journal polyot 2016.01

7/25/2019 Journal Polyot 2016.01

http://slidepdf.com/reader/full/journal-polyot-201601 1/56

12016

Îáùåðîññèéñêèé íàó÷íî-òåõíè÷åñêèé æóðíàë

ÀÂÈÀÖÈß ÊÎÑÌÎÍÀÂÒÈÊÀÐÀÊÅÒÍÀß ÒÅÕÍÈÊÀ

Орган Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковскогои Академии наук авиации и воздухоплавания

© ООО "Машиностроение – Полет", 2016

Журнал входит в перечень утвержденных ВАК РФ изданий для

публикации трудов соискателей ученых степеней .

Мнение редакции не всегда совпадает с точкой зрения авторов статей.

За содержание рекламных материалов ответственность несет рекламо-

датель. Плата с аспирантов за публикацию статей не взимается .

Требования к оформлению предоставляемых авторами рукописей

приведены на сайте http://fondserebrova.ru/index.php/zhurnal-polet

Адрес редакции: 107076, Москва, Стромынский пер., 4

Телефон: 8 (499) 269-54-97; 8-926-916-03-58

Адрес электронной почты: [email protected]

Адрес в интернете: http://fondserebrova.ru/index.php/zhurnal-polet

СОДЕРЖАНИЕ

Ж ó рнал выходит ежемесячноВыпó сê ается с авãó ста 1998 ã.

Гафаров А.А., Долгуничев К. Д. Обеспечение ядерной ирадиационной безопасности космических аппаратов с ядер-

ными энергетическими установками большой мощности . . 3

Матвеев Ю.А., Ламзин В.А., Ламзин В.В. Конструктивныйметод прогнозных исследований космических системдистанционного зондирования Земли . . . . . . . . . . 12

Казаковцев В.П., Корянов В.В. Оценка влияния малыхасимметрий на отклонения продольной оси спускаемогоаппарата от вектора скорости в условиях резонансногодвижения . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

Музыченко Е.И., Синицын А.А. Требования к парамет-рам энергодвигательного комплекса марсианской пило-

тируемой экспедиции с ядерной электроракетной двига-

тельной установкой . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

Богданов В.И. Повышение тяговой эффективности ре-

активных двигателей для гиперзвуковых скоростей по-

лета при пульсирующем течении газа с присоединениеммассы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

Кузнецов В.И., Шпаковский Д. Д. Определение уровнятехнического совершенства газотурбинного двигателяна начальном этапе проектирования . . . . . . . . . . . 41

Бахвалов Ю.О., Фирсов В.П., Партола И.С., Кузне-

цов С.В., Пугаченко С.Е., Киреев Р.Г., Юрченко И.И.,

Арзуманов Ю.Л., Смольянинов В.А. Исследованиепроблем длительного хранения и передачи криогенныхкомпонентов топлива двигательных установок КА . . . 49

Г.В. НОВОЖИЛОВ – Главный редактор (авиация),

академик РАНА.С. КОРОТЕЕВ – Главный редактор (ракетнаятехника и космонавтика), академик РАН, профессор

Членыредакционной

коллегии А. А. АЛЕКСАНДРОВ,

д.т.н., проф.

А.П. АЛЕКСАНДРОВ,

к .т.н., летчик -космонавт

Б.С. АЛЕШИН,

чл.-кор. РАН

Б.В.БАЛЬМОНТ,

академик РАКЦ

В.Г. ДМИТРИЕВ,


Б.И.КАТОРГИН,

академик РАН, проф.

А. А.ЛЕОНОВ,

к .т.н., летчик -космонавт

А.М.МАТВЕЕНКО,


С.В.МИХЕЕВ,

академик РАН

Н.Ф.МОИСЕЕВ, к .т.н.

М. А.ПОГОСЯН,


И.Б.ФЕДОРОВ,


Е. А.ФЕДОСОВ,


В.В.ХАРТОВ,


С.Л.ЧЕРНЫШЕВ,

чл.-кор. РАН, проф.

Редактор-организаторО.С. РОДЗЕВИЧ

Редакционный совет

А.М.МАТВЕЕНКО,

председатель редсовета,академик РАН, проф.

О.М. АЛИФАНОВ,


И.В.БАРМИН,


В.Е.БАРСУК, д.т.н.

В.Ф.БЕЗЪЯЗЫЧНЫЙ,


О.Ф.ДЕМЧЕНКО, к .э.н.

Н.Н.ДОЛЖЕНКОВ, д.т.н.

С.Ю.ЖЕЛТОВ,


Л.М.ЗЕЛЕНЫЙ,академик РАН, проф.

А.Н.КИРИЛИН, д.т.н.

В. А. КОМАРОВ, д.т.н., проф.

А. А.КОРОТЕЕВ,


С.Б.ЛЁВОЧКИН, д.т.н.

Л.Н.ЛЫСЕНКО,


А.П.МАНИН, д.т.н.

К.М.ПИЧХАДЗЕ,


С.С.ПОЗДНЯКОВ, инж.

Ю. А.РЫЖОВ,


Г.Г. САЙДОВ, к .т.н.

В.Г. СВЕТЛОВ, д.т.н.

А.Н.СЕРЬЕЗНОВ, д.т.н.

В.П.СОКОЛОВ,


В. А.СОЛОВЬЕВ,

чл.-кор. РАН, проф.,

летчик -космонавт

В. А.ШАТАЛОВ,

летчик -космонавт



12016

All-Russian Scientific-Technical Journal

AVIATION COSMONAUTICSROCKET TECHNOLOGY

Journal of Russian Academy of Cosmonautics named affer K.E. Tsiolkovskyand Academy of Aviation and Aeronautics Sciences

The journal is issued monthly Published since August 1998

Gafarov A.A., Dolgunichev K.D. Nuclear And Radiation Safety

Assurance Of Spacecrafts With Nuclear Power Systems Of

High Power . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

Matveev Yu.A., Lamzin V.A., Lamzin V.V. Technique Of Look-Ahead Research Of Earth Remote Sensing Space Sys-

tems . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

Kazakovtsev V.P., Koryanov V.V. The Estimation Of The

Impact Of Small Asymmetries In The Deflection Lander To

The Longitudinal Axis Of The Velocity Vector In A Resonance

Movement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

Muzychenko E.I., Sinitsin A.A. Power And Propulsion Re-

quirements For Mars Manned Mission With Nuclear Electric

Propulsion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

Bogdanov V.I. Increase Of Thrust Efficiency Of The Ramjet

Engines Intended For Hypersonic Flying Speed At Pulsing

Flow Of Gas With Mass Joining . . . . . . . . . . . . . . . 34

Kuznetsov V.I., Shpakovskiy D.D. Determining The Level Of

Sophistication Of The Gas Turbine Engine At The Initial

Stage Of Design . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

Bakhvalov Yu.O., Firsov V.P., Partola I.S., Kuznetsov S.V.,

Pugachenko S.E., Kireev R.G., Yurchenko I.I., Arzuma-

nov Yu.L., Smolyaninov V.A. Theoretical Study Of The Prob-

lems Of Long-Term Storage And Transfer Of Cryogenic Pro-

pellants Propulsion Spacecraft . . . . . . . . . . . . . . . . 49

The journal is in the list of editions, authorized by the SupremeCertification Committee of the Russian Federation to publish the works

of those applying for a scientific degree.

Viewpoints of authors of papers do not necessarily represent

the Editorial Staff’s opinion.

Post-graduates have not to pay for the publication of articles.

Features required of author manuscript desing are available

at Internet Site http://fondserebrova.ru/index.php/zhurnal-polet

Address of the editorial office: 107076, Moscow, Stromynsky per., 4

Phone: 8 (499) 269-54-97; 8-926-916-03-58

E-mail address: [email protected]

Internet address: http://fondserebrova.ru/index.php/zhurnal-polet© Ltd Co "Mashinostroenie – Polyot", 2016

CONTENTSG.V. NOVOZHILOV –

Editor-in-Chief (Aviation), Acad., RAS

A.S. KOROTEYEV –

Editor-in-Chief (Rocket Technology

and Cosmonautics), Acad., RAS, Prof.

Board

Members of Editorial A.A. ALEKSANDROV,

Dr. Sci. (Eng.)

A.P. ALEKSANDROV,

Cand. Sci. (Eng.), Prof.,

Pilot-Cosmonaut

B.S. ALESHIN,

Corresp. Member, RAS

B.V. BALMONT,

Member, RACTs.

V.G. DMITRIYEV,


B.I. KATORGIN,

Acad., RAS, Prof.

A.A. LEONOV,

Cand. Sci. (Eng.),

Pilot-Cosmonaut

A.M. MATVEYENKO,

Acad., RAS, Prof.

S.V. MIKHEYEV,

Acad., RAS

N.F. MOISEEV,

Cand. Sci. (Eng.)

M.A. POGOSYAN,

Acad., RAS, Prof.

I.B. FEDOROV,

Acad., RAS

E.A. FEDOSOV,

Acad., RAS, Prof.

V.V. KHARTOV,

Dr. Sci. (Eng.), Prof.

S.L. CHERNYSHEV,

Corresp. Member, RAS, Prof.

Editor Organizer

O.S. RODZEVICH

Members

of Edittorial Committee A.M. MATVEYENKO,

Chair of Edit. Committee

O.M. ALIFANOV,


I.V. BARMIN,


V.E. BARSUK, Dr. Sci. (Eng.)

V.F. BEZYAZYCHNYI,


O.F.DEMCHENKO,

Cand. Sci. (Econ.)

N.N. DOLZHENKOV,

Dr. Sci. (Eng.)

S.Yu. ZHELTOV,


L.M. ZELENY, Acad., RAS, Prof.

A.N. KIRILIN, Dr. Sci. (Eng.)

V.A. KOMAROV,


A.A. KOROTEYEV, Acad., RAS

S.B. LYOVOCHKIN,

Dr. Sci. (Eng.)

L.N. LYSENKO,


A.P. MANIN, Dr. Sci. (Eng.)

K.M. PICHKHADZE,


S.S.POZDNYAKOV, Eng.

Yu.A. RYZHOV, Acad., RAS, Prof.

G.G. SAYDOV, Cand. Sci. (Eng.)

V.G. SVETLOV, Dr. Sci. (Eng.)

A.N.SERYOZNOV,

Dr. Sci. (Eng.)

V.P.SOKOLOV,


V.A.SOLOV'EV,

Corresp. Member, Prof., RAS,

Pilot-Cosmonaut

V.A.SHATALOV,

Pilot-Cosmonaut



3

1. 2016

УДК 629.7

”¬¯ÁÎ¯¸¯˝Ê¯ ̨д ̄ Ï˝Óı Ê ÏÍ д ÊÍ˚ÊÓ˝˝Óı

¬¯ÙÓÎÍÁ˝

ÓÁÚÊ ˆÓÁ˙

Ê¸¯ÁˆÊ‰ ÍÎÎÍÏÍÚÓËÁ ̨д ̄ Ï˝˜˙Ê ù˝¯Ï˘¯ÚÊ¸¯ÁˆÊ˙ÊÈÁÚÍ˝ÓËˆÍ˙Ê ¬ÓÔÒÌÓı ˙ÓÛ˝ÓÁÚÊ

œ.œ. fi ÍÂÍÏÓË, ¤.’. ’ÓÔ˘ È ̋ Ê¸¯Ë

E-mail: [email protected]

недрение в ê осмичесêó ю техниêó реаê торных ядерных энерãетиче-сê их ó становоê ( ЯЭУ ) мощностью сотни ê иловатт — меãаватты обес-печит переход ê осмичесê ой деятельности на ê ачественно новый

ó ровень. Однаê о создание и применение энерãетичесê их ó становоê таê оãо

типа сопряжено с необходимостью решения проблемы обеспечения ядер-ной и радиационной безопасности ( ЯРБ) на всех этапах их жизненноãо

циê ла. Под ядерной безопасностью понимается обеспечение подê ритич-ности ядерноãо реаê тора до заданноãо ó ровня, предотвращение самопро-извольной цепной реаê ции деления в ядерном топливе до начала работы

ЯЭУ и поддержание мощности ядерноãо реаê тора в проеê тных пределах

при использовании ЯЭУ по назначению, а под радиационной безопасно-стью — предотвращение радиоаê тивноãо обл ó чения населения Земли.

Проблема обеспечения ЯРБ была ó спешно решена для ê осмичесê их

ЯЭУ первоãо поê оления с элеê тричесê ой мощностью не более 5 ê Вт и ре-с ó рсом менее 1 ãода. Опыт этих работ является базой для обеспечения ЯРБ

ядерных энерãетичесê их ó становоê новоãо поê оления с элеê тричесê ой

мощностью сотни ê иловатт — меãаватты и рес ó рсом более 10 лет. Ядерные энерãетичесê ие ó становê и подобноãо типа войд ó т в состав

ядерной энерãодвиãательной ó становê и ( ЯЭДУ ) ê осмичесê их средств

принципиально новоãо типа — транспортно-энерãетичесê их мод ó лей

Изложены основные принципы и проблемы обеспечения ядерной и радиационной безопас-

ности êосмичесêих аппаратов с ядерными энерãетичесêими óстановêами мощностью

сотни êиловатт — меãаватты.

Ключевые слова: êосмичесêий аппарат; ядерная энерãетичесêая óстановêа; обес-

печение ядерной и радиационной безопасности; жизненный циê л; радиационно безопас-

ная орбита.

A.A. Gafarov, K.D. Dolgunichev. Nuclear And Radiation Safety Assurance OfSpacecrafts With Nuclear Power Systems Of High Power

Main principals and problems of nuclear and radiation safety assurance of spacecrafts with

nuclear power systems by power of hundreds kilowatt- megawatts were stated.

Keywords: spacecraft; nuclear power system; nuclear and radiation safety assurance; life

cycle; nuclear safe orbit.

В

ГАФАРОВ Альберт А ê рамó тдинович —

начальниê сеê тораГНЦ ФГУП "Исследова-

тельсê ий центримени М.В. Келдыша",

ê андидат техн. на óê

ДОЛГУНИЧЕВКирилл Денисович —

инженер 2-й ê атеãории ГНЦ ФГУП "Исследова-

тельсê ий центримени М.В. Келдыша"



4

(ТЭМ) — и б ó д ó т ос ó ществлять энерãоснабжение

не тольê о целевых и сл ó жебных систем ê осмиче-сê оãо аппарата (КА ) с ТЭМ, но и маршевой элеê-трораê етной двиãательной ó становê и (ЭРДУ ).

Опыт обеспечения ЯРБ при применении ЯЭУ первоãо поê оления. Решение проблемы обеспече-ния ЯРБ для ЯЭУ первоãо поê оления ос ó ществ-

лялось в соответствии с национальными реã ла-ментир ó ющими доêó ментами. При этом с ó четом

специфиê и работы реаê тора ЯЭУ , наê опления внем радиоаê тивности и ее послед ó ющеãо спада

были приняты след ó ющие принципы ЯРБ [1]:сохранение реаê тора ЯЭУ в подê ритичесê ом

состоянии до выхода ê осмичесê оãо аппарата с

ЯЭУ на орбит ó, в том числе во всех аварийных

сит ó ациях ;вê лючение реаê тора тольê о на оê олоземной

орбите;обязательное выê лючение реаê тора после

выработê и рес ó рса или при возниê новении ава-рийной сит ó ации;

изоляция ЯЭУ от населения Земли в течение

времени, необходимоãо для снижения аê тивности

выê люченноãо реаê тора до безопасноãо ó ровня;при невозможности изоляции — дисперãи-

рование ( дробление) ЯЭУ до ó ровней, обеспе-

чивающих безопасность населения на террито-рии выпадения фраãментов ЯЭУ .

В 1970 ã. на оê олоземн ó ю орбит ó был выведен

первый отечественный сп ó тниê системы ра- диолоê ационноãо наблюдения и целе óê азания

УС- А с ЯЭУ БЭС-5 "Б óê" (рис. 1) [1].

В реаê торе этой ЯЭУ использовалось леãê о-плавê ое топливо на основе металличесê оãо ó ра-на — сплав ó рана с 5 % молибдена (температ ó ра

плавления ∼1400 К [2]). Тепловая мощность ре-

аê тора составляла оê оло 100 ê Вт, а вырабатывае-мая с помощью термоэлеê тричесê оãо преобразо-вателя элеê тричесê ая мощность — оê оло 3 ê Вт.Рес ó рс этих ЯЭУ не превышал 1 ãода.

Сп ó тниê и УС- А с ЯЭУ БЭС-5 эê спл ó атиро-вались на оê олоземных рабочих орбитах высо-той оê оло 265 ê м. В период 1970—1988 ãã. был

ос ó ществлен зап ó сê в общей сложности 32 КА

данноãо типа. При этом в одном сл ó чае из-за

аварии раê еты-носителя (РН) сп ó тниê с ЯЭУ

ó пал в Тихий оê еан. Однаê о блаãодаря приня-

тым мерам не возниê ла ядерная и радиацион-ная опасность.

Из 31 КА , ê оторые были выведенны на рабо-ч ó ю орбит ó, два сп ó тниê а ("Космос-954" в

1978 ã. и "Космос-1402" в 1983 ã.) верн ó лись на

поверхность Земли в рез ó льтате отê аза основной

системы обеспечения радиационной безопас-ности (ОРБ) — системы ó вода на радиационно

безопасн ó ю орбит ó (РБО).

Под радиационно безопасной орбитой пони-мается

орбита

,время

с ó

ществования

на ê

ото-рой КА с ЯЭУ достаточно для снижения радио-

аê тивности ЯЭУ до безопасноãо для населения

ó ровня ê момент ó возвращения на поверхность

Земли. В этих сл ó чаях сработала д ó блир ó ющая

система ОРБ — система аэродинамичесê оãо

разр ó шения реаê тора ЯЭУ . В рез ó льтате реаê тор

был дисперãирован и рассеян по земной поверх -ности до ó ровней, обеспечивающих безопас-ность населения.

Остальные сп ó тниê и с ЯЭУ БЭС-5 находятся

в настоящее время на радиационно безопасных орбитах в диапазоне высот 800...1100 ê м, êó да

они были доставлены с помощью основной

системы ОРБ [1].

В 1987 ã. на оê олоземные орбиты были выве- дены два сп ó тниê а "Плазма- А " ("Космос-1818"и "Космос-1867") с ЯЭУ ТЭУ -5 "Тополь"(ТОПАЗ-1, ТОПАЗ — аббревиат ó ра от Термо-эмиссионная Опытная с Преобразователем в

А ê тивной Зоне) (рис. 2) [2].

Рис. 1. Спó тниê УС- А с ЯЭУ БЭС-5

Рис. 2. Спó тниê "Плазма- А " с ЯЭУ "ТОПАЗ"



5

1. 2016

В реаê торе этой ЯЭУ использовалось т óãо-плавê ое тр ó днодисперãир ó емое топливо на ос-нове дв ó оê иси ó рана (температ ó ра плавления

оê оло 3100 K [2]). Тепловая мощность реаê тора

составляла ∼120 ê Вт, а вырабатываемая с помо-щью термоэмиссионноãо преобразователя элеê-тричесê ая мощность достиãала 5 ê Вт. Сп ó тниê "Космос-1867" проработал 342 дня.

Сп ó тниê и "Плазма- А " были выведены не-посредственно на радиационно безопасн ó юорбит ó высотой оê оло 800 ê м. Эê спл ó атация

КА "Плазма- А " с ЯЭУ ТЭУ -5 на радиационно

безопасной орбите исê лючила необходимость восновной и д ó блир ó ющей системах ОРБ и, та-ê им образом, позволила достиãн ó ть маê сималь-

ной надежности обеспечения ЯРБ.След ó ет отметить, что единственный амери-

ê ансê ий сп ó тниê SNAPSHOT (рис. 3) с реаê-торной ЯЭУ SNAP-10A, созданной в рамê ах

проãраммы разработê и систем ядерной вспо-моãательной энерãетиê и, был таê же выведен на

РБО высотой ∼1300 ê м.В реаê торе этой ЯЭУ использовалось отно-

сительно леãê о дисперãир ó емое топливо в виде

сплава ó рана с ãидридом цирê ония (температ ó ра

плавления оê оло 2070 К [2, 3]) и пред ó сматри-

валась возможность дисперãирования реаê торав рез ó льтате аэродинамичесê оãо разр ó шения КА

при аварийном возвращении на Землю. Тепло-вая мощность реаê тора составляла оê оло 40 ê Вт,а вырабатываемая термоэлеê тричесê им преоб-разователем элеê тричесê ая мощность ∼0,6 ê Вт.

Обобщение опыта применения реаê торных

ЯЭУ первоãо поê оления позволяет сделать вы-

вод, что разработанные для них принципы, ме-тоды и средства обеспечения ядерной и радиаци-онной безопасности праê тичесê и исê лючили

нанесение вреда населению и биосфере Земли.

Принципы обеспечения ЯРБ при примененииЯЭУ большой мощности. Рез ó льтатом обобще-ния опыта работ по обеспечению ЯРБ при ис-пользовании в ê осмосе реаê торных ЯЭУ первоãо

поê оления явился разработанный Комитетом

ООН по использованию ê осмичесê оãо прост-ранства в мирных целях доêó мент "Принципы,ê асающиеся использования ядерных источни-ê ов энерãии в ê осмичесê ом пространстве" [4].

Он был принят Генеральной Ассамблеей ООН

в резолюции 47/68 от 14 деê абря 1992 ã. Под

ядерными источниê ами энерãии ( ЯИЭ) в этом

доêó менте подраз ó меваются ê осмичесê ие ядер-ные реаê торы и радиоизотопные ãенераторы

любой мощности, ê оторые моãó т использовать-ся в ходе межпланетных полетов и в оê олозем-ном ê осмосе на орбитах любой высоты.

Кроме тоãо, среди доêó ментов ООН след ó ет

отметить "Рамê и обеспечения безопасноãо ис-пользования ядерных источниê ов энерãии в

ê осмичесê ом пространстве". В этом доêó менте,принятом

Генеральной

Ассамблеей

ООН

в

ре

-золюции 64/86 от 10 деê абря 2009 ã. [5], отмеча-ется, что "ê осмичесê ие ЯИЭ, ê оторые … предпо-

лаãается использовать в б ó д ó щем, вê лючают… ядерные реаê торы для энерãообеспечения или

приведения в движение...".

Таê им образом, ê роме межд ó народных до-êó ментов, ê асающихся использования ядерной

энерãетиê и в ê осмичесê ом пространстве, не с ó-ществ ó ет ê аê их - либо др óãих оãраничений отно-сительно применения современных ЯЭУ боль-

шой мощности. В этих доêó ментах приведеныцели и р óê оводящие óê азания, направленные

на безопасное использование ЯИЭ в ê осмиче-сê ом пространстве. Эти цели и óê азания ê онê-ретизированы в "Принципах ..." [4] в разделе

"Принцип 3. Р óê оводящие принципы и ê рите-рии безопасноãо использования". Их с ó ть сво-

дится ê след ó ющем ó:

п ó сê реаê тора (исê лючением является фи-зичесê ий п ó сê или проверê а на н ó левой мощ-Рис. 3. Спó тниê SNAPSHOT с ЯЭУ SNAP-10A



6

ности) тольê о на эê спл ó атационной орбите или

межпланетной траеê тории;сохранение реаê тора в подê ритичесê ом со-

стоянии на всех этапах жизненноãо циê ла и в

аварийных сит ó ациях до начала эê спл ó атации;в сл ó чае использования ЯЭУ на низê их оê оло-

земных орбитах необходим перевод реаê тора,а таê же аê тивированных частей ЯЭУ и КА после

завершения работы на достаточно высоêó ю или

в соответствии с принятой отечественной тер-минолоãией радиационно безопасн ó ю орбит ó,продолжительность с ó ществования на ê оторой

достаточно велиê а, чтобы обеспечить спад на-ê опленной аê тивности до безопасноãо ó ровня;

при авариях , сопряженных с с ó щественными

радиолоãичесê ими последствиями, ê ê оторымотносится невозможность перевода на РБО ра-

диоаê тивноãо реаê тора при штатном заверше-нии еãо эê спл ó атации или в сл ó чае аварийной

сит ó ации, ê онстр óê ция реаê тора должна обес-печивать минимальное радиационное обл ó че-ние — оãраниченный ãеоãрафичесê ий реãион ииндивид ó альн ó ю доз ó до принципиальноãо

предела, равноãо 1 мЗв/ãод.След ó ет отметить, что в связи со специфиê ой

ê осмичесê их ЯЭУ , связанной с жестê ими тре-

бованиями ê ê онстр óê ции реаê тора по массоãа-баритным хараê теристиê ам, единственным праê-тичесê и реализ ó емым схемно-ê онстр óê торсê им

решением для обеспечения ЯРБ при таê их ава-рийных сит ó ациях является дисперãирование

реаê тора ЯЭУ . Для разрабатываемых в настоящее время

перспеê тивных КА с ЯЭУ (рис. 4) хараê терны

использование тр ó днодисперãир ó емоãо ядер-ноãо топлива (ê аê правило, дв ó оê иси ó рана),высоê ая тепловая мощность и продолжитель-ное время ф ó нê ционирования реаê тора.

Тепловая мощность реаê тора, разрабаты-ваемоãо в рамê ах проеê та создания ТЭМ на ос-нове ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса, составляет до

3,5 МВт при рес ó рсе не менее 10 лет [6]. С ó че-том циê лоãраммы работы с ó ммарная энерãовы-работê а реаê тора ТЭМ, ê оторая определяет

ó ровень радиоаê тивности прод óê тов деления истепень радиационной опасности, б ó дет в сотни

раз больше, чем энерãовыработê а реаê тора ЯЭУ

БЭС-5. Радиоаê тивность реаê тора ЯЭУ ТЭМ

после полной энерãовыработê и б ó дет достиãать

8,4•106 Ки.

В связи с изложенным выше подход ê реше-нию проблемы обеспечения безопасности п ó тем

дисперãирования при аварийном падении на

Землю является неприемлемым для ЯЭУ боль-шой мощности. Это связано с тем, что при хараê-терном ó ровне энерãовыработê и таê их ЯЭУ даже

при возможности использования леãê одиспер-ãир ó емых топливных материалов безопасный с

точê и зрения внешнеãо γ-обл ó чения для челове-

ê а размер частиц оценивается ∼8 мê м, и этот раз-мер б ó дет ó меньшаться с ростом мощности ЯЭУ .

При таê их размерах частиц ê опасности внеш-неãо γ-обл ó чения, хараê терной для частиц, раз-мер ê оторых составляет десятê и миê рон и на

ê оторые дисперãировались ЯЭУ первоãо поê о- ления, добавляется опасность вн ó треннеãо обл ó-чения орãанизма α- и β-частицами, возможно,определяющая безопасность человеê а. Это свя-зано с тем, что ãравитационное осаждение твер-

дых частиц размером менее 10 мê м в атмосфере

происходит ê райне медленно и таê ие частицымоãó т длительное время находиться в припо-верхностном слое возд ó ха. Следовательно, до-п ó стимая доза обл ó чения может быть превыше-на из-за пост ó пления радион óê лидов в орãанизм

человеê а, например, через дыхательные п ó ти.Кроме тоãо, потребная площадь рассеивания

частиц, образовавшихся после дисперãирова-ния ЯЭУ меãаваттной мощности, для обеспече-ния безопасноãо ó ровня внешнеãо γ-обл ó чения

Энерãоб ëок Систеìа

несущих ферì

Приборно-аãреãатный

отсек

Капе ëüный хо ëо äи ëüник -из ë у ÷ате ëü

Марøевые ЭРД

Рис. 4. Компоновочная схема перспеê тивноãо транспортно-энерãетичесê оãо модó ля на основе ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса



7

1. 2016

составляет ∼2•107 ê м2, что вдвое превышает

площадь Европы.

Таê им образом, нельзя доп ó стить дисперãи-рования радиоаê тивной ЯЭУ большой мощно-

сти и, соответственно, возвращения ее на Землюпосле зап ó сê а реаê тора и начала еãо ф ó нê циони-рования. Из этоãо след ó ет в перв ó ю очередь оãра-ничение диапазона высот ф ó нê ционирования

КА с ЯЭУ большой мощности в оê олоземном

ê осмичесê ом пространстве тольê о областью РБО.Минимальная высота РБО должна быть опре-

делена исходя из продолжительности с ó щест-вования ЯЭУ , необходимой для снижения на-ê опленной радиоаê тивности до безопасноãо

для населения ó ровня, а таê же с ó четом засорен-

ности оê олоземноãо ê осмичесê оãо пространства.Основные принципы обеспечения ЯРБ совре-

менных КА с ЯЭУ большой мощности сводятся

ê след ó ющем ó:

на всех этапах эê спл ó атации ЯЭУ до начала

ф ó нê ционирования (при транспортировании,хранении, сборê е и подãотовê е на ê осмодроме,выведении на орбит ó ф ó нê ционирования)

должно обеспечиваться сохранение подê ритич-ности реаê тора ê аê при штатном выполнении

данных этапов, таê и при возниê новении ава-

рийных сит ó аций;ф ó нê ционирование ЯЭУ в составе КА до-

п ó сê ается тольê о на радиационно безопасных

орбитах , причем ê онê ретная РБО выбирается с ó четом необходимости исê лючения или мини-мизации воздействия изл ó чения реаê тора ЯЭУ

КА на др óãие ê осмичесê ие объеê ты и вероят-

ности столê новения КА с ЯЭУ с ê осмичесê им

м ó сором (КМ);

после выполнения проãраммы полета либо

при возниê новении аварийных сит ó аций в про-

цессе ф ó нê ционирования КА с ЯЭУ должен бытьпереведен на орбит ó захоронения не ниже РБО

с послед ó ющим выê лючением реаê тора.

С ó четом этих принципов, а таê же положе-ний межд ó народных доêó ментов и Федеральноãо

заê она № 170-ФЗ "Об использовании атомной

энерãии" в настоящее время разрабатываются

федеральные нормы и правила в области исполь-зования атомной энерãии "Общие положения

обеспечения безопасности ê осмичесê их аппа-ратов с ядерными реаê торами".

След ó ет отметить, что отечественные подходыê обеспечению ЯРБ ЯЭУ большой мощности не

тольê о полностью соответств ó ют межд ó народ-ным принципам, изложенным в доêó ментах

ООН, ê асающихся использования ядерной энер-ãетиê и в ê осмичесê ом пространстве, но и в оп-ределенной мере их ó жесточают.

В соответствии с действ ó ющими норматив-ными доêó ментами принципы обеспечения

ядерной и радиационной безопасности заê ла- дываются на этапе проеê тирования и реализ ó-ются на всех послед ó ющих этапах жизненноãоциê ла ЯЭУ большой мощности. С ó четом оте-чественных нормативных доêó ментов жизнен-ный циê л ê осмичесê ой ЯЭУ большой мощности

состоит из дв ó х периодов — создания и эê спл ó-атации, ê оторые моãó т вê лючать этапы, пред-ставленные в таблице.

Этапы жизненноãо циê ла ЯЭУ большой мощности

Период создания Период эê спл ó атации

Проеê тирование ЯЭУ Изãотовление составных частейСборê а и физичесê ий п ó сê реаê торной ó с-тановê и (РУ )Сборê а РУ с системой преобразования энерãии в аãреãатный отсеê ( АО)энерãоблоê а (ЭБ)Наземные энерãетичесê ие испытания стендовоãо образца АО ЭБ

Транспортирование летноãо образца АО ЭБХранение летноãо образца АО ЭБ Сборê а летноãо образца АО ЭБ в составе ЯЭУ и подãотовê а КА с ЯЭУ ê зап ó сêóна техничесê ой позиции ê осмодромаПодãотовê а КА с ЯЭУ ê зап ó сêó на стартовой позиции ê осмодромаВыведение КА с ЯЭУ раê етой-носителем на опорн ó ю оê олоземн ó ю орбит ó Перевод КА с ЯЭУ химичесê им разãонным блоê ом с опорной на радиационно безопасн ó ю орбит ó Работа КА с ЯЭУ в области радиационно безопасных орбитУдаление КА с ЯЭУ в область захоронения после выработê и рес ó рса или при воз-ниê новении аварийной сит ó ации



8

На всех этапах жизненноãо циê ла, начиная сизãотовления и заê анчивая подãотовê ой ê п ó сêó на ê осмодроме КА с ЯЭУ , прежде всеãо должны

выполняться требования по обеспечению ЯРБ,

относящиеся ê о всем наземным объеê там ис-пользования атомной энерãии. Вместе с тем с

ó четом специфиê и ЯЭУ ê осмичесê оãо назначе-ния для них должны разрабатываться и выпол-няться дополнительно специальные требова-ния в соответствии с принципами обеспечения

ЯРБ ЯЭУ большой мощности.

Обеспечение ЯРБ при проеê тировании ЯЭУ .В соответствии с требованиями ядерной и ради-ационной безопасности, определяемыми ос-новными межд ó народными [4] и национальны-

ми (НРБ-99/2009, ОСПОРБ-99/2010) норма-тивными доêó ментами, при проеê тировании

ЯЭУ большой мощности принимаются след ó ю-щие подходы:

принцип ã л ó боê о эшелонированной защиты;

принцип предотвращения аварий;

ó стойчивость ê внешним воздействиям;

высоê ое ê ачество проеê тирования;

обеспечение необходимоãо ó ровня ê вали-фиê ации персонала при проеê тировании и из-

ãотовлении.Изложенные выше подходы ê обеспечению

ЯРБ в ЯЭУ с т ó рбомашинным преобразовате- лем, ê оторая входит в состав разрабатываемоãо

ТЭМ с ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса, реализ ó ются

с помощью след ó ющих проеê тных решений:

применение инертноãо ãазовоãо теплоноси-теля, что обеспечивает минимизацию влияния

еãо температ ó ры и плотности на изменение ре-аê тивности;

при проеê тировании аê тивной зоны реаê тора

ó станавливаются доп ó стимые пределы повреж - дения твэлов и ó ровни радиоаê тивности тепло-носителя;

аê тивная зона и системы, определяющие ó с- ловия ее работы, проеê тир ó ются таê им образом,чтобы исê лючалось превышение проеê тных

пределов повреждения твэлов и/или ó ровня ра- диоаê тивности теплоносителя на протяжении

всеãо сроê а сл ó жбы при ó словиях нормальной

эê спл ó атации;

аê тивная зона и элементы реаê тора, влияю-щие на реаê тивность, своими нейтронно-физи-чесê ими свойствами обеспечивают ядерн ó юбезопасность и исê лючают не ó правляемый

рост энерãовыделения в аê тивной зоне;аê тивная зона и связанные с ней системы

проеê тир ó ются таê им образом, чтобы во всех

штатных режимах и возможных проеê тных ава-рийных сит ó ациях исê лючалась возможность

таê их изменений ê онфиãó рации, состава и со-стояния аê тивной зоны, ê оторые приводили бы

ê введению положительной реаê тивности;

хараê теристиê и и ê онстр óê ция реаê тора и

еãо составных частей исê лючают возможность

возниê новения лоê альных ê ритичесê их масс,

в том числе не доп ó сê ают образования вторич-ных ê ритичесê их масс при разр ó шении аê тив-ной зоны или расплавлении топлива;

все элементы реаê тора проеê тир ó ются таê,чтобы выдерживать без повреждения статиче-сê ие и динамичесê ие наãр ó зê и, а таê же темпе-рат ó рные воздействия, возниê ающие в любых

ó злах и ê омпонентах при всех ó читываемых при

проеê тировании исходных событиях ;

проеê т реаê тора выполняется таê им обра-зом

,чтобы

температ

ó рный

и

мощностной

ê о

-эффициенты реаê тивности ядерноãо топлива

были отрицательны при любых режимах работы;

ê онстр óê ции реаê тора и аê тивной зоны про-еê тир ó ются таê им образом, чтобы в штатных ипроеê тных аварийных режимах работы реаê то-ра не моã ло произойти заê линивания рабочих

орãанов ê омплеê сной системы ó правления и

защиты;

при проеê тировании реаê тора должен быть

маê симально использован опыт разработê и и

эê спл ó атации обор ó дования действ ó ющих ре-аê торов.

Эффеê тивность проеê тных решений обеспе-чения ЯРБ должна быть подтверждена в ходе

проведения расчетных и эê спериментальных

исследований и испытаний с ó четом специфи-чесê их для раê етно-ê осмичесê ой техниê и воз-

действий. При этом особое внимание след ó ет

ó делить наиболее ê ритичным и хараê терным

для аварийных сит ó аций воздействиям, связан-



9

1. 2016

ным с аварией РН на старте или на этапе выве- дения КА с ЯЭУ на низêó ю оê олоземн ó ю орбит ó,а таê же с отê азом РБ при переводе КА с ЯЭУ

с низê ой оê олоземной орбиты на радиационно

безопасн ó ю орбит ó.Обеспечение ЯРБ до начала фó нê ционирова-

ния ЯЭУ . В соответствии с представленными

выше принципами обеспечения ЯРБ ê осмиче-сê их ЯЭУ большой мощности на всех этапах

эê спл ó атации ЯЭУ до начала ее ф ó нê циониро-вания в составе КА на РБО реаê тор ЯЭУ должен

сохраняться в подê ритичесê ом состоянии (ê аê при штатном протеê ании этих этапов, таê и в

аварийных сит ó ациях ), что обеспечивает ядер-н ó ю безопасность и, соответственно, исê лючает

радиационн ó ю опасность, возниê ающ ó ю за счетрадиоаê тивных изл ó чений, связанных с проте-ê анием цепной реаê ции деления и образ ó ющи-мися при этом прод óê тами деления.

В соответствии с "Принципами…" [4] в ê аче-стве топлива в ê осмичесê их ядерных реаê торах

может использоваться тольê о высоê ообоãа-щенный ó ран-235. Естественная радиоаê тив-ность таê оãо ядерноãо топлива чрезвычайно

мала и с ó четом физичесê их барьеров (оболочê итвэлов, обечайê а аê тивной зоны, ê орп ó с реаê-тора и т. д.) определяется тольê о незначитель-ным γ-изл ó чением.

В ê ачестве примера можно привести реаê-тор ТЭМ с ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса, в ê ото-ром мощность дозы γ-изл ó чения непосредст-венно за ê орп ó сом реаê тора (без отражателя)составляет 0,032 мê Зв/ãод.

Каê ó же отмечалось, в соответствии с отече-ственными и межд ó народными правилами до-п ó сê аемая доза ãодовоãо обл ó чения отдельных

лиц из населения составляет 1 мЗв. Она прибли-зительно равна дозе обл ó чения от естественноãо

радиационноãо фона Земли. Таê ая доза при óê а-занной мощности изл ó чения б ó дет пол ó чена за

2,1 ãода, т.е. реаê тор ТЭМ со "свежим" топливом

не представляет опасности для населения.

Однаê о, ê аê отмечено в таблице, после

сборê и реаê тора производится еãо физичесê ий

п ó сê в целях подтверждения проеê тных нейт-ронно-физичесê их хараê теристиê. В связи с этим

ê момент ó пост ó пления реаê тора на сборêó в со-став ЯЭУ он может создавать определенн ó ю ра-

диационн ó ю опасность, и треб ó ются специаль-ные мероприятия по обеспечению радиацион-

ной безопасности персонала. Маê симальные ó ровни изл ó чений на ê орп ó се реаê тора ТЭМ с

ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса оцениваются значе-нием 13 мê Зв/ч через месяц после проведения

физичесê оãо п ó сê а.

Для обеспечения безопасности населения всл ó чае аварии РН на ó частê е выведения КА с

ЯЭУ на орбит ó и падения реаê тора на Землю не-обходимы еãо оперативный поисê и послед ó ю-щее ó даление в течение периода времени, опре-

деляемоãо исходя из ó ровня изл ó чения реаê тора

перед зап ó сê ом и доп ó стимой индивид ó альной дозы, равной в 1 мЗв/ãод.

В рассматриваемой аварийной сит ó ации доза

обл ó чения в 1 мЗв от ЯЭУ может быть пол ó чена

при ó словии непрерывноãо нахождения в непо-средственной близости от реаê тора в течение

3 с ó т. Опыт поисê а и эваêó ации аварийных ê ос-мичесê их объеê тов поê азывает, что реаê тор ТЭМ

за это время можно ó спеть ó далить. При этом

поисê реаê тора ó прощается за счет создавае-моãо им γ-изл ó чения.

Радиационная обстановê а оê оло ЯЭУ может

резê о ó х ó дшиться при применении радиоизо-топноãо источниê а нейтронов для первоãо п ó сê ареаê тора. Помимо ó величения мощности γ-из-

л ó чения может возниê н ó ть мощное нейтронное

изл ó чение за ê орп ó сом реаê тора, что совершенно

неприемлемо с точê и зрения обеспечения ради-ационной безопасности населения. Поэтом ó аê т ó ально рассмотрение техничесê ой возмож -ности зап ó сê а реаê тора без нейтронноãо источ-

ниê а или с использованием нейтронноãо ãене-ратора, безопасноãо до вê лючения непосредст-венно перед зап ó сê ом реаê тора на оê олоземной

орбите, возвращение КА с ê оторой на Землю

праê тичесê и исê лючается.

След ó ет отметить, что для сведения ê мини-м ó м ó влияния изл ó чения реаê тора на население

и оê р ó жающ ó ю сред ó, соê ращения продолжи-тельности еãо поисê а, эваêó ации, а таê же для

обеспечения физичесê ой защиты (сохранности



10

от ó траты) высоê ообоãащенноãо топливноãо ма-териала необходимо обеспечить целостность ре-аê тора до еãо падения на земн ó ю поверхность.

Обеспечение ЯРБ после начала фó нê циониро-

вания ЯЭУ . Каê отмечалось, ф ó нê ционирова-ние КА с реаê торными ЯЭУ большой мощнос-ти в оê олоземном ê осмичесê ом пространстве

доп ó сê ается тольê о в области РБО.

После начала ф ó нê ционирования реаê тор

ЯЭУ б ó дет представлять значительн ó ю радиа-

ционн ó ю опасность за счет радиоаê тивных из- л ó чений, связанных с протеê анием цепной ре-аê ции деления и образ ó ющимися при этом про-

д óê тами деления.

На рис. 5 приведена необходимая продол- жительность пребывания на орбите реаê тора

ТЭМ с ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса в зависимости

от времени еãо работы на тепловой мощности

3000 ê Вт. Необходимое время пребывания на

орбите б ó дет возрастать с ростом мощности и

продолжительности работы ЯЭУ .

На рис. 6 приведена зависимость времени с ó-ществования ТЭМ с ЯЭДУ меãаваттноãо ê ласса

от высоты ê р óãовой орбиты для наиболее не-блаãоприятноãо варианта — стабилизирован-ноãо полета ТЭМ с панельным холодильни-ê ом-изл ó чателем, ориентированноãо перпенди-êó лярно веê тор ó орбитальной сê орости.

Каê след ó ет из рис. 6, при рассматриваемых

ó словиях минимальная высота РБО после пол-ной выработê и рес ó рса ТЭМ составляет

950...1000 ê м. Таê ая высота ф ó нê ционирования

обеспечивает потребное время высвечивания

наê опленной радиоаê тивности до безопасноãо

для населения Земли ó ровня при ó словии есте-ственно

ãо

торможения

рассматриваемых

объ

-еê тов в атмосфере Земли.

Одной из причин соê ращения продолжи-тельности пребывания КА с ЯЭУ на оê олозем-ных орбитах может явиться еãо столê новение собъеê тами ê осмичесê оãо м ó сора. На рис. 7 при-ведена зависимость ê оличества реãистрир ó емых

(размером больше 10 см) ê осмичесê их объеê тов

исêó сственноãо происхождения на низê их оê о- лоземных орбитах от высоты этих орбит [7].Минимальные высоты РБО для ТЭМ находятся

в наиболее засоренной области высот оê олозем-ноãо ê осмичесê оãо пространства. Вероятность

столê новения снижается более чем на порядоê в

области высот оê оло 1200 ê м. Еще больше она

снижается на орбитах выше 1600 ê м и праê тиче-сê и исê лючается на высотах более 2000 ê м.

В соответствии с межд ó народными правилами

доп ó сê ается применение КА с ЯЭУ на оê оло-земных орбитах любой высоты при ó словии пе-ревода их на РБО после оê ончания работы или

600

550

500

450

400

350

3000 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

Вреì я работы реактора, ãо ä

П о т р е б н о е

в р е ì я

в ы с в е ÷ и в а н и я , ã о ä

600

700

500

400

200

300

800 850 900 950 1000Высота орбиты, к ì

В р е ì я с у щ е с т в о в а н и я К

А , ã о ä

1200

400

800

0400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000

Высота орбиты, к ì

Ч и с ë о о б ъ е к т о в К М

в 1 0 0 -

к ì с ë о е , ø т .

1600

2000

2400

Рис. 7. Распределение объеê тов ê осмичесê оãо мó сора наоê олоземных орбитах

Рис. 5. Необходимая продолжительность высвечивания ЯЭУ в зависимости от продолжительности работы реаê тора

Рис. 6. Время сó ществования КА с ЯЭУ в зависимости отвысоты орбиты



11

1. 2016

в аварийных сит ó ациях . Применение КА с ТЭМ

тольê о в области РБО с ó щественно повышает

надежность обеспечения безопасности при не-ê отором снижении эффеê тивности применения.

Таê им образом, безопасности отдается при-оритет перед эффеê тивностью применения КА

с ТЭМ.

Выводы. Наиболее ê ритичными с точê изрения обеспечения ядерной и радиационной

безопасности для ê осмичесê их ЯЭУ большой

мощности (сотни ê иловатт — меãаватты) до на-чала их ф ó нê ционирования являются аварий-ные сит ó ации, связанные с отê азами средств

выведения КА с ЯЭУ на стартов ó ю орбит ó и па- дением реаê тора ЯЭУ на поверхность Земли.В этом сл ó чае ê онстр óê тивными мерами исê-

лючается выход реаê тора ЯЭУ в надê ритиче-сê ое состояние. В связи с этим опасность от

ó павшеãо реаê тора б ó дет определяться еãо ра- диоаê тивностью, связанной с проведением фи-зичесê оãо п ó сê а для проверê и нейтронно-фи-зичесê их хараê теристиê реаê тора.

Оперативный поисê и ó даление реаê тора

должны быть оãраничены по времени с ó четом

доп ó стимой индивид ó альной дозы обл ó чения

для населения 1 мЗв/ãод. Для облеãчения и ó с-ê орения поисê а, а таê же обеспечения физиче-сê ой защиты высоê ообоãащенноãо ядерноãо топ-

лива реаê тор должен сохранять свою целостность

ê момент ó падения на земн ó ю поверхность.

Обеспечение ЯРБ на этапе ф ó нê ционирова-ния КА с ЯЭУ ос ó ществляется за счет вê лючения

реаê тора ЯЭУ тольê о в области радиационно

безопасных орбит, продолжительность пребыва-ния КА с ЯЭУ на ê оторых достаточна для сниже-ния радиоаê тивности реаê тора ЯЭУ до безопас-

ных для населения и оê р ó жающей среды ó ровней

ê момент ó падения на земн ó ю поверхность.Минимальная высота РБО должна выби-

раться исходя из потребной продолжитель-

ности высвечивания аê тивности реаê тора истепени засоренности техноãенными объеê та-ми оê олоземноãо ê осмичесê оãо пространства.

Столê новения с ê осмичесê им м ó сором праê-тичесê и невозможны на орбитах высотой более

2000 ê м. При штатном завершении ф ó нê цио-нирования КА с ЯЭУ переводится в область за-хоронения выше ãеостационарной орбиты, что

полностью исê лючает возможность еãо возвра-щения на поверхность Земли.

Библиографический список

1. Гафаров А . А . Ядерная энерãия в ê осмосе: безопас-ность ãарантирована // Новости ê осмонавтиê и. 2004.№ 9. С. 42—45.

2. Паттон Ф.С.,Гó джин Д.М.,Гриффитс В. Л. Ядер-ное ãорючее на основе обоãащенноãо ó рана / под ред.

д-ра техн. на óê Н.П. Галê ина. М.: Атомиздат, 1963. 290 с.3. Olander D., Greenspan E., Garkisch H. et al. Ura-

nium—Zirconium Hydride Fuel Properties // Nuclear En-gineering and Design. 2009. Vol. 239. Р. 1406—1424.

4. Принципы, ê асающиеся использования ядерных

источниê ов энерãии в ê осмичесê ом пространстве

(№ A/AC.105/572) / Резолюция Генеральной Ассамб- леи ООН 47/68 от 14 деê абря 1992 ã.5. Рамê и обеспечения безопасноãо использования

ядерных источниê ов энерãии в ê осмичесê ом простран-стве (№ A/AC.105/934) / Резолюция Генеральной Ас-самблеи ООН 64/86 от 10 деê абря 2009 ã.

6. Коротеев А .С.,Ошев Ю. А .,Попов С. А . и др. Ядер-ная энерãодвиãательная ó становê а ê осмичесê оãо аппа-рата // Известия РАН. Энерãетиê а. 2015. № 5. С. 45—59.

7. Космичесê ий мó сор. В 2 ê н. Кн. 1. Методы наблю- дения и модели ê осмичесê оãо м ó сора / под на ó ч. ред. д-ра техн. на óê, проф. Г.Г. Райêó нова. М.: Физматлит,2014. 248 с.



12

УДК 629.7

¤Ó˝ÁÚÏÈˆÚÊË˝˜ı ˙¯ÚÓ д ÎÏÓ˘˝ÓÙ˝˜‰

ÊÁÁÔ¯ д

ÓËÍ˝

Êı

ˆÓÁ˙

Ê¸¯ÁˆÊ‰ ÁÊÁÚ¯˙

д ÊÁÚÍ˝˚ÊÓ˝˝Ó˘Ó ÙÓ ̋д ÊÏÓËÍ˝Ê˛ Ÿ¯˙ÔÊ

».œ. fl ÍÚË¯¯Ë, Õ.œ. ‘Í ̇ÙÊ ̋, Õ.Õ. ‘Í ̇ÙÊ˝

Е-mail: [email protected]; [email protected]

роãнозные исследования развития техниê и дистанционноãо зонди-рования Земли ( ДЗЗ) проводят для определения рациональных

проеê тно-технолоãичесê их решений перспеê тивных ê осмичесê их

аппаратов (КА ) ДЗЗ, а таê же в целях формирования проãрамм создания КА

ДЗЗ и совершенствования ê осмичесê их систем ДЗЗ. Таê ие исследования

проводятся на начальном этапе проеê тных работ, пол ó ченные данные ис-польз ó ются для обоснования техничесê оãо задания на новые разработê и.

Констр óê тивный метод проãнозирования позволяет определить рацио-нальные (оптимальные) проеê тно-ê онстр óê торсê ие решения для перс-пеê тивноãо образца техниê и с ó четом особенностей реализации проеê та

(при ó чете динамиê и внешних техниê о-эê ономичесê их и орãанизацион-но-технолоãичесê их связей), определить рациональные параметры объеê-та в целом и параметры подсистем, при ê оторых моãó т быть пол ó чены тре-б ó емые таê тиê о-техничесê ие поê азатели. В таê ом сл ó чае ê онстр óê тивный

метод проãнозирования техниê и (КА ДЗЗ) является, по с ó ти, методом

перспеê тивноãо проеê тирования (иноã да использ ó ют понятие системноãо

проеê тирования).

Представлен метод проãнозных исследований перспеêтивных проеêтов êосмиче-

сêих систем дистанционноãо зондирования Земли ( ДЗЗ ) с óчетом развития ( модернизации )

техниêи в планир óемый период. Разработана схема проãнозных исследований, êоторая óчитывает динамиêó ф óнêциональных связей. Метод позволяет найти рациональное ре-

шение по продлению сроêа эффеêтивноãо применения êосмичесêой системы ДЗЗ при оã- раниченных затратах .

Ключевые слова: êосмичесêая система; дистанционное зондирование Земли; модер-

низация; планир óемый период; дв ó х ó ровневая модель; проеêтное решение.

Yu.A. Matveev, V.A. Lamzin, V.V. Lamzin. Technique Of Look-Ahead Research OfEarth Remote Sensing Space Systems

The technique of look-ahead researches of perspective projects of earth remote sensing

(ERS) space systems with the account of development (modernization) of technics during the

planned period is presented. The scheme of look-ahead researches which considers dynamics of

functional communications is developed. The technique allows to find the rational decision on

prolongation of time of effective application of ERS space system at the limited expenses.

Keywords: space system; Earth remote sensing; modernization; planned period; two-level model; design decision.

П

ЛАМЗИНВладимир Владимирович —

доцент Мосê овсê оãо авиационноãо инстит ó та

(национальноãоисследовательсê оãо

ó ниверситета), доê тор техн. на óê

МАТВЕЕВЮрий Алеê сандрович —

профессор Мосê овсê оãо авиационноãо инстит ó та

(национальноãоисследовательсê оãо

ó ниверситета), доê тор техн. на óê

ЛАМЗИНВладимир Алеê сеевич —

доцент Мосê овсê оãо авиационноãо инстит ó та

(национальноãо

исследовательсê оãо ó ниверситета),ê андидат техн. на óê



13

1. 2016

Применение ê онстр óê тивноãо метода проãно-зирования связано с решением дв ó х ãр ó пп задач:

анализ развития объеê тов надсистемы, взаи-модейств ó ющих с создаваемым техничесê им

объеê том и определяющих ó словия еãо с ó щество-вания и требования ê эффеê тивности ф ó нê ци-онирования таê оãо объеê та;

перспеê тивное проеê тирование, оптимиза-ция параметров техниê и (КА ДЗЗ) с ó четом осо-бенностей проеê тно-ê онстр óê торсê их решений

(ПКР) и техниê о-эê ономичесê их оãраничений.

В статье приводятся исследования особен-ностей применения ê онстр óê тивноãо метода

проãнозирования (перспеê тивноãо проеê тирова-

ния) модифиê аций перспеê тивноãо КА ДЗЗ приналичии техниê о-эê ономичесê их оãраничений.

Постановê а задачи. При постановê е задачи

оптимизации (оценê и) параметров модифиê а-ции КА в составе КС ДЗЗ с ó четом особеннос-тей ПКР подсистем рассмотрим схем ó дв ó х - ó ровневоãо ó правления разработê ой (рис. 1).

На верхнем (i – 1-м) ó ровне ó правления раз-работê ой рассматривается КС ДЗЗ, в состав ê о-торой входит наземный сеãмент и один или не-сê ольê о КА , образ ó ющих ê осмичесê ий сеãмент

(орбитальн ó ю ãр ó ппировêó). На нижнем (i -м) ó ровне детализир ó ется стр óê т ó ра мод ó лей МЦА

и МСП [1].

Мод ó ль МЦА вê лючает целев ó ю съемочн ó юсистем ó (ЦСС), систем ó сбора и передачи ин-

формации (ССПИ)), систем ó термореãó лиро-вания (СТР) и ê онстр óê цию мод ó ля.

Мод ó ль МСП вê лючает бортовой ê омплеê с ó п-равления (БКУ ), систем ó энерãопитания (СЭП),

двиãательн ó ю ó становêó ( ДУ ), систем ó термореãó- лирования (СТР) и ê онстр óê цию мод ó ля.

Модернизация КС ДЗЗ проводится в целях

повышения эффеê тивности техниê и и продления

сроê а ее аê тивноãо с ó ществования. При этом вбазов ó ю систем ó вносятся изменения, прово-

дится замена подсистем на новые или вводятся

модифиê ации с ó ществ ó ющих подсистем [2].В частности, модернизация КС может быть свя-зана с заменой базовых КА на модифиê ации.

При разработê е модифиê ации КА ДЗЗ опреде- ляется рациональный состав замены подсистем

КА (по сравнению с проеê том базовоãо КА ),проводится оптимизация параметров модифи-ê ации КА ДЗЗ и новых подсистем.

Задача оптимизации параметров модифиê а-ции КА в составе системы (i – 1-й ó ровень ó прав-

ления разработê ой) может быть сформ ó лирована

след ó ющим образом: определить параметры мо- дифиê ации КА в составе системы с ó четом осо-бенностей ПКР заменяемых подсистем, для тоãо

чтобы эффеê тивность аппарата была не меньшезаданной, а с ó ммарные затраты на еãо разработêó и создание были минимальными.

Дв ó х ó ровневая модель ó правления разработ-ê ой позволяет проводить анализ вариантов со-здания ê осмичесê оãо аппарата (модифиê ации

КА ) в составе системы с ó четом особенностей

ПКР для основных подсистем ê осмичесê оãо

аппарата (МЦА и МСП), обеспечить необходи-м ó ю точность решений при исследовании ха-ра

ê теристи

êКА

в

составе

КС

ДЗЗ

.Кроме

то

ãо

, дв ó х ó ровневая модель дает возможность прово- дить соã ласованн ó ю оптимизацию техниê о-эê о-номичесê их хараê теристиê целоãо КА (модифи-ê ации КА ДЗЗ) и подсистем КА — мод ó лей

МЦА и МСП — с ó четом динамиê и связей.

Далее рассмотрим особенности реализации

соã ласованной мноãо ó ровневой оптимизации

параметров модифиê ации КА ДЗЗ и заменяе-мых подсистем.

Уровни управ ëе-

i – 1

Морфо ëоãи÷еская структура КС ДЗЗния раз-работкой

КС ДЗЗ

i

К A РКК * НКУ НКПОР

Косìи÷ескийсеãìент

Назеìныйсеãìент

МСП

БКУ

МЦА

ЦСС СЭП ДУ СТР Кон

Косìи÷ескийаппарат

ССПИ СТР Кон

Рис. 1. Схема двó хó ровневоãо ó правления разработê ой



14

Методиê а проведения исследований. Для реше-ния задачи оптимизации параметров модифи-ê ации КА ДЗЗ в составе ê осмичесê ой системы

использ ó ются дв ó х ó ровневая модель ó правления

разработê ой КС ДЗЗ и метод дв ó х ó ровневой со-ã ласованной оптимизации. Последний вê лючает

последовательное решение дв ó х ã лавных задач —оптимизация (оценê а) параметров модифиê а-ции КА в составе системы (верхний ó ровень ó п-равления разработê ой) и оптимизация (оценê и)параметров заменяемых подсистем КА при задан-ных ф ó нê циональных и параметричесê их связях

(нижний ó ровень ó правления разработê ой),а таê же задачи направленной адаптации проеê т-ных зависимостей верхнеãо ó ровня и соã ласован-

ной дв ó х ó ровневой оптимизации решений.Схема дв ó х ó ровневой соã ласованной оптими-

зации (оценê и) параметров модифиê ации КА всоставе КС ДЗЗ при модернизации ê момент ó t i с ó четом особенностей ПКР подсистем приве-

дена на рис. 2.

Задача оптимизации ( оценêи ) параметров

модифиêации КА в составе системы ( верхний ó ро-

вень óправления разработêой ). При изменении

ó словий эê спл ó атации, целевой наãр ó зê и, требо-ваний информационноãо обеспечения, продле-

ния сроê ов эê спл ó атации возниê ает проблемамодернизации ê осмичесê ой системы ДЗЗ.

Модернизация КС ДЗЗ означает внесение

изменений в базов ó ю систем ó и связана с заме-ной подсистем или добавлением новых подсис-тем в целях повышения эффеê тивности системы.

В таê ом сл ó чае при заданных параметрах на-земноãо сеãмента и параметрах орбиты КА ба-зовой системы решение задачи оптимизации

(оценê и) параметров модифиê ации КА в составе

системы (верхний (i – 1) ó ровень ó правления

разработê ой) при модернизации КС ДЗЗ ê мо-мент ó t i связано с определением рациональноãо

состава заменяемых подсистем аппарата и их

параметров. При этом необходимо обеспечить

треб ó емый ó ровень эффеê тивности выполнения

аппаратом ф ó нê циональных задач с минималь-

ными затратами на модифиê ацию аппарата.Тоã да математичесê ая постановê а задачи оп-

тимизации (оценê и) параметров модифиê ации

КА в составе системы (верхний (i – 1) ó ровень ó п-равления разработê ой) при модернизации ê мо-мент ó t i формально представляется в виде

( ( (•), i – 1β(t i )) → min (1)

при ∈ i –1G j (t i ); i – 1ΠНС(t i ) = (t i );

i –1H КА = ; i – 1i КА = ;

( (•), i – 1Цм(t i )) l ;

( (•), ...) l ;

(•) l ; (•) m ;

(•) m ; (t i ) = (t i )зд;

t i ∈ ⟨T М⟩; ⟨T М⟩ > T ,

ã де (•) — с ó ммарные затраты на реали-зацию проеê та создания модифиê ации КА в со-ставе КС ДЗЗ при модернизации (индеê с "М") ê

момент ó t i ; (•) — с ó ммарные затраты на ре-

ализацию проеê та создания j-й подсистемы (мо-

д ó ля) КА ( j = ; m = 2); (•) — веê тор-

ф ó нê ция, определяющая состав и параметры

заменяемых подсистем на i – 1-м ó ровне ó правле-

Уровни управ ëе-

i – 1

За äа÷иния раз-работкой

За äа÷а 3

i

За äа÷а 1Оптиìизаöия (оöенка)

параìетров ìо äификаöии КА в составе систеìы (верхний

уровенü управ ëения разработкой)

А

За äа÷а 2Оптиìизаöия (оöенка) параìетров

по äсистеì ìо äификаöии КА при за äанных функ öиона ëüных

и параìетри÷еских связях (нижний уровенü управ ëения разработкой)

Рис. 2. Схема двó хó ровневой соãласованной оптимизации(оценê и) параметров модифиê ации КА в составе КС ДЗЗпри модернизации ê моментó t i с ó четом особенностей ПКРподсистем

i 1–

C Σ KA M i 1–

C j M i 1–

Π j

M

i 1–

Π j M

ΠНСзд

H KA зд i KA зд

i 1–

I ПР КА

M i 1–

ΠKA M

I ПР КА

М зд

i 1–

W KA M i 1–

I ПР КА M

W КА М зд

i 1–

P KA M

P КА М зд i 1–

M KA M

M КА М зд

i 1–

ΓKA M

ΓКА

М зд i 1–

ΠKA Б

ΠKA Б

i 1–

C Σ KA M

i 1–

C j M

1 m,i 1–

Π j

M



15

1. 2016

ния разработê ой; i – 1H КА и i – 1i КА — соответст-

венно высота и наê лонение орбиты базовоãо КА ;i – 1Цм(t i ) — требования ê целевой информации

при модернизации КС ДЗЗ ê момент ó t i ;(•) — поê азатели целевой эффеê тив-

ности КС ДЗЗ при модернизации ê момент ó t i ;

(•) и (•) — соответственно

ф ó нê ции, определяющие информационн ó ю про-изводительность и надежность КС ДЗЗ на i – 1-м

ó ровне ó правления разработê ой при модерниза-

ции ê момент ó t i ; (•) и (•) — со-

ответственно масса и ãабаритные размеры КА

ДЗЗ, определяемые на i – 1-м ó ровне ó правления

разработê ой при модернизации системы ê мо-

мент ó t i ; (t i ) — ф ó нê ция, определяющая

параметры базовых подсистем; i – 1β(t i ) — веê тор

определяющих параметров при модернизации

системы ê момент ó t i ; ⟨T М⟩ и T — временной ин-

тервал — сроê с ó ществования системы, рассмат-риваемый в сл ó чае, ê оã да проводится модерни-зация системы и для базовоãо решения соответ-

ственно; индеê с "зд" обозначает заданные(треб ó емые) значения параметров или ф ó нê ций.

Критерием эффеê тивности при решении за- дачи (1) является миним ó м затрат на разработêó и создание модифиê ации КА . Выбираемыми па-раметрами являются проеê тные параметры заме-няемых j-х бортовых систем (параметры др óãих

бортовых систем при модифиê ации КА соот-ветств ó ют параметрам бортовых систем базово-ãо варианта).

Для решения задачи оптимизации (оценê и)

параметров модифиê ации КА в составе КС ДЗЗпри реализации в планир ó емый период разра-ботаны модели оценê и:

обобщенных проеê тно-баллистичесê их пара-метров ê осмичесê ой системы;

массоãабаритных и энерãетичесê их хараê те-ристиê, поê азателей надежности КА (подсистем

КА ) и еãо информационной производительности;затрат на реализацию проеê та КА и КС ДЗЗ

в планир ó емый период.

Задача оптимизации ( оценêи ) параметров под-

систем модифиêации КА при заданных ф óнêцио-

нальных и параметричесêих связях рассматрива-ется на нижнем (i-м) ó ровне ó правления разра-

ботê ой и записывается в виде

( ( ), i β(t i ))→min при ∈ (t i );(2)

= ; = ;

l ; (•) l ;

(•) l ; (•) m ;

(•) m ; = ,

ã де (•) — затраты на разработêó и создание

(изãотовление) j-й подсистемы (мод ó ля) КА

( j = ; m = 2); — параметры заменяемой

j-й подсистемы; , и — соответ-

ственно высота, наê лонение орбиты и параметры

целевой съемочной системы модифиê ации КА ;

(•) — ф ó нê ция, определяющая информа-

ционн ó ю производительность КА при модифи-

ê ации; (•), (•) и (•) — соответст-

венно ф ó нê ции, определяющие надежность, мас-с ó и ãабаритные размеры j-й подсистемы при

модифиê ации КА ; — параметры базовой l-й

подсистемы (l = ; z — ê оличество базовых под-

систем); (t i ) — соответственно область доп ó с-

тимых решений j-й подсистемы модифиê ации

КА , определяемая ф ó нê циональными связями(внешними и вн ó тренними).

Критерием эффеê тивности при решении

данной задачи является миним ó м затрат на раз-работêó и создание j-й подсистемы модифиê а-ции КА . Выбираемыми параметрами являются

проеê тные параметры заменяемоãо j-ãо мод ó ля.При поисê е рациональноãо решения должны

выполняться ф ó нê циональные связи (оãраниче-ния) по числ ó создаваемых модифиê аций КА , па-

i 1–

W KA M

i 1–

I ПР КА M i 1–

P KA M

i 1–

M KA M i 1–

ΓKA M

i 1–

ΠKA Б

i C j

M i M j

M i Π j

M i Π j

M i G j

M

i H KA

M i 1–

H KA M зд i

i KA M i 1–

i KA M зд

i ΠЦСС

M i 1–

ΠЦССM зд i

I ПР КА M i 1–

I ПР КА M зд

i P j

M i 1–

P j M зд i

M j M i 1–

M j M зд

i Γ

j

M i 1–

Γ j

M зд i Π

l

Б i 1–

Πl

Б зд

i C j

M

1 m,i Π j

M

i H KA

M i i KA M i

ΠЦСС

M

i I ПР КА

M

i P j

M i M j

M i Γ j

M

i Πl

Б

1 z ,i G j

M



16

раметрам орбиты, информационной произво- дительности, надежности, массе и ãабаритным

размерам. След ó ет заметить, что эти оãраниче-ния определяются при решении проеê тной за-

дачи на верхнем ó ровне ó правления разработ-

ê ой (например, записано (•) l ).

Требование ó нифиê ации в приведенной за- даче оптимизации параметров модифиê ации КА

определяет ó словия ∈ (t i ). Соответств ó ю-

щее задание области выбора параметров заме-няемых подсистем позволит обеспечить необхо-

димый ó ровень ó нифиê ации при решении задачи

оптимизации параметров модифиê ации КА .

Алãоритм оптимизации (оценê и) парамет-ров мод ó лей при модифиê ации КА ДЗЗ вê лю-чает след ó ющие блоê и:

определения состава заменяемых подсистем

мод ó лей КА ;оценê и хараê теристиê заменяемых подсис-

тем и мод ó лей КА ; ó точнения ф ó нê циональных связей;оценê и затрат на реализацию проеê та созда-

ния мод ó лей при модифиê ации КА ДЗЗ. Дв ó х ó ровневая соã ласованная оптимизация

( оценêа ) параметров модифиêации êосмичесêоãоаппарата в составе системы. Оценêа соã ласования

решений. При оптимизации хараê теристиê мо- дифиê ации КА в составе ê осмичесê ой системы

с ó четом особенностей проеê тно-ê онстр óê тор-сê их решений (ПКР) для подсистем КА (мод ó лей

целевой аппарат ó ры и сл ó жебных подсистем)использ ó ется метод соã ласованной дв ó х ó ровне-вой оптимизации.

В таê ом сл ó чае проводится адаптация (ó точ-нение) проеê тных зависимостей, определяющих

хараê теристиê и КА на i – 1-м ó ровне ó правленияразработê ой по данным проеê тных исследова-ний подсистем КА (МЦА и МСП) на i -м ó ровне

ó правления разработê ой.За счет направленной адаптации и ó точнения

ф ó нê циональных связей обеспечивается соã ласо-вание проеê тных решений модифиê ации КА на

i – 1-м ó ровне ó правления разработê ой и проеê т-ных решений, принимаемых для мод ó лей МЦА

и МСП на i -м ó ровне.

Задачи дв ó х ó ровневой соã ласованной оптими-зации (оценê и)параметров модифиê ации КА в со-ставе системы представляются в след ó ющем виде:

определить

(•) ∈ i –1G j (i – 2Π j (•))

и (•) ∈ i G j ( (•))

таê ие, что

( ( (•), i – 1β(t i ))) → min;

( (•), i β(t i )) → min;

i – 1β(t i ) = А ({ (•), (•)}) (3)

и выполняются ó словия

| ( (•), i – 1β(t i )) –

– ( (•), i β(t i ))| m ΔC *; (4)

| ( ( (•), i – 1β(t i ))) –

– ( ( (•), i – 1β(t i )))| m

m ΔC **. (5)

Выражение (3) определяет направленн ó юадаптацию веê тора определяющих параметров —ê оэффициентов проеê тных моделей, использ ó е-мых при оценê е хараê теристиê модифиê ации

КА ( А (•) — оператор адаптации), (4) — ó словие

соã ласования решения задач на i – 1-м и i -м ó ровнях , (5) — ó словие сходимости при реализа-ции соã ласованноãо оптимизационноãо поисê ана i – 1-м ó ровне (ΔC * и ΔC ** — наперед задан-ные малые величины).

Поисê решения проводится итерационнымметодом. Блоê-схема алãоритма дв ó х ó ровневоãо

соã ласованноãо оптимизационноãо поисê а пара-метров модифиê ации КА в составе КС ДЗЗ при

модернизации ê момент ó t i приведена на рис. 3.

Проеê тный анализ перспеê тивных модифиê а-ций КА ДЗЗ. За счет направленной адаптации и ó точнения ф ó нê циональных связей обеспечива-ется соã ласование проеê тных решений для КА всоставе КС ДЗЗ на i – 1-м ó ровне ó правления раз-работê ой и проеê тных решений, принимаемых для подсистемы КА (мод ó ля МЦА ) на i -м ó ровне.

i P j

M i 1–

Π j M зд

i Π j

M i G j

M

i 1–

Π j M

i Π j

M i 1–

Π j M

i 1–

C Σ KA M i 1–

C j M i 1–

Π j

M

i C j

M i Π j

M

i 1–

Π j

M i C j

M

i 1–

C j M i 1–

Π j M

i C j

M i Π j

M

i 1–

C Σ KA M k ( ) i 1–

C j M i 1–

Π j M

i 1–

C Σ KA M k 1–( ) i 1–

C j M i 1–

Π j M



17

1. 2016

Адаптация проеê тной модели и ó точнение

ф ó нê циональных связей КА в составе КС ДЗЗ

на i – 1-м ó ровне ó правления разработê ой ос ó-ществляются по данным подробных исследова-

ний хараê теристиê подсистем КА (мод ó ля МЦА )на i -м ó ровне.

Рез ó льтаты оценê и соã ласования проеê тных

решений на i – 1-м и i -м ó ровнях ó правления раз-

работê ой (по с ó ществ ó, точности решения задачи(1) на i – 1-м ó ровне ó правления разработê ой) для

массы МЦА Δi – 1M МЦА , массы целевой съемоч-ной системы (ЦСС) Δi – 1M ЦСС и затрат на изãо-

товление 1-ãо базовоãо образца МЦА Δi – 1

при соã ласованной оптимизации (оценê е) па-раметров модифиê ации КА в составе системы

приведены на рис. 4.Таê им образом, за счет направленной адап-

тации проеê тной модели и ó точнения ф ó нê цио-нальных связей обеспечивается соã ласование

проеê тных решений для модифиê ации КА ДЗЗи заменяемых подсистем и обеспечивается тре-б ó емая точность решения задачи оценê и техни-ê о-эê ономичесê их хараê теристиê.

Оценê а техниê о-эê ономичесê их параметровальтернативных вариантов КА (модифиê аций КА )при изменении целевой наãрó зê и. В сл ó чае изме-нения целевой наãр ó зê и проводится модерни-зация КС ДЗЗ ê заданном ó момент ó времени.При модернизации системы вводятся в строй

модифиê ации КА ДЗЗ. Возможны альтернатив-ные решения модифиê аций КА ДЗЗ с различ-ными ПКР подсистем ЦСС.

Проведем сравнительн ó ю оценêó техни-ê о-эê ономичесê их хараê теристиê альтернатив-ных вариантов модифиê аций КА ДЗЗ.

Основные хараê теристиê и ЦСС модифиê а-ции КА приведены в таблице [3—5].

П ó сть для решения поставленной задачи в

состав КС ДЗЗ входят два КА . Первый КА № 1 —базовый (ЦСС вê лючает ПСС и ШМС), второй —модифиê ация базовоãо КА (ЦСС вê лючаетШМС и дополнительн ó ю ЦСС).

100

1

2

3

ΔM з ä

ΔС з ä

0 1 2 3 4Ноìер итераöии

Δi – 1C 1C МЦА ,ìëн ус ë. е ä.

Δi – 1М МЦА , к ã

Δi – 1М ЦСС, к ã

10–1

10–2

10–3

Рис. 4. Резó льтаты оценê и соãласования проеê тных реше-ний для массы МЦА (1), для массы ЦСС (2 ) и затрат на из-ãотовление первоãо базовоãо образца МЦА (3 )

Вхо ä

Направ ëеннаяа äаптаöия проектных

зависиìостейi – 1 уровня

Нет

Нет

Да

Выхо ä

За äа÷а оптиìизаöии (оöенки)параìетров ìо äификаöии КА

в составе систеìы

За äа÷а оптиìизаöии (оöенки)параìетров по äсистеìы

ìо äификаöии КА

Ус ëовие соãëасования реøенияза äа÷и оптиìизаöии (оöенки)

параìетров

Ус ëовие схо äиìостипри реа ëизаöии соãëасованноãо

оптиìизаöионноãо поиска

Оптиìизаöияпараìетров КА

Рис. 3. Блоê-схема алãоритма двó хó ровневоãо соãласован-ноãо оптимизационноãо поисê а параметров подсистемы КА и параметров модифиê ации КА в составе КС ДЗЗ при мо-

дернизации ê моментó t i

C СМЦА

1

Состав и основные хараê теристиê ицелевой аппаратó ры КА ДЗЗ

Наиме-нование

ЦСС

Обобщенные хараê теристиê и ЦСС

Число спеê т-ральных зон N ê ан

Спеê тральный диапазон Δλ, мê м

Разрешение (проеê ция пиê селя в

надир) R, м

ПСС 1 0,51...0,84 (П) 2,0

ШМС 3 0,54...0,59 (М);0,63...0,68 (М);0,79...0,90 (М)

20 (М)

Допол-нитель-ная ЦСС

5 0,51...0,84(П);0,45...0,52; 0,54...0,59;0,63...0,68; 0,79...0,90

0,79 (П)3,1 (М)



18

Рассмотрим сл ó чай, ê оã да второй КА может

быть реализован в виде дв ó х альтернативных ва-риантов модифиê аций: КА № 2 и 3. Их отличие

заê лючается в том, что дополнительная ЦСС на

КА № 2 вê лючает ê омбинированн ó ю съемоч-н ó ю систем ó (КСС), на КА № 3 — панхромати-чесêó ю (ПСС) и м ó льтиспеê тральн ó ю (МСС)съемочные системы.

Постановê а задачи исследования: при изме-нении целевой наãр ó зê и среди альтернативных

вариантов КА (модифиê ации КА № 2 и 3) опре- делить вариант реализации аппарата, ê оторый

обеспечивает выполнение целевой задачи принаименьших с ó ммарных приведенных затратах

на проеê т еãо создания (разработêó, создание

(изãотовление) и ввод в эê спл ó атацию).

Для КА № 2 проеê тная модель i – 1-ãо ó ровня(адаптированные проеê тные зависимости)имеет вид

i – 1M ЦСС = 2,2553•10–8(R/H )–1,8337

при 1,36835•10–6 m R/H m 1,45125•10–6;

= 0,6543

при 190 m М МЦА m 210;

i – 1Р МЦА = 1 – 0,4012

при 180 m М МЦА m 220;i – 1I ПРКА = 1,325•107 (R/H )1,0481

при 140 m М МЦА m 260

и 1,209945•10–6 m R/H m 1,74698•10–6.

Для КА № 3 проеê тная модель i – 1-ãо ó ровня

(адаптированные проеê тные зависимости) пред-ставляется в виде

i – 1M ЦСС = 6,1843•10–7(R/H )–1,4314

при 1,358223•10–6 m R/H m 1,4636•10–6;

= 0,2705


i – 1Р МЦА = 1 – 0,5389


i – 1I ПРКА = 8,151 (R/H )1,0013

при 226 m М МЦА m 250

и 1,358223•10–6 m R/H m 1,4636•10–6.

№ 1 (базовый) № 2 № 3 Мо ä. КА

1 2

3

5

4

6 7

300

200

100

0

300

200

100

0

400

300

200

0

30

20

10

0

1,5

1,0

0,5

0

15

10

5

0

6

4

2

0

2,0208к ã

i – 1W МЦА , Втi – 1М МЦА ,Δi – 1C 1C МЦА ,

ìëн ус ë. е ä.

N кан

i – 1I ПР КА ,ΔL, ìR , ì

тыс. к ì2

за о äинсеанс связис НКПОР

Рис. 5. Изменение техниê о-эê ономи-чесê их хараê теристиê модифиê ацийКА № 2 и 3: число спеê тральных зонN ê ан (1), полоса захвата D L (2 ), про-

странственное разрешение ЦСС R (3 ),

энерãопотребление i – 1W МЦА (4 ),масса

МЦА i – 1М МЦА (5 ), затраты на изãо-

товление первоãо базовоãо образца МЦ А

(6 ) и информационная

производительность i – 1I ПР КА (7 )

i 1–

C С МЦА 1

1

i – 1C ΣКА ,ìëр ä ус ë. е ä.

2

3

4

0

№ 1 (базовый) № 2 № 3 Мо ä. КА

0

1,5

1,0

0,5 200

400

600

Мi – 1М КА , к ã

Рис. 6. Изменение массы i – 1M КА (4 ) и сó ммарных приве-

денных затрат i – 1C SКА на реализацию проеê та создания мо-

дифиê ации КА № 1—3 при k p = 2 (1), k p = 4 (2 ) и k p = 6 (3 )

(k p определяет ó ровень новизны разработê и)

i 1–

C СМЦА 1

M МЦА 0,9819

e0,0098M МЦА –

M МЦА 0,0283

i 1– C СМЦА 1 M МЦА

1,1302

e0,01M МЦА –

M МЦА

9,424•104–



19

1. 2016

Рез ó льтаты оценê и техниê о-эê ономичесê их хараê теристиê альтернативных вариантов КА

(модифиê ации КА № 2 и 3) с использованием

адаптированных проеê тных моделей приведе-

ны на рис. 5.Изменение массы и с ó ммарных приведен-

ных затрат на реализацию проеê та создания мо- дифиê ации КА № 1—3 представлены на рис. 6.

Таê им образом, рез ó льтаты расчета поê азы-вают, что рациональным вариантом модифиê а-ции КА ДЗЗ, ê оторый обеспечивает выполне-ние целевой задачи с наименьшими с ó ммарны-ми приведенными затратами на реализациюпроеê та, является модифиê ация КА № 2.

Выводы. Представлен ê онстр óê тивный ме-

тод проãнозных исследований модифиê ацииКА ДЗЗ в составе ê осмичесê ой системы примодернизации êмомент ó t i . В основ ó метода по-

ложены представления о мноãо ó ровневом ó п-равлении разработê ой и реализации мноãо- ó ровневой проеê тной модели.

Приведена постановê а задачи дв ó х ó ровневой

соã ласованной оптимизации параметров КА в со-ставе КС ДЗЗ при модернизации ê заданном ó мо-мент ó времени с ó четом особенностей проеê т-но-ê онстр óê торсê их решений заменяемых под-

систем. Использ ó ется дв ó х ó ровневая модель ó правления разработê ой и метод дв ó х ó ровневойсоã ласованной оптимизации, вê лючающий на-правленн ó ю адаптацию проеê тных зависимостейверхнеãо ó ровня и ó точнение ф ó нê циональных

связей для подсистем. Даны постановê и проеê т-ных задач оптимизации параметров модифиê ации

КА ДЗЗ в составе КС (верхнеãо ó ровня ó правле-ния разработê ой), задачи оптимизации парамет-ров заменяемых подсистем (нижнеãо ó ровня ó п-равления разработê ой) и задачи дв ó х ó ровневойсоã ласованной оптимизации (оценê и) параметров

модифиê ации КА , рассмотрены алãоритмы их решения.

Алãоритм проведения исследований после- довательно вê лючает решение проеê тных задач

на верхнем и нижнем ó ровнях ó правления раз-работê ой, при этом реализ ó ется процед ó ра со-ã ласования проеê тных решений. Таê ой подход,с одной стороны, дает возможность ó честь осо-бенности проеê тно-ê онстр óê торсê их решений

подсистем КА без расширения состава проеê т-

ной модели, а с др óãой — оптимизация парамет-ров подсистем аппарата на нижнем ó ровне ó п-равления (при детализации проеê тной модели)проводится с ó четом динамиê и ф ó нê циональ-

ных оãраничений (массовых , ãабаритных , инфор-мационных и энерãетичесê их ). Детализация та-ê оãо подхода дает возможность орãанизовать

мноãовариантные исследования (при оãраниче-нии на сроê и работ) и обеспечивает определе-ние рациональноãо проеê тноãо решения за счет

расширения области возможных решений.

Исследованы вопросы соã ласования решений

проеê тных задач в сл ó чае дв ó х ó ровневоãо опти-мизационноãо поисê а. Поê азано, что за счет на-правленной адаптации модели КА и ó точнения

ф ó нê циональных связей при оценê е хараê те-ристиê подсистем точность решения задачи оп-тимизации (оценê и) параметров КА возрастает.

Проведена оценê а техниê о-эê ономичесê их

параметров альтернативных вариантов КА (мо- дифиê аций КА ) с различным составом съемоч-ной системы в сл ó чае изменения целевой на-ãр ó зê и при модернизации КС ДЗЗ ê заданном ó момент ó времени. Определен вариант реализации

модифиê ации КА , обеспечивающий выполне-ние целевой задачи при наименьших с ó ммар-

ных затратах на реализацию проеê та.


1. Ламзин В.В.,Маê аров Ю.Н.,Матвеев Ю. А . Вопро-сы поисê а эффеê тивных проеê тных решений при модер-низации ê осмичесê ой системы ДЗЗ // Общероссийсê ийна ó чно-техничесê ий ж ó рнал "Полет". 2011. № 5. С. 3—9.

2. Алифанов О.М.,Матвеев Ю. А ., Ламзин В.В., Лам-зин В. А . Теоретичесê ие основы эффеê тивной модер-низации ê осмичесê их систем ДЗЗ // Тр. МАИ: элеê т-рон. ж ó рнал. 2011. № 43. С. 1—17.

3. Ламзин В.В., Маê аров Ю.Н., Матвеев Ю. А .

Ю. А . Мозжорин и вопросы техниê о-эê ономичесê их исследований перспеê тивных разработоê ê осмичесê их систем //Космонавтиê а и раê етостроение. 2010. № 4 (61).C. 48—59.

4. Ламзин В.В. Исследование хараê теристиê опти-ê о-элеê тронной ê осмичесê ой системы дистанционноãозондирования Земли при модернизации в планир ó емыйпериод // Вестниê МАИ. 2009. Т. 16. № 5. С. 46—55.

5. Матвеев Ю. А ., Ламзин В.В. Космичесê ие систе-мы дистанционноãо зондирования Земли: состояние иперспеê тивы развития // Общероссийсê ий на ó чно-тех -ничесê ий ж ó рнал "Полет". 2007. № 5. C. 31—37.



20

УДК 623.54

”˚¯˝ˆÍ ËÔÊ˛˝Ê˛ ˙ÍÔ˜‰ ÍÁÊ˙˙¯ÚÏÊı ˝Í ÓÚˆÔÓ

˝¯˝Ê˛ ÎÏÓ

д

ÓÔÒ˝Óı ÓÁÊ ÁÎÈÁˆÍ¯

˙Ó˘ÓÍÎÎÍÏÍÚÍ ÓÚ Ë¯ˆÚÓÏÍ ÁˆÓÏÓÁÚÊ

Ë ÈÁÔÓËÊ˛‰ Ï¯ÙÓ˝Í˝Á˝Ó˘Ó д ËÊ≈¯˝Ê˛

Õ.—. ¤ÍÙÍˆÓË˚¯Ë, Õ.Õ. ¤ÓÏ ˛˝ÓË

E-mail: [email protected]; [email protected]

настоящее время широê о использ ó ются ê осмичесê ие сп ó сê аемые аппа-раты (СА ) баллистичесê оãо типа для сп ó сê а в атмосфере планеты. Осо-бенностью подобных СА являются осевая симметрия аппарата, стати-

чесê ая ó стойчивость и наличие лобовоãо эê рана с толстым слоем теплозащит-

ноãо поê рытия (ТЗП). Боê овые поверхности СА имеют мал ó ю толщин ó ТЗП. Для ó стойчивоãо движения в атмосфере планеты сп ó сê аемом ó аппарат ó

придают небольш ó ю óã лов ó ю сê орость вращения воê р óã продольной оси.Это позволяет в обычных ó словиях сп ó сê а иметь отê лонения продольной

оси СА от веê тора сê орости, равные несê ольê им ãрад ó сам.В процессе изãотовления и сборê и СА за счет технолоãичесê их поãреш-

ностей возниê ают малые асимметрии, об ó словленные небольшими измене-ниями масс вн ó три аппарата и симметрии внешней формы. К малым асим-метриям относятся:

боê овые смещения реальноãо центра масс относительно продольной оси СА ;

Предложена аналитичесêая методиêа быстрой оценêи влияния малых асимметрий

на отê лонение пространственноãо óã ла атаêи êосмичесêоãо сп óсêаемоãо аппарата в óс-

ловиях резонансноãо движения, позволяющая анализировать êонстр óêтивные пара-

метры и аэродинамичесêие êоэффициенты по степени их влияния через асимметрии наотê лонение продольной оси аппарата от веêтора сêорости. Методиêа основана на до-

п óщении быстроãо развития режима резонансноãо движения. Рассмотрен пример рас-

четов по предложенной методиêе.

Ключевые слова: сп óсêаемый аппарат; асимметрия; резонанс; методиêа расчета;

динамиêа движения.

V.P. Kazakovtsev, V.V. Koryanov. The Estimation Of The Impact Of Small Asymmetries In The Deflection Lander To The Longitudinal Axis Of The VelocityVector In A Resonance Movement

In this paper we propose a method of rapid analytical assessment of the impact of small asym-

metries in the magnitude of the deviation of the spatial angle of attack space lander in a resonant mo-

tion. The technique allows to analyze the value of the design parameters and the aerodynamic coef- ficients on the degree of their influence through the asymmetry of a deviation from the longitudinal

axis of the vehicle velocity vector. The technique is based on the assumption that the rapid develop-

ment of resonant modes of motion. An example of the calculations for the proposed method, which

showed the adequacy of the results according to the calculations for modeling the spatial movement.

Keywords: landing vehicle; asymmetry; resonance; method of calculation; the motion dynamics.

В

КАЗАКОВЦЕВВиê тор Полиê арпович —профессор Мосê овсê оãо ãос ó дарственноãо техни-

чесê оãо ó ниверситета имени Н.Э. Ба ó мана,

доê тор техн. на óê

КОРЯНОВВсеволод Владимирович —

доцент Мосê овсê оãоãос ó дарственноãо техни-

чесê оãо ó ниверситета имени Н.Э. Ба ó мана,

ê андидат техн. на óê



21

1. 2016

центробежные моменты инерции;

аэродинамичесê ие ê оэффициенты попереч-ных моментов при н ó левых значениях óã лов

атаê и и сê ольжения.

Все это приводит êпоявлению малых дополни-тельных поперечных моментов, ê оторые изменя-ют положение оси динамичесê оãо равновесия СА .

Вопросам динамиê и и ó стойчивости движе-ния не ó правляемых летательных аппаратов, об-

ладающих вращением относительно продольной

оси, при наличии малых асимметрий посвяще-ны п ó блиê ации [1—5 и др.]. В них поê азано, что

при наличии малых асимметрий возможно воз-ниê новение резонансноãо режима движения, при

ê отором продольная ось аппарата значительно

отê лоняется от веê тора сê орости. При опреде- ленных ó словиях аппарат может потерять ó стой-чивость своеãо движения. В этих работах пред-ставлены математичесê ие модели движения ап-парата с ó четом влияния малых асимметрий.

Наиболее полн ó ю ê артин ó пространствен-ноãо движения аппарата можно пол ó чить мето-

дом численноãо интеãрирования сложных нели-нейных математичесê их моделей. Однаê о таê ой

п ó ть решения задачи возможен лишь на заê лю-чительных этапах проеê тирования и дает толь-

ê о частные (численные) рез ó льтаты.В данной статье представлена методиê а оцен-

ê и влияния малых асимметрий на отê лонения

продольной оси ê осмичесê оãо сп ó сê аемоãо ап-парата от веê тора сê орости в ó словиях резо-нансноãо движения для использования на на-чальных этапах проеê тирования СА .

Малые асимметрии вызывают дополнитель-ные моменты, определяющие изменение дина-миê и óã ловоãо движения СА .

Рассмотрим ó равнения óã ловоãо движения

СА с ó четом влияния малых асимметрий в про-еê циях на оси связанной системы ê оординат

(СК ) OXYZ [2, 6, 7]:

= = [J xy( –ω x ω z ) + J xz ( +ω x ω y) +

+ J yz ( – ) + (J y – J z )ω yω z +

+ qSl + + C y – C z ;

= = [J xy( + ω yω z ) + J xz ( – ) +

+ J yz ( – ω x ω y) + (J z – J x )ω x ω z +

+ qSl + β + + C x ; (1)

= = [J xy( – ) + J xz ( – ω yω z ) +

+ J yz ( + ω x ω z ) + (J x – J y)ω x ω y +

+ qSl + α + – C x ,

ã де ω x , ω y, ω z — проеê ции веê тора óã ловой сê о-

рости СА на оси связанной СК ;

q = — сê оростной напор; V — сê орость СА ;

S — площадь миделевоãо сечения; l — длина СА ;J x , J y, J z — ã лавные моменты инерции; C x , C y, C z —

аэродинамичесê ие ê оэффициенты осевой и по-

перечных сил; — аэродинамичесê ий ê оэф-

фициент момента относительно продольной оси;

, — производные аэродинамичесê их ê о-

эффициентов по óã лам атаê и α и сê ольжения β;, , — производные аэродинамиче-

сê их ê оэффициентов по проеê циям веê тора óã- ловой сê орости СА на оси связанной СК .

Малые асимметрии: Δ y, Δ z — боê овые смеще-ния реальноãо центра масс относительно про- дольной оси СА ; J zy, J xz , J yz — центробежныемоменты инерции; , — аэродинамиче-сê ие ê оэффициенты поперечных моментов прин ó левых значениях óã лов атаê и и сê ольжения.

Мноãочисленные исследования резонанс-ноãо движения не ó правляемых аппаратов [2, 7]поê азали, что развитие резонансноãо режима

(маê симальное отê лонение продольной оси ап-парата от веê тора сê орости) проходит за ê орот-ê ое время (несê ольê о сеêó нд). С ó четом этоãо

преобраз ó ем второе и третье ó равнения систе-мы (1) при след ó ющих доп ó щениях :

пренебреãается влиянием силы тяжести в

динамичесê их ó равнениях пост ó пательноãо движения;

ω· x

d ω x

dt -------

1J x

--- ω· y ω· z

ω y2

ω z 2

⎝ ⎛ m x 0

m x

ω x ω x l

V ------

Δ z

l ----

Δ y

l ----- ⎠

⎞

ω· yd ω y

dt -------

1J y--- ω· x ω z

2ω x

2

ω· z

⎝ ⎛ m y0

m y

βm y

ω y ω yl

V ------

Δ z

l ---- ⎠

⎞

ω· z

d ω z

dt -------

1J z

--- ω x

2ω y

2ω· x

ω· y

⎝ ⎛ m z 0

m z

αm z

ω z ω z l

V ------

Δ y

l ----- ⎠

⎞

ρV 2

2-------

m x 0

m y

βm z

α

m x

ω x

m y

ω y

m z

ω z

m y0m z 0



22

все аэродинамичесê ие ê оэффициенты и их про-изводные являются постоянными величинами;

пренебреãается произведениями óã ловых сê о-ростей в динамичесê их ó равнениях вращатель-

ноãо движения ê аê величинами второãо порядê амалости.

Таê им образом, можно записать:

J yz = 0; J = J y = J z ; = – ;

| | = | |; m y = –| |β; m z = –| |α;

C x = C τ; C y = α; C z = – β,

ã де — производная от аэродинамичесê оãо

ê оэффициента нормальной силы по óã л ó атаê и.

Использ ó ем алãоритм преобразования ó рав-нений, предложенный в работе [1]. После преоб-разований дв ó х последних ó равнений в системе (1)с ó четом введенных доп ó щений пол ó чим диффе-ренциальные ó равнения второãо порядê а для óã-

лов атаê и и сê ольжения в след ó ющем виде:

= – ( – C τ) + | | –

– | | – + ( –C τ)| | α–

– ω x – | |+ ( –C τ) ω x β+

+ hβ + | |αa – Δ y;

= – ( – C τ) + | | –

– | | – + ( – C τ)| |]β –

– ω x – | |+ ( –C τ) ω x α+

+ hα + | |βa – Δ z , (2)

ã де αа, βа — балансировочные óã лы атаê и и сê оль- жения,об ó словленные малой асимметрией формы;

hα = , hβ = — относительные центро-

бежные моменты инерции.

Преобраз ó ем ó равнения (2), использ ó я ê омп- леê сные переменные для параметров óã ловоãо

движения СА и асимметрий:

δ = β + i α; h = hβ + ihα;

ω = ω y + i ω z ; δ0 = β0 + i α0, (3)

ã де δ — пространственный óãол атаê и;

α0 = –αa – ; αa = – ;

β0 = –βa + ; βa = – . (4)

После преобразований пол ó чим дифферен-

циальное ó равнение óã ловоãо движения СА ,описывающее óã ловые ê олебания аппарата в

ê омплеê сном виде:

+ K 1 + K 2δ = K 3, (5)

ã де

K 1 = +i ;

K 2= | |– + | |( –C τ) +

+ i ( – C τ)ω x + | |ω x + ;(6)

K 3 = | |β0 + h +

+ i | |α0 + h .

В ó равнении (5) ê оэффициент K 1 определяет

демпфир ó ющие свойства СА , ê оэффициент K 2определяет амплит ó д ó отê лонения пространст-венноãо óã ла атаê и, ê оэффициент K 3 хараê те-риз ó ет величин ó малых асимметрий.

Проведем анализ слаãаемых в ó равнении дляê оэффициента K 2. Расчеты для СА поê азывают,что значения первых дв ó х слаãаемых примерно

на два порядê а больше значений всех остальных слаãаемых . Маê симальное значение простран-ственноãо óã ла атаê и б ó дет при минимальномê оэффициенте K 2, ê оторый пол ó чаем из ó сло-вия равенства первых дв ó х слаãаемых .

C z

βC n

α

m y

βm z

αm z

αm z

α

C nα

C nα

C nα

α·· S

m--- C n

α Sl 2

J ----- m z

ω q

V -- α·

qS l

J ------ m z

α J J x –

J ---------- ω x

2 q2

S 2

l 2

mJV 2

------------ C nα

m z

ω

2J J x –

J ------------ β· Sl

J --- m z

ω J J x –

J ----------

S

m--- C n

α q

V ---

J J x –

J ---------- ω x

2 qSl

J ------ m z

α qS C x

J ---------

β·· S

m--- C n

α Sl 2

J ----- m z

ω q

V -- β·

qSl

J ------ m z

α J J x –

J ----------ω x

2 q2

S 2

l 2

mJV 2

------------ C nα

m z ω

2J J x –

J ------------ α· Sl

J --- m z ω J J x

–

J -------- S

m--- C nα q

V ---

J J x –

J ---------- ω x

2 qSl

J ------ m z

α qSC x

J ---------

J xz

J J x –

----------J xy

J J x –

----------

C τ

m z α

------- Δ y

l -----

m z 0

m z α

-------

C τ

m z

α-------

Δ z

l ----

m y0

m z

α-------

δ·· δ·

1V --- qS

C nα

C τ–

m--------------+

m z

ωl 2

J -----------

⎝ ⎠⎜ ⎟⎛ ⎞

2–J x

J ---⎝ ⎠

⎛ ⎞ ω x

qSl

J

------ m z α J J x –

J

--------ω x 2 q

2S

2l 2

mJV 2

------------ m z ω

C nα

J J x –

J ---------- qS

mV ------ C n

α qSl 2

JV -------- m z

ωω· x

qSl

J ------ m z

α J J x –

J ---------- ω· x

qSl

J ------ m z

α J J x –

J ---------- ω x

2



23

1. 2016

Для ó становившеãося движения простран-ственный óãол атаê и δБ определяется из выра-

жения (5):

δБ = . (7)

В (7) ê оэффициент K 3 зависит от имеющихся

малых асимметрий, поэтом ó при заданных ве- личинах асимметрий K 3 = const.

Таê им образом, изменение óã ла δБ определя-ется величиной ê оэффициента K 2. Для K 2 → 0пол ó чаем δБ → max. Поэтом ó ó словие K 2 = minможно записать в виде

| – = 0. (8)

Первое слаãаемое в ó равнении ê оэффици-ента K 2 есть ê вадрат частоты собственных попе-речных ê олебаний СА .

Форм ó л ó (8) преобраз ó ем ê вид ó

| | – = 0. (9)

Обозначим в форм ó ле (9) первое слаãаемое

ê аê резонансн ó ю частот ó:

ωрез = . (10)

Таê им образом, необходимым ó словием воз-ниê новения маê симальноãо пространственноãо

óã ла атаê и является совпадение óã ловой сê орос-ти вращения ЛА относительно продольной осии резонансной частоты:

ω x = ωрез. (11)

В ó словиях сбалансированноãо движения СА

мод ó ль ê омплеê сноãо балансировочноãо óã лаатаê и δ

Б

можно определить по форм ó ле

|δБ| = ⇒

⇒ |δБ| = , (12)

ã де αБ, βБ — óã лы атаê и и сê ольжения в ó словиях

сбалансированноãо движения.После подстановê и ó равнений (2), (6) и про-

ведения преобразований пол ó чим форм ó л ó для

определения маê симальноãо значения мод ó ля

ê омплеê сноãо óã ла атаê и в сбалансированном движении при наличии режима резонанса:

|δБ|max = K δ →

→ , (13)

ã де K δ — ê оэффициент ó силения влияния малых

асимметрий на пространственный óãол атаê и в ó словиях резонансноãо движения СА ; ê оэффи-циенты относительноãо влияния асимметрийопределяются по форм ó лам

K m = 1; K Δ = C τ; K J = | | ; (14)

безразмерные значения асимметрий

= ; = ; hβ = ; hα = . (15)

Рассмотрим пример оценê и относительноãовлияния различных малых асимметрий на маê-симальный пространственный óãол атаê и в ре-зонансном режиме для СА со след ó ющими ха-раê теристиê ами: | | = 0,343; C τ = 0,72; J = 8,75;J x = 1,5.

Коэффициенты относительноãо влиянияасимметрий, рассчитанные по форм ó лам (14),б ó д ó т след ó ющими: K m = 1; K Δ = 0,72; K J = 0,41.

Таê им образом, для данноãо СА при равных значениях асимметрий наибольшее влияние на

маê симальное отê лонение пространственноãо

óã ла атаê и б ó дет оê азывать асимметрия внешнейформы аппарата. Наименьшее влияние оê азыва-ют центробежные моменты инерции. При равных значениях малых асимметрий (m y0 = = hα)отношения маê симальных пространственных

óã лов атаê и для боê овоãо отê лонения центра масс

и центробежноãо момента инерции ê маê си-

мальном ó пространственном ó óã л ó атаê и, об ó с- ловленном ó асимметрией формы, б ó д ó т равны

ê оэффициентам K Δ = 0,72; K J = 0,41.

Для подтверждения рез ó льтатов расчетов по

предложенной аналитичесê ой методиê е проведем

определение маê симальных отê лонений про-странственноãо óã ла атаê и СА п ó тем интеãри-рования пространственной системы диффе-ренциальных ó равнений движения аппарата в

ó словиях резонанса.

K 3K 2

-----

qSl

J ------ m z

α J J x –

J ---------- ω x

2

qSl

J J x –

---------- m z

αω x

2

qSl m z

α

J J x –--------------

ReδБ( )2

ImδБ( )2

+

βБ2

αБ2

+

K mm y0 K ΔΔ z K J hα–+( )2

+

K mm z 0 K ΔΔ y K J hβ+–( )2

+

m z

α J

J J x –

----------

Δ y Δ y

l ----- Δ z

Δ z

l ----

J xy

J -----

J xz

J -----

m z

α

Δ z



24

На рис. 1—3 представлены ãрафиê и этих рас-четов для значений малых асимметрий m y0 = == hα = 4•10–3. Во всех сл ó чаях время начала ре-зонансноãо режима равно 6 с, а время достиже-

ния маê симальноãо пространственноãо óã лаатаê и составляет 14 с.

Отношения маê симальных пространственных

óã лов атаê и для боê овоãо отê лонения центра масс

и центробежноãо момента инерции ê маê сималь-ном ó пространственном ó óã л ó атаê и, об ó словлен-ном ó асимметрией формы, б ó д ó т след ó ющими:

= 0,73; = 0,42.

Видно, что они праê тичесê и равны ê оэффи-циентам K Δ = 0,72; K J = 0,41.

Таê им образом, подтверждена возможность

использования представленной методиê и для бы-

строй оценê и относительноãо влияния различных малых асимметрий на пространственный óãолатаê и СА в ó словиях резонансноãо движения.

В заê лючение сделаем след ó ющие выводы.1. Предложена аналитичесê ая методиê а бы-

строй оценê и влияния малых асимметрий на

отê лонение пространственноãо óã ла атаê и СА в ó словиях резонансноãо движения. Методиê а по-зволяет анализировать ê онстр óê тивные парамет-ры и аэродинамичесê ие ê оэффициенты с ó четомстепени их влияния через асимметрии на отê ло-

нение продольной оси СА от веê тора сê орости.2. Рассмотрен пример влияния малых асим-метрий в ó словиях резонанса для СА , предназ-наченноãо для сп ó сê а в атмосфере Марса. Поê аза-но, что решение этой задачи по аналитичесê ой

методиê е праê тичесê и совпадает с рез ó льтатамичисленноãо моделирования пространственноãо

движения СА .


1. Дмитриевсê ий А . А ., Боãодистов С.С. К анализ ó ó с-тойчивости вращательноãо движения асимметричноãо

аппарата, входящеãо в атмосфер ó // Тр. V на ó чных чтенийпо ê осмонавтиê е. М.: Изд. АН СССР, 1981. С. 81—88.

2. Гоман М.Г. Анализ резонансных режимов про-странственноãо движения летательных аппаратов,имеющих плосê ость симметрии, при полете в атмос-фере // Тр. ЦАГИ, 1976. Вып. 1789. 41 с.

3. Гоман М.Г. Не ó становившиеся резонансные ре- жимы движения не ó правляемоãо аппарата при полетев атмосфере // Уч. записê и ЦАГИ. 1977. Т. 8. Вып. 6.№ 59. С. 67—80.

4. Корянов В.В., Казаê овцев В.П. Методы расчетапараметров движения сп ó сê аемых аппаратов // Есте-ственные и техничесê ие на óê и. 2014. № 9—10 (77).

С. 179—184.5. Пичхадзе К .М., Финченê о В.С., Алеê сашê ин С.Н.,

Острешê о Б. А . Трансформир ó емые аппараты, сп ó сê ае-мые в атмосферах планет // Вестниê ФГУП "НПОим. С. А . Лавочê ина". 2015. № 2. С. 4—13.

6. Казаê овцев В.П., Альахмад Ахмад Бараê ат. Ме-тод оценê и влияния асимметрий не ó правляемых лета-тельных аппаратов на пространственный óãол атаê и //Общероссийсê ий на ó чно-техничесê ий ж ó рнал "По-

лет". 2006. № 3. С. 44—52.7. Костров А .В. Движение асимметричных баллис-

тичесê их аппаратов. М.: Машиностроение, 1984. 272 с.

3

2

1

0 5 10 15 t , c

αп, °; ω x , ωрез, 1/с

1

2

3

3

2

1

0 5 10 15 t , c

αп, °

3

2

1

0 5 10 15 t , c

αп, °

Рис. 1. Зависимости пространственноãо óãла атаê и (1), ре-зонансной частоты (2 ) и óãловой сê орости вращения СА от-носительно продольной оси (3 ) для влияния тольê о асим-метрии формы аппарата (aп max1 = 3,78°) от времени

Рис. 2. Зависимости пространственноãо óãла атаê и длявлияния тольê о боê овоãо смещения центра масс аппарата(aп max2 = 2,77°) от времени

Рис. 3. Зависимости пространственноãо óãла атаê и для влия-ния тольê о центробежноãо момента инерции (aпmax3 = 1,62°)

от времени

Δ z

αп max2

αп max1

--------------αп max3

αп max1

--------------



25

1. 2016

УДК 629.7

◊Ï¯¬ÓËÍ˝Ê˛ ˆ ÎÍÏÍ˙¯ÚÏÍ˙

ù˝

¯Ï˘

Ó д

ËÊ˘

ÍÚ¯ÔÒ˝

Ó˘

Ó ˆÓ˙

ÎÔ¯ˆÁÍ˙ÍÏÁÊÍ˝ÁˆÓı ÎÊÔÓÚÊÏÈ¯˙Óı ùˆÁÎ ̄д Ê˚ÊÊÁ ̨д ̄ Ï˝Óı ùÔ¯ˆÚÏÓÏÍˆ¯Ú˝Óı д ËÊ˘ÍÚ¯ÔÒ˝Óı ÈÁÚÍ˝ÓËˆÓı

›.À. fl ÈÙ˜¸¯˝ˆÓ, œ.œ. ÃÊ˝Ê˚˜˝


дним из стратеãичесê их направлений развития пилотир ó емой ê ос-монавтиê и являются межпланетные эê спедиции. Наибольший ин-

терес представляют эê спедиции ê Марс ó, посê ольêó он обладает ря- дом ó ниê альных свойств. По энерãозатратам на перелет Марс ближе всех ê Земле, а ê лимат на Марсе позволяет высадêó на еãо поверхность и продол-

жительное пребывание ê осмонавтов на ней. Все это ãоворит о том, что

именно марсиансê ая пилотир ó емая эê спедиция б ó дет рассматриваться ê аê след ó ющий этап на п ó ти развития пилотир ó емых полетов в ê осмос.

К марсиансê ой пилотир ó емой эê спедиции предъявляются взаимно

противоречивые требования.С одной стороны, стартовая масса марсиансê оãо эê спедиционноãо

ê омплеê са (МЭК ) должна быть минимальна. Это требование диê т ó ется

Рассмотрена одноêорабельная марсиансêая эêспедиция с ядерной элеêтрораêетной

двиãательной óстановêой с возвращением на низêóю оêолоземн óю орбит ó.По рез ó льтатам

расчетов траеêторий перелета Земля—Марс—Земля построена аппроêсимационная

методиêа определения поêазателей энерãобаллистичесêой эффеêтивности марсиансêой

эêспедиции — продолжительности эêспедиции и начальной массы êомплеêса.С исполь-

зованием этой методиêи проведен анализ требований ê массовом ó совершенств ó, мощ-

ности и óдельном ó имп ó льс ó тяãи ядерной элеêтрораêетной двиãательной óстановêи

марсиансêой пилотир óемой эêспедиции.

Ключевые слова: энерãодвиãательный êомплеêс; пилотир óемая эêспедиция на Марс;

марсиансêий эêспедиционный êомплеêс; ядерная элеêтрораêетная двиãательная óс-

тановêа; óдельный имп ó льс тяãи; энерãобаллистичесêая эффеêтивность.

E.I. Muzychenko, A.A. Sinitsin. Power And Propulsion Requirements For MarsManned Mission With Nuclear Electric Propulsion

Single vehicle Mars manned mission with nuclear electric propulsion and low Earth orbit return

is under consideration. With Earth—Mars—Earth trajectory solution the approximation technic for

estimation of expedition effectiveness indexes (duration of mission and starting mass) is developed.

By exploitation this technic Mars manned mission nuclear electric propulsion requirements to

mass-power ratio, power and specific impulse is analyzed.

Keywords: power and propulsion; mars manned mission; mars expedition vehicle; nuclear

electric propulsion; specific impuls; energy ballistic efectivness.

О

МУЗЫЧЕНКОЕвãений Иãоревич —

инженерГНЦ ФГУП "Исследова-

тельсê ий центримени М.В. Келдыша"

СИНИЦЫН Алеê сей Андреевич —

вед ó щий на ó чныйсотр ó дниê

ГНЦ ФГУП "Исследова-

тельсê ий центримени М.В. Келдыша",ê андидат техн. на óê



26

эê ономичесê ими соображениями, таê ê аê стар-товая масса МЭК фаê тичесê и пропорциональ-на стоимости создания этоãо ê омплеê са.

Начальная масса МЭК в значительной сте-

пени определяет и сложности сборê и ê онстр óê-ции МЭК в ê осмосе на монтажной орбите. На

сеãодняшний день наибольшей достиãн ó той на

оê олоземной орбите массой обладает Межд ó-народная ê осмичесê ая станция — ее масса пре-вышает 400 т. Для неê оторых вариантов МЭК

таê ая масса сопоставима с необходимой для ос ó-ществления пилотир ó емой эê спедиции на Марс.

С др óãой стороны, минимальной должна быть

продолжительность эê спедиции. Это требование

входит в противоречие с предыд ó щим, таê ê аê с ó-щественное соê ращение продолжительности эê с-педиции связано с ó величением энерãозатрат на

перелет и, следовательно, с ó величением массы

рабочеãо тела. Потребность минимальной про- должительности эê спедиции определяется меди-цинсê ими реê омендациями по сохранению жиз-ни и здоровья эê ипажа. На сеãодняшний день ре-ê орд продолжительности непрерывноãо полета в

ê осмосе принадлежит В.В. Поляê ов ó, ê оторый

провел на орбитальной станции "Мир" 427,75 с ó т.

Эê ипаж марсиансê ой пилотир ó емой эê спе- диции б ó дет подверãн ó т в полете воздействию

фаê торов, ê оторые не действ ó ют на оê олозем-ной орбите, — отс ó тствию маãнитноãо поля и

специфичесê им (значительным ê аê пиê овым,таê и интеãральным) радиационным наãр ó зê ам.

Таê им образом, обоснование требований по

продолжительности марсиансê ой пилотир ó е-мой эê спедиции связано с проведением даль-нейших исследований воздействия фаê торов

ê осмичесê оãо пространства на человеê а в меж -

планетном полете.Каê след ó ет из сê азанноãо выше, анализ эф-

феê тивности вариантов МЭК должен вê лючать

расчет поê азателей энерãобаллистичесê ой эф-феê тивности — начальной массы МЭК и продол-

жительности эê спедиции. Эти поê азатели опре- деляются множеством фаê торов. Одним из них

является выбор схемных решений эê спедиции.

Например, дв ó х ê орабельная схема эê спеди-ции может позволить несê ольê о ó меньшить

продолжительность пилотир ó емой фазы эê спе- диции (за счет работы ãр ó зовоãо ê орабля ó мень-шается начальная масса пилотир ó емоãо ê орабля

и, ê аê следствие, из-за роста тяãовоор ó жен-

ности соê ращается длительность пилотир ó емо-ãо полета) [1].

Др óãими направлениями, позволяющими со-ê ратить энерãозатраты на перелет, являются

аэродинамичесê ое торможение МЭК в атмосфере

Марса и возвращение эê ипажа с прямым вхо- дом ê орабля возвращения на Землю (КВЗ) в

атмосфер ó.

След ó ет отметить, что данные способы ó л ó ч-шить энерãобаллистичесê ие поê азатели эффеê-тивности марсиансê ой эê спедиции приводят ê

снижению надежности МЭК . Поэтом ó в настоя-щей статье рассматривается одноê орабельная

схема эê спедиции без использования аэродина-мичесê оãо торможения МЭК в атмосфере Марса

и с возвращением МЭК на ê р óãов ó ю стартов ó юоê олоземн ó ю орбит ó. При таê ой схеме предъяв-

ляются наиболее жестê ие требования ê совер-шенств ó энерãодвиãательноãо обеспечения мар-сиансê ой пилотир ó емой эê спедиции.

Еще одним фаê тором, определяющим хараê-теристиê и МЭК , является выбор типа энерãо- двиãательноãо обеспечения.Среди возможных ва-риантов энерãодвиãательноãо ê омплеê са (ЭДК ) — жидê остные раê етные двиãатели ( ЖРД), ядер-ные раê етные двиãатели ( ЯРД), солнечная

(СЭРДУ ) и ядерная ( ЯЭРДУ ) элеê трораê етные

двиãательные ó становê и.

Каê поê азывают проведенные исследования

[2], вариант ЭДК на базе ЯЭРДУ имеет ряд с ó ще-ственных преим ó ществ:

возможность возвращения МЭК на оê олозем-

н ó ю орбит ó (обеспечение сê орости входа КВЗв атмосфер ó Земли ∼8 ê м/с);

возможность мноãоê ратноãо использования

основных подсистем МЭК (орбитальноãо мо- д ó ля (ОМ), энерãодвиãательной системы);

приемлемые соотношения поê азателей энер-ãобаллистичесê ой эффеê тивности — продолжи-тельности эê спедиции и начальной массы МЭК ;

широê ие оê на старта; слабая зависимость по-ê азателей энерãобаллистичесê ой эффеê тивности



27

1. 2016

от синодичесê оãо периода старта (возможность

старта в любой синодичесê ий период с близê и-ми продолжительностью эê спедиции и началь-ной массой МЭК );

возможность с ó щественноãо ó л ó чшения по-ê азателей энерãобаллистичесê ой эффеê тивно-сти (ê аê начальной массы МЭК , таê и продол-

жительности эê спедиции) при росте массовоãо

совершенства ЯЭРДУ ;

ó стойчивость схемы полета ê появлению раз- личных нештатных сит ó аций (например, задерж -ê а вê лючения ЭРДУ на ê аждой фазе перелета,падение мощности ЯЭРДУ вплоть до 25 %, ó ве-

личение продолжительности пребывания МЭК

ó Марса не приводят ê ãибели эê ипажа, а лишь

ó величивают продолжительность эê спедиции);возможность обеспечения дв ó х оê он старта в

течение синодичесê оãо периода.

Вариант ЭДК на базе СЭРДУ таê же имеет

часть из вышеперечисленных преим ó ществ

(перед вариантами ЖРД и ЯРД). Однаê о, ê аê поê азывают расчеты [2], даже при одной и той же

ó дельной массе вариант СЭРДУ ó ст ó пает вари-ант ó ЯЭРДУ , что об ó словливается падением

мощности СЭРДУ с ó величением расстояния

до Солнца. В связи с этим в настоящей работе

рассматривался тольê о вариант МЭК с энерãо- двиãательным обеспечением на базе ЯЭРДУ .

При проведении расчетов принимались сле- д ó ющие основные хараê теристиê и МЭК :

масса полезноãо ãр ó за (ПГ) mПГ = 116,5 т,в том числе:

взлетно-посадочноãо ê омплеê са (ВПК )(отделяется от МЭК на оê оломарсиан-сê ой орбите) mВПК = 40 т;

КВЗ mКВЗ = 16,5 т;

орбитальноãо мод ó ля mОМ = 60 т;высота стартовой (возвращения) орбиты ó

Земли — 1000 ê м;

высота орбиты ожидания ó Марса — 400 ê м;

масса (в тоннах ) энерãодвиãательноãо ê омп- леê са mЭДК на базе ЯЭРДУ (вê лючая систем ó хранения и подачи рабочеãо тела) определялась

соã ласно зависимости

mЭДК = 20 + N ЯЭУ γ ЯЭРДУ ,

ã де N ЯЭУ — мощность ЯЭУ ; γ ЯЭРДУ — ó дельная

масса ЭДК ;

ó дельный имп ó льс тяãи ЯЭРДУ варьировался

в диапазоне 5000...9000 с; КПД системы преобра-

зования и ó правления (СПУ ) ЭРДУ составил 0,95;тяãовый КПД ЭРДУ — 0,7.

Эти хараê теристиê и в значительной мере со-ответств ó ют проработê ам РКК "Энерãия" имени

С.П. Королева [3].

Продолжительность пребывания МЭК на

орбите Марса принималась постоянной и рав-ной 30 с ó т.

Наил ó чшая дата отлета для варианта энерãо- двиãательноãо обеспечения на базе ЯЭРДУ нахо- дится в пределах синодичесê их периодов вели-

ê оãо противостояния Земли и Марса и близê а ê определяемой по имп ó льсной методиê е для дви-ãателей большой тяãи. Здесь для определенности

рассматривалась дата отлета из сферы действия

Земли 01.06.2050, приходящаяся на синодичесê ий

период велиê оãо противостояния 2050—2052 ãã.(близê ие баллистичесê ие хараê теристиê и повто-ряются в ãода велиê оãо противостояния, в част-ности в синодичесê ий период 2034—2036 ãã.).

В настоящей статье эфемериды планет рассчи-тывались с использованием модели EPM2008,разработанной в Инстит ó те приê ладной астро-номии РАН (ã. Санê т-Петерб ó рã) [4].

Методичесê ий подход ê расчет ó энерãобал- листичесê их поê азателей эффеê тивности марси-ансê ой пилотир ó емой эê спедиции базировался

непосредственно на расчетах траеê тории пере- лета Земля—Марс—Земля и использовании ме-тода ãрависфер н ó левой протяженности.

Расчет энерãобаллистичесê их поê азателей

эффеê тивности марсиансê ой эê спедиции про-водился последовательно по ó частê ам:

1) расê р ó тê а ó Земли;

2) ãелиоцентричесê ий перелет Земля—Марс;

3) сê р ó тê а ó Марса;

4) орбитально- десантная операция ó Марса

в течение 30 с ó т;

5) расê р ó тê а ó Марса;

6) ãелиоцентричесê ий перелет Марс—Земля;

7) сê р ó тê а ó Земли и выход на монтажн ó юорбит ó.



28

Разбиение ó частê ов об ó словлено принятым

ó прощением — движение аппарата рассматри-валось на ê аждом ó частê е в рамê ах оãраничен-ной задачи дв ó х тел.

Хараê теристиê и припланетных ó частê ов оце-нивались с использованием зависимости продол- жительности разãона до параболичесê ой сê орос-ти из работы [5]. Поê азатели ãелиоцентриче-сê их ó частê ов (перелеты Земля—Марс и Марс—Земля) вычислялись численно с использовани-ем дифференциальных ó равнений движения и

метода ãрависфер н ó левой протяженности.Заê оны ориентации веê тора тяãи и моменты

вê лючения и выê лючения ЯЭРДУ определялись

соã ласно принцип ó маê сим ó ма Понтряãина

(ф ó нê ционал — минимальная продолжитель-ность ó частê а полета или маê симальная ê онеч-ная масса). Возниê ающий вследствие принято-ãо деления на ó частê и свободный параметр —соотношение длительностей полета на ãелио-центричесê их ó частê ах Земля—Марс и Марс—Земля — определялся направленным перебором.

При заданных хараê теристиê ах энерãодвиãа-тельноãо обеспечения (ó дельной массе ЯЭРДУ

γ ЯЭРДУ , мощности ЯЭУ N ЯЭУ и ó дельном им-п ó льсе тяãи ЯЭРДУ I ЯЭРДУ ) непосредственно мо-

делированием траеê торий перелета можно ó ста-новить взаимосвязь поê азателей энерãобаллис-тичесê ой эффеê тивности — начальной массы

МЭК и продолжительности эê спедиции.На рис. 1 представлены рез ó льтаты расчетов

траеê торий перелета Земля—Марс—Земля в виде

зависимостей начальной массы МЭК от про- должительности эê спедиции для ó дельной мас-сы ЯЭРДУ γ ЯЭРДУ = 5 êã/ê Вт, мощности ЯЭУ

N ЯЭУ = 25 МВт и ряда значений ó дельноãо им-

п ó льса тяãи ЭРДУ . Зависимости, поê азанныена рис. 1, построены начиная от верхней точê и(соответств ó ют решению задачи быстродейст-вия) с наращиванием доли пассивных ó частê ов.

Классами А и В на рис. 1 обозначены семей-ства решений ê раевой задачи перелета Земля—Марс—Земля. Принятая ê лассифиê ация эê с-тремалей совпадает с введенной в работе [2].Найденные решения отличаются траеê ториями

возвращения.

На рис. 2 изображены проеê ции ãелиоцент-ричесê их ó частê ов траеê торий на плосê ость эê-

липтиê и, соответств ó ющие расчетным точê ам

на рис. 1 при ó дельном имп ó льсе тяãи ЯЭРДУ ,равном 7000 с, и начальной массе МЭК 500 т.

Каê видно из рис. 2, при близости траеê то-рий перелета Земля—Марс основное отличие

траеê торий возвращения составляет способ фа-зирования. Класс ó А соответств ó ют траеê тории

с приближением ê Солнц ó до 0,4 а.е. (Земля до-ãоняет аппарат). Класс ó В соответств ó ют траеê-тории без приближения ê Солнц ó (аппарат до-ãоняет Землю).

Из сопоставлений траеê торий возвращения

видно, что тольê о траеê тории ê ласса А способ-ны обеспечить с ó щественное снижение про-

должительности перелета при совершенствова-нии хараê теристиê ЭРДУ .

Определение требований ê энерãодвиãатель-ном ó ê омплеê с ó на основе тольê о проведения

непосредственно расчетов траеê торий перелета

Земля—Марс—Земля связано с реализацией ме-

тодиê и сê возноãо моделирования всех рассмат-риваемых ó частê ов (т. е. определения соотноше-ния продолжительности ó частê ов Земля—Марс

и Марс—Земля из решения ê раевой задачи).

Различные методиê и сê возноãо моделирова-ния реализованы в [6, 7]. Эти работы иллюстри-р ó ют рост сложности и ãромоздê ости расчетов

траеê торий перелета по сравнению с использо-ванной здесь методиê ой расчета отдельных ó ча-стê ов траеê тории, пред ó сматривающей оптими-

Рис. 1. Зависимости начальной массы МЭК от продолжи-тельности эê спедиции ( gЯЭРДУ = 5 êã/ê Вт; N ЯЭУ = 25 МВт)



29

1. 2016

зацию соотношения продолжи-тельности ó частê ов Земля—Марс иМарс—Земля направленным пе-ребором. Учитывая необходи-

мость большоãо объема траеê тор-ных расчетов и наличие неединст-венности решений, определение

требований ê энерãодвиãательно-м ó ê омплеê с ó на основе сê возно-ãо расчета ó частê ов траеê тории

перелета представляется тр ó дно-выполнимым.

Одним из возможных подхо- дов является построение аппроê-симир ó ющих зависимостей на оã-

раниченном объеме траеê торных расчетов для разделения задачи на

динамичесêó ю и параметриче-сêó ю части (ê аê это сделано, на-пример, в работе [8]).

Основные положения методи-ê и расчета поê азателей эффеê-тивности марсиансê ой эê спеди-ции в зависимости от хараê терис-тиê ЯЭРДУ ( динамичесê ой части

оптимизационной задачи) состо-

яли в след ó ющем. Принято, чтопродолжительность эê спедиции T

зависит от трех параметров — на-чальноãо ó сê орения a0, отноше-ния продолжительности эê спеди-ции ê моторном ó времени Т /t м и

ó дельноãо имп ó льса тяãи тяãовых мод ó лей

ЭРДУ I ó д. Эта зависимость аппроê симирова- лась мноãомерным степенным сплайном S ( x )вида [9]

S ( x ) = Q 0( x ) + d k || X – X k || .

Здесь S ( x ) — аппроê симир ó ющая сплайн-ф ó нê ция мноãих переменных ; x = ( x 1; x 2; ...; x n) —арãó мент аппроê симир ó емой ф ó нê ции и сплайн-ф ó нê ции (веê тор размерности n); Q 0( x ) — поли-ном четвертой степени вида

Q 0( x ) = ai ... ,

ã де степени , , …, — всевозможные м ó ль-

тииндеê сы, таê ие что их степень не превышает

четырех (|v|m 4), а ai — ê оэффициент сплайна с ин-

деê сом i ; m — ê оличество ó злов (точеê с извест-

ными значениями аппроê симир ó емой ф ó нê ции) всплайне; d k — ê оэффициент сплайна с индеê сом k ;

|| X – X k || = ;

r 1 — ê оэффициент, равный 0,75 для ê ласса А и

0,25 для ê ласса В .Рез ó льтаты расчетов траеê торий марсиансê ой

пилотир ó емой эê спедиции (100 расчетных точеê для траеê торий ê ласса А и 122 — для траеê торий

k 1=

m

∑2r 1 1–

i ∑ x 1

ν1i

x 2

ν2i

x 3

ν3i

x n

νn

i

ν1i

ν2i

νni

x 1 x 1k

–( )2

x 2 x 2k

–( )2

… x n x nk

–( )2

+ + +

Рис. 2. Проеê ции ãелиоцентричесê их ó частê ов траеê тории на плосê ость эê-липтиê и ( gЯЭРДУ = 5 êã/ê Вт; N ЯЭУ = 25 МВт; I ЯЭРДУ = 7000 с; m0 = 500 т):

а — ê ласс траеê торий возвращения А; б — ê ласс траеê торий возвращения В



30

ê ласса В ) были использованы для построения ап-

проê симационных сплайнов.

Использование аппроê симации вида T =

= T (a0

, T /t м, I ó

д) позволяет разделить оптимиза-

ционн ó ю задач ó на проеê тн ó ю и баллистиче-

сêó ю (последняя является решенной при из-

вестной зависимости T = T (a0, T /t м, I ó д)).

Проеê тная часть расчетов состоит в поисê е

таê их хараê теристиê ЯЭРДУ (ó дельной массы

энерãодвиãательноãо обеспечения γ ЯЭРДУ , мощ-

ности ЯЭУ N ЯЭУ , ó дельноãо имп ó льса тяãи

ЭРДУ I ó д), чтобы были выполнены требования

по величине поê азателей эффеê тивности (на-

чальной

массы

МЭК

и

продолжительности

марсиансê ой эê спедиции).

Эт ó задач ó можно сформ ó лировать след ó ю-

щим образом:

{N ЯЭУ , I ó д, T /t м} =

= arg γ ЯЭРДУ (N ЯЭУ , I ó д, T /t м).

Выражение для γ ЯЭРДУ (N ЯЭУ , I ó д, T /t м) может

быть пол ó чено из соотношения для массы рабо-

чеãо тела, необходимоãо для ос ó ществления эê с-

педиции, рассчитанной через произведение рас-

хода на моторное время, с одной стороны, и через

ê а льêó ляцию массовых составляющих —с др óãой:

γ ЯЭРДУ =

= –

– ,

ã де — начальная масса МЭК ; mВПК —

масса ВПК ;mOM — масса ОМ;mКВЗ — масса КВЗ;

mСХП — масса системы хранения и подачи ра-

бочеãо тела; g — стандартное ó сê орение свобод-

ноãо падения; ηЭРДУ — КПД ЭРДУ .

Для фиê сированной начальной массы МЭК

два дополнительных ó равнения связи

имеют вид

T зад – T (а0, T /t

м, I

ó д) = 0;

a0 = .

Неизвестных величин пять: a0, T , t м, I ó д, N ЯЭУ .Таê им образом, поставленная оптимизаци-

онная задача сводится ê задаче оптимизации

сê алярной ф ó нê ции трех арãó ментов, ê оторая

может быть решена с использованием извест-ных методов оптимизации. Рез ó льтаты реше-ния этой оптимизационной задачи приведены

на рис. 3—10.

max N ЯЭУ , I ó д, T /t м

m0МЭК

mВПК – mОМ– mКВЗ– mСХП–

N ЯЭУ

--------------------------------------------------------------------------

2N ЯЭУ ηЭРДУ

I ó д g ( )2

--------------------------T a0 T /t м I ó д, ,( )

T /t м

------------------------------

N ЯЭУ

---------------------------------------------------------

m0МЭК

m0МЭК

2N ЯЭУ ηЭРДУ

I ó д gm0МЭК

--------------------------

Рис. 4. Зависимости ó дельноãо импó льса тяãи ЯЭРДУ I ó д

от мощности ЯЭУ N ЯЭУ для различных значений продол-

жительности эê спедиции при = 500 т (ê ласс А)m0МЭК

Рис. 3. Зависимости ó дельной массы ЯЭРДУ gЯЭРДУ отмощности ЯЭУ N ЯЭУ для различных значений продолжи-

тельности эê спедиции при = 500 т (ê ласс А)m0МЭК



31

1. 2016


тельности эê спедиции при = 700 т (ê ласс А)m0МЭК

Рис. 6. Зависимости ó дельноãо импó льса тяãи ЯЭРДУ I ó дот мощности ЯЭУ N ЯЭУ для различных значений продол-

жительности эê спедиции при = 700 т (ê ласс А)m0МЭК


тельности эê спедиции при = 500 т (ê ласс В )m0МЭК



жительности эê спедиции при = 500 т (ê ласс В )m0МЭК


тельности эê спедиции при = 700 т (ê ласс В )m0МЭК



жительности эê спедиции при = 700 т (ê ласс В )m0МЭК



32

На рис. 3, 5, 7, 9 поê азаны зависимости по-требной ó дельной массы ЯЭРДУ γ ЯЭРДУ от мощ-ности ЯЭУ N ЯЭУ при изменении продолжи-тельности Т эê спедиции от 500 до 1000 с ó т.

Зависимости потребноãо ó дельноãо имп ó льса

тяãи ЭРДУ от мощности ЯЭРДУ и продолжитель-ности эê спедиции приведены на рис. 4, 6, 8, 10.

Представленные зависимости ó дельноãо им-п ó льса тяãи ЭРДУ на отдельных ó частê ах имеют

изломы. Это можно объяснить наличием близê орасположенноãо соседнеãо оптим ó ма в решении

задачи маê симизации ó дельной массы ЯЭРДУ

либо недостаточным ê оличеством точеê, по ê о-торым проведена сплайн-аппроê симация.

Заметим, что зависимости ó дельной массы ЯЭРДУ подобных изломов лишены.

Поê азатели энерãобаллистичесê ой эффеê тив-

ности марсиансê ой пилотир ó емой эê спедиции

в перв ó ю очередь определяются основными ха-раê теристиê ами ЭДК — ó дельной массой ЯЭРДУ

γ ЯЭРДУ , мощностью ЯЭУ N ЯЭУ и ó дельным им-п ó льсом тяãи ЭРДУ I ó д. Поэтом ó представляет

интерес анализ взаимосвязи óê азанных хараê-теристиê ЯЭРДУ с поê азателями энерãобаллис-

тичесê ой эффеê тивности — продолжительно-стью эê спедиции и начальной массой МЭК .

Представленные на рис. 3—10 рез ó льтаты

расчетов позволяют определить требования ê хараê теристиê ам ЭДК при заданных начальной

массе МЭК и продолжительности эê спедиции.

В частности, для перелета с возвращением

по ê ласс ó А при начальной массе МЭК == 500 т и продолжительности эê спедиции T =

= 500 с ó т ó дельная масса ЯЭРДУ γ ЯЭРДУ должна

составить не более 3,1 êã/ê Вт. При этом ó ровень

мощности ЯЭУ N ЯЭУ рационально оãраничить

величиной 45 МВт, таê ê аê дальнейшее ó вели-чение мощности не приводит ê с ó щественном ó снижению требований по γ ЯЭРДУ , а ó меньшение

мощности ведет ê ó жесточению этих требований

(например, при N ЯЭУ = 30 МВт ó дельная масса

ЯЭРДУ γ ЯЭРДУ не должна превышать 2,7 êã/ê Вт).Удельный имп ó льс тяãи ЭРДУ I ó д должен нахо-

диться на ó ровне ∼5200 с.

Увеличение продолжительности эê спедиции

до 700 с ó т ведет ê ослаблению требований по

ó дельной массе ЯЭРДУ :

γ ЯЭРДУ

m 5,4...5,6 êã/ê Вт;

N ЯЭУ = 20...30 МВт; I ó д = 6600...8800 с.

Увеличение начальной массы МЭК таê же

приводит ê ó величению доп ó стимой ó дельной

массы ЯЭРДУ . При = 700 т требования ê хараê теристиê ам ЯЭРДУ след ó ющие:

T = 500 с ó т; γ ЯЭРДУ m 3,9...4,0 êã/ê Вт;

N ЯЭУ = 40...50 МВт; I ó д = 5000...5800 с;


N ЯЭУ = 25...35 МВт; I ó д = 6000...7600 с.

По сравнению с вариантами эê спедиции с

возвращением по ê ласс ó А использование тра-еê торий с возвращением по ê ласс óВ приводит ê ó величению хараê терных продолжительностей

эê спедиции и при достаточно больших T ê ос- лаблению требований ê ЯЭРДУ .

Для эê спедиций с возвращением по траеê-ториям ê ласса В требования ê хараê теристиê ам

ЯЭРДУ выã лядят след ó ющим образом:

при = 500 тT = 800 с ó т; γ ЯЭРДУ m 3,2...3,5 êã/ê Вт;

N ЯЭУ = 30...40 МВт; I ó д = 6700...8700 с;


N ЯЭУ = 20...30 МВт; I ó д = 6500...8600 с;

при = 700 т


N ЯЭУ = 30...40 МВт; I ó д = 5400...6500 с;

T = 900 с ó т; γ ЯЭРДУ m 7,3...7,9 êã/ê Вт;N ЯЭУ = 20...30 МВт; I ó д = 5100...6900 с.

Сопоставляя приведенные выше различные

по схемам перелета и по поê азателям эффеê-тивности МЭК варианты, можно ó видеть, что

диапазон изменения треб ó емых хараê теристиê ЯЭРДУ оê азывается достаточно широê им. Од-наê о в общем их можно охараê теризовать сле-

д ó ющим образом: для марсиансê ой пилотир ó е-

m0МЭК

m0МЭК

m0

МЭК

m0МЭК



33

1. 2016

мой эê спедиции необходима ЯЭРДУ мощностью

несê ольê о десятê ов меãаватт при доп ó стимой

ó дельной массе ЯЭРДУ в единицы êã/ê Вт. При

этом треб ó емый ó дельный имп ó льс тяãи состав-

ляет 5000...9000 с.Увеличение продолжительности эê спедиции

до 1000 с ó т и более с ó щественно снижает требова-ния ê ЯЭРДУ по мощности и ó дельной массе.


1. Пилотирó емая эê спедиция на Марс / под ред. А .С. Коротеева. М.: Изд. Российсê ой аê адемии ê осмо-навтиê и имени К .Э. Циолê овсê оãо, 2006.

2. Gorshkov O., Akimov V., Koroteev A., Semenov V.,Sinitsin A. A Concept of Manned Mission to Mars. Com-

parative Analysis of Variants // The 60

th

International As-tronautical Congress, Paper IAC-09-A5.1.9, Daejon, Ko-rea, 2009.

3. Брюханов Н. А ., Горшê ов Л. А ., Севастьянов Н.Н.,Стойê о С.Ф. Концепция эê спедиции на Марс // Изв.аê адемии на óê. Энерãетиê а. 2007. № 4. С. 10—21.

4. Питьева Е.В. и др. Эфемериды EPM2008. Инс-тит ó т приê ладной астрономии РАН. URL: ftp://quasar.ipa.nw.ru/incoming/EPM2008 дата обращения (11.02.2011).

5. Лебедев В.Н. Расчет движения ê осмичесê оãо ап-парата с малой тяãой / Математичесê ие методы в дина-миê е ê осмичесê их аппаратов. Вып. 5. М.: Изд. Вычис-

лительноãо центра АН СССР, 1968.6. Климов С.С. Совместная оптимизация энерãомас-

совых параметров и траеê торий марсиансê их эê спеди-ционных ê омплеê сов с элеê трореаê тивными двиãате-

лями // На ó ч.-техн. сборниê "Раê етно-ê осмичесê ие

двиãатели и энерãетичесê ие ó становê и. Системы и

средства бортовой энерãетиê и". Вып. 3 (141). С. 208—224.НИИТП, 1993.

7. Ranieri C.L., Ocampo C.A. Optimization of Round-trip, Time-Constrained, Finite Burn Trajectories via an In-direct Method Journal of Guidance // Control, and Dy-namics. Vol. 28. No. 2. March—April 2005. Р. 306—314.

8. Гродзовсê ий Г. Л., Иванов Ю.Н., Тоê арев В.В. Ме-ханиê а ê осмичесê оãо полета (проблемы оптимизации).М.: На óê а, 1975.

9. Иãнатов М.И., Певный А .Б. Нат ó ральные сплай-ны мноãих переменных . Ленинãрад: На óê а, 1991.

Вниманию

наших читателей и авторов!На первое полугодие 2016 года

подписку на "Полет" можно оформить

только в редакции журнала.Для этого на наш электронный адрес необходимо

направить заявку , указав в ней количество заказываемых

полугодовых комплектов и реквизиты Вашей организации.

Телефоны редакции:8 (499) 269-54-978 (499) 748-00-268-926-916-03-58

E-mail: [email protected]Адрес в интернете:

http://fondserebrova.ru/index.php/zhurnal-polet/



34

УДК 621.452

—ÓË˜Ì¯˝Ê¯ Ú˛˘ÓËÓı ùÂÂ¯ˆÚÊË˝ÓÁÚÊ

Ï¯ÍˆÚÊË˝

˜‰ д

ËÊ˘

ÍÚ¯Ô¯ı

д

Ô˛

˘

ÊÎ¯ÏÙËÈˆÓË˜‰ÁˆÓÏÓÁÚ¯ı ÎÓÔ¯ÚÍ ÎÏÊ ÎÈÔÒÁÊÏÈ√Û¯˙ Ú¯¸¯˝ÊÊ ˘ÍÙÍ Á ÎÏÊÁÓ ̄д Ê˝¯˝Ê¯˙ ˙ÍÁÁ˜

Õ.À. ∆Ó˘ д Í˝ÓË

Е-mail: [email protected]

ри числах Маха полета Мп

, больших 6…7, ó дельный имп ó льс пря-

моточных возд ó шно-реаê тивных двиãателей (ВРД) начинает резê оснижаться. Причиной этоãо помимо ó меньшения теплоподвода в

ê амере сãорания, свойственноãо всем ВРД, является повышение ó ровня

потерь ê аê при торможении возд ó ха в сверхзв óê овом входном ó стройстве,таê и при расширении ãаза в выходном ó стройстве — реаê тивном сопле [1].

При ãиперзв óê овых сê оростях полета (Мп > 6) значительный рост по-тери тяãи двиãателя, определяемый соплом, об ó словлен след ó ющим:

растет ê оэффициент ó силения потерь тяãи K ó с, хараê териз ó ющий пере-ход от потерь тяãи сопла ê потере тяãи двиãателя;

Рассмотрены возможности повышения тяãовой эффеêтивности ãиперзв óêовых воз-

д óшно- реаêтивных двиãателей ( ГПВРД ) и лазерных реаêтивных двиãателей ( ЛРД ) за

счет присоединения массы ãаза при п ó льсир óющем течении. С óчетом эêсперименталь-

ных данных выполнены расчетно-теоретичесêие исследования по реализации эффеêта

повышения тяãи выходноãо óстройства ГПВРД при п ó льсир óющем течении ãаза с присо-

единением отработанной массы. Поêазана возможность полета со сêоростью, большей

сêорости истечения ãаза.Представлены рез ó льтаты исследований сферичесêоãо ãазоди-

намичесêоãо резонатора-óсилителя тяãи, имеющеãо общие признаêи с ЛРД . Проанали-

зирована возможность проявления пол óченноãо эффеêта повышения тяãи в ЛРД .

Ключевые слова: ãиперзв óêовой возд óшно- реаêтивный двиãатель; тяãовая эффеê-

тивность; ãазодинамичесêий лазер; лазерный реаêтивный двиãатель; присоединенная

масса; резонатор-óсилитель тяãи; п ó льсир óющий рабочий процесс.

V.I. Bogdanov. Increase Of Thrust Efficiency Of The Ramjet Engines Intended ForHypersonic Flying Speed At Pulsing Flow Of Gas With Mass Joining

The article examines capabilities of the hypersonic ramjet engines (HRE) and laser-drivenrocket engines (LRE) thrust efficiency increase at the expense of gas mass joining at pulsing flow.

Taking into account experimental data, the calculation and theoretical examinations on imple-

mentation of the HRE exhaust unit thrust increasing effect have been made at a gas pulsing flow

with spent mass joining. The capability of flight at greater speed than exhaust velocity of gas has

been shown. Results of examinations of the spherical gas-dynamic thrust resonator-amplifier

having common features to LRE have been presented. The analysis of a possible development of

the gained effect of thrust increasing in LRE has been made.

Keywords: hypersonic ramjet engines; thrust efficiency; gas-dynamic laser; laser-driven en-

gines; joined mass; thrust resonator-amplifier; pulsing working process.

П

БОГДАНОВВасилий Иванович —эê сперт ОАО "НПО

"Сат ó рн" (ã. Рыбинсê), доê тор техн. на óê



35

1. 2016

ó величивается располаãаемая степень пони- жения давления сопла πс, что вызывает рост по-требных значений отношения площадей среза иê ритичесê оãо сечения сопла. При этом раст ó т

диаметральные и продольные размеры сопла,что приводит ê возрастанию поверхностей ох -

лаждения, ó величению доли потерь на трение, ó сложнению ê онстр óê ции и реãó лирования, ó х ó дшению массовых хараê теристиê и др óãих

поê азателей таê их сопел;

ó величение температ ó р на входе в сопло до

2500…3000 К и более приводит ê диссоциации

прод óê тов сãорания, что в процессе истечения

вызывает потери, связанные с химичесê ой не-равновесностью.

При Мп = 10 потери тяãи двиãателя от общих потерь в сопле моãó т достиãать 20 % и более [1].Это может затр ó днить пол ó чение потребной тя-ãи на заданной ãиперзв óê овой сê орости.

Проведенные в ОАО "НПО "Сат ó рн" иссле- дования п ó льсир ó ющеãо рабочеãо процесса в

реаê тивных двиãателях поê азали возможность

дв ó х ê ратноãо ó величения тяãи выходноãо ó ст-ройства за счет присоединения массы ãаза ê аê из внешней среды, таê и отработанной (из пре-

дыд ó щеãо рабочеãо циê ла) в ê олебательном

процессе [2—4].

При сê важности рабочих п ó льсаций, близê ой

ê н ó лю, возниê ает взаимодействие масс, об ó слов- ленное разностью сê оростей хвостовой части

отработанной циê ловой массы и фронта, сле- д ó ющеãо за ней (рис. 1). Более подробно это из- ложено в [2].

Рабочие п ó льсации, повышающие тяãó сопла,моãó т обеспечить и стабилизацию ãорения в

сверхзв óê овом потоê е ê амеры сãорания ГПВРД

[5]. Источниê ом рабочих п ó льсаций моãó тбыть:

ê амера сãорания V = const, разработанная в

ОАО "НПО "Сат ó рн" [2, 6];резонаторы [7].

Рассмотрим теоретичесê и применение эф-феê та ó величения тяãи сопла в ГПВРД c присо-единением в п ó льсир ó ющем рабочем процессе

тольê о отработанной ("собственной") массы ãаза.

В двиãателе с н ó левой сê важностью рабочих

п ó льсаций прирост тяãи в основном б ó дет опреде- лять присоединение собственной массы ãаза [2].В ваêóó ме присоединенной массой может быть

тольê о таê ая [3]. То есть здесь в ó величении тяãи ó частв ó ет тольê о возд ó х , прошедший через дви-ãатель.

Известно, что вн ó тренняя тяãа ВРД в ó про-щенном виде определяется соотношением [1]

P ≈ G вC c – G вV п,

ã де G в — расход возд ó ха через двиãатель; C с —сê орость истечения (стационарноãо) ãаза из вы-ходноãо ó стройства; V п — сê орость полета.

Тоã да для п ó льсир ó ющеãо реаê тивноãо дви-ãателя с присоединением собственной массы

ãаза по аналоãии с известным эжеê торным ó си- лителем тяãи справедливо соотношение

P = G вC c – G вV п, (1)

ã де n = G пр/G в — ê оэффициент присоединения

массы — определяется отношением присоеди-ненноãо расхода (массы) ãаза G пр ê расход ó воз-

д ó ха G в; η — КПД процесса присоединения массы.

В

эê

спериментах [2]

при

неодноê

ратном

присоединении отработанной массы ãаза и при

оптимальных параметрах рабочих п ó льсаций

пол ó чено значение η = 0,73. Таê ой же ó ровень

КПД достиãн ó т в системах ãазодинамичесê оãо

надд ó ва ДВС "Comprex" с подобным рабочим

процессом.

Удельная тяãа определится соотношением

R ó д ≈ С c – V п.Рис. 1. Типичное распределение сê орости U по длине L

циê ловых масс ãаза

U

L

Те÷ение

n 1+( )η

n 1+( )η



36

При V п = 0

R ó д ≈ С c .

Анализ пол ó ченных соотношений поê азы-вает, что в отличие от традиционноãо ТРДД

здесь присоединенная масса при создании до-полнительной тяãи не испытывает отрицатель-ноãо воздействия входноãо имп ó льса.

Сê орость истечения ãаза не может опреде- лять ó дельн ó ю тяãó таê, ê аê в обычном ВРД. Для

ее определения необходимо использовать из-вестное отношение измеренной тяãи ê расход ó возд ó ха через двиãатель. Реаê тивная тяãа б ó дет

создаваться на предельных сê оростях полета.

При стационарном истечении тяãа не можетбыть пол ó чена.

Сê орость полета, на ê оторой происходит вы-рождение двиãателя (R ó д ≈ С c – V п = 0),при > 1 б ó дет больше исходной ста-ционарной сê орости истечения ãаза.

Значения присоединенноãо расхода (массы)ãаза и КПД процесса присоединения меняются

в зависимости от параметров рабочих п ó льсаций.Поэтом ó целесообразно [2] ввести понятие базо-вой, "ê вазистационарной" тяãи и относительно

нее оценивать прирост тяãи от присоединениямассы, определенный с использованием сов-ременных численных методов или эê спери-ментально.

При взаимодействии масс ãаза в ê олебатель-ном процессе идет преобразование ê инетиче-сê ой энерãии в имп ó льс, т.е. постепенно снижа-ется сê орость течения.

Введем понятия средней энерãетичесê ой сê о-рости течения присоединенных масс С ср.э и сред-ней по имп ó льс ó сê орости истечения ãаза на

срезе сопла С ср.с. При этом

С ср.с. < С ср.э < С с. (2)

КПД процесса присоединения массы может

рассматриваться на основе ó равнения сохране-ния энерãии ê аê отношение ê инетичесê их энер-ãий п ó льсир ó ющеãо и стационарноãо потоê ов:

η = (G в + G пр)/ G в.

Из ó равнения энерãии пол ó чим соотноше-ние для определения С ср.э:

С ср.э = С с .

Фаê тичесê ое ó меньшение сê орости течения

ãаза ó величивает время на процесс реê омбина-ции. Следовательно, должны ó меньшиться и

потери на химичесêó ю неравновесность.В ВРД полетный КПД зависит тольê о от от-

ношения V п/С с сê орости полета и сê орости ис-течения ãаза из выходноãо ó стройства [1].

Полетный КПД достиãает своеãо маê сималь-ноãо значения ηп max = 1 тоã да, ê оã да сê орость

истечения ãаза из выходноãо ó стройства равна

сê орости полета. В этом сл ó чае потери механи-чесê ой энерãии со стр ó ей выходящеãо ãаза б ó д ó травны н ó лю, таê ê аê относительно земли они

неподвижны (С с – V п = 0).Однаê о ó ГПВРД с п ó льсир ó ющим течением

ãаза в отличие от обычноãо ВРД ηп max = 1 при

С ср.с. – V п = 0. Соã ласно соотношениям (1), (2)

при > 1 и V п = С ср.с тяãа п ó льсир ó ю-

щеãо двиãателя не б ó дет равняться н ó лю.При V п > С ср.с полетный КПД, ê аê и ó раê ет-

ноãо двиãателя, б ó дет ó меньшаться, присоеди-нение массы становится менее эффеê тивным,но тяãа б ó дет создаваться (рис. 2). При этом для

заданной сê орости может быть обеспечено по- л ó чение потребной тяãи. Таê в настоящее время

n 1+( )η

n 1+( )ηn 1+( )η

C ср.э2

C с2

η 1 n+( )

n 1+( )η

Рис. 2. Полетный КПД пó льсирó ющеãо воздó шно-реаê тив-

ноãо двиãателя ( = V п/С ср.с)V п

ηп

1,0

0,8

0,6

0,4

0,2

0 0,5 1,0 1,5 V п

_



37

1. 2016

обеспечивается первая ê осмичесê ая сê орость

при работе раê етноãо двиãателя на правой "вет-ê е" зависимости ηп от V п.

Поисê оптимальноãо соотношения С ср.с,n и V п является предметом отдельноãо исследования.

Для оценê и возможности ó величения пре- дельной сê орости полета (наст ó пление вырожде-ния двиãателя) определим отношение V

п/С

с в за-

висимости от η и n для Р = 0. Тоã да из (1) пол ó чим:

V п/С с = .

Рез ó льтаты расчета приведены на рис. 3. Анализ этих зависимостей поê азывает, что при

реальном значении η = 0,7 и n = 2 сê орость по- лета, при ê оторой наст ó пает вырождение двиãа-теля, может быть почти в 1,5 раза больше исход-ной стационарной сê орости истечения С с.

Одним из перспеê тивных раê етных двиãате-

лей новоãо ê ласса является лазерный реаê тив-ный двиãатель ( ЛРД) [8]. Это двиãатель ê осми-чесê оãо аппарата, проходящеãо начальн ó ю часть

траеê тории под действием направленной на неãо

с поверхности Земли длинной серии лазерных

имп ó льсов. ЛРД значительно эê ономичней тра- диционных двиãателей на химичесê ом топливе.На начальном этапе полета в них в ê ачестве ра-бочеãо тела применяется атмосферный возд ó х ,а за пределами атмосферы — бортовой запас ãаза.

Для пол ó чения реаê тивноãо движения [8]имп ó льсно-периодичесê ое изл ó чение лазера фо-êó сир ó ется рефлеê тором вблизи заднеãо торца

раê еты и создает периодичесê и повторяющиеся

лазерные исê ры. Исê ры ãенерир ó ют в возд ó хеили ãазе ó дарные волны, ê оторые передают часть

своеãо имп ó льса рефлеê тор ó, расположенном ó на этом торце. Частота повторения исê р оãра-ничена временем смены ãаза в рефлеê торе и со-ставляет 100...300 ê Гц.

Авторами работы [8] для повышения тяãо-вой эффеê тивности ЛРД предложен ряд мероп-риятий, в частности резонансное объединение

ó дарных волн, ãенерир ó емых оптичесê им п ó льси-р ó ющим разрядом. Поê азано, что ó дельн ó ю тя-

ãó можно ó величить и за счет трансформациирадиальной ê омпоненты ó дарной волны в про-

дольн ó ю. В итоãе тяãа может быть ó величена в

четыре раза.Тяãа двиãателя определяется из ó равнения

ê оличества движения Эйлера. В ó прощенном

виде, без ó чета входноãо имп ó льса (на стенде) и

равенстве расходов возд ó ха и ãаза, для возд ó ш-но-реаê тивноãо двиãателя тяãа имеет вид

R = GC ,

ã де G — расход ãаза; C — сê орость истечения ãаза. Для стационарноãо течения ó дельная тяãа

(тяãа, отнесенная ê расход ó возд ó ха, равноãо

1 êã/с) равна сê орости истечения ãаза.Сê орость истечения С в основном определя-

ется параметрами термодинамичесê оãо циê ла.Возможности повышения С относительно до-стиãн ó тоãо ó ровня оãраничены, таê ê аê, напри-мер, влияние ó величения температ ó ры ãаза Т определяется не прямой зависимостью, а .При этом раст ó т потери с выходной сê оростью.

В связи с этим целесообразно рез ó льтаты ра-боты [8] по ê ачественном ó повышению тяãи

ЛРД за счет использования ó дарных волн, ãене-рир ó емых оптичесê им п ó льсир ó ющим разрядом,рассмотреть с позиции заê она сохранения им-п ó льса Эйлера с использованием данных новых

исследований п ó льсир ó ющеãо рабочеãо про-цесса в реаê тивных двиãателях .

В Инстит ó те механиê и МГУ [9] ó дельные тя-ãовые параметры п ó льсир ó ющеãо процесса, орãа-

n 1+( )η

Рис. 3. Зависимости V п/С с от n и h

V п/С с

2,0

1,5

1,0

0,5

0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 n

0,6

0,7

η = 1,0

T



38

низованноãо в ó становê е на базе сферичесê оãо

резонатора-ó силителя тяãи (рис. 4), приведенные

ê расход ó рабочеãо тела, в 1,5…2 раза превышали

значения, соответств ó ющие ê вазистационар-

ном ó расчет ó. Сферичесê ий резонатор и рабо-чий процесс взаимодействия масс в нем, ê аê б ó-

дет поê азано далее, имеют мноãо общеãо с ЛРД.

Аналоãичные эê спериментальные работы,проведенные в 2004 ã. в НТЦ имени А . Люльê и,еще раз подтвердили это. Кроме тоãо, на опреде-

ленных режимах работы была выявлена прямо

пропорциональная зависимость ó величения тяãи

от температ ó ры возд ó ха при постоянном давле-нии и неизменной ãеометрии проточной части.Это можно объяснить тем, что с ростом темпера-

т ó ры повышается ó пр óãость взаимодейств ó ющих циê ловых масс ãаза (они меньше деформир ó ют-ся) и поэтом ó ó меньшаются потери на ó дар.

Расчетные исследования сферичесê оãо резо-натора-ó силителя тяãи [10] поê азали, что в этом

сл ó чае ó величение тяãи происходит в основном

за счет присоединения собственной массы ãаза

в высоê очастотном ê олебательном процессе

(рис. 5). При этом от момента зап ó сê а резонатора

процесс присоединения массы, обеспечиваю-щий повышение тяãи, имеет нестабильный на-ê опительный хараê тер (рис. 6).

Установлено, что по рез ó льтатам первых

предварительных расчетов необходимо прово- дить анализ течения в еãо ó злах (например, на

появление динамичесê ой составляющей тяãи вê ольцевом сопле).

Для расчетных исследований н ó жно использо-вать большие (оперативная память ∼3 ТБ) вычис-

лительные мощности (например, для проведения

длительноãо расчета в полноразмерной постанов-

ê е) и применять вихреразрешающие модели т ó р-б ó лентности. При выполнении этих ó словий мо-

жет быть обеспечена достаточная сходимость рас-четных и эê спериментальных рез ó льтатов.

На рис. 7 представлены зависимости эê спе-риментальной, идеальной (ê вазистационарной) ó дельных тяã и осредненных сê оростей истече-ния ãаза из резонатора для стр ó й в цилиндриче-сê их ãраницах 1, 2 , 3 (при размерности м/с).В отличие от традиционноãо ВРД со стационар-

Рис. 4. Схема сферичесê оãо резонатора:1 — ê ритичесê ое сечение сопла; 2 — сферичесê ая полость

1 2

Рис. 5. Визó ализация течения в резонаторе

Рис. 6. Изменение тяãи резонатора во времени



39

1. 2016

ным течением сê орость истечения из резонатора

из-за присоединения масс ãаза значительно

меньше ó дельных тяã. Сê орость течения в ê рити-чесê ом сечении сопла таê же меньше расчетной

ê вазистационарной вследствие повышенноãо

давления в сферичесê ой области резонатора.

Таê ой резонатор, ê аê ó силитель тяãи, может

использоваться в ê ачестве выходноãо ó стройства

(сопла) в реаê тивных двиãателях . Анализ работы [8] с ó четом приведенных вы-

ше рез ó льтатов исследований эê спериментальных

двиãательных ó становоê поê азал след ó ющее:

процессы, протеê ающие в рефлеê торе и в

сферичесê ом ãазодинамичесê ом резонаторе,близê и в отношении взаимодействия масс ãаза

с образованием ó дарных волн;

четырех ê ратное ó величение тяãи ЛРД тр ó дно

объяснить повышением еãо термодинамичесê ой

эффеê тивности (сê орости истечения ãаза). Сê о-рее, это вызвано эффеê тивным присоединени-ем массы ãаза за счет резонансноãо объедине-ния ó дарных волн. При этом высоê ая темпера-

т ó ра, равная 8000 К , способств ó ет ó меньшениюпотерь на ó дар при взаимодействии масс ãаза;

эффеê тивность использования лазерноãо из- л ó чения оценивалась óдельной силой тяãи (отно-шением тяãи на мощность) без ó чета входноãо

имп ó льса. Заметим, что в теории ВРД понятие

тяãи и определяет ее ê аê сил ó, а ó дельная тяãа

определяется отношением тяãи ê расход ó возд ó ха

(в соответствии с ó равнением Эйлера). При

присоединении массы ó дельная тяãа, ê аê поê а-

зано выше, б ó дет больше сê орости истечения (в ó словиях стенда);

расчетное исследование [8] выполнено без

ó чета присоединения масс ãаза, что может при-вести ê завышенным оценê ам тяãовых хараê те-ристиê, отнесенных ê расход ó ãаза. Учет присое- диненной массы для ó величения тяãи при оп-тимальных соотношениях ãазодинамичесê их ,ãеометричесê их параметров (механиê о-ãеомет-ричесê их соотношений) потоê а должен реали-зовать процесс присоединения масс ãаза с маê-

симальной эффеê тивностью;целесообразно в целях возможноãо ó величе-

ния тяãи ЛРД за счет присоединения масс ãаза

провести дополнительное исследование еãо тяãо-вых хараê теристиê, отнесенных ê расход ó ãаза,с оценê ой сê орости еãо истечения с использо-ванием современных численных методов и по

рез ó льтатам исследования оценить возмож -ность оптимизации параметров процесса при-соединения масс ãаза.

След ó ет отметить, что созданная в ОАО"НПО "Сат ó рн" КС V = const [6] может быть ис-пользована в наземной лазерной ó становê е для

подачи имп ó льсов на ЛРД. Ее повышенная эф-феê тивность по сравнению с применением тради-ционной КС P = const обеспечивается ó величен-ной температ ó рой ãаза (на 1000 К из-за ê ратê о-временности ее воздействия на ê онстр óê цию) и

по ê райней мере вдвое большей сê оростью ее

падения в сопле.

Рис. 7. Зависимости эê спериментальной, идеальной ó дель-ных тяã и осредненных сê оростей истечения ãаза из резона-тора (а) и расположение поперечных и цилиндричесê их се-

чений на выходе резонатора (б )



40

Таê им образом, большой интерес представ- ляет реализация пол ó ченных эффеê тов в аê т ó-альных в настоящее время ê осмичесê их ионных

элеê тростатичесê их раê етных двиãателях . Боль-

шая сê орость истечения ãаза ( до 100 ê м/с и более)позволяет реализовать мноãоê ратное присоеди-нение массы ãаза с обеспечением высоê оãо

ó ровня полетноãо КПД в п ó льсир ó ющем рабо-чем процессе, ê оторый можно орãанизовать за

счет ó правления напряжением элеê тростатиче-сê ой ó сê оряющей системы. Блаãодаря большим

значениям ãазовой постоянной и рабочей темпе-рат ó ры ãазов, использ ó емых в таê их двиãателях ,мод ó ль ó пр óãости б ó дет высоê им и, соответ-ственно, можно ожидать малые потери на ó дар

при взаимодействии масс ãаза.В заê лючение сделаем след ó ющие выводы.1. При ãиперзв óê овых сê оростях полета по-

тери тяãи двиãателя от общих потерь в выход-ном ó стройстве моãó т достиãать 20 % и более

(Мп = 10). Это может привести ê проблеме не-обходимости пол ó чения потребной тяãи на за-

данной ãиперзв óê овой сê орости.2. Присоединение дополнительной "собст-

венной" массы ãаза при п ó льсир ó ющем течении

в выходном ó стройстве ГПВРД повышает ó дель-

н ó ю тяãó, а таê же изменяет хараê тер протеê а-ния полетноãо КПД на таê ой же КПД, ê аê ó ра-ê етноãо двиãателя, с оптимальным значением

ηп max = 1,0.3. Предлаãаемый способ присоединения мас-

сы может обеспечить потребный ó ровень тяãи

на предельных Мп, ã де при стационарном исте-чении тяãа не может быть пол ó чена. Поê азано,что при η = 0,7 и ê оэффициенте присоединения

массы n = 2 сê орость полета может быть почти

в 1,5 раза больше исходной стационарной сê о-

рости истечения.4. Предварительный анализ работы лазерно-

ãо раê етноãо двиãателя поê азал, что повышение

еãо тяãовой эффеê тивности в основном обеспе-

чивается присоединением массы ãаза в п ó льси-р ó ющем рабочем процессе. Для подтверждения

этоãо фаê та и в целях реализации маê сималь-ной тяãовой эффеê тивности двиãателя целесо-

образно проведение исследовательсê их работпо оптимизации механиê о-ãеометричесê их со-отношений в п ó льсир ó ющем потоê е ãаза.


1. Теория, расчет и проеê тирование авиационных

двиãателей и энерãетичесê их ó становоê / под ред. В. А . Со-с ó нова и В.М. Чепê ина. М.: Изд-во МАИ, 2003. 688 с.

2. Боã данов В.И. Взаимодействие масс в рабочем

процессе п ó льсир ó ющих реаê тивных двиãателей ê аê средство повышения их тяãовой эффеê тивности //

ИФЖ . 2006. Т. 79. № 3. C. 85—90.3. Боã данов В.И. П ó льсир ó ющий рабочий процесс

в реаê тивной техниê е. Germany: LAP LAMBERT Aca-demic Publishing, 2015. P. 130.

4. Bogdanov V.I. Pulse Increase at Mass Interaction inan Energy Carrier // American Journal of Modern Physics.

Vol. 2. N 4. 2013. P. 195—201.

5. Боã данов В.И., Бó раê ова Л.И. О возможной ê он-цепции ГПВРД со стабилизацией ãорения от ê амеры

сãорания V = const // Техниê а возд ó шноãо флота. 2012.№ 3. С. 35—39.

6. Боã данов В.И.,К ó знецов С.П. Рез ó льтаты эê спери-ментальной отработê и золотниê овой ê амеры сãорания

постоянноãо объема // Вестниê СГАУ им. С.П. Коро- лева. Самара. 2011. № 2. С. 123—130.

7. Боã данов В.И., Ханталин Д.С. О неê оторых ас-пеê тах создания резонаторов-ó силителей реаê тивной

тяãи // Вестниê РГАТУ им. П. А . Соловьева. Рыбинсê.2012. № 1. С. 14—19.

8. Аполлонов В.В.,Тищенê о В.Н. Лазерный двиãатель

на основе эффеê та резонансноãо объединения ó дарных

волн // Квантовая элеê трониê а. 2006. № 7. С. 673—683.

9. Левин В. А ., Смехов Г. Д., Тарасов А .И. Расчет-но-эê спериментальное исследование модели п ó льсир ó ю-щеãо детонационноãо двиãателя. М.: Изд. Инстит ó та

механиê и МГУ , 1998.

10. Боã данов В.И., Ханталин Д.С. Особенности рас-чета сферичесê оãо ãазодинамичесê оãо резонатора-ó си-

лителя реаê тивной тяãи // Вестниê РГАТУ им. П. А . Со- ловьева. Рыбинсê. 2014. № 3. С. 42—47.



41

1. 2016

УДК 621.452.33

”ÎÏ ̄д ̄ Ô¯˝Ê¯ ÈÏÓË˝˛ Ú¯‰˝Ê¸¯ÁˆÓ˘ÓÁÓË¯ÏÌ¯˝ÁÚËÍ ˘ÍÙÓÚÈÏ¬Ê˝˝Ó˘Ó д ËÊ˘ÍÚ¯Ô˛ ˝Í ˝Í¸ÍÔÒ˝Ó˙ ùÚÍÎ¯ ÎÏÓ¯ˆÚÊÏÓËÍ˝Ê˛

Õ.À. ¤ÈÙ˝¯˚ÓË, ’.’. “ÎÍˆÓËÁˆÊı


пределение предельно достижимоãо ó ровня техничесê оãо совершенст-ва для двиãателя с выбранной ê онстр óê тивной схемой на начальном

этапе проеê тирования позволяет заранее оценить еãо ê онêó ренто-способность по сравнению с с ó ществ ó ющими аналоãами. При таê ой пос-тановê е задачи возниê ает проблема выбора эффеê тивноãо ê ритерия оцен-ê и техничесê оãо совершенства двиãателя.

Др óãой проблемой является отс ó тствие на начальном этапе проеê тиро-вания сведений о ãеометрии проточной части и хараê теристиê ах основных

ó злов двиãателя.В настоящее время решение поставленной задачи б ó дет аê т ó альным для

ãазот ó рбинных двиãателей (ГТД), использ ó емых на беспилотных летатель-

ных аппаратах (БЛА ) самолетноãо типа, посê ольêó этот вид авиационнойтехниê и аê тивно развивается и формир ó ется. В данной статье рассматрива-ются т ó рбореаê тивные двиãатели (ТРД), ó станавливаемые на БЛА .

Для оценê и степени техничесê оãо совершенства силовой ó становê и(СУ ) летательноãо аппарата ( ЛА ) использ ó ются два параметра:

ó дельный расход топлива C R; ó дельная масса двиãателя γ дв [1].Необходимость в едином ê ритерии оценê и возниê ает из-за тоãо, что

сравнительный анализ дв ó х ГТД по параметрам C R и γ дв в отдельности мо- жет давать противоположные рез ó льтаты.

Поêазана методолоãия использования оценочноãо расчета адиабатичесêоãо КПД êомпрессора и т ó рбины ãазот ó рбинноãо двиãателя для определения ó ровня еãо техни-

чесêоãо совершенства. Предлаãаемый метод позволяет на начальном этапе проеêти-

рования ãазот ó рбинноãо двиãателя выявить наличие или отс óтствие техничесêоãо

преим óщества по óдельным параметрам по сравнению с аналоãами.

Ключевые слова: ãазот ó рбинный двиãатель; óдельные параметры; ó ровень техниче-

сêоãо совершенства.

V.I. Kuznetsov, D.D. Shpakovskiy. Determining The Level Of Sophistication Of TheGas Turbine Engine At The Initial Stage Of Design

Shows the methodology for calculating the estimated use of the adiabatic efficiency of the

compressor and turbine gas turbine engine to determine its level of technical excellence. The

proposed method allows the initial design phase of a gas turbine engine to identify the presence

or absence of the technical advantages specific parameters in comparison with similar products.

Keywords: gas-turbine engine; specific parameters; the level of technical perfection.

О

КУЗНЕЦОВВиê тор Иванович —профессор Омсê оãо

ãос ó дарственноãотехничесê оãо

ó ниверситета, доê тор техн. на óê

ШПАКОВСКИЙ Денис Данилович —

вед ó щий инженер отдела испытаний и термодина-

мичесê их расчетов АО "Омсê ое

моторостроительное ê онстр óê торсê ое бюро",ê андидат техн. на óê



42

Зар ó бежными двиãателестроительными фир-мами в ê ачестве единоãо ê ритерия оценê и ис-польз ó ется таê называемый ê оэффициент до-ст ó пности двиãателя [2]. Он представляет собой

отношение изменения техничесê оãо ó ровня(C Rγ

дв)н/(C Rγ дв)б ê величине относительной

стоимости "владения" (1 – С н/С б).Однаê о для дв ó х сравниваемых двиãателей

при одинаê овой стоимости владения возможно

равенство

(C Rγ дв)н = (C Rγ

дв)б.

При этом (C R)н < (C R)б и (γ дв)н > (γ дв)б. В этом

сл ó чае выбранный ê ритерий не поê азывает нерав-ноценность двиãателей по техничесê ом ó ó ровню.

В отечественной

пра

ê ти

ê е использ

ó ется

под

-ход, при ê отором преим ó щество одноãо из дви-ãателей определяется по ê ритериям эффеê тив-ности возд ó шноãо с ó дна.

Простейшим ê ритерием является известная из

аэродинамиê и теоретичесê ая дальность полета

самолета, определяемая ó равнением Бреãэ [3].При этом необходимы дополнительные дан-ные, пол ó чаемые в ходе проеê тирования ê онê-ретноãо ЛА :

ê оэффициент аэродинамичесê оãо ê ачества K ;ê оэффициент относительноãо ó меньшения

эффеê тивной тяãи двиãателя .В рамê ах рассматриваемой задачи эти пара-

метры становятся неопределенными. Для большинства БЛА , предназначенных для

сбора данных , мониторинãа или боевоãо приме-нения, ó станавливается одна высота и сê орость

ê рейсерсê оãо полета. При этом должно быть за- дано время полета t п. В этом сл ó чае одним из

ã лавных ê ритериев эффеê тивности силовой ó с-тановê и БЛА является относительная с ó ммар-ная масса топлива и силовой ó становê и:

+ = mт/mΣ + mСУ /mΣ,

ã де mΣ — с ó ммарная взлетная масса БЛА .

При сопоставимом ó ровне аэродинамиче-сê их хараê теристиê и относительной массы

планера это ó словие эê вивалентно ó словию до-стижения маê симальной относительной массы

полезной наãр ó зê и (ПН)

= mпн/mΣ.

При этом тип силовой ó становê и и двиãателя

оê азывает определяющее влияние на величины

+ и .С ó четом сê азанноãо выше можно предложить

ê ритерий оценê и техничесê оãо ó ровня двиãателяв виде ê оэффициента k m, определяемый ó дель-ными параметрами двиãателя и при этом свя-занный с относительной массой топлива и си-

ловой ó становê и соотношениями

+ = Rk m/mΣ;

k m = C R t п + γСУ ,

ã де R — тяãа двиãателя; γСУ — ó дельная масса си-

ловой ó становê и.Величина γ

СУ для ТРД и т ó рбореаê тивных

дв ó х ê онт ó рных двиãателей (ТРДД) при выпол-нении расчетов может быть принята равной

ó дельной массе двиãателя:

γСУ = γ

дв.

Предлаãаемый ê ритерий аналоãичен с ó ммар-ной массе в относительном виде [1]. Он позво-

ляет провести предварительн ó ю оценêó ó ровня

техничесê оãо совершенства двиãателя на началь-ном этапе проеê тирования по сравнению с ана-

лоãами или предельно достижимой величиной

при известной треб ó емой продолжительностиполета. При этом исê лючаются из рассмотре-ния фаê торы и переменные, относящиеся ê ê онстр óê ции ЛА .

Дальнейший анализ техничесê оãо ó ровня дви-ãателя невозможен без взаимосвязи еãо ó дель-ных параметров C R и γСУ с основными парамет-рами термодинамичесê оãо циê ла:

с ó ммарной степенью повышения полноãо

давления ;температ ó рой ãаза в ê амере сãорания

(КС) .Определение ó дельных параметров проеê-

тир ó емоãо двиãателя начинается с термодина-мичесê оãо расчета "исходноãо" режима работы.При этом КПД основных ó злов и ó ровень по-терь по ãазовозд ó шном ó траê т ó двиãателя зада-ются из опыта проеê тирования ( данные анало-ãов или предшеств ó ющих модифиê аций) или

определяются в ходе отдельных расчетов ê омп-рессора, т ó рбины, ê амеры сãорания и т.п.

Rэф

mт mСУ

mпн

mт mСУ mпн

mт mСУ

πΣ*

T ã КС*



43

1. 2016

Прямая аналитичесê ая взаимосвязь пара-метров термодинамичесê оãо циê ла и КПД ос-новных ó злов для ê онê ретноãо двиãателя невоз-можна. Поэтом ó в процессе оптимизации пара-

метров двиãателя анализ зависимостей C R, γ

СУ = f ( , )

выполняется при постоянных значениях потерь иКПД ó злов, соответств ó ющих расчетной точê е.

При определении предельно возможноãо

техничесê оãо ó ровня двиãателя связь межд ó па-раметрами , и маê симально возмож -ным КПД ó злов может быть ó становлена.

Основой метода, изложенноãо в [4], является

использование зависимостей маê симально воз-

можноãо политропноãо КПД ст ó пени ê омпрес-сора или т ó рбины от наãр ó зê и на ст ó пень,предварительно пол ó ченных на основе статис-тичесê их данных с дальнейшим расчетом ади-абатичесê оãо КПД всеãо ê омпрессора или

т ó рбины с использованием параметров тер-модинамичесê оãо циê ла.

Исходными данными для определения маê-симально возможноãо осевоãо ê омпрессора

являются след ó ющие параметры:приведенный расход возд ó ха G в пр0;

полная температ ó ра на входе в ê омпрессор (или на входе в ст ó пень);

степень повышения полноãо давления в ê омп-рессоре ;

выбранное среднее значение наãр ó зê и Δ ( s)на одн ó ст ó пень.

Для определения маê симально возможноãо

наряд ó с перечисленными параметрами не-обходимы след ó ющие:

энтальпия возд ó ха за ê омпрессором ;изменение энтальпии в ê омпрессоре Δ ;

температ ó ра торможения ;полное давление ãаза на входе в т ó рбин ó;относительный расход топлива qт ê с в ê амере

сãорания.Расчетная методиê а может быть составлена

для т ó рбины ê омпрессора с ó четом механиче-сê оãо КПД на вал ó ηmK , а таê же отбора возд ó ха

Δ ( s) на охлаждение сопловоãо аппарата

(СА ) и рабочеãо ê олеса (РК ) для одной или не-сê ольê их ст ó пеней.

Процед ó ра расчета может быть представле-на в виде след ó ющей системы параметричесê их

зависимостей:

= f (Δ ( s));

= f ( , G в.пр0, , , Δ ( s));

ηmK = f (G в.пр0); Δ ( s) = f ( ( s));

Δ = Δ ( s);

= f (Δ , , , G в.пр0, qт КС,

, Δ ( s), ηmK , Δ ( s)),

ã де s = 1, ..., z — порядê овый номер ст ó пени; z —число ст ó пеней; ( s) —температ ó ра торможе-ния на входе в ст ó пень т ó рбины ( для первой ст ó-пени она равна ).

Подробно методиê а определения адиабати-чесê оãо КПД ê омпрессора и т ó рбины описана вработе [4]. Расчет адиабатичесê оãо КПД ê омп-рессора и т ó рбины входит в термодинамичесê ий

расчет исходноãо режима двиãателя.Остальные параметры, хараê териз ó ющие по-

тери по ãазовозд ó шном ó траê т ó, имеют, ê аê пра-вило, ó зê ие интервалы возможных значений. Их

ê оличество и численные значения определяются

типом двиãателя (ТРД, ТРДД и др.).

При определении предельно достижимоãо

ó ровня техничесê оãо совершенства двиãателя сминимально возможными C R и γ дв параметры,хараê териз ó ющие потери по ãазовозд ó шном ó траê т ó, моãó т быть заданы в виде постоянных

величин.

T ã КС* πΣ*

T ã КС* πΣ*

ηпол0max ∗

ηê *

ηт*

ηê *

T вх *

πê *

i ст*

ηт*

i ê *

i ê *

T ã*P ã

*

G охл.ст

Параметры ТРД [1, 5] Потери

Коэффициент восстановленияполноãо давления:

в возд ó хозаборниê е двиãателя . . . . . . . . . 0,96...0,99

в ê амере сãорания . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,94...0,96

в реаê тивном сопле . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,98...0,99

Полнота сãорания топлива в ê амересãорания . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,980...0,995Коэффициент сê орости потоê а ϕc

на срезе реаê тивноãо сопла. . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,975...0,995

ηпол0

max ∗i ст*

ηê * πê

* T вх * ηпол0

max ∗ i ст*

G охл.ст T вх *

G охл Σ s 1=

z

∑ G охл.ст

ηт* i ê

* T ã* P ã

*

ηпол0max ∗ i ст

* G охл.ст

T вх *

T ã*

σвх *

σê с*

σс*

ηê с*



44

Расчет ó дельных параметров термодинами-чесê оãо циê ла ТРД и ТРДД может быть выпол-нен по зависимостям общеãо вида:

R ó д1 = ((1 + qт)cc1 – vп) + ( pc1 – pн)•104;

R ó д2 = (cc2 – vп) + ( pc2 – pн)•104;

R ó дΣ = ; I = ;

C R = ;

qт = G т/(3600G в1); y = G в2/G в1,ã де R ó д1, R ó д2 — ó дельная тяãа сопел соответствен-но первоãо и второãо ê онт ó ров; ρc1, pc1, cc1 — со-ответственно плотность, давление и сê орость

истечения ãаза на срезе сопла первоãо ê онт ó ра;ρc2, pc2, cc2 — соответственно плотность, давление

и сê орость истечения возд ó ха на срезе сопла

второãо ê онт ó ра; vп — сê орость полета; pн — дав- ление оê р ó жающей среды; I , qт, y —соответствен-но имп ó льс тяãи, относительный расход топлива истепень дв ó х ê онт ó рности двиãателя; G в1 — из-

меренный расход возд ó ха через первый ê онт ó рпо вход ó; G т — часовой расход топлива; G в2 — из-меренный расход возд ó ха через второй ê онт ó р.

В сл ó чае ТРД след ó ет полаãать G в2 = 0; R ó д2 = 0. Для ê аждоãо типа двиãателя методиê а тер-

модинамичесê оãо расчета исходноãо режима

общеизвестна, поэтом ó она исê лючается из

рассмотрения. Для расчета термодинамичесê их

ф ó нê ций возд ó ха и ãаза в диапазоне температ ó р–50…1500 °С использ ó ются данные работы [6],

для температ ó р свыше 1500 °С — аппроê сими-

р ó ющие зависимости по стандарт ó NASA sp-273.Определение ó дельной массы двиãателя γ дв

по параметрам термодинамичесê оãо циê ла G в1,, для различных типов ГТД может быть

выполнено по единой методиê е, основанной на

обработê е статистичесê их материалов [7].В стр óê т ó р ó эмпиричесê их зависимостей

входит ê оэффициент массовоãо совершенства

двиãателей K с, ê оторый позволяет ó читывать

ó меньшение массы двиãателя относительно ис-

пользованных статистичесê их данных . В основ ó эмпиричесê их зависимостей положены статис-тичесê ие данные по двиãателям, сертифициро-ванным до 1990 ã., и перспеê тивным проеê там до

2000 ã. Анализ данных современных ТРД, ТРДДи демонстраторов [2] поê азывает, что для перехо-

да ê современным двиãателям (проеê ты с 2008 ã.)с минимальной массой след ó ет использовать

K с = 0,88 для ТРД и ТРДД и K с = 0,80 для ТВД.

Примером использования методиê и может

быть расчет предельно достижимоãо ó ровня пара-метров C R, γ

дв, k m современных ТРД и сопостав- ление их со статистичесê ими данными.

В настоящее время ТРД применяются в ос-новном ê аê ê оротê орес ó рсные двиãатели для раз-

личноãо рода БЛА , мишеней с диапазоном тяãиR = 0,2…15 ê Н и дозв óê овой сê оростью полета.

Все современные ТРД можно разделить на

две ãр ó ппы:

ê оротê орес ó рсные двиãатели малой размер-ности G в1 = 0,5…9 êã/с, имеющие невысоê ий

ó ровень параметров термодинамичесê оãо циê ла

= 3,5…7; = 900…1400 К . Они имеют прос-т ó ю ê онстр óê цию, вê лючающ ó ю несê ольê о осе-вых ст ó пеней или одн ó центробежн ó ю ст ó пень

ê омпрессора при малых и осев ó ю т ó рбин ó с

неохлаждаемыми лопатê ами РК ; двиãатели мноãоê ратноãо применения сред-

ней размерности G в1 = 9…20 êã/с, имеющие таê же

невысоê ий ó ровень параметров термодинами-чесê оãо циê ла = 5…7; = 1100…1250 К . Для

них хараê терны более сложное ê онстр óê тивное

исполнение с применением мноãост ó пенчатоãо

осевоãо ê омпрессора при более высоê их , авто-номная система смазê и опор ротора, более разви-тое охлаждение осевой т ó рбины ê омпрессора.

В зависимости от назначения, продолжитель-

ности полета и общеãо рес ó рса при проеê тирова-нии ТРД приоритет может быть отдан одном ó из параметров — C R или γ дв. Чтобы отразить эт ó тенденцию, расчет предельно достижимоãо тех -ничесê оãо ó ровня для ê аждой ãр ó ппы ТРД был

выполнен в дв ó х вариантах .

В первом варианте приоритет был отдан

маê симальной величине КПД ó злов для мини-мизации ó дельноãо расхода топлива C R и выбра-ны след ó ющие параметры:

1 g --1 q

т

+

ρc1cc1------------

1 g --

1ρc2cc2

------------

R ó д1 R ó д2 y+

1 y+

------------------------R ó д1 R ó д2 y+

1 qт y+ +

------------------------

3600qт

I 1 qт y+ +( )-----------------------

πê * T ã КС

*

πê * T ã

*

πê *

πê * T ã

*

πê *



45

1. 2016

минимальная теоретичесê ая наãр ó зê а на ст ó-пень ê омпрессора Δ = 35 ê Дж /êã в целях пол ó-чения маê симальноãо политропноãо КПД ;

минимальная наãр ó зê а на ст ó пень т ó рбины

ТК Δ = 209 ê Дж /êã для пол ó чения маê си-мальноãо политропноãо КПД ;

маê симально возможный механичесê ий КПД

на вал ó т ó рбины ТК

ηmK = f (G в.пр0)

с ó четом отбора мощности на привод аãреãатов;

минимальные потери полноãо давления в

возд ó хозаборниê е, ê амере сãорания, сопле;

ê оэффициент массовоãо совершенства в ста-тистичесê ой модели K с = 1,0.

Во втором варианте приоритет был отдан ми-нимизации ó дельной массы двиãателя γ дв и вы-браны след ó ющие параметры:

маê симальная теоретичесê ая наãр ó зê а на

ст ó пень ê омпрессора Δ = 75 ê Дж /êã в целях

пол ó чения маê симально возможноãо для

ó меньшения числа ст ó пеней z ;

маê симальная наãр ó зê а на ст ó пень т ó рбины

ê омпрессора Δ = 377 ê Дж /êã для пол ó чения

маê симально возможной для ó меньшения

числа ст ó пеней z ;минимальный механичесê ий КПД на вал ó т ó рбины ê омпрессора ηmK = f (G в.пр0) вследствие

замены цирêó ляционной масляной системы с

подшипниê ами ê ачения на ê онсистентн ó ю смаз-êó или/и тела сê ольжения для снижения массы;

минимальные потери полноãо давления в до-зв óê овых возд ó хозаборниê е и сопле вследствие

соê ращения длины и исê лючения неê оторых

вн ó тренних ê онстр óê тивных элементов;

ê оэффициент массовоãо совершенства в ста-

тистичесê ой модели K с = 0,88.В обоих вариантах выбираются маê симальные

значения политропноãо КПД во всем воз-можном диапазоне наãр ó зоê на РК ст ó пени ê омп-рессора или т ó рбины, пол ó ченных по рез ó льта-там обработê и статистичесê их данных .

На рис. 1 представлены рез ó льтаты расчета

зависимостей

C R = f (I , , ),

а на рис. 2 —

γСУ

= f (I , , )

для ãр ó ппы двиãателей со средним значением

G в1 = 15 êã/с и маê симальным КПД основных ó злов ãазовозд ó шноãо траê та.

Зависимости, приведенные на рис. 1, а, пол ó-чены при переменных значениях КПД основных

i ст0*

ηпол0max ∗

i ст0*ηпол0

max ∗

i ст0*

πст*

i ст0*

πст*

ηпол

max *

T ã КС* πê

*

T ã КС* πê

*

C R , к ã/(к ãс•÷)

1,7

1,5

1,3

1,1

0,9

0,7

0 20 40 60 80 100 I , ca)

π*к = 3

40

302015

107

5

Т *ã = 1100 К

1200 К

1300 К

1400 К

1500 К

1600 К 1700 К

1800 К

C R , к ã/(к ãс•÷)

1,7

1,5

1,3

1,1

0,9

0,7

0 20 40 60 80 100 I , cб )

π*к = 3

4030

2015

10

7

5

Т *ã = 1100 К

1200 К

1300 К

1400 К

1500 К

1600 К

1700 К

1800 К

Рис. 1. Расчет зависимостей ó дельноãо расхода топлива отимпó льса тяãи и степени повышения давления:а — переменные КПД ó злов; б — постоянные КПД ó злов



46

ó злов проточной части , и с ó ммарных от-борах возд ó ха из-за ê омпрессора Δ , рас-считанных для выбранноãо диапазона значений

и по изложенной выше методиê е. Они

являются аппроê симацией исходных данных , по-сê ольêó исходные зависимости имеют разрывы

первоãо рода малой величины, вызванные изме-нением числа ст ó пеней ê омпрессора и т ó рбины.

Зависимости, приведенные на рис. 1, б , по- л ó чены при постоянных осредненных величи-нах = 0,879; = 0,876 и Δ = 0,046 при

тех же значениях , .Сравнительный анализ данных на рис. 1, а

и 1, б поê азывает различие не тольê о ê оличест-венное — в значениях C R, но и ê ачественное —в хараê тере протеê ания самих зависимостей.

Зависимости

C R = f (I , , ),

пол ó ченные с ó четом переменных КПД ó злов и от-боров возд ó ха из-за ê омпрессора,имеют более рез-ê ий хараê тер изменения миним ó ма C R при измене-нии . Это является следствием с ó щественновозрастающих отборов возд ó ха на охлаждение.

Для дв ó х рассматриваемых вариантов при оди-наê овых достиãаются разные маê сималь-ные значения имп ó льса I двиãателя.

Удельная масса двиãателя γСУ

в меньшей

степени зависит от КПД ó злов, посê ольêó пря-мое влияние в данном сл ó чае оê азывается лишь

на величин ó I .

Описанные выше различия в определяемойвеличине C R не имеют большоãо значения при

анализе ó дельных параметров одноãо и тоãо же

двиãателя в ó зê ом интервале значений и .Однаê о сопоставление предельно возможноãо

техничесê оãо ó ровня двиãателей различных ê он-стр óê тивных схем для широê оãо диапазона па-раметров термодинамичесê оãо циê ла необхо-

димо выполнять с ó четом изменения КПД ó злов

и потерь в проточной части.Кроме тоãо, для этой же ãр ó ппы двиãателей

были выполнены расчеты C R и γСУ на основе ха-раê теристиê ó злов ãазовозд ó шноãо траê та, соот-ветств ó ющих минимальном ó значению γ

СУ . По-

л ó ченные рез ó льтаты сопоставлены со статис-тичесê ими данными на рис. 3, 4. Расчетные

величины C R и γСУ

здесь представлены в виде

области с фиê сированной ãраницей, соответст-в ó ющей совоêó пности всех возможных значе-ний при = 1100…1800 К ; = 3…320.

Кривая, оãраничивающая расчетн ó ю область

сниз ó, представляет собой набор предельно до-

стижимых минимальных расчетных значений(см. рис. 3, 4). Для ê аждоãо параметра поê азаны

две возможные области значений, соответст-

ηê * ηт

*

G охл Σ

T ã КС* πê

*

Рис. 2. Расчетные зависимости ó дельной массы двиãателяот импó льса тяãи и температó ры

γСУ

1,1

1,0

0,8

0,6

0,4

0,2

0 20 40 60 80 100 I , c

3

3020

1510

Т *ã = 1100 К

1200 К 1300 К

1400 К 1500 К 1600 К 1700 К 1800 К

π*к = 40

ηê * ηт

* G охл ΣT ã КС

* πê *

T ã КС* πê

*

T ã КС*

T ã КС*

T ã КС* πê

*

Рис. 3. Зависимости ó дельноãо расхода топлива двиãателяот импó льса тяãи для разных поê олений двиãателей

C R , к ã/(к ãс•÷)

1,7

1,5

1,3

1,1

0,9

0,7

0 30 40 50 60 70 80 90 100 I , c

— 1-е поко ëение; — 2-е поко ëение; — 3-е поко ëение;— 1-е поко ëение (короткоресурсные);— 2-е поко ëение (короткоресурсные)

Максиìа ëüнаяìасса СУ

Максиìа ëüныйКПД уз ëов

T ã КС* πê

*



47

1. 2016

в ó ющие дв ó м приоритетам при выборе парамет-ров основных ó злов — минимальном ó ó дельном ó расход ó топлива и минимальной ó дельной массе

двиãателя.Из рассмотрения данных , представленных на

рис. 3, видно, что с ó ществ ó ет значительный ре-зерв для ó величения эê ономичности ТРД мноãо-ê ратноãо применения с использованием ê омп-

рессоров и осевых т ó рбин даже с теêó щим ó ров-нем техничесê их хараê теристиê. Эта сит ó ация

объясняется тем, что двиãатели в статистиче-сê ой выборê е были разработаны и введены в

эê спл ó атацию в основном до 1990 ã. При этом

ТРД мноãоê ратноãо применения не имеют ре-зервов для снижения ó дельной массы с приме-нением традиционных технолоãий.

Аналоãично может быть выполнен анализ

достиãн ó тоãо техничесê оãо ó ровня для малораз-мерных ê оротê орес ó рсных двиãателей. Расчетные

и статистичесê ие данные по ó дельным парамет-рам C R и γ

СУ для этой ãр ó ппы двиãателей пред-

ставлены на рис. 5, 6. Современные малоразмер-ные ê оротê орес ó рсные ТРД с тяãой R = 0,2…5 ê Н

достиã ли предельно минимальноãо ó ровня γСУ

,определяемоãо современными технолоãиями.

Значение γСУ

неê оторых двиãателей ниже

предельно достижимых расчетных величин, по-сê ольêó они содержат ê онстр óê тивные решения,направленные на ê ардинальное снижение массы

и не ó чтенные в использованной теоретичесê ой

модели. Например, ê ê онстр óê тивным особен-ностям таê их двиãателей относится замена цир-êó ляционной масляной системы на смазêó с по-мощью топлива. При этом ê оротê орес ó рсные

двиãатели имеют с ó щественный резерв по

ó дельном ó расход ó топлива C R (см. рис. 5).Зависимости ê оэффициента техничесê оãо со-

вершенства k m от продолжительности полета t п дл ямалоразмерных ê оротê орес ó рсных ТРД представ-

лены на рис. 7. С ó ществ ó ют две области возмож -ных значений k m, рассчитанных в зависимости от

выбранноãо приоритета при выборе параметров

Рис. 4. Зависимости ó дельной массы двиãателя от импó льсатяãи для разных поê олений двиãателей

γСУ

1,1

1,0

0,8

0,6

0,4

0,2

0 30 40 50 60 70 80 90 100 I , c

— 1-е поко ëение; — 2-е поко ëение; — 3-е поко ëение;— 1-е поко ëение (короткоресурсные);— 2-е поко ëение (короткоресурсные)

Миниìа ëüнаяìасса СУ


C R , к ã/(к ãс•÷)

1,3

1,2

1,1

1,0

0,9

0,7

0 20 30 40 50 60 70 I , c

— 1-е поко ëение;


0,8


— 2-е поко ëение;— сìазка топ ëивоì

Рис. 5. Зависимости ó дельноãо расхода топлива ê оротê оре-сó рсноãо двиãателя от импó льса тяãи

γСУ

0,7

0,5

0,4

0,3

0,2

0,1

0 20 30 40 50 60 70 I , c



— 1-е поко ëение;— 2-е поко ëение;— сìазка топ ëивоì

0,6

Рис. 6. Зависимости ó дельной массы ê оротê оресó рсноãо двиãателя от импó льса тяãи



48

основных ó злов. Кроме тоãо, на ãрафиê е приве- дены примеры зависимостей k m = f (t п), рассчи-танных для ê онê ретных двиãателей (см. рис. 7).

Из рассмотрения пол ó ченных данных след ó ет,что по параметр ó k m ê оротê орес ó рсные ТРД до-стиã ли предельно возможных минимальных рас-четных величин ( двиãатель Теледайн CAE 382)

при современном ó ровне техничесê оãо совершен-ства основных ó злов. При сравнительном анализе

дв ó х двиãателей с отличающимися, но близê ими

значениями C R и γСУ

дополнительный параметр

k m позволяет сделать выбор на основе треб ó емой

продолжительности полета БЛА .По итоãам выполненных расчетов можно

сделать след ó ющие выводы. Разработанная ме-тодиê а [4] позволяет выполнять расчет предель-но достижимоãо ó ровня C R с ó четом изменения

КПД ó злов и потерь в проточной части двиãателя

в зависимости от основных параметров термо- динамичесê оãо циê ла , . Этот расчет

может быть выполнен на начальном этапе проеê-тирования двиãателя без определения ãеомет-рии и хараê теристиê ê омпрессора и т ó рбины.

Методиê а расчета C R совместно с общеизвест-ной методиê ой определения ó дельной массы СУ γ

СУ может быть использована для определения

теêó щеãо и проãнозир ó емоãо ó ровней парамет-ра k m для рассматриваемой ãр ó ппы двиãателей.

Для двиãателя новой ê онстр óê тивной схемы

на начальном этапе проеê тирования можно вы- явить наличие или отс ó тствие техничесê оãо пре-им ó щества по ó дельным параметрам по сравне-

нию с аналоãами в ожидаемых ó словиях эê спл ó-атации. Методиê а может быть использована

для оценê и техничесê оãо ó ровня ТРДД при не-значительных изменениях в процед ó ре расчета

исходноãо режима и составе исходных данных .

В заê лючение след ó ет отметить, что разра-ботанный метод может использоваться двиãате-

лестроительными КБ при создании эсê изноãо

проеê та двиãателя новоãо типа или новой ê он-стр óê тивной схемы, ê оã да нет возможности оп-ределить хараê теристиê и ó злов п ó тем прямоãо

моделирования имеющихся прототипов.Кроме тоãо, данный метод может быть ис-

пользован авиастроительными КБ при выборе

варианта силовой ó становê и на начальном этапе

проеê тирования ЛА . В этом сл ó чае методиê а, свя-з ó ющая параметры термодинамичесê оãо циê ла и

КПД основных ó злов, б ó дет составной частью

математичесê ой модели силовой ó становê ипервоãо ó ровня.


1. К ó лаãин В.В. Теория, расчет и проеê тированиеавиационных двиãателей и энерãетичесê их ó становоê:Учеб. М.: Машиностроение, 2003. 616 с.

2. Сê ибин В. А ., Солонин В.И., Палê ин В. А . Работывед ó щих авиадвиãателестроительных ê омпаний в обеспе-чение создания перспеê тивных авиационных двиãате-

лей (аналитичесê ий обзор) / под общ. ред. В. А . Сê иби-на и В.И. Солонина. М.: Изд. ЦИАМ, 2010.

3. Теория, расчет и проеê тирования авиационных двиãателей и энерãетичесê их ó становоê: Учеб. / В.И. Ба-êó лев,В. А .Гол ó бев,Б. А .Крылов и др.;под ред.В. А .Сос ó-нова и В.М. Чепê ина. М.: Изд-во МАИ, 2003. 688 с.

4. К ó знецов В.И., Шпаê овсê ий Д. Д. Оценочный рас-

чет КПД ó злов ãазот ó рбинноãо двиãателя // Общероссий-сê ий на ó ч.-техн. ж ó рнал "Полет". 2015. № 10. С. 8—14.5. Маслов В.Г. Выбор параметров и термодинами-

чесê ий расчет авиационных двиãателей: Учеб.-метод.пособие. К ó йбышев: Изд. К ó АИ, 1970. 195 с.

6. Ривê ин С. Л. Термодинамичесê ие свойства ãазов.М.: Энерãоатомиздат, 1987. 286 с.

7. Маслов В.Г., К ó зьмичев В.С., Коварцев А .Н., Гри-ãорьев В. А . Теория и методы начальных этапов проеê-тирования авиационных ГТД: Учеб. пособие / под ред.В.Г. Маслова. Самара: Изд-во Самарсê оãо ãос. аэро-ê осмичесê оãо ó н-та, 1996. 147 с.

Рис. 7. Зависимости ê оэффициента техничесê оãо совер-шенства от продолжительности полета

k m

6

4

2

0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 t п, ÷

5

3

1

Миниìа ëüная ìасса СУ

Максиìа ëüный КПД уз ëов

JetCat P200

TJ100A

МД-120

382

πê * T ã КС

*



49

1. 2016

УДК 627.9

ÀÁÁÔ ̄д ÓËÍ˝Ê¯ ÎÏÓ¬Ô¯˙ д ÔÊÚ¯ÔÒ˝Ó˘Ó ‰ÏÍ˝¯˝Ê˛

Ê Î¯Ï ̄д Í¸Ê ˆÏÊÓ˘¯˝˝˜‰ ˆÓ˙ÎÓ˝¯˝ÚÓË ÚÓÎÔÊËÍ д ËÊ˘ÍÚ¯ÔÒ˝˜‰ ÈÁÚÍ˝ÓËÓˆ ¤œБАХВАЛОВ Юрий Олегович — директор стратегических проектов Корпорации " Проект-техника", доктор техн .

наук ;ФИРСОВ Валерий Петрович — старший научный сотрудник Московского авиационного института ( националь-

ного исследовательского университета ); ПАРТОЛА Игорь Станиславович — заместитель начальника отдела ГНЦ

ФГУП " Исследовательский центр имени М .В. Келдыша", доктор техн . наук ; КУЗНЕЦОВ Сергей Викторович — замести-

тель генерального конструктора Конструкторского бюро ( КБ ) " Салют" ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева", кандидат

техн . наук ; ПУГАЧЕНКО Сергей Евгеньевич — начальник отдела КБ " Салют" ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева", кан -

дидат техн . наук ; КИРЕЕВ Роман Геннадьевич —начальник сектора КБ " Салют" ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева";

ЮРЧЕНКО Ирина Ивановна — начальник сектора КБ " Салют" ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева", доктор техн . наук ;

АРЗУМАНОВ Юрий Леонович — заместитель генерального директора ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева" — ге-

неральный конструктор КБ " Арматура", доктор техн . наук ; СМОЛЬЯНИНОВ Валерий Алексеевич — начальник от-

дела КБ " Арматура" ФГУП " ГКНПЦ имени М .В. Хруничева"

E-mail: [email protected]

спользование ê риоãенных ê омпонентовтоплива (ККТ) в раê етно-ê осмичесê ой

техниê е позволяет повысить эффеê тив-ность жидê остных раê етных двиãателей ( ЖРД),а в перспеê тиве — изãотавливать ККТ на др óãих

небесных телах . Производство ê ислорода вне

Земли решит проблем ó поддержания атмосферы

для дыхания человеê а. Быстрое прохождение

радиационных поясов Земли при полетах с по-мощью орбитальных средств большой тяãово-

ор ó женности делает ЖРД ó ниверсальным сред-ством для полетов вне низê их оê олоземных ор-бит (НОО).

В ГКНПЦ имени М.В. Хр ó ничева совместно

с Мосê овсê им авиационным инстит ó том (МАИ)в рамê ах Федеральной ê осмичесê ой проãраммы

в 2011—2014 ãã. были проведены исследования,ê асающиеся длительноãо хранения и передачи

ККТ на орбите. Работы основаны на опыте, при-обретенном при разработê е ê ослородно-водо-

Описано моделирование л óнной êосмичесêой инфрастр óêт ó ры.Использован опыт российсêих орбитальных станций,

Межд óнародной êосмичесêой станции, êислородно-водородных разãонных блоêов и систем ê риостатирования наземных

сверхпроводящих энерãетичесêих линий. Рассматриваются рез ó льтаты сравнительноãо анализа êомпонентов топ-

лива бортовых двиãательных óстановоê в дв ó х вариантах : традиционные высоêоêипящие и ê риоãенные. Предложен

план дальнейших работ по длительном ó хранению и передаче ê риоãенных êомпонентов топлива в êосмосе.

Ключевые слова: êосмичесêая инфрастр óêт ó ра; орбитальная станция;транспортный êорабль; двиãательная óстанов-

êа; жидêий водород;жидêий êислород; ê риорефрижератор; ê риор óêа; длительное хранение топлива; передача топлива.

Yu.O. Bakhvalov, V.P. Firsov, I.S. Partola, S.V. Kuznetsov, S.E. Pugachenko, R.G. Kireev, I.I. Yurchenko, Yu.L. Arzumanov, V.A. Smolyaninov. Theoretical Study Of The Problems Of Long-Term Storage And TransferOf Cryogenic Propellants Propulsion Spacecraft

The description of Lunar space infrastructure model is provided. The model used the development experience of Russian space

stations, ISS, hydrogen-oxygen upper stages and on ground cryostat systems for superconducting power lines. The results of com-

parison analysis of two options of fuel: usual, high boiling and cryogenic for onboard propulsion systems are considered. The plan

of further steps is suggested to gain the long-duration storage and transfer of cryogenic fuel in space.

Keywords : space infrastructure; space station; transfer vehicle; propulsion unit; liquid hydrogen; liquid oxygen; cryorefrige-

rator; cryoarm; long-duration storage of fuel; fuel transfer.

И



50

родных разãонных блоê ов (РБ) 12КРБ по заê аз ó Индии и перспеê тивноãо РБ ê ислородно-водо-родноãо тяжелоãо ê ласса (КВТК ) для россий-сê ой РН " Анãара- А 5" (рис. 1), а таê же на опыте

специалистов МАИ по внедрению сверхпрово-

дящих энерãетичесê их линий.

Цель исследований — оценê а возможности

и целесообразности создания ê риоãенной ê ос-мичесê ой инфрастр óê т ó ры.

Сравнительный анализ традиционной и ê рио-

ãенной инфрастр óê т ó р базир ó ется на проведен-ных ранее в ГКНПЦ им. М.В. Хр ó ничева [1, 2]исследованиях л ó нной ê осмичесê ой инфрастр óê-т ó ры, в основ ó ê оторых положена расширенная

л ó нная исследовательсê ая проãрамма. Для ее

реализации на поверхности Л ó ны размещается

целевое обор ó дование массой 65 т (среднее

энерãопотребление 10 ê Вт). С ó ммарное рабочее

время на обсл ó живание л ó нной базы, вê лючая

целевое обор ó дование, составляет 6400 часов в

ãод для эê ипажа постоянных эê спедиций из че-

тырех человеê.В состав инфрастр óê т ó ры (рис. 2) вê лючена

таê же посещаемая эê ипажем л ó нная орбиталь-ная станция ( ЛОС), использ ó емая ê аê перева-

лочная база для перехода эê ипажа и переноса

ãр ó зов, ê аê безопасное ó бежище эê ипажа в ава-рийной сит ó ации, а таê же в ê ачестве орбитальной

исследовательсê ой лаборатории. Гр ó зопотоê л ó н-ной ê осмичесê ой инфрастр óê т ó ры составляет всреднем 21 т доставляемых ãр ó зов в ãод. В перс-пеê тиве рассмотрена возможность развертыва-

ния на Л ó не производства жидê их ê омпонентовпо одной из известных техноло-ãий переработê и реãолита.

Транспортная ê осмичесê ая

инфрастр óê т ó ра основана на ис-пользовании РН типа " Анãа-ра- А 5" для выведения ê ораблей имод ó лей массой оê оло 20 т и РН

" Анãара- А 7В" для выведения

межорбитальноãо б óê сира (МОБ)массой оê оло 50 т на НОО. Меж -

орбитальный б óê сир ос ó ществля-ет доставêó ê ораблей и мод ó лей воê рестности Л ó ны.

Основным элементом ê рио-ãенной инфрастр óê т ó ры является

л ó нная орбитальная станция

(рис. 3), в состав ê оторой входит

ê риоãенный мод ó ль с ê риорефри- жератором. Хараê теристиê и стан-ции приведены далее.

a) б )

Рис. 1. Разãонные блоê и разработê и КБ "Салют" ГКНПЦимени М.В. Хрó ничева на базе жидê их ê ислорода и водорода:а — 12КРБ для РН GSLV (Индия); б — РБ КВТК для РН " Ан-ãара- А 5"

Межорбита ëüныйбуксир

Лунный пи ëотируеìыйтранспортный кораб ëü

Криоãенная ë уннаяорбита ëüнаязаправо÷наястанöия

Лунныйпоса äо÷но-вз ëетныйкораб ëü

Лунная база

Рис. 2. Лó нная ê риоãенная инфрастрóê тó ра



51

1. 2016

Основные хараê теристиê и ЛОС

Л ó нный пилотир ó емый транспортный ê о-рабль ( ЛПТК ) предназначен для транспорти-ровê и эê ипажа с Земли на ЛОС и обратно.В еãо двиãательной ó становê е использ ó ются

ê риоãенные ê омпоненты. Л ó нный посадоч-но-взлетный ê орабль ( ЛПВК ) доставляет эê и-паж с л ó нной орбитальной станции на поверх -ность Л ó ны и обратно. В посадочной ст ó пени

ЛПВК использ ó ются ê риоãенные ê омпонен-ты, во взлетной — традицион-ные высоê оê ипящие.

Л ó нная орбитальная стан-ция обеспечивает дозаправêó ê ораблей ê риоãенным топли-вом в штатных и нештатных си-

т ó ациях . Доставê а ê риоãенноãотоплива на станцию ос ó ществ-

ляется с помощью межорби-тальных б óê сиров-танê еров.

В совместном полете в со-ставе л ó нной орбитальной

станции ê риостатирование

топливных баê ов транспорт-ных ê ораблей ос ó ществляется

за счет пассивных средств теп- лозащиты, работы ê риорефри-

жератора станции и в рез ó льта-те постоянноãо обмена топлива

межд ó станцией и ê ораблями

по специальным маãистралям,ê риор óê ам, расположенным на

ó далении от обитаемых ãерме-тичных отсеê ов (рис. 4).

Прототипом для орбиталь-ной ê риор óê и сл ó жит ê риор óê а для заправê и ККТ в разãонный

Средство доставê и мод ó лей с ОИСЗ на ОИСЛ . . . . . . . МОБ

Количество мод ó лей: 7массой 19,5 т (больших ) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3массой 5 т (малых ) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

Масса целевой наãр ó зê и, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1,4Масса ЛОС (полная ê онфиãó рация; без ê ораблей;топливные баê и полные), т. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137,7Мощность энерãоснабжения станции с ó четом энер-ãии, потребляемой транспортными ê ораблями, при-стыê ованными ê станции, средняя, ê Вт. . . . . . . . . . . . . 40Число членов эê ипажа эê спедиций посещения станции 4Высота ОИСЛ, ê м. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

1 4

a)

б )

в )

1 2 1 ø

2

5 6

3

500...600

Рис. 4. Криорóê а для передачи топлива междó станцией и ê ораблем:а — ê риор óê а л ó нной орбитальной станции; б — ê риор óê а для заправê и разãонноãоблоê а 12КРБ на ê осмодроме; в — ãидроразъем для заправê и ê риоãенных ê омпо-нентов разãонноãо блоê а 12КРБ

Рис. 3. Орбитальный ê омплеê с ê риоãенной ЛОС и транс-портных ê ораблей

Межорбита ëüныйбуксир-танкер

Лунный пи ëотируеìыйтранспортный кораб ëü

Криоãенный

ìо ä у ëü

Базовый б ëок

Энерãети÷еский

Лунный поса äо÷но-вз ëетный кораб ëü

Криоруки

ìо ä у ëü

блоê 12КРБ на ê осмодроме, разработанная вКБ " Армат ó ра" ГКНПЦ имени М.В. Хр ó ничева.

Типовая обобщенная циê лоãрамма ф ó нê цио-нирования л ó нной орбитальной станции пред-ставлена на рис. 5. Она отражает последова-



52

тельность присоединения ê ораблей, посещение

эê ипажем, динамичесê ие операции ê орреê ции

орбиты и разãр ó зê и ãиродинов.В рез ó льтате анализа схем полета, расчета

потребных приращений хараê теристичесê ой

сê орости и затрат ê риоãенноãо топлива на пере- леты с ó четом потерь и нештатных сит ó аций по- л ó чены маê симальные значения запаса топлива

транспортных ê ораблей и л ó нной орбитальной

станции, представленные ниже.

Условия длительноãо хранения ККТлó нноãо орбитальноãо ê омплеê са

Приемлемый с точê и зрения хараê теристиê станции с ó ммарный средний теплопритоê ê ê риоãенным водородным баê ам орбитальноãо

ê омплеê са составляет не более 1000 Вт. Анализ

поê азал, что обычных пассивных средств тепло-защиты — ЭВТИ и теплозащитных эê ранов —недостаточно для обеспечения таê их ó ровней

теплопритоê ов (рис. 6).

Треб ó емый ó ровень может

быть обеспечен за счет ориента-ции орбитальноãо ê омплеê са, при

ê оторой ê риоãенные баê и в маê-

симальной степени затенены еãоê онстр óê цией, а таê же примене-ния теплозащитных эê ранов, не

имеющих механичесê оãо ê онтаê-та с баê ами, например над ó вных

эê ранов.Использование ê риорефриже-

раторов или ожижителей на орби-тальных ê омплеê сах в ê ачестве

элементов системы ê риообеспече-ния направлено на создание мо-

д ó льных , мощных , ê омпаê тных ,автономных и эффеê тивных замê н ó тых систем

ê риообеспечения праê тичесê и без потерь рабо-чеãо тела и ККТ.

Современные техничесê ие средства позво- ляют с ó щественно снизить масс ó и энерãопот-ребление ê риорефрижератора, а таê же ó величить

рес ó рс непрерывной работы системы ê риообес-печения без реã ламентных работ. Проеê тные

хараê теристиê и ê риорефрижератора приведе-ны ниже.

Техничесê ие требованияê ê осмичесê омó ê риорефрижераторó ККТ

Для решения задачи длительноãо хранения

ККТ на борт ó ЛОС след ó ет использовать ê рио-рефрижераторы на базе обратноãо циê ла Брай-

тона. Посê ольêó ê омпрессорные аãреãаты дли-тельноãо рес ó рса работы при небольшой массе

ê онстр óê ции треб ó ют использования центро-бежных ê омпрессоров, то в ê ачестве рабочеãо

тела в ê онт ó ре ê риорефрижератора желательно

использовать ãазы с большей молеêó лярной

массой.Наиболее перспеê тивными рабочими телами

являются неон и ãелий. Неон сохраняет ãазооб-разное состояние до 28…30 К , а ãелий — до темпе-

жН2 жО2

Масса топлива орбитальноãо ê омплеê са по ê омпонентам (в том числе в топлив-ных баê ах станции), т. . . . . . . . . . . . . . . . 9,9 (7,7) 55,6 (42,3)

Объем топливных баê ов орбитальноãо

ê омплеê са, м3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184 56

Площади поверхности топливных баê ов

орбитальноãо ê омплеê са, м2. . . . . . . . . . 302 94

Диапазон доп ó стимых температ ó р ê ом-

понентов топлива, К . . . . . . . . . . . . . . . . 15…20 65…70

Масса системы, êã . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2300Энерãопотребление среднес ó точное маê симальное,ê Вт. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20Рес ó рс непрерывной работы, лет. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10Вн ó трибаê овое давление, атм . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2,5

Рис. 5. Циê лоãрамма фó нê ционирования орбитальноãо ê омплеê са

Экспе äиöия 1 Экспе äиöия 2 Экспе äиöия 3 Экспе äиöия 4

Порт 4 ЛПВК

Порт 3 ЛПТК

Порт 2 ЛПТК

Порт 1 ЛПТК

980922

857800760600

Теп ëопритокик бакаìКЛОЗС

и ТОС, Вт

1 5 ë е т

Вреì я

1 ã о ä

Перио äи÷ностü прове äения —1 раз в 6 ìесяöев

Перио äи÷ностü прове äения —1 раз в не äе ëþ

Н а ÷ а ë о э к с п ë у а т а ö и и К Л О

З С

— коррек öия орбитыКЛОЗС;

— разãрузка ãиро äиновКЛОЗС;

— öирку ë яöиятоп ëива;

— работа систеìыактивноãо криостати-рования топ ëива



53

1. 2016

рат ó ры 4,2…20 К . Это позволяет создавать ê омп-рессоры с ó величенной степенью сжатия по

сравнению с водородом. Пред ó сматривается

охлаждение ê омпонентов топлива в баê ах на

дв ó х температ ó рных ó ровнях :

15…20 К — для водорода;

65…70 К — для ê ислорода.

В связи с этим для ê риорефрижератора во- дородноãо баê а след ó ет использовать дв ó х ê он-т ó рный циê л (рис. 7).

Каê в неоновом, таê и ãелиевом ê онт ó рах ис-польз ó ются т ó рбодетандеры. Неон использ ó ется вê онт ó ре первоãо ê асê ада и позволяет в несê ольê ораз соê ратить число ст ó пеней сжатия ê омпрес-сора по сравнению с использованием тольê о ãе-

лиевоãо ê онт ó ра, что значительно ó меньшает

масс ó ê омпрессорноãо обор ó дования.

Кроме тоãо, неоновый ê онт ó р имеет меньшие

потери рабочеãо тела при работе из-за неãерме-тичности по сравнению с ãелиевым ê онт ó ром.

Для охлаждения водорода создается второй ê ас-ê ад на ãелии. Оба ê асê ада являются автономными

ãерметичными ê онт ó рами, обеспечивающими

теплов ó ю взаимосвязь в ê аналах реêó ператив-ноãо теплообменноãо аппарата.

Прототипами аãреãатов ê риорефрижератора

являются аãреãаты, разработанные для систем

ê риообеспечения наземных энерãетичесê их

линий большой мощности на базе сверхпрово- дящих материалов [3, 4].

Была проведена сравнительная оценê а отно-сительных с ó ммарных эê ономичесê их затрат на

типов ó ю ê осмичесêó ю инфрастр óê т ó р ó в зависи-мости от дальности полетов в вариантах с тради-ционными и ê риоãенными ê омпонентами топ- лива. В состав типовой инфрастр óê т ó ры вê лючена

постоянно обитаемая долãовременная орбиталь-ная станция с эê ипажем из четырех человеê.

Транспортно-техничесê ое обеспечение стан-ции в течение 30 лет ос ó ществляется с помощью

300

250

200

150

100

50

0 2500000 5000000 7500000 1000000Вреì я, с

а )

Т е ì п е р а т у р а ,

К

Лунныесутки

2000

1500

1000

500

0 2500000 5000000 7500000 1000000Вреì я, с

б )

Т е п ë о в о й п о т о к

к б а к у ,

В т


100

50

0 2500000 5000000 7500000 1000000Вреì я, с

в )

Т е п ë о в о й п о т о к к б а к у ,

В т


60

50

40

30

20

10

0 2500000 5000000 7500000 1000000Вреì я, с

г )

Т е п ë о в о й п о т о к к к р и о р у к е , В т


Рис. 6. Резó льтаты оценê и теплофизичесê их свойств ê риоãенных ê онстрóê ций: зависимость температó ры верхнеãо слоя теп-лозащитноãо эê рана от времени (а) и зависимости тепловоãо потоê а от времени соответственно ê баêó жН2 ê риоãенноãо мо-

дó ля станции (б ), ê баêó жН2 транспортноãо ê орабля (в) , ê ê риорóê е (ã)



54

транспортной системы на базе одноразовых

средств выведения, вê лючающей пилотир ó е-мые и ãр ó зовые ê орабли.

Расчеты проводились с помощью ó чебно-ис-

следовательсê оãо ê омпьютерноãо стенда, раз-работанноãо в рамê ах Федеральной проãраммы

"На ó чные и на ó чно-педаãоãичесê ие ê адры" [5].Рез ó льтаты расчета представлены на рис. 8. Они

поê азывают, что ККТ становятся более эффеê-

тивными при ó далении объеê та обсл ó живания

от Земли более чем на 1000 ê м. При ó далениях ,соответств ó ющих Л ó не, затраты на традицион-н ó ю ê осмичесêó ю инфрастр óê т ó р ó вдвое пре-

вышают ê риоãенн ó ю.Необходимо отметить интерес, проявляемый

ê ê осмичесê ой ê риоãенной тематиê е за р ó бе- жом. Об этом свидетельств ó ют испытания сис-темы длительноãо хранения ê риоãенноãо водо-

Рис. 7. Криорефрижератор:а — стр óê т ó рная схема дв ó х ê асê адной системы ê риообеспечения (ТА — теплообменный аппарат, ЭП — элеê тропривод, ТД —т ó рбодетандер, ТК — центробежный т ó рбоê омпрессор); б — т ó рбодетандер; в — центробежный т ó рбоê омпрессор

ТК 1

Коìпрессор ТурбинаРотор

на ãазо äи-наìи÷еских

по äøипниках

б )

в )

а )

W 1–2 = 22,7 кВтТК 2

K 2 = 1,68

ЭП1–2

K 1 = 1,8

Q TA1 = 15,6 кВт

Т A 1 Т A 2

T = 280,8 К

Q TA2 = 10 кВт

31

41 61

51

T = 300 К T = 300 К

T = 296 К

21 71

T = 427,8 К

Т A 3

T = 80,17 К T = 76,17 К

101

Т A 4

Т A 5

Т A 6

Т A 7

91

2232

11

ТК 3

G 1 = 0,12 к ã/с

T = 326,4 К T = 70,56 К

T = 55 К

ТД1ТК 1

Nc

Q O2 = 448 кВт

Ге ëий

Кис ëоро äный бак

T = 76,56 К T = 59 К

G 2 = 0,05 к ã/с

Неон

T = 62,13 К

42 12

ЭП3K 3 = 1,6W 3 = 3,05 кВт

T = 58,13 К

T = 21,2 К 52

81

ТД2ТК 2

Не

62 72

T = 15 К T = 17,2 К

Q Н2 = 570 кВт

Во äоро äный бак

T o u t

T o u t



55

1. 2016

рода, проведенные в США [6], и планы испыта-

ния орбитальной ê риолаборатории Cryote [7].

Очевидно, что Российсê ая Федерация имеет

определенные достижения в ряде областей ê рио-

ãенной техниê и. Их развитию может посл ó жить

создание опытных образцов пассивных средств

ê риостатирования, ê риорефрижератора и средств

передачи ККТ. Испытания таê их образцов мо-ãó т быть проведены ê аê в наземных ó словиях ,таê и на орбите — в составе российсê оãо сеãмента

(РС) МКС и на борт ó ê риолаборатории. В ê аче-

стве ê риолаборатории может быть использованодин из первых образцов межорбитальноãо б óê-сира на базе РБ КВТК для летных испытаний.

Неê оторые данные об опытных образцах

приведены в таблице.

В ближайшее время планир ó ется провести

ê омпьютерное моделирование термоãидравли-чесê их процессов в пневмоãидравличесê ой систе-ме орбитальноãо ê омплеê са в целях подтвержде-ния реализ ó емости режимов передачи топлива

и определения хараê теристиê аãреãатов и тр ó-бопроводов.

В заê лючение сделаем след ó ющие выводы.

1. В рамê ах Федеральной ê осмичесê ой про-ãраммы проведено исследование ê осмичесê ой

ê риоãенной инфрастр óê т ó ры, разработан техни-чесê ий облиê л ó нной ê риоãенной ê осмичесê ой

инфрастр óê т ó ры — общие хараê теристиê и л ó н-ной исследовательсê ой проãраммы, хараê тери-стиê и л ó нной базы, требования ê обсл ó живанию

Рис. 8. Затраты на проãраммó в зависимости от ó даленностиобъеê та обслó живания от Земли в вариантах с ККТ и тра- диционными высоê оê ипящими ê омпонентами топлива ДУ

О т н о с и т е ë ü н а я с т о и ì о с т ü

2,5

2,0

1,5

1,0

0,5

0 100000 200000 300000 400000Высота орбиты, к ì

ККТ

АТ + НДМГ

Хараê теристиê и опытных образцов ê осмичесê ой ê риоãенной инфрастрóê тó ры

Наименование Цель испытаний Состав Место проведения

испытаний

Криомодель Подтверждение реализ ó емости режимов.Определение хараê теристиê ê онстр óê ции

Компьютерный стенд МАИ

Криоемê ость Определение свойств ЭВТИ в ó словиях ê риоãенных температ ó р

Емê ость с модельным ê омпонентом,например азотом;ЭВТИ; датчиê и температ ó ры

РС МКС

Криорефри- жератор

Отработê а аãреãатов и режимов работы.Рес ó рсные испытания

Дв ó х ê онт ó рная ãелий-неоновая пневмо-ãидравличесê ая система;

имитатор водородноãо баê а

Лаборатория МАИ

Криор óê а Отработê а режимов передачи топлива.Рес ó рсные испытания

Пневмоãидравличесê ая система ê риоãен-ноãо водорода, вê лючая аналоãи топлив-ных баê ов станции и ê орабля;ê риорефрижератор;ê риор óê а

Термоваêóó мная ê амера

Крио- лаборатория

Комплеê сная отработê а ê онстр óê ции и систем в ó словиях невесомости

Пневмоãидравличесê ая система ê риоãен-ноãо водорода, вê лючая аналоãи топлив-ных баê ов станции и ê орабля;ê риорефрижератор;ê риор óê а

Орбита исêó сст-венноãо сп ó тниê а Земли



эê ипажем и ãр ó зопотоê, состав и схемы полета

орбитальных средств, схемы ф ó нê ционирования

л ó нноãо орбитальноãо ê омплеê са, тепловые ó с- ловия хранения и передачи ê риоãенных ê омпо-

нентов, ê риорефрижератор и система передачитоплива, ê онстр óê ция основных аãреãатов

ê риосистем.2. Сравнительный анализ ê осмичесê их инф-

растр óê т ó р с применением ê омпьютерноãо мо- делир ó ющеãо стенда поê азал, что ê риоãенная

инфрастр óê т ó ра предпочтительнее по ê ритерию

эê ономичесê их затрат в течение 30 лет по сравне-нию с традиционной при ó даленности объеê та

обсл ó живания от Земли более чем на 1000 ê м.При ó даленности, соответств ó ющей Л ó не, эê о-

номичесê ие затраты на ê риоãенн ó ю инфра-стр óê т ó р ó вдвое меньше, чем на традиционн ó ю.

3. Разработаны предложения по созданию ииспытаниям опытных образцов ê осмичесê ой

ê риоãенной техниê и. Цели испытаний:подтверждение реализ ó емости режимов и

определение хараê теристиê ê онстр óê ции;определение свойств ЭВТИ в ó словиях

ê риоãенных температ ó р на орбите;отработê а аãреãатов и режимов работы, ре-

с ó рсные испытания;

отработê а режимов передачи топлива;ê омплеê сная отработê а ê онстр óê ции и сис-

тем в ó словиях невесомости.


1. Бахвалов Ю.О., Петроê овсê ий С. А ., Каменщи-ê ов В.Н., Пóãаченê о С.Е., Ефимов В. А ., Перфильев А .В.,Сó воров В.В.,Мордасов Л. А . Предложения по техниче-

сê ом ó облиêó л ó нной орбитальной станции и л ó нной

базы // Общероссийсê ий на ó чно-техничесê ий ж ó рнал

"Полет". 2008. № 6. С. 3—7.

2. Пóãаченê о С.Е., Ланãó ев А . А .,Соболев И. А .,Пер-фильев А .В. Математичесê ое моделирование пилоти-р ó емых ê осмичесê их ê омплеê сов / На ó чно-техничесê ие

разработê и КБ "Салют": 2006—2008 ãã. / Ю.О. Бахвалов, А .В. Альбрехт, Е. А . Абрамова и др.; под ред. Ю.О. Бах -валова. М.: Машиностроение, 2010. 398 с.

3. Костюê В.В., Антюхов И.В., Блаãов Е.В., Высоц-ê ий В.С., Каторãин Б.И., Носов А . А ., Фетисов С.С.,Фирсов В.П. Эê спериментальная ãибридная энерãети-чесê ая маãистраль с жидê им водородом и сверхпрово-

дящим ê абелем на основе диборида маãния (MgB2) //Письма в ж ó рнал техничесê ой физиê и. 2012. № 3/2.

4. Vysotsky V.S., Blagov E.V., Kostyuk V.V., Nosov A.A.,Fetisov S.S., Zanegin S.Yu., Antyukhov I.V., Firsov V.P.,

Svalov G.G., Katorgin B.I., Rachuk V.S. / New 30-m FlexibleHybrid Energy Transfer Line With Liquid Hidrogen and Su-perconducting MgB2 Cable-Development and Test Results //IEEE Translations on Applied Conductivity. 2014.

5. Бахвалов Ю.О.,Пóãаченê о С.Е., Ланãó ев А . А .,Гор-бань А . А .,Зимин В.Н.,Мешê овсê ий В.Е.,Сиротê ина И.Н.Использование методов машинноãо проеê тирования

при выборе проеê тных параметров пилотир ó емых ê ос-мичесê их ê омплеê сов // Тр. XLV На ó чных чтений, по-священных разработê е на ó чноãо наследия и развитию

идей К .Э. Циолê овсê оãо. Кал óãа, 14—16 сентября 2010.Казань: Изд. КГТУ , 2011.

6. Haberbusch M.S. and Hui T.Y. No-Vent Liquid Hy-

drogen Storage System // 45th Joint Propulsion Conference &Exhibit Denver, Colorado. 2—5 August 2009.

7. Gravlee M., Kutter B. United Launch Alliance, Cen-tennial, CO / Wollen M. Innovate Engineering Solutions,Murrieta, CA / Rhys N.— Yetispace, Inc., Huntsville, AL /

Walls L.— NASA Kennedy Space Center / Cryote (Cryo-genic Orbital Testbed) Concept // AIAA SPACE. 2009.Conference & Exposition, FL/Pasadena, California, 14—17September 2009.

Жу pнал за pегист pи pован в Госуда pственном комитете P оссийской

Феде pации по печати. Свидетельство о pегист pации № 017751

от 23.06.98. Уч pедитель: ООО " Машиност pоение—Полет"

Пе pепечатка мате pиалов Обще pоссийского научно-технического

жу pнала " Полет" возможна п pи письменном согласовании с pедакцией

жу pнала. П pи пе pепечатке мате pиалов ссылка на Обще pоссийскийнаучно-технический жу pнал " Полет" обязательна

ООО " Машиност pоение—Полет", 107076, Мосê ва , Стромынсê ий пе p., 4

Pедаê тоp номеpа О .Г . К pасильниêова

Техничесê ий pедаê тоp Е .В . Конова. Коppеê тоp З .В . На ó мова

Сдано в набоp 01.02.16. Подписано в печать 29.02.16. Фоpмат 60 Ѕ 88/8. Усл. печ. л. 9,8.

journal polyot 2016.01

Documents