part of the complex of solar simulators and rechargeable batteries ensure the formation of the current-voltage characteristics of board sources ofprimary energy.

Keywords: spacecraft, power system, automated control system, load simulator, solar battery simulator, accumulator battery simulator.

Очевидным является то, что система электропитания космического аппарата (СЭП КА) - это одна из самых важных систем, обеспечивающих надёжное функционирование спутника на орбите. Среднесуточная мощность СЭП современных КА превышает 10 кВт, при этом характер нагрузок может быть постоянным, импульсным и частотно регулируемым (гармоническая синусоидальная нагрузка). Как отмечалось ранее [1; 2], подключение бортовых первичных источников энергии (ПИЭ) - солнечных и аккумуляторных батарей, бортовой полезной и служебной нагрузок в полном объёме при проведении наземных испытаний затруднено ввиду очевидных причин: отсутствие энергии солнечного потока, аналогичной энергии в космическом пространстве, например на геостационарной орбите, невозможность задания в любой момент времени необходимой точки на ВАХ аккумуляторной и солнечной батарей, а также отсутствие возможности подключения всей нагрузки СЭП с учетом её динамики и вышеуказанной мощности при работе в длительном режиме.

Решением этой проблемы является создание специализированных имитирующих комплексов, обладающих ВАХ бортовых солнечной и аккумуляторной батарей. Необходимой также является разработка комплекса имитации нагрузок для отработки сеансно-го расписания потребляемой мощности в автоматиче-

ском и ручном режимах, формирования нагрузочных токов в динамическом и статическом режимах, исследования быстродействия и надежности регуляторов СЭП, измерения выходного импеданса СЭП в функции от частоты и оценки качества стабилизации выходного напряжения. Кроме того, так как выходная мощность современных СЭП КА постоянно растет, то важной задачей при проведении длительных (несколько суток) наземных испытаний является реализация энергосберегающего режима, позволяющего направить ток, протекающий по выходным шинам СЭП в питающую трехфазную сеть, а не рассеивать мощность на активных сопротивлениях.

С целью решения актуальной проблемы разработан автоматизированный испытательный комплекс (см. рисунок), содержащий имитаторы бортовых источников питания (блок имитации аккумуляторных батарей - БИАБ, имитатор батареи солнечной - ИБС), а также комплексы имитации нагрузок (имитатор нагрузки - ИН, имитатор переменной частотной (синусоидальной) нагрузки - ИПЧН). Имитационные комплексы управляются дистанционно по Ethernet сети. С помощью программно-аппаратного комплекса автоматизированной системы контроля (АСК) можно задавать необходимый нагрузочный профиль (время-токовая характеристика), вести протокол испытаний, проводить диагностику состояния имитационной и

энергопреобразующей аппаратуры (ЭПА). Следует отметить, что имитаторы в составе АСК позволяют полностью автоматизировать процесс испытаний. Для обеспечения аппаратной и программной стыковки имитационных блоков с АСК каждый имитатор содержит процессорную плату.

ÜJL Ü1L HjJL Ди ЛЛ

к тГ Сеть 380 В И U

Структурная схема автоматизированного испытательного комплекса

Библиографические ссылки

1. Пат. 75755 РФ. Имитатор нагрузок для испытания систем электроснабжения космических аппаратов / В. Н. Мишин, О. В. Бубнов, В. А. Пчельников, А. Г. Юдинцев, В. Л. Иванов, О. В. Патрахина. 2008. Бюл. № 23.

2. Юдинцев А. Г. Нагрузочные устройства для испытаний систем электропитания космических аппаратов // Известия Томского политехнического университета. 2005. Т. 307. № 6. С. 126-130.

References

1. Patent 75755 RF. Imitator nagruzok dlya ispy-taniya system elektrosnabjeniya kosmicheskih apparatov / V. N. Mishin, O. V. Bubnov, V. A. Pchelnikov, A. G. Yudintsev, V. L. Ivanov, O. V. Patrahina. 2008. Byul. № 23.

2. Yudintsev A. G. Nagruzochnye ustroistva dlya is-pytanyi system elektropitaniya kosmicheskih apparatov // Izvestiya Tomskogo politehnicheskogo universiteta. 2005. T. 307. № 6, pp. 126-130.

Секция

«ЭКСПЛУАТАЦИЯ И НАДЕЖНОСТЬ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ»

УДК 621.396.932.1

МЕТОДЫ ЭКОНОМИИ ТОПЛИВА НА ВОЗДУШНОМ ТРАНСПОРТЕ

А. Р. Акзигитов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматриваются направления повышения экономичности полета посредством экономии топлива.

Ключевые слова: аэронавигационный запас, экономия топлива.

WAYS OF FUEL SAVING IN AIR TRANSPORT

A. R. Akzigitov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers ways of increasing the efficiency offlight through fuel savings.

Keywords: aeronautical supply, fuel saving.

Полет - основной производственный процесс на воздушном транспорте, поэтому повышение его экономичности является одной из важных народнохозяйственных задач, поскольку его совершенствование связано с экономией больших материальных и финансовых ресурсов. Решение проблемы повышения экономичности полета ВС ГА, на долю которого приходится основная часть расходования финансовых и материальных ресурсов отрасли ВТ, обеспечивает повышение уровня экономичности эксплуатации на ВТ [1].

Как показывают данные проверок, полеты нередко все еще выполняют с гораздо большим аэронавигационным запасом топлива, чем это необходимо для обеспечения полета. Как известно, наличие дополнительного груза на самолете вызывает необходимость увеличения подъемной силы самолета, которая достигается за счет повышения угла атаки. При этом увеличивается лобовое сопротивление, на преодоление которого требуется дополнительная тяга двигателей и соответствующий ей дополнительный расход топлива [2].

Аэронавигационный запас топлива следует довести до минимального, с учетом оптимального выбора запасного аэродрома и сокращения времени при аэродромных полетах. Развертывание работы по экономии топлива выявило много следующих интересных предложений в коллективах авиатранспортных предприятий [3]:

- выбор наивыгоднейших эшелонов полета и режимов работы двигателей, позволяющих достичь наибольшей экономичности;

- спрямление маршрутов, устранение предпосадочного маневрирования;

- снижение массы бортового снаряжения для увеличения коммерческой загрузки;

- объединение рейсов при неполной загрузке;

- тщательная отработка схемы буксирования и руления в аэропорту;

- сокращение времени работы двигателя на земле;

- разработка четкого графика, определяющего очередность пуска двигателей и взлета самолетов, что

приводит к снижению времени работы двигателей на исполнительном старте, исключает необходимость разводить самолеты, взлетающие на различных скоростях, менять курсы или эшелоны с неизбежным расходованием дополнительного топлива;

- максимальное использование тренажеров, совмещение различных видов аэродромных тренировок, что позволяет сократить непроизводственные полеты;

- усиление учета поступающего и расходуемого топлива и масла с помощью журнала учета во всех службах;

- герметизация топливохранилищ и строительство трубопроводов (вместо автотранспорта), применение вертикальных емкостей в хранилищах аэропорта с меньшей площадью испарения;

- организация прирельсового склада топлива (взамен доставки в аэропорт топлива автоцистернами) и замена разлива открытой струей закрытой;

- ведение лицевого счета экономии каждым экипажем, ежегодные общественные смотры-конкурсы по усилению режима экономии, повышение премии за экономию на 20 % и сокращение премии до 30 % за перерасход топлива и др.

Тэнкеринг - расчет топлива сверх необходимого на полет в зависимости от цены на топливо и увеличившейся взлетной массы.

Библиографические ссылки

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

3. Вычужанин В. Б., Борсоев В. А. Методы повышения достоверности передачи данных по спутниковым каналам связи при УВД с автоматическим зависимым наблюдением // Современные проблемы ра-

диоэлектроники : сб. науч. ст. Краснояр. гос. техн. ун-та. М. : Радио и связь. 2006. С. 446-450.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo

transporta ; pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

3. Vychuzhanin V. B., Borsoev V. A. Metody povyshenija dostovernosti peredachi dannyh po sputnikovym kanalam svjazi pri UVD s avtomaticheskim zavisimym nabljudeniem // Sovremennye problemy radiojelektroniki : sb. nauch. st. Krasnojar. gos. tehnich. un-ta. M. : Radio i svjaz', 2006. S. 446-450.

УДК 621.396.932.1

ПРИМЕНЕНИЕ ИНТЕГРАЛЬНЫХ СХЕМ В АВИАЦИОННОЙ РАДИОЭЛЕКТРОНИКЕ

А. Р. Акзигитов, В. Д. Никитин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается преимущество интегральных микросхем при использовании их в сложных авиационных ЭС. Ключевые слова: интегральные микросхемы, аналого-цифровой преобразователь.

APPLICATION OF INTEGRATED CIRCUITS IN AVIONICS

A. R. Akzigitov, V. D. Nikitin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers the advantages of integrated circuits when used in complex aircraft ES. Keywords: integrated microcircuits, analog-to-digital converter.

Одной из основных проблем, стоящих перед гражданской авиацией (ГА), является широкое внедрение бортовых и наземных систем навигационного радиотехнического оборудования, обеспечивающих автоматизацию управления воздушным движением (УВД), взлетом и посадкой самолетов и повышающих безопасность и регулярность полетов. Сложность и многообразие задач, решаемых авиационными электронными системами (ЭС), объясняют сложность их аппаратурной реализации, большие массы и объемы аппаратуры, требуют высокой точности и надежности работы авиационных ЭС в реальных условиях эксплуатации. В то же время существует необходимость уменьшения массы и габаритов бортовой электронной аппаратуры.

Решение указанных противоречий состоит в разработке, изготовлении и применении авиационной электронной аппаратуры (ЭА) с широким использованием интегральных микросхем и микрокомпонентов. Практическое решение этой проблемы основывается на совершенствовании методов конструирования авиационной ЭА, опирающихся на использование тонкопленочной и твердотельной технологии многослойных печатных плат, современных магнитных материалов, внедрение функционально-узлового метода проектирования, высокопроизводительных методов производства, стандартизации и унификации авиационной ЭА [1].

Интегральные микросхемы, являясь основной элементной базой микроэлектроники и радиоэлектроники, позволяют реализовать подавляющее большинство аппаратурных функций, обладают высокой температурной стабильностью и технологической однородностью. Стоимость их изготовления постоянно снижается.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Развитие микроэлектроники способствовало появлению малогабаритных, высоконадежных и экономичных устройств вычислительной техники на основе цифровых интегральных схем (ИС). Интегральная схема - это помещенная в единый герметизированный корпус электронная цепь, в которой функции отдельных электронных элементов или их совокупностей выполняют области из проводящих, полупроводниковых и диэлектрических материалов. Транзисторы и диоды, резисторы и соединительные проводники в ИС формируются в течение одной последовательности технологических операций и не могут конструктивно быть отделены друг от друга.

Отличительными особенностями ИС являются многопозиционные методы изготовления электронных цепей или их частей. С точки зрения технологического изготовления более предпочтительными являются схемы, состоящие из минимального количества типов элементов, причем требования к допускам и размерам этих элементов не должны быть жесткими.

Эти обстоятельства предопределили направление, по которому цифровые ИС проектируются и выпускаются в основном как полупроводниковые схемы с потенциальными связями. Основным признаком ИС является наличие связи по постоянному току между входами и выходами элементов. Схемотехническая реализация многообразия ИС потенциального типа осуществляется на основе ряда типовых базовых, функциональных элементов.

Требования снижения мощности потребления, массогабаритных характеристик и увеличения быстродействия вычислительных средств привели к созданию различных ИС, отличающихся как техническими характеристиками, так и принципами схемотехнической организации. Как правило, разработка цифровых ИС проводится сериями. Серия представляет собой набор интегральных схем, имеющих единую схемотехническую организацию и конструктивно-технологическую основу. Состав серий ИС обычно представлен комбинационными схемами, реализующими простые логические функции, и триггерными схемами, В отдельные серии входят также и функционально сложные схемы, представляющие собой узлы и блоки вычислительных устройств.

Одним из критериев, характеризующих технологический уровень производства интегральных микросхем с учетом их размеров и массы, является степень интеграции компонентов схем в пределах конструктивной единицы. Обычно степень интеграции характеризуют числом элементов, расположенных на кристалле.

За последние 10 лет число транзисторов, расположенных на кристалле, возросло на два порядка вследствие уменьшения размеров активных элементов и применения новых технологических процессов. Высокий уровень интеграции позволил перейти в настоящее время к изготовлению на одном кристалле сложных функциональных узлов, например, блоков обработки данных, устройств микропрограммного управления, приоритетного прерывания и др. [2].

Перспективы повышения степени интеграции связаны с использованием различных перспективных модификаций технологических процессов, с учетом которых можно прогнозировать получение степени интеграции до 106 элементов на кристалл. Теоретический предел для плотности МОП-транзисторов (типа металл - окисел - проводник), расположенных на одной пластине, составляет 107...108 элементов на 1 см2. Количество элементов, расположенных на одном кристалле, для полупроводниковых микросхем уже достигло нескольких сот тысяч.

Следует отметить также еще одно важное преимущество интегральных микросхем при использовании их в сложных авиационных ЭС. Поскольку подобные авиационные ЭС строятся на основе функциональных блоков определенного типа, необходимо обеспечить унификацию связей между этими блоками, что влечет за собой определенную аппаратурную избыточность. При применении микросхем благодаря их высокой надежности и малой стоимости (в пересчете на одну выполняемую функцию) введение аппаратурной избыточности незначительно отражается

на характеристиках системы, и оказывается возможной реализация функционально-узлового принципа построения авиационной ЭА.

Успехи, достигнутые в области разработки микропроцессоров и запоминающих устройств с использованием новой микроэлементной базы, открывают новые возможности усовершенствования существующих и разработки принципиально новых авиационных ЭС.

В настоящее время на самолетах ГА внедряется ЭА, полностью либо частично выполненная на интегральных микросхемах и новой микроэлементной базе. К такой аппаратуре относятся доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса самолета, радиоаппаратура систем ближней навигации и посадки, бортовые навигационные радиолокаторы, радиокомпасы, радиовысотомеры, навигационные вычислители и др. В значительной мере расширяется использование новой элементной базы в наземных радиосредствах навигации и управления воздушным движением.

Разработка проверочной аппаратуры (ПА) в последнее время все более актуальна, так как дорабатываемые системы на старых самолетах (Ту-154, Ил-76, Ил-86) и системы на новых самолетах (Ту-204, Ту-214, Гу-334, Ил-96, Ил-114, Ан-140, Ан-74ТК-300) построены на новой элементной базе. Системы дорогостоящие, а проверочная аппаратура на порядок дороже самих систем, это связано с тем, что производство осуществляется небольшими партиями, а затраты производства на изготовление интегральных схем велики. Поэтому большинство авиакомпаний отказываются оснащать свои лаборатории новой ПА, из-за этого для проведения регламентных работ или при поломке систем и блоков их необходимо отправлять на завод-изготовитель, что весьма дорого. В специализированных магазинах радиодеталей стоимость логических элементов и интегральных схем незначительна, поэтому весьма целесообразно разрабатывать, конструировать и сертифицировать ПА собственными силами на базе технических вузов и лабораторий авиапредприятий, что в десятки раз снизит стоимость ПА и уменьшит затраты на техническое обслуживание и ремонт (ТО и Р).

Наиболее целесообразно осуществлять разработку ПА с применением ЭВМ, так как на 70 % современное авиационное и радиоэлектронное оборудование (А и РЭО) состоит на базе цифровой электроники, поэтому необходимо сопряжение разряда выходного цифрового сигнала с блоков с разрядностью цифрового сигнала ЭВМ. Если сигнал аналоговый, то ввести его в ЭВМ через аналогово-цифровой преобразователь (АЦП) и произвести его анализ на соответствие допустимым значениям.

Библиографические ссылки

1. Регламенты технической эксплуатации самолета Ту-154М. Т. 3 (А и РЭО). М. : Воздушный транспорт, 1990.

2. Техническая эксплуатация летательных аппаратов : учебник для вузов / Н. Н. Смирнов, Н. И. Влади-

миров, Ж. С. Черненко и др. ; под ред. Н. Н. Смирнова. М. : Транспорт, 1990.

Reference

1. Reglamenty tehnicheskoj jekspluatacii samoleta Tu-154M. T. 3 (A i RJeO). M. : Vozdushnyj transport, 1990.

2. Tehnicheskaja jekspluatacija letatel'nyh apparatov : ucheb. dlja vuzov / N. N. Smirnov, N. I. Vladimirov, Zh. S. Chernenko i dr. ; pod red. N. N. Smirnova. M. : Transport,1990.

УДК 621.396.932.1

ПОВЫШЕНИЕ УРОВНЯ НАДЕЖНОСТИ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ МИ-8

Р. А. Акзигитов, А. Р. Акзигитов, Ю. А. Макаренко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Повышение эффективности использования по назначению авиационной техники при обеспечении высокой безопасности полетов - главный источник укрепления и роста экономики предприятий гражданской авиации.

Ключевые слова: эффективность, надежность, безопасность, новые методы изучения.

INCREASE OF RELIABILITY OF MI-8 HELICOPTER HYDRAULIC CONTROL SYSTEM

R. A. Akzigitov, A. R. Akzigitov, lu. A. Makarenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Improving the efficiency of the intended use of aircraft while ensuring high safety is the main source of economic growth and strengthening of civil aviation enterprises.

Keywords: efficiency, reliability, security, new methods of study.

Для повышения эффективности использования авиационная техника совершенствуется, растет насыщение летательных аппаратов автоматическими системами управления и регулирования, аналоговыми и цифровыми вычислительными устройствами. Однако при этом возрастают сложность систем авиационной техники, число элементов, узлов, блоков изделий. Каждый из элементов в процессе работы может отказать. И чем больше элементов в изделии, тем будет больше вероятность того, что в полете хотя бы один из этих элементов откажет. А появление отказа определенных изделий в полете может быть причиной предпосылки к летному происшествию или самого происшествия. Таким образом, усложнение авиационной техники для повышения ее эффективности усложняет и проблему повышения ее надежности и безопасности полетов.

По данным ИКАО, около 20...30 % всех авиационных происшествий (АП) происходят из-за отказов авиационной техники, до 14 % АП являются следствием низкого качества технического обслуживания авиационной техники, т. е. происходят по вине инженерно-технического состава авиационных предприятий.

Поэтому в последние годы внимание научных и инженерно-технических работников, занятых реше-

нием задач эксплуатации авиационной техники, обращено к этим проблемам. Успешное их решение позволит существенно улучшить показатели использования вертолетов, надежности работы их систем и изделий, регулярности полетов, исправности и экономичности эксплуатации [1].

Низкую надежность, заложенную при создании изделий авиационной техники, трудно компенсировать даже высоким качеством ее технического обслуживания. При этом возрастают время и трудозатраты на обслуживание авиационной техники, так как при малой ее надежности необходимо увеличивать глубину и частоту контроля ее технического состояния, объемы профилактических и восстановительных работ.

Чтобы обеспечить высокую эффективность гражданской авиации, к авиационной технике предъявляются жесткие требования в отношении ее надежности, качества работы, простоты и трудоемкости ее использования в полете, трудоемкости и времени технического обслуживания и восстановления.

Надежность авиационной техники оценивается с помощью специальных численных критериев. Это позволяет установить ее соответствие требованиям летной и технической эксплуатации, выполнять расчеты потребных ресурсов авиатехники. Это позволяет

заказчику предъявлять разработчикам научно обоснованные (оптимальные) требования к техническим характеристикам создаваемой авиационной техники.

Совершенство любого метода обслуживания и ремонта определяется тем, насколько полно он обеспечивает взаимодействие между объективно существующим процессом изменения технического состояния объекта и процессом его технической эксплуатации, характеризуемым последовательной во времени сменой различных состояний: полета, видов обслуживания и ремонта, хранения, ожидания и т. п.

Традиционный планово-предупредительный метод обслуживания и ремонта, основанный на выполнении профилактических работ определенных объемов через заранее запланированные интервалы времени или наработки независимо от состояния систем и изделий, обеспечивает слабое взаимодействие между указанными процессами.

Более тесную связь между ними, когда состояния процесса эксплуатации назначаются в соответствии с возникающими у объекта техническими состояниями, обеспечивают методы обслуживания и ремонта по состоянию.

Эти методы, как и традиционный метод обслуживания и ремонта по наработке, по своей природе являются также планово-предупредительными. Планируемыми здесь являются лишь объемы работ по техническому диагностированию объектов и периодичность их выполнения. Предупредительный же характер методов обеспечивается путем постоянного наблюдения при эксплуатации за уровнем надежности, а в ряде случаев и техническим состоянием функциональных систем и отдельных изделий с целью своевременного выявления предотказного состояния последних с последующей заменой или восстановлением значений контролируемых параметров до заданных величин [2].

Основным принципом методов обслуживания и ремонта по состоянию является принцип предупреждения отказов функциональных систем самолета и их, отдельных наиболее важных изделий при условии обеспечения максимально возможной наработки их до замены.

Большое разнообразие возможных методов обслуживания и ремонта по состоянию условно можно объединить в две основные группы: с контролем уровня надежности и с контролем параметров объектов эксплуатации. В первом случае задача обслуживания сводится к управлению уровнем надежности определенной совокупности однотипных изделий, а

во втором - к управлению техническим состоянием каждого конкретного изделия. Обслуживание и ремонт по состоянию с контролем уровня надежности заключаются в оперативном сборе, обработке и анализе данных о надежности и эффективности эксплуатации совокупности однотипных изделий и выработке решений о необходимых объемах профилактических работ для всей совокупности изделий или для определенной их группы. Замена каждого из изделий при этих методах производится, как правило, после его отказа, являющегося безопасным для функциональной системы.

В свою очередь, методы обслуживания и ремонта по состоянию с контролем параметров предусматривают непрерывный или периодический контроль и измерение параметров, определяющих техническое состояние функциональных систем и изделий. Решение о замене или восстановлении работоспособности изделий здесь принимается тогда, когда значения контролируемых параметров достигают предкритиче-ского уровня.

Из изложенного следует, что применение новых методов обслуживания и ремонта основывается на глубоком знании характеристик надежности функциональных систем и их изделий, четкой организации информационного обеспечения, широком использовании для оценки технического состояния объективных средств и методов контроля, а также высоком уровне эксплуатационной технологичности конструкций. Также очевидна необходимость глубокого изучения и практического применения основ теории надежности авиатехники эксплуатирующими ее специалистами.

Библиографические ссылки

1. Авиация: Энциклопедия. М. : Большая российская энциклопедия ; гл. ред. Г. П. Свищев. 2008.

2. Когге Ю. К., Майский Р. А. Основы надежности авиационной техники. М. : Машиностроение, 2005.

References

1. Aviacija: Jenciklopedija. M. : Bol'shaja Rossijskaja Jenciklopedija Glavnyj redaktor G. P. Svishhev. 2008.

2. Kogge Ju. K., Majskij R. A. Osnovy nadezhnosti aviacionnoj tehniki. M. : Mashinostroenie, 2005.

УДК 621.396.932.1

СНИЖЕНИЕ ЗАГРУЖЕННОСТИ КРУПНЫХ АЭРОПОРТОВ ПУТЕМ СОКРАЩЕНИЯ ВРЕМЕНИ ПРЕБЫВАНИЯ САМОЛЕТА В ЗОНЕ АЭРОДРОМА ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ

Р. А. Акзигитов, В. А. Калинников

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается метод управления и построения криволинейных траекторий для захода на посадку без выхода на высоту круга.

Ключевые слова: свободный полет, глиссада, посадка ВС.

DECREASING OF MAJOR AIRPORTS DOWNLOAD THROUGH THE REDUCTION OF AIRPLANE RESIDENCE TIME IN THE AIRPORT DURING APPROACH

R. A. Akzigitov, V. A. Kalinnikov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers a method of management and building of curved paths for landing without going to the height of the circle.

Keywords: free flight, glide slope, aircraft landing.

Расширение области включения захвата глиссады в фазе снижения без маневрирования на высоте круга обеспечивает сокращение времени пребывания самолета в зоне аэродрома.

Авторами рассмотрен вопрос применения этих рекомендаций на примере самолета ТУ-154, т. е. применение концепции «free fly» при совершении предпосадочного маневра до захвата глиссады [1].

В работе рассматривается маневр входа в глиссаду с разворотом на 90°, при этом захват глиссады возможен «сверху» или с пересечением оси ВПП - захват «снизу». Был выработан закон управления, по которому осуществлялось маневрирование самолета, то есть управление производилось по боковому отклонению от оси ВПП [2].

Для выполнения выхода в створ ВПП при заходе на посадку с высоты эшелона перехода с пересечением высоты круга предлагается маневр полета по ра-диалу (дуге заданного радиуса) с использованием системы спутниковой навигации [3].

Вначале предположим, что положение центра дуги и ее радиус известны. Задача вычислителя перед началом маневра заключается в определении крена, с которым будет выполняться разворот, где V - истинная воздушная скорость; R - радиус разворота; g -ускорение свободного падения.

В процессе выполнения маневра по текущим координатам ВС определяется его удаление от центра. Для этого нужно перевести разность координат ВС и центра разворота в угловые минуты. Одна минута по широте соответствует морской миле - 1 853 м, по долготе разность в минутах необходимо умножить на где ф - средняя широта ВС и центра.

Отклонение можно определить по формуле, поскольку при малых по сравнению с радиусом отклонения

(R2 - L2) = (R + L) • (R - L) ~ 2R • (R - L).

Данный маневр выполняется обычно по маякам БМЕ, но в данном случае центр разворота можно выбрать произвольно.

В том случае когда радиус и положение центра неизвестны, следует считать исходными данными следующие.

1. Координаты торца ВПП.

2. Посадочный курс.

3. Начальное расстояние от торца ВПП (точка выхода в створ ВПП).

4. Заданная разность текущего и посадочного курса в этой точке (±15°).

Алгоритм расчета координат центра и радиуса разворота построим следующим образом (см. рисунок).

Устанавливаем начало координат в точку выхода в створ и определяем координаты ВС в этой системе.

Переводим угловые координаты ВС в линейные.

Производим поворот координат на угол, равный посадочному курсу (это необходимо во избежание появления бесконечности при вычислениях), и определяем положение ВС в этих координатах.

По координатам ВС составляем уравнение линии в отрезках от начала координат до ВС.

Составляем параметрическое уравнение линии, повернутой от оси ВПП на угол ±(90°+15°), - это линия центров разворота. Поскольку этих линий две -слева и справа от оси, следует учесть знак бокового уклонения ВС от полосы.

Составляем уравнение прямой, проходящей через центр отрезка - начало координат ВС и перпендикулярной к нему.

Определяем координаты точки пересечения этой прямой с линией центров. Это и есть координаты центра разворота.

Определяем радиус разворота как расстояние от центра до ВС.

Обратным преобразованием возвращаем систему координат в исходное положение.

Определение координат центра и радиуса маневра

Библиографические ссылки

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

3. Вычужанин В. Б., Борсоев В. А. Методы повышения достоверности передачи данных по спутниковым каналам связи при УВД с автоматическим зависимым наблюдением // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. ст. Краснояр. гос. техн. ун-та. М. : Радио и связь, 2006. С. 446-450.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta ; pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

3. Vychuzhanin V. B., Borsoev V. A. Metody povyshenija dostovernosti peredachi dannyh po sputnikovym kanalam svjazi pri UVD s avtomaticheskim zavisimym nabljudeniem // Sovremennye Problemy radiojelektroniki : sb. nauch. st. Krasnojar. gos. tehnich. un-ta. M. : Radio i svjaz', 2006, S. 446-450.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

УДК 621.396.932.1

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ РЕГУЛЯРНОСТИ ПОЛЕТОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ПУТЕМ ОПЕРАТИВНОГО УСТРАНЕНИЯ И ДИАГНОСТИКИ НЕИСПРАВНОСТЕЙ

Р. А. Акзигитов, С. А. Кривенко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается проблема простоя воздушных судов во внебазовых аэропортах при неисправностях и предлагается вариант решения проблемы.

Ключевые слова: контрольно-проверочная аппаратура, диагностика, мониторинг.

IMPROVING OF THE EFFICIENCY OF REGULAR AIRCRAFT FLIGHTS BY OPERATIVE SOLUTION AND DIAGNOSTICS OF FAULTS

R. A. Akzigitov, S. A. Krivenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers the problem of idle aircrafts with faults at off-base airports and the solution of the problem. Keywords: control and test equipment, diagnostics, monitoring.

Авиакомпании гражданской авиации России несут большие потери при простое воздушных судов (ВС) во внебазовых аэропортах, особенно в зарубежных, поэтому возврат неисправного воздушного судна на базовый аэродром для устранения неисправностей дает ощутимый экономический выигрыш. Следовательно, контрольно-проверочная аппаратура (КПА), позволяющая определить допустимость полета без снятия аппаратуры с борта ВС, находит все большее применение.

Эффективность воздушного транспорта определяется главным образом безопасностью полетов, их регулярностью, себестоимостью перевозок. Безопасность полетов зависит от таких факторов, как надежность авиационной техники и правильное ее использование в процессе эксплуатации. В свою очередь, надежность техники в процессе эксплуатации, регулярность полетов и себестоимость перевозок в значительной степени зависят от качества технического обслуживания и ремонта, производительности труда, от длительности простоев авиационной техники, в том числе и авиационного оборудования, на техническом обслуживании [1].

Несмотря на систематическое увеличение надежности элементной базы систем, непрерывное возрастание объема и сложности авиационного оборудования является одной из главных причин появления случайных отказов в его системах. Поэтому сокращение длительности простоев авиационной техники может быть достигнуто также уменьшением времени определения работоспособности объектов авиационного оборудования и поиска места отказа в них. Эта проблема может быть решена путем разработки и внедрения в эксплуатацию прогрессивных методов и средств контроля технического состояния авиационного оборудования.

Контрольно-проверочная аппаратура, предназначенная для контроля и обслуживания бортовых систем без снятия их с воздушного судна, получает все большее распространение. Связано это с требованием сокращения затрат времени и средств на техническое обслуживание, а обеспечивается резко возросшими возможностями электроники и вычислительной техники. Таким образом, происходит перераспределение функций переносной и стационарной КПА. Стационарная теряет часть функций контроля и обслуживания бортовой аппаратуры, а переносная берет их на себя [2].

Есть еще один аспект применения: переносной КПА-контроль бортовой аппаратуры во внебазовом аэропорту, где отсутствует стационарная КПА или ее применение невозможно. При отказах бортовых систем эта аппаратура может помочь при заказе запасных частей или для принятия технически обоснованного решения на вылет до аэропорта базирования, что позволяет сократить простой ВС, который вне базы стоит очень дорого.

Требования, предъявляемые к переносной КПА: многофункциональность, универсальность, достаточ-

ная точность, малый вес и габариты, питание от бортовой сети через штатные разъемы или автономное.

При этом многофункциональность означает по возможности более полный контроль максимально возможного числа параметров. Универсальность -возможность контроля нескольких систем. Требование достаточной точности означает, что при невозможности достичь параметров стационарной аппаратуры необходимо определить максимально возможную точность переносной КПА и определить круг задач, с которыми она в состоянии справиться, или сузить диапазон контролируемого параметра с целью получения необходимой точности в его пределах [3].

При разработке должны быть учтены в полной мере все приведенные выше требования к переносной КПА и учтено, что разрабатывается не серийная аппаратура, а прибор, который будет изготовлен в одном или нескольких экземплярах силами эксплуатирующей организации. Для допуска прибора к работе необходима не сертификация, а экспертиза местного регионального центра авиационной метрологии. Это позволит применять прибор в пределах одной эксплуатирующей организации.

Библиографические ссылки

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

3. Вычужанин В. Б., Борсоев В. А. Методы повышения достоверности передачи данных по спутниковым каналам связи при УВД с автоматическим зависимым наблюдением // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. ст. Краснояр. гос. техн. ун-та. М. : Радио и связь, 2006. С. 446-450.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kiyzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta ; pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

3. Vychuzhanin V. B., Borsoev V. A. Metody povyshenija dostovernosti peredachi dannyh po sputnikovym kanalam svjazi pri UVD s avtomaticheskim zavisimym nabljudeniem // Sovremennye problemy radiojelektroniki : sb. nauch. st. Krasnojar. gos. tehnich. un-ta. M. : Radio i svjaz', 2006, S. 446-450.

УДК 621.396.932.1

ПРОБЛЕМА НАВИГАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ В УСЛОВИЯХ ОТСУТСТВИЯ СООТВЕТСТВУЮЩЕГО НАЗЕМНОГО НАВИГАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

Р. А. Акзигитов, И. А. Акзигитова, О. И. Любченко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

Рассматривается проблема обеспечения навигации воздушных судов при доставке грузов и людей в труднодоступные районы, не охваченные единым навигационным полем.

Ключевые слова: навигация, высокие широты, радионавигационное поле.

THE PROBLEM OF AIR VESSELS NAVIGATION UNDER THE CONDITIONS OF ABSENCE OF CORRESPONDING GROUND NAVIGATION SUPPORT

R. A. Akzigitov, I. A. Akzigitova, O. I. Liubchenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers the problem of aircraft navigation in the delivery of goods and people in remote areas not covered by a single navigation field.

Keywords: navigation, high latitude, radio navigation field.

В процессе обеспечения воздушного движения одной из важных задач является непрерывное определение местоположения воздушных судов. Именно оно позволяет контролировать выполнение заданного плана полета и фиксировать отклонения от маршрута.

Большие трудности возникают при выполнении данной задачи в районах, где отсутствуют радиолокационные станции (РЛС), в горных местностях, лесных массивах, в высоких широтах, на малых и предельно малых высотах.

Целесообразно решать данную проблему с использованием спутниковых навигационных систем, спутниковых систем связи и систем автоматического мониторинга транспортных средств.

Гражданская авиация РФ является одной из основных составляющих Единой транспортной системы России и выполняет огромные объемы работ по перевозке людей и грузов в пределах страны и за рубеж. В то же время имеются такие регионы в стране, куда может производить доставку грузов и людей только авиация, где практически отсутствуют железнодорожные и автомобильные коммуникации. К таким регионам относятся регионы за Полярным кругом, на Крайнем Севере, на Дальнем Востоке, в горах Алтайского края, в тайге Красноярского края и т. д. В эти районы выполняются полеты воздушных судов МЧС, гражданской авиации, авиации общего назначения. Возникают потребности в отправке грузов и людей для геолого-разведывательных и геодезических, для целей топливно-добывающей промышленности (нефтяные и газовые комплексы), для обеспечения действий санитарной, пожарной и других видов авиации.

Отсюда возникает достаточно сложная задача обеспечения своевременной доставки грузов и людей в заданную точку с обеспечением необходимых тре-

бований по безопасности полетов. Задача осложняется тем, что в указанных выше труднодоступных районах практически отсутствует единое радионавигационное поле, что существенно осложняет вопрос проводки ВС по маршруту, вывода его в заданную навигационную точку и обеспечения посадки на необорудованных площадках.

Решение задачи создания единого радионавигационного поля для всей РФ в обозримом будущем не ставится, так как размещение соответствующей радионавигационной аппаратуры на земле и создание необходимой инфраструктуры в труднодоступных и отдаленных районах экономически невозможно из-за огромных материальных и других затрат.

Естественным путем решение указанной задачи является использование спутниковых навигационных систем типа ГЛОНАСС и GPS.

Однако на данный момент система ГЛОНАСС развернута примерно на 30 % своих возможностей (используется в ИСЗ вместо требуемых ГУ), и в ближайшей временной перспективе ожидать ввода ее в полнообъемную эксплуатацию нереально. Система GPS не предусматривает возможности обеспечения навигации ВС над всей территорией России и может это сделать только при совместном использовании с системой ГЛОНАСС.

Таким образом, возникает важная и актуальная научная проблема обеспечения навигации ВС авиации различного назначения в отдаленных и труднодоступных районах России. Обратим внимание, что эта проблема, по существу, распадается на 2 взаимосвязанных проблемы: проблема проводки воздушного судна по маршруту в отсутствие единого радионавигационного поля, вывода ВС в заданную точку, где отсутствуют специальные навигационные реперные

ориентиры, и проблема обеспечения посадки ВС в местах, для этой цели не предназначенных.

Указанную проблему можно попытаться решать с помощью установки дополнительных средств навигации на борту ВС в виде автономных устройств и например, радиометрического оборудования или иного. Однако установка дополнительного оборудования не всегда желательна, а для ряда типов ВС и невозможна.

Поэтому рассматривается вариант решения сформулированной выше проблемы путем использования штатного бортового радиотехнического оборудования в качестве навигационного средства, одновременно решающего задачу навигации ВС по маршруту и обеспечения посадки ВС на необорудованные площадки при сохранении заданного уровня безопасности полетов.

В этой связи возникает важная научно-техническая задача обеспечения навигации ВС при доставке грузов и людей в труднодоступные районы страны в условиях отсутствия единого радионавигационного поля путем использования для этих целей штатного бортового радиотехнического оборудования.

Библиографические ссылки

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

3. Вычужанин В. Б., Борсоев В. А. Методы повышения достоверности передачи данных по спутниковым каналам связи при УВД с автоматическим зависимым наблюдением // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. ст. Краснояр. гос. техн. унта. М. : Радио и связь, 2006. С. 446-450.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta / pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

3. Vychuzhanin V. B., Borsoev V. A. Metody povyshenija dostovernosti peredachi dannyh po sputnikovym kanalam svjazi pri UVD s avtomaticheskim zavisimym nabljudeniem // Sovremennye problemy radiojelektroniki : sb. nauch. st. Krasnojar. gos. tehn. un-ta. M. : Radio i svjaz', 2006. S. 446-450.

УДК 621.396.932.1

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ПОСАДКИ ПОСРЕДСТВОМ СТАЦИОНАРНЫХ ПСЕВДОСПУТНИКОВ

И. А. Акзигитова, Е. И. Стапуль

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается метод захода на посадку посредством псевдоспутников. Ключевые слова: псевдоспутник, посадка, навигация.

IMPROVING THE EFFICIENCY OF LANDING BY STATIONARY PSEUDOLITES

I. A. Akzigitova, E. I. Stapul'

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers a method of approach by pseudo satellites.

Keywords: pseudolite, landing, navigation.

Современные спутниковые радионавигационные системы ГЛОНАСС/GPS позволяют определить координаты потребителя с точностью порядка 10-15 м, что удовлетворяет требованиям по точности навигационных определений воздушных судов при маршрутных полётах и полётах в аэродромных зонах, включая некатегорированный заход на посадку. Вы-

полнение же требований по точности навигационных определений при обеспечении захода на посадку по категориям ИКАО может быть достигнуто с использованием дифференциальных методов спутниковой навигации. Перспективным вариантом является реализация дифференциального режима с использованием псевдоспутника (ПС). Наличие псевдоспутников

позволяет уменьшить значение геометрического фактора в вертикальной плоскости в 6-8 раз и в горизонтальной плоскости в 3-4 раза за счет появления в зоне радиообзора воздушного судна дополнительной радионавигационной точки, расположенной в нижней полусфере. Именно данное обстоятельство существенно уменьшает погрешность при использовании псевдоспутника [1].

При реализации дифференциальной системы с использованием псевдоспутника возникает ряд проблем. Излучаемые источником навигационного сигнала псевдоспутника сигналы являются помехой как для навигационной аппаратуры ГЛОНАСС/вР8 воздушного судна, совершающего заход на взлетно-посадочную полосу, так и для эталонного навигационного приёмника самого псевдоспутника.

Псевдоспутники выполняют функции по формированию корректирующей информации и передаче на борт потребителя необходимых для дифференциальной коррекции сигналов. Цифровые сообщения могут передаваться в структуре цифрового кадра навигационного сигнала псевдоспутника аналогично информации навигационного космического аппарата (НКА). Первоначально при проработке систем с использованием ПС предлагалось сигнал псевдоспутника принимать той же антенной что и сигналы НКА. Следовательно, в таком варианте не требуются изменения и доработки в бортовом радионавигационном оборудовании ВС в связи с внедрением псевдоспутника.

Предполагается, что прием сигналов ПС должен производиться антенным устройством, расположенным в верхней части ВС и обеспечивающим одновременный прием сигналов навигационных спутников. Такой подход диктуется соображениями избежания усложнения аппаратуры. Однако при этом существует проблема приема сигнала ПС, так как ПС находится на земле (нижняя полусфера), и приём сигналов от ПС будет производиться боковыми лепестками ДН, уровень которых порядка минус 20 дБ (основной лепесток направлен вверх на приём сигнала НКА). Подавление принимаемого сигнала ПС может быть ещё больше вследствие того, что само ВС является большим экраном. Один из способов решения данной проблемы - увеличение мощности передатчика псевдоспутника, однако при реализации данного решения появляются следующие проблемы. У разных типов ВС может быть разное затухание сигнала, в зависимости от их конструкции и места установки приёмной антенны на ВС. Также затухание может меняться от типа (свойств) антенн, расположения воздушного судна в пространстве в связи с его маневрами и расстояния относительно ПС.

На основании анализа этой проблемы можно сделать вывод, что эффективное использование псевдоспутника возможно в случае применения на воздушном судне двух разнесённых антенн, одна из которых (штатная) - антенна аппаратуры воздушного судна для верхней полусферы, а вторая антенна -снизу фюзеляжа (для нижней полусферы) - обеспечивает приём сигналов псевдоспутника. Такой подход приведёт к усложнению самолётного оборудования, однако он является совершенно необходимым

для обеспечения эффективного использования псевдоспутника, и при этом данное усложнение конструктивно является незначительным. Необходимость установки антенны в нижней части воздушного судна диктуется также возможностью уменьшения мощности излучения сигнала ПС при данной конструкции, поскольку сигнал ПС принимается основным лепестком ДН нижней антенны.

При установке на ВС двух антенн возникает задача обработки двух сигналов. При этом целесообразно выполнять обработку сигналов в единой аппаратуре радионавигации (АРН). В этом случае необходимо выполнить суммирование сигналов верхней и нижней антенн.

Суммирование сигналов НКА и ПС проводится на высокой частоте, т. е. сразу с выходов малошумящих усилителей (МШУ) сигналы подаются на сумматор (Е), далее в радиотракт (РТ), аналогово-цифровой преобразователь (АЦП), блок цифровой обработки сигналов (БЦОС) и вычислительный блок (ВБ). При использовании данной схемы при приближении ВС к псевдоспутнику уровень принимаемого сигнала от ПС возрастает, в то же время уровень принимаемо -го сигнала от НКА остаётся неизменным, что приведет к нарушению работы АРН ВС [2].

Следовательно, простого добавления в оборудование стандартной антенны и МШУ с суммированием на высокой частоте недостаточно для обеспечения работы системы. Можно предложить установить после приёмной антенны сигналов ПС автоматический регулятор усиления (АРУ), который должен постоянно поддерживать необходимый уровень сигнала на входе сумматора (см. рисунок).

В связи с тем что промышленность не выпускает АРУ, обеспечивающих работу по сигналам малой мощности, необходимо усилить сигнал ПС перед АРУ. Для такого усиления целесообразно применить вариант усиления сигналов ПС с использованием преобразования частоты, поскольку значительное усиление сигнала на одной частоте трудно реалии-зуемо.

При реализации данного решения остаётся вероятность приёма сигнала ПС основной антенной ВС. Перспективным решением может быть передача сигналов ПС не в диапазоне частот работы ГЛО-НАСС/вР8. Например, можно использовать полосу частот, согласно Регламенту радиосвязи РФ выделенную для радионавигации, - 9ГГц.

Одним из наиболее перспективных путей повышения помехозащищенности АРН является использование компенсирующей системы - инерциальной навигационной системы (ИНС). ИНС предназначена для определения координат, углов ориентации и параметров движения летательных аппаратов широкого класса. ИНС определяет и выдает потребителю полный комплект навигационной информации.

Инерциальную систему предлагается эксплуатировать одновременно с системой посадки. Расхождение в данных этих двух систем будет указывать на наличие помехи, что позволит, например, вовремя уйти на второй круг идущему на посадку воздушному судну.

Схема структурная суммирования сигналов НКА

Инерциальной системой предусматривается определение координат с помощью спутниковых навигационных систем. При отсутствии сигналов ГЛОНАСС и GPS возможно использование сигналов псевдоспутников. После пропадания сигналов псевдоспутников система продолжает определение координат в течение 5 минут, а в течение 60 с система позволяет совершить посадку без сигналов от ПС и НКА, удовлетворяющую по точностным параметрам захода на посадку трем категориям ИКАО. Определение углов крена, тангажа, высоты и вертикальной скорости поддерживается неограниченное время.

Библиографические ссылки

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta / pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

УДК 620.179

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕТОДОВ ЗАЩИТЫ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ СИСТЕМ ПОСАДКИ

ОТ ИНТЕРМОДУЛЯЦИОННЫХ ПОМЕХ

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

И. В. Алтухов, В. М. Мусонов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрен метод защиты бортовой аппаратуры от интермодуляционных помех системы посадки «Курс МП-70» с помощью колец из магнитомягкого феррита.

Ключевые слова: диапазон, приемник, частота.

THE RESEARCH OF METHODS OF LANDING SYSTEMS BOARD EQUIPMENT PROTECTION FROM INTERMODULATION

I. V. Altukhov, V. M. Musonov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The article presents a method of on-board equipment protection from IM-landing system COURSE MP-70 intermodulation with rings of soft magnetic ferrite.

Keywords: range of the receiver, frequency.

Бортовое радиоприемное оборудование навигации по системе VOR и бортовое радиоприемное оборудование посадки самолетов по системам ILS и СП работают в диапазоне радиочастот 108,0-117,95 МГц.

Рядом с навигационно-посадочным диапазоном размещен диапазон радиочастот 87,5-107,9 МГц, используемый радиовещательными станциями УКВ-ЧМ.

Согласно требованиям ICAO нежелательные уровни сигналов радиостанций УКВ-ЧМ на входе приемников аппаратуры посадки и аппаратуры навигации нормированы и могут достигать на некоторых аэродромах значений, приведенных в таблице.

Под воздействием этих сигналов в приемниках, если в них не предусмотрена специальная защита, возникает интермодуляционная помеха [1].

Уровни сигналов радиостанций УКВ-ЧМ на входе приемников

Частота МГц Максимальны уровень помехи на входе приемника

мкВ дБм Вт

87,5-102,0 1,26 ■ 106 +15

104,0 0,70 ■ 106 +10

106,0 0,40 ■ 106 +5

107,9 0,07 ■ 106 -10

Интермодуляция - это возникновение помех на выходе устройства при воздействии на его вход двух или более сигналов, частоты которых не совпадают с частотой основного сигнала и приводят к помехам на частоте основного сигнала. В рассмотрении опасна интермодуляционная помеха третьего порядка, представляющая собой комбинацию 2/1 - /2.

В незащищенном приемнике вследствие нелинейности активных элементов в маломощных каскадах высокочастотного тракта возникает множество гармонических составляющих, среди них присутствует и составляющая 2/1 - /2 = 2 107,7 - 107,3 = 108,1 МГц. Частота 108,1 МГц совпадает с частотой основного сигнала посадочного маяка. Это означает, что посадочный канал 108,1 МГц оказался пораженным, и посадка (навигация) самолета становится невозможной.

В случае непринятия специальных мер по защите от помех пораженных каналов посадки и навигации становится много [2].

Динамический диапазон по побочным каналам, блокированию, перекрестным искажениям и интермодуляции при избыточности чувствительности приемного тракта может быть расширен путем снижения

крутизны нагрузочной прямой первого каскада усилителя высокой частоты. Это может быть обеспечено за счет уменьшения нагрузочного (коллекторного, стокового) сопротивления до величины, при которой значение чувствительности сохраняется в требуемых пределах. Так, например, по ТУ чувствительность должна быть не хуже 6 мкВ для изделия «Курс МП-70». Следовательно, имеется возможность снижения крутизны нагрузочной прямой и, следовательно, сопротивления нагрузки до 2,2 раза, за счет чего и может быть обеспечено расширение динамического диапазона [3].

Без каких-либо изменений и дополнений принципиальных схем частотная селективность входных цепей изделий «Курс МП-70» может быть повышена, если на высокочастотный кабель надеть кольцо из маг-нитомягкого феррита (рис. 1), то за счет индуктивности Ек и емкости Ск между кольцом и кабелем будет образован последовательный колебательный контур (рис. 2), характеризующийся резонансными свойствами.

Рис. 1. Кабель с ферритовым кольцом

Рис. 2. Эквивалентная схема участка кабеля с кольцом

Для резонансной длины волны при постоянстве внутреннего диаметра кольца:

хр=,

где d - ширина кольца; цн - магнитная проницаемость феррита; е'' - минимальная часть диэлектрической проницаемости, связана со справочной величиной эффективной проводимости ст.

Марка феррита выбирается с учетом значения частоты радиосигнала. Так, например, для частот до 200 МГц

необходимо применять феррит марки 30ВЧ2 со справочными значениями цн = 25...35 и ст = 1,5106 м-А-1, а для рабочих частот до 350 МГц - феррит марки 5ВЧ1 со справочными значениями цн = 4,7...6,5 и

р = 107 Омм.

Для повышения добротности следует применять два, три, четыре ферритовых кольца, надетых на кабель одно за другим и расположенных на расстоянии (3...4)^ друг от друга. Увеличение количества колец свыше четырех может привести к снижению добротности колебательной системы и потерям мощности полезного сигнала.

Расстояние от кольца до концов кабеля особого значения не имеет. Важно, чтобы кабель имел как можно меньше изгибов и кольца располагались на прямолинейном участке. Это связано с тем, что изгибы кабеля характеризуются внесением реактивностей -индуктивностей и емкостей, что повлияет на резонансную частоту контура, образованного кольцами и кабелем [4].

кш \ \ \

\ \ __

г

Рис. 3. Амплитудно-частотная характеристика фильтра нижних частот

Размеры ферритовых колец и место их установки с целью обеспечения наилучших фильтрующих свойств следует подбирать с небольшим разбросом вокруг значений ё индивидуально для каждого варианта размещения изделий на борту воздушного судна. Кроме того, система из двух ферритовых колец, надетых на кабель, может представлять собой фильтр нижних частот, если одно кольцо имеет индуктивный характер, а второе - емкостный или активный. При этом если ширина ё первого кольца рассчитывается по изложенной выше методике, то ширина второго кольца подбирается опытным путем в пределах (4...5) ё с

тем, чтобы частота среза образовавшегося фильтра была достаточно близка к частоте сигнала (рис. 3). При этом мешающие сигналы с частотами выше частоты полезного сигнала будут отфильтровываться.

Библиографические ссылки

1. Рамсден Д. М. Анализ причин аварий самолетов на этапах захода на посадку и приземления : перевод № 20/77 // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. Р. 107-112.

2. Бортовые радиоустройства посадки самолетов / И. А. Хаймович, П. А. Иванов, Ю. Е. Устроев и др. М. : Машиностроение, 1980. 382 с.

3. Кондрашов В. И., Федоренко В. Н. Бортовые радиотехнические средства ближней навигации и инструментальной посадки летательных аппаратов // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. 2002. № 1. С. 3-9.

4. Кондрашов В. И., Федоренко В. Н. Анализ влияния частотно-модулированных помех, создаваемых УКВ радиовещательными станциями, на функционирование бортовой навигационно-посадочной аппаратуры // Науч. вестн. Моск. гос. техн. ун-та гражд. авиации. Сер. Радиофизика и радиотехника. 2003. № 62. С. 20-25.

References

1. Ramsden D. M. Analiz prichin avarij samoletov na jetapah zahoda na posadku i prizemlenija [perevod № 20/77] // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. Р. 107-112.

2. Bortovye radioustrojstva posadki samoletov / I. A. Hajmovich, P. A. Ivanov, Ju. E. Ustroev i dr. M. : Mashinostroenie, 1980. 382 s.

3. Kondrashov V. I., Fedorenko V. N. Bortovye radiotehnicheskie sredstva blizhnej navigacii i instrumental'noj posadki letatel'nyh apparatov // Tehnologija i konstruirovanie v jelektronnoj apparature. 2002. № 1. S. 3-9.

4. Kondrashov V. I., Fedorenko V. N. Analiz vlijanija chastotno-modulirovannyh pomeh, sozdavaemyh UKV radioveshhatel'nymi stancijami na funkcionirovanie bortovoj navigacionno-posadochnoj apparatury // Nauch. vestn. Mosk. gos. tehn. un-ta grazhd. aviacii. 2003. Ser. Radiofizika i radiotehnika. № 62. S. 20-25.

УДК 629.735.064

НАДЕЖНОСТЬ АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ, ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ КАТАСТРОФЫ

А. А. Анисимова, Р. С. Пашков

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected]

С момента появления в нашей жизни авиации случилось много прорывов, но и не меньше падений. Во многом такой неблагоприятный исход событий случался по вине человека, введенного в стрессовую ситуацию. На это могло повлиять огромное множество факторов. Человечество стремится снизить риск угрозы для жизни, и во многом это удается, путем совершенствования техники, создания более надежной аппаратуры. Нам нужно понять не только, как от обычного оборудования на борту воздушного судна зависит полет и жизни пассажиров и экипажа, но и как следует поступить, что бы предотвратить возможный риск.

Ключевые слова: электрооборудование, катастрофа, риск.

THE RELIABILITY OF AVIATION EQUIPMENT, DISASTER PREVENTION

A. A. Anisimova, R. S. Pashkov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Since the advent of aviation in our lives both many breakthroughs and a lot of downfalls happened. In many ways, such an unfavorable turn of events happened because of a person entered in a stressful situation. This could be affected by a great many factors. Mankind aims to reduce the risk of life-threatening, and in many ways it succeeds, by improving technology, creating more reliable equipment. We need to understand not only how the flight and the lives of passengers and the crew depend on the usual equipment on board the aircraft, but also what should be done to prevent the risks.

Keywords: electrical equipment, disaster, risk.

По данным голландского Фонда безопасности полетов, по числу авиакатастроф 2012 год стал самым безопасным за всю историю гражданской авиации с 1945 года. За год случились 23 авиакатастрофы, унесшие 475 человеческих жизней. Из 23 катастроф 2012 года лишь одна произошла во время взлета, пять -сразу после взлета, три в полете, десять - при заходе на посадку, четыре при посадке.

По статистике, причины катастроф распределяются следующим образом:

- ошибки пилотов - 50 %:

o ошибки пилотов неспровоцированные - 29 %;

o ошибки пилотов, вызванные сложными метеоусловиями, - 16 %;

o ошибки пилотов, вызванные отказами техники, - 5 %;

- отказы авиатехники - 22 %;

- погодные условия - 12 %;

- терроризм - 9 %;

- ошибки наземного персонала (авиадиспетчеров, авиатехников и др.) - 7 %;

- другие причины - 1 %;

- одним из факторов, увеличивающих вероятность катастроф являются помехи навигационных приборов. Наиболее вероятной причиной специалистам представляется отказ приемного навигационного оборудования, возникающий из-за износа или внешнего воздействия [1].

Назначение авиационных приборов состоит в обеспечении надежного контроля за текущими значениями параметров, характеризующих режимы полета самолета, работу двигателя и отдельных систем. Полет в сложных метеорологических условиях и ночью немыслим без приборов, показывающих положение самолета в воздухе и направление его полета. Устанавливая наиболее рациональные режимы работы двигателя и режимы полета, можно увеличить срок службы двигателя, сделать полет более экономичным, увеличить дальность и продолжительность. При точных показаниях авиационных приборов, надежной их работе и правильном пользовании ими обеспечивается безопасность полета. Пилот, в совершенстве владеющий навыками полетов по приборам, может вывести самолет из любого сложного положения. Это значит, что все приборы на борту воздушного судна должны быть надежными, безотказными, долговечными, ремонтопригодными и могли сохранять все эти свойства в период эксплуатации. В этом случае снижается риск возникновения катастрофы [2].

Надежность любого электрооборудования и аппаратуры существенным образом зависит от условий эксплуатации. Условия эксплуатации в производственных помещениях характеризуются климатическими и электромеханическими воздействиями, режимами работы и отсутствием рационального технического обслуживания. Надежность всех объектов также зависит от коэффициента нагрузки: чем он больше,

тем надежность объекта меньше. Решить эту проблему можно либо путем уменьшения коэффициента нагрузки для этого же объекта, либо заменой этого объекта объектом большей мощности при том же коэффициенте нагрузки, но это сопряжено с увеличением экономических затрат, объемов, веса, габаритов, затрат электроэнергии. Поэтому находят такую структуру, которая в условиях экономических ограничений обладает наибольшей надежностью, или находят такой вариант структуры, для которого при ограничении на надежность стоимость затрат наименьшая.

Чаще всего отказы электрооборудования объясняются простейшими причинами, такими как повреждение коррозией либо ослабление крепления клеммных соединений, выход из строя предохранителя или плавкой вставки, отказ реле и т. п. Кроме проблем, связанных с нарушением качества электрических соединений, к числу наиболее вероятных и часто происходящих отказов электрических контуров следует отнести обрывы и короткие замыкания в цепи. Поэтому следует тщательнее делать технический осмотр на борту самолета, это может спасти многие жизни и технику тоже. Своевременный качественный техосмотр и своевременная замена устаревшего оборудования могут сни-

зить риск возникновения катастрофы, ведь от оборудования во многом зависит безопасность полета.

Библиографические ссылки

1. Рамсден Д. М. Анализ причин аварий самолетов на этапах захода на посадку и приземления : перевод № 20/77 // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. Р. 107-112.

2. Бортовые радиоустройства посадки самолетов / И. А. Хаймович, П. А. Иванов, Ю. Е. Устроев и др. М. : Машиностроение, 1980. 382 с.

References

1. Ramsden D. M. Analiz prichin avarij samoletov na jetapah zahoda na posadku i prizemlenija : perevod № 20/77 // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. R. 107-112.

2. Bortovye radioustrojstva posadki samoletov / I. A. Hajmovich, P. A. Ivanov, Ju. E. Ustroev i dr. M. : Mashinostroenie, 1980. 382 s.

УДК 629.7/621.01

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ДЛЯ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ УПРАВЛЕНИЯ

В. Ю. Афанасьев, К. Н. Марков, П. С. Чупряков, К. Н. Винокуров, Е. А. Фурманова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассмотрена возможность оценки состояния системы технической эксплуатации воздушных судов применением аппарата полумарковских процессов. Результаты оценки состояния системы могут быть использованы для организации эффективного управления поддержанием летной годности.

Ключевые слова: поддержание летной годности, техническая эксплуатация, марковский процесс, эффективность.

MODELLING AIRCRAFT TECHNICAL MAINTANANCE PROCESS TO ESTIMATE

CONTROL EFFECTIVENESS

V. Y. Afanas'ev, K. N. Markov, P. S. C huprjakov, K. N. Vinokurov, Y. A. Furmanova

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The possibility of aircrafts technical maintenance system condition estimation is considered. Also the usage of semi-Markov processes apparatus is considered. The results of system condition estimation may be used for organizing effective flightworthiness maintenance control.

Keywords: flightworthiness maintenance, technical maintenance, Markov process, effectiveness.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Проблема поддержания летной годности (ПЛГ) воздушных судов (ВС) в современных условиях работы отрасли находится в центре внимания авиационной администрации, специалистов научно-исследовательских организаций, предприятий авиационной промышленности и гражданской авиации [1].

Основные требования и рекомендации по ПЛГ ВС содержатся в международных стандартах и руководствах ИКАО, в нормативных документах МАК и Российской Федерации, в опубликованных материалах научно-исследовательских работ в области ПЛГ ВС.

В «Транспортной стратегии Российской Федерации до 2030 года», утвержденной Правительством Российской Федерации 22.11.2008 г. № 1734-р, в ряду основных недостатков российского транспорта выделяются: низкий технический уровень и неудовлетворительное состояние производственной базы, сохранение тенденции старения основных фондов и их неэффективного использования [1; 2].

В связи с этим особую актуальность приобретает задача создания системы управления процессом технической эксплуатации (ТЭ) и ПЛГ ВС и разработка алгоритмов оценки ее эффективности. Для управления системой необходимо построение модели оценки состояния процесса.

Целью работы является построение полумарковской модели управляемых процессов ТЭ ВС для оценки их эффективности.

Поставленная цель в работе достигается построением полумарковской модели управления процессами ПЛГ компонентов ВС по состоянию с контролем параметров, изменение которых во времени образует процесс накопления, с учетом иерархической структуры процесса и характера исходной информации «стареющего» парка ВС [3].

При этом под управляемым процессом ПЛГ ВС понимается любая деятельность по ПЛГ, использующая ресурсы для обеспечения способности превращать входящие элементы процесса в выходящие. Часто выходящие элементы одного процесса напрямую образуют входящие элементы следующего процесса, а деятельность по ПЛГ охватывает выполнение всех мероприятий, которые гарантируют, что в любой момент срока эксплуатации все ВС соответствуют требованиям к летной годности и находятся в состоянии, обеспечивающем их безопасную эксплуатацию (Doc 9760, том 2, ICAO 2001).

Совокупность взаимосвязанных управляемых процессов ПЛГ ВС образует последовательную во времени смену состояний процесса в соответствии с принятой стратегией. При построении модели процесса ТЭ ВС на практике выделены следующие состояния: П -в полете, Ер - обеспечение вылета в рейсе, Вр - восстановление повреждений в рейсе, Мр - простои по метеоусловиям в рейсе, Г - в резерве, А - исправные, не совершавшие полетов, М - простои по метео в базовом аэропорту, Е - обеспечение вылета в базовом аэропорту, Тб - техническое обслуживание по форме Б, Тп - техническое обслуживание по периодическим формам, З - отсутствие запасных частей, Дв - отсутствие двигателей, Д - доработка по бюллетеням, Ж -рекламации промышленности, В - восстановление повреждений, Пр - продление ресурсов и сроков службы, Э - сертификация экземпляра ВС, Л - расследование происшествий, Мл - мониторинг летной годности, Ор - ожидание ремонта, Рк - ремонт капитальный, Жр - рекламации ремонтным заводам, С -списание [3].

В работе разработаны модели управляемых процессов ПЛГ ВС, учитывающие особенности процесса как объекта управления, свойства полумарковских процессов, характер исходной информации о процессах ПЛГ ВС по данным авиакомпании «Красэйр» за

2004-2008 гг. Например, процесс технического обслуживания (ПТО) самолетов Ту-154 представлен графом, приведенным на рисунке.

На основании графов состояний и переходов процессов ТЭ составлялись дифференциальные уравнения Колмогорова, которые решались относительно вероятностей нахождения в состояниях эксплуатации.

В работе выполнена проверка адекватности полумарковских моделей ПЛГ исходным процессам, которая включает проверку того, что функции распределения случайных величин времени пребывания в состояниях эксплуатации зависят лишь от времени пребывания в предыдущем состоянии, и проверку того, что «вложенная цепь» смены состояний объектов является однородной марковской цепью первого порядка.

Применение математического аппарата управляемых полумарковских процессов для моделирования процессов ПЛГ самолетов на протяжении всего их жизненного цикла дает возможность выполнить оценку эффективности различных вариантов программы.

Оценка основных показателей эффективности процесса ПЛГ ВС выполнялась по коэффициентам пребывания в каждом из состояний, коэффициенту использования и коэффициенту простоев [2].

Ориентированный граф состояний и переходов системы ПТО самолетов Ту-154 М, реализуемой на авиационно-технической базе авиакомпании «Красэйр» за 2004-2008 гг.

Показано, что программа ПЛГ самолетов Ту-154 М (без капитального ремонта) в условиях центров ТОиР эффективнее исходной программы ПЛГ (с капитальным ремонтом и поэтапным продлением ресурсов и сроков службы) по показателям интенсивности использования и экономичности процессов.

Результаты проведенных исследований и опыт применения эффективной программы ПЛГ самолетов Ту-154 М (без капитального ремонта) в центрах ТОиР может быть использован при эксплуатации «стареющего» парка ВС других типов.

Библиографические ссылки

1. Смирнов Н. Н., Владимиров Н. И., Черненко Ж. С. Техническая эксплуатация летательных аппаратов : учебник для вузов. М. : Транспорт, 1990. 423 с.

2. Ицкович А. А. Управление процессами технической эксплуатации летательных аппаратов : учеб. пособие. М. : МГТУ ГА, 1994. Ч. 1. 116 с.

3. Файнбург И. А. Научно-методическое обеспечение управления процессами поддержания летной годности воздушных судов : дис. ... канд. техн. наук / МГТУ ГА, М., 2009. 220 с.

References

1. Smirnov N. N., Vladimirov N. I., Chernenko Zh. S. Tehnicheskaja jekspluatacija letatel'nyh apparatov : ucheb. dlja vuzov. M. : Transport, 1990. 423 s.

2. Ickovich A.A. Upravlenie processami tehnicheskoj jekspluatacii letatel'nyh apparatov : ucheb. posobie ; MGTU GA M. 1994. Chast' 1. 116 s.

3. Fajnburg I. A. Nauchno-metodicheskoe obespeche-nie upravlenija processami podderzhanija letnoj godnosti vozdushnyh sudov : dis. ... kand. tehn. nauk ; MGTU GA. Moskva, 2009. 220 s.

УДК 656.7:658.012.011.56

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ИНТЕНСИВНОЙ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ.

РЕСУРСЫ И СРОКИ СЛУЖБЫ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

В. В. Барабанщиков, Э. В. Горбунов

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева

Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 Е-mail: [email protected], [email protected]

Рассмотрены эффективность технической эксплуатации авиационной техники на протяжении всего её жизненного цикла, срок службы летательных аппаратов, а также состояние авиапарка, имеющегося в распоряжении авиакомпаний Российской Федерации.

Ключевые слова: авиация, летательные аппараты, авиакомпании, техническая эксплуатация авиационной техники.

THE EFFECTIVENESS OF INTENSIVE TECHNICAL OPERATION OF AIRCRAFT.

RESOURCES AND TERMS OF SERVICE OF AVIATION TECHNICS

V. V. Barabanshchikov, E. V. Gorbunov

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia Е-mail: [email protected], eric. [email protected]

The effectiveness of technical exploitation of aviation equipment throughout its life cycle, the service life of aircraft as well as the state of the fleet available for airlines of the Russian Federation are considered in the paper.

Keywords: aviation, aircraft, airlines, technical maintenance of aviation equipment.

Эффективность технической эксплуатации самолетов существенно зависит, в частности, от следующих параметров летной эксплуатации:

1) средней продолжительности полета;

2) интенсивности полетов.

Продолжительность полета определяет затраты труда, времени и средств, необходимых для технической подготовки самолета к использованию по назначению и приведению его в исходное состояние после завершения каждого полета.

Интенсивность использования самолетов характеризует, в частности, интенсивность старения парка, т. е. выработку самолетами ресурсов и сроков службы.

Для авиационной техники ГА в целях обеспечения безопасности, надежности и эффективности эксплуатации могут задаваться:

1) ресурс до списания, задается для каждого типа самолета в целом и основных комплектующих изде-

лий из требований экономичности при условии обеспечения безопасности эксплуатации;

2) гарантийный ресурс самолета, определяет период действия гарантийных обязательств изготовителя и должен обеспечивать соответствие качества поставляемой продукции установленным в эксплуатационной документации требованиям;

3) межремонтный ресурс самолета - определяется условиями обеспечения надежности и экономичности эксплуатации парка самолетов данного типа и устанавливает ограничение по их применению.

Основным фактором старения парка отечественных типов самолетов является календарный срок их эксплуатации. Наиболее ярко тенденция старения прослеживается на самолетах, производство которых прекращено 10 и более лет назад [1].

Увеличение среднегодовых налетов до 3,5-4 тыс. ч позволит повысить эффективность эксплуатации парка самолетов как в плане удовлетворения спроса на

пассажирские перевозки, так и снижения удельных затрат на техническое обслуживание и ремонт.

За рубежом суточные налеты ближнемагистраль-ных самолетов достигают 6-9 ч, а дальнемагистраль-ных - 13-16 ч. Максимальные суточные и среднесуточные налеты ряда отечественных самолетов также достигают 10-14 ч, что свидетельствует о технической возможности интенсивной эксплуатации самолетов в ГА.

С учетом существующих технико-организационных резервов для самолетов Ил-96-300 и Ту-204 уже планируются и достигаются величины среднегодового налета до 4 000 ч. Однако практическая реализация таких возможностей для парка в целом требует существенного совершенствования организации эксплуа-

тации и изменения структуры парка самолетов ГА для каждого эксплуатанта и по стране в целом.

Библиографическая ссылка

1. Далецкий С. В., Деркач О. Я., Петров А. Н. Эффективность технической эксплуатации самолетов гражданской авиации // Воздушный транспорт. 2002. 216 с.

Reference

1. Daleckij S. V., Derkach O. Ja., Petrov A. N. Jeffek-tivnost' tehnicheskoj jekspluatacii samoletov grazhdan-skoj aviacii // Vozdushnyj transport, 2002. 216 s.

УДК 129.7.058.2

СЕРИИ АВИАЦИОННЫХ ЭЛЕКТРОМАШИННЫХ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ И ОБЛАСТЬ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ

И. В. Герасев, Е. С. Золкина

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Обозначены серии авиационных электромашинных преобразователей. Рассмотрена область применения авиационных электромашинных преобразователей. Приведена классификация авиационных электромашинных преобразователей.

Ключевые слова: авиационные электромашинные преобразователи, область применения авиационных электромашинных преобразователей, классификация авиационных электромашинных преобразователей.

SERIES OF AIRCRAFT ROTATING CONVERTERS AND THEIR APPLICATIONS

I. V. Gerasev, E. S. Zolkina

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Series of aircraft rotating converters are described. The scope of application of air rotating converters is considered. The classification of aircraft rotating converters is given.

Keywords: aircraft rotating converters, application of air rotating converters, classification of aircraft rotating converters.

На летательных аппаратах, где основной системой электроснабжения является система постоянного тока, для получения переменного тока стабильной частоты применяются преобразователи. Если первичной системой электроснабжения является система переменного тока, то преобразователи служат аварийными источниками энергии.

По принципу действия преобразователи подразделяют на электромашинные и статические, по виду выходного напряжения - на однофазные, трехфазные и комбинированные.

Электромашинные преобразователи представляют собой комбинированный агрегат постоянного тока с регулятором частоты вращения и генератора переменного тока со стабилизацией выходного напряже-

ния. Вследствие двойного преобразования энергии имеют низкий коэффициент полезного действия -0,45-0,5.

Статические преобразователи не имеют подвижных частей, у них больше срок службы, более высокое качество переходных процессов, значительно меньшее время выхода на рабочий режим (в 5-10 раз), более простое техническое обслуживание. Коэффициент полезного действия - 0,55-0,7

Наиболее широкое распространение получили преобразователи: однофазные (ПО, МА), трехфазные (ПТ, ПАГ), трехфазно-однофазные (ПТО) и статические (ПТС, СПО).

Преобразователи однофазные типа ПО изготавливаются мощностью от 500 до 6 000 ВА. Преобразова-

тели представляют собой двигатель-генераторные агрегаты, состоящие из электродвигателя постоянного тока и однофазного синхронного генератора, которые имеют общий корпус и вал [1].

Трёхфазные преобразователи типа ПТ изготавливаются мощностью от 70 до 6 000 ВА. Преобразователи представляют собой двигатель-генераторные агрегаты, состоящие из электродвигателя постоянного тока и расположенного с ним на одном валу трёхфазного синхронного генератора.

Трёхфазные преобразователи типа ПАГ по принципу действия и устройства аналогичны преобразователям типа ПТ малой мощности. У преобразователей серий ПАГ и ПТ малой мощности (например, ПТ-125Ц) регулирование напряжения не осуществляется, так как они рассчитаны на постоянную нагрузку. Стабилизация частоты вращения ротора преобразователей осуществляется или с помощью центробежного регулятора (ПТ-70), или с помощью напряжения, подаваемого на обмотку управления двигателя.

Трехфазно-однофазные преобразователи типа ПТО (ПТ0-400/750М, ПТ0-500/3000, ПТ0-1000/1500М и др.) предназначены для преобразования постоянного тока напряжением 27 В в переменный однофазный ток напряжением 115 В и переменный трёхфазный ток напряжением 36 В частотой 400 Гц [2].

Преобразователи типа МА (мотор-альтернатор, т. е. двигатель-генератор) предназначены для преобразования постоянного тока бортовой сети в переменный ток напряжением 115 В, частотой 400 Гц. Преобразователи типа МА состоят из двух электромашин, размещённых в одном корпусе: электродвигателя постоянного тока смешанного возбуждения и бесколлекторного однофазного синхронного генератора переменного тока индукторного типа (ротором генератора является индикатор, выполненный из листов электротехнический стали, имеющей полюсные выступы). Сверху корпуса преобразователя размещена коробка управления, предназначенная для регулирования напряжения генератора, дистанционного включения преобразователя, регулирования режима работы.

Трехфазные статические преобразователи типа ПТС предназначены для преобразования постоянного тока в трехфазный переменный напряжением 36 и 115 В, частотой 400 Гц, мощностью 25-800 ВА. Они используются на ЛА в качестве вторичных источников электропитания. Преобразователь устанавливают на амортизационную раму. Основные элементы преобразователя - блоки управления и питания, стабилизатор напряжения, задающий генератор, инверторы, трансформаторно-фильтрующее устройство, электровентилятор, фильтры радиопомех.

Библиографические ссылки

1. Кондрашов В. И., Федоренко В. Н. Бортовые радиотехнические средства ближней навигации и инструментальной посадки летательных аппаратов // Технология и конструирование в электронной аппаратуре. 2002. № 1. С. 3-9.

2. Кондрашов В. И., Федоренко В. Н. Анализ влияния частотно-модулированных помех, создаваемых УКВ радиовещательными станциями, на функционирование бортовой навигационно-посадочной аппаратуры // Науч. вестн. Моск. гос. техн. ун-та гражд. авиации. 2003. Сер. Радиофизика и радиотехника. № 62. С. 20-25.

References

1. Kondrashov V. I., V. N. Fedorenko Bortovye radiotehnicheskie sredstva blizhnej navigacii i instrumental'noj posadki letatel'nyh apparatov // Tehnologija i konstruirovanie v jelektronnoj apparature. 2002. № 1. S. 3-9.

2. Kondrashov V. I., Fedorenko V. N. Analiz vlijanija chastotno-modulirovannyh pomeh, sozdavaemyh UKV radioveshhatel'nymi stancijami na funkcionirovanie bor-tovoj navigacionno-posadochnoj apparatury // Nauch. vestn. Mosk. gos. tehn. un-ta grazhd. aviacii. 2003. Ser. Radiofizika i radiotehnika. № 62. S. 20-25.

УДК 621.67

РАЗРАБОТКА МОДЕЛИ АГРЕГАТА ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКОЙ СИТЕМЫ С ЦЕНТРОБЕЖНЫМ НАСОСОМ

А. В. Дегтярев, О. А. Лысенко, Р. Н. Хамитов

Омский государственный технический университет Россия, 644123, г. Омск, просп. Мира, 11. E-mail: [email protected], [email protected], [email protected]

Рассматриваются вопросы моделирования динамических процессов авиационной системы «асинхронный двигатель - центробежный насос» на основе совместного рассмотрения подсистем, из которых состоит рассматриваемый комплекс.

Ключевые слова: моделирование, асинхронный двигатель, центробежный насос.

THE DEVELOPMENT OF A MODEL OF AN ELECTRICAL SYSTEM UNIT WITH CENTRIFUGAL PUMPS

A. V. Degtiarev, O. A. Lysenko, R. N. Khamitov

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Omsk State Technical University 11, Mira prosp., Omsk, 644050, Russia. Е-mail: ya. [email protected], [email protected], [email protected]

The article deals with the simulation of the dynamic processes of the "induction motor - a centrifugal pump' aviation system on the basis ofjoint consideration of subsystems that make up the complex under study.

Keywords: modeling, induction motor, centrifugal pump.

В качестве систем автоматизированного электропривода центробежных насосов наибольшее распространение получили регулируемые электроприводы на базе асинхронного двигателя (АД). Частотное управление является наиболее экономичным способом плавного регулирования частоты вращения АД.

Установки центробежных насосов (УЦН) электротехнических комплексов (ЭТК), как правило, моделируются с помощью обобщенных интегральных характеристик, не позволяющих исследовать поведение ЭТК в динамических режимах работы. Исследования ЭТК, построенных с использованием динамических моделей ЦН, необходимы для реализации эффективного и энергосберегающего регулирования технологических параметров гидросети. Для этого необходи-

мо получить взаимозависимости основных параметров режимов работы насоса, трубопровода, двигателя и преобразователя как составляющих единой системы. Для решения этих задач необходимо рассмотреть вопросы моделирования отдельных элементов авиационной системы электропривода УЦН.

В качестве модели электрической подсистемы используется двухконтурная схема замещения асинхронного двигателя.

В основе методики построения математической модели центробежного насоса лежит подход, взятый за основу в работе В. С. Костышина [1]. На основе математических моделей отдельных устройств создаётся общая система уравнений УЦН, соответствующая схеме приведенной на рисунке [2].

Электрическая подсистема

'1 R

и„

R12

/2-

Х

12

R2

1 - s

R21 i'2,

x'

R'22

'.X '22

21

Механическая подсистема Гидравлическая подсистема

Rah XAH

R 1 - s

R 22-

1

Схема замещения УЦН

Кнаг

|PgH СТ

/ — /' — /' — / — / - 0-

J1 21 22 R12 1x 12 _u'

/,(R, + 7Х1)+iR12 R12 - U; 'r12R12 — 'x 12Х12 - 0;

^^ + jx21) — ix 12 jx12 - 0;

R'

'22 (--+ jX22) — Ix 12 jX 12 - 0;

s

(1)

¿0h(1 — s) - m[(i'21?R'21 + (i'22)2Rh

1 — s

'мех (1 — s)(Rмех + jXмех (1 — s)) - E0 -

'x 'мех 'm - 0;

(2)

(3)

(4)

4,— ^— /д— /Д - 0;

(1 — s)(4, jXH (1 — s) — jX^Q (1 — s) — 'мех (R^ + jX мех (1 — s))) - 0; (1 — s)(4 (Raq + jXaq (1 — s)) — 4 jX^Q (1 — s)) - 0;

(1 — s)(/д (Rah + jx ah (1 — s)) + /д Rmr + pgHCT — /д ( Raq + jX^ (1 — s))) - 0.

Д

s

Система уравнений (1) представляет собой математическую модель электрической подсистемы. Уравнение (2) является уравнением связи между электрической и механической подсистемами. Уравнение (3) представляет собой математическую модель механической подсистемы. Уравнение (4) является уравнением связи между механической и гидравлической подсистемами. Уравнения (5) представляют собой математическую модель гидравлической подсистемы.

В уравнениях (1)-(5) Т^, Г22,ТЯ12,1Х12 - токи в соответствующих ветвях схемы замещения АД; Тц., Тмех, Тт, Тц, !&, Тд - токи в соответствующих ветвях схемы замещения ЦН; pgHСТ - противоЭДС статического напора в трубопроводе; pgH0 - ЭДС холостого хода; Рмех, Рэл - механическая и электрическая мощности; Я^ Я12 - активные сопротивления статора и цепи намагничивания; Я21, Я222 - активные сопротивления ротора; Х1, Х12 - реактивные сопротивления статора и цепи намагничивания; Х21, Х22 - реактивные сопротивления ротора; Хмех, Ямех - реактивное и активное сопротивления механических потерь; Хцд - реактивное сопротивление изменения расхода

жидкости в зависимости от количества лопастей; ХцН - реактивное сопротивление изменения напора жидкости в зависимости от количества лопастей; ЯАв, XАв - активное и реактивное сопротивления

объемных потерь; ЯАН, ХАН - активное и реактивное сопротивления потерь напора в отводе; Янаг - активное сопротивление потерь в нагрузке.

Для рассматриваемых элементов (ЦН марки К8/18, а также АД марки АД80А2У3) найдены соответст-

вующие параметры схемы замещения, определенные согласно методикам, предложенными в работах [1; 3].

Таким образом, полученная математическая модель позволяет получить основные динамические характеристики системы при основных динамических режимах работы (пуск, останов, сброс или наброс нагрузки). Расхождение расчетных и экспериментальных данных не превышает 15 %.

Библиографические ссылки

1. Костышин В. С. Моделирование режимов работы центробежных насосов на основе электрогидравлической аналогии : дис. ... д-ра техн. наук. Ивано-Франковск, 2000. 115 с.

2. Лысенко О. А. Исследование электротехнических комплексов с использованием динамических моделей центробежных насосов : автореф. дис. ... канд. техн. наук. Омск, 2012. 21 с.

3. Мощинский Ю. А., Беспалов В. Я., Кирякин А. А. Определение параметров схемы замещения асинхронной машины по каталожным данным // Электричество. 1998. № 4. С. 38-42.

References

1. Kostyshin V. S. Modelirovanie rezhimov raboty centrobezhnyh nasosov na osnove jelektrogidravlicheskoj analogii. Ivano-Frankovsk, 2000, 115 p.

2. Lysenko O. A. Issledovanie jelektrotehnicheskih kompleksov s ispol'zovaniem dinamicheskih modelej centrobezhnyh nasosov. Omsk, 2012, 21 p.

3. Moshhinskij Ju. A. Jelektrichestvo. 1998, № 4, рр. 38-42.

УДК 621.7(07)

ПРИЕМНОЕ УСТРОЙСТВО АВИАЦИОННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ

И ПЕЛЕНГАТОРОВ

Ф. В. Зандер, А. В. Кацура, В. Н. Гейман

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Устройство позволяет определять направление подвижного объекта (летательного аппарата) на источник радиоизлучения, а также определять пространственную ориентацию подвижного объекта с повышенной точностью, надежностью и с минимальными аппаратными затратами.

Ключевые слова: пеленгатор, пространственная ориентация, приемное устройство, навигационный комплекс.

A RECEIVING DEVICE OF AIR NAVIGATIONAL COMPLEXES AND DIRECTION FINDERS

F. V. Zander, A. V. Katsura, V. N. Geiman

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The device allows determining a direction of a mobile object (a flight vehicle) on a source of radio emission as well as for determination of space orientation of a mobile object with increased exactitude, reliability and with minimum hardware costs.

Keyword: direction finder, space orientation, receiving device, navigational complex.

В настоящее время актуальна задача создания интегрированных авиационных навигационных комплексов, соединяющих в себе не только функции собственно навигационных определений, но и определения пространственной ориентации подвижного объекта (летательного аппарата) и его направления движения относительно постороннего источника радиоизлучения. Для измерения направления на источник радиоизлучения и определения пространственной ориентации с погрешностью в единицы угловых минут необходимо иметь идентичность приемных каналов по внесению дополнительной фазовой погрешности на уровне единиц пикосекунд, в то время как только фильтры на ПАВ, применяемые в приемном канале, имеют разброс параметра, характеризующего задержку сигнала, на уровне десятков наносекунд.

Недостатком существующих устройств является наличие нескольких приемных каналов, что усложняет устройство, повышает его габариты и стоимость, а также наличие сложного переключателя, также вносящего дополнительную фазовую и амплитудную погрешности в сигнал от антенн. При использовании в устройствах пеленгации трех и более антенн для определения не только направления но и пространственной ориентации объекта, построение устройства для определения направления на источник радиосигнала по этому принципу становится практически невозможным.

В разработанном приемном устройстве решена задача повышения точности и надежности определения направления на источник радиосигнала и пространственной ориентации подвижного объекта (летательного аппарата) путем использования всей энергии сигнала от каждой антенны на всем измерительном интервале за счет формирования единого группового сигнала, обрабатываемого в одном приемном канале, когда количество антенн 3 и более (Патент ЯИ № 2425393, опубл. 27.07.2011. Бюл. № 21).

Предлагаемое устройство содержит в общем случае N антенн, N малошумящих усилителей, N модуляторов, сумматор, блок обработки группового сигнала, формирователь модуляционных последовательностей и демодулятор группового сигнала, причем каждые соответствующие из N антенн, малошумящий усилитель и модулятор соединены последовательно, выход каждого из N модуляторов соединен с соответствующим входом сумматора, который последовательно соединен с приемным каналом, блоком обработки группового сигнала, демодулятором и вычислителем направления, вход формирователя модуляционных последовательностей является вторым выходом приемного канала, а каждый из N его выходов соединен с управляющим входом соответствующего модулятора и с соответствующим управляющим входом демодулятора, где N > 3.

Преимущества предлагаемого технического решения заключаются в повышении точности измерения

информационных параметров за счет использования одновременно всей энергии сигналов от нескольких, в общем случае N, антенн при использовании одного приемного канала.

Структурная схема приемного устройства

Работает приемное устройство следующим образом (см. рисунок). Для определения направления на источник радиосигнала в трехмерном пространстве, а также для определения пространственной ориентации объекта необходимо использовать не менее 3-х антенн. Сигнал, излучаемый радионавигационным спутником, например спутником ГЛОНАСС, принимается антеннами 11, 12 и 13 и через мало шумящие усилители 21, 22 и 23 подается на модуляторы 31, 32 и 33. На управляющие входы модуляторов с формирователя 4 модуляционных последовательностей подаются кодовые последовательности, например, меандры кратных частот 2, 4, 8 кГц. Кодированные сигналы 11, 12 и 13 антенн суммируются в сумматоре 5 в единый (групповой) сигнал и далее обрабатываются в общем приемном канале 6, где групповой сигнал усиливается, фильтруется с целью подавления помех по соседним и зеркальным каналам и преобразуется на промежуточную частоту, пригодную для перехода на цифровую обработку, с учетом максимально ожидаемого доплеровского сдвига (не более 5 кГц). Имеющийся в приемном канале 6 синтезатор частот формирует сигналы гетеродинов для преобразования группового сигнала антенн на промежуточную часто-

ту, а также тактовую частоту, поступающую на формирователь 4 модуляционных последовательностей. Преобразованный групповой сигнал с выхода приемного канала 6 подается в блок обработки группового сигнала 7, где, как правило, обработка переводится в цифровую форму путем аналогово-цифрового преобразования. В блоке обработки группового сигнала 7 производится ряд операций над сигналом, не требующих разделения на отдельные сигналы антенн: комплексное преобразование частоты, демодуляция псевдослучайного дальномерного кода, предварительное накопление сигнала и ряд других. Для обеспечения разделения сигналов от антенн в демодуляторе 8 группового сигнала производится демодуляция группового сигнала набором последовательностей, идентичных модулирующим кодам, использованным перед суммированием сигналов. Демодулированные сигналы подаются на вычислитель направления 9, где по измеренному значению разности фаз в двух пространственно удаленных друг от друга точках (согласно известному интерферометрическому принципу) определяется как направление на источник радиосигнала, так и пространственная ориентация объекта, на котором расположены антенны 11, 12 и 13.

Таким образом, предлагаемое устройство обеспечивает определение направления на источник радиосигнала, а также пространственную ориентацию объекта с повышенной точностью относительно известных технических решений за счет исключения систематической погрешности измерения разности фаз сигнала одного источника радиосигнала на разнесенные антенны, обусловленной неидентичностью приемных каналов обработки сигналов антенн. При этом случайная погрешность как минимум не ухудшается по сравнению с известным способом, так как отсутствуют перерывы в наблюдении сигнала от одного источника, т. е. сохраняется максимально возможное отношение сигнал/шум за счет использования всей поступающей энергии сигнала.

Предлагаемое устройство позволяет с минимальными аппаратными затратами повысить на порядок и более точность измерения разности фаз и, соответственно, снизить погрешность определения направления, а также пространственной ориентации объекта.

УДК 629.7

НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ МЕТОДИКИ ОПТИМИЗАЦИИ ПАРКА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

А. В. Кравченко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. Е-mail: [email protected]

Анализируются факторы, тормозящие развитие региональной авиации. Показано, что развитие собственных авиаперевозчиков - единственный сегодня путь вывода из состояния стагнации авиации регионов, дан вариант решения актуальной задачи по повышению эффективности применения авиации за счет оптимизации парка воздушных судов.

Ключевые слова: парк воздушных судов, факторы, региональная авиация, собственный авиаперевозчик, эффективность, оптимизация, внешняя среда функционирования., экономический анализ.

SOME ISSUES OF OPTIMIZATION METHODS OF AIRCRAFT FLEET

A. V. Kravchenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. Е-mail: [email protected]

The factors hindering the development of regional aviation are analysed. The development of regional air carriers currently are proved to be the only way out from the regional aviation stagnation, a variant to solve actual tasks to improve the efficiency of aviation operations by optimizing aircraft fleet is proposed.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Keywords: aircraft fleet, factors, regional aviation, private air carrier, efficiency, optimization, the external environment of functioning, economic analysis.

В России авиационный транспорт в силу ее географического положения, социально-экономического развития, низкого уровня жизни населения играет большую социальную роль в обеспечении транспортных потребностей населения и интересов государства.

В настоящее время гражданская авиация вступила в стадию, когда моральное и физическое старение парка воздушных судов является тормозом в развитии отрасли в целом и субъектов Федерации в частности. Развитие региональной авиации тормозит много факторов: и недостаточная государственная поддержка,

и фактическое отсутствие системного подхода к решению ее проблем, и устаревшая, неэффективная авиатехника, и низкая платежеспособность населения. Отсюда и малая авиационная подвижность населения, составляющая в России 0,4 полета на человека в год, а в США - 2,5. А между тем малая авиация - единственное средство транспортной доступности для 15 млн человек, 28 000 населенных пунктов, 60 % территории РФ.

По данным Центра стратегических разработок в ГА было проведено исследование региональных и межрегиональных перевозок между городами Сибирского и Дальневосточного федеральных округов, в результате которого оказалось, что эти перевозки находятся в стадии стагнации: объемы перевозок растут в 4,3 раза медленнее, чем в целом по России, количество эксплуатируемых линий за период 20002011 гг. сократилось на 20 %. В России общая доля авиаперевозок между регионами на магистральных внутренних воздушных линиях (ВВП) составляет около 17 %, на региональных ВВП около 3 %. В основе такой ситуации низкий платежеспособный спрос населения и другие факторы, среди которых недостаточный уровень государственной поддержки [1]. В настоящее время существует практика государственной поддержки авиаперевозок в 16 субъектах Российской Федерации, в том числе субсидии распространяются на авиалинии за пределы субъектов. Первый шаг в развитии межрегиональных авиаперевозок при государственной поддержке за счет средств федерального бюджета предпринят в 2012 г. (4 федеральных округа - 162 маршрута). Но это не решает задачи для всех макрорегионов России. На примере маршрутной сети Приволжского федерального округа видно, что авиакомпании, не базирующиеся в регионе, выполняют не более 3 % рейсов на межрегиональных авиалиниях [1].

Выводы. В данной ситуации регионам необходимо развивать собственных авиаперевозчиков, настраивая модель их бизнеса на целевые рынки в пределах макрорегиона. Для этого должен использоваться комплексный механизм, включающий в себя государственно-частное партнерство с авиакомпаниями, программно-целевой метод управления проектом, что должно способствовать повышению эффективности применения гражданской авиации на основе улучшения интенсивного использования самолетно-вертолет-ного парка и путем реновации самолетно-моторного парка. Одним из способов улучшения интенсивности использования самолетно-вертолетного парка является оптимизация парка воздушных судов [2]. Решение задачи оптимизации можно рассмотреть по этапам.

1. На первом этапе необходимо проанализировать условия и особенности функционирования авиатранспортного комплекса региона. Для этого надо четко понимать, в каком состоянии находится экономика региона сегодня, в каком направлении она будет развиваться завтра, куда будут географически переме-

щаться основные инвестиционные проекты, а значит и трудовые ресурсы и грузы, как прогнозируется развитие демографической ситуации и уровня жизни населения, состояние и перспективы развития и провозные возможности транспортного комплекса. Другими словами, необходимо проанализировать состояние внешней среды функционирования гражданской авиации региона.

2. На втором этапе следует проанализировать состояние авиатранспортного комплекса региона (субъекта), проблемы (вызовы), препятствующие развитию, а именно: состав действующих авиаперевозчиков, состав, состояние, возможности и перспективы развития аэропортовой системы, сделать анализ авиаперевозок по аэропортам, маршрутам и типам воздушных судов, сделать выводы о необходимой (прогнозируемой) провозной потребности авиапарка, маршрутной сети исходя из спроса на авиационные перевозки как по секторам экономики, так и по социально значимым направлениям.

3. Третий этап - это этап экономического анализа маршрутов. Для этого выполняется предварительный выбор воздушных судов по их летно-техническим, эксплуатационным и экономическим характеристикам, проводится расчет экономической эффективности использования воздушных судов по конкретным маршрутам, обобщаются эти результаты. Исходя из прогнозируемого спроса делаются выводы по количественному и типовому составу парка воздушных судов в целом, так и по маршрутам, определяется необходимое количество рабочих мест. Таким образом можно получить более оптимальный с точки зрения экономической эффективности и безопасности полетов парк воздушных судов. Предложенный алгоритм оптимизации парка воздушных судов не является исчерпывающим. Кроме того, сама реализация предполагает использование простых, но достаточно точных методов расчета, позволяющих повысить эффективность процесса пассажирских перевозок.

Библиографические ссылки

1. Аралов Г. Когда региональная авиация встанет на крыло? // Aviation EXplorer : материалы конф., 19 сент. 2012 г.

2. Цветцых А. В. Экономика предприятий авиационного транспорта : учеб. пособие / Сиб. гос. аэро-космич. ун-т. Красноярск, 2011.

References

1. Аrаpоv G. When regional aviation embarks on the wing? // Aviation Explorer : сonference materials, 2012.

2. Tsvetsikh A. V. Economics of enterprises of aviation transport: textbook. Siberian State Aerospace University. 2011, 112 р.

УДК 629.7.097.8

ДИАГНОСТИРОВАНИЕ ПОМПАЖА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Д. Д. Кудашов, В. П. Токарев

Уфимский государственный авиационный технический университет Россия, 450000, Республика Башкортостан, г. Уфа, ул. К. Маркса, 12. E-mail: [email protected]

Рассмотрены вопросы возникновения и протекания помпажа ГТД, описаны существующие методы определения предпомпажного состояния, рассмотрены их недостатки, предложена система оценки предпомпаж-ного состояния ГТД с применением датчиков различных параметров.

Ключевые слова: помпаж, диагностика газотурбинного двигателя.

DIAGNOSTICS OF COMPRESSOR STALL OF GASE-TURBO ENGINE

D. D. Kudashov, V. P. Tokarev

Ufa State Aviation Technical University, Ufa, Russian Federation 12, K. Marks str., Ufa, Resp. Bashkortostan. 450000, Russia. E-mail: [email protected]

The issues of GTE surging initiation and behavior, causes of its initiation are considered. The description to the existing methods of before-surging condition detection and their shortcomings are given. The system for assessing the before-surging condition of GTE using various sensors is proposed.

Keywords: compressor stale, diagnostics of gase-turbo engine.

Помпаж - неустойчивый режим работы ГТД, при котором возникают автоколебания воздуха в компрессоре, приводящие к непредсказуемым последствиям работы двигателя.

Помпаж образуется вследствие срыва потока воздуха с рабочей поверхности лопатки компрессора, дальнейшего образования «вихревого течения», уменьшения эффективной площади сечения компрессора и последующего выброса воздуха на вход компрессора. Повторяющиеся пульсации давления в газовоздушном тракте приводят к росту температуры в камере сгорания, неравномерности поля давления и как результат - к увеличению динамической напряженности и вибрации всех элементов силовой установки [1].

Предпомпажное состояние определяется по сопоставлению различных измеренных физических величин, определяющих режим работы двигателя с предельно допустимыми значениями этих же величин, характеризующих устойчивый режим работы ГТД.

Среди сигнализаторов помпажа имеются устройства, обнаруживающие начало срыва по резкому падению давления за компрессором, разности давлений на выходе компрессора и его входе, а также скорости изменения разности этих давлений. При превышении этими параметрами заданных значений вырабатывается сигнал воздействия на исполнительный орган.

Система диагностики помпажа ГТД представляет собой датчики, измеряющие параметры ГТД; микропроцессорный контроллер, фиксирующий возникновение помпажа по результатам измерения датчиков и вырабатывающий сигнал о возникновении помпажа потребителям.

В качестве датчиков, измеряющих параметры ГТД, используются следующие приборы: дифференциальный манометр для измерения разницы давления

воздуха на выходе и входе компрессора, пирометр спектрального отношения для измерения температуры выходящих газов, магнитно-индукционный датчик для измерения угловой скорости вращения ротора турбины ГТД и турбинный расходомер топлива.

Предлагаемый метод реализуется следующим образом: датчики, расположенные на ГТД, измеряют температуру газа за камерой сгорания ГТД Т, давление воздуха на входе компрессора, давление воздуха на выходе компрессора, угловую скорость вращения ротора турбины ГТД ю и мгновенный расход топлива в. Показания передаются в вычислительную систему, где вычисляются первая производная температуры газа дТ/д:, разницы давления на входе и выходе компрессора дДР/д:, угловой скорости вращения вала ротора турбины дю/д и сравнение их с их пороговыми значениями [дТ/д:], [дДР/д:], [дю/д] соответственно, функционально зависящими от мгновенного расхода топлива, скорости и высоты полета ЛА. Функциональная зависимость определяется экспериментальным способом для каждой модели ГТД.

Библиографическая ссылка

1. Чичков Б. А. Рабочие лопатки авиационных ГТД. М. : Изд-во Моск. гос. техн. ун-та гражд. авиации, 2006. 73 с.

Referense

1. Chichkov В. А. КяЪосЫе 1ора:Ы aviatsionnykh вТБ. М. : М^о МоБк. gos. tekhn. ип^ grazhd. aviatsii. 2006. 73 б.

УДК 629.015

БОРЬБА ЗА УЗКОФЮЗЕЛЯЖНЫЙ РЫНОК

Д. В. Линдт

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Непримиримые конкуренты Boeing и Airbus отстаивают право на дуополию на узкофюзеляжном рынке, стремясь не пускать на него новых игроков. Солидные скидки для авиакомпаний позволили каждому из производителей значительно увеличить портфель заказов, в результате чего сейчас у них практически нет свободных слотов на поставку до 2020 года. В то же время программы новых игроков этого сегмента не укладываются в заданные изначально графики.

Ключевые слова: самолет, двигатель, программа.

FIGHT FOR THE MARKET OF NARROW-BODIED AIRCRAFT

D. V. Lindt

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

Bitter rivals Boeing and Airbus, defending the right of a duopoly in the narrow-bodied aircraft market, try not to let new players appear there. Solid discounts for airlines allowed each of the manufacturers to increase the backlog of orders, as a result of which they have almost no free slots for delivery till 2020. At the same time, the programs of new players in this segment do not fit in the originally specified schedules.

Keywords: airplane, engine, program.

Первый полет самолета CSeries канадской компании Bombardier был перенесен на месяц, китайскому C919 также не удается соблюсти сроки. МС-21 пока придерживается расписания, но и оно было скорректировано в 2012 г.

Сегмент узкофюзеляжных самолетов по количеству эксплуатируемых машин считается самым большим в мире. Спрос на ВС вместимостью ориентировочно от 150 до 220 кресел будет расти, поскольку авиакомпаниям надо расширять парк и заменять уже эксплуатируемые машины. Пока этот рынок поделен практически поровну между американской Boeing и европейской Airbus, уже объявивших о следующих поколениях своих узкофюзеляжных самолетов. На конец июля Airbus получил твердые заказы на 2 348 самолетов семейства A320NE0, а Boeing - на 1 491 самолет семейства Boeing 737MAX. Оба производителя привлекают покупателей для своих узкофюзеляжных воздушных судов как существующего, так и нового поколения, предлагая значительные дисконты. В частности, по некоторым данным, размер скидки при заказе ирландской низкотарифной авиакомпанией Ryanair 175 самолетов Boeing 737-800 составил почти 50 % от каталожной стоимости ВС [1].

На выход на рынок узкофюзеляжных самолетов сейчас, кроме того, претендует Bombardier с самолетом CSeries, а также российская корпорация «Иркут» с МС-21 и китайская COMAC с С919.

По количеству кресел семейство CSeries вплотную приближалось к наиболее востребованной размерности, но не вступало в прямую конкуренцию с магистральными узкофюзеляжными самолетами. Однако производитель в итоге принял решение о производстве самолетов CS300 вместимостью 160 кресел,

что фактически означает противостояние с Boeing и Airbus. Низкотарифные авиакомпании, например британская EasyJet, сейчас эксплуатируют самолеты Airbus A319, рассчитанные на 156 пасс. По различным данным, испанский авиаперевозчик Vueling сегодня выбирает между Airbus, Boeing и Bombardier, при этом ВС канадского производителя рассматривается в компоновке 160 кресел, а не 149, как предполагалось изначально. По некоторым данным, с такой же компоновкой эти суда может получить российский лизингодатель «Ильюшин Финанс Ко» (ИФК).

Ожидаемый в июле первый полет CSeries был одним из обсуждаемых событий во время авиационного салона в Ле-Бурже. Предполагалось, что канадский самолет полетит уже в начале второго летнего месяца. Однако в последний момент полет отложили еще на месяц, а в июле заявили, что полет состоится «в ближайшие недели», не уточнив, когда именно. Хотя на этот этап программы возлагаются особые надежды, поскольку ожидается, что он снимет опасения скептиков и подтолкнет продажи. Правда, в самой компании Bombardier не рассчитывают на значительное влияние первого полета на покупателей. Глава подразделения коммерческих самолетов Bombardier Майк Аркамон считает, что проблемы с самолетами А380 и Boeing 787 сделали всех перевозчиков более осторожными.

Во время Ле-Бурже Аркамон отметил, что количество твердых заказов на CSeries постепенно приближается к 200, он не стал называть точную цифру, добавил лишь, что сейчас часть заказчиков переводят опционы в твердые заказы. Правда, большинство участников рынка скептически относятся к тем объемам продаж, которых достиг самолетостроитель к сего-

дняшнему моменту. Тем не менее Aviation Week в своем рейтинге, опубликованном в ежедневном издании на Ле-Бурже, отметил, что у Bombardier не самые плохие достижения. Один из создателей классических схем авиационного лизинга, глава Air Lease Corp Стивен Удвар-Хази считает, что продажи тормозятся из-за высокой стоимости инфраструктуры по обслуживанию новой авионики, двигателей и других систем; эти минусы сведут на нет преимущества топливной эффективности самолета.

В ИФК полагают, что самолеты CSeries могут сформировать семейство в паре с российским МС-21 вместимостью 150-230 пасс., который также заказала лизинговая компания. «У CSeries и МС-21 очень много общего, поскольку у них 65 % общих поставщиков компонентов - в частности, с авиастроителями работают одни и те же поставщики двигателей, авионики, электрических систем, шасси и т. д. Для нас эти самолеты в одной линейке. Они даже внутри, в салоне, похожи, потому что поставщик интерьеров один и тот же», - говорит глава ИФК Александр Рубцов. Правда, пока идея о возможном семействе российского и канадского самолетов существует только в России, нигде на мировом рынке она не озвучивалась. Со стороны Bombardier идея об унификации звучала в марте 2012 г., но тогда потенциальным партнером назывался китайский C919, речь шла об унификации кабин CSeries и C919. Однако по другим параметрам эти самолеты существенно различаются: к примеру, С919 предполагается оснащать двигателями Leap-X производства компании CFM International, в то время как производители CSeries и МС-21 выбрали различные варианты двигателя GTF Pratt & Whitney.

Создателям МС-21, так же как и Bombardier, пришлось менять расписание: в прошлом году было объявлено, что американский двигателестроитель Pratt & Whitney переносит поставку первых двигателей для МС-21 с конца 2014 г. на I квартал 2015 г. По словам представителей производителя, это решение было связано с окончательным утверждением требований и параметров контракта. Второй двигатель -российский ПД-14 - получит сертификат в 2017 г. На данный момент «Иркут» подписал твердые контракты на поставку 135 ВС МС-21. Первыми заказчиками стали входящая в госкорпорацию «Ростех» лизинговая компания «Авиакапитал-Сервис» (заказ на 85 самолетов), а также «Ильюшин Финанс Ко» (50 ВС). Кроме того, у компании «ВЭБ-Лизинг» есть соглашение на поставку 30 самолетов. По словам главы «Ир-кута» Олега Демченко, в рамках МАКС-2013 авиакомпания «ИрАэро» закажет 10 самолетов. Всего «Иркут» рассчитывает произвести и поставить заказчикам 1 200 машин. Поскольку сейчас на рынке в общей сложности эксплуатируется около 10 000 ВС семейств Boeing 737 и A320, это составляет около 12 % нынешнего объема рынка. Однако и Boeing, и Airbus сейчас производят почти по 500 узкофюзеляжных ВС в месяц, по мере роста их количества в парке авиа-

компаний потенциальная доля МС-21 на рынке будет сокращаться. Западные эксперты считают, что МС-21, скорее всего, будет продаваться на внутреннем рынке, его перспективы в других странах пока оцениваются скептически [2].

Ситуация с китайским самолетом COMAC C919 еще более неопределенная. Первый полет этого самолета перенесен с 2014 г. на II квартал 2015 г. По новому расписанию выкатка самолета состоится в декабре 2014 г. Первый двигатель LEAP-1C может быть сертифицирован в июне 2015 г., однако согласно сообщению Aviation Week Администрация гражданской авиации КНР может разрешить испытательные полеты еще до завершения процедуры сертификации двигателя в Китае. Очередной перенос срока не вызвал удивления, поскольку программа стала отставать от расписания уже на этапе выбора поставщиков и подписания соглашений с партнерами .

Вице-президент «Boeing - Гражданские самолеты» и глава программы Boeing 737MAX Джозеф Озимек, комментируя перспективы CSeries и C919, сказал, что канадскому и китайскому производителям стоит «работать над продажами самолетов. Как только они начнут продавать больше самолетов, их ВС станут полноправными участниками этого рынка, тогда мы сможем составить о них реальное мнение. Однако пока обе эти компании не слишком хорошо справляются со своей работой». Пока Bombardier и COMAC откладывают этапы своих программ, Boeing, напротив, изменил расписание на более раннее. Начало эксплуатации Boeing 737MAX перенесли с IV на III квартал 2017 г., а это значит, что конкуренция за свою долю рынка в сегменте узкофюзеляжных самолетов для новых игроков будет еще сложнее. Дуополия отстаивает свои позиции.

Библиографические ссылки

1. Рамсден Д. М. Анализ причин аварий самолетов на этапах захода на посадку и приземления : перевод № 20/77 // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. Р. 107-112.

2. Бортовые радиоустройства посадки самолетов / И. А. Хаймович, П. А. Иванов, Ю. Е. Устроев и др. М. : Машиностроение, 1980. 382 с.

References

1. Ramsden D. M. Analiz prichin avarij samoletov na jetapah zahoda na posadku i prizemlenija : perevod № 20/77 // Flight international. 1985. Vol. 107. № 3437. R. 107-112.

2. Bortovye radioustrojstva posadki samoletov / I. A. Hajmovich, P. A. Ivanov, Ju. E. Ustroev i dr. M. : Mashinostroenie, 1980. 382 s.

УДК 629.7.064

ПРИМЕНЕНИЕ ГИБРИДНЫХ ОПТОВОЛОКОННЫХ СВЕТОВОДОВ ПРЯМОГО СОЛНЕЧНОГО СВЕТА НА ВОЗДУШНЫХ СУДАХ

Е. А. Лосев

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается возможность применения гибридных оптоволоконных световодов прямого солнечного света на воздушных судах.

Ключевые слова: световод, гибрид, оптоволоконный

THE APPLICATION OF HYBRID OPTICAL FIBERS OF DIRECT SUNLIGHT AT AIRCRAFT

E. A. Losev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The possibility of applying of hybrid fiber optic light guides of direct sunlight at the aircraft.

Keywords: light guide, hybrid, optical fiber.

Лампы прямого накаливания превращают в свет только 25 % энергии, остальная часть преобразуется в тепло, излишне нагружая климатическое оборудование. Благодаря инновационным разработкам на рынке появились новые технологии освещения. Одной из этих передовых разработок стали гибридные оптоволоконные световоды прямого солнечного света. Инсоляция помещений с помощью оптоволоконных кабелей дает мягкий естественный свет на все внутреннее пространство, гарантируя бесперебойную подачу электричества круглые сутки. Фактически это автономная система питания, которая соответствует экологическим стандартам качества, является энергоэффективной и недорогой по сравнению с традиционной системой освещения. Гибридные оптоволоконные световоды применяются для прямой поставки естественного дневного света внутрь помещений. Эти осветительные системы также способны вырабатывать электричество, но на его выработку тратится небольшая часть солнечной энергии по сравнению с объемом отдачи. Световоды используют как в регионах с большим количеством ясных дней, так и в регионах низкой солнечной активности [1].

Гибридные световоды состоят из оптоволоконных кабелей, часть которых преобразует естественный свет в электрический, а другая - проводит дневной свет внутрь помещения. Устройство абсорбирует солнечный свет и передает его через оптоволоконный кабель внутрь помещения. Свет подается в специальную осветительную аппаратуру, которая содержит и электрические лампочки, и оптоволоконные световоды. В световодах не происходит конверсии дневного света в электричество, все гораздо проще: внутри аппаратуры солнечный свет разделяется на видимый спектр лучей, который по оптоволокну передается внутрь освещения, и на инфракрасное излучение, которое трансформируется в электрический ток. Инфракрасные лучи становятся электричеством за счет воз-

никновения электродвижущей силы под действием электромагнитного излучения. Причем после сепарирования инфракрасные лучи используются таким образом, что производимое электричество не имеет свойства нагревать осветительный прибор - он может подавать электричество сутками и оставаться холодным. Эти приборы оснащены рассеивателями света, которые схожи по эффекту с флуоресцентными лампами, распределяющими свет во всех направлениях [2]. Инфракрасное излучение подается в ячейки, которые превращают солнечный свет в электричество. Эксперты установили, что при наличии достаточного солнечного света гибридные световодные системы подают внутрь здания 80 % естественного дневного света и только 20 % искусственного, когда инфракрасное излучение подвергается фотовольтаическому эффекту. Иными словами, практически все внутреннее освещение обеспечивается напрямую естественным светом. Гибридные системы тем и хороши, что в их производственном цикле потребность в переводе солнечной энергии в электричество, а затем электричества в искусственное освещение сведена к минимуму.

Применение гибридных оптоволоконных световодов прямого солнечного света на бортах воздушных судов позволит снизить нагрузку на бортовую электрическую сеть. Также отмечено, что естественное освещение расслабляюще действует на человека, что позволит людям, панически боящимся перелетов, легче переносить полёт.

Библиографические ссылки

1. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

2. Вычужанин В. Б., Борсоев В. А. Методы повышения достоверности передачи данных по спутнико-

вым каналам связи при УВД с автоматическим зависимым наблюдением // Современные проблемы радиоэлектроники : сб. науч. ст. Краснояр. гос. техн. ун-та. М. : Радио и связь, 2006. С. 446-450.

References

1. Bochkarev V. V., Kiyzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo

transporta / pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

2. Vychuzhanin V. B., Borsoev V. A. Metody povyshenija dostovernosti peredachi dannyh po sputnikovym kanalam svjazi pri UVD s avtomaticheskim zavisimym nabljudeniem // Sovremennye problemy radiojelektroniki : sb. nauch. st. Krasnojar. gos. tehn. unta. M. : Radio i svjaz', 2006. S. 446-450.

УДК 621.396.932.1

АНАЛИЗ ПРИМЕНЕНИЯ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ПРИ ОБРАБОТКЕ

ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ

М. В. Мурин, И. Л. Клепцов, Л. А. Надтокин

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается математическое моделирование движения воздушного судна для прогнозирования его поведения в полёте.

Ключевые слова: моделирование, самописец, метод Эйлера.

ANALYSIS OF MATHEMATICAL MODELS APPLICATIONS IN FLIGHT DATA PROCESSING

M. V. Murin, I. L. Kleptsov, L. A. Nadtokin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article considers mathematical modeling of aircraft motion to predict its behavior in flight.

Keywords: modeling, data recorder, Euler's method.

Математическое моделирование (ММ) движения воздушного судна (ВС), применявшееся вначале для прогнозирования его поведения в полете, находит всё более широкое применение для идентификации полетов и определения параметров ВС по данным бортовых регистраторов режимов полета [1].

Рассмотрим построение ММ для идентификации процесса разбега ВС. Первоначальная цель моделирования - определение взлетной массы ВС и взлетной тяги двигателей по данным бортового самописца. В дальнейшем предусматривается выдача данных экипажу о параметрах разбега, необходимых при подготовке к полету и в процессе взлета.

Вначале определим основополагающие свойства ММ, по которым будет произведена её разработка:

1. Адекватность. Уравнения модели должны соответствовать исследуемому процессу. Должны быть учтены все значащие факторы, определяющие его динамику. Поскольку на один и тот же параметр могут оказывать влияние одновременно несколько процессов, необходимо учесть это в ММ, что не всегда возможно, или создать методику выделения требуемого процесса из ПД, что не всегда просто, но возможно.

2. Достоверность и работоспособность. Параметры модели должны быть близки к параметрам объек-

та, решения уравнений - однозначными и устойчивыми. Для обработки ПД необходима эффективная методика подавления шумов.

3. Информативность. Разрабатываемую ММ необходимо сориентировать на решение поставленной задачи. Образно говоря, она должна быть «заточена» под получение нужных данных. Без этого работа с ММ превращается в математические упражнения с потерей всякого физического смысла.

Исходные данные. Уравнение разбега ВС имеет вид

dV/dt = [To - KT (mg - KyV2 ) + Кд V - KxV2] / m,

где V - скорость самолета; t - время; m - масса ВС; To - суммарная тяга двигателей при V = 0 с учетом температуры и давления; KT - коэффициент трения качения; g - ускорение свободного падения - 9,8 м/с2; KY - обобщенный коэффициент подъемной силы (Y = KyV2); K - коэффициент, определяющий снижение тяги двигателей от скорости (ST/SV < 0); KX -обобщенный коэффициент лобового сопротивления (X = KxV2).

Уравнение описывает движение ВС относительно воздуха, поэтому V - это истинная воздушная скорость. Принимаем воздух за инерциальную систему

отсчёта, т. е. пренебрегаем кратковременными порывами ветра, но его длительное изменение во время разбега, так называемый сдвиг ветра, система должна отслеживать (см. [2]).

Датчиками скорости могут быть собственные датчики самописца или система воздушных сигналов, вычисляющая скорость ВС по соотношению полного и статического давлений. Период опроса датчиков 0,5 или 1 с. Полетные данные переписываются с магнитной ленты самописца в компьютер, где вводится поправка на сжимаемость воздуха, и устраняются систематические погрешности бортового датчика. Самописцы фиксируют приборную скорость ВС. Для перехода к истинной воздушной скорости необходимо ввести поправку на плотность воздуха если она отличается от плотности на уровне моря, по стандартной формуле

уист = ^^.

Полетные данные для ММ компьютер выдает в виде текстового файла, где записано текущее время, приборная скорость, угол тангажа, обороты двигателей. Из паспорта полета, который поступает вместе с магнитной лентой, получают данные о массе ВС, температуре, давлении и ветре при взлете, на основании которых производится расчет начальной тяги и вводятся необходимые уточнения коэффициентов.

Методика обработки данных. Уравнение разбега имеет аналитическое решение. Обычная практика работы при такой ситуации заключается в начальном сглаживании ПД и вариационном приближении решения уравнения к ним. Недостатками методики являются потеря и искажение информации в процессе сглаживания и неоднозначность получаемых результатов. Вообще-то такими недостатками страдают в разной степени все методики, но в данном случае процесс сглаживания непосредственно влияет на результаты. Кроме того, сглаживание полиномами делает погрешности коррелируемыми, и можно получить побочный процесс, вызванный связанными погрешностями.

Дабы избежать указанных недостатков, предлагается следующий приём: уравнение решается численным методом с коррекцией по ПД.

Практически это выглядит так. Возьмем для простоты изложения численный метод Эйлера: Х1+1 = = Х1 + ад)т, где = dX/dt при X = Хъ т - шаг интегрирования. Можно взять любой другой, но выводы будут не так очевидны, и получить их намного сложнее.

В существующих методиках производная вычисляется разностным методом, иногда с применением сглаживания во избежание скачков: ДХ) = ДХ/т. Как видно из изложенного, в решении налицо обратная связь, которая может сделать решение неустойчивым, особенно при малых т.

В приведенном уравнении разбега производную можно вычислить, если известна скорость - она задана самим уравнением dV/dt = ДУ). Скорость можно взять из ПД. Рассмотрим этот процесс подробнее.

Положим Х(0), Х(1)Х(2) ... Х(п) - значения аналитического решения уравнения при t = ! т1 = 0, 1, 2 ... п,

Х1 Х2 Х3 ... Хп - это ПД для тех же моментов времени, а У1 = f(X1) - производная, вычисленная аналитическим путем. С учетом погрешностей численное решение Х1+1 = Х(1) + Д1 + ЦХ(1) + Д1]т, где Х1 = Х(1) + Д1, Д1 - погрешность 1-го измерения. Итак, имея набор ПД, можно вычислить все У1. Далее можно интегрировать двумя способами: обозначим через 21 полученное решение для t = гт:

1 способ: = Х0 + тЕУк для к от 0 до 1-1;

2 способ = Хг-1 + тУг-1 при 20 = Х(0) - начальное условие.

Очевидно, что оба способа не итерационные, соответственно, обратная связь отсутствует. Значит, решения устойчивы. Для оценки точности решения представим ^Х(1) + Д1] как ^Х(1)] + ДдУ/дХ при Х = Хг , тогда погрешность 2г+1 можно представить для первого способа как Д2М = До + тЕДк 5У/5Хк=1,2..1, для второго Д2г+! = Дг + тД дУ/5Х1.

Поскольку погрешность Д1 носит случайный характер, то и д2г+! является также случайной величиной. Для первого способа погрешность зависит от количества шагов - среднеквадратичное отклонение суммы, в соответствии с предельной теоремой теории вероятности, возрастает пропорционально корню квадратному от числа шагов. Во втором способе 1 -погрешность попадает только в 1 + 1 решение и далее не двигается. К ней прибавляется тдг 5У/5ХЪ если 5У/5Хг имеет знак, противоположный дг , то возможно уменьшение погрешности. Для этого тдг 5У/5Хг не должна превышать Д1 по абсолютному значению более чем в два раза. |тДг 5У/5Хг | < | 2Дг |, или |т 5У/5Хг | < 2 при 5У/5Хг < 0. При этом последнее условие 5У/5Хг < 0 является необходимым, первое, достаточное, можно выполнить масштабированием.

Из этого получается интересное следствие: в процессе интегрирования происходит сглаживание, но без потери информации и связывания погрешностей. Еще одно, неочевидное следствие: если повторить процесс несколько раз, используя уже не полетные данные, а результаты предыдущего решения Хг = 2г, значение будет с каждой итерацией неограниченно приближаться к аналитическому решению (в пределах точности выбранного метода решения). Процесс становится итерационным, но под итерацией понимается не вычисление 1-го значения, а проход по всем шагам.

Дальнейшие выкладки относятся только ко второму способу.

Нетрудно убедиться, что уравнение разбега удовлетворяет обоим приведенным выше условиям.

Перед началом работы производятся имитационные вычислительные эксперименты на аналитическом решении. Определяется вес коэффициентов на разных этапах разбега. На зашумлённом решении проверяется процесс сглаживания погрешностей.

Работа модели происходит следующим образом: по ПД для каждого момента времени вычисляется производная. По ПД и производной вычисляются значения скорости для всех моментов. ПД заменяются этими значениями, и процесс повторяется до тех пор, пока значения скорости при следующей итерации будут отличаться от предыдущих не более чем на зара-

нее заданную величину. При этом имеет значение путь, пройденный каждой точкой от ПД до последней итерации. Поскольку ПД не сглаживаются, исследуется путь от первой итерации, где сглаживание уже произошло. Варьируя коэффициентами, нужно минимизировать этот путь. Как показали вычислительные эксперименты, имеет значение не только длина пути, но и траектория точки. Она может быть колебательной с затуханием и без или апериодической. Колебательность появляется при значительном отличии массы или тяги модели от реальных. Такой симбиоз модели и ВС позволяет довольно быстро и точно получить нужную информацию о массе и взлетной тяге двигателей. Для процесса идентификации точность метода численного интегрирования не имеет первостепенного значения - путь минимизируется практически одинаково при любом методе. Высокая точность потребуется для прогнозных расчетов - например, при определении взлетной дистанции. В этом случае применимо аналитическое решение или, если его нет, точный метод на основе данных идентификации.

Библиографические ссылки

1. Вовк В. И., Липин А. В., Саранский Ю. Н. Зональная навигация : учеб. пособие. СПБ. : Академия ГА, 2004. 145 с.

2. Бочкарев В. В., Крыжановский Г. А., Сухих Н. Н. Автоматизированное управление движением авиационного транспорта / под ред. Г. А. Крыжановского. М. : Транспорт, 1999. 298 с.

References

1. Vovk V. I., Lipin A. V., Saranskij Ju. N. Zonal'naja navigacija: uchebnoe posobie. SPB. : Akademija GA, 2004. 145 s.

2. Bochkarev V. V., Kryzhanovskij G. A., Suhih N. N. Avtomatizirovannoe upravlenie dvizheniem aviacionnogo transporta ; pod red. G. A. Kryzhanovskogo. M. : Transport, 1999. 298 s.

УДК 629.7.016

ВЛИЯНИЕ ПРИСОЕДИНЕННОГО ВИХРЯ НА ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ КРЫЛА

Е. А. Нартов, Г. Д. Коваленко

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31 E-mail: [email protected], [email protected]

Приведен оценочный расчет изменения коэффициента подъемной силы для аэродинамического профиля с вихрегенератором. Обозначено дальнейшее направление исследований и возможность применения вихрегене-раторных крыльев для самолетов авиации общего назначения.

Ключевые слова: циркуляция скорости, вихрегенератор, присоединенный вихрь, аэродинамический профиль, подъемная сила.

THE INFLUENCE OF THE BOUND VORTEX ON THE LIFT OF A WING

E. A. Nartov, G. D. Kovalenko

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected], [email protected]

An estimated calculation of the change of the lift coefficient for an airfoil with vortex generators is given. Future direction of research and the possibility of application of wings with vortex generator for general aviation aircrafts are considered.

Keywords: circulation velocity, vortex generator, attached vortex, airfoil lift.

Одним из аспектов повышения качества крыла летательного аппарата является увеличение подъемной силы крыла, и один из способов увеличить подъемную силу - это создать на верхней панели крыла присоединенный вихрь.

Первым автором, кто предложил создание вихревого крыла, был В. А. Каспер [5]. На рис. 1 можно увидеть сечение крыла самолета Каспера. Как видно из рисунка, механизация крыла является вихрегенато-ром, которая создает псевдопрофиль большей толщи-

ны и кривизны, чем исходный, и за счет этого увеличивалась подъемная сила на крыле. В. А. Каспер занимался проблематикой устойчивости бесхвостых летательных аппаратов на малых скоростях полета и при больших углах атаки (30-35°).

В работе [6] изучалось влияние вихря на подъемную силу и управление им при помощи отсоса воздуха. Вихрь сгенерирован на верхней панели толстого профиля (рис. 2). Эта работа проводилась с целью применения таких профилей на дальнемагистральных

самолетах в концепции: уменьшение скорости полета за счет увеличения подъемной силы крыла и как следствие - роста экономичности таких перевозок.

Рис. 1. Крыло В. А. Каспера

В работе [2] приведены натурные испытания мотодельтаплана с адаптивным вихрегенаторным крылом.

скорости по контуру. С другой стороны подъемная сила крыла равна:

Уа = Сусф, (2)

где Суа - коэффициент подъемной силы; q = рм ^2/2 -скоростной напор; £ = Ь1 - площадь крыла (Ь - хорда крыла; I - размах крыла). Исходя из формул (1) и (2) циркуляция по замкнутому контуру (в сечении крыла) будет равна

Г = Суа^Ь/2. (3)

Для определения циркуляции присоединенного вихря, образующегося в каверне Гкав (на месте вырезанной части профиля), воспользуемся формулой для вихревого шнура [1; 3; 4]:

Гкав = 2п ГУ, (4)

где г - радиус вихревого шнура; V - скорость потока на радиусе вихревого шнура.

Для приблизительной оценки положим, что V ~ Vm, г = И/2, где И - высота каверны (рис. 3, а).

Рис. 2. Толстый аэродинамический профиль с вихрегенератором в верхней части

Для приблизительной минимальной оценки влияния присоединенного вихря на подъемную силу произведем перерасчет коэффициента подъемной силы суа для трех случаев: 1) когда присоединенный вихрь образован каверной, начинающейся с 25 % от начала хорды (рис. 3, а); 2) вихрь образован на 50 % хорды (рис. 3, б); 3) вихрь начинается на 75 % хорды (рис. 3, в). В качестве исходного профиля возьмем профиль ЦАГИ Р-11-12 [7].

Воспользуемся формулой Жуковского [1; 3; 4] для определения циркуляции по исходному замкнутому контуру:

Уа = Р^Г, (1)

где У - подъемная сила; р - плотность воздуха; V«, - скорость набегающего потока; Г - циркуляция

¿Г

Г суммарное

75%Ь

Г каверны

50%

¿С

Рис. 3. Исходный и исследуемые профили

Суа 21.5-

^г...... ^ ........ — ►

„Л С ^

л\ ^ \ > Г'*" ** 0 ф ' *

г 1 // 1

У: -0,5' 10 12 1 А 16 18 20

§ * ♦

- Суа исходное Ж Суэ(75%Ь) ......-Х-......Суа(50%Ь) — — Суа(25%Ь)

Рис. 4. Коэффициенты подъемной силы для исходного и исследуемых профилей

а

б

в

Согласно теореме Стокса [1; 3] суммарная циркуляция будет равна сумме интенсивностей вихревых нитей, пересекающих поверхность (контур):

ГЕ Гкав + Гпроф,

где Гпроф - циркуляция по контуру профиля или циркуляция сечения исходного профиля.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

На графике cya(a) (рис. 4) показаны результаты расчета, которые довольно близки по значениям к натурным испытаниям, приведенными в работе [2].

Приведенный выше расчет был сделан для одной скорости потока, равной 41 м/с, и числа Re = 850 000, однако для того чтобы оценить изменение коэффициента сопротивления cxa, коэффициента момента cmA, необходимо провести продувки. Причем в работе [2, с. 84] было показано, что с изменением чисел Re меняется вихревая картина в каверне, что также может менять и прирост cya. В дальнейшем мы планируем подробно изучить влияние присоединенного вихря на аэродинамические характеристики крыла и исследовать возможность применения таких крыльев для самолетов авиации общего назначения.

Библиографические ссылки

1. Мхитарян А. М. Аэродинамика. М. : Машиностроение, 1976. 448 с,

2. Коваленко Г. Д., Глухова Л. Г., Кацура А. В. Основы проектирования летательных аппаратов с гибким крылом / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2006. 104 с.

3. Белоцирковский С. М., Ништ М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. М. : Наука, 1978. 352 с.

4. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа // М., 1950. 678 с.

5. Kasper W. A. Some ideas of vortex lift // SAE Prepr № 750547.

6. Chernyshenko S. I. VortexCell2050 «Fundamentals of activity controlled flows with trapped vortices» [Электронный ресурс]. URL: http://cordis.europa.eu/ documents/documentlibrary/120142501EN6 .pdf (дата обращения: 1.09.2013).

7. Кашафутдинов С. Т., Лушин В. Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей // Сиб. науч.-исслед. ин-т авиации им. С. А. Чаплыгина, 1994.

References

1. Mkhitaryan A. M. Aerodinamika (Aerodynamics). M. : Engineering, 1976. 448 s.

2. Kovalenko G. D., Glukhova L. G., Katsura A. V. Osnovi proektirovania letatel'nih apparatov s gibkim krilom (Fundamentals of aircraft with flexible wing.). Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2006. 104 р.

3. Belotsirkovsky S. M., Nisht M. I. Otrivnoe i be-zotrivnoe obtekanie tonkih kril'ev ideal'noy zhidkost'u. (Breakaway and steady airflow around the thin wings of a perfect fluid.). М. : Nauka, 1978. 352 р.

4. Loitsyanskii L. G. Mehanika zhidkosti i gaza. (Fluid Mechanics). М., 1950. 678 р.

5. Kasper W. A. Some ideas of vortex lift // SAE Prepr № 750547 (No date).

6. Chernyshenko S. I. VortexCell2050 «Fundamentals of activity controlled flows with trapped vortices» [Elektronnyj resurs]. URL: http://cordis.europa.eu/ documents/documentlibrary/120142501EN6.pdf (data obrascheniya: 09.01.2013).

7. Kashafutdinov S.T., Looshin V. N. Atlas aerodi-namicheskih harakteristik krilovih profiley. (Atlas aerodynamic characteristics of airfoils.). Sib. nauch.-issled. inst. aviatsii im. S. A. Chaplygina, 1994.

УДК 621.396.932.1

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАЗРАБОТКА КОНТРОЛЬНО-ПРОВЕРОЧНОЙ АППАРАТУРЫ

СИСТЕМЫ TCAS

П. А. Росинский, А. Ю. Окладников, В. Н. Гейман

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Система TCAS предназначена для предотвращения столкновения воздушных судов в воздухе. При ежегодном росте объема воздушных перевозок от исправности данной системы очень сильно зависит безопасность полетов. Разработанная контрольно-проверочная аппаратура предназначена для проверки работоспособности системы TCAS.

Ключевые слова: система TCAS, контрольно-проверочная аппаратура, безопасность полета.

STRUCTURAL ENGINEERING AND DEVELOPMENT OF CHECKOUT EQUIPMENT

OF TCAS SYSTEM

P. A. Rosinskii, A. Iu. Okladnikov, V. N. Geiman

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

TCAS is designed to prevent the incidence of mid-air collisions between aircraft. With annual growth in air traffic flight safety depends on the efficiency of the system. The developed test equipment is designed for checkout of TCAS.

Keywords: TCAS, checkout equipment, flight safety.

Система предупреждения столкновений TCAS используется для предотвращения столкновения воздушных судов и обеспечивает безопасность полётов. Анализируя сигналы транспондеров, находящихся вблизи самолётов, TCAS может определить степень опасности каждого из них и формирует визуальный и звуковой сигнал-рекомендацию, помогая экипажу в принятии мер, предотвращающих столкновение. Проектируемая контрольно-проверочная аппаратура позволяет имитировать до 5 статических самолётов, находящихся в зелёной, желтой и красной зонах. Оператор КПА может запрограммировать скорость, высоту и удаление по каждому самолёту или воспользоваться одним из готовых тестовых сценариев, сохраненных в ПЗУ устройства. Тестовый сигнал на борт воздушного судна передается по радиоканалу на частоте 1030 МГц. По реакции бортового оборудования на тестовый сигнал принимается решение о работоспособности TCAS [1].

В результате проделанной работы была разработана и спроектирована контрольно-проверочная аппаратура, которая позволяет формировать запросные сигналы частотой 1 030 МГц бортовым системам TCAS, ответные сигналы в режиме S частотой 1 090 МГц. Аппаратура позволяет проверять работоспособность системы TCAS в сжатые сроки и без применения какой-либо специальной аппаратуры. Был разработан алгоритм проверки системы предупреждения столкновений в воздухе, а также проведены расчёты некоторых функциональных элементов схемы [2].

Библиографические ссылки

1. Липин А. В., Олянюк П. В. Бортовые системы предотвращения столкновений воздушных судов : учеб. пособие. СПб. : Академия ГА, 1999.

2. Сосновский А. А., Хаймович И. А. Радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов : справочник. М. : Транспорт, 1987.

References

1. Lipin A. V., Oljanjuk P. V. Bortovye sistemy pre-dotvrashhenija stolknovenij vozdushnyh sudov : ucheb. Posobie. SPb. : Akademija GA, 1999.

2. Sosnovskij A. A., Hajmovich I. A. Radiojelektron-noe oborudovanie letatel'nyh apparatov : spravochnik. M. : Transport, 1987.

УДК 620.169.1

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ КОРРОЗИОНЫХ ПОВРЕЖДЕНИЙ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ДЛИТЕЛЬНО ЭКСПЛУАТИРУЕМЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

А. В. Рыбков, Д. С. Герасимова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

Описывается проблема коррозионных повреждений и их влияние на характеристики летательных аппаратов, методы защиты от коррозии, и определение мест, наиболее часто подверженных коррозионному поражению.

Ключевые слова: коррозия, коррозионные повреждения, анализ прочности.

ESTIMATION OF CORROSION IMPACT ON DAMAGE CHARACTERISTICS IN LONG MAINTAINED FLYING VEHICLES

A. V. Rybkov, D. S. Gerasimova

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia

The problem of corrosion damages and their impact on flying vehicle characteristics is described. Methods to protect mechanisms against corrosion, and definition of places most often subject to corrosion defeat are proposed.

Keywords: corrosion, corrosion damages, the durability analysis.

По существующим нормам каждый тип воздушного судна (ВС) регулярно или по мере наработки подвергается контрольным осмотрам с целью выявления возможных дефектов или разрушений и организации ремонтно-профилактических работ. Разрабатываются перечни мест конструкции планера и его элементов, подлежащие контролю при выполнении технического обслуживания (ТО) в процессе отработки установленного ресурса для всех эксплуатируемых типов ВС. Такими местами могут быть зоны конструкции, критические по условиям усталостной прочности и коррозии, элементы функциональных систем ВС, отказ которых может привести к возникновению опасной ситуации в полете.

В связи с этим большое внимание придается анализу коррозионного состояния конструкций, изучению количественных и качественных закономерностей развития коррозионных процессов в различных условиях эксплуатации и оценке влияния коррозионных повреждений на работоспособность, технико-экономические показатели конструкции. Также уделяется большое внимание развитию методов и средств технической диагностики и прогнозирования остаточной работоспособности конструкций.

До настоящего времени основным направлением обеспечения прочности и ресурса летательных аппаратов по критерию коррозионной стойкости оставалось предотвращение либо ограничение вредного воздействия коррозионно-активных сред непосредственно на конструкционные материалы путем разнообразных систем защиты. Как показывает практика, в условиях действия коррозионных сред долговечность изделия в целом ограничивается коррозионными разрушениями некоторых элементов или даже отдельных частей (зон) на детали при общей достаточно высокой коррозионной стойкости материала изделия, на этот факт часто не обращают должного внимания.

Внедрение при проектировании летательных аппаратов (ЛА) концепции «безопасно повреждаемой конструкции» привело к возникновению нового понятия - «допустимого повреждения», которое предполагает наличие в конструкции различных конструктивных и эксплуатационных дефектов и трещин, которые могут развиваться до возникновения некоторого предельного состояния, определяемого из условия силового нагружения конструкции и влияния факторов окружающей среды.

Обобщение информации по техническому состоянию длительно эксплуатируемых летательных аппаратов (ДЭЛА) и анализ отказов, приводящих к летным происшествиям, свидетельствует о том, что решение проблем, связанных с эксплуатацией стареющих ЛА, сводится к нахождению равновесия между требованиями, предъявляемыми к безопасности полетов, стоимостью их технического обслуживания и ремонта. Одним из основных факторов является фактор коррозии.

В работах ГОСНИИ ГА [1-5] проведена оценка влияния коррозионных повреждений элементов авиаконструкций на статическую и усталостную прочность. Эксперименты проведены на образцах, вырезанных из обшивки фюзеляжа самолетов Ту-154 Б, изготовленных из панелей обшивки самолетов, снятых по причине коррозии, и с искусственно нанесенными коррозионными повреждениями.

Результат испытаний свидетельствует о тенденции к снижению характеристик механических свойств, так для образцов толщиной 2 мм коррозия снижает характеристики пластичности приблизительно в 2 раза. Наличие коррозии снижает предел прочности, но не оказывает значимого влияния на предел текучести, наибольшие отличия наблюдаются для характеристики пластичности материала Д16Т. Проанализировано уменьшение циклической долговечности при наличии коррозионных повреждений из-за уменьшения площади поперечного сечения образцов, эффектов, связанных с концентрацией напряжений и изменением свойств материала, прилегающего к пораженной поверхности и влияния различных коррозионных повреждений на механические характеристики материала при статическом нагружении.

По этим причинам определение характеристик остаточной прочности и долговечности силовых элементов конструкции при воздействии коррозионных сред различной степени агрессивности и наличии коррозионных повреждений должно являться основой для принятия решений по вопросам прочности и ресурса ЛА с большой эксплуатационной наработкой. Таким образом, вопрос о более четком прогнозировании кинетики коррозионных процессов остается достаточно актуальным.

Результаты исследований по оценке коррозионных поражений в эксплуатации выявили ряд проблем:

- недоступны в полной мере базы данных авиапредприятий о коррозионных дефектах, для решения задач оценки прочностных характеристик элементов конструкции с коррозионными повреждениями;

- отсутствует единый подхода к нормированию коррозионных повреждений;

- применяемые параметры коррозионных дефектов для оценки долговечности требуют уточнения;

- недостаточное количество данных о влиянии межкристаллитной коррозии на усталостные характеристики элементов конструкции самолетов;

- несмотря на большие достижения науки в этой области, не удается полностью исключить усталостные разрушения элементов планера, вызванные коррозионными поражениями.

Анализ изложенного состояния решения проблемы обеспечения прочности и ресурса при коррозионных поражения показал необходимость:

- уточнения интегральных характеристик коррозионных дефектов на основе анализа напряженно-деформированного состояния;

- систематизации экспериментальных данных о характеристиках долговечности при коррозионных поражениях;

- разработки расчетно-экспериментальных методик оценки долговечности элементов конструкции с коррозионными поражениями;

- разработки методики оценки допустимого коррозионного поражения конструкции по критерию заданного уровня долговечности;

- статистической оценки параметров эксплуатационных коррозионных повреждений на основе металлографических повреждений.

Библиографические ссылки

1. Акимов Г. В. Теория и методы исследования коррозии металлов., 1945г.

2. Арепьев А. Н., Громов М. С., Шапкин В. С. Концепция сертификации экземпляра воздушного судна. Научный вестник МГТУ ГА 2000 № 28. Сер. Аэромеханика и прочность.

3. Проблемы коррозии в современном авиастроении (по материалам открытой иностранной печати за 1970-1984 гг.) : обзор ЦАГИ. № 672 / сост. : В. Н. Ку-ранов, Л. А. Лебедева, Н. Н. Клочкова. 1987.

4. Свиницкий А. М., Воронкин И. Ф., Карлашов А. В., Гайнутдинов Р. Г. Исследование коррозионной агрессивности фюзеляжного конденсада пассажирских самолетов // Физико-хим. механика материалов. 1982. № 5.

5. Шапкин В. С. Влияние основных факторов эксплуатации на характеристики долговечности и ресурса длительно эксплуатируемых ВС и разработка методов их оценки применительно к элементам конструкции планера : автореф. ... дис. д-ра тех. наук. МГТУ ГА, 1995.

References

1. Akimov G. V The Theory and methods of research of corrosion of metals. 1945.

2. Arepev A. N., Gromov M. С, Shapkin V. S. The concept of certification of a copy of an air vessel. The scientific bulletin of MGTU of HECTARES. 2000 № 28. Ser. Aeromechanics and durability.

3. Corrosion problems in modern aircraft engineering (on materials of an open foreign press for 1970-1984 гг.) : Review CAGI № 672 / Composers : V. N. Kuranov, L. A. Lebedeva, N. N. Klochkova, 1987.

4. Svinitskij A. M., Voronkin I. F., Karlashov A. V., Gajnutdinov R. G. Research of corrosion aggression fuselage condensate passenger planes // The physical and chemical mechanics of materials. 1982. № 5.

5. Shapkin V. S. Influence of major factors of operation on durability and resource characteristics is long maintained ВС and working out of methods of their estimation with reference to elements of a design of a glider : автореф. dis. ... dr-а of those. sciences. MGTU of HECTARES, 1995.

УДК 621.396.932.1

ПРИМЕНЕНИЕ КВОРУМ-ЭЛЕМЕНТОВ ДЛЯ КОНТРОЛЯ ОДНОТИПНЫХ ДАТЧИКОВ

М. Г. Савина, В. М. Мусонов, В. П. Худоногов, В. С. Сеславин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Рассматривается применение кворум-элементов и мажоритарной логики. Приведены способы повышения надежности интегрированных вычислительных комплексов систем управления полетом на основе резервирования.

Ключевые слова: работоспособность, резервирование, кворум-элемент.

THE APPLICATION OF QUORUM-ELEMENTS FOR CONTROL OF SINGLE TYPE SENSORS

M. G. Savina, V. M. Musonov, V. P. Khudonogov, S. V. Seslavin

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The article considers the use of quorum-elements and majority logics. There are ways to improve the reliability of integrated computer complexes of flight control systems based on reservation.

Keywords: performance, redundancy, quorum-element.

Современные автоматические бортовые системы навигации и контроля:

управления полетом (САУ) представляют собой - навигационные вычисления;

сложные, многоконтурные и резервированные ком- - оптимальное автоматическое пилотирование;

плексы, решающие ответственные задачи управления, - оптимизация работы авиадвигателей;

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

- автоматический контроль работоспособности системы;

- автоматическое переключение на резервный режим работы при отказе основного рабочего.

Контроль работоспособности этих систем в полетах, при подготовках к ним и при проведении профилактических работ имеет особо важное значение, поскольку от технического состояния указанных систем зависит безопасность и регулярность полетов.

Проблема безопасности полета в автоматизированных режимах зависит от обеспечения необходимого уровня надежности аппаратных средств интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами (ИВК СУ ЛА) и про-

граммного обеспечения. Отказ ИВК может быть вызван нестабильной работой: процессора, памяти, устройства ввода-вывода, линии связи или программного обеспечения (рис. 1).

Техническая сложность и высокая стоимость ИВК СУ ЛА требует изучения влияния кратности резервирования аппаратуры (вычислительных модулей, датчиков и приводов) и разработки методик обеспечения надежности аппаратно-программных средств. Поэтому разработка отказоустойчивых интегрированных вычислительных комплексов систем управления летательными аппаратами является актуальной и своевременной.

Рис. 1. Комплексная система управления летательным аппаратом

В качестве методов исследования могут быть использованы положения теории систем, теории графов, теории надежности, теории принятия решений. Методы исследования основаны на статистической теории максимального правдоподобия, наименьших квадратов и байесовых оценок [1].

Кворум-элементы используются для осреднения значений выходных сигналов датчиков (рис. 2). Этот способ также называют резервированием по методу голосования. Своим названием он обязан наличию в резервных группах специального элемента, называемого мажоритарным элементом, или элементом голосования (кворум-элементом).

Мажоритарное резервирование широко используется в дискретных (цифровых) системах, в том числе и вычислительных.

На выходы каждого из п сумматоров 1, 2, ... п подаются измеренные датчиками значения сигналов хь х2, ... хп, и результат х осреднения этих сигналов получается на выходе сумматора С. На выходе каждого из сумматоров 1, 2, . п получаются значения разности е1 = х, - х, которая поступает на усилитель У.

Если все п датчиков работоспособны, то значения е1 находятся в пределах допусков. Если же один из датчиков переходит в неработоспособное состояние, то соответствующая разность е1 превышает допустимые пределы. Параметр е1 используется для сигнализации и отключения отказавшего датчика канала измерения.

Рис. 2. Структурная схема кворум-элемента

Вполне обосновано допущение, что одновременно может отказать только один датчик, т. е. вероятность одновременного отказа двух и большего числа датчиков пренебрежимо мала. Поэтому после отказа и выключения /-датчика кворум-элемент продолжает контроль работоспособности оставшихся п - 1 датчиков.

Работоспособность нескольких датчиков одного и того же типа и назначения можно контролировать до тех пор, пока из их начального числа п останется в схеме лишь два, а остальные будут отключены ввиду их отказов. С этого момента кворум-элемент контролирует работоспособность не каждого из датчика, а системы из двух датчиков. При отказе любого из них выдается сигнал об отказе всей системы, поскольку кворум-элемент не может отличить неисправный элемент от работоспособного.

Кворум-элементы могут использоваться для контроля не только датчиков параметров, но и резервных участков канала передачи информации, положений выходных валов (штоков) исполнительных механизмов [2].

Алгоритмы для резервирования и контроля систем управления по мажоритарному принципу с помощью кворум-элементов определяют неисправный канал и отключают его автоматически от управления при несовпадении сравниваемых сигналов. Предложенный комплекс с контурами безопасности обладает высокой разрешающей способностью и возможностью выполнения отладочных работ без нарушения процесса нормального функционирования комплекса.

Библиографические ссылки

1. Воробьев А. В., Кулабухов В. С., Куликов В. Е., Уйманов Б. А. Формирование облика интегрированных комплексов управления летательных аппаратов на ранних этапах системного проектирования // Перспективные системы и задачи управления : материалы II Всерос. науч.-практ. конф. Таганрог : Изд-во ТТИ ЮФУ, 2007. С. 278.

2. Воробьев В. Г., Константинов В. Д. Надежность и техническая диагностика авиационного оборудования : учебник. М. : МГТУ ГА, 2010. 448 с.

References

1. Vorobev A. V., Kulabukhov V. S., Kulikov V. E., Ujmanov B. A. Formirovanie oblika integrirovannykh kompleksov upravleniya letatelnykh apparatov na rannikh etapakh sistemnogo proektirovaniya // Perspektivnye sistemy i zadachi upravleniya : materialy II Vseros. nauch.-prakt. konf. taganrog : Izd-vo TTI YUFU, 2007. S. 278.

2. Vorobev V. G., Konstantinov V. D. Nadezhnost i tekhnicheskaya diagnostika aviatsionnogo oborudovaniya : uchebnik. M. : MGTU GA, 2010. 448 s.

УДК 629.7.017

ТЕНЗОРНАЯ МЕТОДИКА АНАЛИЗА ОБЪЕКТА КОНТРОЛЯ

К. Ж. Саханов1, Д. С. Ергалиев2

1 Акционерное общество «Национальная компания «Казахстан Fарыш Сапары» Республика Казахстан, 010000, г. Астана, Дом министерств, подъезд № 4. E-mail: [email protected]

2Евразийский национальный университет имени Л. Н. Гумилева Республика Казахстан, 010000, г. Астана, ул. Мирзояна, 2. E-mail: [email protected]

Рассмотрен тензорный метод анализа сложных систем, в частности бортового комплекса оборудования, на примере разделения системы на ряд подсистем и сеть пересечений.

Ключевые слова: программа контроля, диакоптика, прогноз, бортовой комплекс оборудования, воздействие, реакция, процедуры преобразования, сеть пересечений.

TENSOR ANALYSIS METHOD OF CONTROL FACILITY

K. Zh. Sakhanov1, D. S. Yergaliev2

Joint-stock company «National company «Kazakhstan Gharysh Sapary» «House of Ministries», entrance № 4, Astana, 010000, the Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

2L. N. Gumilyov Eurasian National University 2, Mirzoyan str., Astana, 010000, the Republic of Kazakhstan. E-mail: [email protected]

The method of tensor analysis of complex systems, such as the board complex equipment, in particular, in terms of the system division into a number of subsystems and network intersections is considered.

Keywords: control program, diakoptika, prediction, board complex equipment, impact, reaction, conversion routines, network of intersections.

Практическая разработка больших программ контроля сложных систем выдвинула на передний край ряд важных проблем, в первую очередь необходимость разработки программ контроля систем по частям с последующим объединением частных разработок. В отличие от стандартного применения метода диакоптики для расчета сложных систем, например, бортового комплекса оборудования, здесь диакоптика применяется для разработки по частям программ контроля систем [1].

Рассмотрим применение метода диакоптики при построении программы контроля системы, призванной рассчитывать изменения (давать прогноз) в заданной предметной области.

1. Прежде всего необходимо выявить, список запросов и ответов, на которые должна давать ответ будущая программа контроля системы.

2. Второй этап - это выявление списков условий, воздействий и реакций, которые нужно принять во внимание при построении каждого номера из списка 1. Практически такой список выявляется путем опроса выходов из заданной предметной области. На полученном наборе условий в системе могут появляться и другие реакции, которые первоначально не были предусмотрены.

3. Проверка на общность словаря. Одинаково ли понимаются все термины в двух списках. Если есть термины в одном списке, которых нет в другом, то проверяется, нужны ли они. Есть ли синонимы, и если есть, то выбирается какой-нибудь один для дальнейшего использования.

Если запросы, в системе определены неоднозначно, то таковы же будут и прогнозы. Поэтому неоднозначное толкование терминов обычного человеческого языка специалисту ставит проблему: как языки различных предметных областей превращать в словари, с которыми можно будет работать? Один из способов - уточнение словарей. Необходимо выписать из списка оценки реакций, значения которых в реакциях могут быть описаны булевой переменной, т. е. «да» или «нет».

Далее следует выписать реакции, которые могут быть описаны вектором, 2-матрицей, 3-матрицей и т. д.

Для одинакового понимания реакций, которые выражаются булевыми переменными, скалярами, векторами, п-матрицами, необходимо также задать единицы измерения этих величин и процедуры измерения.

Меистми f

О —/

Метод диакоптики для системы 1 - данные; 2 - процедуры; 3 - процедуры сети пересечений

4. Определение списка процедур по преобразованию данных, исходя из целей, стоящих перед разрабатываемой системой.

На основании списка процедур строится система, так как процедуры, очевидно, имеют взаимосвязи.

5. Построенная система разделяется на ряд подсистем и сеть пересечений в зависимости от числа кадров программы контроля системы. На рисунке показано разделение методом диакоптики исходной системы на четыре подсистемы и сеть пересечений [2].

Библиографические ссылки

1. Крон Г. Тензорный анализ сетей. М. : Сов. радио, 1978.

2. Хэпп Х. Диакоптика и электрические цепи. М. : Мир, 1974.

References

1. Cron G. Tenzornyj analiz setej (Tensor analysis of networks). M. : Sov. radio, 1978.

2. Hepp H. Diakoptika I elektricheskie cepi (Diakop-tika and electrical circuits). M. : М1г, 1974

УДК 621.396.98

АКТУАЛЬНОСТЬ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КРОССПОЛЯРНЫХ ВОЗДУШНЫХ ТРАСС

Д. Е. Строков, В. В. Киселев, А. В. Кацура

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Идея использования воздушного пространства России для выполнения спрямленных полетов из Азии в Северную Америку в последние годы широко обсуждается в отечественной и мировой печати. Она получила одобрение авиакомпаний и таких международных организаций, как 1САО и 1АТА и российско-американской группы по организации воздушного движения RACGAT.

Ключевые слова: путь, система, кроссполярные, маршрут.

FEATURES AND RELEVANCE OF CROSS-POLAR AIR ROUTES USE

D. E. Strokov, V. V. Kiselev, A. V. Katsura

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The idea of using Russian airspace to carry straightened flights from Asia to North America in recent years has been widely discussed in the national and international press. Airlines and international organizations such as IATA and ISAO and the Russian-American group of air traffic RACGAT approved it.

Keywords: path, system, cross-polar, route.

Отечественные авиационные власти поддержали идею создания таких трасс, увидев в ней реальный источник средств для модернизации устаревшей системы УВД страны.

В данной работе проанализированы технические и экономические особенности кроссполярных воздушных путей и их преимущества.

Преимущества использования кроссполярных маршрутов заключаются в следующем [1]:

- сокращение протяжённости маршрута и времени полета;

- уход от встречных ветров (в приполярных районах ветров практически нет или они слабы);

- уход с перегруженных до предела ныне используемых трасс.

Кроссполярные перелеты имеют некоторые особенности, касающиеся технической эксплуатации ЛА [2; 3]:

1. Летная и техническая эксплуатация ВС в условиях низких температур имеет ряд особенностей. В этих условиях возникают специфические неисправности и отказы, вызывающие дополнительный простой ВС, нарушающие регулярность полетов и создающие предпосылки к АП. Причинами многих отказов и неисправностей являются попадание снега и образование льда в узлах крепления, воздухозаборниках и других системах и агрегатах, обледенение воздушных судов.

2. На субавроральных радиолиниях наблюдаются нарушения радиосвязи ввиду вхождения радиолиний в область главного ионосферного провала, где ионизация мала для обеспечения отражения радиоволн КВ-диапазона.

3. Невидимость ГСО для спутниковой связи.

4. Необходимость понижения эшелона для ухода от кристаллизации топлива из-за низкой температуры наружного воздуха.

В заключение необходимо отметить, что дает России использование кроссполярных воздушных трасс:

1. Развитие бизнеса, привлечение инвестиций, расширение торговли, туризма, развитие инфраструктуры сибирских регионов.

2. Возможность выхода российских авиакомпаний в любую точку мира.

3. Привлечение дополнительного потока воздушных судов иностранных авиакомпаний к использованию российского воздушного пространства и, соот-

ветственно, увеличение объёма сборов за аэронавигационные услуги, предоставляемые системой ОВД России.

4. Увеличение возможностей для расширения географии полетов российских авиакомпаний при заключении соответствующих соглашений.

5. Российские авиакомпании, имеющие более низкие ставки аэронавигационных сборов, чем иностранные авиакомпании, находятся по сравнению с ними в более выгодных условиях при перелете через воздушное пространство Российской Федерации.

6. Интенсификация развития системы организации воздушного движения в северных регионах России с привлечением дополнительных источников финансирования на модернизацию и техническое оснащение центров УВД.

Библиографические ссылки

1. Аверьянов Ю. И., Борсоев В. А., Михайлов Б. В. Открытие и развитие системы кроссполярных воздушных трасс // САКС-2002 : сб. материалов конф. Красноярск, 2002. С. 5-14.

2. Бондаренко В. Г. Особенности технического обслуживания воздушных судов в условиях низких температур // САКС-2002 : сб. материалов конф. Красноярск, 2002. С. 72-76.

3. Борсоев В. А., Гребенников А. В. и др. Результаты испытаний навигационной аппаратуры и средств радиосвязи на трансполярных трассах // САКС-2001 : сб. материалов конф. Красноярск, 2002. С. 9.

References

1. Aver'janov Ju. I., Borsoev V. A., Mihajlov B. V. Otkrytie i razvitie sistemy krosspoljarnyh vozdushnyh trass // SAKS-2002 : sb. materialov konf. S. 5-14.

2. Bondarenko V. G. Osobennosti tehnicheskogo obsluzhivanija vozdushnyh sudov v uslovijah nizkih temperatur // SAKS-2002 : sb. materialov konf. S. 72-76.

3. Borsoev V. A., Grebennikov A. V. i dr. Rezul'taty ispytanij navigacionnoj apparatury i sredstv radiosvjazi na transpoljarnyh trassa // SAKS-2001 : sb. materialov konf. S. 9.

УДК 621.396.932.1

РАЗРАБОТКА УСТРОЙСТВА СОПРЯЖЕНИЯ АЦП С ПЭВМ ПО СТАНДАРТУ USB

А. М. Тарасов, К. А. Сидоренко, Д. А. Медведев

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Устройство сопряжения подключается к уже готовой системе (в нашем случае - к персональному компьютеру). Разработчик устройства сопряжения должен всегда учитывать возможность того, что его устройство может нарушить работу системы в целом, причем не исключено, что только в одном, редко используемом режиме. Поэтому от разработчика требуется повышенное внимание при проектировании, а также аккуратная и тщательная отладка устройства сопряжения. При этом свобода разработчика ограничена особенностями внешних интерфейсов компьютера, которые надо знать и максимально использовать.

Ключевые слова: устройство сопряжения, АЦП, USB.

THE DEVELOPMENT OF ADC INTERFACE DEVICES WITH PC VIA THE USB STANDARD

A. M. Tarasov, K. A. Sidorenko, D. A. Medvedev

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

The interface device is connected to a ready system (in this case - to a PC). The interfaces developer should always consider the possibility that his device can disrupt the system as a whole, and it is possible that only in one, rarely used mode. Therefore, the developer is required to pay more attention to the design as well as careful and thorough debugging of interfaces. In this case, the freedom of the developer is limited to the external features of computer interfaces to be aware of and make the most of.

Keywords: an interface, ADC, USB.

В результате проделанной работы был разработан и спроектирован модуль, предназначенный для измерений параметров сигналов в широком частотном диапазоне (с частотой дискретизации до 500 кГц), поступающих с различных первичных преобразователей. Цифровой и аналоговый выходы модуля могут использоваться в цепях управления различными механизмами. Большой динамический диапазон входных каналов освобождает пользователя от переключения коэффициентов усиления. Модуль функционирует в режиме непрерывного ввода/вывода аналоговых и цифровых сигналов в память персонального компьютера с возможностью цифровой обработки сигналов. Разработанный модуль - это универсальная измерительная лаборатория на ладони, небольшое по размерам, но в то же время многофункциональное устройство [1].

Общие характеристики устройства.

Модуль работоспособен в следующих условиях:

- температура окружающей среды от 0 до +40 °С;

- атмосферное давление от 84 до 106,7 кПа (630800 мм рт. Ст.).

Относительная влажность воздуха 80 % при температуре 35 °С и более низких температурах без конденсации влаги.

Габаритные размеры - 90*110*35 мм.

Потребляемые токи:

- не более 0,615 А по цепи +5 В;

- не более 0,265 А по цепи +12 В;

- не более 0,165 А по цепи -12 В;

- не более 0,1 А по цепи +3,3 В (если питание 3,3 В подается от системного разъема):

Входное сопротивление 2 кОм | 100 Ом

Динамический диапазон 84 дБ

Максимальная неравномерность 1 дБ

АЧХ в частотном диапазоне

10 Гц...200 кГц

Защита входов при включенном ±30 В

питании

Защита входов при выключенном ±30 В

питании

Межканальное проникновение -72 дБ

Входная емкость 20 пФ

Встроенные аналого-цифровые функции:

- многоканальный аналого-цифровой преобразователь на 10 бит с производительностью 200 кБрБ (тысяч преобразований в секунду);

- возможность работы АЦП в дифференциальном и одноканальном режимах;

- программируемый «оконный детектор», позволяющий отслеживать аналоговую величину в заданном диапазоне значений;

- встроенные программируемые предусилители АЦП и высоковольтный дифференциальный усилитель (в семействе С805Ш04х), допускающий напряжение до +60В прямо на выводы процессора;

- встроенный датчик температуры;

- 2 встроенных компаратора с программируемым временем срабатывания и гистерезисом;

- возможность дифференцированного использования в качестве источников опорных напряжений для АЦП внешнего напряжения, напряжения питания ядра или встроенного источника опорного напряжения.

Дополнительные функции:

- программируемый встроенный генератор, в том числе с прецизионной калибровкой, позволяющий микроконтроллеру «налету» переключаться между источниками тактовых сигналов (внешний - кварц, RC-цепочка или встроенный) и таким образом гибко регулировать потребляемую мощность;

- встроенная программируемая счетная матрица (ПСМ) с 3-6 модулями захвата/сравнения;

- встроенный ШИМ (широтно-импульсный генератор), строящийся на базе ПСМ;

- встроенный Watchdog таймер и двунаправленный Reset.

Разработанный модуль имеет довольно широкий диапазон применения, начиная от лабораторных стендов на основе ЭВМ до использования в составе КПА

авиационных пилотажно-навигационных систем, приборного и электрооборудования. Данный модуль является основой для разработки современных систем диагностики, которые в свою очередь способны сократить время, необходимое на техническое обслуживание, и одновременно повысить его эффективность.

Библиографическая ссылка

1. Новиков Ю. В. Разработка устройств сопряжения для персонального компьютера типа IBM PC : практ. пособие. М. : ЭКОМ, 1997. 224 с.

Reference

1. Novikov Ju. V. Razrabotka ustrojstv soprjazhenija dlja personal'nogo komp'jutera tipa IBM PC : prakt. posobie. M. : JeKOM, 1997. 224 s.

УДК 621.396.932.1

УПРАВЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫМ ДВИЖЕНИЕМ ЧЕРЕЗ СПУТНИКОВЫЕ СИСТЕМЫ

ПОСРЕДСТВОМ РАДИОСВЯЗИ

К. В. Фрольченко, И. А. Акзигитова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Россия, 660014, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31. E-mail: [email protected]

Представлен метод контроля воздушных судов с помощью спутниковых систем навигации. Ключевые слова: навигация, мониторинг, радиосвязь.

AVIATION TRAFFIC MANAGEMENT THROUGH SATELLITE SYSTEMS BY RADIOCONNECTION MEANS

K. V. Frol'chenko, I. A. Akzigitova

Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660014, Russia. E-mail: [email protected]

This article presents a method to control the aircraft with the help of satellite navigation systems. Keywords: navigation, monitoring, radioconnection.

В настоящее время в связи с повышением интенсивности полетов самолетов в высоких широтах и созданием новых трасс перед гражданской авиацией возникли серьезные проблемы по управлению воздушным движением в этих широтах и обеспечению надежной радиосвязи. Существующая система радиолокационного управления воздушными судами при создании новых трасс требует установки новых радиолокационных станций. В связи с этим встал вопрос о создании принципиально новой, активной системы управления воздушными судами [1].

Принцип этой системы заключается в следующем: Самолет оборудуется приемниками спутниковой системы навигации ГЛОНАСС-GPS. С этого приемника информация о местоположении самолета, его скоро-

сти и пространственной ориентации через последовательный порт передается на бортовой компьютер, связанный с системой автоматического управления. Через определенные промежутки времени навигационная информация через модем поступает в бортовую радиостанцию и передается на землю. Наземная радиостанция, приняв сигнал, через модем передает его в компьютер диспетчерской службы. Простота технического решения заключается в том, что информация о параметрах движения самолета отображается на мониторе обычного компьютера в виде метки самолета над земной поверхностью, движущейся по заданной траектории. Для точности восприятия оператором координат самолета на мониторе в цифровом виде отображаются широта, долгота, высота полета, борто-

Разработка устройства сопряжения АЦП с ПЭВМ по стандарту USB Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Тарасов А. М., Сидоренко К. А., Медведев Д. А.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Тарасов А. М., Сидоренко К. А., Медведев Д. А.

THE DEVELOPMENT OF ADC INTERFACE DEVICES WITH PC VIA THE USB STANDARD

Текст научной работы на тему «Разработка устройства сопряжения АЦП с ПЭВМ по стандарту USB»