CC BY
10Проектирование и производство летательнъхаппаратов, космические исследования и проекты
УДК 629.783.05.
Е. С. Долганов, И. В. Буткин
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева», Россия, Железногорск
РАЗРАБОТКА МОДУЛЕЙ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ОБОГРЕВАТЕЛЯМИ НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Описан участок выведения (УВ) космического аппарата (КА) и модуль управления обогревателями на УВ (МУО УВ) современных КА производства ОАО «ИСС». Представлена упрощенная функциональная схема МУО УВ, разработанного для КА АЫОБ-5.
Интенсивное освоение космического пространства за последние десятилетия привело к необходимости создания КА, обеспечивающих решение различных специфических задач:
- народнохозяйственных (метеорологические, навигационные, спутники связи и телевещания и др.);
- научно-исследовательских (геофизические, геодезические, астрономические, дистанционного зондирования Земли и др.);
- военных.
Для решения вышеперечисленных задач КА должны пройти долгий путь, начинающийся с проектирования, изготовления, наземных испытаний и заканчивающийся выводом на свои целевые орбиты. Вывод КА в околоземное пространство напрямую зависит от прохождения УВ, который начинается на стартовом комплексе включением за 30 мин до старта ракеты-носителя (РН) системы электропитания в штатный режим работы и подачей питания на БКУ и на электрообогреватели (ЭО) приборов, агрегатов, части внешнего оборудования и конструкций, критичных к низким значениям температур. Все остальные приборы бортовых систем КА в этот момент времени находятся в выключенном состоянии. После формирования сигнала контакта подъема (при отрыве РН от стартового стола) управление бортовыми системами КА осуществляется по временным меткам, поступающим из системы управления разгонного блока (РБ) в БКУ.
Вывод КА на целевую орбиту осуществляется в несколько итераций - участков, на которых включаются маршевые двигатели РБ и выключаются ЭО. Управление ЭО на УВ имеет жизненно важное значение для КА в целом, поскольку от него зависит поддержание теплового режима КА. Следовательно, возникает необходимость в разработке отдельного модуля, способного управлять ЭО на протяжении всего УВ.
Для решения поставленной задачи в ОАО «ИСС» для каждого КА разрабатывается МУО УВ, входящий в состав интерфейсного блока БКУ. На рисунке представлена упрощенная функциональная схема МУО УВ, разработанного для КА АМ08-5.
Включение по метке Уомд и отключение по метке Vвмд и технологической команде Уоткл осуществля-
ется одновременно для всех обогревателей О1-О20. Однако схема включения питания обогревателей в МУО УВ состоит из 20-ти независимых ключей напряжения, работающих на каждый обогреватель О1-О20 отдельно (так как в схеме требуется электрическая развязка обогревателей).
Упрощенная функциональная схема МОУ УВ
При поступлении команды на включение обогревателей О1-О20 схема ТМ-сигнализации выдает информацию о их включении, а при поступлении команды на отключение схема ТС-сигнализации выдает информацию об исходном состоянии МУО УВ.
Релейно-коммутационная схема включения обогревателей выполнена по схеме резервирования «2 из 4». Обмотки реле шунтированы двумя параллельно соединенными диодами. Отказ одного элемента релей-но-коммутационной схемы не приводит к выходу из строя МУО УВ. Критерием отказа является отказ двух элементов в релейно-коммутационной схеме. Схемы ТМ- и ТС-сигнализации выполнены без резервирования, так как не участвуют в выполнении штатных функций. Отказ схемы ТМ- и ТС-сигнализации не является критерием отказа МУО УВ.
Аналогичные задачи управления ЭО на УВ ставятся для всех перспективных КА, поэтому возникает необходимость в разработке ряда унифицированных МУО УВ.
Решетневские чтения
Ye. S. Dolganov, I. V. Butkin JSC «Academician M. F. Reshetnev «Information Satellite Systems», Russia, Zheleznogorsk
DEVELOPING HEATER CONTROL MODULES AT THE AREA OF INJECTION INTO ORBIT OF A SPACECRAFT
The area of injection into orbit and heater control module at this area are described for modern space vehicles, produced by JSC «ISS». The simplified symbolical circuit for the heater control module at the injection area, developed for AMOS-5 spacecraft, is presented.
© .flpjiraHOB E. C., EyrKHH H. B., 2010
УДК 629.78
М. Д. Евтифьев, А. А. Раскин, А. С. Суханов
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ И ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
С помощью сравнительного технико-экономического анализа баллистических ракет на твердом и жидком топливе делается вывод о возможности создания баллистических ракет на новых видах топлива.
История развития ракет с твердым топливом началась значительно раньше (в Китае в XIII в.), чем с жидким (начало XX в.), что было обусловлено уровнем развития промышленности.
Для сравнения по техническим и экономическим показателям выберем самые передовые баллистические ракеты, существующие в настоящее время в мире и принадлежащие США и России. К ним относятся твердотопливные ракеты: «Минитмен-3», МХ «Пис-кипер» и «Трайдент-2 Б-5» (США), РС-12М «Тополь», РС-12М2 «Тополь-М», РС-24 «Ярс» и проходящая ныне испытания РСМ-56 «Булава» (Россия) и жидкостные ракеты УР-100Н УТТХ, Р-36М УТТХ, Р-36М2 «Воевода» и Р-29РМУ-2 «Синева-2» [1; 2; 5].
Ракеты с ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ) ведут свою историю от пороховых ракет древности, в которых впервые был реализован принцип реактивного движения. Баллистические ракеты (БР) с РДТТ прошли долгий путь своего развития, прежде чем превратились в современные изделия. Такие ракеты имеют предельно простое устройство: в их двигателе, по существу, имеются две основные части -камера сгорания и реактивное сопло. Правда, в этом заключается не только достоинство, но и весьма существенный недостаток: двигатель ракеты трудно выключить, пока не выгорит все топливо; работу РДТТ чрезвычайно сложно регулировать. Кроме этого, топливо должно гореть медленно, с более или менее постоянной скоростью, независимо от изменения давления и температуры. Регулировать величину тяги РДТТ можно лишь в определенных, заранее заданных пределах, подбирая твердотопливные заряды соответствующей геометрии и структуры. В РДТТ трудно регулировать не только силу тяги, но и ее направление. Однако ракетные двигатели твердого топлива имеют
и ряд существенных достоинств, которые особенно привлекают военных: постоянная готовность к действию, надежность и простота эксплуатации. К недостаткам таких двигателей можно отнести достаточно низкий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой и повторным запуском. Хотя в современных условиях большинство из этих недостатков тем или иным путем исправляются, тем не менее это продолжает оставаться проблемой [1-5].
Применение жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на реактивных летательных аппаратах было предложено нашим великим соотечественником К. Э. Циолковским в 1903 г. Практические работы по созданию ЖРД были начаты в 1921 г. американцем Р. Годдардом, который в 1926 г. осуществил запуск небольшой ракеты с ЖРД. В конце 1920-х - начале 1930-х годов к разработке ЖРД приступили в СССР, Германии и других странах. Основополагающий вклад в развитие практических отечественных ЖРД внес В. П. Глушко, испытавший в 1931 г. первый отечественный экспериментальный ЖРД ОРМ-1 своей конструкции. Современные жидкостные БР в основе своей имеют ЖРД, которые находятся на пике своего развития.
К преимуществам с ЖРД можно отнести следующие:
1. Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары «кислород-водород» и 3 500 м/с - для пары «керосин-кислород»).
2. Управляемость по тяге: регулируя расход топлива, можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо
