К ОСМИЧЕСКАЯ 4(23) ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2018ТЕХНИКА И...

К О С М И Ч Е С К А Я ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2018

октябрь–декабрь

Научно-технический журнал

Журнал выходит ежеквартально Выпускается с 2013 г.

4(23)

Редакционная коллегия

Дфмн Алексеев А.К., член-корр. РАН Алифанов О.М., академик РАН Анфимов Н.А., дтн, профессор

Беляев М.Ю., дтн, профессор Борзых С.В., академик РАН Зеленый Л.М., дтн, профессор Зубов Н.Е.,

академик РАН Коротеев А.А., член-корр. РАН Кудрявцев Н.Н., дтн Любинский В.Е., дтн Михайлов М.В.,

дмн Мухамедиева Л.Н., академик РАН Пешехонов В.Г., дтн Платонов В.Н., академик РАН Попов Г.А.,

дтн, профессор Рачук В.С., дтн, профессор Салмин В.В., дтн, профессор Сапожников С.Б., дтн, профессор

Соколов Б.А., дтн Сорокин И.В., дтн Улыбышев Ю.П., академик РАН Федоров И.Б., дтн, профессор

Филин В.М., дтн, профессор Чванов В.К., дтн, профессор Ярыгин В.И.

Содержание

........ 5

..... 29

..... 49

Главный редактор

академик РАН Микрин Е.А.

Заместители главного редактора

член-корр. РАН Соловьев В.А., дтн, профессор Синявский В.В.

..... 16

..... 40

аэродинамика и процеССы теплообмена летательных аппаратов

Котляров Е.Ю., Луженков В.В., Тулин Д.В., Басов А.А. Система терморегулирования негерметичного приборного отсека КА «Интергелиозонд» для исследования Солнца с близких расстояний .....................................................................................................................................

проектирование, конСтрукция и производСтво летательных аппаратов

Марков А.В., Коношенко В.П., Беглов Р.И., Соколов В.Г., Горбенко А.В. Основные направления и результаты работ по защите Российского сегмента МКС от метеороидов и космического мусора .....................................................................................................................................

Сальников Н.А., Бобе Л.С, Кочетков А.А., Железняков А.Г., Андрейчук П.О., Шамшина Н.А. Применение мембранной аппаратуры для регенерации санитарно- гигиенической воды на космической станции ...........................................................................................

прочноСть и тепловые режимы летательных аппаратов

Синявский В.В., Смердов А.А. Динамические характеристики стержневой конструкции крепления электрического ракетного двигателя на межорбитальном буксире .............................

тепловые, электроракетные двигатели и энергоуСтановки летательных аппаратов

Полоус М.А., Ярыгин В.И. Мультифизичный программный комплекс трехмерного расчета электротеплофизических характеристик термоэмиссионных электрогенерирующих каналов ядерных энергетических установок космического назначения ..........................................

..... 62

..... 70

Учредитель

ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва»Журнал зарегистрирован в Федеральной службе по надзору в сфере связи, информационных техно-логий и массовых коммуникаций. Свидетельство ПИ № ФС 77-71922 от 13 декабря 2017 г. © ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва»

Журнал является рецензируемым изданием

•   мнение  редакции  не  всегда  совпадает с точкой зрения авторов статей

•   журнал не содержит рекламы•   рукописи не возвращаются•   при  перепечатке  материалов  ссылка

на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна

•   плата  с  авторов  за  публикацию статей не взимается

Электронную версию журнала «Космическая техника и технологии» можно найти на сайте

http://www.energia.ru/ktt/index.html

Журнал «Космическая техника и технологии» вклю-чен в РИНЦ согласно договору с НЭБ № 315-05/2014 от 20.05.2014 г.

Журнал «Космическая техника и технологии» с 29.05.2017 г. входит в Перечень рецензируемых научных

изданий ВАК Минобрнауки РФ

..... 88

Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Сазонов В.В., Хамиц И.И. Экспериментальное исследование влияния температуры на производительность солнечных батарей с использованием телеметрии космического корабля «Прогресс МС» .................................................................................

наземные комплекСы, Стартовое оборудование, экСплуатация летательных аппаратов

Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Боровихин П.А., Голубев Ю.В., Ломако А.А., Рязанцев В.В., Сармин Э.Э., Сосенко В.А. Система автоматической ориентации научной аппаратуры в эксперименте «Ураган» на Международной космической станции ..................................................

контроль и иСпытание летательных аппаратов и их СиСтем

Гузенберг А.С., Железняков А.Г., Телегин А.А., Юргин А.В. Исследование очистки атмосферы Российского сегмента МКС при разгерметизации оборудования с токсичным компонентом .......................................................................................................................................................

динамика, баллиСтика, управление движением летательных аппаратов

Микрин Е.А., Беляев М.Ю. Боровихин П.А., Караваев Д.Ю. Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности Земли и Луны ...........................................

СиСтемный анализ, управление и обработка информации

Никитин А.А. Реализация радиационно-стойкого кодирования в рамках межкристальной связи систем, состоящих из нескольких программируемых интегральных схем ........................... 100

..... 81

SPACE ENGINEERING A N D T E C H N O L O G Y

Scientific and Technical Journal

2018October – December

4(23)

Published quarterly Published since 2013

Editorial Advisory Board

Dr.Sci.(Phys.-Math.) Alekseev A.K., RAS Corr. member Alifanov O.M., RAS academician Animov N.A., Dr.Sci.

(Eng.), Professor Belyaev M.Yu., Dr.Sci.(Eng.), Professor Borzykh S.V., RAS academician Zeleny L.M., Dr.Sci.

(Eng.), Professor Zubov N.Ye., RAS academician Koroteev А.А., RAS Corr. member Kudryavtsev N.N., Dr.Sci.

(Eng.) Lyubinskiy V.E., Dr.Sci.(Eng.) Mikhaylov M.V., Dr.Sci.(Med.) Mukhamedieva L.N., RAS academician

Peshekhonov V.G., Dr.Sci.(Eng.) Platonov V.N., RAS academician Popov G.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Rachuk V.S.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Salmin V.V., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sapozhnikov S.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sokolov B.A.,

Dr.Sci.(Eng.) Sorokin I.V., Dr.Sci.(Eng.) Ulybyshev Yu.P., RAS academician Fedorov I.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor

Filin V.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Chvanov V.K., Dr.Sci.(Eng.), Professor Yarygin V.I.

CONTENTS

Editor-in-chief

RAS academician Mikrin E.A.

Deputy Editors-in-chief

RAS Corresponding member Soloviev V.A.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Sinyavskiy V.V.

........ 5

..... 16

...... 29

..... 40

..... 62

FlyiNg vEhiClES aErOdyNamiCS aNd hEaT ExChaNgE prOCESSES

Kotlyarov E.Yu., Luzhenkov V.V., Tulin D.V., Basov A.А. Thermal control system of the unpressurized instrument compartment for Intergeliozond spacecraft intended for Solar research at close distances ......................................................................................................................................................

FlyiNg vEhiClES ENgiNEEriNg, dESigN aNd maNuFaCTuriNg

Markov A.V., Konoshenko V.P., Beglov R.I., Sokolov V.G., Gorbenko A.V. Main areas and results of work to protect the ISS Russian Segment from meteoroids and space debris .........................

Salnikov N.A., Bobe L.S., Kochetkov A.A., Zheleznyakov A.G., Andreychuk P.O., Shamshina N.A. Use of membrane equipment for hygiene water processing aboard the space station .........................

FlyiNg vEhiClES STrENgTh aNd ThErmal ENvirONmENTS

Sinyavskiy V.V., Smerdov A.A. Dynamic properties of the frame structure for mounting an electrical propulsion thruster onto an orbital transfer vehicle ...............................................................

FlyiNg vEhiClES ThErmal, ElECTriC prOpulSiON ENgiNES aNd pOwEr gENEraTiNg SySTEmS

Polous M.A., Yarygin V.I. Multiphysics software package for 3D calculations of the characteristics for a thermionic fuel element of nuclear power plants for space applications ............

Akhmedov M.R., Bideev A.G., Sazonov V.V., Khamits I.I. Experimental research of the temperature effect on the solar arrays output power using telemetry of Progress MS spacecraft ........................

..... 49

....... 70

....... 88

....... 81

..... 100

grOuNd FaCiliTiES, lauNChiNg EquipmENT, OpEraTiON OF FlyiNg vEhiClES

Belyaev B.I., Belyaev М.Yu., Borovikhin P.A., Golubev Yu.V., Lamaka A.А., Ryazantsev V.V., Sarmin E.E., Sosenko V.А. Automatic positioning system for science hardware in Uragan experiment on the ISS .........................................................................................................................

ChECkiNg aNd TESTiNg FlyiNg vEhiClES aNd ThEir SySTEmS

Guzenberg A.S., Zheleznyakov A.G., Telegin A.A., Yurgin A.V. A study of purification of the ISS Russian segment atmosphere in case of a containment failure in the hardware containing a toxic component .....................................................................................................................................................

FlyiNg vEhiClES dyNamiCS, TrajECTOry aNd mOTiON CONTrOl

Mikrin E.A., Belyaev M.Yu., Borovikhin P.A., Karavaev D.Yu. Determining orbit from Earth and Moon surface pictures taken by cosmonauts .................................................................................................

SySTEmS aNalySiS, CONTrOl aNd daTa prOCESSiNg

Nikitin A.A. Implementation of radiation-resistant encoding within the framework of chip-to-chip interconnections in systems consisting of several field-programmable gate arrays ................................

Founder

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation EnergiaThe journal is registered with the Russian Federal Surveillance Service for Mass Media and Communications. Certiicate ПИ №ФС 77-71922 dated December 13, 2017.© S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia

The journal is a peer-reviewed publication

•   the  editorial  opinion  does  not  always  coincide with the viewpoints of the contributors

•   the journal does not contain any advertising•   manuscripts are not returned•   no  material  can  be  reprinted  without 

a reference to the SPACE ENGINEERING AND TECHNOLOGY journal

•   Authors  are  not  charged  for  the publication of their papers

The electronic version of our journal Space Engineering and Technology can be found at


The Space Engineering and Technology journal is included in the Russian Science Citation Index in accordance with the contract with SEL (Scientiic Electronic Library) No. 315-05/2014 dated May 20, 2014.

The Space Engineering and Technology magazine has been on the List of Peer-Reviewed Scientiic Publications

of the State Commission for Academic Degrees and Titles of the Russian Federation Education and Science Ministry

since May 29, 2017

5№ 4(23)/2018 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

СИСТЕМА ТЕрМОрЕГуЛИрОвАНИЯ НЕГЕрМЕТИЧНОГО прИбОрНОГО ОТСЕКА

Рассматриваются особенности теплового режима негерметичного приборного отсека космического аппарата «Интергелиозонд», разрабатываемого НПО Лавочкина по заданию Госкорпорации «Роскосмос». Дается краткое описание космического аппарата, приводятся необходимые библиографические ссылки. В рамках программы «Интергелиозонд» создаются два одинаковых космических аппарата, которые будут производить физические исследования Солнца с близких расстояний, функ-ционируя на гелиоцентрических внеэклиптических орбитах. Принимая во внимание условия применения космического аппарата, характеризуемые значительным из-менением плотности падающего солнечного излучения, в его состав предлагается ввести сегмент на базе гидроконтура в дополнение к уже имеющейся основной системе обеспечения терморегулирования, построенной на базе тепловых труб и сотопанелей. Гидроконтур выполняет роль универсальной системы, которая обеспечивает температурный режим на этапах наземной отработки, а в период летной эксплуатации способна осуществлять теплоснабжение или дополнительное охлаждение приборного отсека. Представлен многовариантный, отличающийся более высоким уровнем сложности, процесс внедрения гидроконтура в состав системы обеспечения терморегулирования приборного отсека космического аппарата.

Ключевые слова: гидроконтур, система обеспечения теплового режима, космический аппарат, тепловые трубы, наземная отработка, универсальная система, тепловой кластер.

1Научно-производственное объединение имени С.А. Лавочкина (НПО Лавочкина)Ул. Ленинградская, 24, г. Химки, Московская обл., Российская Федерация, 141402,

e-mail: [email protected]

2Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,


УДК 629.78-533.6-716:629.785:523.9

СиСтема терморегулирования

негерметичного приборного отСека

коСмичеСкого аппарата «интергелиозонд»

для иССледования Солнца C близких раССтояний

© 2018 г. котляров е.Ю.1, луженков в.в.1, тулин д.в.1, басов а.а.2

ThErmal CONTrOl SySTEm

OF ThE uNprESSuriZEd iNSTrumENT COmparTmENT

FOr iNTErgEliOZONd SpaCECraFT iNTENdEd

FOr SOlar rESEarCh aT ClOSE diSTaNCES

kotlyarov E.yu.1, luzhenkov v.v.1, Tulin d.v.1, Basov a.а.2

1Lavochkin Association24 Leningradskaya str., Khimki, Moscow region, 141002, Russian Federation,


2S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

6 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 4(23)/2018

Котляров Е.Ю., Луженков в.в., Тулин д.в., Басов А.А.

Consideration is given to specifics of thermal control of the unpressurized instrument compartment of the Intergeliozond spacecraft developed by Lavochkin Association by the order of Roscosmos State Corporation. Brief description of the spacecraft and relevant bibliographic references are given. Two identical spacecraft will be developed under the Intergeliozond program, which will perform physical research of the Sun at close distances operating in heliocentric non-ecliptic orbits. Taking into account the conditions of the spacecraft operation characterized by a significant hange of the incoming solar radiation density, a pumped fluid loop-based segment is proposed to be introduced in addition to the existing basic TCS based on heat pipes and honeycomb panels. The pumped fluid loop fulfills the function of a general-purpose system, which ensures temperature conditions in the ground developmental test phases, and during the flight operation, and is capable of ensuring a heat supply or additional cooling of the instrument compartment. A multiple-option process characterized by a level of complexity of the fluid loop integration into TCS of the instrument compartment of the spacecraft is presented.

Key words: pumped fluid loop, thermal control system, spacecraft, heat pipes, ground developmental test, general-purpose system, thermal cluster.

введение

В настоящее время ведущие космиче-ские агентства, в частности, NASA, ESA и Роскосмос, осуществляют конструктор-ские разработки и производство косми-ческих аппаратов (КА), предназначенных

для проведения физических исследований Солнца с близких расстояний [1–3]. В рос-сийской космической программе подобного рода исследования планируется проводить в рамках программы «Интергелиозонд» (ИГЗ) с помощью двух КА, работающих на гелиоцентрических внеэклиптических

котляров е.Ю. тулин д.в.луженков в.в. баСов а.а.

КОТЛЯРОВ Евгений Юрьевич — ведущий математик НПО Лавочкина, e-mail: [email protected] Evgeny Yuryevich — Lead mathematician at Lavochkin Association, e-mail: [email protected]

ЛУжЕНКОВ Виталий Васильевич — начальник отдела НПО Лавочкина, e-mail: [email protected] Vitaly Vasilyevich — Head of Department at Lavochkin Association, e-mail: [email protected]

ТУЛИН Дмитрий Владимирович — заместитель начальника комплекса НПО Лавочкина, e-mail: [email protected] TULIN Dmitry Vladimirovich — Deputy Head of Complex at Lavochkin Association, e-mail: [email protected]

БАСОВ Андрей Александрович — начальник отделения «РКК «Энергия», e-mail: [email protected] BASOV Andrey Aleksandrovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: [email protected]



орбитах. Научные приборы, которые бу-дут установлены на данных КА, проведут серию различных физических измерений с высокой чувствительностью и разре-шением, в т. ч., в оптическом, ультра-фиолетовом, рентгеновском и гамма- диапазонах [4].

Уникальной особенностью космических аппаратов, предназначенных для работы в окрестностях Солнца, является способ-ность их конструкции и установленного оборудования функционировать в усло- виях мощного солнечного излучения и циклического изменения его величины. По оценкам авторов, для российских КА плотность падающего солнечного пото-ка может достигать в перигелии значе-ния 17,5 кВт/м2, а в афелии понижаться до 0,95 кВт/м2. В статье обсуждаются технические решения, обеспечивающие за-данный температурный режим негерме-тичного приборного отсека (ПО) КА ИГЗ, разработку которого осуществляет НПО Лавочкина.

Система обеспечения терморегулирования приборного отсека

Рассмотрим, как построена концеп-ция обеспечения теплового режима КА ИГЗ. На рис. 1 показано, что космический зонд оснащен теплозащитным экраном (ТЭ), состоящим из двух дисков, а так-же шпангоутов, скрепляющих их. Указан-ные элементы ТЭ выполнены из углерод- углеродного композиционного материа-ла, устойчивого к воздействию высоких температур, которые могут достигать на внешней части экрана свыше ~500 °С. ТЭ способен создавать необходимую тень на КА при его ориентации осью Х на Солнце.

Панели солнечных батарей (СБ) не попадают в тень экрана и должны функ-ционировать на любых участках орби-ты. Конструкция и внешнее покрытие СБ целенаправленно адаптированы к повы-шенным температурам, а выбор углово-го положения панелей в процессе полета КА позволяет изменять их температуру заданным образом. Принципиальные тех-нические решения, касающиеся организа-ции работы СБ в рассматриваемых усло- виях, изложены в работе [5].

Корпус КА, находящийся в тени экра-на, собран из тепловых сотопанелей (ТСП), которые образуют негерметичный ПО, имеющий форму правильной восьми-гранной призмы. Внутрь ТСП встроены

тепловые трубы (ТТ). Восемь больших ТСП (~660×1 770 мм) образуют основную часть отсека, а восемь малых (~660×470 мм) — дополнительную часть. Последняя является корпусом/каркасом для размещения дви-гательной установки с топливными баками (рис. 1).

Тепловыделяющее оборудование уста-навливается на ТСП с двух сторон и закры- вается экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ). Дозируемый сброс избыточного тепла в окружающую среду обеспечивает-ся с помощью теплопроводов радиаторов, сконструированных на базе регулируемых контурных тепловых труб (КТТ). ТСП основной части ПО соединены попарно с помощью коллекторных ТТ, что позво-ляет распределить блоки оборудования и приборов в две отдельные группы, по температурным диапазонам, соответ-ственно, –20…+60 °С и 0…+35 °С.

Рис. 2 показывает, каким образом орга- низовано соединение теплопередающих агрегатов в основной и дополнительной частях ПО, а именно: между ТСП, кол-лекторными ТТ и радиационными тепло- обменниками (РТО).

Для того чтобы обеспечить комфорт-ный температурный режим оборудования, установленного на ТСП, система термо-регулирования ПО оснащена несколькими РТО на базе КТТ, а кроме того, здесь име-ются нерегулируемые РТО (НРТО), роль которых выполняют участки внешних по-верхностей ТСП, намеренно освобож-денные от ЭВТИ и имеющие покрытие

Рис. 1. Внешний вид КА «Интергелиозонд»: 1 — защитный тепловой экран; 2 — радиаторы; 3 — дополнительная часть приборного отсека; 4 — основная часть отсека; 5 — панели солнечных батарей



с высокой излучательной способностью ε. Нерегулируемые РТО позволяют отво-дить тепло «по месту», снижая темпера-турные градиенты по ТСП, между ТСП и по теплоотводящим трактам.

Собственное энергопотребление КА составляет ~1 кВт, однако определение параметров РТО системы обеспечения терморегулирования (СОТР) выполнено с запасом, с учетом воздействия внешних потоков на излучающие поверхности и тепло- притоков, поступающих по элементам конструкции. В общей сложности СОТР ПО ИГЗ имеет ~6 м2 излучающей поверх-ности на регулируемых и ~1 м2 — на не-регулируемых РТО. Роль последних отчасти выполняют открытые элементы некоторых приборов, экспонированных в открытое космическое пространство и соединенных с ТСП.

На рис. 3 показано, как организова-на схема теплового соединения двух ТСП в основной части ПО. Подобные схемы широко применяются в КА НПО Лавоч-кина и позволяют осуществлять перерас- пределение тепла, выделяемого обору-дованием, а также более рационально применять РТО, НРТО, собственную теплоемкость установленных приборов и теплоемкость агрегатов СОТР для под-держания заданного температурного уровня нескольких ТСП, объединенных в своеобразные тепловые кластеры.

В теплозащитных экранах КА ИГЗ имеется несколько сквозных отверстий, через которые солнечное излучение об-щей мощностью до ~8 кВт поступает к объективам и сенсорным элементам на-учных приборов. Суммарная площадь указанных отверстий составляет не менее 0,45 м2, при этом наибольшая часть (>65%) прямого солнечного излучения попадает через одно крупное отверстие на объектив многофункционального оптического теле- скопа «Тахомаг» [6], имеющего собственную, локальную СОТР.

Рис. 2. Схема соединения агрегатов системы терморегу-лирования верхней и нижней частей приборного отсека КА «Интергелиозонд»: а — основная часть; б — дополни-тельная часть; И — испаритель; К — коллектор (на тепловых трубах); РТО — радиационные теплообменники; ТСП — тепло- вые сотопанели

Рис. 3. Тепловой кластер из двух тепловых сотопанелей (ТСП), одного коллектора и двух контурных тепловых труб (КТТ): 1 — испаритель КТТ; 2 — коллектор; 3 — ТСП; 4 — аксиальные тепловые трубы

Примечание. Радиационные теплообменники не показаны.



Большинство научных приборов, объ-ективы и сенсоры которых напрямую работают с солнечным излучением, уста-новлены на внешних сторонах ТСП, что позволяет отражать либо рассеивать за пределы ПО значительную долю по-ступающей солнечной энергии. При этом сквозные отверстия в ТЭ в нештатных ситуациях могут быть закрыты с помощью имеющихся аварийных шторок/заслонок. Однако, даже в случае безаварийной работы приборов можно ожидать значи-мого уровня паразитных теплопритоков в приборный отсек (по предварительным оценкам — до ~1 кВт) на этапах прохож- дения КА района перигелия.

особенности применения и наземной отработки

Несмотря на то, что концепция СОТР ПО строится на достаточно отработанных и обоснованных технических решениях, специфика уникальных условий примене-ния КА ИГЗ порождает ряд конкретных технических проблем.

Во-первых, с учетом того, что в зону приборного отсека может поступать энер-гия, существенно превышающая собст-венное энергопотребление КА, возникает потребность в наращивании потенциала СОТР, выраженного в увеличении поверх-ностей РТО и НРТО.

Во-вторых, при прохождении косми-ческим аппаратом афелия можно уве-ренно ожидать дефицит электроэнергии, необходимой для компенсации тепло-вых потерь от НРТО и через ЭВТИ ПО. Такого рода компенсация обычно выпол-няется с помощью электронагревателей, поэтому дефицит возникает в условиях снижения местной солнечной постоянной до ~0,95 кВт/м2. Аналогичная ситуация имела место при перелете КА Messenger к Меркурию [7].

Наконец, в-третьих, для этапов назем-ной отработки КА ИГЗ в панелях его корпуса, в которых имеются ТТ, затруд-нительно воспроизвести адекватное рас-пределение температуры из-за влияния массовых сил. В частности, возникают ограничения при передаче тепла между «объединенными» ТСП, а также при отво- де тепла из отдельных зон ТСП. Эти проблемы известны и связаны с тем, что ТТ, встроенные в ТСП, а также коллекторные ТТ, объединяющие ТСП и РТО (в условные тепловые кластеры),

вынуждены работать в режиме термо-сифона, что не обеспечивает передачу тепла по длине каждой ТТ в произволь- ном направлении.

При наземных испытаниях СОТР КА для создания условий функционирова-ния ТТ, наиболее адекватно воспроизво-дящих их работу в условиях невесомости, в существующей практике применяет-ся «развертка всех агрегатов в горизонт», по возможности, в одной плоскости. Таким образом добиваются необходимого перераспределения тепла в пределах одной и между несколькими объединен-ными в кластеры ТСП. Однако обес-печить на полностью собранном КА «горизонтальную развертку» всех тепло- вых труб крайне затруднительно.

Сегмент Сотр на базе гидроконтура

Для полного или частичного решения вышеперечисленных проблем предлагает-ся дооснастить СОТР КА гидроконтуром, рассчитанным на передачу тепловой мощности ~1 кВт. Такой контур должен снимать тепло с каждой ТСП с помощью контактного теплообменника (термопла-ты) и отводить его на внешний контактный теплообменник (термоплату), к которому подключается наземная СОТР (НСОТР). Схема такого гидроконтура показана на рис. 4.

С помощью предлагаемого гидрокон-тура можно обеспечить выполнение раз-личных видов наземной отработки КА в части теплового режима. Если при наземных операциях пространственное положение оси Х КА в поле массовых сил будет горизонтальным, то ТТ ТСП будут работать «по всей длине», а передача тепла (знакопеременная) от ТСП к ТСП будет происходить по направлению цир-куляции теплоносителя гидроконтура. При вертикальном положении оси Х КА размещение термоплат должно быть в верхней части ТСП, чтобы встроенные в ТСП ТТ могли работать в режиме термосифона. При этом передача тепла будет происходить только в направлении от ТСП к гидроконтуру.

С учетом того, что штатный макси-мальный солнечный поток в лабораторных условиях недостижим и, следовательно, паразитные теплопритоки будут не столь велики, теплопередающую способность гидроконтура для наземной отработки можно ограничить величиной ~1 кВт.



Концепция циркуляционного контура, который здесь можно рассматривать как «универсальный сегмент СОТР на базе гидроконтура», должна отвечать следую-щим требованиям:

• контактные теплообменники (тер-моплаты) гидроконтура должны быть установлены на ТСП по аналогии с кол-лекторными ТТ, т. е. по технологии, принятой в НПО Лавочкина: без наруше- ния целостности обечаек ТСП; с обеспе-чением эффективного теплового контакта термоплат и ТТ, встроенных в ТСП; с воз-можностью неоднократного монтажа тер-моплат на ТСП. Ширина контактных зон должна быть соизмерима с шири-ной коллекторных теплопроводов (т. е. не превышать 90 мм);

• гидроконтур должен осуществлять рекуперативный теплообмен с НСОТР, организованный с помощью внешнего кон-тактного теплообменника, с целью обес- печения быстрого (и «сухого») соедине-ния НСОТР к/от КА при выполнении различных работ, требующих термоста- тирования;

• гидроконтур должен быть оснащен собственным электронасосным агрегатом, имеющим независимое управление от системы управления НСОТР. Насос гидро- контура должен иметь летную квали- фикацию с целью возможного перспектив-ного применения гидроконтура в составе КА в качестве сегмента летной СОТР ПО. Решение о летном статусе гидро-контура может быть принято в рабочем порядке, например, только для одного из двух КА ИГЗ.

Рис. 4, а, б показывают, как могут разделяться элементы гидроконтура для реализации различных вариантов его при-менения в составе СОТР ПО в зависи-мости от выбранного уровня сложности. По линии II система может быть раз-делена или собрана всякий раз, когда необходимо отсоединить или подсоеди- нить НСОТР. Данное контактное соеди- нение можно обеспечивать через тепло-проводящую прокладку с применени-ем резьбовых крепежных соединений (разъединение жидкостных магистралей не требуется).

По линии I гидроконтур можно раз-делить после завершения всех наземных видов отработки в случае, если жидкост-ной контур не планируется использовать для летной эксплуатации КА. Из маги-стралей и термоплат гидроконтура в этом

Рис. 4. Интеграция гидроконтура в систему терморегули-рования приборного отсека: а — гидроконтур с контактным теплообменником для НСОТР; б — гидроконтур с тепло- обменником, преобразуемым в радиатор; в — применение штор-ки для регулирования производительности радиатора. 1 — группа ТСП основной части ПО; 2 — трубопроводы гидро- контура; 3 — электронасосный агрегат; 4 — внешний контакт- ный теплообменник (может быть преобразован в РТО); 5 — контактный теплообменник со стороны НСОТР; 6 — па-раллельная ветвь гидроконтура, подключаемая к группе термоплат дополнительной части ПО; 7 — селективное по- крытие; 8 — теплоизолирующая шторка

а)

в)

б)



случае следует удалить теплоноситель (осушить/продуть). Вместе с электро- насосным агрегатом и внешним контакт-ным теплообменником по возможности демонтируют термоплаты ТСП.

В случае, если система на базе гидро-контура сохраняется в составе КА для расширения функциональных возмож- ностей летной СОТР ПО (разделение по линии II), то, как показывает рис. 4, б, внешний контактный теплообменник гидроконтура может быть «преобразован» в радиатор-нагреватель. То есть, контакт-ный теплообменник, который является тепловым интерфейсом для подключе-ния КА к наземной СОТР, может в по- лете выполнять функции радиационного теплообменника-нагревателя, известного в промышленном теплоснабжении как сол-нечный коллектор (СК). Для выполнения функций СК наружный теплообменник должен быть снабжен селективным по-крытием с характеристиками As > 0,9 и ε < 0,1 (рис. 4, в, поз. 7). СК, имею-щий рабочую поверхность 0,5 м2, спосо-бен осуществлять теплоснабжение при-борного отсека в афелии (т. е. в холодном режиме) мощностью не менее ~400 Вт. В горячем режиме данное решение поз-волит получить соизмеримую дополни-тельную хладопроизводительность СОТР ПО, поскольку площадь НРТО можно пропорционально нарастить, а СК спосо- бен деактивироваться уводом в тень ТЭ.

Установка теплоизолирующей шторки 8, показанной на рис. 4, в, еще больше увеличит функциональный потенциал внешнего теплообменника гидроконтура. Из СК он может быть преобразован в до-полнительный радиатор-охладитель, если на его противоположную сторону нанести терморегулирующее покрытие с высоким ε и открывать шторку 8, когда КА пере-ходит в горячий режим. Площадь по-верхности такого РТО, как и у СК, будет равна 0,5 м2. Подвижная шторка может дополнительно служить регулятором про-изводительности СК.

В процессе определения концепции универсальной СОТР на базе гидрокон- тура рассматривались варианты автома-тической адаптации пространственного положения СК, а также возможность его трансформации в радиатор-охладитель из раскладываемой конструкции. Одна-ко в технологическом плане такой путь существенно усложнит создание сег-мента СОТР КА на базе гидроконтура,

значительно повысит его массу и снизит надежность, поскольку потре-бует использования приводов, гибких жидкостных магистралей, шарнирных кон-струкций, пиропатронов и т. п.

Однако, и при реализации более про-стого и надежного варианта летного при- менения гидроконтура необходимо учесть, что работа неподвижно установленного внешнего теплообменника (в роли СК) потребует переориентации пространст- венного положения самого КА ИГЗ вся-кий раз, когда СК необходимо будет при-водить в активное состояние. То есть, в полетном задании должна быть преду- смотрена целенаправленная переориен-тация КА в районе афелия, приоритетом которой является тепловой режим.

базовые параметры и уровни внедрения гидроконтура

Для оценки базовых параметров гидро- контура и применяемых контактных теплообменников было принято, что цир-куляционный насос позволяет развивать напор до 0,6 бар при расходе 6 л/мин, работая с теплоносителем ПМС-1,5Р [8]. Выбор данного теплоносителя приемлемо согласуется с диапазоном температур, в котором предполагается применить гидроконтур в составе ИГЗ.

В качестве побудителя расхода тепло-носителя ПМС-1,5Р в гидроконтуре пред-полагается использовать электронасос-ный агрегат разработки и изготовления РКК «Энергия», подтвердивший свои характеристики при эксплуатации в составе модулей Российского сегмента Меж-дународной космической станции. От-работанные в РКК «Энергия» техниче-ские решения, такие как использование гидростатических или магнитных подшип-ников, а также работа в режиме широтно- импульсной модуляции, обеспечат не-обходимые для рассматриваемого случая ресурсные характеристики и надежность электронасосного агрегата.

Таблица демонстрирует основные пара- метры, которыми следует руководство-ваться при конструировании контактных теплообменников для сегмента СОТР на базе гидроконтура. Термоплаты для ТСП основной части ПО должны иметь не менее 34 (параллельных) каналов, для дополнительной части — не менее 9 каналов. Рекомендуется не использовать гидрав-лический диаметр более 2 мм. Внешний



контактный теплообменник гидроконтура (обращенный к НСОТР) рассматривается как эквивалент четырем теплообменникам, уста-навливаемым на ТСП основной части ПО.

Ламинарный режим течения в каналах контактных теплообменников позволяет иметь стабильные коэффициенты тепло- передачи при отклонении значения расхода

от расчетного. Распределение расхода между ветками контура в основной и до-полнительной частях ПО планируется сделать постоянным, отрегулированным единовременно. В рассмотренном при-мере поток жидкости распределен в про-порции 4:1 (между основным и дополни- тельным ПО).

Параметр Значение Примечание

Плотность ПМС-1,5Р 855 кг/м3 r

Расход 6 л/мин Суммарный

Теплоемкость ПМС-1,5Р 1 805 Дж/кг·К Cp

Тепловая нагрузка 990 Вт Q

Перепад температуры 6,4 К DТ = Q/(Cp·G)

Канавка – «ширина» 1,30 мм Канавки для жидкости

Канавка – «глубина» 4,00 мм Канавки для жидкости

Гидравлический диаметр 1,96 мм 4F/Pсм

Число Нуссельта 4,123 Nu

Теплопроводность ПМС-1,5Р 0,106 Вт/м·К l

Теплоотдача в каналах 223 Вт/м2 Nu l/d

Количество параллельных каналов 43 шт. В двух параллельных контурах

Суммарная длина ветви 9 м Длина циркуляционного контура

Базовое сечение трубопроводов 78,5 мм2 Соединительные трубки

Скорость в трубопроводах 1,27 м/с Соединительные трубки

Скорость жидкости в теплообменнике 0,45 м/с В каналах

Вязкость ПМС-1,5Р 0,00133 Па·с m

Число Рейнольдса (канавки) 566 Re

Число Рейнольдса (трубопроводы) 8 189 Re

Гидропотери в каналах 44 638 Па ξl/0,5drv2

Суммарный коэффициент местных гидравлических сопротивлений 20 ξ

Гидропотери в местных сопротивлениях 13 875 Па 0,5ξrv2

параметры, используемые при конструировании контактных теплообменников

На рис. 5 показаны результаты вычис-лительного эксперимента, выполненного с применением 3D-модели фрагмента кон-тактного теплообменника. Рисунок пред-ставляет 1/7 часть теплообменника еди-ничной ТСП. Полученная проводимость всего теплообменника составляет ~16 Вт/К (для ПМС-1,5Р). С учетом полученной величины можно показать, что суммар-ная тепловая проводимость теплопереда-ющего тракта на базе рассматриваемого гидроконтура составит ~45 Вт/К (от ТСП до внешнего контактного теплообменника).

Указанная тепловая проводимость позво-лит отводить тепловой поток из приборно-го отсека величиной до ~1 кВт при наземной

отработке КА, а также эффективно под-водить к приборному отсеку тепловую мощность ~400 Вт в режиме теплоснабже-ния в процессе летной эксплуатации КА. В первом случае уровень температуры на теплообменнике наземной СОТР следует держать на ~25–35 К ниже жела-емой рабочей температуры ТСП, во вто-ром рабочая температура «солнечного коллектора» будет превышать температуру ТСП примерно на 10–15 К.

Рис. 6 схематично представляет, как сегмент СОТР на базе гидроконтура может быть внедрен (с разным уровнем слож-ности) в состав КА для обеспечения теплового режима приборного отсека.



Рис. 6. Пошаговое внедрение гидроконтура (с разным уровнем сложности) в состав системы терморегулирования космического аппарата «Интергелиозонд»

Примечание. ПО — приборный отсек; ГК — гидроконтур; НСОТР — наземная система обеспечения теплового режима; ТСП — тепловые сотопанели; НТО — наружный теплообменник.

Рис. 5. Соединение контактного теплообменника с тепловой сотопанелью (фрагмент, содержащий единичную тепловую трубу): 1 — часть сотопанели с тепловой трубой; 2 — часть контактного теплообменника

Примечание. В выносках приведены значения температуры, °С.



Применение гидроконтура с мини-мальным функциональным набором поз- волит обеспечить только операции наземной отработки КА. Расширенный пакет функций предусматривает транс-формацию внешнего теплообменника гидроконтура в горячий и/или холод-ный радиатор и открывает возможность применения гидроконтура на этапе полета КА.

выводы

Предлагаемая концепция универ-сального сегмента СОТР на базе гидро- контура позволит существенно расши-рить возможности обеспечения теплового режима КА ИГЗ.

Применение гидроконтура только для наземных операций отработки КА предусматривает демонтаж электро-насосного агрегата и внешнего тепло-обменника, подключаемого к НСОТР, по завершении работ. Создание усло- вий работоспособности штатных радиа-ционных теплообменников и нерегули-руемых радиационных теплообменников (в поле массовых сил) при использова-нии гидроконтура не требуется. Пред-почтительная ориентация КА — гори-зонтальная, однако, и для вертикальной ориентации КА гидроконтур способен обеспечить необходимый температурный режим тепловыделяющего оборудования.

Расширенный пакет функциональных возможностей гидроконтура позволит обеспечить теплоснабжение ПО КА в полете при возникновении дефицита электроэнергии. При необходимости циркуляционный контур может быть преобразован из системы теплоснаб-жения в резервную систему отво-да тепла или использован для интен-сификации теплообмена между ТСП. Летный вариант гидроконтура подразу-мевает несъемные электронасосный агрегат и наружный теплообменник, кото-рые имеют летную квалификацию.

Особую ценность могут представлять летные данные по эксплуатационным характеристикам основных элементов гидроконтура, поскольку условия при-менения КА ИГЗ несомненно являются условиями беспрецедентного технологиче-ского эксперимента.

Список литературы

1. Solar orbiter exploring the Sun-heliosphere connection // Definition study report, ESA/SRE(2011), 14 July 2011. 118 р.

2. Solar Probe + mission engineering

study report // Prepared for NASA’s Heliophysics Division by the Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory, March 2008. 146 р.

3. Платов И.В., Симонов А.В., Кон-стантинов М.С. Особенности разра-ботки комбинированной двигательной установки и схемы полета космического аппарата «Интергелиозонд» // Вест-ник Сибирского Государственного аэро- космического университета им. М.Ф. Решет- нева. 2015. Т. 16. № 1. С. 198–206.

4. Кузнецов В.Д. Научные задачи проекта «Интергелиозонд» / Труды ра-бочего совещания по проекту «Интерге-лиозонд». Таруса, 11–13 мая 2011 г. // Механика, управление и информатика. М.: ИКИ РАН, 2012. С. 5–14.

5. Финченко В.С., Устинов С.Н., Луженков В.В., Котляров Е.Ю., Ере- мин И.В., Тырышкин И.М. К вопросу об изменении углового положения панели СБ с целью обеспечения ее теплового режима, применительно к КА «Ин-тергелиозонд» // Тепловые процессы в технике. 2014. № 7. С. 308–316.

6. Обридко В.Н., Кожеватов И.Е., Руденчик Е.А., Куликова Е.Х., Кузне- цов В.Д. Многофункциональный опти-ческий телескоп «Тахомаг». Общее опи-сание / Труды рабочего совещания по проекту «Интергелиозонд». Таруса, 11–13 мая 2011 г. // Механика, управ-ление и информатика. М.: ИКИ РАН, 2012. С. 21–26.

7. Ercol C.J. The MESSENGER spacecraft power system: thermal performance through Mercury Flyby 3 // AIAA 2010-6848, 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 25–28 July 2010, Nashville, TN. 16 р.

8. Морковин А.В., Плотников А.Д., Борисенко Т.Б. Теплоносители для тепло-вых труб и наружных гидравлических контуров систем терморегулирования ав-томатических и пилотируемых космиче-ских аппаратов // Космическая техника и технологии. 2015. № 3(10). С. 89–99.Статья поступила в редакцию 15.05.2018 г.



reference

1. Solar orbiter exploring the Sun-heliosphere connection. Definition study report, ESA/SRE (2011), 14 July 2011. 118 p.

2. Solar Probe+ mission engineering study report. Prepared for NASA’s Heliophysics Division by the Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory, March 2008. 146 p.

3. Platov I.V., Simonov A.V., Konstantinov M.S. Osobennosti razrabotki kombinirovannoy dvigatel’noy ustanovki i skhemy poleta kosmicheskogo apparata «Intergeliozond» [Features of the development of the combined propulsion system and the flight profile of the Intergeliozond spacecraft]. Vestnik Sibirskogo Gosudarstvennogo aerokosmicheskogo universiteta im. M.F. Reshetneva, 2015, vol. 16, no. 1, pp. 198–206.

4. Kuznetsov V.D. Nauchnye zadachi proekta «Intergeliozond» [Scientiic tasks of Intergeliozond project]. Proceedings of the working meeting for Intergeliozond project. Tarusa, 11–13 May 2011. Mekhanika, upravlenie i informatika. Moscow, IKI RAN publ., 2012. Pp. 5–14.

5. Finchenko V.S., Ustinov S.N., Luzhenkov V.V., Kotlyarov E.Yu., Eremin I.V., Tyryshkin I.M. K voprosu ob izmenenii uglovogo polozheniya paneli SB s tsel’yu obespecheniya ee teplovogo rezhima, primenitel’no k KA «Intergeliozond» [On the issue of changing the angular position of SA panel to assure its thermal mode as applied to Intergeliozond SC]. Teplovye protsessy v tekhnike, 2014, no. 7, pp. 308–316.

6. Obridko V.N., Kozhevatov I.E., Rudenchik E.A., Kulikova E.Kh., Kuznetsov V.D. Mnogofunktsional’nyy opticheskiy teleskop «Takhomag». Obshchee opisanie [Multifunctional optical telescope Takhomag. General Description]. Proceedings of the working meeting for Intergeliozond project. Tarusa, 11–13 May 2011. Mekhanika, upravlenie i informatika. Moscow, IKI RAN publ., 2012. Pp. 21–26.

7. Ercol C.J. The MESSENGER spacecraft power system: thermal performance through Mercury Flyby 3. AIAA 2010-6848, 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 25–28 July 2010, Nashville, TN. 16 p.

8. Morkovin A.V., Plotnikov A.D., Borisenko T.B. Teplonositeli dlya teplovykh trub i naruzhnykh gidravlicheskikh konturov sistem termoregulirovaniya avtomaticheskikh i pilotiruemykh kosmicheskikh apparatov [Heat transfer medium for heat pipes and external hydraulic circuits of thermal control systems of unmanned and manned spacecraft]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 3(10), pp. 89–99.


Марков А.в., Коношенко в.п., беглов р.И., Соколов в.Г., Горбенко А.в.

Задача обеспечения безопасной эксплуатации орбитальной станции в условиях возрастающего загрязнения околоземного космоса так называемым космиче-ским мусором стала особенно актуальной при разработке Международной космической станции (МКС). На начальном этапе строительства МКС выяви-лось различие в подходах основных партнеров проекта (NASA и РКК «Энергия») к обеспечению безопасности, связанной с воздействием космического мусора. В результате плодотворного взаимодействия руководителей проекта и специ-алистов были сформулированы общие требования безопасности по защите от метеороидов и космического мусора и найдены основные технические решения, обеспечивающие выполнение этих требований.

В настоящей статье дан обзор основных проблемных вопросов, возникших при проектировании экранной защиты модулей Российского сегмента МКС, а также методов и результатов их решения. Описаны рассмотренные варианты усиления экранной защиты служебного модуля на орбите и поэтапная реализация выбранного варианта. Приведены конструктивные схемы экранных защитных конструкций других модулей и транспортных кораблей Российского сегмента МКС, а также результаты расчетов основных показателей безопасности при воздействии метеороидов и космического мусора, достигнутые в результате реализации разработанных средств экранной защиты.

Ключевые слова: Международная космическая станция, Российский сегмент МКС, метеороид, космический мусор, экранная защитная конструкция.

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

УДК 629.78.067:523.68

оСновные направления

и результаты работ по заЩите

роССийСкого Сегмента мкС

от метеороидов и коСмичеСкого муСора

© 2018 г. марков а.в., коношенко в.п., беглов р.и., Соколов в.г., горбенко а.в.

maiN arEaS aNd rESulTS

OF wOrk TO prOTECT ThE iSS riSSiaN SEgmENT

FrOm mETEOrOidS aNd SpaCE dEBriS

markov a.v., konoshenko v.p., Beglov r.i., Sokolov v.g., gorbenko a.v.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

The task of ensuring the space station safe operation in conditions of growing pollution of the near Earth space by so called space debris has become especially crucial in development of the International Space Station (ISS). In the initial ISS assembly phase a difference in the approaches of the main Project Partners (NASA and RSC Energia) to safety assurance associated with the impact of space debris was identified. Due to fruitful cooperation between the project managers and specialists general safety requirements for protection against meteoroids and space debris were formulated, and the main technical solutions meeting these requirements were found.


ОСНОвНыЕ НАпрАвЛЕНИЯ И рЕзуЛьТАТы рАбОТ пО зАщИТЕ

введение

Проектирование и создание Между- народной космической станции (МКС) потребовало разработки новых подходов и развития технологий создания средств защиты пилотируемой станции от воз-действия метеороидной и техногенной среды. Это связано как с увеличени-ем общей площади гермооболочки МКС

(~1 000 м2) по сравнению со станицей «Мир» (~250 м2), так и с появлением нового угрожающего фактора в виде оскол- ков космического мусора. Проведенные NASA в конце 1980-х – начале 1990-х гг. исследования техногенного загрязнения околоземного космического простран-ства в рамках разработки космической станции Freedom [1] показали, что риск разгерметизации станции в результате

This article provides a review of the main issues encountered while designing the Russian module shields, as well as resolutions and results. The evaluated options of on-orbit hardening of the Service Module shielding, and a stepwise implementation of the selected option are described. Presented are design concepts of other Russian Segment modules and transport vehicles shielding structures, and calculation results of major safety indicators when exposed to meteoroids and space debris obtained as a results of implementation of the developed shielding means.

Key words: International Space Station, ISS Russian Segment, meteoroid, space debris, shielding design.

марков а.в. беглов р.и.коношенко в.п. Соколов в.г.

МАРКОВ Александр Викторович — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Alexander Viktorovich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

КОНОШЕНКО Виктор Петрович — начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Viktor Petrovich — Head of Division at RSC Energia, e-mail: [email protected]

БЕГЛОВ Рушан Исмаилович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: [email protected] BEGLOV Rushan Ismailovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: [email protected]

СОКОЛОВ Вячеслав Георгиевич — кандидат физико-математических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Vyacheslav Georgievich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ГОРБЕНКО Андрей Владимирович — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Andrey Vladimirovich — Lead engineer-mathematician at RSC Energia, e-mail: [email protected]

горбенко а.в.



пробоя гермооболочки станции оскол-ком космического мусора на порядок величины превышает соответствующий риск от метеороидов.

Это вызвало коренное изменение методов защиты модулей МКС от про-боя по сравнению со станцией «Мир». На станции «Мир» основными средства-ми, защищающими гермооболочку от пробоя метеороидами, являлись естест- венные конструктивные элементы в ви- де радиаторов и защитных кожухов толщиной около миллиметра, располо-женных на расстоянии ~5 см от гермо- оболочки. Такая одноэкранная защита (так называемые экраны Уиппла) обе-регала станцию от микрометеороидных частиц с размерами не более 2–3 мм и обеспечивала приемлемые значения вероятности непробоя (ВНП) модулей станции (0,95 на один модуль в тече- ние пяти лет). Специальная противо- метеороидная защита в виде алюмини-евого листа миллиметровой толщины устанавливалась только на открытых ча-стях поверхности гермооболочки, и ее суммарная масса на модуль составля-ла десятки килограммов. Защита от техногенных частиц потребовала раз-работки эффективных экранных много-слойных конструкций, обеспечивающих противоударную стойкость к частицам с размерами более 10 мм и требующих массовых затрат 1–2 т на модуль.

В результате интенсивных исследо-ваний техногенного загрязнения около- земного космоса, проведенных в 1980-х гг., к началу проекта МКС NASA сформу-лировало требования к величине допу-стимого риска пробоя модулей МКС, а также представило инструменты для его измерения в виде модели техноген-ной среды, созданной известным специ-алистом в этой области Д. Кесслером [2], и программы БАМПЕР для расчета риска пробоя, созданной в Космичес-ком центре им. Джонсона [3]. На ос- нове широкого круга исследований в области физики высокоскоростного удара с применением современных материалов специалистами NASA были созданы эффективные экранные кон-струкции, обеспечивающие эти требова- ния [4, 5].

В России исследования в области тех-ногенного загрязнения околоземного космоса только начинались [6, 7] и не получили еще практического внедрения

в космической отрасли. Специалистам РКК «Энергия» и ЦНИИмаш предсто-яло за короткий срок освоить создан-ные NASA технологии и разработать собственные альтернативные подходы, требующие меньших временн́х и финан- совых затрат и при этом обеспечиваю-щие выполнение требований по безопас- ности [8, 9].

развитие орбитальной конфигурации российского сегмента мкС

Строительство МКС начиналось с вы-ведения модуля NASA российской раз- работки — функционального грузового блока (ФГБ, модуль «Заря», 1998 г.) и российского служебного модуля (мо-дуль «Звезда», 2000 г.), которые соста- вили ядро станции, обеспечивающее оби-тание на ней международных экипажей и управление полетом.

Дальнейшее развитие Российско-го сегмента (РС) МКС происходи-ло поэтапно добавлением следую- щих модулей:

• стыковочный отсек 1 (СО1, модуль «Пирс», 2001 г.);

• малый исследовательский модуль 2 (МИМ2, модуль «Поиск», 2009 г.);

• малый исследовательский модуль 1 (МИМ1, модуль «Рассвет», 2010 г.).

После 2018 г. в состав РС МКС бу-дут введены многоцелевой лабораторный модуль (МЛМ-У), узловой модуль (УМ) и научно-энергетический модуль (НЭМ), а СО1 будет удален.

На рис. 1 представлена текущая кон- фигурация РС МКС. На рис. 2 пред-ставлена конфигурация РС МКС после 2020 г.

Рис. 1. Конфигурация Российского сегмента МКС в 2017 г.: 1 — стыковочный отсек 1; 2 — служебный модуль; 3 — малый исследовательский модуль 2; 4 — функциональный грузовой блок; 5 — малый исследовательский модуль 1



требования по вероятности непробоя модулей мкС

При проектировании экранной защи-ты модулей МКС в качестве показателя безопасности, связанной с воздействи-ем метеороидно-техногенной среды, ис-пользуется ВНП гермооболочки модуля за проектное время его эксплуатации. При формировании этого показателя для каждого модуля с целью учета площа-ди поверхности гермооболочки модуля, а также времени эксплуатации использо-вался установленный для всех модулей параметр, определяющий вероятность пробоя единицы площади гермооболочки за единицу времени. По соглашению с NASA значение этого параметра было выбрано равным 10–5 м–2∙год–1. Таким об-разом, требуемые значения ВНП кон-кретного модуля за определенное время вычислялись путем вычитания из едини-цы допустимой вероятности пробоя, по-лучаемой умножением установленного параметра на суммарную площадь гер-мооболочки модуля и на время эксплу-атации, одинаковое для всех модулей. В таблице представлены требуемые зна-чения ВНП модулей РС МКС за 15 лет (за исключением СО1 и МИМ2), при-веденные в Спецификации РС МКС SSP 41163 [10].

экранная защита функционального грузового блока и многоцелевого лабораторного модуля

Поскольку разработка модуля ФГБ финансировалась NASA, американские специалисты принимали непосредствен-ное участие в разработке его экранной защиты. Специалисты ГКНПЦ им. Хру-ничева сумели за короткий срок соз- дать кооперацию с привлечением специализированных организаций и раз-работать экранные конструкции на осно-ве стандартных сотовых панелей с при-менением металлических сеток в качестве внешнего слоя экранов.

Суммарная масса экранной защиты составила ~1,5 т, а ввиду сложности конструкции модуля из-за наличия топ-ливных баков общее число различных типов экранной защиты составило более 30, что потребовало большого объема испытаний макетов экранной защиты на высокоскоростной пробой на ударных стендах ГосНИИАС и ЦНИИмаш.

Экранная защита МЛМ-У, ввод ко-торого в состав МКС планируется в 2019 г., построена в основном из тех ее типов, которые уже были разработаны для модуля ФГБ.

Расчеты ВНП обоих модулей, про-веденные РКК «Энергия», показали, что требования по ВНП для этих модулей (0,979 за 15 лет) выполняются.

экранная защита служебного модуля

Особую сложность вызывала защи-та служебного модуля (СМ), который ко времени начала создания МКС был уже спроектирован и изготовлен в соот- ветствии с требованиями по противо- метеороидной защите для модулей стан-ции «Мир». Дефицит стартовой массы

Рис. 2. Конфигурация Российского сегмента МКС после 2020 г.: 1 — служебный модуль; 2 — малый исследователь-ский модуль 2; 3 — функциональный грузовой блок; 4 — малый исследовательский модуль 1; 5 — многоцелевой лабораторный модуль с улучшенными эксплуатационными характеристиками; 6 — узловой модуль; 7 — научно-энергетический модуль

МодульВероятность

непробоя (15 лет)

Функциональный грузовой блок 0,9790

Служебный модуль 0,9563

Малый исследовательский модуль МИМ1

0,9940

Многоцелевой лабораторный модуль 0,9790

Узловой модуль 0,9955

Научно-энергетический модуль 0,9764

требуемые минимальные значения вероятности непробоя модулей рС мкС



и отсутствие пространства под обтекате-лем для размещения защитных экранов не позволяли доработать экранную за-щиту модуля на Земле. Поэтому един- ственной возможностью оставалась ее доработка на орбите.

Были рассмотрены два варианта допол-нительной защиты:

1) с установкой экранов прямо на корпусе модуля;

2) с развертыванием «теневых» экра- нов, обеспечивающих при постоянной ор-битальной ориентации МКС перехват частиц с направлений наиболее вероят-ного их прихода (из переднего сектора в плоскости местного горизонта).

Поскольку первый вариант требовал существенных доработок корпуса и боль-шого объема внекорабельной деятель-ности, вначале в качестве базового был принят второй вариант экранной за-щиты в виде двух пар дополнительных противоосколочных экранов (ДПЭ), до-ставляемых на орбиту в космическом корабле Space Shuttle и развертываемых в поперечном направлении с размерами каждого экрана в развернутом положении 4×6 м (рис. 3). Каждый экран представ-лял собой развертываемую плоскую конструкцию, состоящую из трех слоев керамической ткани. Как вариант рас-сматривалась возможность дополнитель-ного использования панелей солнечных батарей (СБ) в качестве «теневых» экра-нов при их фиксированной вертикаль- ной ориентации.

Для реализации концепции экранной защиты с помощью «теневых» экранов в ЦНИИмаш были проведены теорети-ческие и экспериментальные исследо-вания экранирующих свойств тонких

металлических и тканевых материалов, располагаемых на большом расстоянии от защищаемой конструкции. При про-бое таких экранов частицей образуется облако продуктов разрушения частицы и экрана, коллективное воздействие кото- рого на корпус модуля значительно уменьшается за счет расширения обла- ка при распространении, и в котором наибольшую опасность пробоя конструк-ции представляет только наибольший осколок [11]. Были созданы алгорит-мы расчета ВНП гермооболочки модулей с учетом затенения конструкции модулей такими экранами.

В РКК «Энергия» была проведена проектно-конструкторская проработка раз-личных способов развертывания экранов на орбите и выбран наиболее надежный вариант на основе элементов с памя-тью формы. Корпус СМ был дорабо-тан с целью обеспечения установки разворачиваемых экранов на орбите. Одна- ко после 2000 г. по результатам экспе-риментальных работ по наблюдению за космическим мусором с помощью специальных радиолокаторов в NASA была разработана новая модель техно-генной среды ORDEM2000 [12]. Расчеты ВНП с помощью этой модели пока-зали, что разворачиваемые на орбите «теневые» экраны будут недостаточно эффективны ввиду большого углового разброса направлений прихода техноген-ных частиц по новой модели. Это при-вело к изменению концепции усиления экранной защиты СМ. Было решено защитить наиболее уязвимые для про-боя части поверхности рабочего отсека СМ (исключая места установки ради-аторов и оборудования) с помощью доставляемых и устанавливаемых на орбите дополнительных противооско- лочных панелей (ДПП). Кроме того, была усовершенствована методика рас-чета ВНП с целью учета частичного экранирования модулей РС радиаторами и солнечными панелями Американского сегмента (АС) от потока техногенных частиц. Это потребовало проведения экс-периментальных исследований процесса фрагментации частицы при высокоско- ростном пробое тонких экранов.

Специалистами ЦНИИмаш и РКК «Энергия» была разработана и экспери-ментально отработана на ударных стен-дах ЦНИИмаш структура ДПП (рис. 4), обеспечивающая требуемую стойкость

Рис. 3. Концепция «теневой» экранной защиты: 1 — перед-няя пара дополнительных противоосколочных экранов (ДПЭ); 2 — задняя пара ДПЭ



к высокоскоростному пробою гермообо-лочки СМ. Конструкция каждой панели (рис. 5) разрабатывалась с учетом специ- фики их установки на кольцевых поручнях, являющихся элементами фик-сации для космонавтов при внекора- бельной деятельности.

Доставленные на борт СМ в виде укладки с пакетами ДПП (рис. 6) в гру- зовом отсеке Space Shuttle в 2002 и 2006 гг. 23 ДПП были установлены на кониче-ской части рабочего отсека СМ, наиболее

уязвимой для пробоев (рис. 7). В 2012 г. еще пять панелей были доставлены с по-мощью транспортного корабля «Прогресс» и установлены на рабочем отсеке СМ малого диаметра.

Рассчитанная РКК «Энергия» ВНП гермооболочки СМ метеороидами и тех-ногенными частицами за 15 лет по мо-дели техногенной среды ORDEM2000 и метеороидной модели 1991 г. [13] за 15 лет с установленными 28 ДПП с учетом частичного экранирования радиаторами и панелями СБ Американского сегмента сос-тавила 0,949, что практически обеспечива-ет выполнение требования Спецификации

Рис. 6. Укладка с пакетами дополнительных противооско-лочных панелей

Рис. 7. Дополнительные противоосколочные панели после установки

Рис. 4. Структура дополнительных противоосколоч- ных панелей

Рис. 5. Конструкция дополнительных противоосколочных панелей



РС МКС SSP41163 для СМ (0,95). Одна-ко расчет ВНП СМ за 15 лет по более современным моделям метеороидной МЕМ R2 [14] и техногенной ORDEM3.0 [15] сред, разработанным NASA в 2010 г., дал значение 0,934. Это более низкое значение ВНП по сравнению с рас-четами по модели техногенной среды ORDEM2000 и метеороидной модели 1991 г. объясняется тем, что расчеты про-водились без учета экранирования СМ радиаторами и панелями СБ АС из-за наличия в новой модели техногенной среды стальных частиц наряду с алюми-ниевыми. Отсутствие экспериментальных данных по фрагментации стальных частиц при пробое тонких экранов не позволяет учитывать эффект затенения радиаторами и панелями СБ АС.

Таким образом, СМ является наиболее уязвимым модулем РС МКС для пробоя метеороидными и техногенными части- цами, что потребовало разработки мероприятий по обеспечению работо- способности бортовой аппаратуры в усло- виях разгерметизации, а также по определению места пробоя и восстанов- лению герметичности.

экранная защита малого исследовательского модуля, узлового модуля и научно-энергетического модуля

Разработка экранной защиты МИМ1, УМ и НЭМ проводилась в рамках про-ектно-конструкторской разработки конст- рукции корпусов этих модулей в соот-ветствии с требованиями по ВНП, опре-деленными в Спецификации РС МКС SSP41163. Одним из проблемных вопро-сов был поиск отечественных тканых материалов для промежуточного экра-на, обеспечивающих требуемые противо-ударные характеристики. Базальтовая и бронежилетная ткани, из которых была составлена структура промежуточного экрана, не уступали по свойствам тканям Nextel и Kevlar, применяемым в экранной защите модулей NASA. На рис. 8 пред-ставлена структура экранной защиты МИМ1 и УМ, а на рис. 9 — НЭМ.

Отличие структуры защиты НЭМ вызвано особенностями конструкции, связанными с использованием радиато-ра системы терморегулирования, занима-ющего бóльшую часть площади поверх-ности гермооболочки, в качестве первого защитного экрана.

Испытания на высокоскоростной удар образцов экранной защиты проводились на высокоскоростных ударных стендах ЦНИИмаш. Сертификационные расчеты ВНП модулей, проведенные с помощью программы БАМПЕР, подтвердили их соответствие требованиям Спецификации РС МКС.

экранная защита стыковочного отсека и мим2

Экранная защита стыковочного от-сека и МИМ2 соответствует требова-ниям по противометеороидной защите, которые предъявлялись к модулям стан-ции «Мир», и обеспечивается алюми- ниевым экраном толщиной 1 мм, распо-ложенным на расстоянии 15 мм от гер- мооболочки. В первичных планах раз-вертывания РС МКС стыковочный отсек предполагалось эксплуатировать в течение двух лет, поэтому было реше-но не усиливать его экранную защи-ту ввиду незначительности риска про-боя за это время (расчетное значение ВНП = 0,996 за два года). В результате изменения планов завершения развер- тывания РС МКС стыковочный отсек

Рис. 9. Структура экранной защиты НЭМ: 1 — гермокор-пус с внешним вафельным фоном; 2 — 6 слоев ткань техниче-ская 8353/11; 3 — 9 слоев ткань базальтовая БТ-13Н-43(100); 4 — ЭВТИ; 5 — тепловая труба; 6 — радиатор; 7 — кронштейн крепления панелей радиатора

Рис. 8. Структура экранной защиты МИМ1 и УМ: 1 — кор-пус 4 мм; 2 — 6 слоев бронежилетная ткань; 3 — 4(2) слоя базальтовая ткань ТБК-5-76; 4 — АМг6 Лист 2; 5 — ЭВТИ



остается в составе РС МКС до ввода в его структуру модуля МЛМ-У. После доставки на орбиту МЛМ-У стыковочный отсек будет удален.

МИМ2 проектировался как конструк-тивный аналог стыковочного отсека, включая экранную защиту. Поэтому рас-сматривался вопрос по усилению экран- ной защиты МИМ2 на орбите. Однако проектная проработка показала, что пло-щадь возможного усиления защиты со-ставляет только 35% от всей площади гермооболочки, поэтому из-за сложно-сти и высокой стоимости работ по изго-товлению, доставке и установке допол- нительных экранных панелей дальнейшее продолжение этих работ было признано нецелесообразным.

экранная защита транспортных кораблей

Транспортные корабли ТПК «Союз МС» и ТГК «Прогресс МС» пристыко-ваны к МКС с постоянно открытыми переходными люками, являясь частью общего гермообъема станции, с перио-дической сменой при замене экипажа и для обеспечения грузопотока. Однако, выполнение требований по ВНП гермо-оболочки кораблей на уровне требова-ний по ВНП к модулям МКС потребовало бы слишком больших массовых затрат на экранную защиту, что значительно снизило бы их возможности по доставке полезного груза и экипажа. Поэтому эти требования были снижены до уровня, при котором требуемые массовые за-траты на конструктивную доработку корпуса были максимально допустимы (25–30 кг). Структура экранной защиты транспортных кораблей была доработа-на при модернизации их бортовых сис- тем [16] путем установки дополнитель-ного экрана в виде алюминиевого листа толщиной 0,5 мм на расстоянии 15 мм от гермооболочки.

результаты расчетов вероятности непробоя рС мкС за период 2016…2024 гг.

Расчеты проводились для интервала времени 2015…2024 гг. (согласованный срок продолжения эксплуатации МКС) с помощью разработанной ЦНИИмаш сов- местно с РКК «Энергия» «Комплекс-ной методики оценки защиты модулей РС МКС и рисков возникновения нештат-ных ситуаций, обусловленных воздействием

микрометеороидов и космического мусо-ра» [17] и программы «Риск–удар» [18] с использованием новых моделей ме-теороидной МЕМ R2 и техногенной ORDEM 3.0 сред, разработанных NASA. В расчетах учитывались изменения кон-фигурации РС за этот период (ввод МЛМ-У в начале 2019 г. вместо сты-ковочного отсека, а также ввод УМ и НЭМ в начале 2020 г.). Учитыва-лось также частичное экранирование РС МКС радиаторами и панелями СБ АС, ориентация которых задавалась в фиксированном положении, опре-деляемом путем усреднения на годо- вом цикле.

Общая ВНП гермооболочки модулей РС МКС за 10-летний период составила 0,938 при требуемом, согласно Специ-фикации РС, значении 0,882. При этом вклад техногенных частиц в вероятность пробоя составил 62,7%, а метеороидных частиц — 37,3%.

Общая ВНП транспортных кораблей с учетом времени их нахождения в различных портах составила 0,7. При этом вклад техногенных частиц в вероятность про-боя составил 89,8%, а метеороидных частиц — 10,2%.

Таким образом, транспортные кораб-ли вносят основной вклад в общий риск пробоя гермооболочки РС МКС (≈85%). Для обеспечения безопасного париро- вания аварийной ситуации, связанной с разгерметизацией при пробое транс-портных кораблей, необходимо:

• наличие в составе кораблей и МКСсредств обнаружения негерметичности корабля и станции;

• наличие отработанных методик действий экипажа при разгермети- зации МКС;

• запрет на прокладку транзитныхмагистралей через люк между кораблем и смежным модулем, за исключением быстроразъемных воздуховодов и меха- нических зажимов между активным и пас-сивным стыковочными агрегатами.

разработка новых видов экранных защитных конструкций для перспективных модулей

Разработка перспективных модулей РС МКС, использующих гибкие гермо-оболочки, потребовала создания новых средств защиты от метеороидных и тех-ногенных частиц с трансформируемой геометрией.



В результате проведенных ЦНИИмаш совместно с РКК «Энергия» исследо-ваний созданы и экспериментально отработаны опытные образцы экран-ных конструкций [19], разворачиваемых на орбите в составе модуля с транс- формируемой гермооболочкой (рис. 10).

оценка показателей безопасности, связанных с последствиями пробоя гермооболочки рС мкС

Наряду с расчетами ВНП специали-сты NASA и РКК «Энергия» проводят расчеты вероятности различных сцена-риев последствий пробоя МКС. Однако соответствующие требования не отраже-ны в проектных документах. Это связано со сложностью и многообразием ката- строфических последствий пробоя, затрудняющих создание надежного рас-четного инструмента, подобного програм-мам БАМПЕР и «Риск–удар», использу-емым при расчетах ВНП. Тем не менее, как NASA, так и РКК «Энергия»

имеют программы, позволяющие моде-лировать эти процессы с определенной долей достоверности. Анализ результа-тов этих расчетов показывает, что отно-сительная вероятность катастрофических последствий пробоя для модулей АС МКС находится на уровне 50%, тогда как соответствующие цифры для моду-лей РС МКС (СМ, СО, МИМ2) и транс-портных кораблей, имеющих более слабую экранную защиту, в несколько раз меньше. Это связано с тем, что при пробое более слабой защиты этих моду-лей РС размеры отверстия в гермо- оболочке существенно меньше, чем при пробое более мощной защиты. Степень катастрофичности последствий пробоя определяется, в первую очередь, ско-ростью разгерметизации, зависящей от размера отверстия в гермооболочке. Тем не менее, более сильная экранная защита обеспечивает меньшую абсолют-ную вероятность катастрофического про-боя по сравнению со слабой защитой. Расчеты вероятности катастрофических последствий пробоя РС, проведенные NASA [20], показали, что относительная вероятность катастрофических послед-ствий пробоя, приводящих к потере экипажа и станции, составляет около 30%.

регистрация повреждений на внешней поверхности рС мкС, вызываемых ударами метеороидных и техногенных частиц

В процессе эксплуатации проводят-ся периодические наблюдения за состо-янием внешней поверхности РС МКС как при выходах космонавтов в откры-тый космос для проведения работ, так и через иллюминаторы. При этом были обнаружены повреждения, свидетель-ствующие о реальности угрозы про-боя гермооболочки МКС. На рис. 11 представлены фотографии отверстий, обнаруженных на поверхности ЭВТИ модулей ФГБ и СМ, вызванных высоко- скоростными ударами.

Кроме того, осуществляется постоян-ный контроль повреждений на иллюмина-торах, вызываемых ударами метеороидных и техногенных частиц. Если размеры кратера, обнаруженного на иллюмина-торе, превышают определенный предел, и становятся возможными рост трещины и последующее разрушение иллюмина-тора, иллюминатор будет закрыт герме- тичной крышкой.

Рис. 10. Структура многослойной трансформируемой гермооболочки, состоящей из нескольких слоев различного функционального назначения: 1 — противометеороидные тканевые экраны; 2 — межэкранные разделители; 3 — арми- рующие слои; 4 — герметизирующие слои; 5 — интерьерные слои



заключение

Первоначально сформулированная руко- водством программы МКС задача по защите станции от метеороидов и кос-мического мусора заключалась в обес- печении значения ВНП всей станции за 15 лет на уровне 0,81 = 0,9

АС ⋅ 0,9

РС.

Эти цифры проверялись в ходе разра-ботки станции с использованием модели техногенной среды 1991 г., которая при-нята в качестве сертификационной при расчетах ВНП модулей. Сравнение моде- ли 1991 г. с последующими моделя-ми ORDEM1996, ORDEM2000, разрабо-танными на основе получаемых экспе-риментальных данных по регистрации космического мусора, показало, что она дает завышенные значения риска пробоя. Таким образом, при расчетах ВНП на соответствие требованиям Специфика-ции используется модель 1991 г., а при определении реальной угрозы пробоя

используются результаты расчетов ВНП с применением последней модели техно-генной среды.

В настоящее время руководством NASA утверждены новые модели техногенной среды ORDEM3.0 и метеороидной сре-ды МЕМ версия R2, которые будут ис-пользоваться при анализе безопасности эксплуатации МКС, связанной с воз-действием метеороидов и космического мусора. Расчетное значение ВНП модулей РС МКС за 15 лет с использованием этих моделей составляет 0,905, следо-вательно, поставленную в начале разра-ботки задачу (0,9 за 15 лет) можно счи- тать выполненной.

Авторы выражают благодарность спе-циалистам ЦНИИмаш, принимавшим ак-тивное участие в создании экранных защитных конструкций РС МКС и обес-печившим проведение работ на высоком научно-техническом уровне, а также спе-циалистам Космического центра им. Джон- сона (NASA) за плодотворное сотрудни-чество в решении общей задачи обеспе-чения требуемого уровня безопасности, связанной с угрозой пробоя гермооболоч-ки МКС метеороидными и техногенными частицами.


1. Drolshagen G. Meteoroid/debris impact analysis application to LDEF, Eureca and Columbus // Proceedings of the First European Conference on Space Debris, Darmstadt, Germany, 5–7 April 1993.

2. Kessler D.J., Reynolds R.C., Anz- Meador P.D. Orbital debris environment for spacecraft designed to operate in low Earth orbit // NASA TM 100-471, April 1989.

3. Abbott D., Williams D.R., Bjorkman M.D. BUMPER-II analysis tool: user’s manual. Report No. D683-29018-2, Boeing Company, Huntsville, AL, 1993.

4. Ryan S., Christiansen E.L. Micro-meteoroid and Orbital Debris (MMOD) shield ballistic limits analysis program // NASA/ TM-2009-214789, 2010.

5. Christiansen E.L. et al. Handbook for designing MMOD protection // NASA/ TM-2009-214785, 2009.

6. Nazarenko A.I., Romanchenkov V.P., Sokolov V.G., Gorbenko A.V. Analysis of the characteristics of orbital debris and the vulnarability of orbital station’s structural elements to puncture // Space Forum. 1996. V. 1. Pp. 285–295.

Рис. 11. Наиболее крупные повреждения: а — на функ-циональном грузовом модуле; б — на служебном модуле

а)

б)



7. Utkin V.F., Romanchenkov V.P., Sokolov V.G., Brovkin A.G. Risk of functioning of International Space Station connected with influence of meteoroids and space debris // IAA-98-IAA.6.4.03, 49th International Astronautical Congress, September 28–October 02 1998, Melbourne, Australia.

8. Буслов Е.П., Головко А.В., Горобец Д.В., Давыдов В.А., Емельянов В.А., Куден- цов В.Ю., Кулик С.В., Логинов С.С., Мака-ров Ю.Н., Михайлов М.А., Молотов И.Е., Муталапов А.К., Назаренко А.И., Пан-кратов Е.Ю., Попкова Л.Б., Райкунов Г.Г., Сазонов В.С., Соколов В.Г., Трушляков В.И., Ужегов В.М., Фельдштейн В.А., Фо-мичев Г.В., Чекалин С.В., Яковлев М.В. Проблемы космической деятельности, обусловленные техногенным засорением околоземного космического простран-ства, ионизирующими излучениями кос-мического пространства и астероидно- кометной опасностью. Монография под общ. ред. М.В. Яковлева. М.: Изд-во ЗАО «НИИ “ЭНЦИТЕХ”», 2010. 315 с.

9. Анисимов А.В., Асатурьян В.С., Ба-лакирев Ю.Г., Балыко Ю.П., Бужинский В.А., Буслов Е.П., Буяков И.А., Быков Д.Л., Вла-димиров С.А., Голденко Н.А., Горохов В.Б., Докучаев Л.В., Ефименко Г.Г., Клишев О.П., Колозезный А.Э., Комаров И.С., Липень А.В., Лиходед А.И., Малинин А.А., Митин П.В., Мы-тарев А.И., Паничкин Н.Г., Покровский О.С., Пономарев Д.А., Попов В.Л., Семенов В.И., Сидоров В.В., Синельников В.С., Судомоев А.Д., Сухинин С.Н., Тимошина А.В., Титов В.А., Фельдштейн В.А., Хайлов А.Н., Чурилов Г.А., Швейко Ю.Ю., Юранев О.А. Методологи-ческие основы научных исследований при обосновании направлений космической деятельности, облика перспективных кос-мических комплексов и систем и их научно- технического сопровождения. В 5-ти т. Т. 5: Методология исследования прочности и динамики ракет-носителей и космических аппаратов. М.: Издательско-торговая кор-порация «Дашков и К», 2016. 376 с.

10. Технические требования к Рос-сийскому сегменту МКС SSP 41163 H, п. 3.3.12.1.1. Стойкость конструкции к пробою метеороидами и техногенными частицами, табл. ХХХ.

11. Piekutowski A.J. A method of estimating the state of the material in an all-aluminum debris cloud // AIAA Space Programs and Technologies Conference, September 27–29, 1994, Huntsville, AL, USA.

12. Liou J.-C., Matney M., Anz-Meador P., Kessler D.J., Jansen M., Theall J.R.

The new NASA Orbital Debris Engineering Model ORDEM2000 // NASA/TP2002-210780, May 2002.

13. Объединенный документ NASA/РКА по спецификациям и стандартам для Российского сегмента МКС — Про-грамма Международная космическая станция, SSP 50094, п. 3.8.1 «Метеориты». Хьюстон, Москва, 1997.

14. McNamara H., Jones J., Kauffman B., Suggs R., Cooke W., Smith S. Meteoroid Engineering Model (MEM): a meteoroid model for the inner Solar system // Earth, Moon and Planets. 2004. V. 95. Issue 1–4. Pp. 123–139.

15. Stansbery E.G., Matney M.J. et al. NASA Orbital Debris Engineering Model ORDEM 3.0 user’s guide // NASA/ TP-2014-217370, April 2014.

16. Горбенко А.В., Соколов В.Г., Цвет-ков В.В. Усиление микрометеороидной защиты пилотируемых кораблей «Союз» и грузовых кораблей «Прогресс» путем установки противометеороидного экрана // Космонавтика и ракетостроение. 2012. № 4(69). C. 173–180.

17. Комплексная методика оценки защиты модулей РС МКС и рисков воз-никновения нештатных ситуаций, обу- словленных воздействием микрометеоро- идов и космического мусора. Инв. № 851-5 7 2 0 / 1 3 / 4 9 - 2 3 - 5 5 5 7 - 1 4 9 4 - 2 0 1 5 . УДК 629.76.085.075:521.3. № гос. рег. У93452. ФГУП ЦНИИмаш, 2015 г.

18. Абашкин Б.И., Асатурьян В.С., Буслов Е.П., Голденко Н.А., Голуб К.Ю., Гор-бенко А.В., Комаров И.С., Лоцманов А.В., Онучин Е.С., Семенов В.И., Соколов В.Г., Фельдштейн В.А., Юмагулов Э.Р. Аппаратно- программный комплекс «Риск-удар». Сви-детельство о регистрации программного средства в фонде алгоритмов и программ по ракетно-космической технике № 4245 от 10.01.2017 г. ФГУП ЦНИИмаш.

19. Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бу-рылов Л.С., Медведев Н.Г., Чернецова А.А., Зарубин В.С., Фельдштейн В.А., Буслов Е.П., Ли А.А., Горбунов Ю.В. Трансформируе-мые крупногабаритные конструкции для перспективных пилотируемых комплек-сов // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 23–33.

20. Hyde J., Evans H., Christiansen E., Lear D. MSCSurv11 Russian Segment results. Hypervelocity Impact Technology Group, Johnson Space Center, NASA, 2016.Статья поступила в редакцию 30.03.2018 г.



reference

1. Drolshagen G. Meteoroid/Debris impact analysis application to LDEF, Eureca and Columbus. Proceedings of the First European Conference on Space Debris, Darmstadt, Germany, 5–7 April 1993.

2. Kessler D.J., Reynolds R.C., Anz-Meador P.D. Orbital debris environment for spacecraft designed to operate in low Earth orbit. NASA TM 100-471, April 1989.

3. Abbott D., Williams D.R., Bjorkman M.D. BUMPER-II analysis tool: user’s manual. Report No. D683-29018-2, Boeing Company, Huntsville, AL, 1993.

4. Ryan S., Christiansen E.L. Micrometeoroid and Orbital Debris (MMOD) shield ballistic limits analysis program. NASA/TM-2009-214789, 2010.

5. Christiansen E.L. et al. Handbook for designing MMOD protection. NASA/TM-2009- 214785, 2009.

6. Nazarenko A.I., Romanchenkov V.P., Sokolov V.G., Gorbenko A.V. Analysis of the characteristics of orbital debris and the vulnarability of orbital station’s structural elements to puncture. Space Forum. 1996, vol. 1, pp. 285–295.

7. Utkin V.F., Romanchenkov V.P., Sokolov V.G., Brovkin A.G. Risk of functioning of International Space Station connected with influence of meteoroids and space debris. IAA-98-IAA.6.4.03, 49th International Astronautical Congress, September 28–October 02 1998, Melbourne, Australia.

8. Buslov E.P., Golovko A.V., Gorobets D.V., Davydov V.A., Emel’yanov V.A., Kudentsov V.Yu., Kulik S.V., Loginov S.S., Makarov Yu.N., Mikhaylov M.A., Molotov I.E., Mutalapov A.K., Nazarenko A.I., Pankratov E.Yu., Popkova L.B., Raykunov G.G., Sazonov V.S., Sokolov V.G., Trushlyakov V.I., Uzhegov V.M., Fel’dshteyn V.A., Fomichev G.V., Chekalin S.V., Yakovlev M.V. Problemy kosmicheskoy deyatel’nosti, obuslovlennye tekhnogennym zasoreniem okolozemnogo kosmicheskogo prostranstva, ioniziruyushchimi izlucheniyami kosmicheskogo prostranstva i asteroidno- kometnoy opasnost’yu. Monograiya pod obshch. red. M.V. Yakovleva [The problems of space activity caused by near Earth space pollution, ionized radiation as well as by asteroid and comet threat]. Moscow, ZAO «NII “ENTSITEKH”» publ., 2010. 315 p.

9. Anisimov A.V., Asatur’yan V.S., Balakirev Yu.G., Balyko Yu.P., Buzhinskiy V.A., Buslov E.P., Buyakov I.A., Bykov D.L., Vladimirov S.A., Goldenko N.A., Gorokhov V.B., Dokuchaev L.V., Eimenko G.G., Klishev O.P., Kolozeznyy A.E., Komarov I.S., Lipen’ A.V., Likhoded A.I., Malinin A.A., Mitin P.V., Mytarev A.I., Panichkin N.G., Pokrovskiy O.S., Ponomarev D.A., Popov V.L., Semenov V.I., Sidorov V.V., Sinel’nikov V.S., Sudomoev A.D., Sukhinin S.N., Timoshina A.V., Titov V.A., Fel’dshteyn V.A.,Khaylov A.N., Churilov G.A., Shveyko Yu.Yu., Yuranev O.A. Metodologicheskie osnovy nauchnykh issledovaniy pri obosnovanii napravleniy kosmicheskoy deyatel’nosti, oblika perspektivnykh kosmicheskikh kompleksov i sistem i ikh nauchno-tekhnicheskogo soprovozhdeniya. V 5-ti t. T. 5: Metodologiya issledovaniya prochnosti i dinamiki raket-nositeley i kosmicheskikh apparatov [Scientiic basing methodology for main space activity trends, future space complex appearance and their scientiic and technical maintenance. Vol. 5. Methodology for strength and dynamic of rocket and spacecraft study]. Moscow, Izdatel’sko–torgovaya korporatsiya «Dashkov i K» publ., 2016. 376 p.

10. Tekhnicheskie trebovaniya k Rossiyskomu segmentu MKS SSP 41163 H, p. 3.3.12.1.1. Stoykost’ konstruktsii k proboyu meteoroidami i tekhnogennymi chastitsami, tabl. XXX [Russian Segment speciication, International Space Station program, SSP 41163 H, 3.3.12.1.1. Structural design life for meteoroid and orbital debris analyses, Table ХХХ].

11. Piekutowski A.J. A method of estimating the state of the material in an all-aluminum debris cloud. AIAA Space Programs and Technologies Conference, September 27–29, 1994, Huntsville, AL, USA.

12. Liou J.-C., Matney M., Anz-Meador P., Kessler D.J., Jansen M., Theall J.R. The new NASA Orbital Debris Engineering Model ORDEM2000. NASA/TP 2002-210780, May 2002.

13. Ob"edinennyy dokument NASA/RKA po spetsiikatsiyam i standartam dlya Rossiyskogo segmenta MKS — Programma Mezhdunarodnaya kosmicheskaya stantsiya, SSP 50094, p. 3.8.1 «Meteority» [NASA/RSC Joint Speciications and Standards Document for the ISS Russian Segment — International Space Station Program]. Houston, Moscow, 1997.

14. McNamara H., Jones J., Kaufman B., Suggs R., Cooke W., Smith S. Meteoroid Engineering Model (MEM): a meteoroid model for the inner Solar system. Earth, Moon and Planets, 2004, vol. 95, issue 1–4, pp. 123–139.



15. Stansbery E.G., Matney M.J. et al. NASA Orbital Debris Engineering Model ORDEM 3.0 user’s guide. NASA/TP-2014-217370, April 2014.

16. Gorbenko A.V., Sokolov V.G., Tsvetkov V.V. Usilenie mikrometeoroidnoy zashchity pilotiruemykh korabley «Soyuz» i gruzovykh korabley «Progress» putem ustanovki protivometeoroidnogo ekrana [Transport vehicle’s Soyuz and Progress micrometeoroid shielding enhancement]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2012, no. 4(69), pp. 173–180.

17. Kompleksnaya metodika otsenki zashchity moduley RS MKS i riskov vozniknoveniya neshtatnykh situatsiy, obuslovlennykh vozdeystviem mikrometeoroidov i kosmicheskogo musora. Inv. № 851-5720/13/49-23-5557-1494-2015. UDK 629.76.085. 075:521.3. № gos. reg. U93452 [Integrated methodology for RS ISS modules shielding and risk of penetration by meteoroids and space debris estimation, № 851-5720/13/49- 23-5557-1494-2015, UDК 629.76.085.075:521.3, state registration number U93452]. FGUP TsNIImash, 2015.

18. Abashkin B.I., Asatur’yan V.S., Buslov E.P., Goldenko N.A., Golub K.Yu., Gorbenko A.V., Komarov I.S., Lotsmanov A.V., Onuchin E.S., Semenov V.I., Sokolov V.G., Fel’dshteyn V.A., Yumagulov E.R. Apparatno-programmnyy kompleks «Risk–udar». Svidetel’stvo o registratsii programmnogo sredstva v fonde algoritmov i programm po raketno-kosmicheskoy tekhnike № 4245 ot 10.01.2017. [Hardware and software complex Risk–udar. Certificate of program registration in algorithm and software stock for rocket and space engineering 4245, 10.01.2017]. FGUP TSNIImash.

19. Khamits I.I., Filippov I.M., Burylov L.S., Medvedev N.G., Chernetsova A.A., Zarubin V.S., Fel’dshteyn V.A., Buslov E.P., Li A.A., Gorbunov Yu.V. Transformiruemye krupnogabaritnye konstruktsii dlya perspektivnykh pilotiruemykh kompleksov [Large transformable structures for advanced manned complexes]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13), pp. 23–33.

20. Hyde J., Evans H., Christiansen E., Lear D. MSCSurv11 Russian Segment results. Hypervelocity Impact Technology Group, Johnson Space Center, NASA, 2016.


прИМЕНЕНИЕ МЕМбрАННОй АппАрАТуры дЛЯ рЕГЕНЕрАцИИ

В состав комплекса систем жизнеобеспечения космической станции предпола-гается введение средств санитарно-гигиенического обеспечения (ССГО) водными процедурами и системы регенерации санитарно-гигиенической воды (СРВ-СГ). Российская концепция подразумевает организацию отдельного контура санитарно- гигиенического водообеспечения. С целью повышения комфорта пребывания экипажа на космической станции предполагается введение на борт следующих ССГО: устройства для мытья рук и лица (умывальника), оборудования для мытья тела, сауны, стиральной машины. Предполагается, что данное оборудование будет работать совместно с системой регенерации воды СРВ-СГ. При проведении водных процедур экипаж будет использовать аналогичные общепринятым жидкие моющие средства, минимально загрязняющие атмосферу. В материалах статьи эксперимен-тально подтверждена эффективность метода обратного осмоса применительно к очистке санитарно-гигиенической воды. Прототип системы СРВ-СГ обеспечил требуемое качество очищенной воды, позволил оценить показатели очистки и ре-сурсные характеристики разрабатываемой системы. Исходя из характеристик макетных образцов и штатного оборудования, проведена оценка затрат массы при введении на борт МКС различного набора ССГО совместно с системой СРВ-СГ.

Ключевые слова: система жизнеобеспечения, санитарно-гигиеническая вода, регенерация воды, обратный осмос, космическая станция.

1АО «Научно-исследовательский и конструкторский институт химического машиностроения» (АО «НИИхиммаш»)

Ул. Большая Новодмитровская, 14, г. Москва, Российская Федерация, 127015, e-mail: [email protected]

2Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,


УДК 629.78.048

применение мембранной аппаратуры

для регенерации Санитарно-гигиеничеСкой воды

на коСмичеСкой Станции

© 2018 г. Сальников н.а.1, бобе л.С.1, кочетков а.а.1, железняков а.г.2,

андрейчук п.о.2, шамшина н.а.2

uSE OF mEmBraNE EquipmENT FOr hygiENE waTEr

prOCESSiNg aBOard ThE SpaCE STaTiON

Salnikov N.a.1, Bobe l.S.1, kochetkov a.a.1, Zheleznyakov a.g.2,

andreychuk p.O.2, Shamshina N.a.2

1Scientiic research and design institute of chemical engineering (NIIchimmash)

14 Bolshaya Novodmitrovskaya str., Moscow, 127015, Russian Federation, e-mail: [email protected]

2S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,



Сальников Н.А., бобе Л.С., Кочетков А.А., Железняков А.Г., Андрейчук п.О., шамшина Н.А.

The sanitary and hygienic facilities and hygiene water processing system are supposed to be integrated into the complex of space station life support systems. The Russian concept is to establish a closed hygiene water supply loop. For increasing the crew comfort while staying onboard the space station the following sanitary and hygienic facilities are supposed to be added: hand and face wash hardware (washstand); body wash equipment; sauna; washing machine. This hardware and equipment is supposed to be used with the hygiene water processing system. When taking water procedures, the crew will use the common liquid detergents that minimize air pollution. The paper experimentally confirms the efficiency of the reverse osmosis method as applied to the hygiene water purification. The prototype of the hygiene water processing system ensured a required quality of the product water, made it possible to assess the purification performance and life characteristics of the system being developed. Based on the mockup models and flight equipment characteristics the mass expenditures were estimated when putting various sanitary and hygienic facilities on board the ISS together with the hygiene water processing system.

Key words: life support system, hygiene water, water processing, reverse osmosis, space station.

Сальников н.а. кочетков а.а.бобе л.С.

железняков а.г. шамшина н.а.андрейчук п.о.

САЛьНИКОВ Николай Александрович — младший научный сотрудник АО «НИИхиммаш», e-mail: [email protected] Nikolay Aleksandrovich — Junior research scientist at NIIchimmash, e-mail: [email protected]

БОБЕ Леонид Сергеевич — доктор технических наук, профессор, начальник отдела АО «НИИхиммаш», е-mail: [email protected] Leonid Sergeevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Head of Department at NIIchimmash, е-mail: [email protected]

КОЧЕТКОВ Алексей Анатольевич — главный конструктор АО «НИИхиммаш», е-mail: [email protected] KOCHETKOV Aleksey Anatolyevich — Chief Designer at NIIchimmash, е-mail: [email protected]



введение

В настоящее время сформирована структура комплекса систем регенерации воды и атмосферы для перспективных космических станций [1]. В состав ком-плекса систем жизнеобеспечения пред-полагается введение средств санитарно- гигиенического обеспечения (ССГО) водными процедурами и системы реге-нерации санитарно-гигиенической воды (СРВ-СГ). Система будет иметь свой замк-нутый контур водообеспечения, а очист-ка воды будет проводиться до уровня требований к санитарно-гигиенической воде (СГВ) [2]. Данный способ органи- зации санитарно-гигиенического водообес-печения позволит существенно снизить затраты на очистку большого потока воды, не используемого для питьевых нужд.

На Международной космической стан-ции (МКС) санитарно-гигиенические процедуры осуществляются с помощью увлажненных салфеток и полотенец [3]. Предполагается, что при введении на борту ССГО и регенерации СГВ будет повышен комфорт пребывания экипажа на МКС. Введение санитарно-гигиениче-ского оборудования и системы СРВ-СГ на борту МКС позволит осуществить отра-ботку ССГО и системы регенерации СГВ для последующей реализации регенера-ционного санитарно-гигиенического обес- печения во время длительных экспедиций при отсутствии доставок с Земли.

водный баланс космической станции и показатели качества воды

В соответствии с требованиями нор-мативов [2] на водные процедуры одного космонавта в сутки требуется 2,2…7,0 л СГВ.

С учетом стирки одежды ежесуточный расход воды может достигать 9,2 л на человека. Баланс по воде для одного космонавта в сутки приведен в табл. 1. При наличии системы регенерации уве-личение расхода запасов воды будет незначительным.

Усредненный состав смывной воды после санитарно-гигиенических процедур по данным работ [4–8], состав регене-рированной воды, полученной в наших экспериментах в результате очистки натур- ной СГВ после мытья рук на экспе-риментальной установке с обратно- осмотическим модулем, и требования к очищенной воде представлены в табл. 2.

методы регенерации санитарно-гигиенической воды

Для станции «Мир» разрабатывалась и проходила испытания система реге-нерации СГВ, работа которой основана на фильтровании с последующей сорб-ционной очисткой [9, 10]. Система сов- местима только с моющими средствами, диссоциирующими на ионы, что суще-ственно ограничивает круг применяемых моющих средств. При использовании катамина с окисью амина при испыта-ниях системы, предназначавшейся для станции «Мир», обеспечивалась реге-нерация воды, но наблюдалось местно- раздражающее действие моющего сред-ства на кожу и слизистые оболоч- ки глаз.

Существует весьма ограниченный на-бор методов очистки СГВ для космичес-кой станции, среди которых фильтрование с сорбционной очисткой, мембранные процессы с последующей сорбцион-ной доочисткой, вакуумная дистилляция

жЕЛЕЗНЯКОВ Александр Григорьевич — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Alexander Grigoryevich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

АНДРЕйЧУК Петр Олегович — начальник сектора РКК «Энергия», е-mail: [email protected] Petr Olegovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, е-mail: [email protected]

ШАМШИНА Наталья Андреевна — инженер-математик 1 категории РКК «Энергия»,e-mail: [email protected] Natalia Andreevna — Engineer-mathematician 1 category at RSC Energia, е-mail: [email protected]



с последующим каталитическим окис-лением и многоступенчатой очисткой сорбентами. Выбор метода регенерации СГВ в значительной степени обусловлен выбором моющего средства. Это связано с тем, что компоненты моющего сред-ства, растворенные в СГВ, определяют нагрузку на оборудование для очистки. Одним из требований к перспективной системе СРВ-СГ является возможность очистки воды при использовании обще-принятых моющих средств. В состав совре- менных жидких средств для мытья тела и головы входят минеральные ве-щества и органические составляющие (в т. ч., низкомолекулярные органиче-ские вещества). Растворы таких моющих средств в воде являются смесями слож-ного состава, очистка воды от которых требует большого количества стадий. Весьма перспективными считаются баро-мембранные процессы очистки, из которых наиболее эффективным для регенерации

СГВ является обратный осмос [4]. При обратноосмотической очистке в одну стадию могут быть отделены как мине-ральные, так и органические вещества (в т. ч., низкомолекулярные). На сегод-няшний день отечественная промыш-ленность освоила производство высоко- производительных, высокоселективных, химически стойких низконапорных об-ратноосмотических мембран из поли- амида, которые работают при перепа-дах давления 0,7–1,3 МПа. Наибольшее распространение получила компоновка обратноосмотических мембран в виде компактных рулонных модулей [11–13]. Данная компоновка считается наиболее рациональной с точки зрения плотности упаковки мембран и производительности. В связи с этим были проведены экспери-менты по регенерации СГВ при помощи рулонных обратноосмотических модулей отечественного производства на основе композитной мембраны РМ33К [14].

Цели потребления воды,

л/чел. в сутки

Варианты потребления воды

Источники поступления воды,

л/чел. в сутки

Варианты поступления воды

1 2.1 2.2 2.3 1 2.1 2.2 2.3

Питье и приготовление пищи

2,2 2,2 2,2 2,2 Конденсат

атмосферной влаги 1,5 + 0,2⋅0,5

1,6 1,6 1,6 1,6

Вода в рационе питания 0,5 0,5 0,5 0,5 Вода с рационом питания 0,5 0,5 0,5 0,5

Личная гигиена 0,2 0,2 0,2 0,2 Вода из смеси урины

со смывной водой

(1,3 + 0,3)⋅0,91,44 1,44 1,44 1,44

Смыв в туалете 0,3 0,3 0,3 0,3 Вода из системы утилизации

углекислого газа по методу Сабатье

0,45 0,45 0,45 0,45

Витаминная оранжерея — 4,0 4,0 4,0 Конденсат

транспирационной влаги из оранжереи

— 3,8 3,8 3,8

Мытье рук и лица (СГВ) — 2,2 2,2 2,2

Регенерированная СГВ

— 2,15 5,88 9,02 Мытье тела и головы (СГВ) — — 3,8 3,8

Стирка одежды (СГВ) — — — 3,2

Электролизное получение О2

1,0 1,0 1,0 1,0 Доставляемая вода 0,21 0,46 0,53 0,59

Итого 4,2 10,4 14,2 17,4 Итого 4,2 10,4 14,2 17,4

Степень возврата воды, % — — — — Степень возврата воды, % 83,1 90,8 92,8 93,7

Примечание. Вариант 1: на борту космической станции отсутствуют витаминная оранжерея и оборудование для осуществления водных процедур. Вариант 2: на борт космической станции введена витаминная оранжерея, осуществляются водные процедуры с использованием устройства для мытья рук и лица (2.1), устройства для мытья тела и головы (2.2), осуществляется стирка текстильных материалов (2.3).СГВ — санитарно-гигиеническая вода.

Таблица 1

баланс по воде для одного космонавта в сутки



При выборе общепринятого моюще-го средства для использования на борту необходимо отдавать предпочтение сред-ствам, содержащим в своем составе анти-бактериальные компоненты и способным подавлять бактериальную микрофлору. В составе моющего средства должно быть как можно меньше компонентов, за-грязняющих атмосферу, а также ком-понентов, обладающих высоким осмо-тическим давлением. В экспериментах по очистке СГВ авторы использовали жидкое моющее средство «Адажио», со-держащее в качестве антибактериальной составляющей триклозан.

результаты экспериментальных исследований очистки Сгв

Для очистки СГВ с наибольшим коэф-фициентом извлечения воды и возврата ее в цикл водообеспечения разработан процесс очистки в циркуляционном кон-туре с концентрированием загрязнений в емкости постоянного объема [15, 16]. Для проверки эффективности разрабо-танного процесса создана эксперимен-тальная установка для очистки воды, ее принципиальная схема представлена на рис. 1.

Экспериментальная установка вклю-чает в себя элементы разрабатываемой системы СРВ-СГ, а также умывальник, душевую кабину и стиральную машину в наземном исполнении, предназначенные для получения натурной СГВ. В установ-ке организован циркуляционный контур концентрирования загрязнений, и реали-зована схема тангенциальной фильтрации, при которой концентрируемый раствор проходит через мембранный модуль, омы-вая мембрану при заданном давлении. При этом вода проходит через мембрану и накапливается в емкости 13, а концен-трат уносится из обратноосмотического модуля циркуляционным потоком. По мере необходимости производится подпитка циркуляционного контура исходной водой из емкости 1. Очищенная вода проходит дезодорирование в сорбционном филь-тре 15, обеззараживается ультрафиолетом в стерилизаторе 16, нагревается до необ-ходимой температуры и направляется на водные процедуры или стирку. В циркуля- ционный контур введена емкость постоян-ного объема 4, в которой осуществляется концентрирование загрязнений и моющего средства до предельно допустимой кон-центрации, после чего емкость заменяется на новую, заполненную чистой водой.

Показатель

Величина показателя

СГВ, подлежащая очистке

Регенерированная СГВ

Нормативы

ГОСТ Р50804-95

Цвет Мутный, серый Без цвета —

Запах при температуре 20 °С, баллы 1–3 0 3

Водородный показатель pH, ед. pH 6–10 8–9 5–9

Прозрачность, см 1–8 Более 30 30

Взвешенные вещества, мг/л 150–300 — —

Органические вещества в сумме по бихроматной окисляемости, мгО

2/л

900–5 000 46 150

Азот аммиака, мг/л 6–60 Менее 8 10

Хлориды, мг/л 5–300 7 350

Сульфаты, мг/л 3–40 18 —

Общая жесткость, мг-экв/л 0,6–1,0 0,3 7,0

Бактерии, количество микробных тел в мл 104–109 20 100 (1 000)

Таблица 2

Состав смывной воды после санитарно-гигиенических процедур, показатели качества очищенной воды и предъявляемые к ней требования



На экспериментальной установке проводились эксперименты по очистке имитатора СГВ с постоянной концентра-цией моющего средства и постепенным наращиванием его концентрации; экспе- рименты по очистке натурной СГВ, по-лученной после мытья рук, из душе-вой кабины и после стирки одежды с постепенным наращиванием концен-трации моющего средства и загрязнений. Для подтверждения адекватности полу-ченных данных проведены эксперименты по очистке модельного водного раствора NaCl с постоянной концентрацией соли.

С увеличением рабочего давления обратноосмотической очистки повыша-ется движущая сила процесса, что влечет за собой как увеличение производи-тельности мембранного аппарата, так и повышение энергозатрат. С повышени-ем производительности вклад диффузии загрязнений через мембрану по сравнению с потоком чистой воды снижается, вследствие чего повышается качество очищенной воды. Данную картину иллю-стрирует рис. 2, а, на котором показана интенсивность роста загрязнений в фильтрате по мере концентрирования моющего средства и загрязнений в цир-куляционном контуре при различных значениях рабочего давления процесса

очистки. Для достижения наибольшего коэффициента извлечения чистой воды необходимо в большей степени сконцен-трировать моющее средство и загрязнения в циркуляционном контуре. В то же вре-мя раствор большей концентрации обла-дает бóльшим осмотическим давлением, которое необходимо преодолевать, повы-шая рабочее давление процесса. По мере концентрирования моющего средства и загрязнений будет наблюдаться рост осмотического давления концентрата в контуре в соответствии с зависимостью, представленной на рис. 2, б. С учетом вышеизложенного принято решение осу-ществлять концентрирование моющего средства от 2–8 до 250 г/л при рабочем давлении 0,8 МПа. Экспериментально показано, что при выбранном давлении реализуется коэффициент извлечения чистой воды 0,97–0,98. Коэффициент извлечения воды вычисляется по формуле

Kизвл

= Gов

/Gзв

= 1 – Cнач

/Cкон

,

где Gов

и Gзв

— количество очищенной воды, полученной из мембранного аппа-рата, и количество загрязненной воды, поступившей в циркуляционный контур, соответственно; С

нач и С

кон — начальная

и конечная концентрации моющего сред-ства в циркуляционном контуре.

Рис. 1. Экспериментальная установка для очистки санитарно-гигиенической воды: 1 — емкость загрязненной воды; 2 — фильтр предварительной очистки; 3, 14, 18 — мембранные насосы; 4 — емкость постоянного объема; 5 — обратный клапан; 6 — насос высокого давления; 7 — обратноосмотический аппарат; 8 — манометр; 9 — вентиль регулировочный; 10, 11, 12, 19, 20, 23 — запорные вентили; 13 — емкость очищенной воды; 15 — сорбционный фильтр дезодорирования воды; 16 — ультрафиолетовый стерилизатор (обеззараживатель); 17 — термостат; 21 — стиральная машина; 22 — душевая кабина; 24 — умывальник



Испытаниям подвергались обратно-осмотические рулонные модули марки NanoRO типоразмера 21-2521. Отмечена высокая селективность по моющему средст- ву при очистке имитатора СГВ и натурной СГВ, которая составила 98–99%. Селек- тивность определялась по зависимости

ϕ = (1 – Сф

/Сисх

)⋅100%,

где Сф — концентрация моющего средства

в фильтрате; Сисх

— концентрация моющего средства в исходной (загрязненной) воде.

При проведении испытаний россий-ских мембранных модулей с мембраной РМ33К без предварительной фильтра-ции исходной СГВ, т. е. в экстремальных

условиях эксплуатации, производитель-ность модуля после первого цикла кон-центрирования и замены емкости посто-янного объема восстановилась (рис. 3). После второго цикла концентрирования и замены емкости постоянного объема производительность модуля снизилась более чем в два раза, и при последующих циклах концентрирования продолжила снижаться. Это свидетельствует о забив-ке пор мембраны или блокировке части ее поверхности. По этой причине реко-мендуется осуществлять замену обратно- осмотического модуля после двух цик-лов концентрирования моющего средства от 5–8 до 250 г/л.

Рис. 2. Основание для выбора рабочего давления процесса обратноосмотической очистки и степени концентри-рования загрязнений: а — зависимость ХПК фильтрата от концентрации МС в циркуляционном контуре при различ-ных значениях рабочего давления: ▆ — 4 кгс/см2; ▲ — 6 кгс/см2; ◆ — 8 кгс/см2; ▄ — ГОСТ; б — зависимость осмотического давления исходного раствора (▄) от концентрации МС; ▄ — рабочее давление

Примечание. ХПК(б) — химическое потребление кислорода (бихроматная окисляемость); МС — моющее средство.

Рис. 3. Изменение производительности обратноосмотического модуля (ОМ) при очистке имитатора санитарно- гигиенической воды (СГВ) и натурной СГВ без предварительной фильтрации при рабочем давлении 0,8 МПа на модельной экспериментальной установке

Примечание. Сисх

— концентрация моющего средства в исходной (загрязненной) воде.

а) б)



На экспериментальной обратноосмо-тической установке, имитирующей рабо-ту перспективной системы СРВ-СГ, реге-нерировано более 1 000 л воды. Качество очищенной воды удовлетворяет требова-ниям нормативов; значения показателей качества воды, регенерированной после мытья рук, представлены в табл. 2. Исходя из вышеизложенного, можно спрог-нозировать некоторые характеристики перспективной системы СРВ-СГ. При объеме емкостей для загрязненной воды и фильтрата, равном 22 л, и концентри-ровании моющего средства от 5–8 до 250 г/л при коэффициенте извлечения воды 97–98%, за один цикл концентри- рования может быть очищено, в зави- симости от начальной концентрации мою- щего средства, от 760 до 1 200 л воды. При потреблении СГВ в объеме 6 л на космонавта в сутки и экипаже из трех человек замена емкости постоянного объ-ема будет необходима после 42–66 сут. По имеющимся расчетно-эксперимен-тальным данным ресурс обратноосмоти- ческого модуля по очистке воды для двух циклов концентрирования соста- вит ~2 400 л.

При осуществлении мембранной очистки растворов наблюдается нега-тивное явление, получившее название «концентрационная поляризация», кото- рое представляет собой повышение концентрации растворенных веществ у границы мембраны при отборе через нее чистой воды. Концентрационная поляризация выражается отношением концентрации растворенных веществ у поверхности мембраны к концентра-ции растворенных веществ в ядре потока исходного раствора. При этом значи-тельно снижается движущая сила баро-мембранного процесса, что негативно сказывается на произодительности обратно- осмотического аппарата, его ресур- се и качестве очищенной воды. При расчетах мембранной аппаратуры необходимо выбрать правильный гидро-динамический режим работы аппарата, который обеспечит наименьшее влия-ние концентрационной поляризации на процесс очистки. Предложена методика расчета концентрации растворенных ве-ществ у границы мембраны, основанная на теории расширенной аналогии между теплообменом и массообменом. Резуль- таты расчетов по данной методике пред-ставлены в работе [4].

целесообразность разработки системы Срв-Сг

Разработка системы регенерации СГВ имеет смысл только при одновременной разработке новых, работоспособных в усло- виях микрогравитации ССГО, в кото-рые могут быть включены устройство для мытья рук и лица, оборудование для мытья тела и головы, сауна, стираль-ная машина и др. При введении ССГО и системы СРВ-СГ на МКС снижается масса доставок текстильных материалов (табл. 3). При этом, несмотря на достав-ку на борт дополнительного количества воды, ССГО, системы СРВ-СГ, сменного оборудования и запасных частей, затраты массы на санитарно-гигиеническое обес-печение сохраняются примерно на том же уровне, что и в настоящее время. В то же время с введением оборудова-ния обеспечения водными процедура-ми существенно повышается комфорт пребывания экипажа на борту космиче-ской станции. Результаты расчетов массо-затрат на введение оборудования ССГО и системы СРВ-СГ представлены в табл. 3 и на рис. 4. За основу расчетов принима-лись массовые и объемные характерис- тики как проектируемого оборудования, так и оборудования, функционирующего на МКС.

Введение на борту МКС стиральной машины и системы СРВ-СГ окупается через полтора года, а введение полного набора ССГО, в который входят устройство для мытья рук и лица, оборудование для мытья тела и головы, стиральная машина и системы СРВ-СГ — менее чем через два года эксплуатации.

Предполагается, что эксплуатация на борту стиральной машины и систе-мы СРВ-СГ позволит снизить объем, занимаемый запасами текстильных ма-териалов, по сравнению с нормативными запасами для МКС. Данное обстоя- тельство является критичным при осу-ществлении длительных экспедиций при отсутствии доставок с Земли. По этой причине стиральную машину целесо- образно включить в состав ССГО МКС для осуществления отработки техноло-гии и оборудования для стирки и регене- рации воды.

Оценка затрат массы для длитель-ных экспедиций (три года) при отсут-ствии доставок с Земли для трех членов экипажа показала, что масса запасов для



осуществления санитарно-гигиенических процедур как при проведении водных процедур с регенерацией воды, так и при их отсутствии на борту, находится

на одном уровне, поэтому приоритетной задачей следует считать поиск путей сни-жения объема, занимаемого запасами на космическом корабле.

Набор оборудования ССГО, эксплуатирующегося совместно с СРВ-СГ

Масса доставляемых на МКС грузов, кг

Салфетки, полотенца и одежда

Восполнение потерь воды

Масса ССГО

и системы СРВ-СГ

ЗИП и сменное

оборудование ССГО

и СРВ-СГ

Моющее средство

и дополнительные принадлежности

Суммарная доставляемая

масса

Норматив доставки СЛГ на МКС (ССГО и СРВ-СГ отсутствуют)

(СЛГ МКС)2 530 90 — — 20 2 640

Устройство для мытья рук и лица (умывальник) (ССГО-1)

1 983 271 260 192 69 2 775

Умывальник совместно с оборудованием для мытья тела (ССГО-2)

1 242 740 283 430 190 2 885

Стиральная машина* (ССГО-3) 1 546 400 237 220 37 2 440

Умывальник совместно с оборудованием

для мытья тела и стиральной машиной (ССГО-4)

289 1 140 366 630 175 2 600

Примечание. * Предполагается проведение 14 стирок каждого комплекта текстильных материалов, подлежащих стирке. ССГО — средства санитарно-гигиенического обеспечения; СРВ-СГ — система регенерации санитарно- гигиенической воды; СЛГ — средства личной гигиены.

Таблица 3

необходимая масса доставок на мкС для экипажа из трех человек за три года эксплуатации ССго совместно с Срв-Сг

выводы

1. Проведены исследования по очист-ке санитарно-гигиенической воды, которые подтвердили перспективность регенерации воды методом обратного осмоса.

2. При селективности обратноосмо-тической мембраны по моющему средству 98–99% и при рабочем перепаде давле-ния 0,8 МПа разработанный процесс позволяет достигнуть степени извлечения воды 97–98%.

3. Введение на борт средств санитарно- гигиенического обеспечения является целесообразным только совместно с сис-темой регенерации санитарно-гигиени- ческой воды.

4. Проектные расчеты показали, что для полета трех человек в течение трех лет ресурс сменного фильтрующего обо-рудования СРВ-СГ составит около 2 200 л. Кратковременное регламентное обслужи- вание системы необходимо будет прово-дить раз в 1,5–2 мес., работы по замене сменного фильтрующего оборудования — раз в 3–4 мес.

5. Главной задачей введения водных процедур на борту является повыше-ние комфортности пребывания экипажа. Проведенные расчеты показали, что при введении полного набора средств санитарно- гигиенического обеспечения водными процедурами и СРВ-СГ на МКС

Рис. 4. Распределение массозатрат с течением времени при введении на борт МКС различного набора ССГО и систе-мы СРВ-СГ

Примечание. Состав ССГО и др. обозначения см. в табл. 3.



затраты массы увеличиваются на 200–100 кг в первые два года эксплуатации и не-сколько снижаются в последующие годы по сравнению с массой доставляемых в настоящее время одежды и полотенец по нормам МКС.

6. Введение стиральной машины на МКС окупается за полтора года, при этом ежегодная масса доставляемых тек-стильных материалов (или их запасов) снижается в 1,5–2 раза.


1. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Рома-нов С.Ю., Андрейчук П.О., Железняков А.Г., Синяк Ю.Е. Перспективы развития ре-генерационного водообеспечения пи-лотируемых космических станций // Пилотируемые полеты в космос. 2014. № 2(11). С. 51–60.

2. ГОСТ Р 50804-95. Среда обита-ния космонавта в пилотируемом космиче-ском корабле. Общие медико-технические требования. М.: ИПК Издательство стан-дартов, 1995.

3. Писаренко Д. Невесомый быт: как космонавты спят, едят и справляют нужду на станции // Еженедельник «Аргументы и Факты». 2011. № 10. С. 7.

4. Сальников Н.А., Бобе Л.С., Кочет-ков А.А., Синяк Ю.Е. Регенерация сани- тарно-гигиенической воды на перспектив-ных космических станциях // Авиакосми-ческая и экологическая медицина. 2017. Т. 51. № 5. С. 47–54.

5. Бобе Л.С. Технологические про-цессы систем регенерации воды. М.: Изд-во МАИ, 1991. 68 с.

6. Бобе Л.С., Синяк Ю.Е., Берлин А.А., Солоухин В.А. Эколого-технические систе-мы. М.: Изд-во МАИ, 1992. 72 с.

7. Чижов С.В., Синяк Ю.Е. Водообес- печение экипажей космических кораблей. М.: Наука, 1973. 267 с.

8. Миташова Н.И. Экологические аспекты технологии «влажной» чистки // Современная химчистка и прачечная. 2002. № 3. С. 34–37.

9. Samsonov N.M., Farafonov N.S., Abramov L.Kh., Bocharov S.S., Protasov N.N.,

Komolov V.V., Filonenko V.B., Berlin A.A. Hygiene water recovery aboard the space station // Proc. 4th European symp. on space environmental control systems. Florence, Italy. October, 1991. ESA SP-324. V. 2. P. 649–651.

10. Бобе Л.С., Самсонов Н.М., Нови-ков В.М., Кочетков А.А., Солоухин В.А., Телегин А.А., Андрейчук П.О., Протасов Н.Н., Синяк Ю.Е. Перспективы развития систем регенерации воды обитаемых космических станций // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 1. С. 69–78.

11. Kucera J. Reverse osmosis. Design, processes and applications for engineers. Salem: Scrivener Publishing, 2010. 394 p.

12. Advanced membrane technology and applications / Ed. by N.N. Li, A.G. Fane, W.S. Ho, T. Matsuura. New Jersey: John Wiley & Sons Ltd, 2008. 994 p.

13. Baker R.W. Membrane technology and applications. 2nd ed. Chichester: John Wiley & Sons Ltd, 2004. 538 p.

14. Техническое описание и инструк-ция по эксплуатации. Элементы мембран-ные обратноосмотические серии NanoRO: нормативно-технический материал. Влади-мир, 2014. 13 с.

15. Патент 2625247. Российская Фе-дерация. Способ обратноосмотической очистки санитарно-гигиенической воды в замкнутом контуре в условиях неве-сомости. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Рых-лов Н.В., Сальников Н.А., Коробков А.Е., Цыганков А.С., Халилуллина Х.Ш., Рукави-цин С.Н.; заявитель и патентообладатель — АО «НИИхиммаш»; заявка 2015137625; приоритет от 04.09.2015 г.; опубликовано 12.07.2017 г.

16. Патент 174887. Российская Феде-рация. Устройство обратноосмотической очистки санитарно-гигиенической воды в замкнутом контуре в условиях неве-сомости. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Рых-лов Н.В., Сальников Н.А., Коробков А.Е., Цыганков А.С., Халилуллина Х.Ш., Рукави-цин С.Н.; заявитель и патентообладатель — АО «НИИхиммаш»; заявка 2016134638; приоритет от 25.08.2016 г.; опубликовано 09.11.2017 г.Статья поступила в редакцию 25.05.2018 г.

reference

1. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Romanov S.Yu., Andreychuk P.O., Zheleznyakov A.G., Sinyak Yu.E. Perspektivy razvitiya regeneratsionnogo vodoobespecheniya pilotiruemykh



kosmicheskikh stantsiy [Development prospects of recovery water supply of manned space stations]. Pilotiruemye polety v kosmos, 2014, no. 2(11), pp. 51–60.

2. GOST R 50804-95. Sreda obitaniya kosmonavta v pilotiruemom kosmicheskom korable. Obshchie mediko-tekhnicheskie trebovaniya [Cosmonaut’s habitable environments on board of manned spacecraft. General medicotechnical requirements]. Moscow, Izdatel’stvo standartov publ., 1995.

3. Pisarenko D. Nevesomyy byt: kak kosmonavty spyat, edyat i spravlyayut nuzhdu na stantsii [Weightless way of life: how cosmonauts sleep, eat and relieve themselves at the station]. Argumenty i Fakty Weekly Journal, 2011, no. 10, p. 7.

4. Sal’nikov N.A., Bobe L.S., Kochetkov A.A., Sinyak Yu.E. Regeneratsiya sanitarno-gigienicheskoy vody na perspektivnykh kosmicheskikh stantsiyakh [Recovery of sanitary-hygienic water at the advanced space stations]. Aviakosmicheskaya i ekologicheskaya meditsina, 2017, vol. 51, no. 5, pp. 47–54.

5. Bobe L.S. Tekhnologicheskie protsessy sistem regeneratsii vody [Technological processes of water recovery systems]. Moscow, MAI publ., 1991. 68 p.

6. Bobe L.S., Sinyak Yu.E., Berlin A.A., Soloukhin V.A. Ekologo-tekhnicheskie sistemy [Ecological and technical systems]. Moscow, MAI publ., 1992. 72 p.

7. Chizhov S.V., Sinyak Yu.E. Vodoobespechenie ekipazhey kosmicheskikh korabley [Water supply for spacecraft crews]. Moscow, Nauka publ., 1973. 267 p.

8. Mitashova N.I. Ekologicheskie aspekty tekhnologii «vlazhnoy» chistki [Ecological aspects of «wet» cleaning technology]. Sovremennaya khimchistka i prachechnaya, 2002, no. 3, pp. 34–37.

9. Samsonov N.M., Farafonov N.S., Abramov L.Kh., Bocharov S.S., Protasov N.N., Komolov V.V., Filonenko V.B., Berlin A.A. Hygiene water recovery aboard the space station. Proc. 4th European symp. on space environmental control systems. Florence, Italy. October 1991. ESA SP-324, vol. 2, pp. 649–651.

10. Bobe L.S., Samsonov N.M., Novikov V.M., Kochetkov A.A., Soloukhin V.A., Telegin A.A., Andreychuk P.O., Protasov N.N., Sinyak Yu.E. Perspektivy razvitiya sistem regeneratsii vody obitaemykh kosmicheskikh stantsiy [Development prospects of water recovery systems of inhabited space stations]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 1, pp. 69–78.

11. Kucera J. Reverse osmosis. Design, processes and applications for engineers. Salem, Scrivener Publishing, 2010. 394 p.

12. Advanced membrane technology and applications. Ed. by N.N. Li, A.G. Fane, W.S. Ho, T. Matsuura. New Jersey, John Wiley & Sons Ltd, 2008. 994 p.

13. Baker R.W. Membrane technology and applications. 2nd ed. Chichester, John Wiley & Sons Ltd, 2004. 538 p.

14. Tekhnicheskoe opisanie i instruktsiya po ekspluatatsii. Elementy membrannye obratnoosmoticheskie serii NanoRO: normativno-tekhnicheskiy material [Technical description and operation manual. Reverse-osmosis membrane elements of NanoRO series: normative-technical material]. Vladimir, 2014. 13 p.

15. Patent 2625247. Rossiyskaya Federatsiya. Sposob obratnoosmoticheskoy ochistki sanitarno-gigienicheskoy vody v zamknutom konture v usloviyakh nevesomosti [The method for reverse-osmosis cleaning of sanitary-hygienic water in the closed loop in zero gravity]. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Rykhlov N.V., Sal’nikov N.A., Korobkov A.E., Tsygankov A.S., Khalilullina Kh.Sh., Rukavitsin S.N.; the applicant and the patent owner — AO «NIIkhimmash»; application 2015137625; priority of 04.09.2015; published 12.07.2017.

16. Patent 174887. Rossiyskaya Federatsiya. Ustroystvo obratnoosmoticheskoy ochistki sanitarno-gigienicheskoy vody v zamknutom konture v usloviyakh nevesomosti [The device for reverse-osmosis cleaning of sanitary-hygienic water in the closed loop in zero gravity]. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Rykhlov N.V., Sal’nikov N.A., Korobkov A.E., Tsygankov A.S., Khalilullina Kh.Sh., Rukavitsin S.N.; the applicant and the patent owner — AO «NIIkhimmash»; application 2016134638; priority of 25.08.2016; published 09.11.2017.


Синявский В.В., Смердов А.А.

Освоение Луны является одним из перспективных направлений развития космонавтики. Также, помимо этого, важнейшей задачей является снижение стои-мости транспортировки полезных грузов с низких орбит на более высокие. Меж-орбитальный многоразовый буксир с электрической ракетной двигательной установкой может служить эффективным решением для достижения обеих этих целей.

Конструкция межорбитального многоразового буксира представляет собой многосекционную крупногабаритную ферму. Такие конструкции имеют несколько варьируемых параметров — диаметр стержней, толщина стенки стерж-ня, количество секций, радиус основания конструкции. При проектировании крупногабаритных космических стержневых конструкций необходимо определение проекта с максимальными динамическими характеристиками и минимальной массой. В данной работе с использованием методов оптимизации решается задача на-хождения оптимального, с точки зрения минимума массы, проекта стержне-вой конструкции, при соблюдении требования к минимальному значению первой собственной частоты.

Также решается задача переходного динамического нагружения конструкции крепления электроракетного двигателя при запуске двигателя. Определяется зависи-мость максимальных эквивалентных напряжений от времени.

Ключевые слова: ферменные конструкции, многоразовый межорбитальный буксир, динамическое характеристики, оптимальное проектирование.

1Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

2Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (МГТУ им. Н.Э. Баумана)

2-я Бауманская ул., 5/1, г. Москва, Российская Федерация, 105005, e-mail: [email protected]

УДК 629.788.-016.021.3

динамичеСкие характериСтики

Стержневой конСтрукции крепления

электричеСкого ракетного двигателя

на межорбитальном букСире

© 2018 г. Синявский в.в.1, 2, Смердов а.а.1

dyNamiC prOpErTiES OF ThE FramE STruCTurE

FOr mOuNTiNg aN ElECTriCal prOpulSiON ThruSTEr

ONTO aN OrBiTal TraNSFEr vEhiClE

Sinyavskiy v.v.1, 2, Smerdov a.a.1

1S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

2Bauman Moscow State Technical University (Bauman MSTU)5/1 2nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation, e-mail: [email protected]

Lunar exploration is one of the major future development paths for spaceflight. Also, besides that, one of the most important tasks is to reduce the cost of transporting payloads from low orbits to higher orbits. A reusable orbital transfer vehicle with electrical rocket propulsion system can be an effective solution for achieving both of these objectives.


дИНАМИЧЕСКИЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ СТЕржНЕвОй КОНСТруКцИИ

СинявСкий в.в.

The reusable orbital transfer vehicle structure is a multi-section large truss. Such structures have several variable parameters such as: diameter of the rods, rod wall thickness, number of sections, the radius of the base of the structure. When designing large space frame structures, it is necessary to determine the design with the maximum dynamic properties and the minimal mass. This work uses optimization methods to solve the problem of finding the design of the frame structure that is optimal from the standpoint of mass minimization while meeting the requirement to minimize the first natural frequency.

It also solves the problem of transient dynamic loads on the structure of the electrical thruster mount during thruster firing. The time dependence of the maximum equivalent stresses is determined.

Key words: truss structures, reusable orbital transfer vehicle, dynamic characteristics, optimal design.

СИНЯВСКИй Виктор Васильевич — доктор технических наук, профессор, научный консультант РКК «Энергия», профессор МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: [email protected] Viktor Vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Scientific Consultant at RSC Energia, Professor at Bauman MSTU, e-mail: [email protected]

СМЕРДОВ Алексей Андреевич — аспирант, инженер-конструктор 1 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Aleksey Andreevich — Post-graduate, Engineer-designer 1 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]

введение

Одним из перспективных направлений развития космонавтики является освое-ние Луны с созданием обитаемых лунных баз с соответствующей инфраструкту-рой, орбитальной лунной посещаемой станции, добывающе-перерабатывающих комплексов с мощной энергетикой [1]. Первоочередной задачей в таком случае является создание эффективной транс-портной системы для доставки грузов, в т. ч. неделимых, большой массы (до 30 т), с орбиты Земли на орбиту Луны [1–2].

Многоразовое использование элемен-тов транспортной системы является од-ним из важнейших способов повышения

эффективности транспортных операций в космосе. Ядерные электроракетные двигательные установки позволяют соз-дать многоразовый межорбитальный буксир (ММБ) и тем самым повысить эффективность многозвенной космической транспортной системы.

Многоразовый межорбитальный бук-сир представляет собой транспортный космический летательный аппарат нового поколения, использующий для созда-ния тяги электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) [3]. Общий вид и состав ММБ представлен на рис. 1.

С целью снижения массы радиаци-онной защиты от излучения реактора ядерной энергетической установки (ЯЭУ)

Смердов а.а.



приборно-агрегатный отсек, ЭРДУ и транс-портируемый полезный груз удалены от ЯЭУ на достаточно большое рассто-яние (25–50 м, в зависимости от мощно-сти ЯЭУ). Электроракетный двигатель (ЭРД) соединяется с ЯЭУ с помощью протяженной многосекционной стерж-невой конструкции, консольно закреп-ленной на буксире. При значительной массе ЭРД и большом расстоянии между ЭРД и буксиром проектирование такой конструкции представляет собой отдель-ную задачу, решению которой посвящена данная работа.

Первой задачей являлось исследова-ние влияния параметров стержневой кон-струкции на первую собственную частоту [4–7]. Второй задачей был анализ на-пряженно-деформированного состояния (НДС) стержневой конструкции. При этом расчетным случаем являлся переходный процесс включения ЭРД. Третья задача состояла в проведении оптимального проектирования стержневой конструкции минимальной массы с ограничением на минимальное значение первой собственной частоты.

описание расчетной модели

Расчет проводился методом конеч-ных элементов. Модель выполнена из ба-лочных элементов и закреплена по всем степеням свободы на нижнем торце. На верхнем торце закреплена сосредоточенная масса, имитирующая ЭРД. При исследовании

динамических характеристик и НДС рассматривалось два типа ферменных конструкций, представленных на рис. 2.

Помимо расчета динамических ха-рактеристик также проводился повероч-ный расчет НДС оптимального проекта фермы. Расчетный случай — переходный процесс включения двигателя и достиже-ния номинального значения тяги. Зави-симость тяги ЭРД от времени, принятая в качестве исходных данных, представлена на рис. 3.

Рис. 1. Общий вид многоразового межорбитального буксира (ММБ): 1 — ядерная энергетическая установка; 2 — ферма системы отведения (трос системы безудар-ного раскрытия и силовые кабели не показаны); 3 — при-борно-агрегатный отсек; 4 — стыковочное устройство; 5 — секции электроракетного двигателя (ЭРД); 6 — от-сек электроракетной двигательной установки с системой хранения и подачи рабочего тела; 7 — грузовой контейнер с полезным грузом; 8 — узел разделения ММБ и грузового контейнера; 9 — направление вектора силы тяги; 10 — ферма крепления ЭРД к ММБ

Рис. 2. Конечноэлементные модели ферменных конст- рукций крепления электроракетного двигателя

Примечание. H = 50 м; mЭРД

= 70 кг.

Рис. 3. Зависимость тяги электроракетного двигателя от времени



Масса перспективного ЭРД, имеющего тягу 50 Н, определялась экстраполяцией имеющихся данных о различных разрабо-танных ЭРД и принималась равной 70 кг. На рис. 4 представлена экстраполяционная зависимость тяги ЭРД от массы.

Параметры фермы принимались сле-дующими: H = 50 м — высота фермы; m

ЭРД = 70 кг — масса ЭРД; m = 200 кг —

масса фермы; d1 = 50 мм — внутренний

диаметр стержней.При фиксированных массе конструкции

и диаметре стержней толщина стержней изменяется в зависимости от параметров конструкции согласно выражению:

h = (d

2 – d

1)

2,

где внешний диаметр стержней d2 опре-

деляется следующим уравнением:

4md

2 =

ρlπ + d12

,

где r — плотность материала; l — общая длина стержней.

При проектировании в качестве кон-струкционного материала рассматривался алюминиевый сплав АМг6.

результаты параметрического анализа динамических характеристик и ндС

При расчетах варьировались R — ради-ус основания и k

p — количество про-

дольных секций конструкции. Количество

продольных секций принималось от 1 до 20 для обоих типов секций. Для кон-струкции с параллелепипедными и пира- мидальными секциями радиус варьи- ровался в пределах 1…14 м и 1…10 м, соот-ветственно.

Стоит отметить, что при малом чис-ле продольных секций длина стержней измеряется десятками метров, что, конеч-но же, конструктивно и технологически нереализуемо. Однако включение этих вариантов в область параметрического анализа было сделано с целью более глубокого понимания влияния варьиру-емых параметров на характер колебаний и значения первой собственной частоты, для чего и нужен параметрический анализ.

На рис. 5 представлена зависимость первой собственной частоты от количе-ства продольных секций и радиуса осно-вания. Характерные формы колебаний для всех возможных проектов представлены на рис. 6.

Рис. 4. Зависимость тяги электроракетного двигателя от его массы

Примечание. Синими точками отмечены характерис- тики стационарных плазменных двигателей, разрабо- танных КБ «Факел» [8].

Рис. 5. Зависимость первой собственной частоты f1

от количества продольных секций kp и радиуса основания

конструкции с параллелепипедной (а) и пирамидальной (б) секциями

а)

б)



Для некоторых проектов с характер-ными балочной и оболочечной формами колебаний был проведен расчет НДС при переходном процессе включения двига-теля. Зависимость максимальных экви-валентных напряжений в конструкции от времени представлена на рис. 7. Так как данные проекты обладают максимальной и минимальной первой собственной ча-стотой, свойства всех остальных проектов находятся в диапазоне между ними.

оптимальное проектирование

Конечной целью исследования дина- мических характеристик конструк-ции является проведение оптимального проектирования. Параметрический анализ в таком случае является первым этапом, позволяющим в первом приближении понять зависимость характеристик кон-струкции от ее параметров.

Постановка задачи оптимизации. Варьируемыми параметрами принимались следующие: k

p — количество продольных

секций; R — радиус основания конструк-ции; d — диаметр стержней; h — толщина стержней. Данные параметры варьирова-лись в следующих диапазонах: 10 ≤ k

p ≤ 20;

2 ≤ R ≤ 10 м; 40 ≤ d ≤ 100 мм; 1,5 ≤ h ≤ 3,0 мм.

а) б) в) г)

Рис. 6. Формы колебаний проектов конструкции с па-раллелепипедными секциями с параметрами R = 2 м, k

p = 20 (а); R = 11 м, k

p = 4 (б) и пирамидальны-

ми секциями с параметрами R = 0,5 м, kp = 3 (в);

R = 7 м, kp = 7 (г)

а) б)

Рис. 7. Зависимость максимальных эквивалентных напряжений от времени при переходном процессе включения двигателя: конструкции с параллелепипедными секциями с параметрами R = 2 м, k

p = 20 (а); R = 11 м, k

p = 4 (б) и пирамидальными секциями

с параметрами R = 0,5 м, kp = 3 (в); R = 7 м, k

p = 7 (г)

в) г)



Среди численных методов проведе-ния оптимального проектирования вы-деляется группа методов глобального поиска, которые направлены на ис-следование всей области допустимо-го изменения варьируемых параметров. Центральное место в этой группе зани-мает глобальный перебор, когда переби-раются все возможные реализации про-ектируемого изделия и производится сравнение их критериев качества. Если варьируемые параметры непрерывны, то возможно проведение глобального пере- бора по сетке, нанесенной в пространстве поиска. Глобальный перебор — единствен-ный численный метод, который в самом общем случае может гарантировать обна-ружение глобального оптимума [9–10].

Критериями качества в данной задаче являются значение массы конструкции m и первой собственной частоты f

1. В данной

задаче требовалось найти конструкцию минимальной массы, обеспечивающую выполнение условия f

1 ≥ 1 Гц.

Решение задачи оптимального про-ектирования. Поскольку данная задача решалась численно, применение глобаль-ного перебора привело бы к значитель-ным затратам машинного времени, необ-ходимого для нахождения оптимального проекта. Варьирование всех четырех параметров приводит к ~104 проектов, а расчет каждого из них занимает не-сколько секунд. Таким образом, расчет всех проектов занял бы десятки часов. Применение метода сгущения сетки по-иска позволяет ускорить решение данной задачи в десятки раз.

Суть метода заключается в итера-ционном поиске оптимального проекта с уменьшением сетки около оптималь-ного проекта на предыдущей итерации. Схема реализации метода глобального поиска со сгущением сетки для двух- мерного пространства варьируемых пара- метров поиска показана на рис. 8. Сна- чала на грубой сетке в пределах задан-ного диапазона поиска f

1min, f

1max и f

2min,

f2max

для параметров f1 и f

2, соответ-

ственно, проводится расчет и находится оптимальный проект, которому соответ-ствуют значения f

1opt(1) и f

2opt(1). Далее,

от данного проекта как в сторону увели-чения, так и в сторону уменьшения пара-метра откладывается интервал, равный половине шага варьирования параметра на предыдущей итерации. Данный интер-вал ограничивает поиск оптимального

проекта на следующей итерации. При этом также уменьшается шаг. Таким об-разом, на второй итерации находится оптимальный проект с параметрами f

1opt(2) и f

2opt(2). Количество итераций

поиска определяется проектантом.

В данной задаче проводилось две итерации, на каждой из которых рас-считывалось три значения для каждого варьируемого параметра. В табл. 1 и 2 приведены характеристики некоторых про- ектов и значения их параметров, рассчи-танные на первой и второй итерациях. В табл. 1 и 2 проекты отсортированы по возрастанию массы конструкции.

Таким образом, оптимальным про-ектом для конструкции как с паралле-лепипедными, так и с пирамидальными секциями является проект 5. Видно, что оптимальный проект второй итерации на десятки процентов более выгоден с точки зрения минимума массы, чем оптималь-ный проект первой итерации, что гово-рит об эффективности применения метода ускорения поиска для проведения оптимального проектирования.

Помимо этого стоит отметить, что при проведении оптимального проектирова-ния стержневых конструкций с обоими типами секций машинное время соста-вило не более получаса. В данной задаче повышение размерности на единицу при-водит к увеличению количества проектов и, как следствие, машинного време-ни, примерно в пять раз. Таким образом, при условии применения методов ускоре-ния поиска оптимального проекта является вполне реализуемым проведение оптималь-ного проектирования стержневых конструк-ций такого рода с варьированием шести-семи параметров, что говорит о довольно широких возможностях применения метода конечных элементов в задаче оптимального проектирования стержневых конструкций.

Рис. 8. Метод сгущения сетки поиска



Номер проекта

Параллелепипедная секция Пирамидальная секция

Итерация 1 Итерация 2 Итерация 1 Итерация 2

f1, Гц m, кг f

1, Гц m, кг f

1, Гц m, кг f

1, Гц m, кг

1 1,02 752 — — 1,05 380 — —

2 1,05 942 — — 1,08 410 — —

3 1,02 762 — — 1,02 419 — —

4 1,00 1 050 — — 1,05 453 — —

5 — — 1,00 570 — — 1,02 304

6 — — 1,01 605 — — 1,00 314

7 — — 1,00 627 — — 1,04 317

8 — — 1,00 580 — — 1,04 320

9 — — 1,02 618 — — 1,02 328

10 — — 1,01 641 — — 1,03 332

Номер проекта

Параллелепипедная секция Пирамидальная секция

kp

R, м d, мм h, мм kp

R, м d, мм h, мм

1 11 4 80 1,5 9 4 40 2

2 11 4 60 2,5 9 4 60 1,5

3 11 4 60 2 12 4 40 2

4 14 4 60 2,5 12 4 60 1,5

5 9 4 50 1,87 7 4 35 1,9

6 9 4 50 2 8 4 35 1,9

7 10 4 50 2 7 4 40 1,8

8 9 4 55 1,75 7 4 35 2

9 9 4 55 1,87 8 4 40 1,8

10 10 4 55 1,87 8 4 35 2

Таблица 1

результаты итерационного расчета

Таблица 2

параметры проектов

выводы

Параметрический анализ динамических характеристик стержневой конструкции крепления ЭРД показал, что при варьиро-вании геометрических параметров дина-мические и прочностные характеристики конструкции могут изменяться в разы. Также меняется и сам характер колебаний и деформирования.

Проведение параметрического ана-лиза численным методом позволяет про-анализировать возможные свойства и предпочтительные значения параметров конструкции перед более подробной про- работкой конструкции.

Использование пирамидальных сек-ций при определенных соотношениях между геометрическими характеристиками позволяет существенно повысить значе-ние первой собственной частоты. При этом максимальное значение напряжений при переходном динамическом процессе также существенно снижается, а при затухании ко-лебаний уменьшается практически до нуля.

Метод конечных элементов может быть эффективно применен для оптимального проектирования многосекционных стерж-невых конструкций. При этом для обеспе-чения достаточно небольшого машинного времени эффективным является применение метода ускорения поиска оптимального



проекта, к примеру, метода сгущения сет-ки поиска. В таком случае является воз-можным определение оптимальной кон-струкции с варьированием четырех и более параметров.


1. Легостаев В.П., Лопота В.А., Синяв-ский В.В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энерге-тических установок и ядерных электро-ракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4–15.

2. Косенко А.Б., Синявский В.В. Тех-нико-экономическая эффективность ис-пользования многоразового межорби-тального буксира на основе ядерной электроракетной двигательной установ-ки для обеспечения больших грузопотоков при освоении Луны // Космическая тех-ника и технологии. 2013. № 2. С. 72–84.

3. Синявский В.В. Научно-техниче-ский задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25–45.

4. Jones T.C., Bart-Smith H., Mikulas M., Watson J. Finite element modeling and analysis of large pretensioned space structures // Journal of Spacecraft and Rockets. 2007. V. 44. № 1. P. 183–193.

5. Синявский В.В., Смердов А.А., Лав-рищев С.С. Исследование влияния пара- метров ферменной секции на напряженно-

деформированное состояние и динами-ческие характеристики каркаса космиче-ских солнечных батарей // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 4. С. 76–81.

6. Смердов А.А., Лаврищев С.С. Иссле-дование напряженно-деформированного состояния и динамических характеристик крупногабаритного каркаса космических солнечных батарей // Молодежь. Техни-ка. Космос. Статьи и доклады IX Обще-российской молодежной науч.-техн. конф. СПб.: Балт. гос. техн. ун-т, 2017. 111 с.

7. Смердов А.А. Исследование влияния параметров ферменной секции на дина-мические и прочностные характеристи-ки фермы двигательной установки малой тяги межорбитального буксира // Тезисы докладов XXI Научно-технической кон-ференции молодых ученых и специали-стов. Королёв: РКК «Энергия», 2017. Т. 2. С. 50–51.

8. ФГУП ОКБ «Факел». Режим до-ступа: http://www.fakelrussia.com/index.php?option=com_content&view=category&layout=blog&id=32&Itemid=166&lang=ru (дата обращения 05.09.2018 г.).

9. Баничук Н.В., Кобелев В.В., Рикардс Р.Б. Оптимизация элементов конструкций из композиционных материалов. М.: Маши- ностроение, 1988. 224 с.

10. Смердов А.А. Основы оптимального проектирования композитных конструк-ций. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006. 88 с.Статья поступила в редакцию 17.09.2018 г.

reference

1. Legostaev V.P., Lopota V.A., Sinyavskiy V.V. Perspektivy i effektivnost’ primeneniya kosmicheskikh yaderno-energeticheskikh ustanovok i yadernykh elektroraketnykh dvigatel’nykh ustanovok [Prospects and efficiency in application of space nuclear power plants and nuclear electrorocket propulsion systems]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 1, pp. 4–15.

2. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Tekhniko-ekonomicheskaya effektivnost’ ispol’zovaniya mnogorazovogo mezhorbital’nogo buksira na osnove yadernoy elektroraketnoy dvigatel’noy ustanovki dlya obespecheniya bol’shikh gruzopotokov pri osvoenii Luny [Technical and economic efficiency of employing a reusable space tug based on a nuclear electric propulsion system to support intensive cargo traffic for lunar exploration]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 2, pp. 72–84.

3. Sinyavskiy V.V. Nauchno-tekhnicheskiy zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital’nomu buksiru «Gerkules» [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle Hercules]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 3, pp. 25–45.

4. Jones T.C., Bart-Smith H., Mikulas M., Watson J. Finite element modeling and analysis of large pretensioned space structures. Journal of Spacecraft and Rockets, 2007, vol. 44, no. 1, pp. 183–193.



5. Sinyavskiy V.V., Smerdov A.A., Lavrishchev S.S. Issledovanie vliyaniya parametrov fermennoy sektsii na napryazhenno-deformirovannoe sostoyanie i dinamicheskie kharakteristiki karkasa kosmicheskikh solnechnykh batarey [Study of the effect of the truss section parameters on the stressed-strained state and dynamic characteristics of the framework of space solar arrays]. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina, 2017, no. 4, pp. 76–81.

6. Smerdov A.A., Lavrishchev S.S. Issledovanie napryazhenno deformirovannogo sostoyaniya i dinamicheskikh kharakteristik krupnogabaritnogo karkasa kosmicheskikh solnechnykh batarey [Study of the stressed-strained state and dynamic characteristics of a large-sized framework of space solar arrays]. Molodezh’. Tekhnika. Kosmos. Stat’i i doklady IX Obshcherossiyskoy molodezhnoy nauch.-tekhn. konf. Saint-Petersburg, Balt. gos. tekhn. un-t publ., 2017. 111 p.

7. Smerdov A.A. Issledovanie vliyaniya parametrov fermennoy sektsii na dinamicheskie i prochnostnye kharakteristiki fermy dvigatel’noy ustanovki maloy tyagi mezhorbital’nogo buksira [Study of the efect of the truss section parameters on dynamic and strength characteristics of the truss of a low thrust propulsion system of the inter-orbit tug]. Tezisy dokladov XXI Nauchno-tekhnicheskoy konferentsii molodykh uchenykh i spetsialistov. Korolev, RKK «Energiya», 2017. Vol. 2, pp. 50–51.

8. FGUP OKB «Fakel». Available at: http://www.fakel russia.com/index.php?option= com_content&view=category&layout=blog&id=32&Itemid=166&lang=ru (accessed 05.09.2018).

9. Banichuk N.V., Kobelev V.V., Rikards R.B. Optimizatsiya elementov konstruktsiy iz kompozitsionnykh materialov [Optimization of structural elements made of composite materials]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1988. 224 p.

10. Smerdov A.A. Osnovy optimal’nogo proektirovaniya kompozitnykh konstruktsiy [Fundamentals of optimal design of composite structures]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2006. 88 p.


МуЛьТИфИзИЧНый прОГрАММНый КОМпЛЕКС ТрЕХМЕрНОГО рАСЧЕТА

На базе современного программного комплекса Comsol Multiphysics авторами разра-ботана базовая версия программной методики для выполнения трехмерных расчетов тепловых и электрических характеристик термоэмиссионных электрогенерирующих каналов (ЭГК) в составе ядерных энергетических установок космического и наземного назначений, названной авторами COMSOL–ЭГК. В работе представлено описание основных функциональных возможностей разработанного комплекса COMSOL–ЭГК, оптимизированного под задачи расчета ЭГК любой конструкции. Расширение функцио-нала математической модели ЭГК в COMSOL–ЭГК осуществляется путем добавления новых программных модулей (физических разделов) к базовой математической модели электротеплофизических процессов в ЭГК. В работе представлено описание разра-ботанного программного модуля, позволяющего рассчитывать влияние собственного магнитного поля ЭГК на его характеристики. Для тестирования созданной математической модели собственного магнитного поля ЭГК было проведено несколько тестовых расчетов для одно- и многоэлементного ЭГК.

Ключевые слова: термоэмиссионный электрогенерирующий канал, ядерная энер-гетическая установка космического и наземного назначений, математическая модель ЭГК, программный комплекс COMSOL.

1Автономная некоммерческая организация дополнительного профессионального образования «Техническая академия Росатома»

(АНО ДПО «Техническая академия Росатома»)Ул. Курчатова, 21, г. Обнинск, Калужская обл., Российская Федерация, 249031,


2АО «Государственный научный центр Российской Федерации – Физико-энергетический институт имени А.И. Лейпунского» ( АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»)

Пл. Бондаренко, 1, г. Обнинск, Калужская обл., Российская Федерация, 249033, e-mail: [email protected]

УДК 621.039.578:629.7

мультифизичный программный комплекС

трехмерного раСчета электротеплофизичеСких

характериСтик термоэмиССионных

электрогенерируЮЩих каналов

ядерных энергетичеСких уСтановок

коСмичеСкого назначения

© 2018 г. полоус м.а.1, ярыгин в.и.2

mulTiphySiCS SOFTwarE paCkagE

FOr 3D CalCulaTiONS OF ThE CharaCTEriSTiCS

FOr a ThErmiONiC FuEl ElEmENT OF NuClEar pOwEr

plaNTS FOr SpaCE appliCaTiONS

polous m.a.1, yarygin v.i.2

1Rosatom Technical Academy21 Kurchatov str., Obninsk, Kaluga region, 249031, Russian Federation, e-mail: [email protected]

2Joint Stock Company State Scientiic Centre of the Russian Federation – Institute for Physics and Power Engineering named after A.I. Leypunsky (JSC SSC RF–IPPE)

1 Bondarenko sq., Obninsk, Kaluga region, 249033, Russian Federation, e-mail: [email protected]


Полоус М.А., Ярыгин В.И.

полоуС м.а. ярыгин в.и.

On the basis of the modern software package Comsol Multiphysics the authors developed a basic version of the program method, named COMSOL–TFE, for performing three-dimensional calculations of the thermionic fuel elements (TFE) thermal and electrical characteristics as part of the nuclear reactors for space and ground applications. The main functional capabilities of the developed COMSOL–TFE optimized for the TFE calculation of any construction are described in this work. Expansion of functionality of the TFE mathematical model in COMSOL–TFE is carried out by adding new program modules (physical partitions) to the basic mathematical model of electrothermophysical processes in TFE. The description of the developed program module that allows to calculate the effect of the TFE own magnetic field on its characteristics is provided in the paper. Several test calculations for a single- and multi-cell TFE were performed for processing test the created mathematical model of the influence of the TFE own magnetic field.

Key words: thermionic fuel element, nuclear reactors for space and ground applications, TFE mathematic model, software package COMSOL.

введение

Результаты НИОКР последних лет по созданию термоэмиссионных ядерных энергетических установок (ЯЭУ) различ-ного назначения показали, что электро- генерирующие каналы (ЭГК) в составе термоэмиссионных ЯЭУ нового поколения [1, 2] имеют значительно более сложную геометрическую структуру, обладающую большим набором сред различной тепло- и электропроводности, усовершенствован-ной формой электродных оболочек, ком-мутационных перемычек и других кон-струкционных элементов, по сравнению со структурой ЭГК в составе термо-эмиссионных ЯЭУ первого поколения (ЯЭУ «Топаз», «Енисей» [3, 4]).

Регулярное усложнение задач вызыва-ет необходимость своевременного разви-тия конструкторских и расчетных методов при проектировании электрогенерирую-щих каналов (ЭГК) в составе термоэмисси- онных ЯЭУ нового поколения. Благода-ря стремительному развитию информаци-онных технологий и методов численного анализа, в настоящее время методы рас-четно-проектного обоснования техниче-ских решений в науке и технике измени- лись коренным образом. Математическое моделирование и численные методы поз-воляют находить решения задачи для физических моделей практически лю-бой сложности. На сегодняшний день численный эксперимент стал неотъемле-мым спутником дорогостоящих натурных

ПОЛОУС Михаил Александрович — кандидат технических наук, специалист по профессио- нальному обучению АНО ДПО «Техническая академия Росатома», e-mail: [email protected] Mikhail Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Training specialist at Rosatom Technical Academy, e-mail: [email protected]

ЯРЫГИН Валерий Иванович — доктор технических наук, профессор, главный научный сотрудник ГНЦ РФ – ФЭИ, e-mail: [email protected] Valeriy Ivanovich – Doctor of Science (Engineering), Professor, Chief research scientist at SSC RF – IPPE, e-mail: [email protected]



экспериментов — ни одно эксперимен- тальное исследование не обходится без детального расчетно-теоретического сопро-вождения. Необходимость инновационно-го развития космической системотехники формирует новые вызовы на мировом и отечественном рынках новых перспек- тивных ЯЭУ [5].

История развития методик расчета ха-рактеристик ЭГК насчитывает свыше 50 лет. Основная система уравнений для математической модели тепловых и элек-трических процессов, протекающих в электрогенерирующем элементе (ЭГЭ), впервые была предложена Ю.С. Юрьевым (ГНЦ РФ–ФЭИ) в начале 1960-х гг. [6]. В настоящее время существует множество программных методик, позволяющих вы-полнять численные расчеты тепловых и электрических характеристик ЭГК, при этом преобладающее большинство из них основано на одномерных математических моделях ЭГК. Наиболее широкое рас-пространение на сегодняшний день имеет группа методик, основанная на расчете ха-рактеристик ЭГК по модели распределен-ных параметров [7–15]. Бóльшая часть методик из этой группы разработана свы-ше 15 лет назад на языках программи-рования, которые на сегодняшний день не являются актуальными и не имеют реальной технической поддержки от про-изводителей, часто несовместимы с совре- менными операционными системами и средами разработки, что практически полностью исключает возможность расши-рения и совершенствования функционала программы специалистами, пришедшими на смену авторам данных методик. Сле-дует отметить и тот факт, что и сами разработчики по описанным выше причи-нам не имеют зачастую ни возможности, ни навыков модернизации собственных программных кодов. Помимо этого совре- менные методики обладают и рядом других характерных особенностей [16]:

• расчет многоэлементного ЭГК сво-дится к последовательному расчету ха-рактеристик входящих в его состав ЭГЭ и суммированию характеристик для по-следовательной электронной цепи, таким образом полностью исключаются из чис-ленного анализа области межэлектродной коммутации;

• в большинстве методик существен-но упрощены процедуры расчета топлив-ной композиции, коллекторного пакета и межэлектродной коммутации ЭГК;

• математические модели ЭГК в большинстве методик являются одно- мерными и не позволяют проводить углуб- ленную оценку влияния различного рода неравномерностей на выходные харак- теристики ЭГК;

• методики разработаны для опреде-ленной конструкции ЭГК и не позволяют проводить численный анализ ЭГК более сложной геометрии;

• характеристики ЭГК рассчитыва-ются при фиксированных (оптимальных) температуре коллектора и давлении пара рабочего тела.

Ниже представлен перечень требова-ний к современной методике для полу- чения результатов расчета ЭГК на каче-ственно новом уровне [16]:

• переход от одномерного расчета к трехмерному численному расчету физи-ческих характеристик ЭГК;

• детальный учет влияния свойств конструкционных материалов и сред на тепловые и электрические процессы в ЭГК;

• переход от математического рас-чета процессов в единичном ЭГЭ к ЭГК в целом (детальный учет всей геометриче-ской структуры моделируемых устройств);

• возможность проведения расчетов ЭГК в геометрии, отличной от геомет- рии ЭГК первого поколения (ЯЭУ «Топаз» и «Енисей»);

• возможность «сквозного» (мульти- физичная задача) расчета ЭГК (в пер-спективе — всего термоэмиссионного реактора-преобразователя (ТРП)) средст-вами одного программного кода.

Таким образом, расчетное обоснование проектных решений перспективных ЭГК на современном уровне требует более широкого и комплексного подхода, чем это позволяют сделать ранее созданные методики расчета ЭГК. Такой подход предполагает детальный учет влияния не только всех неоднородностей, связан-ных со сложной геометрией и материаль-ным составом конструктивных элементов ЭГК (применение трехмерной расчет-ной модели в электротеплофизическом расчете ЭГК), но и учет накопленных за последние годы новых экспериментальных данных о характеристиках электродов, а также учет влияния ряда других не-однородностей [17, 18]. К наиболее зна-чимым по степени влияния на характери-стики ЭГК неоднородностям, детальный учет которых необходим при обосновании



характеристик ЭГК на современном уровне, можно отнести следующие:

• неоднородность энерговыделения топливной композиции ЭГК (моделиро-вание нейтронно-физических процессов в активной зоне реактора-преобразова- теля [19]);

• неоднородность тепловыделения в коллекторном пакете (моделирование теплогидравлических процессов в при-коллекторной зоне ЭГК);

• неоднородность парциального дав-ления пара рабочего тела в межэлект- родной среде ЭГК (моделирование влияния магнитных полей на харак- теристики ЭГК);

• неоднородность работы выхода электронов эмиттера (моделирование про-цессов в плазме в межэлектродном зазоре ЭГК) и др.

Столь широкий круг расчетных задач требует разработки современного мульти- физичного программного обеспечения, реализующего полный спектр инструмен-тов для расчетного обоснования характе- ристик ЭГК, а в перспективе и всего ТРП. Важно отметить, что разработка эффективного и высокоточного программ-ного обеспечения обусловливает также сокращение расходов при проектирова-нии новых ЯЭУ как на стадии НИОКР, так и на стадии эксплуатации [20].

программный комплекс COMSOL–эгк

Наиболее перспективным подходом к разработке программного обеспечения для численного расчета характеристик ЭГК на современном уровне является использование и доработка/модифика-ция уже существующих мультифизичных программных комплексов, предназначенных для проведения трехмерного моделиро-вания физических процессов и удовлет-воряющих заявленным требованиям [21]. В качестве программной платформы для модификации был выбран хорошо зарекомендовавший себя современный программный комплекс COMSOL Multiphysics [22]. Этот программный про-дукт активно развивается с середины 1990-х гг., имеет крупное сообщество поль-зователей из разных уголков мира и отли- чается очень продуктивной и отзывчивой техподдержкой производителя. COMSOL Multiphysics — это мультифизичное кроссплатформенное программное обес- печение конечноэлементного анализа,

позволяющее производить комплексный анализ физической модели с помощью систем уравнений в частных производ-ных. Важно отметить, что в своем ори-гинальном виде COMSOL Multiphysics не способен производить моделиро-вание физических процессов в термо-эмиссионных ЭГК. Обусловлено это тем, что связь между тепловой и электриче-ской задачами в ЭГК осуществляется посредством моделирования процессов в плазме в межэлектродном зазоре (МЭЗ), однако программных инструментов для решения подобных задач у COMSOL Multiphysics нет в наличии [16, 22]. В связи с этим в ГНЦ РФ–ФЭИ в 2012 г. авторами была выполнена мо-дификация программного кода COMSOL Multiphysics и разработана базовая версия программного комплекса для прове-дения трехмерных расчетов тепловых и электрических характеристик ЭГК, на-званного авторами COMSOL–ЭГК [23]. Одной из ключевых особенностей вы-бранной для модификации платформы является ее редактируемая модульная программная архитектура, позволяющая расширять функциональность созданной математической модели путем добавления новых или модификации имеющихся про-граммных модулей. На рис. 1 представ-лен базовый набор программных модулей COMSOL Multiphysics [16, 22].

В результате модификации COMSOL Multiphysics был совмещен функционал графически выделенных на рис. 1 про-граммных модулей и реализована алго-ритмическая связь между модулями трех- мерного теплового и электрического рас-чета посредством использования матема-тически обработанных экспериментальных данных о вольтамперных характеристи-ках (ВАХ) термоэмиссионных преобразо- вателей (ТЭП).

COMSOL–ЭГК, оптимизированный под задачи расчета термоэмиссионных ЭГК, предоставляет пользователям полный спектр инструментов для решения зада-чи как в одномерном, так и в трехмерном приближениях [16, 22]:

• интеграция с различными совре-менными системами автоматизированного проектирования (AutoCAD, SolidWorks и др.), что позволяет использовать в рас-четах заранее разработанные двумерные и трехмерные чертежи ЭГК;

• автоматизированная генерация конечно- элементной расчетной сетки;



• задание различных свойств мате-риалов (программный комплекс содержит встроенную базу данных по свойствам материалов), источников воздействия и граничных условий;

• интерполяция и экстраполяция исход- ных данных (в т. ч., ВАХ ТЭП);

• постобработка результатов расчета;• возможность создания собственных

мультифизических задач с помощью комби- наций уравнений в частных производных;

• эффективное взаимодействие про-граммных модулей — добавление новых и модификация существующих.

Рис. 1. Модульная структура программного кода COMSOL–ЭГК [22]

Первая версия разработанной про-граммы (2012 г.) позволяла проводить численный расчет характеристик только многоэлементных ЭГК [23]. По аналогии с другими расчетными методиками моде-лирование процессов в плазме в COMSOL–ЭГК заменено использованием в расчетах математически обработанных баз экспе-риментальных данных о ВАХ ТЭП. Ре-зультаты нейтронно-физических расчетов, а именно, трехмерное энерговыделение конструктивных элементов ЭГК, исполь-зуется в COMSOL–ЭГК в качестве ис-ходных данных либо в табличной форме, либо в виде аналитических выражений.

В первой версии программы анализ теплогидравлических процессов в при-коллекторной зоне ЭГК был упрощен до граничного условия второго рода [16]. В настоящий момент COMSOL–ЭГК су-щественно расширил свой функционал. Разработанный программный комплекс позволяет моделировать характеристики термоэмиссионных устройств любой кон-струкции — одно- и многоэлементные ЭГК, ЭГК с внутренним и внешним распо-ложением топлива, лабораторные ТЭП с плоской и цилиндрической геометрией электродов как с ядерным, так и неядер- ным нагревом и др. [24].



математическая модель эгк в COMSOL–эгк

Базовая математическая модель элек-тротеплофизических процессов в ЭГК, реализованная в программном комплексе COMSOL–ЭГК, основана на численном решении классических уравнений элек-тростатики и сопряженного теплообмена. Замыкающим соотношением для систе-мы уравнений выступает выборка матема- тически обработанных экспериментальных данных о ВАХ ТЭП.

Пространственное распределение тем-пературы в моделируемом устройстве описывается в COMSOL–ЭГК классичес- ким уравнением теплопереноса [16]:

∇(–k∇T) = Q,

где Т — температура среды; k — коэф- фициент теплопроводности среды; Q — объемный источник тепловыделения, моделирующий генерацию и перенос тепла в радиационных и электричес- ких процессах.

Таким образом, джоулево тепловыде-ление, тепловое излучение и электронное охлаждение учитываются в уравнении теплопереноса введением соответствующих источников и стоков тепла.

Пространственное распределение элек-трического потенциала в неоднородной электропроводящей среде описывается классическим уравнением Пуассона [16]:

Dϕ = F,

где ϕ — электрический потенциал; F — объемный источник/сток электрическо- го заряда.

Связь двух уравнений в задаче расчета ЭГК осуществляет зависимость плотности электрического тока от межэлектродно-го напряжения, которые в COMSOL–ЭГК используются в виде набора эксперимен-тальных ВАХ ТЭП.

После выбора размерности модели-руемой задачи (одномерный, двумерный или трехмерный расчет) наступает этап разработки геометрической модели, зада-ния материального состава и граничных условий. Детальное описание данного этапа будет опущено в настоящей статье по причине его рассмотрения в предыду-щих работах авторов [23, 25]. В качестве примера на рис. 2 изображена разрабо-танная с помощью современных средств автоматизированного проектирования трех-мерная модель многоэлементного ЭГК,

импортированная в программный ком-плекс COMSOL–ЭГК для последующих расчетов [16].

Расширение функционала математиче-ской модели ЭГК осуществляется путем добавления новых физических разделов, которые в COMSOL–ЭГК представляют-ся в виде программных модулей, высту-пающих в качестве надстроек для базовой математической модели электротеплофи-зических процессов в ЭГК. В настоящее время в математическую модель COMSOL–ЭГК добавлены программный модуль для расчета теплогидравлики и модуль расчета влияния собственного магнитного поля (СМП) ЭГК на его ха-рактеристики. Последний модуль опишем более детально.

учет влияния Смп на характеристики эгк в COMSOL–эгк

Основной причиной проведения рас-четных оценок влияния СМП на выходные характеристики ЭГК является значи-тельная величина напряженности ин-дуцированного магнитного поля в МЭЗ ЭГК. На текущий момент модуль расче-та СПМ ЭГК в программном комплексе COMSOL–ЭГК использует одномерную математическую модель перераспределе- ния давления пара цезия в МЭЗ под влиянием СМП ЭГК. Важно понимать, что расчет СМП ЭГК невозможен без мо- делирования тепловых и электрических процессов в ЭГК. Таким образом, задача расчета СМП ЭГК является комплексной и сопряженной, требует реализации всех стадий расчета, предваряющих электро- магнитный анализ ЭГК.

Рис. 2. Фрагмент трехмерной геометрической модели многоэлементного электрогенерирующего канала: 1 — дис-танционатор; 2 — эмиттер; 3 — коллектор; 4 — соседний электрогенерирующий элемент; 5 — топливная композиция; 6 — газоотводное устройство; 7 — межэлектродная ком-мутационная перемычка



Рассмотрим математическую модель возникновения СМП в ЭГК. На рис. 3 представлена принципиальная схема воз-никновения СМП в МЭЗ ЭГЭ.

В магнитном поле на движущуюся заряженную частицу (в ЭГЭ/ЭГК, в основ- ном, на электроны) действует сила Лоренца. В МЭЗ ЭГЭ/ЭГК за счет силы Лоренца и столкновений электронов с ато-мами цезия вдоль эмиттеров возникает перепад магнитного давления и, соответ-ственно, перепад статического давления пара цезия. В развитом дуговом режиме работы ЭГК распределение давления пара цезия вдоль МЭЗ каждого ЭГЭ опре- деляется следующим выражением [26]:

P(x) = P0 +

H0 – H2(x)

8π

2

,

где P0 — давление пара цезия на входе

в МЭЗ; H0 и H(x) — напряженности

собственного поперечного магнитного поля у коммутации и в сечении x, соответственно.

Здесь, согласно работе [26], H0 = ;

4IcD

H(x) = ∫ jdx4πc

L

x, где L, D — длина и диаметр

эмиттера, соответственно; j — эксперимен-тальная ВАХ ТЭП, которая в наиболее общем виде представляется в виде зави- симости плотности электрического тока в МЭЗ от ряда параметров [19]:

j = f(u, TE, T

C, P

Cs, d, Φ

E, Φ

C).

Здесь u — межэлектродное напря-жение; T

E, T

C — температуры эмиттера

и коллектора, соответственно; PCs

— дав-ление пара цезия; d — величина МЭЗ; Φ

E, Φ

C — работы выхода электронов эмит-

тера и коллектора, соответственно.Для корректного решения постав-

ленной задачи необходимо использовать

зависимость плотности электрического тока в МЭЗ по меньшей мере от трех пере-менных j = f(u, T

E, P

Cs) при прочих

фиксированных параметрах.Для отработки созданной математи-

ческой модели влияния СМП ЭГК было проведено несколько тестовых расчетов, выполненных для девятиэлементного уни-фицированного и одноэлементного ЭГК. В ходе работы были созданы геометриче-ские модели исследуемых ЭГК с помощью современных средств автоматизированно-го проектирования. Полученные модели были импортированы в программный комплекс COMSOL–ЭГК, затем для них была сгенерирована конечноэлементная расчетная сетка (рис. 4).

Исходные данные по материальному составу, энерговыделению в топливных сердечниках и локальным ВАХ ТЭП для рассматриваемых типов ЭГК в настоящей работе будут опущены, так как были де-тально рассмотрены в предыдущих работах авторов [19, 23–25]. Перейдем к резуль- татам расчетов ЭГК.

Рис. 3. Принципиальная схема возникновения собственного магнитного поля в межэлектродном зазоре (МЭЗ) электро-генерирующего элемента

Рис. 4. Фрагмент расчетных сеток электрогенерирующе-го канала (ЭГК) в COMSOL–ЭГК [24, 25]: а — 60-градусный сектор расчетной модели многоэлементного ЭГК; б — осевое сечение расчетной модели одноэлементного ЭГК; 1 — коллек-торный пакет; 2 — эмиттер; 3 — чехол ЭГК; 4 — топливная композиция; 5 — газоотводное устройство; 6 — межэлек-тродная коммутационная перемычка; 7 — соседние электро- генерирующие элементы

а)

б)



пример расчета многоэлементного эгк

На рис. 5–8 представлены результа-ты тестовых расчетов девятиэлементного унифицированного ЭГК с учетом и без учета влияния СМП ЭГК на его харак-теристики, выполненные в программном комплексе COMSOL–ЭГК [16].

пример расчета одноэлементного эгк

На рис. 9–12 представлены результаты тестовых расчетов одноэлементного ЭГК с учетом и без учета влияния СМП ЭГК на его характеристики [24].

Рис. 8. Расчетный КПД многоэлементного ЭГК с учетом и без учета распределения давления пара цезия Р(х) по длине ЭГК

Рис. 5. Фрагменты температурного поля в области меж- электродной коммутационной перемычки многоэлемент-ного ЭГК: а — 60-градусный сектор со скрытыми областями рабочего тела, топливной композиции, эмиттерного и коллек-торного пакетов; б — осевое сечение для всех конструктивных элементов расчетной модели ЭГК

Рис. 6. Распределение давления пара цезия по длине многоэлементного ЭГК для различных величин электриче-ского тока

Рис. 7. Расчетная вольтамперная характеристика много-элементного ЭГК с учетом и без учета распределения давления пара цезия Р(х) по длине ЭГК

а)

б)

Рис. 9. Фрагменты температурного поля одноэлементного ЭГК: а — продольное сечение ЭГК; б — концевые секции ЭГК

а)

б)




Как отмечалось ранее, отсутствие раз-вития в направлении совершенствова-ния современных методик расчетного обоснования характеристик ЭГК может существенно затруднить проектные рабо-ты по перспективным термоэмиссионным ЯЭУ. Разработанный на базе COMSOL Multiphysics программный комплекс COMSOL–ЭГК решает актуальную зада-чу на современном уровне с применением передовых средств автоматизированного проектирования и математического моде-лирования. COMSOL–ЭГК активно раз-вивается авторами и уже сейчас содержит широкий набор инструментов для чис-ленного моделирования характеристик ЭГК различных конструкций.

В последнюю версию программы вне-дрен модуль расчета влияния СМП на характеристики ЭГК. Результаты тестовых расчетов, проведенных в COMSOL–ЭГК для одно- и многоэлементного ЭГК, сви-детельствуют о том, что давление в МЭЗ ЭГК изменяется на значительную величи-ну, серьезно влияющую на выходные ха-рактеристики ЭГК. Наибольший эффект влияния СМП на характеристики ЭГК проявляется для многоэлементных ЭГК, и данным эффектом при проведении рас-четного обоснования проектных работ по созданию термоэмиссионных ЭГК но-вого поколения пренебрегать нельзя. Важно отметить, что расчет СМП ЭГК требует привлечения большего количества исходных баз экспериментальных данных о ВАХ ТЭП для более точного определения зависимости j = f(P

Cs).


1. Ярыгин В.И., Ружников В.А., Синяв-ский В.В. Космические и наземные ядер-ные энергетические установки прямого преобразования энергии. М.: НИЯУ МИФИ, 2016. 364 с.

2. Романов А.В. Теория комплексной оптимизации проектирования космиче-ских аппаратов с ядерными термоэмисси-онными энергетическими установками // Под ред. Б.И. Полетаева, А.П. Ковалева. СПб.: ООО «НПО «Профессионал», 2010. С. 15–95, 238–260.

3. Грязнов Г.М., Пупко В.Я. «Топаз-1». Советская космическая ядерно-энерге-тическая установка // Природа. 1991. Вып. 10. С. 29–36.

Рис. 10. Распределение давления пара цезия по длине одноэлементного ЭГК

Рис. 11. Расчетная вольтамперная характеристика одноэлементного ЭГК с учетом и без учета распределения давления пара цезия Р(х) по длине ЭГК

Рис. 12. Расчетный КПД одноэлементного ЭГК с учетом и без учета распределения давления пара цезия Р(х) по длине ЭГК



4. Кухаркин Н.Е., Пономарев-Степ-ной Н.Н., Усов В.А. Космическая ядерная энергетика (ядерные реакторы с термо-электрическим и термоэмиссионным пре-образованием — «Ромашка» и «Енисей») // Под ред. акад. РАН Н.Н. Пономарева- Степного. М.: ИздАт, 2008. 146 с.

5. Алленых М.А. Влияние институтов на стимулирование инновационных про-цессов // Друкеровский вестник. Изд-во ЮРГТУ (НПИ). 2014. № 2. С. 21–27.

6. Пупко В.Я., Юрьев Ю.С. Некото-рые проблемы разработки термоэмис-сионного реактора-преобразователя // Обнинск: Препринт ФЭИ-27, 1965. 20 с.

7. Ружников В.А. Численный метод совместного решения тепловой и элек-трической задач для термоэмиссионного электрогенерирующего канала // Обнинск: Препринт ФЭИ-774, 1977. 24 с.

8. Бабушкин Ю.В., Мендельба-ум М.А., Савинов А.П. Алгоритм расче-та характеристик термоэмиссионных электрогенерирующих сборок // Известия АН СССР. Энергетика и транспорт. 1981. № 2. С. 115–122.

9. Синявский В.В. Методы определе-ния характеристик термоэмиссионных твэлов. М.: Энергоатомиздат, 1990. 184 с.

10. Шиманский А.А. Эффективный ал-горитм расчета ВАХ и температурных по-лей термоэмиссионного ЭГК на основе одномерной математической модели // Сб. тезисов докладов конференции «Ядер-ная энергетика в космосе». Обнинск, 1990. 316 с.

11. Линник В.А. Расчетно-теоретические методы исследования выходных характе-ристик термоэмиссионных электрогенери-рующих элементов, электрогенерирующих сборок (каналов) и реакторов преобра-зователей космических ЯЭУ. Обнинск: Препринт ФЭИ-3058, 2005. 70 с.

12. Лазаренко Д.Г. Математическая модель для расчета теплоэлектрофизи-ческих характеристик цилиндрического электрогенерирующего канала // Изве-стия вузов. Ядерная энергетика. 2007. № 3. С. 89–100.

13. Виноградов Е.Г., Ярыгин В.И. Ме-тодика расчета электротеплофизических характеристик термоэмиссионного элек-трогенерирующего канала. Уч. пос. Об- нинск: ИАТЭ, 2008. 40 с.

14. Полоус М.А. Усовершенствование методики расчета выходных характери-стик многоэлементного термоэмиссион- ного электрогенерирующего канала реактора-

преобразователя // Известия вузов. Ядерная энергетика. 2010. № 1. С. 164–172.

15. Давыдов А.А., Гонтарь А.С., Сот-ников В.Н. Комплексное компьютерное моделирование выходных параметров и ресурсного поведения многоэлементного ЭГК на основе диоксида урана // Воп-росы атомной науки и техники. Физи-ка радиационного воздействия на радио-электронную аппаратуру. 2014. Вып. 1. С. 18–25.

16. Полоус М.А. Методика комплекс-ного трехмерного расчета электро-тепло-физических характеристик электрогенери-рующих каналов термоэмиссионных ЯЭУ второго поколения // Дис. … канд. тех. наук: 05.14.03, защищена на базе НИЦ «Кур-чатовский институт» 24.01.2017 г.: утв. 12.07.2017 г. Москва, 2017. 121 с.

17. Выбыванец В.И., Гонтарь А.С., Ере-мин С.А. Базовый электрогенерирующий канал двухрежимных термоэмиссионных ЯЭУ. Научно-технические проблемы раз-работки и создания // Сборник докладов Международной конференции «Ядерная энергетика в космосе – 2005», Москва– Подольск, 2005. Т. 1. С. 79–82.

18. Гонтарь А.С., Еремин С.А., Лапоч-кин Н.В. Усовершенствованный одно-элементный электрогенерирующий канал для термоэмиссионной ЯЭУ повышенной мощности // Сборник докладов Междуна-родной конференции «Ядерная энергети-ка в космосе – 2005», Москва–Подольск, 2005. Т. 2. С. 279–283.

19. Андрианова О.Н., Кощеев В.Н., Жер-дев Г.М. Вклад зависимости погрешностей мультигрупповых констант от сечения разбавления в оценку неопределенности нейтронно-физических характеристик РУ / Научная сессия НИЯУ МИФИ-2015. Аннотации докладов в 3-х т. М.: НИЯУ МИФИ, 2015. C. 319.

Осецкая М.М. Особенности пла-нирования модернизации, технического обслуживания и ремонта систем и обо-рудования на атомных электростанциях России // Вестник университета (Государ-ственный университет управления). 2010. № 19. С. 116–119.

20. Обзор современных систем авто-матизированного проектирования. Режим доступа: http://bourabai.ru/graphics/dir.htm#36 (дата обращения 26.09.2017 г.).

21. Официальный сайт производите-ля Comsol Multiphysics. Режим доступа: http://www.comsol.com/ (дата обращения 26.09.2017 г.).



22. Полоус М.А., Ярыгин В.И., Вино-градов Е.Г. Программный комплекс для трехмерного численного расчета тепловых и электрических характеристик много-элементного электрогенерирующего ка-нала термоэмиссионной ЯЭУ // Изве-стия вузов. Ядерная энергетика. 2012. № 2. С. 151–160.

23. Полоус М.А., Соловьев Д.И., Яры-гин В.И. Программный комплекс трех-мерного расчета выходных характеристик одноэлементного электрогенерирующе-го канала термоэмиссионных ЯЭУ раз-личного назначения // Известия вузов. Ядерная энергетика. 2017. № 2. С. 81–92.

24. Полоус М.А., Алексеев П.А., Ехла-ков И.А. Современные расчетные техно-логии обоснования характеристик ЯЭДУ в проектных работах создания термо-эмиссионных КЯЭУ нового поколения // Электронный журнал «Труды МАИ». 2013. № 68.

25. Дружинин В.А., Цхакая В.К., Яры-гин В.И. Исследование влияния магнитно-го давления на работу цезиевых ТЭП // жТФ. 1976. Т. 46. Вып. 6. С. 1289–1294.Статья поступила в редакцию 06.06.2018 г.

reference

1. Yarygin V.I., Ruzhnikov V.A., Sinyavskiy V.V. Kosmicheskie i nazemnye yadernye energeticheskie ustanovki pryamogo preobrazovaniya energii [Space and ground nuclear power plants for direct power conversion]. Moscow, NIYaU MIFI publ., 2016. 364 p.

2. Romanov A.V. Teoriya kompleksnoy optimizatsii proektirovaniya kosmicheskikh apparatov s yadernymi termoemissionnymi energeticheskimi ustanovkami [Theory of integrated optimization of the design of spacecraft with nuclear thermionic power plants]. Ed. by B.I. Poletaev, A.P. Kovalev. Saint-Petersburg, OOO «NPO «Professional» publ., 2010. Pp. 15–95, 238–260.

3. Gryaznov G.M., Pupko V.Ya. «Topaz-1». Sovetskaya kosmicheskaya yaderno- energeticheskaya ustanovka [Topaz-1. Soviet space nuclear power plant]. Priroda, 1991, issue 10, pp. 29–36.

4. Kukharkin N.E., Ponomarev-Stepnoy N.N., Usov V.A. Kosmicheskaya yadernaya energetika (yadernye reaktory s termoelektricheskim i termoemissionnym preobrazovaniem — «Romashka» i «Enisey») [Space nuclear power engineering (nuclear reactors with thermoelectric and thermionic conversion — Romashka and Enisei)]. Ed. by acad. RAN Ponomarev-Stepnoy N.N. Moscow, IzdAt publ., 2008. 146 p.

5. Allenykh M.A. Vliyanie institutov na stimulirovanie innovatsionnykh protsessov [The influence of institutions on stimulation of innovative processes]. Drukerovskiy vestnik. Izd-vo YuRGTU (NPI), 2014, no. 2, pp. 21–27.

6. Pupko V.Ya., Yur’ev Yu.S. Nekotorye problemy razrabotki termoemissionnogo reaktora-preobrazovatelya [Some problems of the development of a thermionic converter reactor]. Obninsk, Preprint FEI-27, 1965. 20 p.

7. Ruzhnikov V.A. Chislennyy metod sovmestnogo resheniya teplovoy i elektricheskoy zadach dlya termoemissionnogo elektrogeneriruyushchego kanala [A numerical method for the joint solution of thermal and electrical problems for a thermionic power generating channel]. Obninsk, Preprint FEI-774, 1977. 24 p.

8. Babushkin Yu.V., Mendel’baum M.A., Savinov A.P. Algoritm rascheta kharakteristik termoemissionnykh elektrogeneriruyushchikh sborok [Algorithm for calculating characteristics of thermionic power generating assemblies]. Izvestiya AN SSSR. Energetika i transport, 1981, no. 2, pp. 115–122.

9. Sinyavskiy V.V. Metody opredeleniya kharakteristik termoemissionnykh tvelov [Methods for determining characteristics of thermionic fuel elements]. Moscow, Energoatomizdat publ., 1990. 184 p.

10. Shimanskiy A.A. Effektivnyy algoritm rascheta VAKh i temperaturnykh poley termoemissionnogo EGK na osnove odnomernoy matematicheskoy modeli [The effective algorithm for calculating volt-ampere characteristics and temperature ields of a thermionic PGC based on one-dimensional mathematical model]. Sb. tezisov dokladov konferentsii «Yadernaya energetika v kosmose». Obninsk, 1990. 316 p.



11. Linnik V.A. Raschetno-teoreticheskie metody issledovaniya vykhodnykh kharakteristik termoemissionnykh elektrogeneriruyushchikh elementov, elektrogeneriruyushchikh sborok (kanalov) i reaktorov preobrazovateley kosmicheskikh YaEU [Calculated and theoretical methods to study the output characteristics of thermionic power generating elements, power generating assemblies (channels) and converter reactors of space NPP]. Obninsk, Preprint FEI-3058, 2005. 70 p.

12. Lazarenko D.G. Matematicheskaya model’ dlya rascheta teploelektrofizicheskikh kharakteristik tsilindricheskogo elektrogeneriruyushchego kanala [Mathematical model for calculating thermal electrophysical characteristics of a cylindrical power generating channel]. Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika, 2007, no. 3, pp. 89–100.

13. Vinogradov E.G., Yarygin V.I. Metodika rascheta elektroteplofizicheskikh kharakteristik termoemissionnogo elektrogeneriruyushchego kanala. Uch. pos. [Method of calculating electrical and thermophysical characteristics of a thermionic power generating channel. Teaching aids]. Obninsk, IATE publ., 2008. 40 p.

14. Polous M.A. Usovershenstvovanie metodiki rascheta vykhodnykh kharakteristik mnogoelementnogo termoemissionnogo elektrogeneriruyushchego kanala reaktora-preobrazovatelya [Improving the method of calculating output characteristics of a multielement thermionic power generating channel of the converter reactor]. Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika, 2010, no. 1, pp. 164–172.

15. Davydov A.A., Gontar’ A.S., Sotnikov V.N. Kompleksnoe komp’yuternoe modelirovanie vykhodnykh parametrov i resursnogo povedeniya mnogoelementnogo EGK na osnove dioksida urana [Integrated computer simulation of output parameters and service life of a multielement power generating channel based on uranium dioxide]. Voprosy atomnoy nauki i tekhniki. Fizika radiatsionnogo vozdeystviya na radioelektronnuyu apparaturu, 2014, issue 1, pp. 18–25.

16. Polous M.A. Metodika kompleksnogo trekhmernogo rascheta elektroteplofizicheskikh kharakteristik elektrogeneriruyushchikh kanalov termoemissionnykh YaEU vtorogo pokoleniya [Method for integrated three-dimensional calculation of electrical thermophysical characteristics for power generating channels of thermionic nuclear-power plants of the second generation]. Dis. … kand. tekh. nauk: 05.14.03, zashchishchena na baze NITS «Kurchatovskiy institut» 24.01.2017. Utv. 12.07.2017. Moscow, 2017. 121 p.

17. Vybyvanets V.I., Gontar’ A.S., Eremin S.A. Bazovyy elektrogeneriruyushchiy kanal dvukhrezhimnykh termoemissionnykh YaEU. Nauchno-tekhnicheskie problemy razrabotki i sozdaniya [The basic power generating channel of dual-mode thermionic nuclear power plants. Scientific and technical problems of the development and creation]. Sbornik dokladov Mezhdunarodnoy konferentsii «Yadernaya energetika v kosmose – 2005», Moscow– Podol’sk, 2005. Vol. 1, pp. 79–82.

18. Gontar’ A.S., Eremin S.A., Lapochkin N.V. Usovershenstvovannyy odnoelementnyy elektrogeneriruyushchiy kanal dlya termoemissionnoy YaEU povyshennoy moshchnosti [The improved singe-element power generating channel for thermionic nuclear power plant of the increased power]. Sbornik dokladov Mezhdunarodnoy konferentsii «Yadernaya energetika v kosmose – 2005», Moscow–Podol’sk, 2005. Vol. 2, pp. 279–283.

19. Andrianova O.N., Koshcheev V.N., Zherdev G.M. Vklad zavisimosti pogreshnostey mul’tigruppovykh konstant ot secheniya razbavleniya v otsenku neopredelennosti neytronno-fizicheskikh kharakteristik RU [The contribution of the error dependence of multigroup constants on the dilution section to the uncertainty estimate of neutron-physical characteristics of RU]. Nauchnaya sessiya NIYaU MIFI-2015. Annotatsii dokladov in 3 vol. Moscow, NIYaU MIFI publ., 2015. P. 319.

20. Osetskaya M.M. Osobennosti planirovaniya modernizatsii, tekhnicheskogo obsluzhivaniya i remonta sistem i oborudovaniya na atomnykh elektrostantsiyakh Rossii [Features of planning modernization, maintenance and repair of systems and equipment at nuclear power plants in Russia]. Vestnik universiteta (Gosudarstvennyy universitet upravleniya), 2010, no. 19, pp. 116–119.

21. Obzor sovremennykh sistem avtomatizirovannogo proektirovaniya [Review of up-to-date computer-aided design systems]. Available at: http://bourabai.ru/graphics/ dir.htm#36 (accessed 26.09.2017).

22. Comsol Multiphysics. Available at: http://www.comsol.com/ (accessed 26.09.2017).



23. Polous M.A., Yarygin V.I., Vinogradov E.G. Programmnyy kompleks dlya trekhmernogo chislennogo rascheta teplovykh i elektricheskikh kharakteristik mnogoelementnogo elektrogeneriruyushchego kanala termoemissionnoy YaEU [Program complex for three- dimensional numerical calculation of thermal and electrical characteristics of a multi-element power generating channel of a thermionic nuclear power plant]. Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika, 2012, no. 2, pp. 151–160.

24. Polous M.A., Solov’ev D.I., Yarygin V.I. Programmnyy kompleks trekhmernogo rascheta vykhodnykh kharakteristik odnoelementnogo elektrogeneriruyushchego kanala termoemissionnykh YaEU razlichnogo naznacheniya [Program complex for three-dimensional calculation of output characteristics of a single-element power generating channel of thermionic NPP for various purpose]. Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika, 2017, no. 2, pp. 81–92.

25. Polous M.A., Alekseev P.A., Ekhlakov I.A. Sovremennye raschetnye tekhnologii obosnovaniya kharakteristik YaEDU v proektnykh rabotakh sozdaniya termoemissionnykh KYaEU novogo pokoleniya [Advanced calculation methods to substantiate NEPS characteristics in design work when developing thermionic combined nuclear power plants of a new generation]. Elektronnyy zhurnal «Trudy MAI», 2013, no. 68.

26. Druzhinin V.A., Tskhakaya V.K., Yarygin V.I. Issledovanie vliyaniya magnitnogo davleniya na rabotu tsezievykh TEP [Study of the effect of magnetic pressure on operation of cesium thermionic converters]. ZhTF, 1976, vol. 46, issue 6, pp. 1289–1294.


Ахмедов М.р., бидеев А.Г., Сазонов в.в., Хамиц И.И.

Приведено исследование влияния температуры на мощность солнечных батарей, выполненное путем анализа вольтамперных характеристик фотоэлектрических преобразователей и подтвержденное экспериментально телеметрическими изме-рениями грузового космического корабля «Прогресс МС». На основе зависимостей электрических параметров преобразователей от температуры построены вольт-амперные характеристики при различной температуре, с помощью которых выяснено, как нагрев влияет на ток, напряжение и мощность солнечных батарей. Определено, что это влияние зависит от способа согласования солнечных батарей с потребителями тока. В космических аппаратах согласование обычно обеспечи-вается стабилизацией напряжения на солнечных батареях или экстремальным регулированием. Результаты анализа для случая стабилизированного напряже-ния нашли экспериментальное подтверждение при телеметрических измерениях тока и температуры солнечных батарей космического корабля «Прогресс МС-07», выполнявшего автономный полет с ориентированными на Солнце солнечными ба-тареями. Результаты исследования представляют интерес для разработчиков солнечных батарей и систем электроснабжения космических аппаратов.

Ключевые слова: зависимость мощности солнечных батарей от темпе-ратуры, моделирование солнечных батарей, вольтамперная характеристика фотоэлектрического преобразователя.

1Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

2Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова (МГУ)Ленинские горы, 1, г. Москва, Российская Федерация, 119991, e-mail: [email protected]

УДК: 629.78.064.56:621.317.66

экСпериментальное иССледование

влияния температуры на производительноСть

Солнечных батарей С иСпользованием телеметрии

коСмичеСкого корабля «прогреСС мС»

© 2018 г. ахмедов м.р.1, бидеев а.г.1, Сазонов в.в.2, хамиц и.и.1

ExpErimENTal rESEarCh

OF ThE TEmpEraTurE EFFECT

ON ThE SOlar arrayS OuTpuT pOwEr

uSiNg TElEmETry OF prOgrESS mS SpaCECraFT

akhmedov m.r.1, Bideev a.g.1, Sazonov v.v.2, khamits i.i.1

1S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

2Lomonosov Moscow State University (MSU)1 Leninskie Gory, Moscow, 119991, Russian Federation, e-mail: [email protected]

The paper presents a study of temperature effect on the power output of solar arrays conducted by means of analyzing the current-voltage curves of photovoltaic cells and experimentally validated through telemetry measurements on a cargo spacecraft Progress MS. Based on the relationships between electrical parameters of the


эКСпЕрИМЕНТАЛьНОЕ ИССЛЕдОвАНИЕ вЛИЯНИЯ ТЕМпЕрАТуры

введение

Электрические параметры фотоэлек-трических преобразователей (ФЭП), как и всех полупроводниковых приборов, за-метно зависят от температуры, в связи с чем нагрев влияет на выходную мощ-ность солнечных батарей (СБ). Анализ влияния в общей постановке сложен из-за многофакторности, большого количества

параметров и наличия обратных связей. Тем не менее, с помощью некоторых упро- щений зависимость можно, в целом, выяснить и использовать при проектирова-нии космических аппаратов (КА). В статье дано теоретическое объяснение работы СБ при нагреве, основанное на анализе вольт-амперных характеристик (ВАХ) ФЭП и экс-периментально подтвержденное телеметри- ческими измерениями корабля «Прогресс МС».

cells and temperature current-versus-voltage curves were plotted, which were used to find out how heating affects current, voltage and power output of solar arrays. It was found that the effect depends on the method of matching the solar arrays to current loads. In spacecraft the matching is usually provided through solar array voltage regulation or optimizing control. The analysis results for the case of voltage regulation were experimentally validated through telemetry measurements of current and temperature in solar arrays on free-flying Progress MS-07 spacecraft with solar arrays pointing at the Sun. The results of the study are of interest to developers of solar arrays and spacecraft power supply systems.

Key words: solar array power output vs. temperature, solar array simulation, photovoltaic cell current vs. voltage curve.

ахмедов м.р. Сазонов в.в.бидеев а.г. хамиц и.и.

АХМЕДОВ Муслим Ринатович — аспирант, ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Muslim Rinatovich — Post-graduate, Lead engineer at RSC Energia, e-mail: [email protected]

БИДЕЕВ Алексей Геннадьевич — кандидат технических наук, начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Aleksey Gennadyevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Division at RSC Energia, e-mail: [email protected]

САЗОНОВ Василий Викторович — кандидат физико-математических наук, и.о. декана факультета космических исследований МГУ, e-mail: [email protected] Vasiliy Viktorovich — Candidate of Science (Phisics and Mathematics), Acting Dean of Space Research Faculty of MSU, e-mail: [email protected]

ХАМИЦ Игорь Игоревич — руководитель НТЦ, заместитель главного конструктора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Igor Igorevich — Head of STC, Deputy General designer of RSC Energia, e-mail: [email protected]



Способы согласования Сб с потребителями тока

Влияние температуры на мощность СБ неоднозначно: в зависимости от усло-вий работы батарей нагрев может вести как к сравнительно небольшому увеличе-нию, так и к значительному снижению вырабатываемой мощности. В целом, ре-зультат зависит от положения рабочей точки на вольтамперной характеристике, что, в свою очередь, определяется спо- собом согласования СБ с нагрузкой.

В системах энергоснабжения КА сол-нечные батареи, как правило, согласуются с нагрузкой стабилизацией напряжения или экстремальным регулированием. Например, в системах энергоснабже-ния служебного, многофункционального лабораторного и научно-энергетиче-ского модулей РС МКС напряжение на шине питания с высокой точностью поддерживается регуляторами, которые, в зависимости от текущего электро- потребления, отсекают избыточный ток СБ [1–4]. Схема отлично зарекомендо-вала себя еще на орбитальном комплексе «Мир». Она удобна, когда состав потре-бителей заранее неизвестен и нет цели постоянно извлекать из СБ максимально возможную мощность.

В системах электропитания кораблей «Союз», «Прогресс» и их модификаций напряжение стабилизируют буферные аккумуляторы. Корректнее сказать, что напряжение на шине питания здесь под-держивается в допустимом интервале за счет баланса между СБ, буферными аккумуляторами и потребителями тока. Но ведущая роль в процессе принадле-жит аккумуляторам: напряжение на шине близко или к их электродвижущей силе, или к зарядному напряжению в зави- симости от того, в каком режиме находятся аккумуляторы.

Аппаратно сложнее всего экстре-мальное регулирование. Оно оправдано, если требуется постоянно эксплуатиро-вать СБ в режиме максимальной энерго- отдачи, например, в спутниках-ретран-сляторах при обеспечении наилучшего радиоприема или в КА с электро- ракетной маршевой тягой. Электрическая мощность, передаваемая нагрузке от ис-точника тока, зависит от сопротивления нагрузки и достигает максимума толь-ко при определенной величине сопро-тивления. Характеристики источника

и нагрузки, как правило, нестабильны, и, однажды подстроенные друг под друга, в дальнейшем они, вероятнее всего, не будут работать с предельной эффективностью. Экстремальным регу-лятором называют согласующее устрой-ство, позволяющее при изменчивых характеристиках источника тока и на-грузки эксплуатировать источник всегда в режиме максимальной мощности. Регу- лятор обеспечивает оптимальные ток и напряжение на источнике, не отбирая излишек энергии.

теоретическое описание связи температуры и мощности Сб

Вольтамперные характеристики ФЭП для разных температур показаны на рис. 1. Использованы данные для ФЭП на осно-ве кремния производства НПО «Сатурн» (г. Краснодар). Прочие преобразователи, в т. ч. на основе других полупроводни-ковых материалов, имеют похожий вид, и при изменении температуры ведут себя аналогично [5]. С повышением темпера-туры ВАХ смещается вдоль оси U влево, а вдоль оси I — вверх, почти сохраняя форму. Напряжение холостого хода U

XX

снижается практически линейно темпе-ратуре, а ток короткого замыкания I

КЗ повышается, но гораздо медленнее. Мак-симум мощности (точка C) смещается влево и вниз, что свидетельствует об уменьшении оптимального тока I

opt,

оптимального напряжения Uopt

и макси-мальной мощности P

max = I

optU

opt.

Рис. 1. Вольтамперные и вольтваттные характеристики ФЭП при различной температуре: A — рабочая точка; B — точка максимальной мощности (оптимальная); C — максимум мощности; D — текущая мощность



В составе СБ ФЭП соединяются последовательно-параллельно, и если условия работы всех ФЭП одинаковы (ФЭП равномерно освещены и имеют одинаковую температуру), то ВАХ батареи в целом повторяет ВАХ ФЭП с точностью до множителей по осям координат.

Режим работы ФЭП (сочетание дей-ствующего тока и напряжения на выходе СБ) задает на ВАХ так называемую рабо- чую точку (точка А на рис. 1). Высота ее положения численно равна силе тока ФЭП и при неизменном напряжении за-висит от температуры, вернее, от того, какая именно ВАХ реализуется. Зафик-сировав вертикаль, проходящую через рабочую точку, можно определить силу тока при нескольких температурах, а за-тем построить зависимость, как на рис. 2. Здесь видно, что до некоторой темпера-туры сила тока растет, а при дальнейшем нагреве снижается вплоть до нуля.

При использовании экстремального регулятора СБ в каждый момент вре-мени выдают максимально возможную электрическую мощность. Если проана-лизировать серию ВАХ при различных тем-пературах, можно построить зависимость, как на рис. 3. В данном примере зависи-мость имеет прямолинейный характер только из-за предположения, что опти- мальное напряжение U

opt зависит от

температуры линейно, а оптимальный ток I

opt, согласно данным производителя,

от температуры не зависит. Практически, график может не быть прямолинейным, но обязательно монотонно убывает.

экспериментальное исследование связи температуры и мощности Сб

На низкой околоземной орбите вос-ход Солнца происходит очень быстро — менее чем за полминуты, поэтому при выходе из тени планеты на спутнике прак-тически сразу устанавливается почти постоянная освещенность, но температура его элементов продолжает расти.

Температура внешних элементов спут-ника из-за периодических заходов в тень Земли может меняться более чем на 100 °C [6]. Такие условия удачны для из-учения связи силы тока СБ с темпера-турой. Для СБ со стабилизированным напряжением выполнить исследование оказалось возможным с помощью грузового космического корабля «Прогресс МС-07», в автономном полете которого созданы необходимые условия для эксперимента, и обеспечена запись телеметрических дан-ных. Ранее подобные измерения были сделаны на служебном модуле РС МКС, но они не позволили установить явную связь между силой тока и температурой СБ из-за периодического затенения бата- рей другими элементами станции [6].

Чистота эксперимента требует равно-мерного освещения и нагрева СБ. Равно-мерность освещения батарей корабля «Прогресс МС-07» обеспечена ориентаци-ей корабля на Солнце, длительное время сохраняемой за счет собственного вра-щения аппарата. Достаточно простая форма корабля исключает затенение СБ конструктивными элементами. Нагрев фотоэлектрических преобразователей, вероятно, не был одинаковым из-за осо-бенностей конструкции СБ и корабля: каждая панель батарей представляет собой металлическую раму с натянутым диэлектрическим сетчатым полотном,

Рис. 2. Зависимость тока ФЭП от температуры при стабилизированном напряжении

Рис. 3. Зависимость максимальной мощности ФЭП от температуры



к которому пришиты ФЭП. Очевидно, что преобразователи, расположенные вдоль краев панелей, обмениваются теплом еще и с относительно теплоемкой рамой — как через полотно, так и посредством излу-чения. Кроме того, в связи с консольным расположением СБ преобразователи име-ют лучистый теплообмен с корпусом ко-рабля. Особенно это относится к ФЭП, близким к корпусу корабля [7].

Вообще, распределение температу-ры СБ и его влияние на характеристики батарей — предмет отдельного иссле-дования, и в данной работе этот фак-тор не учитывался по трем причинам. Во-первых, целью работы является опре-деление общей связи электрических характеристик СБ с температурой в пред-положении о сравнительно равномерном нагреве батарей. Во-вторых, амплитуда зарегистрированных температурных коле-баний как минимум на порядок превыша-ет предполагаемый разброс температуры ФЭП, что делает данное исследование вообще возможным. В-третьих, исследо-вание основано на телеметрических изме-рениях, а температуру СБ корабля «Про-гресс МС» измеряют только две пары резервирующих друг друга датчиков — по одной на каждой консоли СБ.

Чрезвычайно ценной для экспери-мента оказалась возможность включения СБ корабля «Прогресс МС» секциями, что позволяет проследить за их работой, когда они наиболее чувствительны к тем-пературе. Солнечные батареи корабля электрически разделены на две после-довательные секции: основную СБ1 и дополнительную СБ2. В зависимости от того, работает дополнительная сек-ция или нет, реализуется одна из пар ВАХ на рис. 4.

При сравнительно небольшой, дежур-ной нагрузке работает только СБ1. Коли-чество ФЭП в ее генераторах подобрано с таким расчетом, чтобы рабочая точка находилась на ниспадающей части ВАХ (точка A на рис. 4). Небольшой нагрев на величину DT вызывает смещение ВАХ влево и значительное уменьшение силы тока на величину DI. Таким образом, при выключенной секции СБ2 ток СБ кораб-ля становится чувствителен к изменению температуры, и на аккумуляторах под-держивается необходимый зарядный ток, причем только за счет нелинейности ВАХ.

Экспериментально зарегистрированный процесс изменения температуры и тока

СБ корабля «Прогресс МС-07» показан на рис. 5. Графики построены на основе телеметрической информации (параме-тры ТС1 и Т174), записанной на витках № 2712 и 2721. В течение первого из них работали обе секции СБ, в течение второго — только основная. Для других витков графики выглядят схожим обра-зом, отличаясь лишь случайными, огра-ниченными по амплитуде флуктуациями, которые объясняются наличием отражен-ного от Земли света и светочувствительно-стью обратной стороны СБ корабля [6, 8]. За начало отсчета времени t = 0 принят момент выхода аппарата из тени Земли.

Режим с выключенной секцией СБ2 представляет основной интерес для ис-следования, так как соответствует режи-му работы, чувствительному к изменениям температуры, и позволяет проследить работу СБ в большем диапазоне токов. Зависимость тока СБ от температуры

Рис. 4. Вольтамперные характеристики СБ корабля «Прогресс МС» при различном количестве включенных секций и вариациях температуры: A, A′, B, B′ — рабочие точки; C, D — точки максимальной мощности

Рис. 5. Графики тока СБ (параметр ТС1) и температуры (параметр Т174): ▄ — температура СБ; ▄ — ток СБ, секция СБ2 выключена; ▄ — ток СБ, секция СБ2 включена



демонстрирует график на рис. 6, где каж-дая точка имеет своими координатами температуру и ток СБ, наблюдавшиеся в одинаковые моменты времени.

Отсчеты времени t на рис. 6 соответ-ствуют шкале времени рис. 5. В интервале t = 0…0,5 мин корабль освещался сквозь земную атмосферу, и по мере того как Солнце поднималось над горизонтом, ток возрастал от нуля почти до максимума. Далее, до t = 2,5 мин, ток возрос еще примерно на 0,6 А за счет повышения тем-пературы СБ от –55 до –10 °С. Затем, примерно до t = 30 мин, наблюдался

монотонный рост температуры и одновре-менное снижение тока СБ. В интервале 0,5…17,0 мин график на рис. 6 имеет вид, аналогичный графикам рис. 2. Таким об-разом, предположения о зависимости мощности СБ от температуры при стаби-лизированном напряжении, сделанные выше путем анализа ВАХ ФЭП, находят экспериментальное подтверждение.

Экспериментально был реализован достаточно широкий, но все-таки огра-ниченный диапазон температур, и чтобы подчеркнуть сходство, график на рис. 6 экстраполирован штриховыми линиями.

Рис. 6. Взаимное изменение температуры и тока СБ корабля «Прогресс МС-07» при выключенной секции СБ2 (данные ТМИ от 07.04.2018 г., виток 2721)

оценка погрешности расчета мощности Сб без учета изменений температуры

Исследование позволяет ответить на вопрос, в каких случаях и в какой сте-пени допустимо пренебречь учетом из-менения температуры ФЭП при расчете мощности СБ. Вообще, точный расчет предполагает учет тепловых и электри-ческих процессов в СБ в их взаимной связи. Должно быть определено состояние каждого ФЭП с учетом теплового и элек-трического взаимодействия с другими,

и общая постановка задачи приводит к нелинейным уравнениям с тысячами переменных. На практике совершенно необходимо задачу упрощать [6, 9].

Если СБ согласована с нагрузкой путем стабилизации напряжения на шине питания, то, как видно на рис. 2, размах изменений тока батарей из-за непосто-янства температуры зависит от рабочего напряжения ФЭП и диапазона эксплуа-тационных температур. Например, если СБ должна работать при температуре –50…+100 °С, а напряжение ФЭП 0,4 В,



сила тока преобразователей может состав-лять 0,47…0,55 А.

Следовательно, в общем случае необхо-дим расчет мощности СБ для нескольких значений температуры. Особый интерес представляют наименьшая, наибольшая, температура максимальной мощности и наиболее вероятная. Расчет при предель-ных температурах дает минимальную мощность СБ, а при наиболее вероятной позволяет вычислить средневитковую мощность.

При разработке КА, у которых на-пряжение на шине питания стабилизи-ровано, стремятся, насколько возможно, обеспечить независимость тока СБ от тем-пературы. Достигается это, как правило, путем увеличения количества ФЭП в генераторах тока и, соответствен-но, уменьшения рабочего напряжения преобразователей. Кроме того, запас ФЭП должен учитывать возможные отказы и постепенную деградацию под действи-ем факторов космического пространства. В результате рабочая точка ВАХ ФЭП оказывается значительно левее опти-мальной, и — на пологой части кривой, где сила тока слабо зависит от вариаций температуры (см. рис. 1).

В приведенном примере (эксплуата-ционная температура –50…+100 °С, за-висимость тока от температуры согласно рис. 2) с уменьшением рабочего напряже-ния ФЭП до 0,3 В диапазон возможных значений тока сужается до 0,54...0,56 А. Теперь вместо нескольких расчетов доста-точно одного, без учета вариаций темпе- ратуры. Его погрешность составит ±2%.

В случае применения экстремального регулятора мощность СБ при повыше-нии температуры монотонно уменьшается, поэтому учет ее изменения необходим. На практике интересны расчеты при минимальной и максимальной темпера-турах эксплуатации, а также при наибо- лее вероятной.

выводы

Характер влияния температуры на выходную мощность СБ зависит от спо-соба согласования СБ с потребителями тока. Если согласование СБ и нагруз-ки обеспечено за счет стабилизации напряжения питания (регуляторами тока или буферными аккумуляторами), то с повышением температуры до некото-рого предела сила тока и, соответственно,

мощность СБ незначительно возрастают, а при дальнейшем повышении темпера-туры падают вплоть до нуля. Например, ток секции СБ1 корабля «Прогресс МС» с ростом температуры от –60 до –10 °C повышается на 2–3%, с нагревом до 50 °C уменьшается на 50%, а при температуре ~70 °C исчезает.

Обеспечить практически стабильную работу СБ в необходимом диапазоне тем-ператур можно, если увеличить количе-ство ФЭП в последовательных цепочках (генераторах тока), т. е. уменьшив рабо-чее напряжение ФЭП. Например, включе- ние секции СБ2 последовательно с секцией СБ1 на корабле «Прогресс МС» делает ток СБ практически нечувствительным к колебаниям температуры в диапазоне –60…+60 °C. Однако такая мера, в целом, снижает реализуемый КПД ФЭП.

В случае применения экстремальных регуляторов мощность солнечных бата-рей с ростом температуры монотон- но уменьшается.

Авторы выражают благодарность Тать-яне Владимировне Матвеевой за активное участие в проведении эксперимента.


1. Легостаев В.П., Марков А.В., Соро-кин И.В. Целевое использование Россий-ского сегмента МКС: значимые научные результаты и перспективы // Космиче-ская техника и технологии. 2013. № 2. С. 3–18.

2. Зернов А.С., Николаев В.Д. Опыт эксплуатации солнечных батарей слу-жебного модуля Международной косми-ческой станции // Космическая техника и технологии. 2016. № 1(12). С. 29–38.

3. Бидеев А.Г., Семин А.Ю., Кузне-цов А.В., Ахмедов М.Р. Проектирование системы энергоснабжения научно-энер-гетического модуля для Российского сег-мента Международной космической стан-ции // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 64–74.

4. Ахмедов М.Р. Оптимизация про-ектных параметров систем энергоснабже-ния орбитальных станций на примере СЭС НЭМ // Сб. материалов конференции «Актуальные проблемы ракетно-косми-ческой техники. V Козловские чтения». Самара, 2017. Т. 1. С. 544–545.

5. Раушенбах Г. Справочник по про-ектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат, 1983. 360 с.



6. Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Ма-карова Е.Ю., Сазонов В.В., Хамиц И.И. Сравнительный анализ расчетной и экспе-риментальной производительности солнеч-ных батарей орбитального космического аппарата на примере служебного модуля Российского сегмента МКС // Космиче-ская техника и технологии. 2018. № 3(22). С. 69–81.

7. Андреянов В.В., Артамонов В.В., Атманов И.Т., Березин В.И., Жукин В.М., Трошин В.С., Черенков В.Б. Автоматиче-ские планетные станции. М.: Наука, 1973. 280 c.

8. Рулев Д.Н., Черемисин М.В., Сар-мин Э.Э., Рулев Н.Д. Отработка методов учета уходящего от Земли излучения при моделировании прихода электро-энергии на Российском сегменте МКС в эксперименте «Альбедо» // Труды LI Научных чтений К.Э. Циолковского. Сек-ция «Проблемы ракетной и космической техники». Калуга, 2016. С. 132–138.

9. Сазонов В.В. Алгоритм определе-ния освещенности солнечных батарей Российского сегмента Международной космической станции // Известия МГТУ «МАМИ». 2014. Т. 3. № 2(20). С. 65–70.Статья поступила в редакцию 08.10.2018 г.

reference

1. Legostaev V.P., Markov A.V., Sorokin I.V. Tselevoe ispol’zovanie rossiyskogo segmenta MKS: znachimye nauchnye rezul’taty i perspektivy [The ISS Russian Segment utilization: research accomplishments and prospects]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no. 2, pp. 3–18.

2. Zernov A.S., Nikolaev V.D. Opyt ekspluatatsii solnechnykh batarey sluzhebnogo modulya Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii [Experience of operating solar arrays on the Service Module of the International Space Station]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 1(12), pp. 29–38.

3. Bideev A.G., Semin A.YU., Kuznetsov A.V., Akhmedov M.R. Proektirovanie sistemy energosnabzheniya nauchno-energeticheskogo modulya dlya Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii [Designing a power supply system of the Science and Power Module for the International Space Station Russian Segment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 64–74.

4. Akhmedov M.R. Optimizatsiya proektnykh parametrov sistem energosnabzheniya orbital’nykh stantsiy na primere SES NEM [Optimization of design parameters of power supply systems of orbital stations by the example of SPM PSS]. Sb. materialov konferentsii «Aktual’nye problemy raketno-kosmicheskoy tekhniki. V Kozlovskie chteniya». Samara, 2017. Vol. 1, pp. 544–545.

5. Raushenbakh G. Spravochnik po proektirovaniyu solnechnykh batarey [Handbook for the design of solar arrays]. Moscow, Energoatomizdat publ., 1983. 360 p.

6. Akhmedov M.R., Bideev A.G., Makarova E.YU., Sazonov V.V., Khamits I.I. Sravnitel’nyy analiz raschetnoy i eksperimental’noy proizvoditel’nosti solnechnykh batarey orbital’nogo kosmicheskogo apparata na primere sluzhebnogo modulya Rossiyskogo segmenta MKS [Comparative analysis of calculated and experimentally measured output capacity of the orbital space vehicle solar batteries on the example of the Service Module of the International Space Station Russian Segment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 3(22), pp. 69–81.

7. Andreyanov V.V., Artamonov V.V., Atmanov I.T., Berezin V.I., Zhukin V.M., Troshin V.S., Cherenkov V.B. Avtomaticheskie planetnye stantsii [Automatic planetary stations]. Moscow, Nauka publ., 1973. 280 p.

8. Rulev D.N., Cheremisin M.V., Sarmin E.E., Rulev N.D. Otrabotka metodov ucheta ukhodyashchego ot Zemli izlucheniya pri modelirovanii prikhoda elektroenergii na rossiyskom segmente MKS v eksperimente «Al’bedo» [Testing methods of accounting for radiation escaping from the Earth when simulating the arrival of electricity on the Russian Segment of the ISS in the Albedo experiment]. Trudy LI Nauchnykh chteniy K.E. TSiolkovskogo. Sektsiya «Problemy raketnoy i kosmicheskoy tekhniki». Kaluga, 2016. Pp. 132–138.

9. Sazonov V.V. Algoritm opredeleniya osveshchennosti solnechnykh batarey Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii [Algorithm for determining the illumination of solar arrays of the Russian Segment of the International Space Station]. Izvestiya MGTU «MAMI», 2014, vol. 3, no. 2(20), pp. 65–70.


беляев б.И., беляев М.ю., боровихин п.А., Голубев ю.в., Ломако А.А. и др.

При изучении наземных и астрономических объектов с помощью орбитальных станций «Салют» и «Мир» выполнялось построение требуемой ориентации станции на наблюдаемые объекты. Для МКС, имеющей очень большие размеры и массу, гиродины, установленные на Американском сегменте, не обладают рас-полагаемым кинетическим моментом, достаточным для наведения станции на исследуемые объекты. Понятно, что при такой ориентации МКС выполнять наведение жестко закрепленных приборов на исследуемые объекты невозможно. Поэтому при проведении научных экспериментов на МКС необходимо исполь-зовать подвижные платформы наведения (ПН). Использование нескольких ПН позволяет также осуществлять одновременное наблюдение разных объектов. С начала полета МКС в рамках эксперимента по исследованию Земли «Ураган» используются ручные приборы наблюдения, и экипаж наводит на исследуемые объекты фотографическую, фото- и видеоспектральную аппаратуру через иллюминаторы. Однако на планирование таких экспериментов налагаются силь-ные ограничения, прежде всего связанные с необходимостью учета распорядка дня экипажа и наличия у него времени, выделенного на проведение научных экспери-ментов. С целью расширения возможностей исследования наземных объектов предполагается отправка на борт МКС новых ПН. Двухосные ПН, на которых должна размещаться научная аппаратура, предназначены для установки внутри МКС на иллюминаторах ее служебного модуля и многоцелевого лабораторного модуля. При этом должны обеспечиваться: автоматическое наведение научной аппаратуры и съемки по заданной программе с участием оператора или без него, а также компенсация «смаза» изображения объекта за время экспозиции. Платформа наведения позволит производить съемку и спектрометрирование объектов исследования по трассе полета, в т. ч. находящихся вдали от надирного направления, в зоне подстилающей поверхности при углах визирования –30…+30° от надира (углы определяются, в первую очередь, размерами иллю-минаторов). Хотя возможности наведения таких «внутренних» платформ на Российском сегменте МКС, вообще говоря, ограничены по сравнению с потен- циальными возможностями «внешних» ПН, у них есть и существенные преимущества — прежде всего, дешевизна, а также удобство обслуживания и ремонтно-профилактических работ. Платформы наведения, описываемые в статье, позволят непрерывно осуществлять мониторинг задаваемых объектов на земной поверхности с помощью исследовательской аппаратуры.

Ключевые слова: наведение на объекты наблюдения, Международная космическая станция, подвижные платформы наведения, космические эксперименты.

1Научно-исследовательское учреждение «Институт прикладных физических проблем имени А.Н. Севченко»

Белорусского государственного университета (НИИПФП БГУ)Ул. Курчатова, 7, г. Минск, Республика Беларусь, 220108, e-mail: [email protected]

2Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

УДК 528.716

СиСтема автоматичеСкой ориентации

научной аппаратуры в экСперименте

«ураган» на международной

коСмичеСкой Станции

© 2018 г. беляев б.и.1, беляев м.Ю.2, боровихин п.а.2, голубев Ю.в.1,

ломако а.а.1, рязанцев в.в.2, Сармин э.э.2, Сосенко в.а.1


СИСТЕМА АвТОМАТИЧЕСКОй ОрИЕНТАцИИ НАуЧНОй АппАрАТуры

беляев б.и. боровихин п.а.беляев м.Ю. голубев Ю.в.

When studying ground and astronomical objects using the Salyut and Mir orbital stations a required station attitude was established to the objects under observation. For the ISS having large dimensions and mass the gyrodynes installed on the US On-orbit Segment have no available kinematic momentum sufficient to point the station to the objects under observation. It is evident that in such ISS attitude it is impossible to position rigidly fixed instruments to objects under observation. Therefore, when conducting scientific experiments on the ISS mobile pointing platforms (PP) shall be used. Using several PP also allows for simultaneous observation of different objects. Since the beginning of the ISS flight hand-held observation devices have been used in the Earth exploration experiment «Uragan», and the crew points the photographic, photo- and video-spectrometers to the objects under observation through the windows. However, strong constraints are placed on the planning of such experiments, primarily related to a need for accounting for the crew schedule and availability of the time allocated for scientific experiments. In order to expand the capabilities for studying ground objects, new PP are planned to be sent to the ISS. Two-axial PP on which the science hardware shall be placed is intended for installation inside the ISS on the windows of the Service Module and the Multipurpose Laboratory Module. At the same time the following conditions shall be provided: automatic pointing of science hardware and imagery under a given program with or without involvement of an operator, as well as compensation for the «blurred image» of the object during the exposure. The pointing platform will make it possible to perform imagery and spectrometry of objects under observation along the flight track including those located far from nadir direction, in the area of the underlying surface at viewing angles of –30...+30° from nadir (the angles are primarily determined by the sizes of windows). Although the pointing capabilities for such «internal» platforms on the Russian Segment of the ISS are generally limited as compared to the potential capabilities of «external» PP, they have significant advantages, first of all, low price, and serviceability, maintainability and reliability. The pointing platforms described in the article will help continuously monitor specified objects on the Earth’s surface using research hardware.

Key words: pointing to the object under observation, International Space Station, mobile pointing platforms, space experiments.

auTOmaTiC pOSiTiONiNg SySTEm FOr SCiENCE hardwarE

iN uragaN ExpErimENT ON ThE iSS

Belyaev B.i.1, Belyaev м.yu.2, Borovikhin p.a.2, golubev yu.v.1, lamaka a.а.1,

ryazantsev v.v.2, Sarmin E.E.2, Sosenko v.а.1

1A.N. Sevchenko Institute of Applied Physical Problems of Belarusian State University (IAPP of BSU)

7 Kurchatov str., Minsk, 220108, the Republic of Belarus, e-mail: [email protected]

2S.P. Korolev Rocket and Space Public Сorporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]



ломако а.а. Сармин э.э.рязанцев в.в. СоСенко в.а.

БЕЛЯЕВ Борис Илларионович — доктор физико-математических наук, профессор, заведующий отделом НИИПФП БГУ, e-mail: [email protected] Boris Illarionovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics), Professor, Head of Department at IAPP of BSU, e-mail: [email protected]

БЕЛЯЕВ Михаил Юрьевич — доктор технических наук, профессор, заместитель руководителя НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Mikhail Yuryevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Deputy Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

БОРОВИХИН Павел Александрович — инженер-математик 1 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Pavel Aleksandrovich — Engineer-mathematician 1 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ГОЛУБЕВ Юрий Викторович — старший научный сотрудник НИИПФП БГУ, e-mail: [email protected] Yury Viktorovich — Senior research scientist at IAPP of BSU, e-mail: [email protected]

ЛОМАКО Алексей Андреевич — младший научный сотрудник НИИПФП БГУ, e-mail: [email protected] Aliaksei Andreevich — Junior research scientist at IAPP of BSU, e-mail: [email protected]

РЯЗАНЦЕВ Владимир Васильевич — главный специалист по визуально-инструментальным наблюдениям РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Vladimir Vasilyevich — Chief specialist in visual and instrumental observation at RSC Energia, e-mail: [email protected]

САРМИН Эрик Эдуардович — инженер-программист 1 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Erik Eduardovich — Software Engineer of 1 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]

СОСЕНКО Виктор Андреевич — кандидат технических наук, заведующий лабораторией НИИПФП БГУ, e-mail: [email protected] Viktor Andreevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Laboratory at IAPP of BSU, e-mail: [email protected]



введение

В настоящее время завершается раз-вертывание на орбите Земли Между- народной космической станции (МКС). В этой связи главная задача для участ-ников проекта МКС связана с повы- шением эффективности целевого исполь-зования этой станции, т. е. успешным выполнением научных и прикладных ис-следований и экспериментов. Резуль-тативность выполнения научных и при- кладных программ экспериментов на пило-тируемой станции обычно определялась многоцелевым характером проводи-мых работ и наличием экипажа [1, 2]. Выполнение исследований в различ-ных направлениях позволяет многоце-левой станции непрерывно «работать на конечный результат», в то время как специ- ализированные космические аппараты работают лишь в короткие «окна», опре-деляемые, например, видимостью с КА наблюдаемого объекта. На МКС возмож-ности выполнения многоцелевых про-грамм используются недостаточно. Это связано, главным образом, с тем, что особенности ориентации МКС затруд-няют проведение ряда направлений исследований.

Отсутствие необходимой для наблю-дения исследуемых объектов ориента-ции МКС связано со спецификой функ-ционирования гиродинов, установленных на Американском сегменте (АС). Систе-ма управления ориентацией на гироди-нах работоспособна, пока кинетический момент гиродинов

–H находится внутри

допустимой области (области вариации кинетического момента). Если |

–H | при-

ближается к границе допустимой обла-сти, то необходима разгрузка гиродинов. Поскольку гиродины МКС, установлен-ные на АС, не обладают располагаемым кинетическим моментом, достаточным для наведения станции на исследуемые объекты, или даже для поддержания углового положения станции относи- тельно орбитальной или инерциальной систем координат, на МКС реализован следующий принцип ориентации. В отли- чие от орбитального комплекса «Мир» или станций «Салют», МКС ориенти-руется относительно орбитальной или инерциальной систем координат не стро-ительными осями, по которым обычно установлены научные приборы наблю-дения, а главными центральными осями

инерции. Главные оси МКС в процессе развертывания станции были отклоне-ны от строительных осей на несколько градусов, причем это отличие было пере-менно и зависело от текущей конфигура-ции МКС. Кроме того, для компенсации возмущающего момента, действующего на станцию, МКС осуществляет не-большие повороты для гравитационной разгрузки гиродинов (появляющийся при развороте станции гравитационный мо-мент «разгружает» накопленный за счет действующего возмущающего момен-та кинетический момент гиродинов). По-нятно, что при такой ориентации МКС невозможно выполнять прецизионное наведение на исследуемые объекты и ска-нирование небесной сферы или земной поверхности.

В результате теряется основное преиму-щество орбитальных станций как много-целевых исследовательских лабораторий. Это обстоятельство особенно критично для нашей страны, так как традиционно в отечественных программах орбитальных станций важное место занимали астроно-мические исследования и эксперименты по изучению Земли (подобные экспери-менты содержатся и в программе научно- прикладных исследований Российского сегмента (РС) МКС).

С учетом указанных трудностей ори-ентации станции для выполнения съем-ки земной поверхности с МКС в экспе-рименте «Ураган» применялись ручные камеры и спектрометры [3–5]. Их исполь-зование позволило получить большое количество информации о различных процессах и явлениях на земной по-верхности [6–11]. Пример регистрации изображений и спектров в непосред-ственной близости от извергающегося вулкана с помощью видеоспектральной системы показан на рис. 1. На всех трех графиках спектральной плотности энерге-тической яркости уверенно различаются полосы поглощения атмосферных газов: полоса поглощения кислорода (762 нм), слабые полосы поглощения водяного пара (650, 690, 720, 820 нм), а также видно качественное отличие в спектрах излучения, отраженного от различных типов подстилающей поверхности. Ано-мальные полосы поглощения, свиде-тельствующие о наличии больших кон-центраций газов, характерных для извергающегося или дегазирующего вулкана, отсутствуют.



С помощью спектрометрических изме-рений решается задача анализа состояния объекта по отражательным характеристи-кам, выраженным в виде спектральных сигнатур. Продуктом анализа могут быть карты (литологические, геоботанические, таксационные и другие), отчеты о состоя-нии (качество почв, определение органи-ческих соединений, содержащихся в воде) и прогнозы состояния (урожайность, про-изводительность рыболовных хозяйств), обнаружение техногенных выбросов про-мышленных предприятий, распространение «пылевых – соляных» бурь, выделение

дымовых шлейфов, локализация источ-ников задымления и оценки границ раз- мывания шлейфов.

Несомненным преимуществом ручных спектрометрических приборов, исполь-зующихся на борту РС МКС, является возможность отслеживания объекта ис-следования. За счет этого появляется возможность изучать изменение спек-тральных характеристик подстилающей поверхности в зависимости от угла визирования.

Измерение индикатрис отражения (рас-сеяния) объектов для каждого спектрального

Рис. 1. Съемка научной аппаратурой видеоспектральной системы на фоне извержения вулкана Этна 3 марта 2017 г.

Примечание. X, Y — координаты пикселей спектрометрируемой области на изображении. СПЭЯ — спектральная плотность энергетической яркости.



канала реализуется в режиме измерений путем непрерывной (покадровой) съем-ки с удержанием оператором объекта (фиксированной точки на подстилаю-щей поверхности) в центре поля зрения системы. При этом происходит регистра-ция изображений и спектров объекта для различных углов рассеяния солнеч-ного излучения за счет движения МКС по орбите. Эти измерения представля-ют наибольший интерес для решения таких задач как съемка (диагностика) разливов нефти в море, пожаров, извер-жений вулканов, волновых движений (возмущений) в океане. В последнем слу-чае индикатрисные измерения позволя-ют определять спектр наклонов водной поверхности и тонкую структуру волно-вых движений в океане. Индикатрисные измерения нефтяных пленок дают возможность более надежной их иденти-фикации, а в случае регистрации дымов и аэрозольных выбросов позволя-ют оценивать концентрации и размеры частиц [3–10].

Вместе с тем следует отметить, что на МКС существуют проблемы при-влечения космонавтов для выполнения целевых исследовательских программ, на-пример, в период сна экипажа, когда тре-буется осуществить съемку определенных районов на земной поверхности.

Для устранения проблемы наведе-ния научной аппаратуры (НА) на ис-следуемые объекты в настоящее время осуществляется доработка Российско-го сегмента МКС для осуществления возможности выполнения на нем целе-вых программ: на станции установлены и разрабатываются дополнительные специ- альные подвижные платформы наведе-ния (ПН). Использование ПН позволяет значительно расширить возможности МКС по исследованию Земли и небесной сферы. Для выполнения наблюдений за-данных объектов в этом случае могут использоваться методы оптимального планирования программы научных экс-периментов [1, 2, 12]. В данной статье описаны подвижные платформы, разра- батываемые для установки на иллюми- наторы внутри станции.

бортовая система автоматической ориентации видеоспектральной аппаратуры

Система ориентации видеоспектраль-ной аппаратуры «СОВА» предназначена

для обеспечения установки на иллюмина-торах служебного модуля (СМ) РС МКС и многоцелевого лабораторного модуля (МЛМ) МКС различной НА для видео-, фото- и спектральной съемки, наведения НА и съемки по заданной программе оператором или без участия оператора.

Система «СОВА» разработана и соз-дана с целью автоматизации процесса измерений на МКС оптических характе-ристик подстилающих поверхностей при выполнении мониторинга земной по-верхности в ходе проведения научно- прикладных исследований в космическом эксперименте «Ураган».

Система «СОВА» представляет собой ПН, устанавливаемую на иллюмина-тор, на которой фиксируется съемочная аппаратура, и управляющий ноутбук, рас-положенный рядом — в 1,5–3 м от иллю- минатора. Система «СОВА» обеспечивает возможность наведения полей зрения НА и отслеживания объекта по изобра- жению на экране монитора ноутбука.

Для установки на РС МКС преду-смотрено несколько модификаций аппа- ратуры «СОВА».

Платформа наведения «СОВА» 228 устанавливается на иллюминатор ∅228 мм СМ РС МКС и обеспечивает возмож-ность поворота установленной на ней съемочной аппаратуры на ±180° вокруг оси визирования и наведения с углом отклонения не менее 20° в одной плос- кости от оптической оси иллюминатора.

Платформа наведения «СОВА» 426 устанавливается на иллюминатор ∅426 мм как СМ РС МКС, так и МЛМ РС МКС и обеспечивает возможность наведения съемочной аппаратуры по двум взаимно перпендикулярным осям с углами откло- нения не менее ±30°.

В ходе проектирования были рас-смотрены два варианта конструктивного построения ПН «СОВА».

Вариант ПН «СОВА-1» (рис. 2) вы-полнен по несколько необычной схеме — съемочная НА закрепляется на ПН не-подвижно, а сканирование поверхности Земли осуществляется при помощи зер-кала, установленного на подвесе, повора- чивающемся при помощи электроприводов.

Платформа наведения «СОВА-1» пред-ставляет собой связанный с опорой 9 (для закрепления на иллюминаторе) свето- непроницаемый со стороны отсека МКС жесткий кожух с посадочным кольцом 2 для установки НА. Внутри кожуха



находятся два зеркала: подвижное 3, за-крепленное на карданном подвесе с воз-можностью поворота в двух плоскостях при помощи электроприводов (шаговые двигатели 5 с микрометрическими винтами 6), и неподвижное 1 («зеркало 45°»), направляющее световой поток на прием-ную аппаратуру. Подвижное зеркало имеет возможность поворота по каждой из осей ±15°, что приводит к сканированию поверхности Земли по углам ±30°.

Выбор принципа сканирования при помощи поворотного зеркала обусловлен следующими факторами:

• значительная масса и габариты не-которой НА приводят к возникновению значительных моментов инерции относи-тельно осей поворота;

• высокие коэффициенты отражения современных оптических зеркал (90…98%), причем как для напыленных на стекле, так и для полированных металлических (например, из алюминиевых сплавов).

Платформа наведения «СОВА-1» до-полнена системой визирования наблю-даемой цели. Для этого в аппаратуре на кронштейне установлена веб-камера 10 соосно оси визирования. Изображение с этой веб-камеры выводится на экран управляющего ноутбука в реальном вре-мени. На экране также предусмотрен джойстик наведения. В таком варианте построения системы оператор может на-водить и управлять НА, установленной за светозащитным экраном.

Платформа наведения «СОВА-1» пред-ставлена на рис. 3.

Рис. 2. Вариант конструктивного построения плат-формы наведения «СОВА-1»: 1 — зеркало неподвижное; 2 — посадочное кольцо для съемочной аппаратуры; 3 — зеркало подвижное; 4 — крышка электродвигателей; 5 — электро-двигатели; 6 — винты микрометрические; 7 — энкодер; 8 — винт крепления платформы наведения к иллюминатору; 9 — опора; 10 — съемочная камера

а)

Рис. 3. Платформа наведения (ПН) «СОВА-1» и приме-ры установки научной аппаратуры: а — ПН «СОВА-1»; б — научная аппаратура видеоспектральной системы, уста-новленная на ПН «СОВА-1»; в — фотоаппарат Nikon D3, установленный на ПН «СОВА-1»

в)

б)



Вариант ПН «СОВА-2» (рис. 4) по-строен по «классической» схеме на основе ранее разработанных систем наведения с ручным управлением.

В качестве электроприводов, обеспе- чивающих поворот установленной аппара-туры, использованы линейные актуаторы.

Конструкция ПН «СОВА-2» представ- ляет собой опору 5 для крепления к иллю- минатору, на которой установлены расположенные в плоскости, параллель-ной окну иллюминатора, и закрепленные в подшипниках качения узлы подвеса, обеспечивающие поворот кольца 2 для съемочной аппаратуры по двум взаимно перпендикулярным осям. Поворот кольца 2 осуществляется через рычаги при помо-щи шарнирно установленных линейных актуаторов 1 и 3. Угол поворота считыва-ется при помощи электромеханических энкодеров 4 и 6, установленных на од-них осях с соответствующими рычагами. Ход штока актуатора и плечо рычага рассчитаны таким образом, чтобы обеспе-чить углы прокачки ±30°.

На рис. 5 представлена ПН «СОВА-2».Блок электроники предназначен для

управления работой ПН «СОВА» с помо-щью специального программного обеспе- чения, которое отвечает за:

• включение/выключение аппаратуры, установленной на ПН, путем подачи коман- ды по заданному временн́му алгоритму;

• отработку приводами углов наведе-ния по командам оператора или по заранее установленной программе наведения.

Блок электроники включает в себя: • контроллер управления системами

наведения ПН; • контроллер датчиков положения

углов отклонения ПН;

• блок питания двигателей систем сканирования ПН;

• блок питания контроллеров.

Рис. 4. Вариант конструктивного построения плат-формы наведения (ПН) «СОВА-2»: 1, 3 — актуатор; 2 — посадочное кольцо для съемочной аппаратуры; 4, 6 — энкодеры; 5 — опора; 7 — винт крепления ПН к иллюминатору

Рис. 5. Платформа наведения (ПН) «СОВА-2» и вариан-ты установки научной аппаратуры: а — ПН «СОВА-2»; б — научная аппаратура видеоспектральной системы, уста-новленная на ПН «СОВА-2»; в — фотоаппарат Nikon D3, установленный на ПН «СОВА-2»

а)

в)

б)



Моделирование размещения ПН «СОВА» в МЛМ МКС и расположение иллюми-наторов для монтажа ПН «СОВА» в СМ МКС показаны на рис. 6 и 7, соответственно.

Специальное программное обеспече-ние осуществляет функционирование, кон-троль и управление системой «СОВА» в составе СМ РС МКС (рис. 8). Про-грамма контроля и управления «СОВА»

выполняет расчет времени пролета над объектом (с учетом допустимых углов съемки) и параметров наведения на объ-ект в реальном времени; учитывает на-хождение станции над дневной/ночной стороной; обеспечивает одновременную работу с несколькими объектами, ручной ввод географических координат объекта, автоматическое включение и наведение НА, сохранение/загрузку объектов на жесткий диск.

Рис. 7. Расположение иллюминаторов для монтажа плат-формы наведения «СОВА» в служебном модуле (СМ): 1 — иллюминатор № 9 СМ (426 мм); 2 — иллюминатор № 7 СМ (228 мм); 3 — иллюмингатор № 8 СМ (228 мм)

Рис. 8. Вид основного окна программы контроля и управления платформы наведения «СОВА»

Примечание. Разноцветными точками показаны проекции различных объектов на земную поверхность. Белая точка — текущее положение МКС (в левом верхнем углу ее координаты); желтая точка — Солнце (для учета положения терминатора); красная точка — объект съемки с его координатами в центре окна.

Рис. 6. Размещение платформы наведения «СОВА» в много- целевом лабораторном модуле (МЛМ): 1 — платформа наведения; 2 — фотовидеоаппаратура; 3 — иллюминатор № 1 МЛМ



При запуске программы производятся загрузка ранее сохраненных объектов (при необходимости добавляются новые или удаляются ранее сохраненные объекты съемки) и расчет времени пролета над каждым из объектов списка. При пролете над объектом запускается автоматический расчет углов для наведения ПН «СОВА», и далее запускается съемка объекта.


В рамках эксперимента «Ураган» на МКС проведено большое количество сеансов мониторинга различных объектов и явлений на земной поверхности с по-мощью фото-, видео- и спектрометричес- кой аппаратуры.

Привлечение космонавтов к решению задач мониторинга земной поверхности показало ряд преимуществ по изучению потенциально опасных и катастрофи- ческих явлений.

Поскольку на МКС существуют про-блемы привлечения космонавтов к вы-полнению съемок, например, в период сна экипажа или при проведении ими важных служебных операций, предложе-но использовать на МКС специальные подвижные платформы наведения. Эти платформы устанавливаются на иллю-минаторы модулей РС МКС и позво- ляют непрерывно осуществлять мони-торинг задаваемых объектов на земной поверхности с помощью исследователь- ской аппаратуры.


1. Легостаев В.П., Беляев М.Ю. Про-блемы и задачи повышения эффектив-ности программ исследований на кос- мических кораблях и орбитальных стан-циях // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2011. Вып. 1–2. С. 1–294.

2. Беляев М.Ю. Научные экспери-менты на космических кораблях и орби-тальных станциях. М.: Машиностроение, 1984. 263 с.

3. Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Де-синов Л.В., Роговец А.В., Рязанцев В.В., Сармин Э.Э., Сосенко В.А. Летная от- работка исследовательской аппаратуры «Фотоспектральная система» на борту Российского сегмента Международной космической станции // Космическая тех-ника и технологии. 2014. № 1(4). С. 22–28.

4. Беляев М.Ю., Десинов Л.В., Ка-раваев Д.Ю., Сармин Э.Э., Юрина О.А. Аппаратура и программно-математиче-ское обеспечение для изучения земной поверхности с борта Российского сег- мента Международной космической стан-ции по программе «Ураган» // Космонавтика и ракетостроение. 2015. № 1. С. 63–70.

5. Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Сармин Э.Э., Гусев В.Ф., Десинов Л.В., Иванов В.А., Крот Ю.А., Мартинов А.О., Рязанцев В.В., Сосенко В.А. Устройство и летные испы-тания научной аппаратуры «Видеоспект- ральная система» на борту Российского сегмента МКС // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 70–79.

6. Беляев М.Ю., Виноградов П.В., Десинов Л.В., Кумакшев С.К., Секерж- Зенькович С.Я. Идентификация источ-ника океанских кольцевых волн около острова Дарвин по фотоснимкам из кос-моса // Известия РАН. Теория и системы управления. 2011. № 1. С. 70–81.

7. Беляев М.Ю., Десинов Л.В., Кара-ваев Д.Ю., Легостаев В.П. Использование съемки земной поверхности с МКС в интересах топливно-энергетического комплекса // Известия РАН. Энергетика. 2013. № 4. С. 75–90.

8. Беляев М.Ю., Десинов Л.В., Кара-ваев Д.Ю., Легостаев В.П., Рязанцев В.В., Юрина О.А. Особенности проведения и использования результатов съемки зем-ной поверхности, выполняемой экипажами Российского сегмента МКС // Космиче-ская техника и технологии. 2015. № 1(8). С. 17–30.

9. Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Деси-нов Л.В., Катковский Л.В., Крот Ю.А., Сармин Э.Э. Результаты испытаний фото-спектральной системы на МКС // Ис-следование Земли из космоса. 2014. № 6. С. 27–39.

10. Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Деси-нов Л.В., Катковский Л.В., Сармин Э.Э. Обработка спектров и изображений с фото- спектральной системы в космическом эксперименте «Ураган» на МКС // Исследо- вание Земли из космоса. 2014. № 6. С. 54–65.

11. Беляев Б.И., Катковский Л.В. Оптиче-ское дистанционное зондирование. Минск: БГУ, 2006. 400 с.

12. Беляев М.Ю., Рулев Д.Н. Оптими-зация планирования экспериментов, вы-полняемых на орбитальных станциях // Космические исследования. 2007. Т. 45. Вып. 3. С. 236–243.Статья поступила в редакцию 25.05.2018 г.



reference

1. Legostaev V.P., Belyaev M.Yu. Problemy i zadachi povysheniya effektivnosti programm issledovaniy na kosmicheskikh korablyakh i orbital’nykh stantsiyakh [Problems and tasks of increasing efficiency of research programs onboard the spacecraft and orbital stations]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev, RKK «Energiya» publ., 2011, issue 1–2, pp. 1–294.

2. Belyaev M.Yu. Nauchnye eksperimenty na kosmicheskikh korablyakh i orbital’nykh stantsiyakh [Scientific experiments onboard the spacecraft and orbital stations]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1984. 263 p.

3. Belyaev B.I., Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Rogovets A.V., Ryazantsev V.V., Sarmin E.E., Sosenko V.A. Letnaya otrabotka issledovatel’skoy apparatury «Fotospektral’naya sistema» na bortu Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii [Flight testing of research experiment “Photospectral system” onboard the Russian Segment of International Space Station]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 1(4), pp. 22–28.

4. Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Karavaev D.Yu., Sarmin E.E., Yurina O.A. Apparatura i programmno-matematicheskoe obespechenie dlya izucheniya zemnoy poverkhnosti s borta Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii po programme «Uragan» [Hardware and software to study the Earth surface from board the Russian Segment of the International Space Station under the Uragan program]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2015, no. 1, pp. 63–70.

5. Belyaev B.I., Belyaev M.Yu., Sarmin E.E., Gusev V.F., Desinov L.V., Ivanov V.A., Krot Yu.A., Martinov A.O., Ryazantsev V.V., Sosenko V.A. Ustroystvo i letnye ispytaniya nauchnoy apparatury «Videospektral’naya sistema» na bortu Rossiyskogo segmenta MKS [Design and flight tests of science hardware video-spectral system on board the Russian Segment of the ISS]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13), pp. 70–79.

6. Belyaev M.Yu., Vinogradov P.V., Desinov L.V., Kumakshev S.K., Sekerzh-Zen’kovich S.Ya. Identifikatsiya istochnika okeanskikh kol’tsevykh voln okolo ostrova Darvin po fotosnimkam iz kosmosa [Identification of the source of oceanic ring waves near Darwin Island by photographs from space]. Izvestiya RAN. Teoriya i sistemy upravleniya, 2011, no. 1, pp. 70–81.

7. Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Karavaev D.Yu., Legostaev V.P. Ispol’zovanie s»emki zemnoy poverkhnosti s MKS v interesakh toplivno-energeticheskogo kompleksa [Using the Earth surface survey from the ISS in the interests of the fuel-energy complex]. Izvestiya RAN. Energetika, 2013, no. 4, pp. 75–90.

8. Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Karavaev D.Yu., Legostaev V.P., Ryazantsev V.V., Yurina O.A. Osobennosti provedeniya i ispol’zovaniya rezul’tatov s»emki zemnoy poverkhnosti, vypolnyaemoy ekipazhami Rossiyskogo segmenta MKS [Features of imaging the Earth surface and using the results of the imaging made by the ISS Russian Segment crews]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 1(8), pp. 17–30.

9. Belyaev B.I., Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Katkovskiy L.V., Krot Yu.A., Sarmin E.E. Rezul’taty ispytaniy fotospektral’noy sistemy na MKS [Test results of the photospectral system at the ISS]. Issledovanie Zemli iz kosmosa, 2014, no. 6, pp. 27–39.

10. Belyaev B.I., Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Katkovskiy L.V., Sarmin E.E. Obrabotka spektrov i izobrazheniy s fotospektral’noy sistemy v kosmicheskom eksperimente «Uragan» na MKS [Processing of spectra and images of the photospectral system in the Uragan space experiment at the ISS]. Issledovanie Zemli iz kosmosa, 2014, no. 6, pp. 54–65.

11. Belyaev B.I., Katkovskiy L.V. Opticheskoe distantsionnoe zondirovanie [Optical remote sensing]. Minsk, BGU publ., 2006. 400 p.

12. Belyaev M.Yu., Rulev D.N. Optimizatsiya planirovaniya eksperimentov, vypolnyaemykh na orbital’nykh stantsiyakh [Optimization of planning experiments performed at orbital stations]. Kosmicheskie issledovaniya, 2007, vol. 45, issue 3, pp. 236–243.


ИССЛЕдОвАНИЕ ОЧИСТКИ АТМОСфЕры рОССИйСКОГО СЕГМЕНТА МКС

Исследована очистка атмосферы Российского сегмента Международной косми-ческой станции (РС МКС) вновь разработанными российскими агрегатом АФОТ-М и аммиачным фильтром ФТД-А в случае разгерметизации наружного теплообменни-ка, соединяющего наружный и внутренний контуры системы обеспечения теплового режима на Американском сегменте (АС) МКС. Поскольку давление в наружном контуре значительно больше, чем во внутреннем, в результате попадания аммиака во внутрен-ний контур системы обеспечения теплового режима происходит разгерметизация контура с попаданием аммиака в атмосферу АС МКС и далее — в атмосферу РС МКС.

Получены экспериментальные данные по поглощению аммиака разработанным отечественным аммиачным фильтром ФТД-А. Разработана методика расчета очист-ки атмосферы РС МКС от аммиака и проведена обработка экспериментальных данных, рассчитана длительность очистки атмосферы корабля «Союз» и модулей РС МКС, подтверждена эффективность очистки. Рекомендован метод параллельной работы фильтров для очистки атмосферы модулей с целью эффективного использования поглотителей.

Ключевые слова: космическая станция, МКС, Российский сегмент, Американский сегмент, аммиак, аммиачный фильтр, разгерметизация, система обеспечения теплового режима, очистка атмосферы, методика расчета, обработка эксперимен- тальных данных, параллельная работа фильтров.


УДК 629.78.048.4

иССледование очиСтки атмоСферы

роССийСкого Сегмента мкС при разгерметизации

оборудования С токСичным компонентом

© 2018 г. гузенберг а.С., железняков а.г., телегин а.а., Юргин а.в.

a STudy OF puriFiCaTiON OF ThE iSS ruSSiaN SEgmENT

aTmOSphErE iN CaSE OF a CONTaiNmENT FailurE

iN ThE hardwarE CONTaiNiNg a TOxiC COmpONENT

guzenberg a.S., Zheleznyakov a.g., Telegin a.a., yurgin a.v.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

A study has been conducted on purification of the atmosphere in the Russian Segment of the International Space Station (ISS) using the newly developed Russian AFOT-M assembly and FTD-A ammonia filter in case of a containment failure in the external heat exchanger connecting the inner and outer loops of the Thermal Control System (TCS) on the US Orbital Segment of the ISS. Since the pressure in the outer loop is signiicantly higher than in the inner loop, an entry of ammonia into the inner TCS loop will result in the loop containment failure with ammonia entering the US Orbital Segment atmosphere and, subsequently, into the ISS Russian Segment atmosphere.

Experimental data was obtained on ammonia absorption by the Russian-made ammonia filter FTD-A. A procedure was developed for calculating the removal of ammonia from the ISS Russian Segment atmosphere and experimental data was processed resulting in time values for Soyuz and ISS Russian Segment atmosphere purification that confirmed the effectiveness of the scrubbing. A parallel filter operation method is recommended for scrubbing the module atmosphere in order to achieve efficient use of the absorbers.


Гузенберг А.С., Железняков А.Г., Телегин А.А.. Юргин А.В.

введение

Источниками выделения вредных приме-сей в атмосферу обитаемых модулей косми-ческих станций являются неметаллические материалы оборудования и конструкции; потеря герметичности служебных систем, содержащих токсичные материалы (газы, жидкости, гранулы твердых материалов); человек [1]. Особую опасность представляют выбросы токсичных газов, концентрация которых в атмосфере в этом случае может значительно превышать предельно допусти-мые концентрации и представлять угрозу для здоровья и жизни экипажа [2].

Одной из возможных опасностей явля- ется наличие аммиака в американской системе обеспечения теплового режима (СОТР) на Международной космической станции (МКС) [3].

Два внешних контура американской СОТР на лабораторном модуле Американ-ского сегмента (АС) МКС содержат 295 кг жидкого аммиака, рабочее давление в них составляет 19,0…24,5 атм, а два внутрен-них контура содержат 132,5 л воды, рабо-чее давление в них составляет 3,0…7,0 атм. Внешний и внутренний контуры соедине-ны между собой теплообменником, состо-ящим из спаянных листов нержавеющей стали толщиной 0,25 мм.

В случае разгерметизации теплообмен-ника между внешним и внутренним конту-рами при замерзании водяных магистра-лей (при отказе защиты теплообменника) при давлении выше 15,0 атм разгермети-зируется газоотделитель блока гидрона-сосов внутреннего контура, что приводит к утечке в атмосферу АС МКС смеси воды с аммиаком. Максимальное содержание

Key words: Space Station, ISS, Russian Segment, US Orbital Segment, ammonia, ammonia filter, containment failure, Thermal Control System, air purification, calculation procedure, experimental data processing, parallel filter operation.

гузенберг а.С. телегин а.а.

ГУЗЕНБЕРГ Аркадий Самуилович — кандидат технических наук, старший научный сотрудник РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Arkadiy Samuilovich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at RSC Energia, e-mail: [email protected]

жЕЛЕЗНЯКОВ Александр Григорьевич — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Alexander Grigoryevich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ТЕЛЕГИН Александр Анатольевич — ведущий специалист РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Alexander Anatolyevich — Lead specialist at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ЮРГИН Алексей Викторович — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Aleksey Viktorovich — Lead engineer-mathematician at RSC Energia, e-mail: [email protected]

железняков а.г. Юргин а.в.



аммиака в атмосфере АС МКС для пред-полагаемых величин образующихся отвер-стий, по данным NASA, может достигнуть 28 000 мг/м3, тогда как содержание ам-миака 350…700 мг/м3 опасно для жизни (безопасным считается содержание ам-миака менее 20 мг/м3 (30 ppm). При до-статочно быстром переходе в служебный модуль (СМ) Российского сегмента (РС) МКС (~10…15 мин) американский экипаж может быть спасен [4, 5].

По контракту с NASA РКК «Энергия» разработала для очистки от аммиака, по-падающего в атмосферу РС МКС в этой ситуации, комплект агрегатов, состоящий из микрокомпрессора АФОТ-М и амми-ачного фильтра ФТД-А, который должен отвечать следующим требованиям:

• концентрация аммиака в атмо- сфере космического аппарата (КА) «Союз» объемом 10,3 м3 должна снижаться с кон-центрации 10 000 ррm (7 000 мг/м3) до 1 200 ррm (780 мг/м3) в течение 20 мин с продолжением снижения до 100 ррm (70 мг/м3) в течение 8 ч и с продолже-нием поглощения аммиака до концен-трации менее 20 ррm (14 мг/м3) в тече- ние 24 ч;

• продолжительность очистки атмо- сферы совместного объема КА «Союз» (10,3 м3) и МИМ1 (16,0 м3) должна быть определена при снижении концентрации аммиака с 10 000 до 20 ррm, при этом должны быть определены необходимое количество фильтров для этой очистки и концентрация, достигаемая работой одного фильтра;

• по данным испытаний должны быть определены необходимое время и коли-чество фильтров, необходимых для сни-жения концентрации аммиака в атмосфе-ре РС МКС (СМ, ФГБ, МИМ1, МИМ2 и МЛМ) с 10 000 до 30 ppm; анализ дол-жен включать скорость снижения и кон-кретное время достижения 5 000; 1 000; 300; 100 и 30 ppm.

методика расчета изменения содержания аммиака

Полученное нами аналитическое реше-ние дифференциального уравнения для изменения концентрации газовой приме-си при очистке атмосферы гермообъема [6] было применено для разработки методики по противодействию последствиям разгер-метизации теплообменника между аммиач-ным (внешним) и водяным (внутренним)

контурами системы обеспечения тепло-вого режима Американского сегмента Международной космической станции.

Выброс аммиака разовый, т. е. при очистке атмосферы концентрация амми-ака стремится к нулю. Методика расчета была разработана на основе экспери-ментов по определению сорбционных характеристик фильтра и полученной нами формулы для разового выброса газо- вой примеси [6]:

С = С0e–(KэфGt/V), (1)

где С и С0 — конечная и начальная кон-

центрации аммиака в атмосфере гермо-модуля; t — время очистки; V — объем очищаемого гермомодуля; K

эф — коэффи-

циент эффективности расхода очистки; K

эф = 1 при работе фильтра без проско-

ка (концентрации примесей в воздухе на выходе из фильтра); G = 70,5 м3/ч — объемный расход воздуха через аммиачный фильтр.

Kп = С

вых/С

вх,

где Kп — коэффициент проскока газовой

примеси через фильтр; Свх

, Свых

— теку-щие концентрации аммиака: С

вх — на входе

в систему очистки; Свых

— на выходе из нее.

Kэф

= (1 – Kп).

Проведенная обработка эксперимен-тальных данных (табл. 1–3) по сорбции аммиака фильтром (а также по сорбции аммиака модельными трубками) показа-ла, что фильтр при заданных характери-стиках поглощает аммиак без проскока из атмосферы КА «Союз» (объем 10,3 м3). Для подтверждения этого положения на рис. 1 представлена расчетная кривая работы фильтра без проскока, по ре-зультатам экспериментальных данных по фильтрам ФТД-А нанесены точки вре- мени начала проскока (входные кон-центрации 11 086; 10 286 и 3 286 ppm) и проведена экспериментальная кри-вая. Поскольку расчетная кривая про-ходит левее экспериментальной, пред-ставленные графики свидетельствуют о том, что полноразмерный фильтр при очистке атмосферы КА «Союз» работает без проскока.

При очистке бóльших объемов, чем объем КА «Союз», фильтр при использо-вании его динамической емкости работает с проскоком. Для этого в формуле (1) имеется коэффициент эффективности рабо- ты фильтра K

эф.



Поскольку величина эффективности, отражающая проскок, является пере-менной, ее экспериментальные значения для расчета описываются зависимостя-ми, приведенными на рис. 2. При начале расчета используется K

эф = 1 (работа без

проскока на новом фильтре после замены). Так как при очистке атмосферы модуля МИМ1, суммарного объема модуля МИМ1 вместе с КА «Союз» и объема РС МКС фильтры работают с проскоком, то на каж-дом шаге вычислений для последующей концентрации рассчитывается сумма погло-щенного аммиака с начала работы фильт- ра ФТД-А.

При достижении емкости филь- тра, соответствующей началу проскока (С

вых = 30 ppm) по кривым 1, 2 на рис. 2,

расчет продолжается с учетом проскока.Количество аммиака, поглощенного

при проскоке, определялось по формуле:

Qпроск

= Снач

tпроск

G Kэфп

,

где Qпроск

— количество поглощенного ам-миака при проскоке; K

эфп — коэффици-

ент суммарного поглощения при проскоке (для расчета принят K

эфп = 0,2 для всего

диапазона концентраций); tпроск

— дли-тельность проскока (для расчета при-няты t

проск = 16 мин для концентраций

10 000…3 000 ppm по кривой 1 рис. 2, по кривой 2 рис. 2 — для концентра-ций 3 000…300 ppm t

проск = 400 109С–1,157,

где С — средняя концентрация в очищае-мом модуле при проскоке); С

нач — начальная

концентрация в модуле при начальном проскоке на фильтре (С

вых = 30 ppm).

Начальная концентрация

аммиака

Снач

, мг/м3

Концентрация аммиака

за фильтром С

проск, мг/м³

Время достижения

концентрации аммиака С

проск, мин

7 000 20 21

8 000 5 300 24

7 200 7 000 33

7 200 7 200 37

Рис. 1. Время начала проскока в зависимости от входной концентрации аммиака: 1 — расчетное снижение концен-трации аммиака в атмосфере корабля «Союз» при работе АФОТ без проскока с расходом 70,5 м3/ч; 2 — время начала проскока в зависимости от входной концентрации аммиака

Начальная концентрация

аммиака С

нач, мг/м3

Концентрация аммиака

за фильтром С

проск, мг/м³

Время достижения

концентрации аммиака

Спроск

, мин

2 170 20 49

2 190 2 100 54

2 300 2 300 65

Таблица 1

результаты испытаний фильтрапри средней начальной концентрации аммиака С = 7 200 мг/м3 (10 286 ppm)

Свх

, мг/м3

(ppm)

Длительность проскока t

проск, мин

Процент поглощения

аммиака на проскоке (100% — без проскока)

Оборудование для

поглощения аммиака

7 200 (10 286)

16 21Фильтры ФТД-А

3 286 (4 694)

16 15,8

1 050 (1 500)

130 28,9Трубки

с поглотителем100

(143)2 320 —

Таблица 2

результаты испытаний фильтрапри средней начальной концентрации аммиака С = 2 180 мг/м3 (3 114 ppm)

Таблица 3

экспериментальные данные по концентрациям аммиака при проскоке



Конечная концентрация в очищаемом модуле после полного проскока составит:

Скон

= (Снач

V – Qпроск

)/V.

Как видно из графиков рис. 2, при уменьшении концентрации аммиака в атмо- сфере емкость поглотителя уменьшается, а время очистки при проскоке увеличивается.

результаты расчета изменения концентрации аммиака

Характеристики поглощения аммиака при очистке атмосферы РС МКС, получен-ные в результаты расчетов, проведенных по разработанной методике, представле-ны на рис. 3–5. На рис. 3 представлены графики очистки атмосферы КА «Союз» и модуля МИМ1. На графики нанесе-ны также времена достижения промежу-точных концентраций 5 000; 1 000; 300, 100 и 30 ppm.

Количество аммиака в атмосфере КА «Союз» при 10 000 ppm составляет 72,1 г. Очистка атмосферы КА «Союз» с 10 000 до 20 ppm происходит за 55 мин одним фильтром без проскока.

Количество аммиака в атмосфере КА «Союз» совместно с МИМ1 (свободный объем которого 16,0 м3) составляет 185,0 г.

Расчет с учетом полного проскока показал, что для очистки этого количества с 10 000 до 20 ppm требуется два ФТД-А, и время очистки увеличивается до 3 ч.

Для очистки атмосферы Российско-го сегмента расчет был проведен для конфигурации РС МКС на 2017 г. без модуля МЛМ (рис. 4), а также — с моду-лем МЛМ (рис. 5), который, в соответст- вии с программой полета МКС, должен быть запущен в 2019 г.

Рис. 2. Зависимость динамической активности (1, 2) и длительности проскоковой концентрации (3) для поглотителя ФТД-А от концентрации аммиака

Рис. 3. Очистка атмосферы: 1 — КА «Союз» без проскока одним фильтром (объем 10,3 м3); 2 — «Союз» + МИМ1 с проскоком двумя фильтрами (объем 26,3 м3); 3 — МИМ1 с проскоком одним фильтром (объем 16 м3)



На рис. 4, кривая 1, и на рис. 5 по-казано, что каждый фильтр работал до полного проскока, при этом 15 мин было отведено на его замену (последователь-ная работа фильтров). Для очистки РС без МЛМ понадобилось 11 фильтров, для очистки РС с МЛМ — 13. Полное время очистки атмосферы РС МКС без МЛМ до 20 ppm составило 27 ч 25 мин, при этом 150 мин из них ушло на замену фильтров. Полное время очистки атмосферы РС МКС с МЛМ — 34 ч 07 мин до 20 ppm, из них 180 мин — на замену фильтров.

На рис. 4, кривая 2, представлена очистка атмосферы объема РС без МЛМ тремя фильтрами одновременно (парал-лельная работа фильтров). Сравнение параллельной и последовательной очи-сток показывает, что при параллельной работе трех фильтров концентрация

аммиака 3 000 ppm достигается через 2 ч, тогда как при последовательной работе одним фильтром — более чем за 6 ч, при этом снижение до 20 ppm при трех филь-трах происходит всего за 8 ч 18 мин, но используется на один фильтр больше — 12 фильтров.

Однако, если использовать уже от-работавшие три фильтра космического корабля «Союз», а затем один новый, то количество новых фильтров можно свести к 10, продолжительность работы до 20 ppm в этом случае составляет 16 ч 08 мин (рис. 4, продолжение кривой 2 пунктиром от 1 066 ppm — кривые 3 и 4).

Таким образом, для безопасности эки-пажа рекомендуется параллельная работа фильтров в каждом модуле станции отдельно, что позволяет при расходе воз-духа 70,5 м3/ч для модулей размерности МИМ быстро снижать концентрацию аммиака до безопасного уровня.

выводы

1. Рассмотрен вопрос разгерметиза-ции аммиачного контура АС МКС с по-паданием аммиака в атмосферу РС МКС и ее очистки до безопасных концентраций.

2. Разработана оригинальная мето-дика расчета и проведена обработка экс-периментальных данных по очистке атмо- сферы модулей РС МКС от аммиака российским аммиачным фильтром, пока-завшая быстрое уменьшение динамической емкости поглотителя при уменьшении кон-центрации аммиака и подтвердившая вы-полнение требований технического задания.

3. Обработка данных применитель-но к объединенному объему корабля «Со-юз» (10,3 м3) и МИМ1 (16,0 м3) с содер-жанием 185,0 г аммиака при 10 000 ppm при номинальном расходе воздуха че-рез фильтр (70,5 м3/ч) показала возмож-ность очистки этого объема двумя филь-трами ФТД-А с учетом проскока аммиака за слоем поглотителя. При этом время очистки от аммиака объединенного объ-ема 26,3 м3 с 10 000 до 20 ppm соста- вило 182 мин.

4. Для очистки РС МКС без МЛМ при последовательной работе фильтров необходимо дополнительно к фильтрам КА «Союз» еще 11 фильтров. При парал-лельной работе требуется дополнительно 12 фильтров или 10 (при использова-нии фильтров КА «Союз»), при этом обеспечиваются более быстрые снижение

Рис. 5. Очистка атмосферы РС МКС объемом 252,8 м3

(МЛМ + СМ + МИМ2 + МИМ1 + ФГБ + два корабля «Прогресс» без СО1 и двух КА «Союз»)

Рис. 4. Очистка атмосферы РС МКС объемом 203,4 м3 (СМ + СО1 + МИМ2 + МИМ1 + ФГБ + два корабля «Прогресс» без МЛМ и двух КА «Союз»): 1 — работает один АФОТ-М; 2 — работают параллельно три АФОТ-М; 3 — работают параллельно три АФОТ-М с тремя отрабо- тавшими фильтрами КА «Союз»; 4 — работает один АФОТ-М



концентраций и очистка. Время очистки при параллельной работе трех фильтров до 20 ppm составляет 8 ч 18 мин, при работе с использованием отработанных фильтров кораблей «Союз» — 16 ч 08 мин.

5. Рекомендовано использовать парал- лельную работу фильтров для увеличе-ния их эффективности по очистке атмо- сферы от аммиака с целью обеспечения безопасности экипажа за счет быстрого снижения высокой концентрации аммиака.


1. Романов С.Ю., Мухамедиева Л.Н., Гузенберг А.С., Микос К.Н. Вредные при-меси в атмосфере обитаемых космических станций // Известия РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 31–49.

2. Юргин А.В., Романов С.Ю., Гузен-берг А.С., Мухамедиева Л.Н. Обеспечение токсической безопасности атмосферы оби-таемых космических станций при ава- рийных ситуациях // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 75–81.

3. Романов С.Ю., Телегин А.А., Гузен- берг А.С., Юргин А.В., Павлова А.Г. Кос-мические системы обеспечения: особенно-сти обеспечения токсической безопасности искусственной среды на многомодуль-ных космических станциях // Инженерная экология. 2013. № 2(110). С. 50–62.

4. Macatangay A.V., Prokhorov K.S., Sweterlitsch J.J. Strategies to mitigate ammonia release on the International Space Station // NASA. SAE Technical paper series 2007-01-2806.

5. Duchesne S.M., Sweterlitsch J.J., Son Ch.X., Perry J.L. Brief information under the analysis of emission of ammonia in case of break interface heat exchanger ISS // CM 019 (Rev. 01/2011). NASA 01.2012. P. 40.

6. Романов С.Ю., Елчин А.П., Гузен- берг А.С. Система вентиляции многомо-дульного обитаемого космического комп- лекса как связующая систем регенераци-онного комплекса жизнеобеспечения // Пилотируемые полеты в космос. 2017. № 3(24). С. 58–71.Статья поступила в редакцию 25.04.2018 г.

reference

1. Romanov S.Yu., Mukhamedieva L.N., Guzenberg A.S., Mikos K.N. Vrednye primesi v atmosfere obitaemykh kosmicheskikh stantsiy [Harmful impurities in the atmosphere of inhabited space stations]. Izvestiya RAN. Energetika, 2006, no. 1, pp. 31–49.

2. Yurgin A.V., Romanov S.Yu., Guzenberg A.S., Mukhamedieva L.N. Obespechenie toksicheskoy bezopasnosti atmosfery obitaemykh kosmicheskikh stantsiy pri avariynykh situatsiyakh [Assuring toxic safety of the atmosphere of inhabited space stations in emergencies]. Izvestiya RAN. Energetika, 2007, no. 3, pp. 75–81.

3. Romanov S.Yu., Telegin A.A., Guzenberg A.S., Yurgin A.V., Pavlova A.G. Kosmicheskie sistemy obespecheniya: osobennosti obespecheniya toksicheskoy bezopasnosti iskusstvennoy sredy na mnogomodul’nykh kosmicheskikh stantsiyakh [Space support systems: features of assuring toxic safety of the artificial environment at multimodule space stations]. Inzhenernaya ekologiya, 2013, no. 2(110), pp. 50–62.

4. Macatangay A.V., Prokhorov K.S., Sweterlitsch J.J. Strategies to mitigate ammonia release on the International Space Station. NASA. SAE Technical paper series 2007-01-2806.

5. Duchesne S.M., Sweterlitsch J.J., Son Ch.X., Perry J.L. Brief information under the analysis of emission of ammonia in case of break interface heat exchanger ISS. CM 019 (Rev. 01/2011). NASA 01.2012. P. 40.

6. Romanov S.Yu., Elchin A.P., Guzenberg A.S. Sistema ventilyatsii mnogomodul’nogo obitaemogo kosmicheskogo kompleksa kak svyazuyushchaya sistem regeneratsionnogo kompleksa zhizneobespecheniya [The ventilation system of a multimodule inhabited space complex as a binder of the regenerative life support systems]. Pilotiruemye polety v kosmos, 2017, no. 3(24), pp. 58–71.


Микрин Е.А., беляев М.ю., боровихин п.А., Караваев д.ю.

Освоение Луны является одной из основных задач на ближайшие десятилетия для ведущих космических стран. Некоторые задачи планируемой Лунной программы могут быть отработаны в рамках проекта МКС. Одна из них, связанная с отработкой методов определения орбиты космического аппарата по снимкам по-верхности планеты, рассмотрена в данной статье. Даны методические особенности решения этой задачи, и приведены примеры отработки предложенной техноло-гии автономной навигации по съемкам Земли с борта Российского сегмента МКС. С помощью снимков, сделанных астронавтами США через иллюминатор лунного орбитального модуля, показана также перспективность применения предложенной технологии определения орбиты по снимкам поверхности Луны.

Ключевые слова: Лунная программа, определение орбиты, космические снимки, ортотрансформирование снимков.


УДК 629.78.076.6:521.3:528.8

определение орбиты по выполняемым коСмонавтами

Снимкам поверхноСти земли и луны

© 2018 г. микрин е.а., беляев м.Ю., боровихин п.а., караваев д.Ю.

dETErmiNiNg OrBiT FrOm EarTh

aNd mOON SurFaCE piCTurES TakEN By COSmONauTS

mikrin E.a., Belyaev m.yu., Borovikhin p.a., karavaev d.yu.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

Lunar exploration is one of the major tasks of the next few decades for the leading spacefaring nations. Some of the tasks of the planned Lunar program can be practiced within the framework of the ISS project. One of them, dealing with the developmental testing of techniques for determining a spacecraft orbit from pictures of the planetary surface, is discussed in this paper. The paper describes procedural aspects involved in solving this problem and provides examples of developmental testing of the proposed autonomous navigation technique using pictures of Earth taken from onboard the ISS Russian Segment. Using pictures taken by USА astronauts through the window of the lunar orbital module, it also demonstrates the viability of using the proposed technique for determining orbit from pictures of the lunar surface.

Key words: Lunar program, determination of orbit, space pictures, orthotransformation of pictures.

микрин е.а. боровихин п.а.беляев м.Ю. караваев д.Ю.


ОпрЕдЕЛЕНИЕ ОрбИТы пО выпОЛНЯЕМыМ КОСМОНАвТАМИ СНИМКАМ

использование возможностей мкС для решения научных и прикладных задач при подготовке лунной программы

Естественное развитие космонавтики связано с освоением Солнечной системы. В настоящее время только Луна и Марс рассматриваются как цели освоения кос-моса человеком [1], поскольку только на них возможно продолжительное пре-бывание людей. В соответствии с про-граммами ведущих космических стран, Луна является первым внеземным объек-том, который планируется освоить в бли-жайшие десятилетия, и в XXI веке может начаться конкуренция за обладание лунными природными ресурсами [1–3].

Реализация проекта освоения Луны обеспечит создание окололунной инфра-структуры, начало пилотируемых миссий на поверхность Луны и, в перспективе, создание базы на поверхности Луны в инте- ресах российской программы фунда-ментальных и прикладных космических исследований, а также будущих пилоти-руемых полетов к Марсу и другим телам Солнечной системы.

Освоение Луны в рамках российской программы должно происходить как по-степенное расширение создаваемой ин-фраструктуры на предварительно разве-данном плацдарме, который выбирается на поверхности Луны с учетом благопри-ятных условий освещенности, возмож-ности связи с Землей и наличия лунных природных ресурсов.

На первом этапе выполнения Лунной программы целесообразно активное ис-пользование возможностей, имеющихся в проекте МКС [4]. В рамках проекта МКС возможно решение следующих научных задач в поддержку планируемой Лунной программы:

• летная отработка аппаратуры, при-боров и систем для лунных аппаратов и лунной базы;

• изучение функционирования чело- века при выполнении различных ра-бот при отсутствии (или пониженной) гравитации;

• отработка аппаратуры и методов изучения лунной поверхности;

• отработка технологий аддитивного производства изделий;

• отработка технологии управления напланетными роботами с орбитальной станции;

• отработка методов определения орбиты космического аппарата (КА) по снимкам поверхности планеты и т. д.

Отработка на МКС аппаратуры и тех-нологий для изучения и освоения Луны позволит нашей стране ускорить раз-вертывание работ в наиболее выгодных районах Луны и закрепить право на последующее использование этих районов.

методические особенности определения положения ка на орбите по снимкам планеты

Для успешного выполнения пилотиру-емого полета к Луне необходимо решить

МИКРИН Евгений Анатольевич — академик РАН, Генеральный конструктор–первый заместитель генерального директора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Evgeniy Anatolyevich — RAS аcademician, General Designer–First Deputy General Director at RSC Energia, e-mail: [email protected]

БЕЛЯЕВ Михаил Юрьевич — доктор технических наук, профессор, заместитель руководителя НТЦ РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Mikhail Yuryevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Deputy Head of STC at RSC Energia, e-mail: [email protected]

БОРОВИХИН Павел Александрович — аспирант, инженер-математик 1 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Pavel Aleksandrovich — Post-graduate, Engineer-mathematician 1 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]

КАРАВАЕВ Дмитрий Юрьевич — кандидат технических наук, начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Dmitry Yuryevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: [email protected]



ряд технических проблем, одной из кото-рых является автономная навигация при облете Луны. До некоторого удаления КА от Земли орбитальные параметры и им-пульсы коррекции могут формироваться по данным от наземного измерительного комплекса. Могут использоваться и дан-ные от бортовой аппаратуры спутниковой навигации [5], причем практическую даль-ность работы этой аппаратуры еще тре-буется определить. Однако, в окрест-ности Луны и в то время, когда Луна закрывает от КА Землю, импульсы коррек-ции необходимо формировать с привле-чением данных от автономных навигаци-онных измерений, которые традиционно проводят, используя специальную опти-ческую аппаратуру для определения на-правления на выбранные звезды, а также на положение Луны, Земли и Солнца. Методы и средства автономной навига- ции разрабатывались еще в 1960-е гг. в рамках отечественной Лунной програм-мы для пилотируемого корабля «Союз», создаваемого для полетов к Луне. После закрытия этой программы методы и сред-ства автономной навигации были дорабо-таны и реализованы в системе «Дельта» на орбитальных станциях «Салют» [6].

Для определения параметров орбиты КА возможно также использовать сним-ки планеты [7]. Причем в настоящее вре-мя уровень развития профессиональной цифровой фотоаппаратуры позволяет эки-пажу использовать для навигационных измерений не только специальную фото-технику, но и обычный серийный фото-аппарат, проводя съемку освещенной поверхности Луны через иллюминатор.

Выполненные цифровой камерой снимки поверхности Луны экипаж может перенести в бортовой лэптоп и провести над ними любые преобразования, в т. ч., определить точку съемки, т. е. положе-ние фотоаппарата в пространстве в момент выполнения снимка. При необходимости эти автономно вычисленные экипажем данные затем могут быть введены в систе-му управления. В дополнение к существу-ющим методам навигации такая съемка Луны может быть использована, напри-мер, для организации резервной, контро-лирующей или аварийной автономной систем навигации.

Рассмотрим решение задачи автоном-ной навигации по съемкам земной поверх-ности экипажами Российского сегмента (РС) МКС. В съемках лунной и земной

поверхностей имеются существенные раз-личия, однако использование МКС поз-воляет отработать возможные подходы к решению задачи автономной навигации по снимкам, а также оценить погреш-ность полученных результатов и влияние на нее различных факторов.

Для решения задач автономной нави- гации при облете Луны с помощью съемок экипажем лунной поверхности возможно использование следующей аппаратуры, сертифицированной для кос-мических полетов: цифрового фотоаппа- рата Nikon с длиннофокусным (до 1 200–1 600 мм) объективом типа Nikkor и бор-тового лэптопа (например, ноутбука марки HP Zbook тип 15). Данные техни- ческие средства уже эксплуатируются на борту МКС и доказали свою пригод-ность для использования в космическом полете [8].

Ортотрансформирование снимков для определения точки съемки. Если известны положение и ориентация КА на орбите в момент получения снимка по-верхности планеты, то принципиально несложно расчетным путем определить долготу и широту каждого пиксе-ля цифрового фотоснимка (точнее, соответствующей этому пикселю точки на поверхности планеты), построив вооб- ражаемые лучи, выходящие из пиксе-лей ПЗС-матрицы и пересекающие через фокус объектива поверхность планеты в точках, попавших на снимок.

В автономной навигации требуется решить обратную задачу: по известным угловым координатам всех пикселей снимка необходимо определить един-ственную точку в пространстве, в которой сходятся все воображаемые лучи, выходя-щие из известных точек на поверхности и попадающие затем в каждый пиксель ПЗС-матрицы фотоаппарата.

Для того чтобы угловые координаты пикселей снимка стали заранее известны, необходимо:

• наличие ортофотоплана поверхно-сти планеты, т. е. приведенного к ортого-нальной проекции изображения, в общем случае интегрированного из многих сним-ков, выполненных с разных КА;

• преобразование выполненного сним-ка к проекции этого имеющегося орто-фотоплана, т. е. ортотрансформирование снимка.

Ортофотопланы поверхности Луны и пла-нет, созданные по снимкам с автоматических



КА, доступны в интернете [9]. Таким об-разом, решенная с помощью КА задача построения ортофотопланов поверхностей планет (математических моделей поверх-ностей) позволяет решать с их помощью обратную задачу, т. е. определять положе-ние КА по выполняемым с него снимкам поверхности планеты. Аналогично, на-пример, по уточненному с помощью из-мерений магнитному полю Земли и его построенной математической модели реша- ется задача определения углового поло-жения КА в пространстве по магнитомет- рическим измерениям [10].

Из применяемой в фотограмметрии теоремы двойных соотношений следует, что для ортотрансформирования снимка требуется найти не менее четырех общих (опорных) точек на снимке и ортофото-плане. В настоящее время не существует надежного и универсального алгоритма автоматического поиска таких общих точек, поэтому целесообразно, чтобы их поиск производил оператор (экипаж). Оператор должен также контролировать правильность проведенных преобразо-ваний, например, по совпадению изобра-жений поверхности на границах «нало- женного» на ортофотоплан снимка. Все остальные операции и вычисления могут быть выполнены затем автоматически.

Таким образом, при проведении авто- номных навигационных измерений с помощью фотоаппарата космонавт дол-жен выполнить съемку поверхности Луны через иллюминатор, затем перенести снимки в бортовой лэптоп и с помощью специального программного обеспечения (ПО) их ортотрансформировать. При этом космонавт должен по ортофотопла-ну опознать местность на снимке. Затем простейшими действиями («кликами» компьютерной «мыши» на лэптопе) необ- ходимо указать четыре общие точки на снимке и плане, выбирая их для повышения точности преобразования воз-можно ближе к углам снимка.

Далее снимок автоматически преоб-разовывается по указанным точкам к про-екции ортофотоплана и для контроля «накладывается» на ортофотоплан. Кос-монавт контролирует правильность вы-бора общих точек по совпадению изобра-жения поверхности на границах между ортофотопланом и наложенным на него снимком. При необходимости выбор об-щих точек можно повторять до тех пор, пока «наложенное» на ортофотоплан

изображение не совпадет с требуемой точностью (например, один-два пикселя) с изображением на самом ортофотоплане.

После этого автоматически может быть проведен расчет положения КА в пространстве относительно положения Луны, т. е. определен радиус-вектор КА в момент съемки в системе координат (СК), связанной с Луной. По найденным таким образом положениям КА в про-странстве может быть определена его орбита [11].

Полученные результаты могут быть также автоматически преобразованы к виду, удобному для их сравнения с дан-ными других автономных навигационных измерений или для введения их в систему управления с целью формиро- вания корректирующих импульсов.

Поскольку для повышения точности и надежности вычислений при исполь-зовании методов математической стати-стики может потребоваться значительное число ортотрансформированных сним-ков, процесс выбора четырех общих точек на снимках и ортофотопланах можно автоматизировать с помощью алгоритмов распознавания изображений. Этот процесс при съемках Луны облегчается тем, что, при большом количестве заметных ори-ентиров, изменения вида ее поверхности определяются только светотеневой обста-новкой и не осложняются облачностью и сезонными изменениями, как при съемках Земли. Работа космонавта с таким про-граммным обеспечением сводится к конт- ролю результатов автоматической привяз- ки снимков и выполнению «ручной» привязки в особо сложных случаях.

Определение точки съемки по орто- трансформированному снимку. Для расчета точки съемки на снимке выбира-ются «особые» пиксели — центральный пиксель снимка и пиксели, лежащие на воображаемой окружности, вписанной в прямоугольник снимка. На поверхно-сти планеты точки, соответствующие пик-селям этой окружности, образуют фигуру (пересечение фигуры планеты с конусом), близкую к эллипсу. Расстояния от этих точек до точки B, соответствующей на поверх-ности планеты центру снимка, могут быть рассчитаны, поскольку в резуль-тате ортотрансформирования известны географические координаты всех точек, попавших на снимок. Затем на «эллип-се» выбираются две точки A и C, ле-жащие в противоположных сторонах



по отношению к точке В, расстояние между которыми является наибольшим.

Искомая точка съемки лежит в плоско-сти главного вертикала снимка, проходя-щей через точку поверхности планеты B, две найденные точки A и C большой полу- оси «эллипса» и центр планеты O (рис. 1).

Таким образом, пространственная задача сводится к плоской, показанной на рис. 1. Искомая точка съемки обозначена на этом рисунке как точка S. Как следует из данной схемы, известны:

• векторы aB и BC;• углы «раствора» снимка α, опреде-

ляемые фокусным расстоянием и размером ПЗС-матрицы, известными для заданного типа фотоаппарата;

• угол τ, учитывающий сферичность поверхности планеты и определяемый из скалярного произведения векторов aB и BC.

Из анализа углов α, β, γ, δ, ε системы треугольников, приведенной на рис. 1, и теоремы синусов следует, что:

AB/sinα = BS/sinβ; BC/sinα = BS/sinγ;

2α + β + γ + δ + ε = p;

p – 2α – δ – ε = τ – 2α; β = τ – 2α – γ.

Из этих соотношений определяется угол γ:

tgγ = (sinτcos2α – cosτsin2α)/

/(cosτcos2α + sinτsin2α + BC/AB).

Определив угол γ, можно найти угол β и вычислить расстояние от точки съемки S до центра снимка B:

BS = ABsinβ/sinα.

При переходе от плоской задачи к про-странственной учитывается, что векто-ры OB и BS лежат в одной известной плоскости, и угол между ними известен. Введем СК OXYZ с центром в точке O, ось Y проходит через OB, ось X лежит в плоскости OaB и направлена пер-пендикулярно оси Y в сторону точки С, ось Z дополняет СК до правой. В СК OXYZ вектор BS имеет нулевую коор-динату Z, а его компоненты вдоль осей Х и Y определяются как проекции BS на OB и направление, перпендику-лярное OB, т. е. как BSsinr и BScosr, где r — угол между векторами OB и BS.

Географические координаты точки B в результате ортотрансформирования снимка известны. Поэтому координаты радиус-вектора OB могут быть вычис-лены в некоторой базовой СК с началом в центре планеты, и можно составить матрицу перехода от базовой СК к вы-бранной выше СК OXYZ и получить радиус-вектор OS, т. е. искомое прост-ранственное положение точки S в базо-вой СК, связанной с положением центра масс планеты.

В общем случае можно построить два положения точки S симметрично отно-сительно линии OB. Для определения истинного варианта теоретически доста-точно сравнить длины отрезков AB и BC и выбрать то положение, которое находит-ся со стороны отрезка с меньшей длиной. Однако на практике при съемке райо-нов, относительно близких к надиру, из-за неточностей привязки и ортотрансфор-мирования снимков этот метод может оказаться недостаточно надежным. В таких случаях возможны следующие подходы (или их комбинации):

• заранее провести на ортофотопла-не номинальную (штатную) трассу полета. Выбирается вариант для точки S (точнее,

Рис. 1. Схема выполнения снимка поверхности планеты: О — центр планеты; В — центр снимка; А и С — выбран-ные точки с максимальным расстоянием между ними; S — точка съемки



подспутниковой точки S ′), находящейся ближе к трассе полета;

• сделать несколько снимков подряд. Истинные положения точки S должны находиться практически на одной пря-мой, т. е. в плоскости орбиты и через определенные расстояния;

• выполнить несколько снимков од-ного участка поверхности (с центром примерно в одной и той же точке). В этом случае в последовательных сним- ках координаты истинных точек S бу- дут меняться в соответствии с направ- лением полета, а координаты «зеркаль-ных» точек будут меняться в противо- положную сторону.

Рассмотрим теперь факторы, влияющие на точность определения точки съемки.

Из приведенного выше алгоритма следует, что чем ближе центр снимка к надиру, тем менее точным будет опре-деление положения плоскости главного вертикала. Влияние на результат ока-зывают также неточности изготовления и установки объектива, несовпадение ис-тинного фокусного расстояния с реальным (например, при номинале 800 мм ис-тинное значение фокусного расстояния может быть на несколько миллиметров больше или меньше), неточность уста-новки отсчета времени в аппаратуре (например, при ее синхронизации вруч-ную) и т. п. Также точность расчетов принципиально ограничивается точностью ортофотоплана, применяемого при орто-трансформировании снимков.

Влияние указанных факторов мо-жет быть учтено, во-первых, с помощью предварительной тарировки по извест- ному положению КА, а во-вторых, с помощью соответствующей организации самих съемок и расчетов. Можно исполь-зовать статистические методы обработки, включив в уравнения в качестве неиз-вестных параметров величины, точ-ность определения которых необходи- мо повысить [11].

Заметим также, что под углом α к лучу SB расположены не только лучи SA и SC (см. рис. 1), но и любые другие лучи, про-веденные из точки S к точкам вписанной в снимок окружности. Поэтому правиль-ность определения положения точки S можно проверить с помощью пары лучей в плоскости, перпендикулярной плоско-сти главного вертикала. Они должны быть наклонены под таким же углом α к «центральному» лучу SB. Если углы

отличаются от требуемого значения α на величину больше заданной погреш-ности, то с помощью решения системы двух уравнений в частных производных определяется смещение реального центра изображения относительно центрального пикселя снимка.

отработка технологии автономной навигации по съемкам земли с борта рС мкС

Для проверки изложенных выше ме-тодов был проведен ряд вычислений положения МКС на орбите по снимкам земной поверхности, выполненным через иллюминаторы экипажами РС МКС в экспериментах «Ураган», «Визир», «Вектор-Т». При съемках использовалась фотоаппаратура фирмы Nikon.

Заметим, что съемки земной поверхности имеют ряд отличий от съемок Луны:

• влияние земной атмосферы требует учета рефракции;

• облачность и мировой океан не позволяют ортотрансформировать любые сделанные снимки;

• все съемки с МКС выполнены при-мерно с одной и той же высоты орбиты ~410 км;

• при высоком разрешении сним-ков необходимо учитывать рельеф мест-ности, в частности, высоту над уровнем мирового океана.

Результаты расчетов положения МКС сопоставлялись с расчетами, выполняе-мыми группой математического модели- рования в Центре управления полета-ми методом численного интегрирования на основании данных от регулярных сеансов радиоконтроля орбиты. При этом оценивалась возможная погрешность опре-деления положения МКС в зависимости от параметров орбиты и особенностей съемки земной поверхности.

Приведем характерные примеры резуль- татов определения положения точек съемки.

Для снимка № 3004, сделанного 27.06.2016 г., угол направления на МКС относительно местного горизонта с вер-шиной в точке Земли, соответствующей центру снимка, составил ~72°. В резуль-тате выполненных расчетов оказалось, что промах подспутниковой точки M´ относительно положения МКС составил ~9 км на земной поверхности, а промах по высоте МКС над эллипсоидом — ~3 км, при этом высота над эллипсоидом в цент- ре снимка была принята равной 400 м.



Для центра снимка № 0402 (рис. 2) угол между направлением на МКС относитель-но местного горизонта составляет ~59°.

Положение точек A и C (рис. 3) максималь-ного удаления от центра B определяется в этом случае точнее, чем на снимке № 3004.

Рис. 2. Снимок № 0402, 8 декабря 2015 г., 20:23:22 UTC. Фокусное расстояние 400 мм, дальность 471 км, масштаб исходного снимка 10 м/пиксель. Тегеран, Иран, ночная съемка. Угол съемки (угол между направлением на МКС и местным горизонтом) 59°

Рис. 3. Снимок № 0402, наложенный на ортофотоплан с построением вписанной окружности и нахождением плоскости главного вертикала. Точки максимального удаления на окружности A и B определяются точнее, чем на снимке № 3004, поскольку центр снимка располагается дальше от подспутниковой точки



На рис. 4 показано положение подспут-никовой точки M′ относительно трассы полета. Промах подспутниковой точки M′ относительно положения МКС (красная метка) составляет ~2 км на земной поверх-ности. Промах по высоте МКС над эллип-соидом 3 км, при этом высота над эллип- соидом в центре снимка принята равной 1 200 м. Учитывалась рефракция атмосфе- ры согласно работе [12].

Следовательно, для повышения точ-ности определения КА целесообразно выполнять фотографирование объектов, наиболее удаленных от надира, насколь-ко позволяют возможности ручной и аппа- ратной съемок.

Для последующего определения пара- метров орбиты на основании полу- ченных положений точек съемки можно применять методику, отработанную еще на орбитальной станции «Мир», где в качестве исходных данных использо-вались измерения координат с помощью GPS-приемника [11].

навигация по снимкам экипажей кораблей «аполлон»

Во время лунных экспедиций 1969–1972 гг. экипажи кораблей «Аполлон» через иллю-минаторы выполняли на разной дальности съемки лунной поверхности пленочным фотоаппаратом «Хассельблад» с размером кадра 70×70 мм. Впоследствии эти сним-ки были переведены в цифровую форму и выложены в открытый доступ [13].

Перевод в цифровой вид проводился, видимо, не очень тщательно, например, у некоторых снимков видны неровные края кадров. Кроме этого, разрешение

цифрового образа в большинстве случаев невелико (450×450 пикселей). Эти недо- статки существенно увеличивают погреш- ность определения точек съемки. Кро-ме того, в источнике [13] не приведено и положение лунных модулей относи-тельно Луны в момент съемок, иногда указана лишь высота модуля над поверх- ностью Луны.

Тем не менее, в отличие от более со-временных, подробных и изначально циф-ровых изображений лунной поверхности данные снимки были выполнены экипа-жем «с рук» через иллюминаторы. Поэтому представляет особый интерес примене-ние описанной выше технологии к этим снимкам с целью проверки возможности их ортотрансформирования и опреде-ления радиус-вектора лунного модуля в момент каждого снимка.

Для тестирования был выбран ряд снимков. В результате расчетов были определены масштаб снимков (точнее, масштаб оцифрованного изображения, а не исходных пленочных кадров), радиус-вектор лунного модуля в момент снимка и высота над лунной поверхностью (таб-лица, рис. 5–8).

Рис. 4. Положение подспутниковой «зеркальной» точ- ки M′� и точек A, B, C на карте. Синей линией обозначена трасса полета по начальным условиям № 740. Красной меткой обозначена «истинная» подспутниковая точка МКС в момент съемки

Снимок 10307 22797

Дальность, км 1 483 102

Масштаб, м/пиксель 15 780 286

Высота, км 1 482 97

Радиус-вектор, км (x; y; z)

–649; 3153; 58 –1 727; 201; –583

Подспутниковая точка, ° (долгота; широта)

101,632; 1,045 173,343; –18,590

результаты расчетов для снимков № 10307 и 22797

Рис. 5. Снимок лунной поверхности (Море Смита и др.) № 10307, выполненный экипажем «Аполлон-14». Фокусное расстояние 80 мм, масштаб оцифрованного снимка 15 780 м/пиксель



Как следует из приведенных в таб-лице результатов, высота орбиты в мо-мент снимка № 22797 по расчету 97 км, а по данным, приведенным вместе со снимком, 118 км. Для снимка № 10307 зна-чение высоты в источнике [13] не указано.

Следует отметить, что, несмотря на это несовпадение высот (в ресурсе [13] не указано, как именно определялись вы-соты, приведенные вместе со снимками), этапы обработки снимков с помощью опи-сываемой технологии в целом получились. Отсутствие атмосферы, большое количест-во легко различимых цирков и кратеров на лунной поверхности позволяет уверен-но опознавать и ортотрансформировать даже такие, не очень точно оцифрованные, изображения (рис. 6, 8).

а) б)

Рис. 6. Фрагмент ортофотоплана лунной поверхности и снимок № 10307, ортотрансформированный по этому фрагменту

Рис. 7. Снимок лунной поверхности (кратер Эйткен) № 22797, выполненный экипажем «Аполлон-17». Фокусное расстояние 250 мм, масштаб оцифрованного снимка 286 м/пиксель. Указана высота 118 км

Рис. 8. Фрагмент ортофотоплана лунной поверхности и снимок № 22797, ортотрансформированный по этому фрагменту




Автономная навигация является важной задачей при выполнении пилотируемого полета к Луне. Современный уровень раз-вития цифровой фотоаппаратуры поз-воляет использовать для определения параметров орбиты КА снимки поверх-ности Луны. При наличии на борту КА компьютера со сравнительно большим экраном дисплея космонавт может не только рассматривать и сохранять на нем высо- кокачественные снимки лунной поверх-ности, но и извлекать из них полезную навигационную информацию. Для этого надо иметь в бортовом компьютере кар-ту (ортофотоплан) Луны в ортогональной проекции и специальное ПО, позволяю-щее космонавту простыми действиями оперативно привести снимки Луны к проекции такой карты. Получив в резуль- тате этих преобразований угловые координаты всех пикселей цифрового снимка лунной поверхности, с помощью предложенной технологии можно опре-делить точку в пространстве, откуда был выполнен снимок.

Как показывают результаты экспе-риментов, выполненных на борту МКС, даже детальные снимки с фокусным рас-стоянием 800 мм, захватывающие лишь небольшой район земной поверхности, поз- воляют приближенно определить точку съемки на орбите по одному единственно-му снимку. При этом для высоты орбиты 410 км наилучшие результаты получены для фокусного расстояния 400 мм и угле съемки между направлением на МКС относительно местного горизонта 60°. Промах между «истинной» подспутнико-вой точкой (полученной численным инте- грированием и рассчитанной по пред- ложенной методике) составил ~2 км. Такая точность представляется вполне прием- лемой при расчете корректирующих импульсов, а значит, предлагаемый спо-соб автономной навигации, не требующий для КА специальной аппаратуры и допол- нительной массы, может быть исполь- зован в реальном полете.

Для подтверждения возможности при-менения данной технологии в лунных полетах были использованы также оциф-рованные снимки Луны, сделанные почти полвека назад астронавтами США через иллюминатор лунного орбитального мо-дуля. Было показано, что предложенная методика позволяет преобразовать эти

снимки в ортогональную проекцию и рассчитать радиус-вектор КА в момент съемки, что подтверждает перспектив-ность применения технологии определения орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности Луны. При авто-матизации процесса опознавания лунной поверхности на снимке и реализации указанных выше способов увеличения точности определения орбиты данным методом автоматические КА, фотографи-рующие лунную поверхность, могут на определенном этапе также играть роль навигационных спутников для решения задачи определения координат различ-ных объектов, перемещающихся по лун- ной поверхности.


1. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. Лего-стаева В.П., Лопоты В.А. М.: РКК «Энер-гия». 2011. 584 с.

2. Брюханов Н.А., Легостаев В.П., Лобыкин А.А., Лопота В.А., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Cотников Б.И., Филип- пов И.М., Шевченко В.В. Использование ресурсов Луны для исследования и осво-ения Солнечной системы в XXI веке // Космическая техника и технологии. 2014. № 1(4). С. 3–14.

3. Шевченко В.В. Утилизация привне-сенного на Луну астероидного вещества — экономичный путь к получению косми-ческих ресурсов высокой ценности // Космическая техника и технологии. 2018. №1 (20). С. 5–22.

4. Микрин Е.А., Беляев М.Ю. Пилоти-руемая космонавтика — основа для раз-вития ракетно-космической техники // Труды LI Чтений К.Э. Циолковского. Сек-ция «Проблемы ракетной и космической техники». Калуга, 20–22 сентября 2016 г. Казань, 2017. С. 5–15.

5. Микрин Е.А., Михайлов М.В. Нави- гация космических аппаратов по изме- рениям от глобальных спутниковых навигационных систем. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017. 345 с.

6. Гаушус Э.В., Зыбин Ю.Н., Легос- таев В.П. Автономная навигация и управ-ление орбитальной станцией «Салют-7» // Космические исследования. 1986. Т. 24. № 6. С. 1–28.

7. Патент 2654883. Российская Фе-дерация. Способ определения временной привязки производимых с космического



аппарата снимков земной поверхности. Боровихин П.А., Караваев Д.Ю., Беля- ев М.Ю.; заявитель и патентообладатель — ПАО «РКК «Энергия»; заявка 2016135209A; приоритет от 30.08.2016 г. // Изобретения. Полезные модели. 2018. № 15.

8. Беляев М.Ю., Десинов Л.В., Карава- ев Д.Ю., Сармин Э.Э., Юрина О.А. Аппарату-ра и программно-математическое обеспе-чение для изучения земной поверхности с борта Российского сегмента Междуна-родной космической станции по прог- рамме «Ураган» // Космонавтика и раке- тостроение. 2015. № 1. С. 63–70.

9. Google Moon. Режим доступа: https://www.google.ru/moon/ (дата обращения 15.08.2018 г.).

10. Беляев М.Ю. Научные экспери-менты на космических кораблях и орби-тальных станциях. М.: Машиностроение, 1984. 264 с.

11. Беляев М.Ю., Рулев Д.Н., Черно- пятов А.Н., Сазонов В.В., Феккерспергер С., Пеффген В. Определение движения орби-тальной станции «Мир» по данным изме-рений GPS // Космические исследования. 1999. Т. 37. № 3. С. 276–282.

12. Куштин И.Ф. Рефракция световых лучей в атмосфере. М.: Недра, 1971. 128 с.

13. Apollo Image Atlas. Режим доступа: http://www.lpi.usra.edu/resources/apollo/frame/ (дата обращения 15.08.2018 г.).Статья поступила в редакцию 09.04.2018 г.

reference

1. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoy sistemy [The Moon — a step towards technologies of the Solar system development]. Sci. ed. by Legostaev V.P., Lopota V.A. Moscow, RKK «Energiya» publ., 2011. 584 p.

2. Bryukhanov N.A., Legostaev V.P., Lobykin A.A., Lopota V.A., Sizentsev G.A., Sinyavskiy V.V., Sotnikov B.I., Filippov I.M., Shevchenko V.V. Ispol’zovanie resursov Luny dlya issledovaniya i osvoeniya Solnechnoy sistemy v XXI veke [Use of lunar resources for Solar system exploration and exploitation in the 21st century]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no. 1(4), pp. 3–14.

3. Shevchenko V.V. Utilizatsiya privnesennogo na Lunu asteroidnogo veshchestva — ekonomichnyy put’ k polucheniyu kosmicheskikh resursov vysokoy tsennosti [Utilization of the asteroid subject on the Moon — a more economic way to obtain cosmic resources of high value]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 1(20), pp. 5–22.

4. Mikrin E.A., Belyaev M.Yu. Pilotiruemaya kosmonavtika – osnova dlya razvitiya raketno-kosmicheskoy tekhniki [Manned cosmonautics – the basis for the development of rocket-space technology]. Proceedings of K.E. Tsiolkovsky LI Readings. Section Problems of rocket-space technology. Kaluga, 20–22 September 2016. Kazan’, 2017. Pp. 5–15.

5. Mikrin E.A., Mikhaylov M.V. Navigatsiya kosmicheskikh apparatov po izmereniyam ot global’nykh sputnikovykh navigatsionnykh sistem [Navigation of spacecraft by measurements of global satellite navigation systems]. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2017. 345 p.

6. Gaushus E.V., Zybin Yu.N., Legostaev V.P. Avtonomnaya navigatsiya i upravlenie orbital’noy stantsiey «Salyut-7» [Autonomous navigation and control of Salyut-7 orbital station]. Kosmicheskie issledovaniya, 1986, vol. 24, no. 6, pp. 1–28.

7. Patent 2654883. Rossiyskaya Federatsiya. Sposob opredeleniya vremennoy privyazki proizvodimykh s kosmicheskogo apparata snimkov zemnoy poverkhnosti [Method for determining the timing of pictures of the earth surface taken from spacecraft]. Borovikhin P.A., Karavaev D.Yu., Belyaev M.Yu.; the applicant and the patent owner — PAO «RKK «Energiya»; application 2016135209A; priority of 30.08.2016. Izobreteniya. Poleznye modeli, 2018, no. 15.

8. Belyaev M.Yu., Desinov L.V., Karavaev D.Yu., Sarmin E.E., Yurina O.A. Apparatura i programmno-matematicheskoe obespechenie dlya izucheniya zemnoy poverkhnosti s borta Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii po programme «Uragan» [Hardware and software to study the Earth surface from board the Russian Segment of the International Space Station under the Uragan program]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2015, no. 1, pp. 63–70.



9. Google Moon. Available at: https://www.google.ru/moon/ (accessed 15.08.2018).10. Belyaev M.Yu. Nauchnye eksperimenty na kosmicheskikh korablyakh i orbital’nykh stantsiyakh

[Scientiic experiments onboard the spacecraft and orbital stations]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1984. 264 p.

11. Belyaev M.Yu., Rulev D.N., Chernopyatov A.N., Sazonov V.V., Fekkersperger S., Pefgen V. Opredelenie dvizheniya orbital’noy stantsii «Mir» po dannym izmereniy GPS [Determination of the Mir orbital station motion by GPS measurement data]. Kosmicheskie issledovaniya, 1999, vol. 37, no. 3, pp. 276–282.

12. Kushtin I.F. Refraktsiya svetovykh luchey v atmosphere [Refraction of light rays in the atmosphere]. Moscow, Nedra publ., 1971. 128 p.

13. Apollo Image Atlas. Available at: http://www.lpi.usra.edu/resources/apollo/frame/ (accessed 15.08.2018).


Никитин А.А.

В работе представлен новый подход к разработке многокристальных систем на базе программируемых логических интегральных схем (ПЛИС), реализующих объемные алгоритмы управления космическими аппаратами. При этом подходе учитываются требования по стойкости к специальным факторам и специфика реализуемых алгоритмов. Описан принцип разделения единого алгоритма на функ-циональные узлы и принципы их взаимодействия. Предложена методика защиты межкристальных связей с помощью кодов, восстанавливающих ошибки, с учетом вероятности возникновения ошибок в кодере. Обобщены результаты тестирования математической модели метода радиационно-стойкого кодирования на базе сверточ-ного кода, а также испытания имплементации разработанной схемы в кристаллы ПЛИС. Сделаны выводы о перспективах применения данного метода с учетом расширения номенклатуры доступных к применению ПЛИС российского производства.

Ключевые слова: сверточный код, бортовая система управления, межкристальная связь, программируемая логическая интегральная схема, разработка, испытания.


УДК 004.312.26:629.78

реализация радиационно-Стойкого кодирования

в рамках межкриСтальной Связи СиСтем,

СоСтояЩих из неСкольких программируемых

логичеСких интегральных Схем

© 2018 г. никитин а.а.

implEmENTaTiON OF radiaTiON-rESiSTaNT

ENCOdiNg wiThiN ThE FramEwOrk

OF Chip-TO-Chip iNTErCONNECTiONS

iN SySTEmS CONSiSTiNg OF SEvEral

FiEld-prOgrammaBlE gaTE arrayS

Nikitin a.a.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4А Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

The paper discusses a new approach to development of multichip systems based on Field-Programmable Gate Arrays (FPGA) implementing volume algorithms for spacecraft control. This approach takes into account requirements for resistance to special factors and specifics of the implemented algorithms. It describes the principle of dividing a single algorithm into functional units and principles of their interfacing. A technique is proposed for protecting chip-to-chip interconnections using error correcting codes taking into account the probability of errors occurring in the encoder. It summarizes the results of testing the math model of a radiation-resistant encoding method based on convolutional code, as well as tests of the implementation of the developed circuit in FPGA chips. It draws conclusions about future prospects for application of this technique taking into account the expanding range of available Russian-made FPGAs.

Key words: convolution code, onboard control system, chip interconnection, field-programmable gate array, development, testing.


рЕАЛИзАцИЯ рАдИАцИОННО-СТОйКОГО КОдИрОвАНИЯ

введение

Для реализации алгоритмов управ-ления космическими аппаратами (КА) универсальным решением являются про-граммируемые логические интегральные схемы (ПЛИС) [1, 2].

Круг задач, возлагаемых на системы управления КА, с каждым годом расши-ряется. Реализуемые алгоритмы на се- годняшний день должны не только вы-полнять свои задачи, но и осуществлять защиту своей физической реализации от радиационных сбоев, а также иметь средства самоконтроля. Поэтому для реализации таких сложных систем требу- ются ПЛИС, имеющие большой запас логической емкости и большое количество портов ввода–вывода.

У разработчиков возникают трудно-сти в реализации требуемых алгоритмов из-за ограниченного выбора произво-дителей компонентной базы в условиях импортозамещения, так как ПЛИС рос-сийского производства имеют скром-ный объем логических элементов [3, 4] и крайне ограниченный перечень доступ-ных корпусов.

Для этой цели нужен новый подход в проектировании алгоритмически слож-ных систем на базе ПЛИС, который должен учитывать требования к аппа- ратуре, специфику ее применения и огра-ничения по компонентной базе.

архитектура многокристальной системы и многопоточной межкристальной связи

Одним из вариантов решения сформу-лированной проблемы является разделение алгоритма управления на несколько ПЛИС, однако оно возможно только с учетом их функциональных особенностей. Наиболее распространенной задачей для систем управ-ления КА является реализация многоканаль-ных алгоритмов управления. Оптимальное решение задачи разделения функционала системы представлено на рис. 1. Данная ар-хитектура подразумевает наличие базовой и N локальных ПЛИС. Базовая ПЛИС реализует алгоритмы, общие для всех объ-ектов управления, а также интерфейсную часть. Каждая локальная ПЛИС на основе информации от базовой ПЛИС и сигналов обратной связи реализует индивидуальные алгоритмы для каждого объекта управления.

никитин а.а.

НИКИТИН Андрей Александрович — инженер-электроник 2 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Andrey Aleksandrovich — Electronics engineer 2 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]

Рис. 1. Структурная схема многопоточной архитектуры межкристальной связи



Для передачи исходного сообщения длиной k

0 символов от базовой ПЛИС

к локальным может быть использован или любой из интерфейсов, или парал-лельная шина. Бóльшая часть реализуе- мых на ПЛИС интерфейсов обладает временнóй задержкой, не позволяющей обмениваться информацией на едином функциональном уровне, а параллель-ная шина позволяет элементам системы функционировать на одной частоте с за-держкой, равной времени распростране-ния сигнала между ними. Такой подход также дает возможность разрабатывать все ПЛИС как единое функциональ-ное устройство, в котором базовые и ло-кальные ПЛИС являются законченными IP-блоками, позволяющими реализовы-вать систему как на базе N + 1 ПЛИС, так и в одном кристалле. Данный под-ход позволяет при расширении номен- клатуры элементной базы российского производства без изменений интегри- ровать всю систему в новую ПЛИС.

Одним из условий реализации подоб-ной схемы является защита каждой ли- нии шин данных посредством реализа-ции кодирования, восстанавливающего ошибки [5], так как именно на основе информации, передаваемой по ним, бу-дет формироваться управляющий сигнал для объектов управления.

Выбор метода защиты каналов, а имен-но, типа кодов, восстанавливающих ошиб-ки, возлагается на разработчика системы и зависит от множества факторов, в част-ности, от методов кодирования, заложен-ных в других микросхемах, наработок в данной области команды разработчи-ков, специфики передаваемых данных и многих других. В данной работе будет рассмотрена защита с помощью свер-точного кодирования, так как оно явля- ется наиболее подходящим для бло- кового кода [6].

Базовым элементом сверточных коде-ра и декодера является структура, хра-нящая значения одного символа m из k

0 символов входного сообщения в тече-

ние n0 тактов. В отличие от классической

реализации кодера на базе сдвигового регистра, в данной работе рассматрива-ется реализация на циклически переза-писываемом регистре, представленном на рис. 2. Основная идея в том, что на каждом следующем такте запись про-изводится в новый бит, а при перепол-нении регистра происходит перезапись

наиболее старых записей [7]. При этом циклически перезаписываемый регистр H(m) для n

0 = 3 во время тактов t

n будет

содержать следующие значения: t

1: H(m

i) = (m

i, m

i–2, m

i–1) — сбоя нет;

t2: H(m

i+1) = (–m

i, m

i+1, m

i–1) — сбой

в первом бите –mi;

t3: H(m

i+2) = (m

i, m

i+1, m

i+2) — перезапись

бита не производилась.Кодовые слова G(H(m)) из данных

значений регистра будут следующими: t

1: G(H(m

i)) = (⊕

2(m

i, m

i–2), ⊕

2(m

i, m

i–1),

⊕2(m

i–1, m

i–2));

t2: G(H(m

i+1)) = (⊕

2(–m

i, m

i+1), ⊕

2(–m

i, m

i–1),

⊕2(m

i+1, m

i–1));

t3: G(H(m

i+2)) = (⊕

2(m

i, m

i+1), ⊕

2(m

i, m

i+2),

⊕2(m

i+1, m

i+2)).

Как видно, в третьем такте за счет отсутствия перезаписи может быть вос-становлен любой из сбоев, вызванный следующими эффектами [8, 9]:

•  SET (Single Event Transients) — пере-ходная ионизационная реакция;

•  SEU (Single Event Upsets) — одно-кратный восстанавливаемый сбой.

Для реализации циклически перезапи-сываемого регистра необходимо реализо-вать счетчик, представленный на рис. 3, для выдачи адреса A = (a

1, …, a

T), несущего номер

модифицируемого разряда регистра H(m).

Рис. 2. Структурная схема линии связи с применением сверточного кодирования



Счетчик будет реализовываться на реги- стре длиной T разрядов при условии, что T = log

2n

0, и значение T округлено

до целого значения в бóльшую сторону. В частности, для n

0 = 3 необходимо реализо-

вать счетчик, представленный на рис. 3, на двух триггерах D1 и D2, а для ограни-чения счета адресами 0, 1 и 2 — дополни-тельный сигнал сброса при a

1 = 1 и a

2 = 1

с помощью элемента конъюнкции, и про-извести сброс счетчика или по данному сигналу, или по сигналу внешнего син- хронного сброса.

На основе данной схемы был состав- лен перечень всех возможных крити- ческих сбоев, представленный в табл. 1.

Исходя из анализа данных табл. 1, было предложено не реализовывать схему защиты счетчика, а ввести дополнитель-ный избыточный символ, формируемый

по детерминированному алгоритму, и кодировать его аналогично символам исходного сообщения. Данный подход позволит на этапе декодирования вос-станавливать значение адреса с учетом сбоя и на его основе проводить декоди- рование символов исходного сообщения.

Одним из вариантов формирования избыточного символа является схема, представленная на рис. 3, состоящая из триггеров D3–D5 и схемы мажорирова-ния. По своей сути она является одно- разрядным счетчиком, защищенным от сбоев троированием, для которого так-товым сигналом является сигнал сброса счетчика адреса. Схема защиты являет-ся обязательным условием, так как вос-становление адреса декодером возможно только при условии достоверности избы-точного символа.

Рис. 3. Схема реализации счетчика адреса

Начальное значение 01 10 00

Без сбоя at0

= 01 → at0+1

= 10 at0

= 10 → at0+1

= 00 at0

= 00 → at0+1

= 01

Сбой в a1

at0

= 01 → at0+1

= 01 at0

= 10 → at0+1

= 01 at0

= 00 → at0+1

= 10

Сбой в a2

at0

= 01 → at0+1

= 01 at0

= 10 → at0+1

= 01 at0

= 00 → at0+1

= 00

Таблица 1

вероятные сбои в счетчике адреса



В табл. 2 представлен полный пере-чень возможных кодовых слов на основе избыточного символа Z = 1 под действи-ем внешних сбоев. Если расписать также все состояния для исходного избыточ-ного символа Z = 0, то станет видно, что сбои в счетчике адреса и соответ- ствующие им выходные кодовые слова полностью совпадают с расписанными в табл. 2, однако состояние циклически перезаписываемого регистра будет инвер-тированным.

При декодировании последовательнос-ти кодовых слов, сформированных на основе избыточного символа Z в услови-ях радиационного защелкивания (эффект SEL — Single Event Latchup) бита цикли-чески перезаписываемого регистра, они могут совпасть со словами, сформиро-ванными при сбое схемы счетчика адреса, и решение будет неоднозначным, поэто-му была реализована схема кодирования, представленная на рис. 4.

Данная схема на каждом такте запи-сывает c помощью дешифратора значе-ние избыточного символа Z параллельно в оба циклически перезаписываемых реги- стра по адресу a. Далее дешифратор формирует на входе комбинаторной логики значение одного из регистров, в зависимости от сигнала С меняющего свое состояние с частотой, равной поло-вине тактовой частоты. Таким образом, исключается возможность формирования двух последовательных недостоверных кодовых слов G в результате радиацион- ного защелкивания.

Суммируя все доработки, радиационно- стойкий кодер для межкристальной свя-зи ПЛИС выполняется в соответствии со схемой базовой ПЛИС, представленной на рис. 5.

Как видно из схемы, представленной на рис. 5, сообщение, сформированное универсальным алгоритмом управления, разбивается на k

0 символов. К исходно-

му сообщению добавляется избыточный символ Z, формируемый на основе гене- рируемого на каждом такте адреса A. Все k

0+1 символов записываются в соот-

ветствующие им циклически перезапи-сываемые регистры, входящие в состав

Начальное значение

00 01 10

Сигналы A Z H G A Z H G A Z H G

Без сбоя

00 1 001 011 01 1 011 110 10 1 111 000

01 1 011 110 10 1 111 000 00 0 110 011

10 1 111 000 00 0 110 011 01 0 100 110

Сбой в a1

00 1 001 011 01 1 011 011 10 1 111 000

10 1 101 101 01 1 011 011 01 0 101 101

00 0 100 110 10 1 111 000 10 0 001 011

Сбой в a2

00 1 001 011 01 1 011 110 10 1 111 000

00 0 000 000 01 0 001 011 01 1 111 000

01 0 000 000 10 0 001 011 10 1 111 000

Таблица 2

вероятные выходные кодовые слова на основе избыточного символа при ошибках в адресе

Рис. 4. Схема кодирования избыточного символа Z



сверточного кодера, по установленному для данного такта адресу. Из каждого регистра комбинаторной логикой форми-руется выходное кодовое слово, которое поступает на передатчик кодового сло-ва и передается в декодер. Кодовое сло-во G(H(Z)), сформированное из избыточ-ного символа, поступает параллельно на все локальные ПЛИС, а кодовые слова из информационных символов G(H(m

i))

разделяются на группы в зависимости от того, к какому объекту управления они относятся.

Декодирование начинается с анали-за кодовых слов G'

Z , сформированных

на основе избыточного символа, из ко-торых восстанавливаются достоверные адреса A, и только после этого на их основе параллельно декодируют все k

0

кодовых слов из символов исходного со-общения. Алгоритм декодирования слов G'

Z строится по принципу конечного ав-

томата, граф которого представлен на рис. 6. Переход к новому состоянию осу-ществляется на каждом такте по алгорит- му, индивидуальному для каждого состояния.

Рис. 5. Функциональная схема сверточных кодера и декодера



В соответствии с рис. 6 восстановле-ние достоверного значения адреса, т. е. переход к состоянию «0», происходит с максимальной задержкой в два такта. Поэтому в декодере реализуется сдвиго-вый регистр из трех переменных B

1, B

2

и B3, хранящих состояния адреса во

время тактов t0, t

0+1 и t

0+2. На каждом

такте, независимо от состояния конеч-ного автомата, происходит запись B

1 в B

2

и B2 в B

3 параллельно с выводом ново-

го значения А1 в адресную шину для

сверточных декодеров каждого символа исходного сообщения. Количество за-писанных новых значений в переменные B

1, B

2 и B

3 может варьироваться в зави-

симости от состояния конечного авто- мата в настоящем такте.

Восстановление достоверного адреса производится на основе сохраненных на предыдущем такте значений адреса и ци-клически перезаписываемого регистра Н'

Z.

Основным состоянием декодера являет-ся состояние «0», логика перехода из которого описывается алгоритмом, пред-ставленным на рис. 7. В основе перехода из состояния «0» лежит модифициро-ванный алгоритм Витерби [10], суть которого для данной задачи сводится к перебору всех возможных модифика-ций Н'

Z, при условии принятия достовер-

ным значения адреса, и формированию кодовых слов G'

Z1 и G'

Z0 длиной n

0 сим-

волов путем n0

линейных комбинаций разрядов модифицированных регистров

Н'Z1

и Н'Z0

. Как видно из блок-схемы, пред-ставленной на рис. 7, необходимо про-извести расчет расстояний Хемминга d(G'

(H(Z)), G'

Z1) и d(G'

(H(Z)), G'

Z0) и про-

верить равенство одного из расстояний нулю и равенство кодовых слов G'

(H(Z)),

принятых на последних двух тактах. На основе двух решений выбирается следую-щее состояние, причем переход к состоя-нию «0» говорит о восстановлении досто-верного адреса и выводе его в сдвиговый регистр из переменных B

1, B

2 и B

3.

Рис. 6. Граф конечного автомата, описывающего деко- дирование слов G '

Z

Рис. 7. Блок-схема алгоритма перехода из состояния «0»



Переход к состояниям «1» и «3» гово-рит о наличии сбоев при формировании адреса. При решении каждой из ветвей: «1» – «2» или «3» – «4» – «5», решается параллельно по два алгоритма на каждом этапе, а окончательное решение выбирается при переходе к состоянию «0».

При переходе из состояния «0» в «1» решаются следующие алгоритмы:

• без дополнений — для сбоя кодо-вого слова на этапе передачи. На данном этапе сохраняются оба модифицирован-ных регистра Н'

Z1 и Н'

Z0', а адрес при-

знается верным;• дополнение № 1 — для сбоя при

формировании адреса. Перебираются все возможные варианты адресов и зна-чений, записываемых в регистр, на их основе рассчитываются расстояния Хем-минга между ними и принятым словом. Выбирается слово с нулевым расстоя-нием, и все его параметры сохраняются для дальнейших расчетов.

При переходе из состояния «0» в «3» решаются следующие алгоритмы:

• дополнение № 2 — для сбоев в циклически перезаписываемом реги-стре. Адрес принимается достоверным, а модифицируемый символ инвертиру-ется, таким образом формируя значение регистра Н'

Z для дальнейших расчетов.

• дополнение № 3 — для сбоев при формировании адреса. Для дальнейших расчетов перезаписываются значения, сохраненные на предыдущем такте, без изменений.

На следующем такте для всех трех дополнений обоих переходов («1» – «2» и «3» – «4») производятся модифи-кация регистров Н'

Z1 и Н'

Z0 , исходя из

параметров, сохраненных на предыдущем такте; расчет расстояний d(G'(H(Z)), G'

Z1)

и d(G'(H(Z)), G'Z0

) и выбор нулево-го расстояния; сохранение параметров для следующего перехода и переход к состоянию соответствующего допол-нения. Расчет для алгоритма без до-полнений отличается необходимостью формировать регистры Н'

Z1 и Н'

Z0 для

каждого из сохраненных на предыдущем такте значений и соответственно вы-бирать нулевое расстояние из четырех значений вариантов модифицированных кодовых слов.

На третьем такте для состояния «2» осуществляется безусловный переход к состоянию «0». Решение выбирается, исходя из условия равенства кодовых

слов G'(H(Z)), принятых на последних двух тактах. В случае истинности усло- вия правильным признается допол- нение № 1, для которого производится расчет, аналогичный предыдущему так-ту, и формируются решения всех трех переменных A

1, A

2 и A

3. При лож-

ности условия производится расчет, аналогичный дополнению № 1, но на основе данных, полученных для реше-ния без дополнений при состоянии «1», решения также выводятся в переменные A

1, A

2 и A

3.

Для состояния «4» сначала проверя-ется наличие решений по дополнению № 3, аналогично состоянию «3», в случае наличия расстояния Хемминга, равного нулю, формируются решения всех трех переменных A

1, A

2 и A

3, и осуществля-

ется переход к состоянию «0». Если решений нет, то производится анало-гичный расчет для исходных данных дополнения № 2, а также осуществляет-ся переход к состоянию «5» с параллель-ным сохранением обоих модифициро- ванных регистров Н'

Z1 и Н'

Z0 и выводом

решений A1 и A

2, что позволяет не уве-

личивать задержку до трех тактов. Если решение находится, то производят-ся операции, аналогичные дополнению № 3 на данном такте.

Переход из состояния «5» в «0» осу-ществляется на следующем такте парал-лельно с расчетом оставшегося адреса A

3, аналогично решению без дополнений

при состоянии «1». После восстановления адреса восста-

навливаются сбои в символах исходного сообщения с помощью алгоритма, иден-тичного декодированию избыточного сим-вола без дополнений, т. е. с задержкой в один такт.

реализация

Математическая модель разработан-ного метода радиационно-стойкого коди-рования для проведения покрывающего тестирования была реализована в сре-де Matlab. В основе проверки лежало тестирование потоков управления по принципу «белого ящика» с покрытия пятого уровня [11]. В соответствии с вы-бранным уровнем проверялись следую- щие покрытия:

• покрытие ответвлений — каждая точка разветвления кода алгоритма про-веряется хотя бы один раз;



• покрытие условий — условия, име-ющие два и более вариантов решения, проверяются при выполнении каждого случая хотя бы по разу;

• покрытие ответвлений и условий — суммарные проверки каждого условия и ответвления.

Тестирование показало, что алго-ритм метода кодирования позволяет ре-шать со 100%-ной вероятностью следую- щие задачи:

• исправление ошибок в каналах передачи кодовых слов из символов исход- ного сообщения и избыточного символа;

• исправление ошибки, связанной с инверсией значений отдельных битов, хранимых в циклически перезаписывае- мых регистрах;

• коррекция адреса, используемого для декодирования при ошибке в схеме формирования адреса кодера.

Проверенный алгоритм был реализо-ван на языке описания VHDL для инте- грирования в кристалл ПЛИС. Для моделирования сбоев был разработан триггер, имеющий дополнительный вход, имитирующий радиационный сбой, и на его основе строилась схема базовой ПЛИС. Схема, представленная на рис. 5, была реализована в макете, в котором в качестве базовой ПЛИС выступала микросхема 5576ХС7Т, а в качестве двух локальных ПЛИС и объектов управле- ния — Actel A3PE1500-PQ208 [12].

Кодер избыточного символа, вклю-чая схемы генератора адреса и генератора избыточного символа, занял 56 логиче-ских элементов, что составляет 3% от всего объема ПЛИС 5576ХС7Т.

Декодер избыточного символа — 320 логических элементов или 18% объема ПЛИС.

Кодер одного символа исходного сообщения занял 34 логических элемента или 2% объема ПЛИС.

Декодер одного символа избыточного сообщения занял 120 логических элемен- тов или 7% объема ПЛИС.


В работе предложен новый подход к реализации межкристальной связи ПЛИС, позволяющий за счет радиаци-онно-стойкого кодирования на основе сверточного кода значительно повысить достоверность передаваемой информации и исключить влияние на нее внешних факторов космического пространства.

Данный подход разделяет борьбу с радиа- ционными сбоями на два процесса: исправление ошибок в передаваемых дан-ных и подмена понятия сбоев в генера-торе адреса на асинхронное изменение значения адреса для декодера.

Исходя из объемов, занятых реализо-ванным алгоритмом кодирования, можно сделать вывод, что если целью является разгрузка базовой ПЛИС, в частности, для реализации дополнительных алго-ритмов защиты, то за счет использования (3%+k

0·2%) от объема ПЛИС 5576ХС7Т

можно перенести часть функций, зани-мающих значительно больший объем, в локальные ПЛИС. Стоит отметить, что с расширением номенклатуры ПЛИС российского производства и соответст-вующим повышением количества логи- ческих элементов на кристалл примене-ние данного подхода позволит реализо-вывать более сложные алгоритмы за счет использования защищенных обратных связей из локальных ПЛИС в базовую.

Также важным моментом является то, что суммарная задержка для полного цикла составила не более трех тактов или 1,5 мкс (для частоты 2 МГц), что позволяет использовать данный подход без значительного изменения протоколов внешних взаимодействий прибора.

Так как разработанный метод позволя-ет абстрагироваться от физической моде-ли радиационного сбоя и исходить толь-ко из электрических параметров типа отказа (SEU, SET или SEL), то результаты работы можно использовать при разра- ботке бортовых приборов для перспек-тивных КА как на околоземной орбите, так и для межпланетных миссий.


1. Калинов С.Н., Петров С.А., Радчен- ко А.В. Применение систем-на-кристалле СНК на основе встраиваемых в ПЛИС IP-ядер при разработке бортовых прибо-ров и систем управления // Тезисы до-кладов XXI Научно-технической конфе- ренции молодых ученых и специалистов. Королёв: РКК «Энергия», 2017. С. 148–149.

2. Stepanova E.A., Shafran S.V., Kudryavtsev I.A. GALILEO E5 receiver for reliability Improvement of GNSS-based position. // Труды международного сим-позиума «Надежность и качество». Пенза: Пензенский государственный университет, 2016. С. 306–308.



3. Каталог изделий АО «Воронеж-ский завод полупроводниковых прибо-ров – Сборка». Воронеж: АО «ВЗПП-С», 2017. 78 с.

4. Каталог продукции АО «ПКК Ми-ландр». Зеленоград: АО «ПКК Миландр», 2017. 113 с.

5. Кларк Дж., Кейн Дж. Кодирование с исправлением ошибок в системах циф-ровой связи. М.: Радио и связь, 1987. 392 с.

6. Синицин Д.В. Повышение помехо-устойчивости радиотехнических систем передачи информации с использованием сверточных алгоритмов обработки сигна-лов: дис. … канд. тех. наук: 05.12.04: защи-щена 22.01.14: утв. 15.07.14 / Владимир: ОАО «Владимирское КБ радиосвязи», 2014. 127 с.

7. Никитин А.А., Жигулевцев Ю.Н. Применение сверточного кодирования для защиты программируемых логических интегральных схем от единичных отказов, вызванных радиационными отказами кос-мического пространства // Вестник Са-марского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2017. Т. 16. № 4. С. 130–136.

8. Чумаков А.И., Никифоров A.Ю., Телец В.А., Бойченко Д.В., Першенков В.С., Скоробогатов П.К., Яненко А.В., Калаш-ников О.А., Потапенко А.И., Согоян А.В., Ульяненков Р.В., Уланова А.В., Анашин В.С., Протопопов Г.А., Соболев С.А., Улимов В.Н., Артамонов А.С. Радиационная стой-кость изделий ЭКБ. Науч. изд. / Под ред. А.И. Чумакова. М.: Нац. исслед. ядерный ун-т «МИФИ», 2015. 512 с.

9. Улимов В.Н., Членов А.М., Тапе- ро К.И. Радиационные эффекты в крем-ниевых интегральных схемах космическо-го применения. М.: Лаборатория знаний, 2014. 297 с.

10. Блейхут Р. Теория и практика ко-дов, контролирующих ошибки. М.: Мир, 1986. 576 с.

11. Copeland L. A practitioner’s guide to software test design. Artech House, 2004. 355 р.

12. ProASIC3/e. Режим доступа: https://actel.ru/item/proasic-e (дата обращения 21.03.2018 г.).Статья поступила в редакцию 04.07.2018 г.

reference

1. Kalinov S.N., Petrov S.A., Radchenko A.V. Primenenie sistem-na-kristalle SNK na osnove vstraivaemykh v PLIS IP-yader pri razrabotke bortovykh priborov i sistem upravleniya [Application it is system – SNK crystal on the basis of the IP kernels which are built in FPGA by development of onboard instruments and management systems]. Tezisy dokladov XXI Nauchno-tekhnicheskoy konferentsii molodykh uchenykh i spetsialistov. Korolev, RKK Energiya publ., 2017. P. 148–149.

2. Stepanova E.A., Shafran S.V., Kudryavtsev I.A. GALILEO E5 receiver for reliability improvement of GNSS-based position. Works of the International Symposium Reliability and Quality. Penza, Penza State University publ., 2016. P. 306–308.

3. Katalog izdeliy AO «Voronezhskiy zavod poluprovodnikovykh priborov – Sborka» [Directory of products of JSC The Voronezh Plant of Semiconductor Items — Assembly]. Voronezh, AO «VZPP-S» publ., 2017. 78 p.

4. Katalog produktsii AO «PKK Milandr» [The directory of production of JSC PKK Milandr]. Zelenograd, AO «PKK Milandr» publ., 2017. 113 p.

5. Clark J., Kaine J. Kodirovanie s ispravleniem oshibok v sistemakh tsifrovoy svyazi [Coding with correction of errors in the systems of digital communication]. Moscow, Radio i svyaz’ publ., 1987. 392 p.

6. Sinitsin D.V. Povyshenie pomekhoustoychivosti radiotekhnicheskikh sistem peredachi informatsii s ispol’zovaniem svertochnykh algoritmov obrabotki signalov [Increase in noise immunity of radio engineering information transmission systems with use of convolution algorithms of signal processing]. Dis. … kand. tekh. nauk: 05.12.04: zashchishchena 22.01.14: utv. 15.07.14. Vladimir, OAO «Vladimirskoe KB radiosvyazi» publ., 2014. 127 p.

7. Nikitin A.A., Zhigulevtsev Yu.N. Primenenie svertochnogo kodirovaniya dlya zashchity programmiruemykh logicheskikh integral’nykh skhem ot edinichnykh otkazov, vyzvannykh radiatsionnymi otkazami kosmicheskogo prostranstva [Application of convolutional coding for protection of programmable logic integrated circuits against the single failures caused



by radiation failures of space]. Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie, 2017, vol. 16, no. 4, pp. 130–136.

8. Chumakov A.I., Nikiforov A.Yu., Telets V.A., Boychenko D.V., Pershenkov V.S., Skorobogatov P.K., Yanenko A.V., Kalashnikov O.A., Potapenko A.I., Sogoyan A.V., Ul’yanenkov R.V., Ulanova A.V., Anashin V.S., Protopopov G.A., Sobolev S.A., Ulimov V.N., Artamonov A.S. Radiatsionnaya stoykost’ izdeliy EKB [Radiation firmness of products EKB]. Ed. by A.I. Chumakov. Moscow, Nats. issled. yadernyy un-t «MIFI» publ., 2015. 512 p.

9. Ulimov V.N., Chlenov A.M., Tapero K.I. Radiatsionnye effekty v kremnievykh integral’nykh skhemakh kosmicheskogo primeneniya [Radiation effects in silicon integrated circuits of space application]. Moscow, Laboratoriya znaniy publ., 2014. 297 p.

10. Bleykhut R. Teoriya i praktika kodov, kontroliruyushchikh oshibki [The theory and practice of the codes controlling errors]. Moscow, Mir publ., 1986. 576 p.

11. Copeland L. A practitioner’s guide to software test design. Artech House, 2004. 355 p.12. ProASIC3/e. Available at: https://actel.ru/item/proasic-e (accessed 21.03.2018).


тематичеСкий указатель

журнала «коСмичеСкая техника и технологии»

за 2018 г. (№1(20) — 4(23))

инновационные технологии в аэрокосмической деятельности

Шевченко В.В. Утилизация привнесен-ного на Луну астероидного вещества — экономичный путь к получению космических ресурсов высокой ценности. 1(20), 5–22.

Беляев М.Ю., Карасев Д.В., Матве- ева Т.В., Рулев Д.Н. Грузовые корабли «Прог-ресс» в программах орбитальных станций (к 40-летию первого в мире полета гру-зового корабля к орбитальной станции). 1(20), 23–39.

Дегтярь В.Г. Государственному ракетно-му центру имени академика В.П. Макеева 70 лет. 2(21), 5–15.

Чванов В.К., Судаков В.С. Лёвочкин П.С. Современные жидкостные ракетные дви-гатели АО «НПО Энергомаш имени акаде-мика В.П. Глушко». Состояние программ и перспективы (к 110-летию со дня рож- дения академика В.П. Глушко). 3(22), 5–16.

Безяев И.В., Стойко С.Ф. Обзор проектов пилотируемых полетов к Марсу. 3(22), 17–31.

аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

Борзых С.В., Воронин В.В. Программно- методический подход к моделированию динамики посадки лунного взлетно- посадочного корабля. 2(21), 16–23.

Салосина М.О. Оптимизация много- слойного теплозащитного экрана солнечного зонда. 3(22), 32–41.

Котляров Е.Ю., Луженков В.В., Ту- лин Д.В., Басов А.А. Система терморегу-лирования негерметичного приборного отсека КА «Интергелиозонд» для иссле-дования Солнца с близких расстояний. 4(23), 5–15.

проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Авершьев А.С., Бобылев С.С., Фалин К.А. Процедура проведения уточненной вери-

фикации подробных конечноэлементных моделей конструкций ракетно-космичес-кой техники для анализа динамических нагружений в полете на примере транс-портного грузового корабля «Прогресс МС». 1(20), 40–53.

Аккуратов И.Л., Алямовский А.И., Виноградов А.С., Герасимова Т.И., Зем-цова Е.В., Кириллов С.В., Копыл Н.И., Магжанов Р.М., Сеньковский А.Н., Соко- лова С.П., Щербаков Э.В. Результаты ис-следований свойств углепластиков на основе различных полимерных связу-ющих, перспективных для изготовле-ния конструкций космической техники. 1(20), 54–66.

Жихарев Д.Ю. Концепция оптими-зации экрана для защиты оборудования космического аппарата от источников электромагнитных помех в ближней зоне излучаемого поля. 3(22), 42–50.

Марков А.В., Коношенко В.П., Бег- лов Р.И., Соколов В.Г., Горбенко А.В. Основные направления и результаты работ по защи-те Российского сегмента Международной космической станции от метеороидов и космического мусора. 4(23), 16–28.

Сальников Н.А., Бобе Л.С., Кочетков А.А., Железняков А.Г., Андрейчук П.О., Шамши-на Н.А. Применение мембранной аппара-туры для регенерации санитарно-гигие-нической воды на космической станции. 4(23), 29–39.

прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Ставицкий И.Б., Рябцева А.В., Каминс- кая В.С. Определение рациональных режимов электроэрозионной обработ-ки титанового сплава ВТ14 на осно-ве решения тепловой задачи о переме-щении границы фазового превращения материала. 1(20), 67–74.

Денисова В.С. Высокотемпературные стеклокерамические покрытия для защиты никелевых сплавов, формируемые при тем-пературах, близких к рабочим. 2(21), 24–32.


Авершьева А.В., Бобылев С.С., Ме- жин В.С. Опыт верификации параметров нагружения силовой конструкции корпу-са и оборудования космического аппарата. 3(22), 51–60.

Топильская С.В., Бородулин Д.С., Кор-нюхин А.В. Обеспечение стойкости к меха-ническим воздействиям малогабаритного гироскопического измерителя вектора угловой скорости. 3(22), 61–68.

Синявский В.В., Смердов А.А. Динами-ческие характеристики стержневой кон-струкции крепления электрического ра-кетного двигателя на межорбитальном буксире. 4(23), 40–48.

тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Киренков В.В., Микитенко В.Г., Си- рош А.Н. Определение фактических значе-ний удельного импульса маршевых двига-телей разгонных блоков ДМ как типовая обратная задача. 1(20), 75–81.

Бидеев А.Г., Абдулхаликов Р.М., Куз-нецов А.В., Сычева М.В., Воробьев А.С., Елизаров Ю.С., Соломкин Р.А. Проработка возможности исключения компрессоров для дозаправки топливных баков из со-става научно-энергетического модуля. 2(21), 33–40.

Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Макарова Е.Ю., Сазонов В.В., Хамиц И.И. Сравнительный анализ расчетной и экспериментальной производительности солнечных батарей орбитального космического аппарата на примере служебного модуля Российского сегмента МКС. 3(22), 69–81.

Ермилов В.А., Казанкин Ф.А., По-табачный Л.А., Емлин Р.В., Морозов П.А. Исследование влияния внешнего маг-нитного поля на величину тяги высоко- вольтного наносекундного импульс-ного плазменного двигателя. 3(22), 82–89.

Полоус М.А., Ярыгин В.И. Мульти- физичный программный комплекс трехмерного расчета электротеплофизи-ческих характеристик термоэмиссионных электрогенерирующих каналов ядерных энергетических установок различного назначения. 4(23), 49–61.

Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Сазонов В.В., Хамиц И.И. Экспериментальное исследо-вание влияния температуры на произво- дительность солнечных батарей с ис-пользованием телеметрии космического корабля «Прогресс МС». 4(23), 62–69.

наземные комплексы, стартовое оборудование, эксплуатация летательных аппаратов

Андрианов Д.И., Захаренков Л.Э., Ка-ревский А.В., Кирюшин Е.Н., Ошев Ю.А., Попов А.В., Попов С.А., Семёнкин А.В., Солодухин А.Е., Терехов Д.Н., Штон- да С.Ю. Особенности организации на- земной экспериментальной отработки мощных ядерных энергодвигательных установок космического назначения. 2(21), 41–53.

Беляев Б.И., Беляев М.Ю., Боровихин П.А., Голубев Ю.В., Ломако А.А., Рязанцев В.В., Сармин Э.Э., Соменко В.А. Система авто-матической ориентации научной аппара-туры в эксперименте «Ураган» на МКС. 4(23), 70–80.

контроль и испытание летательных аппаратов и их систем

Воронин В.В., Крутов С.А., Решет- ников М.Н. Методика проведения и моделирование режимов копровых испытаний возвращаемого аппарата пилотируемого транспортного корабля. 2(21), 54–62.

Гузенберг А.С., Железняков А.Г., Теле-гин А.А., Юргин А.В. Исследование очистки атмосферы Российского сегмента МКС при разгерметизации оборудования с токсичным компонентом. 4(23), 81–87.

динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов

Салмин В.В., Старинова О.Л., Четве-риков А.С., Брюханов Н.А., Хамиц И.И., Филиппов И.М., Лобыкин А.А., Бурылов Л.С. Проектно-баллистический анализ транс-портных операций космического буксира с электроракетными двигателями при перелетах на геостационарную орбиту, орбиту спутника Луны и в точки либ-рации системы Земля – Луна. 1(20), 82–97.


Межин В.С., Обухов В.В. Разработка и экспериментальное подтверждение ди-намической конечноэлементной модели солнечной батареи в конфигурации участ-ка выведения, учитывающей влияние воздушной среды. 1(20), 98–108.

Микрин Е.А., Михайлов М.В., Орловс- кий И.В., Рожков С.Н., Краснопольский И.А. Спутниковая навигация космических ап-паратов на лунной орбите. 2(21), 63–70.

Сумароков А.В., Борисенко Ю.Н.. Бори- сенко Н.Ю., Платонов В.Н. Анализ статистики ускоренного построения орбитальной системы координат транс-портных и грузовых кораблей и методы повышения точности. 2(21), 71–79.

Микрин Е.А., Беляев М.Ю., Борови- хин П.А., Караваев Д.Ю. Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности Земли и Луны. 4(23), 88–99.

роботы, мехатроника и робототехнические системы

Рассказов Я.В., Яскевич А.В. Исполь-зование цилиндрических конечных эле-ментов в модели угловых деформаций спиральной пружинной ленты аморти-затора стыковочного механизма. 1(20), 109–115.

Яскевич А.В. Контактные силы в урав-нениях движения космических аппа-ратов при стыковке и причаливании. 2(21), 80–92.

Белоногов О.Б. Итерационные методы статического анализа двухдроссельной электрогидравлической рулевой машины ракетных блоков. 2(21), 93–105.

Яскевич А.В. Алгоритмы определения параметров контактов при моделировании стыковки и причаливания космических аппаратов. 3(22), 90–102.

Системный анализ, управление и обработка информации

Иванов А.П., Апанасович В.В. Опти-мизация алгоритма сжатия изображе-ний JPEG2000 для космических систем наблюдения сканирующего типа. 2(21), 106–114.

Семена Н.П. Встраивание математи-ческой тепловой модели российского приборного комплекса ACS в общую мо-дель европейского космического аппа- рата TGO миссии ExoMars. 3(22), 103–112.

Глебов И.В. Коган И.Л. Об адекватности имитационной модели функционирова-ния системы переработки диоксида угле-рода обитаемых космических объектов. 3(22), 113–119.

Никитин А.А. Реализация радиационно-стойкого кодирования в рамках межкри-стальной связи систем, состоящих из не-скольких программируемых логических схем. 4(23), 100–110.

авторСкий указатель

журнала «коСмичеСкая техника и технологии»

за 2018 г.(№1(20) — 4(23))

аАбдулхаликов Р.М. 2018, 2(21), 33Авершьев А.С. 2018, 1(20), 40Авершьева А.В. 2018, 3(22), 51Аккуратов И.Л. 2018, 1(20), 54Алямовский А.И. 2018, 1(20), 54 Андрейчук П.О. 2018, 4(23), 29

Андрианов Д.И. 2018, 2(21), 41Апанасович В.В. 2018, 2(21), 106Ахмедов М.Р. 2018, 3(22), 69; 4(23), 62

бБасов А.А. 2018, 4(23), 5Беглов Р.И. 2018, 4(23), 16Белоногов О.Б. 2018, 2(21), 93

Безяев И.В. 2018, 3(22), 17Беляев Б.И. 2018, 4(23), 70Беляев М.Ю. 2018, 1(20), 23; 4(23), 70; 88Бидеев А.Г. 2018, 2(21), 33; 3(22), 69; 4(23), 62Бобе Л.С. 2018, 4(23), 29Бобылев С.С. 2018, 1(20), 40; 3(22), 51Борзых С.В. 2018, 2(21), 16


Борисенко Н.Ю. 2018, 2(21), 71Борисенко Ю.Н. 2018, 2(21), 71Боровихин П.А. 2018, 4(23), 70; 88Бородулин Д.С. 2018, 3(22), 61Брюханов Н.А. 2018, 1(20), 82Бурылов Л.С. 2018, 1(20), 82

вВиноградов А.С. 2018, 1(20), 54Воробьев А.С. 2018, 2(21), 33Воронин В.В. 2018, 2(21), 16; 54

гГерасимова Т.И. 2018, 1(20), 54Глебов И.В. 2018, 3(22), 113Голубев Ю.В. 2018, 4(23), 70Горбенко А.В. 2018, 4(23), 16Гузенберг А.С. 2018, 4(23), 81

дДегтярь В.Г. 2018, 2(21), 5Денисова В.С. 2018, 2(21), 24

еЕмлин Р.В. 2018, 3(22), 82Ермилов В.А. 2018, 3(22), 82

жжелезняков А.Г. 2018, 4(23), 29; 81жихарев Д.Ю. 2018, 3(22), 42

зЗахаренков Л.Э. 2018, 2(21), 41Земцова Е.В. 2018, 1(20), 54

иИванов А.П. 2018, 2(21), 106

кКазанкин Ф.А. 2018, 3(22), 82Каминская В.С. 2018, 1(20), 67Карасев Д.В. 2018, 1(20), 23Каревский А.В. 2018, 2(21), 41Караваев Д.Ю. 2018, 4(23), 88Киренков В.В. 2018, 1(20), 75Кириллов С.В. 2018, 1(20), 54Кирюшин Е.Н. 2018, 2(21), 41Коган И.Л. 2018, 3(22), 113Коношенко В.П. 2018, 4(23), 16Копыл Н.И. 2018, 1(20), 54

Корнюхин А.В. 2018, 3(22), 61Котляров Е.Ю. 2018, 4(23), 5Кочетков А.А. 2018, 4(23), 29Крутов С.А. 2018, 2(21), 54Кузнецов А.В. 2018, 2(21), 33

лЛёвочкин П.С. 2018, 3(22), 5Лобыкин А.А. 2018, 1(20), 82Ломако А.А. 2018, 4(23), 70Луженков В.В., 2018, 4(23), 5

ММатвеева Т.В. 2018, 1(20), 23Магжанов Р.М. 2018, 1(20), 54Макарова Е.Ю. 2018, 3(22), 69Марков А.В., 2018, 4(23), 16Межин В.С. 2018, 1(20), 98; 3(22), 51Микитенко В.Г. 2018, 1(20), 75Микрин Е.А. 2018, 2(21), 63; 4(23), 88Михайлов М.В. 2018, 2(21), 63Морозов П.А. 2018, 3(22), 82

нНикитин А.А. 2018, 4(23), 100

оОбухов В.В. 2018, 1(20), 98Орловский И.В. 2018, 2(21), 63Ошев Ю.А. 2018, 2(21), 41

пПлатонов В.Н. 2018, 2(21), 71Полоус М.А. 2018, 4(23), 49Попов А.В. 2018, 2(21), 41Попов С.А. 2018, 2(21), 41Потабачный Л.А. 2018, 3(22), 82

рРассказов Я.В. 2018, 1(20), 109Решетников М.Н. 2018, 2(21), 54Рожков С.Н. 2018, 2(21), 63Рулев Д.Н. 2018, 1(20), 23Рябцева А.В. 2018, 1(20), 67Рязанцев В.В. 2018, 4(23), 70

ССазонов В.В. 2018, 3(22), 69; 4(23), 62Салмин В.В. 2018, 1(20), 82Салосина М.О. 2018, 3(22), 32Сальников Н.А. 2018, 4(23), 29

Сармин Э.Э. 2018, 4(23), 70Сеньковский А.Н. 2018, 1(20), 54Семена Н.П. 2018, 3(22), 103Семёнкин А.В. 2018, 2(21), 41Синявский В.В. 2018, 4(23), 40Смердов А.А. 2018, 4(23), 40Сирош А.Н. 2018, 1(20), 75Соколов В.Г. 2018, 4(23), 16Соколова С.П. 2018, 1(20), 54Солодухин А.Е. 2018, 2(21), 41Соломкин Р.А. 2018, 2(21), 33Сосенко В.А. 2018, 4(23), 70Ставицкий И.Б. 2018, 1(20), 67Старинова О.Л. 2018, 1(20), 82Стойко С.Ф. 2018, 3(22), 17Судаков В.С. 2018, 3(22), 5Сумароков А.В. 2018, 2(21), 71Сычева М.В. 2018, 2(21), 33

тТелегин А.А. 2018, 4(23), 81Терехов Д.Н. 2018, 2(21), 41Топильская С.В. 2018, 3(22), 61Тулин Д.В. 2018, 4(23), 5

фФалин К.А. 2018, 1(20), 40Филиппов И.М. 2018, 1(20), 82

хХамиц И.И. 2018, 1(20), 82; 3(22), 69; 4(23), 62

чЧванов В.К. 2018, 3(22), 5Четвериков А.С. 2018, 1(20), 82

шШамшина Н.А. 2018, 4(23), 29Шевченко В.В. 2018, 1(20), 5Штонда С.Ю. 2018, 2(21), 41

ЩЩербаков Э.В. 2018, 1(20), 54

ЮЮргин А.В. 2018, 4(23), 81

яЯрыгин В.И. 2018, 4(23), 49Яскевич А.В. 2018, 1(20), 109; 2(21), 80; 3(22), 90.

ИздательЧетырежды ордена Ленина,

ордена Октябрьской РеволюцииПАО «Ракетно-космическая

корпорация “Энергия” им. С.П. Королёва»

Научный редакторСинявский В.В.

Редакторская группаЧерных О.А.

Лосикова А.А.

Технический редакторБушуева Е.С.

Дизайн и версткаКузнецова Т.В.

Разработка макета и дизайн обложкиАлексеева Т.А.

Колесникова М.В.Милехин Ю.Н.

Паук Е.В.

Фотограф Григоренко Н.А.

ПереводСектор переводов контрактной документации РКК «Энергия»

Адрес редакцииУл. Ленина, 4А, г. Королёв,

Московская область, Российская Федерация, 141070

Тел. 8(495)513-87-46 E-mail: [email protected]


Подписной индекс 40528 («Пресса России»)

Дата выхода в свет 30 III, VI, IX, XII мес.

Подписано в печать 26.11.2018 г. Формат 60×84/8.Бумага мелованная. Цифровая печать.

Объем 14,5 печ. л. Тираж 200 экз. Заказ № 6725 Отпечатано с готового оригинал-макета

в типографии ПАО «РКК “Энергия” им. С.П. Королёва»

К ОСМИЧЕСКАЯ 4(23) ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2018ТЕХНИКА И...

Documents