Секция 16
Наземная
отработка реактивных двигательных установок и тепловакуумные
испытания
космических летательных аппаратов
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НК-33-1 МНОГОКРАТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ ДЛЯ
СОВРЕМЕННЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ ЛЕГКОГО, СРЕДНЕГО И ТЯЖЕЛОГО КЛАССОВ
С.Н.
Тресвятский, Д.Г. Федорченко, В.П. Данильченко
ОАО
«СНТК им. Н.Д. Кузнецова»
ЖРД НК-33-1 является
модификацией базового двигателя НК-33, которая включает в себя систему качания,
сопла крена, теплообменники для наддува баков окислителя и горючего, бустерный
насосный агрегат окислителя и выдвижной сопловой насадок.
Базовый двигатель
НК-33 – первый в мире своего класса, выполненный по замкнутой схеме, работающий
на компонентах кислород-керосин, имеющий многоразовый запуск и многократное
применение. Созданный в 70-х годах для РН Н-1, он и сегодня сохраняет свой мировой
приоритет по надежности и совершенству технических параметров, демонстрирует
максимальное отношение тяги к массе среди современных двигателей.
Тяга двигателя
НК-33-1 на Земле на эксплуатационном режиме
работы равна 1814,8 кН (185 тс), удельный импульс тяги на Земле – 3035,2
Н×с/кг (304,9 кгс×с/кг), в пустоте – 3274,1 Н×с/кг (333,8 кгс×с/кг). Масса залитого двигателя равна
Двигатели НК-33 после 20 лет хранения
успешно прошли последовательные многократные огневые испытания в России и в
США, подтвердив высокую надежность и параметры.
О работоспособности
двигателей НК-33 после длительного хранения. Двигатели НК-33 изготовления
· Проведены успешные огневые испытания в
· Проведены успешные огневые испытания двигателя №0115001 без переборки
в
· Подготовка двигателей к
огневым испытаниям осуществлялась по технической документации как для вновь
изготовленных двигателей после окончательной сборки и включала в себя:
- контрольную разборку
в
- внешний осмотр
двигателей;
- проверку
герметичности стыков в соответствии с ТУ;
- проведение
контрольно-сдаточных испытаний (КСИ).
В
Хранение всего задела
двигателей НК-33 изготовления до
Перед отправкой
заказчику предусматривается для подтверждения работоспособности на каждом
двигателе из имеющегося задела проведение следующих работ: внешний осмотр;
проверка герметичности в соответствии с ТУ; выполнение КСИ; очистка и
консервация внутренних полостей двигателя. Для дополнительного подтверждения работоспособности
имеющегося задела двигателей НК-33 планируются специспытания 4-х двигателей в
соответствии с комплексным планом экспериментальной отработки (КПЭО). С целью
обеспечения гарантийного срока использования в течение последующих семи лет
двигателей НК-33 изготовления до
Максимальное число
пусков на одном двигателе без съёма со стенда равно 17. Двигатель К-004 наработал 5,5 часов без съёма со
стенда, двигатель К-005 - 3 часа, двигатель Ф-002/2 - 1,4 часа,
а двигатель К-007/2- 1,5 часа. Для повторного запуска на стенде
необходимо заменить одноразовые детали: 1 - пирозатворы на клапане горючего в
ГГ, клапане дренажа О, клапане управления; 2 - ТЭА; 3 - пирошашки в к.с.; 4 -
пирозаряд в ПТ. Удалить остатки горючего; очистить окислительную линию поздним
закрытием клапана О.
Восемь раз производился демонтаж-монтаж ГГ без съёма двигателя
со стенда и все испытания были без последствий. Демонтаж ГГ позволяет
сделать оценку технического состояния внутренних полостей ГГ, СА, рабочего
колеса Т; выполнить инструментальный контроль тел качения.
Многоразовость
действия и возможность повторных переборок или замены отдельных узлов в стендовых условиях позволили апробировать
на НК-33 элементы технологии многоразового использования и эксплуатации ЖРД по
техническому состоянию.
Двигатель НК-33, НК-43
до апреля 1974 года находились в серийном производстве на заводах куйбышевского
промышленного куста. Всего было изготовлено более 120-ти серийных двигателей.
Каждый изготовленный двигатель проходил контрольно-сдаточные испытания (КСИ)
продолжительностью в 40 секунд. На одном из семи двигателей, прошедших КСИ,
проводилось контрольно-выборочное испытание (КВИ) двумя огневыми испытаниями на
40с и 285с, с последующей разработкой и дефектацией двигателя. После этого
партия из шести двигателей допускалась к установке на ракету-носитель. Большой
объём изготовленных двигателей НК-33 и НК-43 в опытном производстве и особенно
на серийных заводах, обладающих необходимой степенью оснащённости производства,
подтвердил высокий уровень технологичности и метрологичности деталей, узлов и
двигателя в целом.
Таким образом, испытания
двигателей НК-33, проведённые в Соединённых Штатах и в России, являются
уникальным экспериментом в практике мирового двигателестроения, подтвердившим
работоспособность и надёжность жидкостного ракетного двигателя после длительных
сроков его хранения в складских условиях. По оценке фирмы Аэроджет
(1995г.): «НК-33 является самым надёжным из всех существующих двигателей,
работающих на кислороде и керосине, и демонстрирует максимальное отношение тяги
к массе».
Проведенная оценка
технико-экономических показателей двигателя НK-33-1 показала, что стоимость
двигателя может быть в 2-3 раза ниже, чем для вновь разрабатываемого двигателя.
Оценка количества
двигателей, поставляемых из имеющегося задела. В настоящее время на СНТК сохраняются 54 двигателя
НК-33, из которых 46 двигателей может быть подготовлено к товарным поставкам.
СНТК прорабатывает вопрос возможного возврата в Россию части двигателей, приобретённых
ранее фирмой Аэроджет.
Таким образом,
количество двигателей НК-33 может составить 90 штук, что обеспечит
потребность в двигателях на 20 лет при плане запусков РН, например 4...5 в год.
Об организации
серийного производства новых двигателей НК-33-1 в количестве 5...7 двигателей в
год. С целью избежания высоких затрат
на организацию серийного производства, которые могли бы возместиться только с
продажи большого числа двигателей НК-33-1 (70 штук) при 25% рентабельности, в
СНТК был разработан следующий вариант: высвобожден производственный корпус № 41
площадью 11тыс. м2, в котором будут организованы механическая обработка,
сборка, технологическая проливка турбонасосного агрегата и агрегатов
автоматики. Изготовление литых заготовок корпусных деталей ТНА, крыльчаток,
шнеков и других деталей будет производиться в литейном цехе № 3 на СНТК. Эта
технология сохранена до настоящего времени и используется для выпуска дожимных
компрессоров, применяемых в составе газотурбинных электростанций.
Испытания двигателей
будут производиться на стенде № 120 СНТК или стендах Винтайского
машиностроительного завода ОАО «Моторостроитель».
Все затраты,
необходимые для восстановления серийного производства двигателей на СНТК, будут
оплачиваться за счет продажи двигателей НК-33, находящихся в готовом виде на
предприятии. Из этих же средств ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова» обеспечит инвестирование
в проект восстановления производства газогенераторов и камер сгорания на ОАО
«Металлист – Самара» или ОАО «ВМЗ» по договору на поставку камер сгорания для
СНТК.
При адаптации и
доработке двигателя НК-33 не требуется никаких затрат на подготовку
производства двигателей НК-33-1, кроме их оплаты по цене 39,5 млн. рублей, с целью
использования в составе разрабатываемой РН.
НАЗЕМНАЯ
ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК НА ФГУП «КРАСМАШ»
В.А. Колмыков
ФГУП «Красмаш»
27 февраля 1958 года ЦК КПСС и Совет
Министров СССР приняли Постановление №238-117 о технической реконструкции
завода № 946 (ныне ФГУП «Красмаш») и организации на нем производства ракетной
техники и космических аппаратов. Заводу предписывалось изготавливать ракету 8К74
разработки ОКБ-1 (генеральный конструктор С.П. Королев) с двигателями 8Д74 и
8Д75 разработки ОКБ-456 (ген. конструктор В.П. Глушко).
В соответствии с Постановлением
предусматривалось строительство испытательной станции ЖРД (получившей название
Химзавод). Проектировался комплекс стенда №1 для испытаний ЖРД с тягой до 250
тс, комплекс производства разделения воздуха для получения жидкого кислорода,
т.к. двигатели работали на жидком кислороде и керосине.
В 1963 году на стенде №1 приступили к
проведению испытаний двигателя 11Д47 (11Д49) разработки ОКБ-2 (гл. конструктор A.M. Исаев). Для
выполнения заданной функции на двигателе было реализовано семь режимов работы.
Двигатель был высотный, поэтому использовали газодинамическую трубу для
создания разряжения на срезе сопла двигателя и достоверного замера тяги
двигателя. В 1967 году было проведено межведомственное испытание (МВИ)
двигателя.
В
1964 году было принято Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о
создании ракетного комплекса морского базирования с ракетой РСМ-54 (гл. конструктор
В.П. Макеев), которым «Красмаш» был определен как головной изготовитель.
На испытательной станции необходимо было
испытывать двигатель 1-ой ступени ракеты - 4Д75 и двигатель 2-ой ступени 4Д76 -
разработчик гл.конструктор A.M. Исаев. Для проведения испытаний двигателя 4Д75 был
реконструирован стенд №1, а для двигателя 4Д76 построен новый стенд № 2 с
возможностью проведения испытаний двигателей с тягой до 25 тс. Двигатель
устанавливался под углом 20°к горизонту, в барокамере и газодинамической
трубой. Стенд был сдан в эксплуатацию в 1966 году. Отработка двигателя 4Д75
велась поэтапно: в начале отрабатывался рулевой блок, затем центральный блок и
далее изделие в целом.
С 1973 года на стендах №1, №2 начались
испытания по отработке двигателей ЗД40 и ЗД41 ракеты РСМ-50. На стендах была
проведена реконструкция - монтаж пусковой системы (баки и магистрали), имитирующей
условия запуска подобно объектовым. Так как двигатель был форсированной
доработкой 4Д75, то столкнулись с появлением высокочастотных колебаний на
двигателе. МВИ двигателя ЗД40 были проведены в 1975 году. Первое испытание ЗД41
проведено в 1973 году, а МВИ в 1975 году.
В 1980-х годах руководством Министерства
общего машиностроения «Красмашу» было поручено изготовление ракеты РСМ-54 с
двигателями:
- первой ступени ЗД37
(разработка КБХА, ген. конструктор А.Д. Конопатов);
- второй ступени ЗД38
(разработка КБХМ, ген. конструктор. В.Н. Богомолов).
Отработка двигателей проводилась на
стенде №1 после его реконструкции по созданию пусковых систем подобно
объектовым. В настоящее время на стендах №№1,2
проводятся КВИ, СПИ двигателей ЗД37,ЗД38, а так же работы по увеличению
сроков эксплуатации двигателей ЗД40,
ЗД41.
В 1968 году ТМКБ «Союз» г. Люберцы вышло
предложением о проведении на Химзаводе испытаний двигательных установок с двигателями
малой тяги (ДУ ДМТ) 11Д73.Эти работы были успешно проведены на реконструированном
1 рабочем месте стенда №2.
ТМКБ «Союз» предложил большой объем работ
по испытаниям ДМТ и ДУ ДМТ. В то время в отрасли практически отсутствовала испытательная
база по их испытаниям, а особенно условиях вакуума и низких температур. В короткое
время на базе стенда №2 и корпуса 34 (бывшая лаборатория испытаний узлов
автоматики для двигателя 8Д514) были созданы рабочие места для наземной
(ресурсной) отработки ДМТ и ДУ ДМТ с имитацией космических условий: вакуума и
низких температур в барокамере объемом ~ 30 м. куб. При испытаниях ДМТ с тягой
от 10 до 50 г в высотных условиях измерялись тяга двигателей и расход
компонентов через них. При испытаниях ДУ ДМТ определялись тепловые параметры в
реальных условиях.
Для отработки ДМТ разработки НИИТП г.
Нижняя Салда в высотных условиях с замером тяги до 5 кГс и расходов была
проведена реконструкция стенда №4 с созданием барокамеры объемом ~ 60 м. куб.
Ранее стенд предназначался для холодных проливок на аммиаке второй ступени
ракеты 11С813 разработки НПО ПМ (генеральный конструктор М.Решетнев).
В 1981 году был сдан в эксплуатацию
специализированный стенд для проведения огневых испытаний ДУ ДМТ разработки КБ
«Факел» г.Калининград и с имитацией космических условий и температуры корпуса
обечаек с двумя раздельными системами создания динамического вакуума (10-3
мм.рт.ст. при производительности 90 тыс.л/сек) и (1 мм.рт.ст.
производительностью 50 кг/час), снятия тепловых характеристик.
На стенде испытывались двигательные
установки 17Д92, 17Д510, 17Б15, 14Д62, 17Д66, 11Д78, 17Б15 и другие. Следует
отметить, что в корпусе 34 проводились испытания двигателя 17Д16 системы
«Буран», а на стенде №2 двигатель 17Д15, для чего необходимо было провести реконструкцию
стенда №2 с созданием 3-го рабочего места. На стенде №2 проводились испытания
ДУ 11Д414А, двигателя 11Д429.
В настоящее время на стенде проводятся и
испытания ДУ 11Д79 разработки ТМКБ «Союз» г. Люберцы для разгонного блока ракеты-носителя
«Протон».
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
РЕАКТИВНЫХ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ ЧИСТЫХ КРИОГЕННЫХ
КОМПОНЕНТАХ ТОПЛИВА
Ю.С.
Архипов, А.В. Безбородов, С.А. Булдашев, Ф.А. Казанкин, Р.Х. Кутуев
ГУП
«НИИМаш»
В работе представлены результаты поисковых расчетно-экспериментальных
исследований по формированию принципов схемного построения двигательных
установок (ДУ) системы ориентации и стабилизации на экологически чистых
компонентов топлива применительно к космическим аппаратам (КА) типа разгонных
блоков (РБ). По результатам оптимизационного анализа габаритно-массовых
характеристик выбран базовый вариант ДУ, основанный на использовании для работы
двигателей малой тяги (ДМТ) компонентов топлива из основных баков КА.
Из условия обеспечения эффективной работы ДМТ сформированы
требования к системе подготовки компонентов топлива для их работы. Проведена
проработка создания такой системы на базе безроторных поршневых насосов,
газогенераторов-испарителей и ресиверов для хранения газообразных компонентов
топлива.
ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
В КАМЕРАХ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЖРДМТ
Ю.А
Бешенев., Ф.А. Казанкин, К.П. Кулябин, Е.Г.Ларин
ФГУП «НИИМаш»
В работе представлен анализ эффективности различных
схем организации рабочего процесса в ЖРДМТ тягой от нескольких десятков
грамм-силы до 40¸50 кГс.
В процессе анализа рассмотрены различные типы
смесительных форсунок и их эффективность в зависимости от уровня тяги
двигателей.
В результате анализа даны рекомендации по организации
рабочего процесса в ЖРДМТ, обеспечивающие уровень удельного импульса тяги от 250
кГс×с/кг для двигателей
сверхмалой тяги и до 310¸315 кГс×с/кг для двигателей тягой 40...50 кГс при высокой их
живучести в пределах современных требований и условий эксплуатации, в том числе
по суммарному времени работы и количеству включений.
ГАЗОСТРУЙНЫЕ ИЗЛУЧАТЕЛИ ДЛЯ
ИНТЕНСИФИКАЦИИ СМЕСЕОБРАЗОВАНИЯ, НАГРЕВА
И САМОВОСПЛАМЕНЕНИЯ ТОПЛИВ
И.Н. Лебедев
ФГУП «НИИМаш»
В работе выполнено
комплексное изучение интенсифицирующего действия акустических колебаний (слабых
ударных волн) ультразвукового диапазона, генерируемых стержневыми (СГСИ),
дисковыми (ДГСИ) газоструйными излучателями и излучателями с нагревом рабочего
газа в резонансной полости на нагрев, самовоспламенение и смесеобразование в
газовых средах. Рассмотрены вопросы расчета и конструирования газодинамических
систем воспламенения (ГДСВ) на основе ДГСИ как для технологического применения
в стендовых системах, так и в изделиях ракетно-космической техники для воспламенения
экологически чистых топлив «водород+кислород», «водород+кислород+угле-водородное
горючее».
Экспериментальными
исследованиями показано, что в СГСИ возможно обеспечить газодинамический нагрев
модельного газа - воздуха до максимальной температуры Тmax = 848 К,
в ДГСИ - Тmax = 1340 К, в излучателях с нагревом газа в резонансной
полости - Тmax = 1273 К. Это позволило разработать конструкции
однокомпонентных дожигателей водорода с эжекторной системой подачи атмосферного
воздуха, которые рекомендовано применять в стендовых системах для дежурных факелов
и дожигания технологических и аварийных сбросов водорода.
Разработаны конструкции
газодинамических воспламенителей кислородно-водородного и воздушно-водородного
топлива с СГСИ и ДГСИ, обеспечивающих надежную работоспособность на непрерывных
(tк > 1с) и импульсных (tк
= 0,03...0,1с f = 0,5...6 Гц) режимах, что позволило применить их на площадках
дожигания водорода в стендовых условиях и использовать при разработке и
исследовании экспериментальных РДМТ на газообразном кислородно-водородном
топливе.
Предложены инженерные
методика и зависимости для вычисления размеров «бочки» недорасширенной струи,
ширины и глубины резонатора в
зависимости от соплового зазора, которые позводяют определить размер
зоны неустойчивости цилиндрических и конфузорных струй в стержневых и дисковых
газоструйных излучателях, основных геометрических параметров ГСИ и ГДСВ.
Для высокотемпературных
газовых струй с целью резки различных материалов при утилизации спецтехники,
крупногабаритного оборудования и сооружений определено интенсифицирующее
действие мощных акустических колебаний, генерируемых ГСИ на нагрев, смесеобразование
и внутрикамерное горение газообразного топлива.
РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОБОСНОВАНИЕ ПОЖАРОВЗРЫВОБЕЗОПАСНОСТИ
АЭРОЗОЛЬНОГО
ОБРАЗОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТНОГО ГЕНЕРАТОРА
А.Ф.
Ефимочкин, В.Ф. Козачек, Э.Г. Манулиц, В.В. Голубятник
КБХА
Проведено расчетно-экспериментальное обоснование
пожаровзрывобезопасности аэрозольного образования вертолетного генератора.
Показано, что при моделировании аэрозольного
образования с помощью аппарата пульсирующего горения реализуются более опасные
условия для воспламенения аэрозолеобразующего состава, чем при эксплуатации
вертолетного аэрозольного генератора. Обсуждены результаты экспериментов с
применением ацетиленовой горелки.
Воздействие пламени ацетиленовой горелки на
аэрозолеобразующий состав не привело к его воспламенению, что подтверждает пожаробезопасность
аэрозольного облака. Расчеты подтвердили эффективность проведенных экспериментов.
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
IV СТУПЕНИ РН «ДНЕПР». РЕЗУЛЬТАТЫ НАЗЕМНОЙ ОТРАБОТКИ
В.Н. Шнякин,
В.А. Шульга, В.И Конох, В.Г.
Курейчик, А.И. Животов
Государственное
конструкторское бюро «Южное»
В докладе представлены материалы с кратким описанием
двигателя с пневмонасосной системой подачи. Описаны его отличительные
особенности и преимущества по сравнению с известными двигателями. Приведены результаты работ, проведенных ГКБЮ в рамках темы «ЖРД
с пневмонасосной системой подачи». В частности, эти работы включали:
-
автономные
огневые доводочные испытания двигателя с пневмонасосной системой подачи;
-
автономные
испытания системы питания (включающей баки с разделителями, баллоны высокого
давления для гелия, необходимую автоматику и пневмонасосный агрегат);
-
автономные
ресурсные испытания пневмонасосного агрегата на натурных компонентах.
Результаты автономных испытаний двигателя, его системы
подачи, системы питания позволили перейти к этапу квалификационных испытаний
двигательной установки, предназначенной для IV ступени РН «Днепр».
К ВОПРОСУ О СТАНОВЛЕНИИ РОССИЙСКОЙ
КОСМИЧЕСКОЙ ТЕПЛОТЕХНИКИ
О.В. Сургучев
РКК «Энергия» им. С.П.Королева
Р.М. Копяткевич
ФГУП ЦНИИМАШ
Осуществление
первого в мире полета человека в космос потребовал широких исследований в
области теплообмена, тепловых режимов и теплофизики КА. В докладе
сконцентрировано ретроспективное внимание на решении первоочередных задач
космической теплотехники: определение внешних тепловых условий, разработка
методических подходов и создание средств обеспечения тепловых и влажностных
условий внутри гермоотсека ПКА, проведение наземных тепловакуумных испытаний
изделий. Отмечен вклад ученых и конструкторов, создавших специальную бортовую
систему обеспечения тепловых режимов (СОТР) КА.
В 1957 году в РКК
"Энергия" для работ по пилотируемой программе был организован отдел
под руководством М.К.Тихомирова по проектированию КА. В отделе была создана
группа по обеспечению тепловых режимов, которую возглавил сначала А.И.Седых, а
затем О.В.Сургучев. В дальнейшем группа выросла в самостоятельный отдел,
который был усилен в 1959 году переводом в отдел сотрудников КБ Грабина. В
отделе над новыми проблемами успешно работали будущие ведущие специалисты
отрасли (к.т.н. Е.П.Белявский, Ю.В.Капинос, Е.И.Клименко и др), а среди
новичков особо выделялся В.М.Залетаев своими незаурядными математическими
способностями. В творческой обстановке отдела вырос целый ряд ученых и
руководящих работников д.т.н. В.А.Алексеев, к.т.н. Е.Ю.Лемперт, О.В.Загар,
С.Ю.Романов и др.
Специфика
космических условий, большие возможные перепады температур по конструкции (±150°С) потребовали решение вопросов теплоизоляции
гермоотсеков, сбросы тепла в космос от оборудования и экипажа, обеспечение
герметичности и др. Первые проекты СОТР КА строились на принципе жалюзи, когда
использовались химполированый и анодированный алюминий, что давало возможность
как подводить, так и отводить тепло из отсека. Внутренний теплообмен
обеспечивался циркуляцией воздуха, охлаждение которого происходило в воздуховоде,
в холодной части корпуса аппарата. Расчеты внешней тепловой нагрузки
проводились по величине среднего миделя.
Одновременно эта
проблема решалась группой ученых в ЦНИИМАШ в подразделениях д.т.н.
В.В.Козелкина и к.т.н. А.А.Васи-льева. В Центре Келдыша под руководством
академика Г.И.Петрова разрабатывались методические вопросы расчета тепловых
режимов при орбитальном полете, выпущен отраслевой стандарт по расчету внешних
тепловых нагрузок на КА (акад. В.С.Авдуевский, акад. Н.А.Анфимов, к.т.н.
Ю.Д.Поскачеев, к.т.н. В.А.Сухнев и к.т.н. В.М.Залетаев). В РКК «Энергия» к.т.н.
В.М. Залетаев разработал инженерные модели расчета лучистого теплообмена
сложных конструкций КА с учетом экранирования элементов, поскольку при
отсутствии современных вычислительных машин использовались аналитические
методики расчета. Впоследствии В.М. Залетаев совместно с Ю.В.Капи-носом и
О.В.Сургучевым выпустили книгу по расчету тепловых режимов КА, которая
актуальна и сегодня.
Важным этапом
создания СОТР явилась выработка требований к специальным агрегатам жидкостной
системы терморегулирования, которая появилась с ростом мощности приборного
оборудования: ХСА, ЖЖТ, насосы, компенсаторы и др. В создании агрегатов
определяющую роль играл Агрегатный завод «Наука, руководимый академиком Ворониным,
а затем д.т.н. А.П.Тишиным.
При разработке СОТР
следует отметить в РКК «Энергия» переход от первых шестеренчатых насосов к
центробежным с бесщеточными двигателями постоянного тока и датчиками Холла,
создание первой пневмогидравлической схемы КА «Союз» (В.И.Несынов), а также первое
применение ЭВТИ на КА «Восток», которая была внедрена на всех последующих
российских КА. В части исследований ЭВТИ, а также стойких ТРП первопроходцами
явились к.т.н. М.Л.Кузьминский и к.т.н. С.Ф.Наумов. Инициатором создания белых
красок на основе силикатных покрытий с окисью цинка явилась Р.И. Абрамова.
Разработки испарителей к.т.н. В.Б.Черенкова (Центр Келдыша) используются до настоящего
времени.
Усложнение
конструкции КА потребовали создания специальных камер и методов тепловакуумных
испытаний. Главным конструктором первой крупногабаритной камеры ВК 600/300,
построенной в г. Сергиев Посад, явился начальник ОКБ ЦНИИМАШ Н.М.Виленкин.
Методологические вопросы ТВИ и имитации внешних условий разрабатывались в
Центре Келдыша, а собственно методики и программы испытаний изделий в КБ
(О.В.Сургучев, Ю.В.Капинос, Е.П.Белявский). Отработка термобарокамеры ВК
600/300 и ТВИ КА проводились в подразделениях НИИХИММАШ Н.А.Афанасьева и Е.Н.
Бакланова.
Дальнейшие работы
по СОТР были логическим продолжением первых разработок и связаны с отработкой
двухконтурной жидкостной СТР ОПС "Салют". С семидесятых годов многие
задачи СОТР стали решаться с помощью ЭВМ, а современные вопросы СОТР
связываются с применением тепловых труб, двухфазных контуров и проектированием
КА в негерметичном исполнении.
ПРОГРАММНЫЙ ПРОЕКТ TERM. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ЗАДАЧИ
С.В.Залетаев, В.В.Альтов, Р.М.Копяткевич
Центральный научно-исследовательский институт машиностроения
Жизненный цикл программного обеспечения подчиняется
определенным законам. В настоящее время в области IT-технологий обобщены и сформулированы основные
принципы, которыми должны руководствоваться разработчики программ при создании
продукта, его дальнейшего сопровождения и развития. Принципы составляют единый
стандартный подход, названный Rational
Unified Process (RUP), который представляет платформу процесса разработки
от проектирования до инсталляции и конфигурирования приложения.
В докладе рассмотрена организация разработки пакета
программ TERM по расчету тепловых режимов КА на основе итеративной
(спиральной) модели RUP. Отличие жизненных циклов
приложения при итеративной и использовавшейся до недавнего времени каскадной разработке.
Представлено современное состояние пакета TERM, круг решаемых задач, его функциональные возможности.
Приведены некоторые результаты анализа тепловых режимов аппаратуры и
конструкций КА, полученные с момента последнего представления пакета (январь
2005г.). Сформулированы задачи,
составляющие следующий этап развития TERM.
РАСЧЕТ ВНЕШНИХ ТЕПЛОВЫХ ПОТОКОВ НА
МОДУЛИ МЕЖДУНАРОДНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ
В.В.Альтов
Центральный
научно-исследовательский институт машиностроения
Международная космическая станция (МКС) состоит из большого
числа отдельных модулей и в своем окончательном виде имеет весьма сложную
геометрическую конфигурацию. Для обеспечения теплового режима МКС и его
отдельных модулей или элементов этих модулей необходимо знание внешних тепловых
потоков, попадающих на них от Солнца и Земли. Расчет этих потоков проводился с
использованием разработанного в ЦНИИмаш пакета программ ТЕРМ, в котором
реальная геометрическая конфигурация рассчитываемого объекта заменяется набором
плоских площадок. Несмотря на высокий уровень автоматизации построения
расчетных моделей в пакете ТЕРМ, создание геометрической модели станции,
которая позволяла бы рассчитать внешние потоки с достаточной точностью сразу на
все ее модули, представляет большие трудности. Кроме того, расчет с
использованием такой модели требует больших затрат машинного времени и
возникают сложности с анализом результатов расчета. Как правило, нет необходимости
оценивать тепловой режим всей станции. Чаще возникает задача оценки теплового режима
ее отдельных модулей или частей. Однако, при этом, все равно необходимо иметь
полную модель станции, чтобы учесть возможное экранирование рассматриваемого
модуля другими частями станции, а также лучистый теплообмен между разными модулями.
С этой целью была разработаны достаточно простые расчетные геометрические
модели станции для различных этапов ее создания. Так разработанная расчетная
модель МКС в полной конфигурации содержит всего 1340 площадок. Эти модели можно
использовать для более детального анализа внешнего теплового нагружения
существующих или проектируемых частей (отдельных модулей, внешних приборов или
каких-либо конструктивных элементов) станции. Для этого достаточно в разработанной
модели МКС заменить только геометрическую модель выбранного для детального
анализа элемента станции на его более точную модель.
МОДЕЛИРОВАНИЕ
РАДИАЦИОННОГО ОХЛАЖДЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ ПЕРСПЕКТИВНОГО
КРУПНОГАБАРИТНОГО КОСМИЧЕСКОГО
РАДИОТЕЛЕСКОПА
И.С. Виноградов
Астрокосмический
центр ФИА
В последнее время в нашей стране и за рубежом, в
первую очередь – в США – ведутся работы по созданию радиотелескопов космического
базирования, предназначенных для решения научных задач следующего десятилетия.
К их числу, в частности, относятся проекты Миллиметрон, JWST, SAFIR и
некоторые другие. Общими чертами этих проектов, в которых упор делается на
проведение радиоастрономических наблюдений в миллиметровом, субмиллиметровом и
дальнем инфракрасном диапазонах длин волн, являются повышенные требования по
обеспечению низкотемпературных тепловых режимов конструкции, что связано, в
первую очередь, с необходимостью уменьшения фоновых тепловых потоков от
конструкции к приемным устройствам телескопа и обеспечения высокой точности
отражающей поверхности рефлектора и контррефлектора.
В Астрокосмическом центре Физического института им.
П.Н. Лебедева Российской Академии наук совместно с рядом предприятий отечественной
промышленности в рамках международной кооперации проводятся поисковые работы по
определению облика конструкции радиотелескопа для миллиметрового диапазона длин
волн проекта Миллиметрон и космического аппарата с радиотелескопом в целом. В
их число входят работы по моделированию тепловых режимов телескопа в условиях
эксплуатации и выбору способов и средств радиационного охлаждения конструкции
телескопа до возможно наиболее низких температур (уровня 30-60 К).
К настоящему времени разработаны компьютерные тепловые
модели для нескольких вариантов реализации радиационного охлаждения, проведены
расчеты ожидаемых температурных состояний конструкции, выполнен сравнительный
анализ вариантов. Результаты проведенных исследований приводятся в сообщении.
РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТНО-ТЕОРЕТИЧЕСКОГО ИССЛЕДОВАНИЯ В ОБЕСПЕЧЕНИЕ
ТЕПЛОВАКУУМНЫХ
ИСПЫТАНИЙ КОСМИЧЕСКОГО РАДИОТЕЛЕСКОПА
И.С. Виноградов
Астрокосмический центр ФИАН,
С.Б. Новиков
Центральный научно-исследовательский институт машиностроения
В рамках работ по наземной отработке конструкции и систем КА «Спектр-Р»
предполагается проведение автономных и комплексных тепловакуумных испытаний
(ТВИ) космического радиотелескопа (КРТ) «Радиоастрон», в том числе – ТВИ в
термовакуумной камере (ТВК) ВК600/300, являющейся на сегодняшний день самой
крупной из действующих в отрасли.
Размеры КА «Спектр-Р» в рабочем положении таковы, что
не позволяют разместить его полностью при проведении ТВИ – в частности, из-за
значительных габаритов рефлектора КРТ при испытаниях придется ограничиться
одним или нескольким лепестками в сложенном положении. Значительное отличие
состава и конфигурации КА в условиях испытаний по сравнению с условиями летной
эксплуатации требуют тщательного методического и расчетно-теоретического
сопровождения намеченных ТВИ на этапе подготовки, проведения, обработки и анализа
их результатов. Одной из составляющих этой работы является разработка
рекомендаций по выбору параметров стендовых средств для имитации тепловых
воздействий на изделие элементов конструкции, не вошедших в объект ТВИ, а также
рекомендаций по методике и программе испытаний.
Для решения указанных задач применен расчетный подход,
заключающийся в моделировании теплового режима КА для условий орбитального
полета и объекта испытаний при ТВИ. В результате расчетно-теоретического
исследования, в частности, обнаружено, что при проведении ТВИ изделия лучистая
тепловая нагрузка на лепесток рефлектора и фокальный модуль КРТ превышает
соответствующую тепловую нагрузку в орбитальном полете, что требует корректировки
как методики испытаний (введения специальных режимов с уменьшенными мощностями
ИСИ и ИКИ), так и специальной расчетной обработки результатов ТВИ.
ИСПЫТАНИЯ В КРИОВАКУУМНОЙ КАМЕРЕ ЭКРАННО-ВАКУУМНОЙ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ
ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ ЕЕ ЭФФЕКТИВНОЙ ТЕПЛОПРОВОДНОСТИ
Т.А. Таранова
Государственное конструкторское бюро «Южное», Днепропетровск
Экранно-вакуумная
теплоизоляция (ЭВТИ) является одним из наиболее распространенных и надежных
средств пассивного терморегулирования в системах обеспечения теплового режима
КА. Применение ЭВТИ позволяет существенно снизить интенсивность теплообмена элементов
конструкции и оборудования КА с окружающей средой.
В докладе
рассмотрены особенности применения тепловакуумной изоляции в системах терморегулирования
КА.
Описан эксперимент
по определению эффективной теплопроводности экранов из ЭВТИ.
На первом этапе
проведены тепловакуумные испытания створки жалюзи, на втором ‑ экрана из
ЭВТИ. В ходе испытаний проводились измерения температур на внутренней и
наружной сторонах створки жалюзи.
Приведены
экспериментальные данные, полученные в ходе тепловакуумных испытаний.
Описана
математическая модель тепловых режимов в испытываемой конструкции.
На основании
проведенного расчета термического сопротивления (RЭВТИ) и
эффективной теплопроводности показана существенная зависимость этих
характеристик от конструктивного исполнения экранов из ЭВТИ.
Проанализирована
зависимость параметров, определяющих эффективность ЭВТИ, от конструктивного
исполнения и условий эксплуатации экранов из ЭВТИ.
Показано, что
особенно существенное влияние на уменьшение термического сопротивления пакетов
ЭВТИ оказывают частые прошивки, технологические стыки экранов ЭВТИ, заклепки и
др.
ТЕПЛОВАКУУМНЫЕ
ИСПЫТАНИЯ СПУТНИКА «EGYPTSAT‑1»
Ю.В. Петров, Т.А. Таранова
Государственное конструкторское бюро «Южное»,г. Днепропетровск
Перед термовакуумными испытаниями спутника по проверке теплового
баланса ставились следующие задачи:
-
демонстрация
способности подсистемы терморегулирования поддерживать температуру элементов
спутника в установленных эксплуатационных пределах;
-
подтверждение
нормального функционирования подсистем в условиях вакуума и тепловых воздействий,
возникающих в ходе эксплуатации спутника;
-
проверка
аналитической модели теплового режима спутника для подтверждения возможности
экстраполяции расчетов на условия, отличные от условий эксперимента.
-
Во время
испытаний проводилась имитация и оценка двух случаев с экстремальными
условиями:
-
«Горячий случай»
- максимальный поглощаемый тепловой поток от внешних источников тепла в
сочетании с максимальным внутренним рассеиванием электроэнергии;
-
«Холодный случай»
- минимальный поглощаемый тепловой поток от внешних источников тепла в
сочетании с минимальным внутренним рассеиванием электроэнергии.
Описана
схема проведения испытаний, испытательные средства (СТВИ, МСИТ, комплект
электрического вспомогательного оборудования, состоящий из КПА подсистем
спутника и ЦПУ, НВО для установки ИМ на ОПУ), порядок проведения испытаний.
Перед
началом ТВИ была разработана математическая модель процессов теплообмена
системы «спутник – ТВК» для условий испытаний в термовакуумной
камере.
Проведено
сравнение и анализ результатов расчетов температуры приборов, узлов и элементов
конструкции спутника с экспериментальными данными, полученными в ходе
тепловакуумных испытаний.
________