CC BY
160
УДК 621.455.4 DOI: 10.18698/0536-1044-2018-7-69-76
Сравнение характеристик модели двигателя с анодным слоем при работе на ксеноне, аргоне и азоте*
Д.В. Духопельников, В.А. Рязанов, С.О. Шилов
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1
A Comparison of Characteristics of a Model of the Anode Layer Thruster Operating on Xenon, Argon and Nitrogen
D.V. Dukhopelnikov, V.A. Ryаzanov, S.O. Shilov
BMSTU, 105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1 e-mail: [email protected], e-mail: [email protected], [email protected]
Характеристики двигателя с анодным слоем зависят от используемого рабочего тела. При переходе от традиционно применяемого и хорошо изученного ксенона к другим рабочим телам необходимо знать, как изменяются основные параметры двигателя. Приведены результаты исследования работы лабораторной модели двигателя с анодным слоем в низковольтном режиме на ксеноне, аргоне и азоте. Получены вольт-амперные характеристики и зависимости ионного тока от напряжения разряда модельного устройства для каждого из рабочих тел. Проведено сравнение энергетического и массового коэффициентов полезного действия и сделана оценка энергетической цены тяги при работе двигателя с анодным слоем на азоте и инертных газах.
Ключевые слова: электрический ракетный двигатель, двигатель с анодным слоем, реактивный газ, забортный воздух, ионный ток, энергетическая цена тяги
Characteristics of the thruster with anode layer depends on the propellant. In the transition from traditionally used and well-studied xenon to other propellants, it is important to know how the main parameters of the thruster are changing. The article presents the results of research into the operation of a laboratory model of the anode layer thruster in the low voltage mode on xenon, argon and nitrogen. Current-voltage characteristics and dependences of the ion current on the discharge voltage of model devices for each propellant are obtained. The energy and mass efficiency factors are compared. The evaluation of the power-thrust ratio when the anode layer thruster operates on nitrogen and inert gases is performed.
Keywords: electric rocket propulsion ion current, power thrust ratio
Непрерывное развитие низкоорбитальных спутниковых систем связи, навигации, дистанционного зондирования и метеорологии требует увеличения массы полезной нагрузки и про-
unit, anode layer thruster, reactive gas, ambient air,
должительности активного существования космических аппаратов на орбите. Их пребывание на низкой околоземной орбите возможно при компенсации тягой двигательной установ-
* Работа выполнена при поддержке гранта РФФИ 16-38-00776\17 от 25.02.2016 г.
ки силы сопротивления со стороны остаточной атмосферы Земли, плотность которой еще достаточно велика на высотах до 300 км [1-3].
Традиционным рабочим телом (РТ) электрического ракетного двигателя является ксенон, запас которого на борту ограничен. Использование забортного воздуха в качестве РТ электроракетной двигательной установки позволит продлить срок активного существования космического аппарата и увеличить долю полезной нагрузки благодаря отсутствию системы хранения и подачи РТ [3-6].
В настоящее время ведутся активные исследования работы электрических ракетных двигателей различных типов на компонентах воздушной смеси. Так, в статье [7] рассмотрена возможность применения двигателя с анодным слоем (ДАС), а в публикации [8] — радиочастотного ионного двигателя.
В нашей статье в качестве источника тяги представлен одноступенчатый ДАС. На сегодняшний день наиболее полно изучена работа ДАС на инертных газах, тогда как исследования ДАС, функционирующего на компонентах воздушной смеси, не проводились.
Цели работы — исследование параметров модели ДАС при работе на азоте в низковольтном режиме и сравнение эффективности ее функционирования на инертных газах (ксеноне, аргоне) и азоте.
Подобные сравнительные испытания проводились в Италии, где в качестве источника тяги выступали стационарный плазменный двигатель [9] и радиочастотный ионный двигатель [10].
Оборудование. Исследования выполнены на экспериментальной вакуумной установке с цилиндрической вакуумной камерой диаметром 700 мм и длиной 700 мм. Производительность вакуумной системы установки по азоту составляла 3200 л/с, остаточное давление в вакуумной камере — 9 -10"4 Па. Уровень давления при работе ДАС находился в интервале 0,02...0,10 Па.
Исследуемая модель ДАС (рис. 1) имела следующие геометрические параметры: средний диаметр ускорительного канала Сср = 40 мм, межполюсной зазор Ь = 6 мм.
Ионизация нейтральных частиц азота или инертных газов, поступающих из охлаждаемого анода-газораспределителя, происходила в кольцевом канале, образованном анодом 2 и магнитными полюсами 3 и 4. Радиальное маг-
нитное поле в ускорительном канале создавалось электромагнитной катушкой 1. Компенсация ионного пучка осуществлялась газоразрядным катодом-компенсатором (КК) с прямым накалом вольфрамовой нити, установленным вблизи среза двигателя. Для защиты нити накала от воздействия азота в КК подавался аргон.
Электрическая схема экспериментальной установки приведена на рис. 2, где гп1 — расход РТ через анод-газораспределитель; ш2 — расход РТ через КК.
В качестве низковольтного ИП 1 электромагнитной катушки 3 использован ИП Agilent Technologies N5747A, работавший в режиме стабилизации тока. Во время исследований ток в катушке изменялся в интервале 1,0...4,5 А, что соответствовало диапазону радиальной составляющей индукции магнитного поля в ускорительном канале 12.33 мТл. Питание разряда осуществлялось с помощью его ИП 11 (MKS Instruments RPG-50E), подключенного через балластное сопротивление R6 и функционирующего в режиме стабилизации напряжения. Термоэмиссионный элемент КК 7 нагревал сварочный инвертор Tetrix T270 8, работающий в режиме стабилизации тока.
Для измерения плотности ионного тока I на расстоянии 200 мм соосно с двигателем был установлен зонд Фарадея 5, перекрывавший
ZZZZ
\ZZZZ2
Рис. 1. Экспериментальная модель ДАС: 1 — электромагнитная катушка; 2 — анод; 3 и 4 — внешний и внутренний магнитные полюса; 5 — магнитопровод; 6 — обечайка катушки
1 2 3 4
Рис. 2. Электрическая схема экспериментальной установки: 1 — источник питания (ИП) электромагнитной катушки ДАС; 2 — магнитопровод ДАС; 3 — электромагнитная катушка; 4 — анод ДАС; 5 и 6 — зонд Фарадея и его ИП; 7 — КК; 8 — ИП эмиттера (сварочный инвертор); 9 — ИП смещения вытягивающего электрода КК; 10 — ИП смещения полюсов; 11 — ИП разряда
всю площадь ионного пучка. Для отсечки электронного тока от ИП 6 на зонд подавался отрицательный относительно вакуумной камеры потенциал 30 В. Для измерения разрядного тока, тока на стенке ускорительного канала и тока на зонд Фарадея (ионного тока пучка) использованы амперметры типа М253: Ai, А2 и Аз соответственно.
Подача РТ осуществлялась через регуляторы массового расхода газа MKS Instruments 2179А, управляемые четырехканальным блоком контроля расхода газа MKS Instruments Multi Gas Controller 647C, который выдавал значения газового потока Q в кубических сантиметрах в минуту при нормальных условиях. Газовый поток пересчитывали в массовый расход Gm и расход, выраженный в токовых единицах, по формулам
Gm = ampMaN л
10~6 Q ; 60 '
Im = aeN j
10~6 Q 60 '
где a — коэффициент, учитывающий род РТ (для аргона a = 1,00, для ксенона a = 0,95, для азота a = = 0,72); mp = 1,67 -10"27 кг — масса протона; Ma — атомная масса; NЛ = 2,69 -1025 м-3 — чис-
ло Лошмидта; О — показание регулятора расхода газа, см3/мин; е = 1,6 -10 "19 Кл — заряд электрона.
Экспериментальные исследования. Проведены исследования низковольтных режимов работы ДАС на трех РТ: ксеноне, аргоне и азоте. Значение магнитного поля в канале и расход РТ подбирали исходя из условия максимального ионного тока.
На рис. 3 приведены фотографии ДАС, работающего в низковольтном режиме на различных РТ. При использовании инертного газа КК питался тем же РТ через отдельный канал. Во время функционирования ДАС на азоте в КК подавался аргон. Расход РТ через КК определялся электронным током, необходимым для компенсации ионного пучка, и находился в диапазоне 0,1... 0,2 мг/с.
На рис. 4 показаны вольт-амперные характеристики (ВАХ) при фиксированных значениях расхода и индукции магнитного поля в межполюсном зазоре ДАС, где 1р и Ц — ток и напряжение разряда.
На рис. 5 приведены зависимости ионного тока пучка I от напряжения разряда Цр при работе ДАС на ксеноне, аргоне и азоте.
На рис. 6 показаны зависимости массового цт и токового п коэффициентов полезного
Рис. 3. Фотографии ДАС, работающего в низковольтном режиме на РТ ксеноне (я), аргоне (б) и азоте (в)
действия (КПД) от напряжения разряда, определенные по следующим соотношениям [11]:
Л -
1 \Ш у
1т
Л, - ^
Полученные зависимости массового КПД двигателя позволили оценить энергетическую цену тяги при его работе на ксеноне, аргоне и
/Р,А
5,0 4,5 4,0 3,5 3,0 2,5 2,0
1,5
> ж л А А А
. -7
▲ ▲
з
/. ■■
■ ■ ■ • ■ ■ ■ ■
J_■_I_I_1_
20
60
100
140
180
ир,в
Рис. 4. ВАХ разряда при работе ДАС на аргоне (1), азоте (2) и ксеноне (3): 1 — массовый расход РТ От = 1,23 мг/с; расход РТ, выраженный в токовых единицах, 1т = 3 А; максимальное значение радиальной составляющей индукции магнитного поля в ускорительном канале Вг = 0,0183 Тл; 2 — От = 1,12 мг/с; 1т = 4 А; Вг = 0,0290 Тл; 3 — От = 1,3 мг/с; 1т = 1 А; Вг = 0,0230 Тл
азоте. Энергетическая цена тяги — это отношение электрической мощности ^эл к получаемой тяге Бт. Допуская, что ионный пучок не имеет расхождения, расчетную тягу можно определить как
Бт — Лт{У^От ,
где (У{) — средняя (эффективная) скорость истекающих из двигателя ионов.
Средняя скорость для однозарядных ионов вычисляется следующим образом [12]:
(V) — | / (V —
2еир
трМа
где /(V,) — функция распределения ионов по скоростям; ту — коэффициент, принятый равным 0,7 [12].
Например, при напряжении разряда 200 В расчетная тяга ДАС для режимов, приведенных на рис. 6, составила 18, 24 и 19 мН для ксенона, аргона и азота соответственно.
Согласно работе [12], энергетическая цена тяги ДАС
Ь —-
1рир
трМ
' 2еир
ЛтОтТУ у 2еи р
Отсюда следует, что энергетическая цена тяги ДАС при работе на ксеноне — 21 кВт/Н, а на аргоне и азоте — 43 и 50 кВт/Н соответственно.
в
р
4 А
1,4 1,2 1,0 0,8 0,6 0,4
ОД
■ 1
♦ ♦
_I_
4 А
V-" 1,4 "
■ ■ 2 1,2"
" .. /
1,0"
. .» ♦
♦ ♦ * / 0,8 "
4
0,6 -
0,4-
\ ♦
♦ ♦
♦ ♦
♦
♦
♦ • ♦ •
■ * л ■ ▲ А
▲
▲
_|_I_I_I_I_|_
25 50 75 100 125 150 175 200
Щ, В
а 4- \
2,0 -
1,8 -
1,6 -
1,4 -
1,2 -
1,0
0,8 - •
0,6
0,4 >-*
0,2 ■
0 |
80 100 120 140 160 180 200 б
.'И
• ■ ♦
10 11
12
J_I_I_I_I_I_I_|_
100 120 140 160 180 200 220 240 [/р, В
с/Р,в
Рис. 5. Зависимости ионного тока ^ пучка от напряжения разряда ^ при работе ДАС на ксеноне (а),
аргоне (б) и азоте (в):
1 — Gm = 2,04 мг/с; ^ = 1,5 А; Вг = 0,0220 Гс; 2 — Gm = 1,7 мг/с; ^ = 1,25 А; Вг = 0,0330 Тл; 3 — Gm = 1,7 мг/с; ^ = 1,25 А; Вг = 0,0220 Тл; 4 — Gm = 1,3 мг/с; ^ = 1 А; Вг = 0,0230 Тл; 5 — Gm = 0,93 мг/с; ^ = 2,25 А; Вг = 0,0191 Тл; 6 — Gm = 0,75 мг/с; ^ = 1,8 А; Вг = 0,0134 Тл; 7 — Gm = 0,56 мг/с; ^ = 1,35 А; Вг = 0,0125 Тл; 8 — Gm = 0,62 мг/с; ^ = 1,5 А; Вг = 0,0130 Тл; 9 — Gm = 1,12 мг/с; ^ = 4 А; Вг = 0,0140 Тл; 10 — Gm = 1,12 мг/с; ^ = 4 А; Вг = 0,0290 Тл; 11 — Gm = 0,84 мг/с; ^ = 3 А; Вг = 0,0120 Тл; 12 — GmN2 = 0,84 мг/с; ^ = 3 А; Вг = 0,0109 Тл
Лг
40 60 80 100 120 140 160 180 200 С/р,В
0,40 0,35 0,30 0,25 0,20
■ 3
_|_I_I_I_I_I_I_I_1_
40 60 80 100 120 140 160 180 200 1/р, В а б
Рис. 6. Зависимости массового ^ (а) и токового ^ (б) КПД двигателя, работающего на ксеноне (1), аргоне (2) и азоте (3), от напряжения разряда 1 — Gm = 1,3 мг/с; ^ = 1 А; Вг = 0,0230 Тл; 2 — Gm = 1,23 мг/с; ^ = 3 А; Вг = 0,0183 Тл; 3 — Gm = 1,12 мг/с; ^ = 4 А;
Вг = 0,0290 Тл
Выводы
1. Энергетическая цена тяги ДАС при работе на азоте в 2,5 раза больше, чем на ксеноне, при этом не известен массовый состав ионов в пучке азота.
2. При заданных среднем диаметре и ширине ускорительного канала и сопоставимых расхо-
Литература
дах РТ на азоте ток насыщения разряда достигается при больших напряжениях, а среднее значение тока разряда в рабочем диапазоне напряжений в 2 раза больше, чем на ксеноне.
3. При близких расходах РТ получены схожие зависимости токового КПД для всех газов, тогда как массовый КПД двигателя при работе на азоте в среднем в 2 раза меньше, чем на ксеноне.
[1] Марахтанов М.К., Пильников А.В. О возможности применения солнечной электроре-
активной двигательной установки на низкоорбитальных малых космических аппаратах. Вестник МАИ, 2017, т. 24, № 4, с. 26-39.
[2] Schonherr T., Komurasaki K., Herdrich G. Analysis of Atmosphere-Breathing Electric Pro-
pulsion. IEEE Transactions on Plasma Science, 2015, vol. 43(1) pp. 287-294.
[3] ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. Москва, Издательство стандар-
тов, 1982. 181 с.
[4] Pekker L., Keidar M. Analysis of Airbreathing Hall-Effect Thrusters. Journal of propulsion
and power, vol. 28, no. 6, doi: 10.2514/1.B34441.
[5] Barral S., Cifali G., Albertoni R., Andrenucci M. Conceptual Design of an Air-Breathing Elec-
tric Propulsion System. 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, July, 2015, IEPC-2015-271/ISTS-2015-b-271.
[6] Духопельников Д.В., Ивахненко С.Г., Курилович Д.А. Холловские двигатели на заборт-
ном воздухе для космических аппаратов на низкой опорной орбите. Наука и образование МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2013, № 12. URL: http://www.technomag.bmstu.ru/ doc/660910.html (дата обращения 02 октября 2017).
[7] Духопельников Д.В., Ивахненко С.Г., Рязанов В.А., Шилов С.О. О возможности ис-
пользования холловского двигателя на забортном воздухе для удержания космического аппарата на низкой околоземной орбите. Наука и образование МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016, № 12. URL: http://old.technomag.edu.ru/doc/852758.html (дата обращения 04 октября 2017).
[8] Ерофеев А.И., Никифоров А.П., Попов Г.А., Суворов М.О., Сырин С.А., Хартов С.А.
Разработка воздушного прямоточного электрореактивного двигателя для компенсации аэродинамического торможения низкоорбитальных космических аппаратов. Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2016, № 3, с. 104-110.
[9] Andreussi T., Cifali G., Giannetti V., Piragino A., Ferrato E., Rossodivita A., Andrenucci M.
Development and Experimental Validation of a Hall Effect Thruster RAM-EP Concept. 35th International Electric Propulsion Conference, 8-12 October 2017, IEPC-2017-377.
[10] Cifali G., Dignani D., Misuri T., Rossetti P., Andrenucci M., Valentian D., Marchandise F., Feili D., Lotz B. Experimental characterization of HET and RIT with atmospheric propel-lants. 32nd International Electric Propulsion Conference, 11-15 September, 2011, Wiesbaden, Germany, IEPC-2011-224.
[11] Духопельников Д.В., Юрченко А. А. Экспериментальное исследование технологического ускорителя с анодным слоем «Радикал» без катода компенсатора. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение, 2004, № 3, с. 74-83.
[12] Гришин С.Д., Лесков Л.В., Козлов Н.П. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. Москва, Машиностроение, 1989. 276 с.
References
[1] Marakhtanov M.K., Pil'nikov A.V. O vozmozhnosti primeneniia solnechnoi elektroreak-tivnoi dvigatel'noi ustanovki na nizkoorbital'nykh malykh kosmicheskikh apparatakh [On solar electric propulsion system application possibility for low-orbit small spacecraft]. Vestnik MAI [Vestnik MAI]. 2017, vol. 24, no. 4, pp. 26-39.
[2] Schonherr T., Komurasaki K., Herdrich G. Analysis of Atmosphere-Breathing Electric Pro-
pulsion. IEEE Transactions on Plasma Science, 2015, vol. 43(1) pp. 287-294.
[3] GOST 4401-81. Atmosfera standartnaia. Parametry [State Standard 4401-81. Standart at-
mosphere. Parameters]. Moscow, Standartinform publ., 1982. 181 p.
[4] Pekker L., Keidar M. Analysis of Air breathing Hall-Effect Thrusters. Journal of propulsion
and power, 2012, vol. 28, no. 6, pp. 1399-1405, doi: 10.2514/1.B34441.
[5] Barral S., Cifali G., Albertoni R., Andrenucci M. Conceptual Design of an Air-Breathing Elec-
tric Propulsion System. 30th International Symposium on Space Technology and Science 34thInternational Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, July 410, 2015, IEPC-2015-271/ISTS-2015-b-271.
[6] Dukhopel'nikov D.V., Ivakhnenko S.G., Kurilovich D.A. Khollovskie dvigateli na zabortnom
vozdukhe dlia kosmicheskikh apparatov na nizkoi opornoi orbite [Air breathing hall effect thrusters for low earth orbit spacecraft]. Nauka i obrazovanie. MGTU im. N.E. Baumana [Science and Education. Bauman MSTU]. 2013, no. 12. Available at: http://www.technomag.bmstu.ru/doc/660910.html (accessed 02 October 2017).
[7] Dukhopel'nikov D.V., Ivakhnenko S.G., Riazanov V.A., Shilov S.O. O vozmozhnosti
ispol'zovaniia khollovskogo dvigatelia na zabortnom vozdukhe dlia uderzhaniia kosmich-eskogo apparata na nizkoi okolozemnoi orbite [On the Application of Hall Thruster Working with Ambient Atmospheric Gas for Orbital Station-Keeping]. Nauka i obrazovanie. MGTU im. N.E. Baumana [Science and Education. Bauman MSTU]. 2016, no. 12. Available at: http://old.technomag.edu.ru/doc/852758.html (accessed 02 October 2017).
[8] Erofeev A.I., Nikiforov A.P., Popov G.A., Suvorov M.O., Syrin S.A., Khartov S.A. Razrabotka
vozdushnogo priamotochnogo elektroreaktivnogo dvigatelia dlia kompensatsii aero-dinamicheskogo tormozheniia nizkoorbital'nykh kosmicheskikh apparatov [Development of Air-Electrorocket Ramjet for Compensating of Low-Orbit Spacecrafts Aerodynamic Drag]. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina [Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina]. 2016, no. 3, pp. 104-110.
[9] Andreussi T., Cifali G., Giannetti V., Piragino A., Ferrato E., Rossodivita A., Andrenucci M.
Development and Experimental Validation of a Hall Effect Thruster RAM-EP Concept. 35th International Electric Propulsion Conference, 8-12 October 2017, IEPC-2017-377.
[10] Cifali G., Dignani D., Misuri T., Rossetti P., Andrenucci M., Valentian D., Marchandise F., Feili D., Lotz B. Experimental characterization of HET and RIT with atmospheric propel-lants. 32nd International Electric Propulsion Conference, 11-15 September, 2011, Wiesbaden, Germany, IEPC-2011-224.
[11] Dukhopel'nikov D.V., Iurchenko A.A. Eksperimental'noe issledovanie tekhnologicheskogo uskoritelia s anodnym sloem «Radikal» bez katoda kompensatora [Experimental Study of «Radikal» Technological Accelerator with Anode Layer without Cathode Compensator]. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Ser. Mashinostroenie [Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series Mechanical Engineering]. 2004, no. 3, pp 74-83.
[12] Grishin S.D., Leskov L.V., Kozlov N.P. Elektricheskie raketnye dvigateli kosmicheskikh apparatov [Electrical rocket engines of space vehicles]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1989. 276 p.
Статья поступила в редакцию 07.05.2018
Информация об авторах
ДУХОПЕЛЬНИКОВ Дмитрий Владимирович (Москва) — кандидат технических наук, доцент, директор научно-образовательного центра «Ионно-плазменные технологии». МГТУ им. Н.Э. Баумана (105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1, e-mail: [email protected]).
РЯЗАНОВ Виктор Аркадьевич (Москва) — аспирант кафедры «Плазменные энергетические установки». МГТУ им. Н.Э. Баумана (105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1, e-mail: [email protected]).
ШИЛОВ Сергей Олегович (Москва) — аспирант кафедры «Плазменные энергетические установки». МГТУ им. Н.Э. Баумана (105005, Москва, Российская Федерация, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1, e-mail: [email protected]).
Information about the authors
DUKHOPELNIKOV Dmitriy Vladimirovich (Moscow) — Candidate of Science (Eng.), Associate Professor, Director, Research and Educational Centre for Ion Plasma Technologies. Bauman Moscow State Technical University (105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1, e-mail: [email protected]).
RYAZANOV Viktor Arkadievich (Moscow) — Postgraduate, Department of Plasma Power Installations. Bauman Moscow State Technical University (105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1, e-mail: [email protected]).
SHILOV Sergey Olegovich (Moscow) — Postgraduate, Department of Plasma Power Installations. Bauman Moscow State Technical University (105005, Moscow, Russian Federation, 2nd Baumanskaya St., Bldg. 5, Block 1, e-mail: [email protected]).
Просьба ссылаться на эту статью следующим образом:
Духопельников Д.В., Рязанов В.А., Шилов С.О. Сравнение характеристик модели двигателя с анодным слоем при работе на ксеноне, аргоне и азоте. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2018, № 7, с. 69-76, doi: 10.18698/0536-1044-2018-7-69-76.
Please cite this article in English as: Dukhopelnikov D.V., Вуагапоу V.A., Shilov S.O. A Comparison of Characteristics of a Model of the Anode Layer Thruster Operating on Xenon, Argon and Nitrogen. Proceedings of Higher Educational Institutions. МаМт Building, 2018, no. 7, pp. 69-76, doi: 10.18698/0536-1044-2018-7-69-76.
Радиолокационные системы
В Издательстве МГТУ им. Н.Э. Баумана вышло в свет 2-е издание учебного пособия под редакцией А.И. Николаева
«Радиолокационные системы»
Изложены вопросы применения радиолокационных систем (РЛС) различного назначения в реальных условиях их функционирования, учитывающих влияние окружающей среды, подстилающей поверхности, воздействия помех. Рассмотрены задачи, требования и принципы построения РЛС управления воздушным движением, РЛС обнаружения, наведения и целеуказания, а также РЛС ракетно-космической обороны.
Содержание учебного пособия соответствует курсу лекций, который авторы читают в МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Для студентов технических вузов, обучающихся по направлению подготовки дипломированных специалистов «Радиотехника». Может быть полезно аспирантам, работникам научно-исследовательских организаций и промышленности, занимающимся вопросами разработки РЛС различного назначения. По вопросам приобретения обращайтесь:
105005, Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, стр. 1.
Теп.: +7 499 263-60-45, факс: +7 499 261-45-97;
[email protected]; www.baumanpress.ru
