Авиационная и ракетно-космическая техника. Рубрика в журнале - Сибирский аэрокосмический журнал
Статья научная
Целью исследования является формирование подхода к моделированию операций орбитальной сборки реконфигурируемого космического аппарата (РКА) на геостационарной орбите. Реконфигурируемые космические аппараты представляют собой совокупность модульных космических аппаратов (МКА), где, в частном случае, на один МКА могут быть возложены функции модуля служебных систем (МСС), а на второй - функции модуля полезной нагрузки (МПН). Для обеспечения сборки РКА либо замены какого-то МКА, например, в случае его отказа, на новый, необходимо обеспечить решение задачи сближения МКА с РКА. В статье проведен анализ и исследование работы системы управления движением МКА во время выполнения сближения МКА с РКА. Сформирован перечень необходимых математических моделей для осуществления операций при решении задачи сближения МКА с РКА, а также представлена структурная схема взаимодействия математических моделей. В работе представлено краткое описание математического аппарата, позволяющего осуществить моделирование операций сближения МКА с РКА. Данный математический аппарат включает в себя модель орбитального движения МКА и РКА, модели углового движения МКА и РКА, чувствительных элементов и исполнительных органов. В данной работе математическое моделирование операций сближения МКА с РКА рассматривается как предмет исследования. Объектом исследования является система управления движением МКА, обеспечивающая реализацию сближения РКА на геостационарной орбите.
Бесплатно
Формирование режимов механических испытаний сильфонных баков
Краткое сообщение
Рассматриваются вопросы формирования режимов квалификационных и приемочных испытаний сильфон-ных баков на механические нагрузки, анализируются методические ошибки, выявленные в процессе проведения испытаний.
Бесплатно
Формирователи импульсных сигналов на основе цифровых интегрирующих фильтров широкополосных шумов
Статья научная
Рассмотрены схемы цифровых интегрирующих фильтров широкополосных шумов, применяемые в схемах импульсных формирователей. Проведен анализ помехоустойчивости и систематической фазовой погрешности.
Бесплатно
Статья научная
Система электропитания (СЭП) космического аппарата (КА) является одной из наиболее важных его систем. Генерация электрической энергии в современных СЭП КА, как правило, осуществляется солнечными батареями (СБ). В случае отсутствия генерации энергии СБ или при низком уровне генерируемой энергии, необходимая электрическая энергия передаётся в нагрузку от аккумуляторных батарей (АБ) через зарядно-разрядное устройство (ЗРУ). Как правило, ЗРУ подключается параллельно выходным шинам СЭП и в режиме разряда АБ обеспечивает стабильное напряжение на нагрузке. Восполнение энергии АБ – её заряд происходит на временных интервалах, когда энергия, генерируемая СБ, превышает энергию, потребляемую нагрузкой. При этом ЗРУ может обеспечивать и стабилизацию напряжения на нагрузке. В статье приведена силовая цепь импульсного преобразователя, обладающая способностью к реверсу потока энергии и возможностью работы в понижающе-повышающем режиме с высоким КПД. Показано, что использование силовой цепи этого импульсного преобразователя в ЗРУ систем электропитания КА позволит улучшить ряд их характеристик, а именно энергомассовые и надёжностные, повысить КПД и качество напряжения на выходе СЭП, снизить уровень генерируемых электромагнитных помех. В статье приведены результаты исследований ЗРУ с силовой частью, выполненной по перспективной схеме, полученные с использованием имитационной модели и физического макета. Показано, что синтезированный закон управления позволяет обеспечить астатизм выходного напряжения и малую длительность переходных процессов. Однако установлено, что имитационная модель ЗРУ обеспечивает меньшую длительность переходных процессов в сравнении с физическим макетом. Это объясняется тем, что по причине малого временного интервала, в течение которого управляющий микроконтроллер должен выполнять операции по вычислению моментов переключения силовых транзисторов, пришлось упростить математические выражения, по которым проводятся вычисления. Целью работы является поиск технического решения формирования сигналов управления, позволяющего отказаться от сложных математических вычислений моментов переключения силовых транзисторов в режиме реального времени. Для этого предложено предварительно произвести вычисления моментов переключения силовых транзисторов для всего диапазона передаваемой через ЗРУ мощности и для всего диапазона возможных напряжения на АБ. Полученные значения моментов переключения силовых транзисторов в виде таблиц записать в память микроконтроллера, управляющего силовой цепью ЗРУ, и использовать для целей управления. В статье рассмотрена методика получения таблиц моментов переключения силовых транзисторов ЗРУ, которые, по сути, являются цифровым двойником ЗРУ, и приведён пример таких таблиц.
Бесплатно
Цифровые системы управления дополнительными секциями шунтовых секционных стабилизаторов напряжения
Статья научная
мощных систем электропитания космических аппаратов остро стоят проолемы увеличения помехозащи-щенности и наоеэюности. Применение в системах электропитания цифровых компонентов вместо аналоговых позволяет частично решить эти проблемы. Предложены две различные схемы системы управления дополнитель-ными секциями шунтовых секционных стабилизаторов напряэюения, реализованные на цифровых компонентах.
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрен метод синтеза, позволяющий создавать имитаторы первичных источников электроэнергии космических аппаратов с требуемой динамической точностью.
Бесплатно
Статья научная
Приводятся результаты основных теоретических расчётов и некоторых экспериментов по локальному подогреву низкотемпературной плазмой сверхзвукового потока газов внешним индуктором при ионизации газов в керамическом коническом сопле, осуществляемой посредством мощного высокочастотного электромагнитного поля. В основе численных расчётов лежат положения электромагнитной теории поля на основе уравнений Максвелла, Навье - Стокса для газодинамики, Саха - Эггерта для ионов и электронов, которые дают возможность рассчитать основные параметры индуктора и необходимую удельную мощность для подогрева низкотемпературной плазмой сверхзвуковых многокомпонентных газовых потоков. Использована модель безвихревого (ламинарного) сверхзвукового стационарного потока газов и проведено математическое моделирование его движения в коническом сопле с целью возможного использования эффекта дополнительного подогрева газового потока низкотемпературной плазмой для увеличения эффективности работы жидкостного ракетного двигателя. Установлено, что, для осуществления эффективного подогрева газового потока низкотемпературной плазмой в расчётном диаметре, требуется проводимость газов не менее σs ≥ 200 1/Ω·м для исходной температуры Та = 2528 - 2674 оК и частоты f = 27,12 МГц, что неосуществимо даже при наличии высокой концентрации примесей на основе щелочных металлов. Поэтому был разработан специальный прибор - ионизатор для камеры сгорания. Использование ионизатора позволяет достигнуть указанной проводимости для давления в камере сгорания 15 МПа. Расчёты показывают на возможность эффективного подогрева низкотемпературной плазмой сверхзвукового потока газов в начальном объёме конического сопла, который прилегает к критическому сечению жидкостного ракетного двигателя. Это позволит в дальнейшем значительно увеличить его удельный импульс и тягу на старте у поверхности Земли вследствие увеличения скорости потока газов в расчётном сечении. Также определено, что пристеночная область конического сопла обладает значительным градиентом температуры в радиальном направлении, тогда как вдоль оси симметрии конического сопла рост температуры имеет линейную зависимость. Результаты численного моделирования качественно согласуются с проведёнными экспериментами в кварцевом реакторе, охлаждаемом водой, что позволяло использовать разнообразные газовые и газо-жидкостные смеси для выбора топлива с оптимальным составом компонентов. Приводятся предварительные данные, полученные на рабочем стенде с тепловой мощностью кварцевого реактора, не превышавшей 4 кВт.
Бесплатно
Статья научная
При разработке новых конструкций двигателей внутреннего сгорания (ДВС), модернизации существующих ДВС, топливных систем и систем зажигания существенную помощь оказывает применение динамометрических тормозных устройств. Подобные устройства возможно использовать также при индивидуальной настройке серийных ДВС. Известны множество типов и конструкций подобных устройств, включая механические, электрические и гидродинамические варианты. Если в конструкции тормозных устройств предусмотрен элемент, измеряющий крутящий момент двигателя, то подобные тормозные устройства называются динамометрами. Большинство динамометров имеют значительные размеры и массу и предназначены для испытаний, обкатки и настройки двигателей с максимальной мощностью не менее 80 л. с. и рабочими оборотами не более 5000 в минуту. Известны также динамометрические стенды для спортивных высокооборотных двигателей, которые отбирают энергию от колеса транспортного средства. Применение динамометров с вращающимися элементами, имеющими большой момент инерции, приводит к высоким погрешностям при настройке. Для поршневых двигателей беспилотных летательных аппаратов с относительно небольшой мощностью 5–60 л. с. и диапазоном рабочих оборотов 4000–10000 в минуту наиболее перспективным является применение гидродинамических тормозных устройств испытательных и обкаточных стендов. По сравнению с другими устройствами, они характеризуются меньшими габаритами, стоимостью и широким диапазоном поглощаемой мощности. В работе выполнено проектирование жидкостного динамометра для испытаний и настройки двигателя внутреннего сгорания беспилотного летательного аппарата с мощностью до 100 л. с. Были подобраны оптимальные геометрические параметры гидродинамического тормоза. Смоделирована трехмерная твердотельная модель жидкостного динамометра. Проведен численный гидродинамический анализ с неподвижным статором и подвижным ротором, полностью заполненным рабочей жидкостью.
Бесплатно
Статья научная
Проведённое исследование посвящено анализу особенностей формирования облика беспилотных летательных аппаратов самолётного типа малых размеров. На 1-м этапе исследования рассмотрена хронология изменения понятия «малоразмерный». Указано, что под этим понятием необходимо подразумевать сочетание двух факторов: малые размеры и малые скорости полёта. Из-за этого течение пограничного слоя происходит в режиме ламинарно-турбулентного перехода. Из-за неустойчивости пограничного слоя над крылом формируется «ламинарный пузырь», снижающий несущие свойства аппарата. В качестве аэродинамического критерия малоразмерности предложено использовать значения числа Рейнольдса в диапазоне Re = 105–106. При скорости 70–150 км/час размер средней аэродинамической хорды оказывается в диапазоне значений bср = 0,1–0,9 м. На втором этапе проведён анализ влияния закона «квадрат – куб» на энергоэффективность аппарата при миниатюризации его конструкции. В соответствие с этим законом удельная нагрузка на крыло и отношение (вес)1,5/мощность снижаются на величину коэффициента уменьшения линейных размеров аппарата. В статье это трактуется как снижение эффективности летательного аппарата, являющегося преобразователем кинетической энергии воздушного потока в подъёмную силу аппарата. При транспортировке единицы веса на единицу расстояния малоразмерный аппарат тратит топлива в несколько раз больше, чем полноразмерный аппарат. Резервом повышения энергоэффективности указано снижение или обнуление балансировочных потерь подъёмной силы. Снижение происходит за счёт уменьшения площади заднерасположенного горизонтального оперения, а обнуление – путём замены нормальной аэродинамической схемы на альтернативные варианты: схемы «утка» или «бесхвостка». В этих схемах не применяется заднерасположенное горизонтальное оперение, формирующее отрицательную подъёмную силу, на компенсацию которой тратится дополнительная энергия. На 3-м этапе исследования сформулированы рекомендации разработчикам рассматриваемого класса аппаратов: 1) малоразмерные аппараты обладают закономерно низкой аэродинамической и энергетической эффективностью, повышение которых до уровня полноразмерных аппаратов практически невозможно; 2) улучшение аэродинамики возможно за счёт применения специальных профилей, технологии морфинг – крыла и методов управления пограничным слоем; 3) повышение длительности и дальности полёта возможно за счёт уменьшения балансировочных потерь подъёмной силы, применяя балочное хвостовое оперение в нормальной схеме или используя альтернативные аэродинамические схемы; 4) в статье представлена блок-схема итерационного процесса определения площади крыла, величина которой будет удовлетворять условиям баланса сил и моментов для различных значений соотношения площадей крыла и горизонтального оперения.
Бесплатно
Эволюция проекта «Морской старт» космических аппаратов
Статья научная
Для выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту желательно производить запуск из зоны, наиболее близкой к экватору, что позволит при запуске ракеты-носителя (РН) максимально использовать скорость вращения Земли. Для решения этой проблемы в 1995 г. в Калифорнии была зарегистрирована компания Sea Launch. Для запусков КА при этом была использована двухступенчатая РН «Зенит». Пусковая установка и технологическое оборудование были смонтированы на доработанной самоходной нефтедобывающей платформе. C 1999 г. до консервации проекта «Морской старт» в 2014 г. с плавучей платформы в экваториальных водах Тихого океана было произведено 36 пусков КА. Однако в 2009 г. Sea Launch столкнулась с финансовыми трудностями, подала заявление о банкротстве и договорилась с РКК «Энергия» о выходе из процедуры банкротства. Появилась информация, что РКК «Энергия» продает космодром российской коммерческой авиакомпании S7 Airlines. Тем не менее, как технические, так и экономические проблемы останутся на прежнем уровне, в связи с чем прорабатывается возможность более экономичного запуска КА с использованием подводных лодок. И такой опыт уже имел место. Так, 7 июля 1998 г. впервые из подводного положения ракетным подводным крейсером Северного флота «Новомосковск» с акватории Баренцева моря с помощью ракеты-носителя «Штиль» были выведены на низкую околоземную орбиту два микроспутника. А 26 мая 2006 г. также из акватории Баренцева моря с АПЛ «Екатеринбург» с помощью РН «Штиль-1Н» был выведен на гелиосинхронную орбиту спутник «Компасс-2». Представленный материал показывает перспективность пуска КА из любой точки Мирового океана на различные орбиты с помощью подводных лодок, что является более надежным и экономичным, чем пуски с применением проекта, использующего тандем из пусковой платформы и сборочно-командного судна. Сопоставление габаритов пусковых шахт подводных лодок, по крайней мере тех, с которых уже производились пуски, и массово-габаритных характеристик КА различного назначения подтверждает такую возможность.
Бесплатно
Экспериментальная установка для испытаний двухфазных систем терморегулирования космических аппаратов
Статья научная
В настоящей работе представлено подробное описание экспериментальной установки для испытаний двухфазных систем терморегулирования космических аппаратов. Установка представляет собой климатическую камеру для имитации реальных условий функционирования элементов в области отрицательных температур и включает в себя три контура: контур насосной прокачки теплоносителя, соответствующий по параметрам исследуемой системе терморегулирования, контур системы охлаждения и контур имитатора тепловой нагрузки. В качестве имитатора тепловой нагрузки используются электрические нагревательные элементы. Прозрачные вставки обеспечивают возможность визуального контроля структуры двухфазного потока при кипении и оценки объемного содержания паровой фазы. Для рассматриваемой установки была разработана методика проведения испытаний, включающая в себя алгоритм проведения испытаний и описание программно-аппаратных средств испытаний. Программно-аппаратные средства испытаний включают в себя электронные средства измерений основных параметров рабочих режимов двухфазного контура системы терморегулирования и автоматизированную систему управления процессом испытаний. Разработанная автоматизированная система управления процессом испытаний предоставляет возможность мониторинга широкого спектра теплофизических параметров теплоносителя в различных точках контура. Система управления основана на использовании программируемых логических контроллеров. Для автоматизации работы установки в стенде применяется контроллер ОВЕН ПЛК200 - моноблочный контроллер с дискретными и аналоговыми входами/выходами, предназначенный для контроля и управления режимами работы малых систем. Основой программной части алгоритма является среда CODESYS. Результаты, полученные в работе, могут быть использованы при планировании и реализации программ наземной экспериментальной отработки двухфазных систем терморегулирования, при разработке испытательных стендов для проведения исследований систем космических аппаратов.
Бесплатно
Статья научная
Повышение эффективности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) неразрывно связано с интенсификацией процессов охлаждения в критических по тепловым нагрузкам элементах, таких как камеры сгорания и сопла. Аддитивные технологии (Additive Manufacturing, AM),в частности селективное лазерное сплавление (SLM), позволяют создавать тракты охлаждения со сложными внутренними каналами и интенсификаторами теплообмена. Однако формируемый при этом микрорельеф поверхности оказывает существенное влияние на гидродинамическое сопротивление и теплоотдачу, что не всегда учитывается в существующих методиках проектирования. Рассматривается экспериментальная оценка влияния шероховатости поверхностей, характерной для аддитивного производства, на формирование динамического пограничного слоя в условиях, моделирующих течения в каналах охлаждения ЖРД. Изготовлены образцы-пластины из алюминиевого сплава ALSi10Mg методом SLM: с контролируемой шероховатостью и интенсификаторами потока. Профиль шероховатости поверхностей оценивался на профилометре TR 110. Исследования проводились на специально разработанной аэродинамической установке, моделирующей течение в прямоугольном канале. Поля скоростей в пристенной области измерялись пневмометрическим методом при фиксированном расходе воздуха. Проведена оценка погрешностей и аппроксимация данных. Установлено, что шероховатость SLM-поверхностей приводит к значительной перестройке скоростного профиля в пограничном слое по сравнению с гидравлически гладким случаем: наблюдается уменьшение его толщины и изменение формы эпюры скоростей. Для пластины с интенсификаторами зафиксированы наибольшие отклонения. Получены степенные аппроксимирующие зависимости для каждого типа поверхности, где показатель степени варьируется в зависимости от параметров шероховатости. Показано, что использование в расчетах ЖРД моделей пограничного слоя для гладких поверхностей применительно к аддитивным деталям может приводить к некорректной оценке гидравлических потерь и, как следствие, к ошибкам в прогнозировании температурного состояния стенки. Полученные зависимости необходимы для разработки скорректированных расчетных методик, учитывающих реальную топографию поверхностей, сформированных методами AM, что позволит повысить надежность и эффективность проектирования систем охлаждения ЖРД.
Бесплатно
Экспериментальное исследование геометрических параметров электронного луча
Статья научная
Проведены исследования геометрических параметров распределения плотности энергии в поперечном сечении электронного луча. Для проведения исследований была создана автоматизированная система.
Бесплатно
Статья научная
Представлена программа комплексного исследования загрязняющего воздействия собственной внешней атмосферы, реализуемого на этапе орбитальной эксплуатации космического аппарата (КА). Сформулированы задачи, которые должны быть решены в процессе проведения эксперимента. Определены необходимые измеряемые параметры и разработан алгоритм выбора оптимального состава аппаратуры, интегрируемой в состав КА, и мест установки датчиков на КА. Намечены пути практического использования полученных данных
Бесплатно
Экспериментальное исследование свойств уплотнительных резин при высоких и низких температурах
Статья научная
В узлах аэрокосмической техники широко используются неподвижные и подвижные уплотнения, изготовленные из резины. Известно также, что эксплуатация узлов ракетной и космической техники происходит в очень широком диапазоне как низких, так и высоких температур. Поэтому в расчетах неподвижных и подвижных уплотнений таких узлов необходимо учитывать зависимости постоянных упругости от температуры, а также влияние температуры на коэффициент трения резины. В противном случае при низких температурах возможно возникновение утечек через уплотнение, а при высоких температурах может произойти его разрушение. Приведена методика исследований модулей упругостей при изгибе образцов из резины в широком диапазоне деформаций изгиба и температур, а также методика исследований коэффициента трения скольжения резин при трении по фторсодержащим покрытиям и стали при низких и высоких температурах. Коэффициенты трения скольжения определялись при одностороннем вращательном движении плоских образцов при скорости скольжения 0,2 м/с и давлениях на поверхности трения от 0,8 до 50 МПа и диапазоне температур от - 40 до +120 °С. В результате экспериментальных исследований установлены зависимости статического модуля упругости при изгибе от температуры в диапазоне от - 70 до +100 °С для пяти составов бутадиен-нитрильных резин. Приведены также результаты температурного теста, имитирующего изменение контактных напряжений в уплотнении после установки при +20 °С и последующем охлаждении, а также температурного теста, когда после охлаждения деформацию изгиба увеличивают. Экспериментально получены зависимости коэффициента трения скольжения резины по фторсодержащим покрытиям трех типов и стали в широком диапазоне отрицательных и положительных температур.
Бесплатно
Статья научная
Разработка новых летательных аппаратов баллистического типа характеризуется в первую очередь более совершенными аэродинамическими характеристиками и более высокими предельными значениями скорости. Наземные трековые испытания авиационной и ракетной техники являются этапом, задачей которого является подтверждение работоспособности и эффективности новых разработок. Трековые испытания позволяют моделировать реальные нагрузки, они проще и существенно дешевле летных испытаний. Экспериментальная установка «Ракетный рельсовый трек 3500» Федерального казенного предприятия «ГкНИПАС имени Л. К. Сафронова» постоянно модернизируется с целью проведения трековых испытаний изделий со скоростью большей 3М. Экспериментальная установка включает в себя двухрельсовый путь, выполненный на специальном фундаменте, исключающем при массе до 3000 кг недопустимый прогиб рельса. Рельсовый путь имеет участок разгона с углом атаки длиной 2500 м и участок торможения. Между рельсами выполнен лоток, который на участке торможения заполняется водой. Он предназначен для гидродинамического торможения до полной остановки ракетной каретки с сохраняемым оборудованием. Подвижная ракетная трековая каретка изготовлена из массивной стальной пластины, к которой приварены три поперечные балки. Передняя и задняя балки заканчиваются осями, на которых шарнирно установлены опоры скольжения. На задней и средней балках выполнены ложементы для крепления ракетных двигателей твердого топлива. В зависимости от требуемой скорости испытания на ложементах могут быть размещены от одного до пяти двигателей. Объект испытания обычно крепится на передней и средней балках по оси каретки и закреплен консольно с выдвинутой вперед головной частью. Конструкция опор башмаков выполнена с охватом головки рельса таким образом, что обеспечивает скользящий контакт по верхней плоскости головки рельса, а при возникновении подъемной силы, превышающей вес каретки при высоких скоростях, удерживает конструкцию от свободного полета, контактируя с нижней поверхностью головки рельса. Трековые высокоскоростные испытания объектов спецтехники всегда сопровождаются интенсивной вибрацией и ударными воздействиями элементов конструкции. Из-за стремления проведения трековых испытаний изделий с большей скоростью возникает необходимость снижения уровня динамических нагрузок и устранения резонансных взаимодействий. В статье приведен алгоритм и методика статистической обработки случайных сигналов трехосевых датчиков виброускорений, установленных на башмаках ракетной трековой каретки и обтекателе объекта испытания. За счет размещения на каретке регистрационных накопителей информации были сохранены экспериментальные данные вибраций при испытании изделия со скоростью более 1М. Были определены автокорреляционные функции сигналов виброускорений датчиков, размещенных на различных элементах ракетной каретки, функции взаимной корреляции соответствующих сигналов, плотности спектров амплитуды, плотности спектров мощности и передаточные функции, характеризующие динамическую проводимость вибраций от башмаков, скользящих по рельсовым направляющим к объекту испытания.
Бесплатно
Статья научная
Уменьшение погрешности измерений псевдодальности - одна из основных задач, решаемых в высокоточной аппаратуре, работающей по сигналам ГНСС. В статье рассмотрены результаты экспериментальных исследований современной высокоточной аппаратуры ГНСС, определены основные источники погрешности измерений псевдодальности. Показано, что современные методы обработки сигналов НКА в навигационной аппаратуре позволили уменьшить случайную погрешность измерения псевдодальности до единиц сантиметров при измерении по открытым сигналам ГНСС. Совершенствование эфемеридно-временного обеспечения ГНСС, успехи в компенсации ионосферной и тропосферной погрешности вывели на первый план такие составляющие погрешности как погрешность многолучевого приема и систематическая погрешность в аналоговых трактах приемной аппаратуры. Рассмотрены методы уменьшения погрешности многолучевости для некоторых применений высокоточной НАП и варианты калибровки систематической погрешности НАП.
Бесплатно
Статья научная
Проведены экспериментальные исследования течения вязкой жидкости в торцевой щели между вращающимся диском и неподвижной стенкой, разработана методика расчета для определения параметров рабочего тела в торцевой щели, проведен сравнительный анализ с методиками расчета других авторов.
Бесплатно
Статья научная
Все большее распространение получают электрореактивные (плазменные или ионные) двигатели для коррекции орбиты космического аппарата (КА) и его довыведения на геостационарную орбиту. Это обусловлено большей экономичностью плазменных двигателей по сравнению с двигателями на химическом топливе. При разработке платформы КА важное место занимает согласование электрических характеристик системы электропитания (СЭП) и бортовых потребителей. Этот вопрос является по своему содержанию межсистемной проблемой. Отсутствие должного внимания к ее своевременному и правильному решению может затруднить работу системы электропитания космического аппарата. Наиболее важной подсистемой, которая оказывает существенное влияние на работу СЭП КА, является электрореактивная двигательная подсистема, так как она является наиболее мощной единовременно коммутируемой нагрузкой среди других бортовых потребителей. Переходные процессы в цепях питания, сопровождающие включение и отключение двигателя, могут достигать значительных величин. Электрореактивный двигатель работает только в связке со сложным электронным прибором - системой преобразования и управления (СПУ), которая преобразовывает напряжение бортового питания в набор напряжений, необходимых для работы элементов двигателя. Поэтому при предварительном проектировании двигательной подсистемы необходимо знать электрические характеристики переходных процессов и пульсаций в цепях питания связки двигатель - СПУ как электрической нагрузки СЭП. Получить расчетным методом характеристики такого рода процессов затруднительно. Поэтому наиболее распространенным и объективным методом получения данной информации является экспериментальный. В АО «ИСС» были проведены испытания, которые позволили измерить характеристики переходных процессов и пульсаций при запуске, работе и отключении плазменных двигателей различных типов, запитываемых от соответствующих СПУ. Работы проводились на вакуумном стенде ГВУ-60. В качестве источника питания, имитирующего СЭП, использовался технологический источник. В настоящей статье приводятся результаты измерений и анализа параметров переходных процессов и пульсаций на шинах питания СПУ для двигателей и приборов трех типов. Эти результаты следует рассматривать как предварительные. Показано, что наибольшие сложности могут возникнуть при эксплуатации высокомощных двигателей. Сделан вывод о том, что для каждого нового типа двигателей и СПУ целесообразно проводить стыковочные испытания двигательной подсистемы и системы электропитания КА.
Бесплатно
Статья научная
Приводится описание экспериментального модуля (ЭМБС) солнечной батареи, оснащенного концентратором солнечного света в виде плоских отражателей, а также описание методики летного эксперимента на низкоорбитальном КА «Юбилейный-2».
Бесплатно
