/
Автор: Ефанов В.В. Пичхадзе К.М. Хартов В.В.
Теги: астрономия астрофизика исследование космического пространства геодезия междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) монография космические аппараты научные исследования
ISBN: 978-5-905646-07-2
Год: 2014
Похожие
Текст
РОСКОСМОС
ФЕДЕРАЛЬНОЕ
КОСМИЧЕСКОЕ
________________АГЕНТСТВО
НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ
ОБЪЕДИНЕНИЕ
имени С.А. ЛАВОЧКИНА
и
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОИЧЕОИ
АЛПАМЮВ
ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ
НАУЧНЫХ
ИССЛЕДОВАНИЙ
31
ХАРТОВ
Виктор Владимирович
доктор техни • • х -«аук, профессор
научный редактор издание
В космической отрасли - 35 лет.
Участвовал в разработке,
реализации космических проектов
и создании перспективных
средств выведения
ЕФАНОВ
Владимир Владимирович
доктор технических наук, профессор
автор-составитель издания
В НПО им. С.А. Лавочкина - более 40 лет.
Участвовал в разработке, реализации
космических проектов (планетных,
астрофизических прикладных)
и создании перспективных средств
выведения
ПИЧХАДЗЕ
Константин Михайлович
доктор технических наук, профессор
научный редактор издания
В НПО им. С.А. Лавочкина - более 40 лет
Участвовал в разработке, реализации
космических проектов (планетных,
астрофизических, прикладных)
и создании перспективных
средств выведения
БЕЛЯЕВ
Борислав Борисович
кандидат технических наук
Специалист в области расчетно-
теоретических работ по управлению
движением КА.
В НПО им. С.А. Лавочкина
работает более 40 лет
ГРЕШИЛОВ
Петр Акимович
кандидат технических наук
В НПО им. С.А. Лавочкина работает 35 лет
Участвовал в создании и реализации
космических проектов
ДУШЕНОК
Сергей Адамович
доктор технических наук, лауреат
государственной премии СССР
С 1978 г работает в области создания
систем детонационной автоматики
космических аппаратов
ДЕМЬЯНЕНКО
Даниил Борисович
доктор техческ* • мук, проф сор
Специалист в области разработки и исследовании
пиротехнических средств различного назначения
Работает в Санкт-Петербургском государственно*’
технологическом институте и ФГУП
СКТБ Технолог, более 40 лет, участвовал
в разработке и реализации космических
проектов научного и прикладного назначения
ЗАГАРСКИХ
Владимир Ильич
кандидат технических наук, доцент
Специалист в области физики взрыва
и систем разделения КА.
В космической отрасли 30 лет,
доцент Военной академии РВСН
имени Петра Великого
КОТОМИН
Александр Алексеевич
доктор технических наук, профессор, академи
Российской акаделми космонавтики им. КЗ Циолковского
лауреат государственной премии СССР
Ведущий научный сотрудник Санкт-Петербургского
государственного технологического института- СП6ГТИ(ГУ).
Работает вСП6ГТИ(ГУ)с 1978 года.Специалисте области создания
высокоэнергеп'ческих материалов и устройств на их основе
для систем детонационной автоматам космических аппаратов
ЛИХАЧЕВ
Владимир Николаевич
кандидат технических наук
В НПО им. С.А. Лавочкина работает 45 лет
Специалист в области расчетно-
теоретических работ по управление
движением КА
СИНОГЕЙКИН
Константин Николаевич
кандидат технических наук
В ракетно-космической отрасли с 1995 года.
Преподаватель Военной академии
Ракетных войск стратегического назначения
им. Петра Великого
УЛЬЯШИН
Александр Иванович
Специалист в области разработки
(идеологии и реализации)
систем управления КА.
В НПО им. С.А. Лавочкина
работает 40 лет
ФИНЧЕНКО
Валерий Оменоьич
доктор технических наук
Специалист в области аэрогазодинамики
и тепломассообмена. Работая в космической
отрасли более 42 лет (в НПОЛ - более 30 лет),
участвовал в разработке и реализации проектов
планетных и астрофизических исследовании,
создании перспективных средств выведения
и средств теплозащиты спускаемых аппаратов
КУЗИН ,
Евгений Николаевич
► андидат технических к»>к
Специалист в области физики взрыва
и детонационных систем разделения
гланетных станций. В космической отрасли
около 35 лет. старший научный coi дул -м»
Военной академии РВСН
имени Петра Великого
ЛЮБОМУДРОВ
Александр Александрович
Sтехнических наук, профессор,
енный деятель науки и техники PGi£f
лауреат премии Совета министров СССР
В ракетно-космической отрасли
более пятидесяти лет
Мессор Военной академии РВСН
етра Великого
ТУЛИН
Дмитрий Владимирович
Специалист в области расчетно-
экспериментальных работ обеспечения
тепловыхоежимов КА
В НПО работает 41 год
ФЕДОТОВ
Василий Петрович
Специалист в области расчетно-
теоретических работ по управлению
движением КА
В НПО им. С.А. Лавочкина
работает 40 лет
ИМЕНИ С.А. ЛАВОЧКИНА
РОСКОСМОСА
ПРОЕКТИРОВАНИЕ
посвящается 100-летию со дня рождения
выдающегося конструктора
автоматических космических аппаратов
Георгия Николаевича БАБАКИНА
МОНОГРАФИЯ
КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ
ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ
НАУЧНЫХ
ИССЛЕДОВАНИЙ
под редакцией
дтл, профессора ВВ. Хартова,
дтл, профессора КМ Пичхадзе
Москва
2014
ББК 39.62
УДК 52.6.08.629.78
П79
П79 Проектирование автоматических космических аппаратов для фундаменталь-
ных научных исследований / Сост. В.В. Ефанов; Подред. В.В. Хартова, К.М. Пич-
хадзе: В 3-х т. Т. 3. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2014. - 464 с.: ил.
ISBN 978-5-905646-04-1
ISBN 978-5-905646-07-2(т.З)
ISBN 978-5-7035-2316-2
ISBN 978-5-7035-2319-3(т,3)
В монографии содержится описание методологии проектирования автома-
тических КА для фундаментальных научных исследований, а также методы рас-
чета отдельных служебных систем, в частности надувных космических конст-
рукций, оптико-электронных комплексов и др. Рассмотрены межпланетные пе-
релеты, специфические орбиты ИСЗ для астрономических и астрофизических
4 исследований.
Монография написана учеными НПО им. С.А. Лавочкина. Корректность
представленных материалов подтверждена практикой.
Монография представляет интерес для отечественных и зарубежных ученых
и специалистов.
Рецензенты'.
академик РАН Л.М. Зеленый}
член-корреспондент РАН О.М. Алифанов
Научное издание в трех томах
Издатель
Составитель
Редактор
Художник
Макет-верстка
Техническая поддержка
ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» РОСКОСМОСА
В.В. Ефанов
М.С. Винниченко
В.М. Давыдов
О.Г. Лаврова
А.В. Савченко
ISBN 978-5-905646-04-1
ISBN 978-5-905646-07-2(т.З)
ISBN 978-5-7035-2316-2
ISBN 978-5-7035-2319-3(т.З)
© ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», 2014
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ НАУЧНЫХ
ИССЛЕДОВАНИЙ
[В ТРЕХ ТОМАХ]
ТОМ 3
ОГЛАВЛЕНИЕ
Том 1
ПРЕДИСЛОВИЕ .........................................9
Часть 1. МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ....................11
ЕБ1 Методологические основы формирования
схемных решений средств десантирования и дрейфа
в атмосферах планет и их спутников..................11
ID4 Методология создания прецизионных
конструкций космических аппаратов...................57
№1 Решение задачи высокоточного удержания
геостационарного космического аппарата
в заданной точке «стояния»..........................92
tiK! Обеспечение управления полетом при выполнении
задач исследования Луны.............................154
Часть 2. МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
СЛУЖЕБНЫХ И ЦЕЛЕВЫХ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ......................................261
FBI Методы проектирования оптико-электронных
комплексов космических аппаратов...................261
ЯЯ Проектирование устройств и систем разделения
космических аппаратов..............................336
ЯН Проектирование устройств гашения колебаний
конструкции космических аппаратов..................398
FE! Основы проектирования надувных
космических конструкций............................430
1041
ТОМ 2
Часть 3. ПРОЕКТИРОВАНИЕ НАУЧНЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
KOI Методика проектирования траекторий межпланетных
космических аппаратов..................................501
KW Метод проектного баллистического расчета
перелета Земля - Марс - Земля..........................541
Ш] Особенности разработки бортовых алгоритмов
прогноза движения центра масс для геостационарных
космических аппаратов..................................643
REJ Методы расчета возмущающего воздействия
аэродинамических сил и сил светового давления
на орбитальные космические аппараты.....................699
№1 Физико-технические основы проектирования солнечных
космических электростанций..............................778
ИЗ Основы математического моделирования целевой
эффективности орбитальных
оптико-электронных комплексов..........................831
Ий Методы проектного расчета радиационных условий полета
космических аппаратов и радиационной стойкости
бортовой аппаратуры.............................................864
3.7.1. Компьютерные методики расчета параметров
радиационных условий в космическом пространстве
и на борту космических аппаратов.......................866
3.7.2. Влияние радиационных условий полета космических
аппаратов на радиационную стойкость
электрорадиоизделий бортовой
радиоэлектронной аппаратуры............................948
М3 Теоретико-экспериментальные методы решения задач
аэродинамики космических аппаратов, спускаемых
в атмосферах планет.............................................962
1042
ТОМ 3
Часть 4. ПРОЕКТИРОВАНИЕ СЛУЖЕБНЫХ И ЦЕЛЕВЫХ СИСТЕМ
АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ESI Управление движением автоматических космических
аппаратов для планетных и астрофизических
исследований .......................................1045
ИЯ Основы проектирования детонационных
логических устройств для бортовых систем автоматики.1157
Е® Проектирование детонационных устройств
и систем космических аппаратов......................1201
4.3.1. Общие принципы проектирования устройств
пироавтоматики на основе кристаллических
взрывчатых веществ..................................1201
4.3.2. Общие принципы проектирования детонационных
устройств разделения на основе эластичных
взрывчатых веществ............................1238
ЕЕ! Теоретико-экспериментальные методы проектирования
систем обеспечения теплового режима
космических аппаратов...............................1320
Е® Электромагнитные экраны конструкций
космических аппаратов...............................1438
ЕЕ Проектирование пиротехнических временных
и программно-временных устройств для научных
космических аппаратов...............................1482
1043
1044
ЧАСТЬ 4
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СЛУЖЕБНЫХ И ЦЕЛЕВЫХ
СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ
АППАРАТОВ ДЛЯ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ НАУЧНЫХ
ИССЛЕДОВАНИЙ
ESI УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДЛЯ ПЛАНЕТНЫХ
И АСТРОФИЗИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
В данной главе в соответствии с практикой проектирования, сложившейся
в НПО им. С. А. Лавочкина, излагаются вопросы проектирования бортового
комплекса управления космических аппаратов для планетных и астрофизичес-
ких исследований в части выбора структуры, приборного состава, принципов
обеспечения живучести, организации программного обеспечения, построения
режимов управления, выбора схем расположения и типов исполнительных орга-
нов, алгоритмов управления движением, расчетов точности управления и рас-
хода топлива.
Функционирование автоматических КА научного назначения начинается,
как правило, после отделения КА от разгонного блока и осуществляется под
контролем системы управления, которую называют еще бортовым комплек-
сом управления (Б КУ). Б КУ выполняет программу функционирования КА,
разработанную специалистами на Земле и реализуемую в памяти бортовой
вычислительной системы в виде математических и логических операций.
Программа может видоизменяться по радиокомандам или массивам коман-
дно-числовой информации, поступающим с наземного пункта управления.
Условно БКУ можно представить в виде совокупности двух подсистем:
подсистемы управления служебными бортовыми системами КА и подсисте-
мы управления движением КА. В свою очередь, подсистему управления дви-
жением можно условно разделить на: подсистему управления угловым дви-
жением КА и подсистему управления движением центра масс КА. Само на-
звание подсистем указывает на задачи, выполняемые ими.
В плане аппаратной реализации БКУ для любого современного КА в сво-
ем составе содержит:
• бортовую вычислительную систему (БВС);
• ее программно-алгоритмическое обеспечение (ПАО);
• устройства преобразования цифровой информации БВС в управляющие
воздействия на бортовые системы КА;
1045
• устройства приема и преобразования информации от бортовых систем КА
или измерительных и исполнительных средств БКУ;
• измерительные средства БКУ;
• исполнительные органы БКУ.
Типовая структурная схема бортового комплекса управления представле-
на на рисунке 4.1.1. Здесь обозначено:
АКС — акселерометр,
АСН — автономная система навигации КА,
АЦП — аналого-цифровой преобразователь,
БРК — бортовой радиокомплекс КА,
БВС — бортовая вычислительная система,
ДМ — двигатель-маховик,
ДПЗ — датчик положения Земли,
ДУ — двигательная установка КА,
ДУ С — датчик угловой скорости,
ОЗД — оптический звездный датчик ориентации,
ПАО — программно-алгоритмическое обеспечение БВС,
ПС — пиросредства,
СОТР — система обеспечения тепловых режимов КА,
СПИС — специальные измерительные средства (для стыковки, мягкой
посадки и т.п.),
Рисунок 4.1.1. Типовая структурная схема бортового комплекса управления
1046
СПО — солнечный прибор ориентации,
СЭС — система электроснабжения КА,
УМ — сильноточные усилители мощности,
ЦА — целевая аппаратура КА,
ЦАП — цифроаналоговой преобразователь.
4.1.1. Приборная реализация БКУ
В зависимости от выполняемых задач может изменяться приборный со-
став измерительных и исполнительных средств БКУ, конструктивное и ап-
паратное построение БВС, её программно-алгоритмическое обеспечение, но
неизменной останется общая структурная схема БКУ и бортовых систем КА.
Специфика выполняемых задач КА проявляется в основном в технических и
конструктивных характеристиках приборов БКУ и бортовых систем КА.
К приборной реализации БКУ предъявляются высокие требования аппа-
ратной надёжности. Обеспечение аппаратной надёжности является лишь
необходимым условием обеспечения надёжности сложного комплекса. Для
обеспечения живучести КА в целом на БКУ возлагается диагностическая
функция состояния бортовых систем с целью предотвращения аварийных
ситуаций. Основная миссия здесь возлагается на бортовую вычислительную
систему (БВС). КА, использующие энергию Солнца, в случае возникнове-
ния предельной аварийной ситуации должен в конечном итоге быть ориен-
тирован определённым образом к Солнцу для поддержания теплоэнергети-
ческого баланса.
Надежность БКУ обеспечивается и аппаратным построением, и идеоло-
гией её работы.
Надёжность бортовой аппаратуры БКУ, определяемая вероятностью бе-
зотказной работы (ВБР), для проектируемых КА должна быть не ниже 0.9,
что неизбежно требует применения резервирования. При этом глубина ре-
зервирования элементов бортовой аппаратуры определяется технической
целесообразностью. Так, например, резервирование трактов управления при-
боров релейной автоматики достигается применением мажоритарных схем
построения, а в измерительных приборах — оптико-электронных и гироско-
пических — поэлементное резервирование технически невозможно. Резерви-
рование оптико-электронных приборов выполняется установкой необходи-
мого их количества, а гироскопических — установкой необходимого количе-
ства измерительных каналов в самом приборе.
На надёжность бортовой аппаратуры, предназначенной для длительного
полёта, существенное влияние оказывает радиационное воздействие окружа-
ющего пространства. Широкое применение нашли КМОП структуры (Ком-
плементарная пара Металл-Окисел-Полупроводник), которые позволили ми-
нимизировать электропотребление. Созданные на их основе большие и сверх-
большие интегральные схемы позволили существенно сократить габариты и
1047
массы бортовой аппаратуры. В настоящее время разработчиками бортовой
аппаратуры применяется широкая номенклатура, в основном иностранного
производства, электронных компонентов. Однако среди применённых эле-
ментов не все отвечают полным критериям радиационной стойкости. Среди
элементов отечественного производства слишком мало выпускается радиа-
ционно-стойких элементов, а элементы иностранного производства либо
слишком дороги, либо недоступны из-за экспортных ограничений поставщи-
ков. Поэтому разработчики вынуждены применять смешанную комплекта-
цию — элементы индустриального назначения и там, где это невозможно,
космического назначения. В этом случае необходимо учитывать физику про-
цессов, происходящих в ЭРИ, и принимать необходимые меры при проек-
тировании аппаратуры. При выборе ЭРИ обязательным условием является
расчёт дозовой нагрузки элементов и оценивается их устойчивость к воздей-
ствию тяжёлых заряженных частиц (ТЗЧ). При отсутствии сведений по эле-
ментам производятся их испытания. На фактор накопленной дозы влияет
защита стенок корпуса прибора, что при оптимальной толщине позволяет
существенно снизить дозовую нагрузку. Однако, если элемент склонен к
тиристорному эффекту от ТЗЧ, то, как правило, не удаётся создать защиту
приемлемой толщиной стенки. В этом случае, если нельзя найти замену та-
кого элемента, возможны различные схемотехнические решения — ограни-
чения токов, применение аппаратных мажоритаров и пр. Это зависит от кон-
кретных устройств и элементов. Важным является создание условий работы
для таких элементов без токовой перегрузки. Если условия сбережения эле-
мента от ТЗЧ достигнуты, то следующей задачей становится парирование
последствий несанкционированного изменения состояния этого элемента.
Здесь обычно применяются аппаратно-программные средства. Влияние ТЗЧ
на работу бортовой аппаратуры как одиночного события носит вероятност-
ный характер.
Здесь необходимо отметить, что даже лучшие элементы, защищённые от
тиристорного эффекта, имеющие высокие значения энергетических порогов
к ТЗЧ, не гарантируют единичного сбоя. Здесь сделан акцент на сбоеустой-
чивость от фактора радиационных воздействий, однако не следует забывать
о возможных сбоях, вызванных какими-либо неучтёнными экстремальными
факторами, например, помехами электромагнитного происхождения. Оцен-
ка допустимости такого события проводится при проектировании аппарату-
ры. Для контура управления движением КА такие сбои в аппаратуре могут
приводить к нерасчётным возмущениям. Поскольку длительность воздействия
ТЗЧ представляет доли наносекунд (время рекомбинации зарядов), в циф-
ровых трактах эта задача решается алгоритмически. Несколько осложняется
проблема со звёздными датчиками, которые имеют ПЗС-матрицы. ПЗС- или
КМОП-матрицы, чувствительные к лучистой энергии, также воспринимают
потоки протонов, это видно особенно в периоды повышения солнечной ак-
1048
тивности. Несмотря на используемые алгоритмы защиты, это приводит к
повышению шума выходных данных. Радикальным способом сохранения
точности стабилизации КА является использование в контуре гироскопичес-
кой информации. Особое место в БКУ в части сбоеустойчивости отводится
проектированию бортовой вычислительной системы.
Бортовая вычислительная система. БВС является центральным управляю-
щим звеном БКУ, от её надёжного функционирования зависит успешная
работа всего аппарата.
Космические аппараты различного назначения отличаются разной критич-
ностью к сбоям бортовой аппаратуры и особенно к сбоям БВС. Для любого
КА БВС должна быть построена таким образом, чтобы, в случае любого сбоя,
обеспечивалось восстановление её функций. КА межпланетного назначения
имеют участки коррекции траектории, торможения для выполнения манёв-
ров выхода на орбиту либо посадки. На этих участках в работе БВС никакие
сбои недопустимы. Для таких экспедиций используются особые способы
резервирования. Такие критичные участки имеют сходство с участками ра-
боты ракеты-носителя или разгонного блока. Бортовые машины таких средств
построены по троированной схеме с аппаратным мажоритированием. Такие
БВС используют три синхронно работающих процессора, информационный
обмен с которыми осуществляется через мажоритарный элемент, который по
критерию 2 из 3-х восстанавливает информацию при записи в ОЗУ или при
чтении, когда происходит сбой в одном из каналов. Такие схемы построения
БВС, обладая высокой степенью сбоеустойчивости, имеют ряд довольно
принципиальных недостатков: ограниченное быстродействие и недостаточ-
ный уровень надёжности для длительных сроков активной работы.
В настоящее время имеются разработки БВС, использующие программ-
ное мажоритирование. Эти БВС имеют в своём составе до четырёх процес-
соров и могут изменять свою конфигурацию в зависимости от важности вы-
полняемой задачи. Основные принципы построения таких машин использу-
ют пространственно-временную избыточность. Достигнутое быстродействие
в 50...80 млн операций в секунду позволяет выполнять контрольные опера-
ции в цикле работы процессора и, при необходимости, повторение операций
при обнаруженных сбоях. Важным моментом при выполнении управления
КА на участках коррекции или торможения является высокая динамичность
процессов. Это, с одной стороны, не допускает пропуска цикла управления,
так как может привести к недопустимому переходному процессу контура уп-
равления, а с другой — требует применения инерциальных измерителей (ги-
роскопов и акселерометров), информация которых интегрируется и является
составной частью контекста выполняемой задачи. Потеря или искажение
контекста задачи приводит неизбежно к аварии. Для надёжного сохранения
контекста производится его копирование не только в разные отделы памяти,
но и в параллельные каналы БВС. При выполнении операций, где сбои мо-
1049
гут привести к необратимым последствиям, вводятся в работу три процессо-
ра. Для участков, допускающих длительные паузы в управлении (десятки
минут), можно сократить количество активных процессоров до одного—двух.
Это позволяет повысить уровень «холодного» резерва.
Контроллеры управления смежными системами строятся также резерви-
рованными, при этом существуют различные способы резервирования. Не-
обходимо отметить, что глубина резервирования и степень автономности
парирования отказа существенно увеличивает энергопотребление и массу
устройства. Поэтому при проектировании всегда проводится анализ на кри-
тичность отказов. Устройства, работа которых при нештатных ситуациях не
способна привести к столь существенным последствиям или их работа мо-
жет быть скорректирована аппаратно-программными средствами высшего
уровня (БВС), выполняются дублированными с «холодным» резервом. Уст-
ройства, которые предназначены для управления в критических операциях:
управление пиротехникой, запуск маршевого двигателя и пр. — строятся по
схеме «горячий» резерв с аппаратным мажоритаром.
КА, предназначенные для астрофизических исследований, в своем соста-
ве имеют один или два телескопа, работающих в инфракрасном, видимом,
ультрафиолетовом, радио-, рентгеновском или гамма-диапазоне излучений
космического пространства. Область требуемых ориентаций КА простирает-
ся на всю небесную сферу. При этом от КА требуется высокая точность на-
ведения телескопа в заданном направлении инерциального пространства (в
пределах 0.5... 1 угл.мин, а иногда — до 0.1 угл.с) и прецизионная стабилиза-
ция (со стабилизационными отклонениями 1...3, иногда — до 0.1 угл.с) в
течение нескольких десятков часов. Это требование автоматически преобра-
зуется в применении в составе БКУ высокоточных оптических и гироскопи-
ческих приборов ориентации и очень мягком управлении угловым движени-
ем КА с использованием двигателей — маховиков. Кроме того, целевая ап-
паратура для таких исследований требует большого электропотребления и, как
следствие этого, применения на КА большеразмерных поворотных панелей
солнечных батарей. При этом возникает проблема подавления влияния уп-
ругих колебаний панелей на точность стабилизации КА.
Для некоторых КА требуется очень высокая точность измерений углового
движения КА, и тогда датчики углового положения встраиваются в оптичес-
кую схему телескопа, что позволяет проводить измерения с разрешающей спо-
собностью до 0.01...0.005 угл.с.
В свою очередь, КА, предназначенные для межпланетных перелетов и
исследований небесных тел Солнечной системы, должны, во-первых, выпол-
нить транспортную задачу перемещения целевой аппаратуры в район иссле-
дуемого небесного тела, во-вторых, выполнить торможение и ряд корректи-
рующих маневров для перевода КА на целевую орбиту искусственного спут-
ника вокруг этого небесного тела и, в-третьих, обеспечить выполнение про-
1050
граммы исследований этого небесного тела. Большие затраты топлива на
формирование траектории КА требуют минимизации массы всех бортовых
систем КА и минимизации их электропотребления. Как правило, от такого
КА не требуется прецизионной точности в поддержании углового движения
КА, поэтому в составе БКУ можно использовать гироскопические измери-
тельные средства среднего класса точности, а в качестве исполнительных
органов — реактивные двигатели стабилизации.
Типовые операции и режимы управления. В части управления движением
КА БКУ должна обеспечить выполнение следующих задач:
• формирование бортовой шкалы времени (БШВ),
• начальное демпфирование угловой скорости КА после его отделения от
разгонного блока (РБ),
• построение и поддержание постоянной солнечной ориентации (ПСО),
• закрутка КА для его пассивной гироскопической стабилизации (ГС),
• построение и поддержание инерциальной ориентации (ИНО) — трехос-
ной стабилизации осей КА в заданном положении инерциального про-
странства,
• разгрузка комплекса управляемых двигателей-маховиков (КУДМ),
• обеспечение управления траекторией движения КА — выдача корректи-
рующих импульсов (ВКИ).
Среди этапов полета вне зависимости от назначения КА можно выделить
типовые этапы:
• этап «доразгона» КА на целевую орбиту,
• технологические подготовительные этапы,
• этапы коррекции орбит,
• промежуточные этапы перелета КА от одной орбиты к другой,
• этапы радиосвязи КА с наземным пунктом управления,
• этапы дежурного бодрствования КА,
• этапы выполнения целевой задачи и т.п.
Управление движением КА при этом можно разделить на ряд типовых
операций:
• успокоение КА (снижение угловой скорости КА до заданных малых зна-
чений, например, после отделения КА от разгонной ступени),
• поиск опорных светил (вращение КА вокруг одной из связанных осей КА
для обеспечения попадания Солнца или Земли в поле зрения соответству-
ющих измерительных приборов),
• построение базовой (инерциальной) системы координат (определение
инерциального базиса с использованием широкопольных звездных при-
боров ориентации),
• стабилизация КА (поддержание заданной ориентации связанных осей КА
в заданном положении с заданной точностью),
1051
• переориентация (изменение углового положения связанной системы ко-
ординат КА от одного заданного положения в другое заданное положение),
• постоянная солнечная ориентация (поддержание одной из осей КА в на-
правлении на Солнце),
• постоянная инерциальная ориентация (поддержание связанных осей КА
в постоянном заданном положении относительно инерциального простран-
ства),
• программная ориентация КА (изменение ориентации КА по заданной про-
грамме для движения целевой аппаратуры по заданному маршруту: опи-
сывание осью остронаправленной антенны или осью чувствительности це-
левой аппаратуры фигуры, позволяющей определить положение максимума
диаграммы направленности или максимума чувствительности),
• специальные операции слежения (например, наведение регистрирующей
научной аппаратуры на комету),
• «разгрузка» инерционных исполнительных органов (приведение инерци-
онных исполнительных органов в исходное состояние при приближении,
например, роторов двигателей-маховиков к предельной угловой скорости
вращения),
• управление угловым движением КА при выдаче импульсов коррекции тра-
ектории (сообщение КА заданного импульса скорости в заданном направ-
лении инерциального пространства для изменения параметров орбиты его
движения) и т. п.
Связанная последовательность некоторых из этих типовых операций, ко-
торая используется при выполнении определенных задач КА, образует режим
работы.
Можно различать режим первого включения и режимы штатного функ-
ционирования КА.
Режим первого включения имеет свою специфику, связанную с началом
функционирования БКУ и КА вцелом. В этом режиме выполняется целый
ряд технологических операций по подготовке ряда систем к работе. Так,
необходимо производить включение и тестирование БВС, обеспечить выход
гироскопического измерителя вектора угловой скорости на режим функцио-
нальной готовности, подготовку пневмогидравлической системы двигатель-
ной установки к работе, «прожиг» двигателей стабилизации и коррекции,
раскрытие сложенных элементов конструкции в рабочее положение и целый
ряд других операций.
Режим ПСО — режим построения и поддержания постоянной солнечной
ориентации — включает:
• успокоение КА после его отделения от ракеты-носителя или разгонного
блока,
• поиск Солнца — вращение КА вокруг одной из осей КА для обеспечения
попадания Солнца в поле зрения солнечного прибора ориентации,
1052
• приведение Солнца — вращение КА вокруг двух осей КА для приведения
Солнца в центр или заданную точку поля зрения солнечного прибора
ориентации (СПО),
• стабилизацию КА относительно центра или заданной точки поля зрения
СПО.
Режим предназначен для быстрого построения солнечной ориентации с
целью гарантированного электроснабжения КА от солнечных батарей. Он
используется после отделения КА от разгонного блока или в нештатных си-
туациях, связанных с потерей ориентации, грозящей прекращением элект-
роснабжения систем КА.
Режим ИНО — инерциальной ориентации — включает:
• построение базовой системы координат, т.е. определение ориентации осей
КА в инерциальном пространстве по информации широкопольных звезд-
ных приборов,
• переориентацию КА из одного положения в заданное положение инерци-
ального пространства,
• стабилизацию углового положения осей КА относительно заданного по-
ложения и т. д.
Режим ИНО является основным режимом функционирования КА после
определения ориентации КА в инерциальном пространстве. Он, как прави-
ло, имеет целый ряд модификаций, в том числе режим выполнения целевой
задачи, режим калибровки измерительных средств, режим юстировки целе-
вой аппаратуры и измерительных средств БКУ и т. д.
Режим ВКИ — выдача импульса коррекции — включает:
• переориентацию связанных осей КА в положение, соответствующее тре-
буемому направлению выдачи импульса тяги для изменения линейной ско-
рости КА, а соответственно, и изменения параметров орбиты,
• стабилизацию КА в этом положении,
• управление движением центра масс и вокруг центра масс КА при работа-
ющих двигателях коррекции,
• определение момента выключения двигателей коррекции,
• успокоение КА после выключения двигателей коррекции,
• переориентацию КА в исходное или новое положение.
Режим (ГС) или «закрутка» заключается в придании КА вращения вокруг
оси максимального момента инерции в её ориентации, обеспечивающей га-
рантированное освещение Солнцем солнечных батарей. После отключения
управления ось вращения сохраняет свое положение в инерциальном про-
странстве в течение длительного интервала времени. Переход в этот режим
из режима трехосной ориентации, как правило, осуществляется автоматически
после наступления катастрофической нештатной ситуации, требующей для
выхода из неё анализа ситуации на Земле и принятия дальнейшего решения
для восстановления дальнейшего функционирования КА. Режим ГС может
1053
использоваться как дежурный режим для минимизации расхода топлива на
стабилизацию КА, а также как штатный режим при выдаче импульса кор-
рекции траектории.
На фоне выполнения вышеуказанных операций в некоторые моменты
времени, определяемые заранее или в соответствии с логическими соотно-
шениями, бортовая цифровая вычислительная система должна выдавать в
бортовые системы КА разовые команды управления. Например, команды на:
• подрыв пироболтов для отделения каких-то элементов конструкции или
разрыва механической связи элементов конструкции КА для изменения
их положения относительно корпуса,
• включение тех или иных измерительных приборов БКУ,
• открытие пироклапанов в магистралях подачи топлива или газа наддува
двигательной установки,
• включение/выключение двигателей коррекции путем открытия/закрытия
соответствующих электропневмоклапанов двигателей,
• включение или выключение радиокомплекса,
• включение или выключение нагревателей,
• включение или выключение питания отдельных приборов БКУ или целе-
вой аппаратуры и т. д.
Определенный порядок следования этих операций и команд управления
называют циклограммой режима.
При этом БВС одновременно обеспечивает: управление бортовыми сис-
темами КА и управление движением КА. И если управление бортовыми си-
стемами заключается в выдаче каких-то разовых команд, то для управления
движением БВС должна производить многократные операции по получению
и преобразованию информации измерительных средств, расчету алгоритмов
управления, формированию и выдаче управляющих команд на исполнитель-
ные органы КА.
Структура и особенности построения программно-алгоритмического обеспе-
чения БКУ. В связи с тем, что алгоритмы управления движением КА требу-
ют интегрирования как ряда измеренных приборами параметров, так и ин-
тегрирования информации, полученной в процессе ее преобразования, работа
ПАО в режимах управления движением, как правило, производится цикли-
чески. При этом длительность каждого цикла работы должна быть постоян-
ной, с жестким выдерживанием стабильности этого временного интервала (до
единиц микросекунды). Если в силу каких-то причин стабильность длитель-
ности цикла не может быть обеспечена, то моменты начала и конца циклов
должны измеряться с точностью до единиц микросекунды. Длительность
самого цикла в этом случае не должна иметь отклонений от номинала в пре-
делах 20...30%.
Кроме того, для обеспечения устойчивости управления движением дли-
тельность временных интервалов от момента получения измерительной ин-
1054
формации до выдачи команд управления на исполнительные органы не дол-
жна превышать некоторых пределов. Поэтому получение измерительной
информации должно производиться в начале цикла управления, а формиро-
вание команд управления — в конце цикла преобразования этой информа-
ции. Таким образом, интервал времени между моментом получения инфор-
мации измерительным прибором и выдачей физической команды управле-
ния на исполнительный орган не должна превышать длительности одного-
двух циклов.
Длительность цикла каждого режима управления может быть различна:
максимальная длительность цикла для режима ВКИ не должна превышать
от 0.03 до 0.1 секунды и может составлять от 0.1 до 1 секунды для режима
ПСО. Конкретная длительность цикла в режимах должна определяться в
процессе разработки алгоритмов управления движением. Она обосновывает-
ся требованиями безусловной устойчивости контуров управления, точност-
ными требованиями, возможностью вычислительных средств и быстродей-
ствием преобразующей аппаратуры.
Некоторые операции при выполнении полета являются необратимыми
(торможение у планеты для перехода на орбиту ее искусственного спутника)
и для успешного выполнения цели полета требуют их безусловного выпол-
нения и штатного завершения в интервал времени, отведенный для их вы-
полнения. Это требует высокой надежности работы БВС и ее ПАО, выпол-
нения диагностики ряда устройств и приборов БКУ и включения/выключе-
ния их резервных комплектов.
Основные задачи ПАО. Для реализации управления КА БВС выполняет
следующие задачи:
• прием и хранение постоянной части программного обеспечения (ПАО),
• прием от наземных устройств технологической части ПАО,
• прием и хранение оперативной части ПАО (в том числе и в полете),
• реализацию циклограммы последовательности режимов работы,
• реализацию циклограмм режимов,
• выдачу управляющих команд (включение, выключение и т. д.) на измери-
тельные приборы и приводы,
• прием информации от измерительных приборов,
• проведение тестирования и диагностики измерительных приборов,
• фильтрацию и отбраковку измерительной информации,
• реализацию алгоритмов управления работой пневмогидравлической схе-
мой ДУ,
• реализацию алгоритмов управления соответствующего режима движения,
• реализацию алгоритмов управления приводом остронаправленной антен-
ны,
• формирование управляющих команд на исполнительные органы,
• формирование управляющих команд на приводы двигательной установки,
1055
• анализ аварийной ситуации в бортовых системах, БКУ и КА,
• реализацию циклограмм и алгоритмов аварийных режимов,
• формирование телеметрической информации (ТМИ),
• выдачу ТМИ в радиокомплекс.
Постоянная часть программного обеспечения (ПАО) должна быть «зало-
жена» в определенную область памяти БВС за определенный интервал вре-
мени до пуска.
Технологическая часть ПАО может загружаться в оперативную область
памяти БВС при наземных испытаниях БКУ, она служит для имитации по-
летных условий в наземных условиях и должна быть исключена из вычисли-
тельного процесса в ходе полета.
Оперативная часть ПАО должна загружаться в свою часть оперативной
памяти БВС в процессе полета и предназначена для изменения числовых
параметров циклограмм и алгоритмов БКУ. Реализация циклограммы пос-
ледовательности режимов работы и реализация циклограмм каждого режима
должна выполняться и контролироваться специальными программами —
диспетчерами режимов, являющимися программами верхнего уровня.
Исходными данными для разработки диспетчеров и схемы их использо-
вания должны быть специальные протоколы, содержащие параметры циклог-
рамм, логику переключения режимов и управления приборами и исполни-
тельными органами СУД, логику взаимодействия БКУ и других бортовых
систем.
Прием измерительной и признаковой информации от измерительных
приборов, рулевых машин ДУ и приводов поворота, например, остронаправ-
ленной антенны (ОНА) или панелей солнечных батарей (СБ) предполагает
использование аппаратных и программных средств БВС для получения и
размещения в соответствующих ячейках памяти БВС массивов измеритель-
ной информации указанных приборов. Состав информации, частота и логи-
ка взаимодействия аппаратных средств интерфейсов оговариваются в соот-
ветствующих «Протоколах сопряжения БВС и измерительного прибора». В
протоколах оговаривается разрядность информации, количество и порядок
считывания информационных слов и т. д.
Программы, реализующие фильтрацию и отбраковку измерительной ин-
формации, предназначены для сглаживания шумовой составляющей в изме-
рительной информации приборов БКУ, а также для отбраковки их единич-
ной недостоверной информации.
Программы, реализующие собственно алгоритмы управления движением,
обычно формируются в виде отдельных программных модулей и могут ис-
пользоваться в нескольких режимах с различными числовыми значениями
параметров, задаваемыми диспетчером режима.
Программы, реализующие анализ наступления аварийной ситуации в БКУ
и бортовых системах КА, должны использовать как поступающую информа-
1056
цию от бортовых систем, так и признаковую информацию программных
модулей. При появлении соответствующего аварийного признака в режиме
должен производиться переход на аварийный режим. Назначение и логика
аварийного режима определяется соответствующим «Протоколом...», в кото-
ром дается:
• описание аварийного режима,
• указывается конкретное отказавшее устройство,
• алгоритм определения или критерий определения его выхода из строя,
• логика по парированию влияния указанного отказа на выполнение целе-
вой задачи или же спасения КА,
• режим, в который должен перейти БКУ в случае невозможности поддер-
жания исходного режима работы.
Телеметрическая информация (ТМИ) формируется каждым программным
модулем. Программы формирования телеметрической информации должны
на заключительной части такта произвести формирование массива ТМИ ре-
жима и его выдачу в программу, формирующую массив данных для его пере-
дачи на наземные приемные станции.
Организация вычислительного процесса БВС. Как указывалось выше, вы-
числительный процесс БВС для реализации задач БКУ должен производить-
ся циклически. Цикл можно условно разделить на несколько последователь-
но выполняемых частей, внутри которых выполняются определенные вычис-
лительные и управленческие задачи:
• реализация операций по самотестированию БВС,
• выдача команд управления на исполнительные органы БКУ и в устрой-
ства бортовых систем, сформированных на предыдущем цикле,
• работа программы-диспетчера режима, задействованного на данном отрезке
времени,
• получение информации от измерительных приборов и бортовых систем,
• фильтрация полученной измерительной информации,
• реализация алгоритмов управления движением,
• формирование управляющих команд или кодов на исполнительные орга-
ны,
• формирование управляющих команд на бортовые системы,
• формирование ТМ-кадра,
• расчет фоновых задач — задач, требующих для своего решения от несколь-
ких до нескольких десятков циклов,
• свободное от операций время.
Последовательность выполнения указанных операций внутри цикла работы
БВС представлена на рисунке 4.1.2.
Длительность каждой из частей может быть как фиксированной, так и
переменной в зависимости от степени загрузки процессора. Но во всех слу-
чаях все указанные части должны выполняться в течение одного цикла.
1057
Рисунок 4.1.2. Распределение длительности и порядок активизации вычислительных
задач БВС
Числовые параметры алгоритмов управления являются элементами мас-
сива. Каждый из элементов формируется как сумма значений элемента мас-
сива, содержащегося в постоянной части ПАО, и значения такого же масси-
ва в оперативной части ПАО — подправки настроек алгоритмов. Часть эле-
ментов этого массива может быть отлична от нулевых значений в результате
возможной коррекции ПАО в процессе полета.
Разработка ПАО программных модулей. Математическая запись программ-
ных модулей алгоритмов управления создается разработчиком модуля в виде
алгебраических и логических соотношений и передается для их программи-
рования разработчику ПАО БВС. В описании программных модулей предус-
матривается представление параметров массива входной числовой информа-
ции модуля, перечня идентификаторов входной и выходной информации
модуля, тип используемых переменных, их разрядность и т. д. Выходную
информацию модуля желательно представить также в виде двух массивов:
• массива информации для использования другими программными моду-
лями,
• массива телеметрической информации модуля.
Для проведения отладки наряду с математическим и логическим текстом
программных модулей разработчик модуля создает так называемые конт-
рольные примеры. Контрольные примеры представляют собой набор число-
вых массивов входной и соответствующих числовых массивов выходной
информации программируемых модулей.
Отладка программных модулей заключается в написании вычислительной
программы, реализующей заданные разработчиком СУД алгоритмы модуля
и получение выходной информации модуля. Отладка считается завершенной,
если в результате моделирования числовые значения элементов массива вы-
ходной информации, полученные в результате отладки, равны числовым
значениям соответствующих элементов массива выходной информации, пред-
ставленных в контрольном примере.
Основными программными модулями ПАО управления движением КА
являются:
• модули получения, предварительной фильтрации и отбраковки измеритель-
ной информации;
1058
• модули преобразования измерительной информации из приборной систе-
мы координат в связанную, инерциальную или иную системы координат;
• модули оценки параметров движения, информация о которых непосред-
ственно не содержится в информации измерительных приборов;
• модули расчета параметров и работы бортовой модели движения КА;
• модули, обеспечивающие:
— расчет текущей ориентации КА в инерциальном пространстве,
— расчет параметров орбитального движения КА,
— расчет положения линии визирования КА-НКПУ,
— расчет требуемых углов поворота привода ОНА,
— расчет текущего значения угла поворота привода ОНА;
• модули, собственно реализующие алгоритмы управления движением;
• модули выработки цифровых команд управления на исполнительные орга-
ны;
• модули, преобразующие цифровые команды управления в физические воз-
действия на конкретное исполняющее устройство и т.п.
Ряд программных модулей может использоваться практически во всех
режимах управления, а другие — только в одном из режимов.
ПАО диспетчеров режимов и ПАО режимов БВС. Функционирование про-
граммно-алгоритмического обеспечения управления движением КА в каж-
дом цикле производится под управлением программного блока, называемо-
го диспетчером режима.
Диспетчер режима при передаче на него функций управления движением
формирует циклограмму режима и последовательно по программной логике
режима подключает ряд программных блоков, обеспечивающих выполнение
определенных операций алгоритма управления движением в данном режи-
ме.
Для формирования циклограммы режима диспетчер режима может исполь-
зовать как программную информацию, «заложенную» при разработке СУД на
Земле или «заложенную» с Земли перед проведением режима, либо инфор-
мацию, полученную в ходе проведения данного режима.
Диспетчер режима при каждом обращении к программному модулю мо-
жет формировать исходную информацию данного модуля, хранить инфор-
мацию, полученную данным программным модулем, преобразовывать ее и
подготавливать для работы других программных модулей. Получив признак
завершения работы данного программного модуля, диспетчер режима обра-
щается к следующему программному модулю или завершает цикл приняти-
ем решения о выдаче команд управления на исполнительные органы, или
завершает собственно режим.
Отладка диспетчеров режима заключается в следующем:
• Разработчик диспетчера передает разработчику БВС математическую за-
пись логики операций и циклограмму использования программных мо-
1059
дулей в цикле для каждого режима, а также массивы контрольных приме-
ров режимов.
• Разработчик БВС производит разработку ПАО диспетчеров и их отладку.
• Отладка диспетчеров производится в два этапа:
— отладка контрольных примеров,
— отладка режимов на моделирующем стенде с использованием реальной
БВС, отлаженного ПАО программных модулей и математических эк-
вивалентов аппаратных средств (приборов) БКУ при участии разработ-
чика режима.
• Отладка ПАО режимов считается завершенной после выпуска соответству-
ющего акта по завершении работ по данному режиму на моделирующем
стенде.
• Отладка ПАО БКУ считается завершенной после проведения комплекс-
ных испытаний бортовых систем собранного летного КА.
4.1.2. Проектирование контуров управления угловым движением
Обеспечение управления угловым движением КА является одной из ос-
новных задач БКУ. К управлению угловым движением КА на каждом этапе
полета предъявляются свои специфические требования. Так, на этапе прове-
дения научных астрофизических исследований предъявляются требования к
точности ориентации научной аппаратуры в инерциальном пространстве и
стабилизационным отклонениям.
На этапе выдачи коррекции параметров орбитального движения — в боль-
шей степени требования по точности ориентации импульса скорости и в
меньшей степени — к точности модуля скорости. Для КА, предназначенно-
го для межпланетных перелетов, основное требование заключается в мини-
мизации массы аппаратуры БКУ, расхода топлива на стабилизацию КА и
электропотребления бортовых систем.
Проектирование контура управления угловым движением начинается с
подготовки необходимых исходных данных, которые должны включать:
• схему полета с описанием последовательности основных этапов полета и
режимов управления (режима первого включения, активных маневров для
формирования целевой орбиты, последовательности и длительности опе-
раций на целевой орбите и т. п);
• требования к ориентации КА на различных этапах полета и ограничения
по ориентации с точки зрения теплового режима систем и КА в целом,
условий обеспечения притока энергии от солнечных батарей, условий ос-
вещенности Солнцем целевой аппаратуры и других эксплуатационных
требований;
• точностные и динамические требования к проведению типовых операций
на каждом этапе полета;
• возмущающие моменты, действующие на КА на каждом участке полета, в
том числе и в функции углов ориентации КА;
1060
• состав и схема размещения на КА измерительных средств БКУ;
• систему дифференциальных уравнений, описывающих движение КА на
различных этапах.
В процессе проектирования:
• разрабатываются исследовательские программы моделирования движения
КА и управления движением для каждой типовой полетной операции;
• проводится синтез и анализ алгоритмов управления КА в каждой типовой
операции управления на каждом этапе полета;
• проводится серия расчетов по подтверждению выполнения требований к
управлению на каждой типовой операции, с учетом неблагоприятного со-
четания допусков на все характеристики систем КА, влияющих на устой-
чивость, точность и динамические характеристики процессов управления;
• оценивается расход топлива на функционирование КА в каждой типовой
операции в течение всего полета;
• разрабатываются версии реализации разработанных алгоритмов управле-
ния в бортовом программном обеспечении;
• на аналого-цифровом стенде проводится моделирование управления КА
с бортовыми алгоритмами управления во взаимодействии бортового про-
граммного обеспечения с макетами бортовых систем.
В процессе разработки и по завершении исследовательских и проектных
работ выпускаются технические отчеты с подробным текстовым и графичес-
ким описанием всех динамических процессов управления.
Измерительные средства БКУ. Точность ориентации КА определяется точ-
ностью измерительных средств и характеристиками исполнительных органов
БКУ. В практике проектирования НПО им. С.А.Лавочкина используются
следующие звездные приборы ориентации: АД1, БОКЗ-МФ и SED26. Все
приборы в качестве чувствительных элементов используют ПЗС-матрицы. На
ПЗС-матрице фиксируется изображение группировки звезд в поле зрения
приборов, выделяются окна с изображением каждой звезды, путем анализа
уровня заряда в каждой ячейке ПЗС-матрицы окна изображения оценивает-
ся положение центров звезд в системе координат ПЗС-матрицы и с исполь-
зованием каталога звезд небесной сферы производится отождествление это-
го изображения с каталогом небесной сферы. Тем самым с высокой точнос-
тью определяется положение системы координат ПЗС-матрицы во второй
экваториальной системе координат.
Можно также отметить, что приборы серии БОКЗ и SED26 используют
собственный процессор для вычислительных операций и выдачи информа-
ции об ориентации и в этом смысле являются законченными приборами
измерения ориентации. Прибор АД1 определяет только положение центров
звезд, а все вычислительные операции производятся в БВС БКУ. Основные
характеристики указанных приборов представлены в таблице 4.1.1.
1061
Таблица 4.1.1. Основные характеристики звездных приборов ориентации
Характеристика АД1 SED26 БОКЗ-МФ
Разработчик МОКБ МАРС Содерн (Франция) ИКИ РАН
Поле зрения, ° 12 25 018
Период обновления информации, с 2 0.1 1
Вид выходной информации Массив координат звезд Кватернион ориентации во 2ЭСК Направляющие косинусы ПСК во 2ЭСК
ЗСКО погрешности определения ориентации, угл. с 18 при со=0.25 ° /с 11 20 при со=0 град/с 50 при со=1 град/с
Электропотребление, Вт 12.5 12 8+1
Масса, кг 3.3 3.85 1.5 ±0.2
Начало работы от подачи питания, с 60 40 60
Ресурс работы, час 45000 15 лет 20000
Погрешности измерений можно разделить на три основные группы:
• систематическая, обусловленная смещением измерительного элемента от-
носительно посадочного места;
• методическая, обусловленная нелинейностями в оптико-электронном трак-
те (дисторсия объектива, неравномерность чувствительности элементов
матрицы по полю, отклонение энергетического центра изображения звез-
ды от геометрического и др.);
• шумовая, обусловленная совокупностью собственных шумов фотоэлект-
ронного тракта матрицы и электронных средств обработки.
Указанные выше погрешности измерений имеют случайный характер,
зависят от многих факторов: количества звезд в поле зрения датчика, стабиль-
ности температурных условий, скорости движения КА, радиационной обста-
новки и др. Погрешности, зависящие от времени, разделяются на медленно
меняющиеся (в основном от изменения температурных условий) и быстро
меняющиеся, которые являются шумовыми.
Звёздные приборы позволяют измерять трёхосную ориентацию, при этом
точность измерения отклонений вокруг линии визирования существенно
ниже, чем в поперечных направлениях из-за сравнительно узкого поля зре-
ния приборов (обычно не более 15 градусов).
Поэтому при необходимости обеспечения равной точности по всем осям
на КА для астрофизических исследований располагают взаимно ортогональ-
1062
но три прибора ориентации, один из которых используется в качестве резер-
вного на случай выхода из строя любого из них.
Систематическая погрешность прибора, а вместе с ней и погрешность
установки компенсируется после проведения юстировочных операций в по-
лёте. Для этой цели в процессе полета необходимо запланировать сеансы
юстировки звездных приборов ориентации относительно друг друга и отно-
сительно осей чувствительности целевой аппаратуры. Процедура юстировки
включает измерение фактического отклонения оптикоэлектронных приборов
от положения, при котором целевая аппаратура будет наведена в требуемое
положение, и введение корректирующих поправок в БВС. После таких юс-
тировочных операций систематические погрешности наведения снижаются
до 15... 18 угл.с.
Использование звездных приборов возможно только на пассивных участ-
ках траектории при сравнительно небольшой угловой скорости перемещения
поля зрения прибора относительно звездного неба. Поэтому при работе мар-
шевого двигателя на участках торможения или выдачи импульсов коррекции
траектории используются гироскопические средства измерения ориентации.
При выведении ракет или при работе разгонных блоков используются гирос-
копические платформы на основе поплавковых гироскопов. В их конструк-
тивном выполнении достигнуты высокие точностные характеристики, одна-
ко масса и электропотребление гироплатформ и обслуживающих их прибо-
ров достаточно велики. Поэтому в практике стали широко использоваться
интегрирующие датчики вектора угловой скорости (ГИВУСы). При этом в
качестве чувствительных элементов ГИВУС могут использоваться и поплав-
ковые, и динамически настраиваемые, и волоконно-оптические и даже твер-
дотельные гироскопы.
По принципу действия их можно разделить на механические и оптичес-
кие. В свою очередь, механические приборы разделяются на «истинно» ги-
роскопические, использующие свойства вращающегося ротора, и вибрацион-
ные. Оптические приборы построены на принципе эффекта Саньяка, заклю-
чающегося в зависимости времени прохождения светового пучка по кольце-
вому вращающемуся контуру от направления обхода.
В настоящее время из гироскопических приборов нашли применение два
вида приборов — поплавковые и динамически-настраиваемые (ДНГ). Поплав-
ковые и динамически-настраиваемые гироскопы используются в режиме
измерения скорости, при этом информация об угловых отклонениях получа-
ется способом интегрирования. Поплавковые чувствительные элементы из-
меряют только одну проекцию угловой скорости КА, и поэтому прибор ГИ-
ВУС должен иметь не менее трёх измерительных каналов. Для обеспечения
необходимой надёжности типовой прибор имеет четыре измерительных ка-
нала. Прибор, использующий ДНГ, может быть построен с меньшим коли-
1063
чеством чувствительных элементов, так как каждый его ЧЭ измеряет две
ортогональные проекции скорости. Принципиально достижимые точностные
параметры этих приборов одинаковы. Однако среди готовых реализаций в
настоящее время имеются разработки предприятия НИИ ПМ — это КИНД34-
020 на поплавковых ЧЭ с дрейфом 0.003 град/час и КИНД34-038 на ЧЭ ДНГ
с дрейфом 0.05 град/час.
Класс вибрационных приборов, по которым ведутся разработки, состав-
ляют твердотельные волновые гироскопы (ТВГ) и микромеханические.
Эти приборы используют общее свойство — изменение формы колебаний
механического резонатора под действием кориолисова ускорения.
ТВГ использует кварцевый полусферический резонатор, в котором возбуж-
дается стоячая волна. При действии угловой скорости вокруг оси симметрии
изменяется фаза колебаний, которая измеряется специальными датчиками.
Этот тип приборов разработан и выпускается предприятиями «Медикон»
(г. Миасс) и Раменским приборостроительным заводом. Потенциально при-
боры на данном принципе могут иметь очень высокие точностные характе-
ристики. Это подтверждает установка аналогичного прибора на КА Хаббл
(Habble Space Telescope) после выхода из строя блока на поплавковых гирос-
копах; отечественные разработки пока не имеют космического исполнения.
Другая группа вибрационных приборов использует тот же принцип, только
в качестве резонаторов здесь используются несимметричные элементы, на-
пример — камертон, струна и т.п. В таких приборах используется простран-
ственное перераспределение колебательного движения, которое регистриру-
ется датчиками. Этот вид приборов создаётся в микроисполнении (в виде
ЧИП), однако некоторые образцы могут достигать дрейфа на уровне сотых
долей градуса в час. Малые габариты таких датчиков позволяют их встраи-
вать в различные системы, например в звёздные датчики, расширяя их фун-
кциональные возможности. Так, например, при наступлении ограничений
функционирования звёздного датчика из-за засветки при маневрировании или
при превышении угловой скорости КА инерциальные измерения позволят
сохранить работу контура стабилизации. Это также способствует повышению
точности измерения астродатчиков, которые имеют низкую информативность
(менее 1 Гц).
Группа оптических «гироскопов» фактически не является гироскопами, а
использует релятивистские принципы. Приборы, построенные на их основе,
разделяются на две группы: волоконно-оптические и лазерные.
Приборы, использующие эффект Саньяка, получили два варианта реали-
зации — волоконно-оптические гироскопы (ВОГ) и лазерные.
Оба варианта реализуют замкнутый контур, по которому во встречных
направлениях формируется световой луч. После многократного обхода при-
ёмное устройство сравнивает фазы лучей, пришедших с противоположных
направлений. Кратность обхода лучей в ВОГ определяет количество витков
1064
оптоволокна, а в лазерном гироскопе — зеркальная система, направляющая
луч по контуру многогранника, в вершинах которого установлены зеркала.
Оба варианта обладают высокой чувствительностью измерений, однако аб-
солютная реализуемая точность зависит от стабильности условий работы
функциональных узлов прибора (изменения температуры, магнитного поля
и др.), обеспечение которых приводит к увеличению массы и электропотреб-
ления.
Среди отечественных разработок для космического применения — при-
боры, построенные на базе ВОГ — БИБ разработки НПО ИТ с дрейфом
0.2...0.3 град/час, и приборы серии ТИУС500 разработки «ОПТОЛИНК» с
дрейфом -0.05 град/час. Приборы БИБ использовались для работы на учас-
тках доразгона и коррекции траектории КА, поэтому в своём составе имеют
каналы измерения ускорения на кварцевых акселерометрах. Примеры датчи-
ков и их характеристики представлены в таблице 4.1.2.
Собственно ГИВУС измеряет приращение интеграла от проекции векто-
ра угловой скорости вращения КА на каждую ось чувствительности прибора.
У современных ГИВУСов выходная информация имеет цифровой формат. В
момент обмена с БВС ГИВУС выдает числа, соответствующие количеству
младших разрядов информации, а часть информации, меньшей цены млад-
шего разряда, в каждом канале измерения сохраняет для её дальнейшего учета
в последующем такте интегрирования. В наземных условиях каждый канал
измерений исследуется, при этом паспортизуются цена младшего разряда, ве-
личина ухода «нулевого» сигнала и ряд других параметров. В полете при каж-
дом включении указанные параметры могут иметь случайные отклонения от
паспортных данных, что приводит к накоплению погрешности знания угло-
вого положения КА.
Организация вычислительного процесса в БВС с использованием инфор-
мации ГИВУС позволяет получить информацию о текущей ориентации при-
борной системы координат (ПСК) ГИВУС в инерциальном пространстве.
Начальная ориентация ПСК ГИВУС в инерциальном пространстве задается
с использованием информации звездных приборов ориентации. Звездные
приборы ориентации определяют абсолютную ориентацию их осей в инер-
циальном пространстве, а гироскопические средства — только изменение ори-
ентации относительно начального положения. Для повышения точности зна-
ния ориентации КА в инерциальном пространстве в полете проводятся опе-
рации по калибровке «уходов» нулевого сигнала и уточнению цены младше-
го разряда ГИВУС. Оба этих параметра достаточно стабильны в течение зна-
чительного интервала времени порядка одних суток и более.
С целью калибровки «уходов» в полете организуется участок совместной
работы ГИВУС и звездных приборов ориентации при стабилизации КА в
постоянной ориентации КА в инерциальном пространстве. Отклонение ори-
ентации, счисленной по информации ГИВУС, от ориентации, счисленной
1065
Таблица 4.1.2. Основные характеристики датчиков угловой скорости
Характеристика КИНД34-020 КИНД034-064 БИБ-ФГ
Разработчик ЦИНКИ циинки НПО ИТ
Количество измерительных каналов 4 4 3
Тип измерителя Поплавковый гироблок Поплавковый гироблок Волоконно- оптический
Диапазон измерений, ° /с 0,4 2,0 60
Вид выходной информации Приращение угла поворота вокруг оси чувствительности канала за такт опроса
Такт опроса, с 0.1 0.1 0.1
Цена младшего разряда выходной информации, угл. с 0.03...0.045 0.003...0.005 1
Случайное отклонение цены, % 0.01
Случайный уход нулевого сигнала, % 0.003 0.002 0.2
Шумовая составляющая, угл. с 0.16 0.03 7
Схема расположения осей чувствительности По ребрам правильной пирамиды с углом полураствора 54°44’08?
4-гранная 4-гранная 3-гранная
Наличие акселерометров в составе прибора Отсутствуют Три акселерометра, по осям чув- ствительности ВОГ
Время функциональной готовности от момента подачи питания, мин 23 5 1
Время точностной готовности от момента подачи питания, мин 180 180 1
Электропотребление, Вт в режиме прогрева 90 мин в установившемся режиме 120 70 10 — без включения акселерометров 13 — при совместной работе
Масса прибора, кг 12.9 10 1.3
по информации звездных приборов ориентации, дает подправку начальной
ориентации, а производная отклонений по времени дает оценку «ухода» ну-
левого сигнала ГИВУС. Длительность совместной работы ГИВУС и звезд-
1066
ных приборов ориентации определяет точность оценки «уходов». Для боль-
шинства КА достаточно 15...20 мин совместной работы.
С целью уточнения цены младшего разряда в полете после оценки «ухо-
дов» нулевого сигнала организуются участки переориентации КА на угол
порядка 30...45 град вокруг каждой оси чувствительности ГИВУС при совме-
стной работе со звездными датчиками ориентации. Отклонения в ориента-
ции, счисленной по информации ГИВУС, от информации звездных прибо-
ров в конце каждой переориентации позволяют провести оценку цены млад-
шего разряда каналов ГИВУС.
Как указывалось ранее, функционирование КА начинается только после
его отделения от разгонного блока. Включение звездных приборов ориента-
ции сразу после отделения КА невозможно, ввиду наличия вокруг КА газо-
пылевой субстанции. Поэтому, как правило, первоочередной задачей БКУ
после начала её функционирования становится задача обеспечения притока
электроэнергии для заряда аккумуляторных батарей. Это выполняется путем
построения режима ПСО с использованием информации датчиков угловой
скорости и датчиков ориентации на Солнце. Выведение панелей солнечных
батарей на Солнце на современных КА является одноразовой операцией, но
она может потребоваться и в некоторых аварийных ситуациях, связанных с
потерей ориентации КА. Требуемая точность наведения панелей на Солнце
— порядка 10 градусов, поэтому от солнечных датчиков не требуется высо-
кая точность измерений, но требуется минимальная масса и электропотреб-
ление, и в особенности — широкое поле зрения для сокращения длительно-
сти построения режима ПСО. В практике проектирования НПО им. С.А.Ла-
вочкина используются датчики, начиная от простейшего аналогового СПД-
1 с двумя детекторами наличия Солнца в поле зрения прибора и до приборов
ОСД и 347К, использующих ПЗС-линейки или ПЗС-матрицы. Основные
характеристики этих приборов представлены в таблице 4.1.3.
Системы координат. Для описания размещения измерительных и испол-
нительных устройств системы управления на КА используется его базовая
система координат (БСК). Как правило, за базовую плоскость БСК, в кото-
рой располагаются две оси БСК (ось ОУб и OZ6), принимается плоскость
шпангоута, по которому проходит плоскость разделения конструкции само-
го КА и разгонного блока. За начало системы координат Об принимается центр
системы стыковочных отверстий, а за ось ОХб — перпендикуляр к этой плос-
кости, исходящий из точки Об в сторону конструкции КА.
Для анализа движения КА вводится связанная система координат (ССК).
Она получается путем параллельного переноса осей БСК в центр масс КА.
Так как положение центра масс КА изменяется по мере расходования топли-
ва маршевого двигателя или двигателей стабилизации, начало ССК неизменно
только для данного этапа полета.
1067
Таблица 4.1.3. Основные характеристики солнечных приборов ориентации
Характеристика сдп-1 осд 347К
Разработчик МОКБ МАРС ИКИ РАН Г еофизика- Космос
Вид выходной информации Наличие Солнца в поле зрения Направляющие косинусы Углы ориентации Солнца
Чувствительные элементы и поля зрения приборов Фотодиоды с двумя щелевыми масками. Два поля зрения 10x100° с перекрытием в 5° ПЗС-линейка со щелевой маской, поле зрения 60x120° ПЗС-матрица с линзовым объективом. Поле зрения — полусфера в 180+1 °
Период выдачи информации, с 0.1 0.25 0.2
Вид выходной информации Сигнал наличия Солнца в зоне Угловые координаты Угловые координаты
Точность выдачи информации До 2.5° в общей зоне детекторов 3’ при cd=O. 1 град/с 5' при cd= 1 град/с 1' — систематическая 30’’- За — случайная погрешность
Электро- потребление, Вт 1 6 5
Масса, кг 0.4 0.7 0.7
В свою очередь, каждый измерительный прибор имеет посадочную плос-
кость, на которую он крепится на КА. С посадочной плоскостью, как прави-
ло, жестко связана приборная система координат (ПСК) данного измеритель-
ного устройства. Отсчет углов ориентации или же другая измерительная
информация описывается относительно ПСК. Все приборы ориентации ус-
танавливаются на КА таким образом, чтобы обеспечить нормальные условия
их работоспособности или же условия максимально достижимой точности.
Например, звездные оптические приборы ориентации следует размещать так,
чтобы в их поле зрения не попадали элементы конструкции КА, а основная
длительность их пребывания в полете находилась в тени от Солнца. Поэтому
приборные системы координат измерительных приборов зачастую не парал-
лельны ССК.
Привязка их информации к БСК производится с использованием матрич-
ных преобразований. Так, если в ПСК известны координаты какого-либо
вектора еп (например направление на Солнце или Звезду), то в ССК его ко-
ординаты определяются путем умножения матрицы преобразования М" на
этот вектор:
ёс=Мс-ёп-
1068
Матрица преобразования вектора из начальной системы координат в но-
вую систему координат есть матрица, образованная из строк, содержащих
направляющие косинусы орт новой системы координат относительно орт ис-
ходной системы координат.
Таким образом, если необходимо преобразовать какой-то вектор из инер-
циальной системы координат (OX^Zj) в связанную, то производят перемно-
жение матрицы перехода от инерциальной системы координат к связанной
на исходный вектор. А если необходима обратная операция перевода вектора
из связанной системы координат в инерциальную, то производится перемно-
жение транспонированной матрицы перехода от инерциальной системы ко-
ординат к связанной на исходный вектор.
Если известна последовательность углов поворота ССК на известные углы
путем последовательного поворота исходной системы координат вокруг ее
осей до совмещения исходной СК с ПСК, то матрица преобразований запи-
сывается как произведение элементарных матриц вращения: М = Мв • • Му.
Если последовательность поворотов состоит в последовательности враще-
ний: сначала на угол тангажа и вокруг оси OZ ССК, затем на угол рыскания
V вокруг нового положения оси ОУ, а затем на угол крена у вокруг нового
положения оси ОХ, то матрица преобразований записывается как произве-
дение элементарных матриц вращения:
coso
М = -sin о
sin о
COSO
О
О cosy
О О
1 sin у
О —sin\|/ 1
1 О О
О cosy О
О О
cosy sin у
-sinу cosy
О
После выполнения произведений матрица преобразования записывается
в виде
cos у cos о
М= sinysinycoso-cosysino
cos у sin у cos ъ - sin у sin о
cosy sin о -sin у
sin у sin у sin о + cos у cos о sin у cos у
cos у sin у sin о - sin у cos о cos у cos у
Если углы поворота малы так, что
siny = y, sin у = у, sin о «о, cosy^l, cosy^l, coso^l,
то приближенное выражение для матрицы преобразования можно записать в
виде
1069
1 1» -у
М = -v 1 у
V -Y 1
Отметим еще одно обстоятельство.
Для того чтобы произвести разворот вокруг соответствующей оси, необ-
ходимо учесть угловую скорость этого разворота. Вектор угловой скорости по
углу тангажа направлен по оси OZ. Вектор угловой скорости по углу рыска-
ния направлен по оси ОУ, занимающей положение после поворота на угол о.
Вектор угловой скорости по углу крена направлен по оси ОХ, занимающей
положение после первых двух поворотов.
Преобразуя эти векторы по указанной выше процедуре, мы получим урав-
нения, связывающие угловые скорости по углам тангажа, рыскания и вра-
щения с проекциями угловой скорости КА на его связанные оси:
сох = у-ъыпу;
соу =\gcosY+i)sinYCos\g;
сог =i)COSYCOS\g-\gsinY.
Проведя обратные преобразования этих уравнений, можно получить так
называемые кинематические соотношения:
б = sin у+сог cos y) I cos у;
V = co^ cos у- сог sin y;
Y = cox + sin y+ ox, cosy).
Последние уравнения путем их интегрирования при известных проекци-
ях вектора угловой скорости на связанные оси позволяют получить значения
углов поворота связанной системы координат относительно инерциальной СК.
Эти кинематические соотношения используются в программах моделирова-
ния совместно с дифференциальными уравнениями движения КА.
Уравнения движения КА. Движение любого тела в инерциальном простран-
стве характеризуется двумя основными параметрами [2]:
• количество движения Q, равное сумме произведений элементарных масс
тела на вектор линейной скорости перемещения этой массы относитель-
но начала инерциальной системы координат;
1070
• момент количества движения К, равный сумме произведений количества
движения элементарных масс на вектор расстояния этой массы от центра
масс системы.
Уравнения движения мы получаем путем дифференцирования этих пара-
метров. Причем
Q-XFii
К + Кхсо=£Мр
где ^Fj — вектор внешних сил, действующих на КА;
£М, - вектор внешних моментов;
Q — вектор количества движения;
К — вектор момента количества движения;
со — вектор угловой скорости КА.
Как правило, первое уравнение описывает движение центра масс, а вто-
рое — движение КА относительно центра масс; зачастую можно рассматри-
вать эти уравнения отдельно друг от друга.
Из первого уравнения мы получаем зависимость проекций ускорения век-
тора скорости центра масс КА в инерциальной системе координат. После
проведения суммирования по всем элементарным массам тела в уравнениях,
описывающих количество движения тела, используется такая всем известная
характеристика, как его масса т.
В центральном поле тяготения в инерциальной системе координат урав-
нения движения имеют достаточно простой вид:
?+г(и/г3)=1£е,.
Или в проекциях на оси инерциальной системы координат:
Х + Х(ц/гЗ) = 1£Р>;
Z + Z(H/r’) = -l-2F‘,
где f , X, У, Z — модуль радиус-вектора и координаты КА в системе коорди-
нат с началом в центре притягивающего небесного тела;
1071
|i — его гравитационная постоянная;
F — вектор внешних сил.
Основная сложность заключается в описании проекций сил в инерциаль-
ной СК. Силы, действующие на КА, определяются, как правило, в связан-
ной с КА системе координат, и поэтому необходимо производить матричные
преобразования по их пересчету в инерциальную СК.
Для описания момента количества движения используется связанная си-
стема координат и в этой системе после суммирования по всем элементар-
ным массам используется такая характеристика КА, как тензор инерции J.
Тензор инерции представляет собой специфическую матрицу вида
^ХХ “^XY
-Jxy JyY
^XZ “Jyz
_^xz
~Az
Az
где J^, Jyy, — осевые моменты инерции KA;
Jxy, J Jx/ — центробежные моменты инерции KA.
Путем вращения связанной системы координат относительно КА можно
тензор инерции преобразовать в диагональную матрицу. При этом центро-
бежные моменты инерции обратятся в нулевые, а значения осевых моментов
инерции приобретут максимально возможные значения для данного КА. Оси
новой связанной СК называют главными осями инерции КА.
Углы поворота новой связанной системы координат относительно исход-
ной в первом приближении можно описать соотношениями
1 t 2Jik
“i=2arCt« J. J
V k 1
В общем виде уравнения движения КА вокруг центра масс можно запи-
сать в виде
JX Jxy Jxz (bx
-J J —J (b =
xy у ух У
-J -J J CO
xz yz z z
= -Jyz “(Jx_Jz) Jxy ®x“x - Jxz^-0^) +Mynp-
V -J» JxyK-“5)
1072
В упрощенном виде, но с учетом наличия вращающихся масс на КА урав-
нения движения КА вокруг центра масс в проекциях на оси ССК могут быть
записаны следующим образом:
Jx®x - Jxy“y - Jyz“z + (Jz - Jy )®z®y + Jxy (<4 - ) +
+Jxy“x“z - Jxz®x®y + Hx + Hz“y - Hy®z = XMxi
-Jxywx + Jy(By - Jyz(Bz + (Jx - Jz)coxcoz + (coj; - )-
-JxytOy®z + Jyz^y + Hy + Hx<°z “ Hz4 = ZMy’
-Jxz®x “ Jyz®y + Jz®z + (Jv “ Jx )®x“v + Jxv “ “Л +
AZ, A у l. у L L \ J А у A j Л.у \ У A у
+1и®уй)2 + Jyz®x®z + Hz + Hycox - Hx(0y = £mz,
где Hj — проекция вектора кинетического момента вращающихся масс КА
(двигателей — маховиков, вентиляторов и пр.) в ССК.
Из этой системы уравнений видно, что в угловом движении проявляется
взаимное влияние одного канала управления на другой, ибо в каждом урав-
нении присутствуют и угловое ускорение по другой оси, и произведение уг-
ловых скоростей, и произведение проекций кинетического момента на дру-
гие оси КА.
Рассмотрим несколько случаев.
Если оси связанной системы координат совпадают с главными осями
инерции КА, то уравнения движения существенно упрощаются:
Jx“x + (JZ - Jy )°¥°у + Нх + Hz(0y - Hycoz = £мх;
Jy®y + (Jx - Jz )“x“z + Hy + HXCDZ - Hzcox = £My;
Jz“z + (Jy - Jx )“x“y + Hz + Hy(0x - HxCDy = XMZ-
Пусть угловые скорости движения КА достаточно малы, так что можно
пренебречь их произведением. Тогда
J <в +Н +Н со-Н/ог = £Мх;
Jy(By + Hy+Hxcoz-Hzcox=XMy;
Jz4+Hz+Hy«x-Hx«y=ZMz-
1073
Эта система уравнений может применяться при управлении движением КА
с использованием двигателей-маховиков. При их использовании влияние
перекрестных связей достаточно мало при малых скоростях вращения рото-
ров маховиков. По мере приближения маховиков к максимальной скорости
вращения их роторов это влияние становится заметным. Такое же влияние
может проявляться и при переориентации КА с угловыми скоростями более
0.5 град/с.
Если в КА отсутствуют вращающиеся массы и угловая скорость КА дос-
таточно мала, то эта система распадается на три простых независимых урав-
нения:
J ю =УМ ;
У У Zj V
Не-
полученная система уравнений при малых значениях центробежных мо-
ментов инерции и малых значениях проекций угловой скорости КА может
быть использована для анализа управления КА реактивными двигателями
стабилизации.
Следует отметить, что большинство КА для фундаментальных научных
исследований требуют достаточно большого электропотребления для работы
научной аппаратуры, вследствие чего на них устанавливаются солнечные
панели большой площади. Стремление к экономии массы конструкции этих
панелей приводит к снижению их жесткости. Включение/выключение ДС или
вибрационные составляющие моментов двигателей-маховиков возбуждают
упругие колебания этих панелей с минимальной частотой порядка 0.1 Гц и
угловыми колебаниями корпуса КА с амплитудами от единиц до десятков
угловых секунд. Система дифференциальных уравнений движения КА с уче-
том упругих колебаний конструкции существенно усложняется и не может
быть представлена в аналитическом виде. К настоящему времени разработа-
на математическая модель учета упругих колебаний, в которой упругие ко-
лебания конструкции моделируются системой математических маятников,
параметры которых подбираются экспериментальными методами.
В качестве примера ниже представлена система дифференциальных урав-
нений модели возмущенного движения КА «Спектр-Р»:
з
m4 +axq|4isinYi +axq242sin^ + X<aJxrl’:iJcosYl + aJXr2f2jcosY2) +
j=l
2 6
j=l j=l
1074
6
mVy +ауч3Чз+ аучД + gaJyq5q5j = Ry;
3
m4 +E(a^ljSinYl + +
j=l
6 2
+XaJzq5% +Lair4f4j +azrj3 = Rz;
j=l j=l
IA “ Jxy^y “ + Oz “ Iy)WzWy + !yz4 - <°P + ^«хЧ “ +
3
+HX + HzC0y - HyC0z + b^q.cosy, + bxq2q2cosy2 + £(Ь^r|jSinY| + b^f2jsiny2) +
j=l
6
+ЬхЧД + Ьхр3Рз + XbJxq5% = Mx +
IA - Ixy<bx - IyA + (Ix - Iz)«x“z + Zxz4 - °^) - ky^z + ^Vy + Hy +
3
+Hx“z "Hz“x +ЬуЧ1Ч1С0^1 +byq242COSY2 + + Ь|г2^2jsinY2> +
j=l
2 2 6
+УЬ* Ё +b f,+y(bj p, +bJ p, ) + УЫ dr- =
yr4‘4j Myr3‘3 yP)Flj Myp2F2j-' yq545j
j=l j=l j=l
= MV + M?HA + Mn +Mn ;
у У iq ll2
^“z “ Jxz^x - ^4 + (ly - кЧ^у + !хуЦ - <°£) + ^“уЧ “ ^“хЧ +
3
+HZ + НУ®Х - Нх®у + bzq,4|COSY| + bzq2Q2COSY2 + X(Чг,ПjSinY| + Чг2hjSinY2> +
j=l
АчД + bzq343 + Xbzq5% = Mz +
А(41 +ЕЧ1Ч! +0^iq1) + bxqi(bxcosY| +bzqi6)zsinY| +^^(0^087! +
+axq,4Sin^ +%ЧС08Т1 =0;
1075
А<42 + £q242 + “q2q2) + bxq2“xCOSY2 + bzq2®zSinY2 + byq2®yCOSY2 +
+axq24SinY2 +azq24COSY2 =0;
A(iH +er,jfij +^ljrij) + bJxr,(bxsinY| + bL,4cosYi +4r®y sinYi +
+aL, Vx COSY, +air, Yz sinYi =0, j =
A<r2j + er2jr2j + <°?2r2j) + bJxr24sinY2 + bir2®zCOSY2 + bJyr2®ySinY2 +
+axr24cosY2 +azr24sinY2 = °’ j = 1» ->3;
а(Рь+£„ Pi; + «^ Pi;) + bL d), ,=a„ M , j = L2;
VKlj P|j О Plj 1J7 УР1 У P|jMCE nl
A(P2j+ap2jP2j + 42jP2j) + bJyp2“y =aP2jMCBMn2’ j = 1’2;
А<Чз + %Чз + ^з) + bzq34 + ayq3 4 = 0;
Л(Г3 + £Гзг3 + co?3r3) + ЬуГзйу + azr3 Vz = 0;
A(q4 + еЧ444 + <Ч4) + bxq4®x + bzq4®z + ayq jy = aq4MMi>;
A<f4j+ %*4j + <o?4.r4j) + byr4.d)y + azr4jvz + axr4jvx = ar4.MMv, j = 1,2;
A(P3 + %3Рз + <°р3Рз) + bxp34 = °;
A<q5j + eq5jq5j + <j%) + bJx<x + ЬУ<У + Vz +
45Vx+aJyq5Vy-bajqVz=0, j = l,...,6,
где m — масса KA, кг; A — обобщенная масса тона колебаний. Для всех то-
нов рассматриваемых осцилляторов А = 1 кг. Это обуславливается способом
нормировки собственных форм колебаний;
Ix, Iy, Iz — центральные осевые моменты инерции КА, кгм2;
Ixy, I — центробежные осевые моменты инерции КА, кгм2;
1076
Vx, V , vz — проекции линейной скорости ЦМ на связанные оси КА, м/с;
cox,coy,coz — проекции вектора абсолютной угловой скорости КА на оси
связанной системы координат, 1/с;
Нх, Ну, Hz — кинетические моменты двигателей-маховиков, кгм2/с;
Rx, Ry, Rz — проекции внешних и внутренних возмущающих и управля-
ющих сил на связанные оси КА, Н;
Мх, Му, Mz — проекции внешних и внутренних возмущающих и управля-
ющих моментов на связанные оси КА, Нм;
М®НА,М®НА,М®НА — проекции моментов от приводов ОНА, Нм;
МП|,МП2 — моменты от приводов поворота панелей СБ, Нм;
а^о. — коэффициент присоединенной массы, задающий влияние j-ro уп-
ругого тона колебаний осциллятора о, (о = p,q,r, i = 1,2,...) на поступатель-
ное перемещение центра масс объекта в направлении оси v (v = x,y,z), и на-
оборот;
bjo — коэффициент присоединенного момента, задающий влияние j-ro
упругого тона колебаний осциллятора о, (о = p,q,r, i = 1,2,...) на вращатель-
ное движение объекта относительно оси v (v = x,y,z), и наоборот;
£o.j — коэффициент демпфирования j-ro упругого тона колебаний осцил-
лятора Gj (о= p,q,r, i = 1,2,...);
— коэффициент жесткости осциллятора, равный значению квадрата
круговой частоты колебаний j-ro упругого тона колебаний осциллятора
Gj(G = p,q,r, i = 1,2,...);
аРумсБ
ьр«у
*^СБ
— коэффициент, задающий распределение возмущения от
привода по тонам упругих колебаний панели СБ, i = 1,2; j = 1,2.
Все числовые значения коэффициентов упругих колебаний рассчитыва-
ются для каждого этапа полета КА и представляются в виде таблицы их зна-
чений.
В отличие от уравнений движения твердого тела эта система может иметь
порядок дифференциальных уравнений от 40 до 60 и выше. В ней присут-
ствует большое количество осцилляторов (уравнений второго порядка), опи-
сывающих поведение обобщенных координат упругих перемещений панелей
солнечных батарей и выносных элементов конструкции. В представленной
системе уравнений следует учитывать те тона колебаний конструкции, час-
тота собственных колебаний которых может проявляться в информации из-
мерительных средств БКУ.
1077
Представленная система дифференциальных уравнений практически не
может быть проинтегрирована в аналитическом виде и может быть исследо-
вана только методами математического моделирования.
Способы счисления ориентации. Как уже упоминалось, масса гиростабили-
зированной платформы и приборов, обслуживающих ее работу, достаточно
велика. Кроме этого, для получения приемлемых точностных характеристик
гироплатформы необходимо сравнительно большое время на ее подготовку к
работе, в основном на прогрев (от 30 мин до 3 часов). Поэтому решение
вопроса: что лучше применить высокоточные гироскопические приборы и
сэкономить в массе топлива или же, наоборот, сэкономить в использовании
аппаратуры меньшей массы и сложности и залить дополнительное количе-
ство топлива?
Для каждого класса КА это решается по-своему. В настоящее время раз-
вивается тенденция использования датчиков угловой скорости и акселеро-
метров, жестко закрепленных на корпусе КА. В качестве измерителей поло-
жения осей КА в инерциальном пространстве используют звездные приборы
ориентации того или иного точностного класса. В интервалах времени, ког-
да звездные приборы не могут функционировать либо в силу попадания в их
поле зрения Солнца, Земли или Луны, либо в из-за влияния факела двигате-
лей, либо в силу больших угловых скоростей движения КА, могут использо-
ваться датчики угловой скорости (ДУСы) и специальные вычислительные
процедуры, обеспечивающие счисление ориентации относительно положения,
задаваемого последней информацией звездных приборов ориентации.
Пусть на борту КА известна начальная ориентация связанных осей в инер-
циальном пространстве, задаваемая либо звездными приборами ориентации,
либо другими средствами. При этом предполагается, что в исходном поло-
жении оси ССК параллельны соответствующим осям инерциальной систе-
мы координат (ИСК). Текущая ориентация осей ССК определяется после-
довательностью трех углов поворота:
• первый угол поворота О — поворот КА вокруг оси OZ ИСК,
• второй угол V — поворот вокруг оси нового положения оси OY,
• третий угол Ф — поворот вокруг нового положения оси ОХ до совмеще-
ния этих осей с текущим положением осей ССК.
Ориентация осей ССК в ИСК определяется матрицей А, которая может
быть записана в виде
cosycosO
cosysinO
А = -cos9sin0+sin9sinycos0
cosycos9 + sin9sim|/sin0
sincpsim^+coscpsinycosi^
-sin9cos0+cos9sim|/sinO
-siny
sin9cosy
СО8фСО8ф
В процессе указанных разворотов проекции производных углов разворота
ориентированы следующим образом:
1078
• производная угла тангажа d параллельна оси OZ ПСК,
• производная угла рыскания у параллельна оси ОУ ПСК после первого
разворота на угол d ,
• производная угла крена у параллельна оси ОХ ПСК после второго пово-
рота на угол V.
Поэтому проекции вектора угловой скорости КА после трех поворотов
могут быть получены из соответствующих производных углов поворота из
следующего векторного уравнения:
Й^Еф+АД+АДД
где Е — единичная матрица; А ,А ,А — единичные матрицы вращения
вокруг соответствующих осей.
Раскрывая основные уравнения, получаем
0^ = ф - sinyO;
coy = —sincp • cosyO+cos(p\g;
coz = cos<p • cosyO+sin<py.
Обращая полученную систему уравнений, получаем кинематические урав-
нения, связывающие угловые скорости, измеренные ДУСами, и производ-
ные углов ориентации КА.
Интегрируя эту систему при соответствующих значений начальных уг-
лов ориентации, можно получить текущее значения углов ориентации, а
подставив эти новые значения в выражение для матрицы ориентации, мож-
но уточнить её компоненты для текущего момента времени. Этот способ
расчета ориентации дает накопление вычислительных ошибок, так как из-
мерения проекций угловой скорости КА содержат существенную системати-
ческую и шумовую составляющие.
В настоящее время широкое распространение получили интегрирующие
датчики угловой скорости КА. В результате измерений такие приборы выда-
ют информацию, пропорциональную углам изменения ориентации вокруг
осей чувствительности ДУСов. За счет внутреннего интегрирования суще-
ственно изменяется шумовая составляющая выходной информации, а систе-
матическая составляющая — «уход нулевого сигнала» — является стабильной
величиной на определенном интервале времени.
При использовании интегрирующих ДУСов, оси чувствительности кото-
рых параллельны осям ССК КА, более точное решение для матрицы ориен-
тации можно получить путем интегрирования уравнения Пуассона:
А = й)А0;
1079
0 “z -®y
- coz 0 cox
% -cox 0
где A — матрица ориентации твердого тела; со — проекции вектора угловой
скорости.
Известна начальная матрица ориентации осей КА относительно осей инер-
циальной системы координат Aq, и необходимо определить изменение по
времени элементов текущей матрицы ориентации А.
При достаточно малых углах поворота между опросами ДУСов можно
считать, что приращения углов ориентации равно произведению соответству-
ющих проекций угловой скорости на длительность такта между соседними
опросами информации бортовой вычислительной системы (БВС)
Ду ~ °\ТБВС ’ Ду ~ С0УТБВС ’ ~ C0ZTBBC ’
тогда матрица А по отношению к матрице Ао определяется тремя поворо-
тами:
1 АО О
Адй=-ДО 1 О
О 0 1
о
Ад<р
о
Дур
Ад<|/
—Д\|/
о
1
1 о о
Д<р
1
Матрица суммарного поворота Ар определяется произведением трех мат-
риц:
Ар = Ад^Ад^Ад^.
Матрица текущей ориентации определяется соотношением
А = Ар-А0,
1080
где элементы матрицы текущей ориентации А записываются следующим
образом:
ai 1 = a?i + д^а21 ” дУаз1;
а12 = а?2 + Д^а22 - ДФа32 ’
ai3=a?3 + AM3-AVa3P3;
а21 = а21 - Д^ап + A<Pa3i;
а22 = а22 ” Д^аР2 + А<Раз2!
а23 ~ а23 ” Д^аР3 + ДФазЗ’
a3i =a3i +AVan -АфаРр
а32 = а32 + ДФа12 - ДФа22 ’
аЗЗ=аЗЗ+ДУа12-Д<Ра23-
Если же на КА используются чисто датчики угловой скорости, то произ-
водные от каждого элемента матрицы ориентации определяются уравнения-
ми вида
аи =coza21 -сОуИ31 а21 = ” WZai 1 + С0Ха31 а31 =C0Yail -0)Ха21
а12 = mza22 “ COYa32 а22 = -(0Zai2 + °\а32 а32 = С0Уа12 - °\a22
а13 = COZa23 “ °\а33 а23 = -C0Zai3 + ^Х^З а33 = C0Yai3 “ (ОХа23
Интегрируя полученную систему, можно, как и в первом случае, опреде-
лять текущие параметры матрицы ориентации осей КА относительно осей
ИСК.
Рассмотренные способы определения ориентации КА имеют ряд недостат-
ков.
В первом способе происходит «вырождение» системы кинематических
уравнений при угле у ~ 90° , а второй способ предполагает интегрирование
девяти дифференциальных уравнений и представляется слишком громоздким.
1081
Кроме того, необходимо нормировать матрицу так, чтобы её определитель был
равен единице, и проверять её на ортогональность.
В связи с этими обстоятельствами для расчета ориентации КА широко
используются параметры Родрига—Гамильтона или кватернионы.
В инерциальной системе координат XYZ задается единичный вектор с
координатами (ех еу ez) , вокруг которого производится разворот на угол 0
и необходимо найти матрицу ориентации осей КА после окончания разворо-
та.
Используя необходимые соотношения, можно показать [3], что в указан-
ных параметрах (0,ex,eY,ez), матрица перехода из инерциальной системы
координат к связанной имеет вид:
cos0+e^(l-cos0) exeY(l-cos0) + ezsin0 exez(l -cos0)-eYsin0
exeY (1 “ cos^) “ ezsin0 cos0 + e^ (1 - cos 0) eYez(1 - cos0) + eYsin0
exez(l_ cos0) + eYsin0 eYez(l - cos0) - exsin0 cos0 + e^(l - cos0)
Если ввести обозначения:
Po = cos -; P] = exsin -; P2 = eysin -; P3 = ezcos - — параметры кватерни-
она, то матрица перехода от инерциальной системы координат к связанной
будет иметь следующий вид:
2P2+2Pf-l
2Р]Р2-2Р0Рз
2Р,Рз + 2Р0Р2
2Р1Р2 + 2Р0Р3
2Р^+2Р2-1
2Р2Рз-2Р0Р.
2Р1Р3-2РоР2
2Р2Рз + 2Р0Р!
2Р2 + 2Р2-1
Связь между параметрами кватерниона и матрицей следующая:
а11 +а22 +а23 =4Pq -1;
а23 -а32 = 4Р()Р1 ’
а31 ” а32 =4Р0Р2’
а12 -а21 =4Р0Р3.
Отсюда можно получить связь между параметрами кватерниона и изме-
ренным вектором угловой скорости (cox,coy,coz):
Ро = — (-°\Pi “ “ ^г^з)’
1082
P1 = + C0ZP2 -соуРз)’
p2= 2(<dypo -cozpi +%P3);
P3 = 2ад + ^YP1 _(0XP2)-
Интегрируя приведенную систему, можно получить в каждой момент
времени кватернион ориентации осей КА относительно инерциальной сис-
темы координат.
В качестве начального кватерниона для интегрирования обычно исполь-
зуется кватернион, рассчитанный по информации звездных приборов.
Также следует отметить, что современные интегрирующие ДУСы опреде-
ляют не угловые скорости КА (cox,coy,coz), а приращения углов ориентации
Дфх «сохтБВС, Дфу ~ соутБВС, Дфг « coztbbc и тогда вышеприведенные форму-
лы определяют приращения кватернионов (ДР0,ДР15ДР2,ДР3). Тогда полу-
чение текущего кватерниона ориентации определяется соотношениями:
P0j =Р0м +АР0’
Pj = Pj +ДРр
i 4-1 1
P2j = P2j_j +ЛР2’
P3j =P3il +ЛР3’
где i — такт обмена цифрового вычислительного комплекса и БИБ.
Кватернион обладает таким свойством, что норма кватерниона
Ро + р2 + Р^ + pj = 1. При численном интегрировании за счет вычислительных
ошибок может оказаться, что норма Р не равна 1, тогда применяется опера-
ция нормирования кватерниона. В счисленные значения вводится коэффи-
циент поправки 5, который рассчитывается по соотношению
8 = 1 + 1~Ро + Р‘ +Р2 + Рз р =р -8,
2 ’ Ki Ki
где к = 0, 1, 2, 3.
1083
Метод интегрирования выбирается в зависимости от точностных требо-
ваний, предъявляемых к ориентации КА.
Так, для расчета ориентации КА «Луна-Ресурс» может быть использован
метод, изложенный выше. А для более высокоточных КА типа «Спектр-Р»,
«Спектр-УФ» могут быть использованы методы интегрирования более высо-
кого порядка, например, модифицированный метод Эйлера 2-го порядка с
коррекцией нормы кватерниона.
Для использования в алгоритмах управления компоненты измеренной
угловой скорости могут быть получены по формулам
®хп
Дфх Дфу Дф2
, COv = , С07 =
т---------------------------УП Т-Т
LBBC LBBC LBBC
Так как при измерении приращений угла вокруг осей чувствительности
ГИВУС присутствует шумовая составляющая, то в алгоритме оценки угло-
вой скорости должна быть реализована процедура сглаживания компонент
вектора угловой скорости. Простейший алгоритм сглаживания может исполь-
зовать, например, среднее значение из нескольких тактов измерений на сколь-
зящем интервале заданной продолжительности.
Использование кватернионов в задаче управления ориентацией. Пусть задан
кватернион требуемой ориентации КА Q = (q0, q1? q2’^з)’ определяющий
заданное положение осей КА относительно инерциального пространства.
Предполагается, что на борту КА известен кватернион текущей ориентации
Р=(Ро,РрР2,Р3).
Кватернион рассогласования, определяющий разворот КА из текущего к
новому положению R = (r0,r15r2,r3), рассчитывается как кватернионное про-
изведение R = Р о Q, где сопряженный кватернион р формируется следую-
щим образом:
р = (ро>-Рр-Р2>-Рз)> если Ро >0’
Р = (-Р0’РрР2’Рз)’если Ро<О-
В результате кватернионного произведения кватернион рассогласования
имеет вид:
го = РоЧо + P1Q1 +P2Q2 +P3Q3’
г^РоЧ^Чо-РгЧз + Рз^
г2 = Ро^2 - Рг^О + Р1 “ Рз^1 ’
г3 = P0Q3 "Рз^О “Р^г + Р?^!•
1084
Векторная часть кватерниона R характеризует угловые отклонения осей
КА от программной ориентации (A(px,A(py,A(pz). Если считать углы отклоне-
ния текущей ориентации от заданной достаточно малыми и пренебречь три-
гонометрическими зависимостями, то в качестве отклонений в соответству-
ющих каналах управления угловым движением для выработки управляющих
воздействий на исполнительные органы можно считать, что
А<Р]=-2г0гр
где] = х, у, z; i = 1, 2, 3.
Рассчитанные таким способом отклонения подаются на вход алгоритма
стабилизации КА, который с помощью двигателей-маховиков или реактив-
ных двигателей производит их отработку.
Использование на практике методов расчета ориентации можно проиллю-
стрировать следующим примером.
Для разворота КА находим требуемый кватернион ориентации РТР как
произведение кватернионов элементарных поворотов Ртр = Ре о о 5 за-
тем определяем кватернион рассогласования R = Р о Ртр, который и отраба-
тывается алгоритмом управления исполнительными органами.
Счисление вектора кажущейся скорости при неподвижно закрепленных на
корпусе КА интегрирующих акселерометрах. Для реализации активных участ-
ков полета на корпусе КА устанавливаются акселерометры, измеряющие
приращение вектора кажущейся скорости по направлениям связанных осей
КА. Измерения акселерометров используются на борту КА для определения
момента выключения двигателя (двигателей), который обеспечивает набор или
торможение вектора скорости КА на участках проведения коррекций траек-
тории и посадки КА на поверхность планет.
Для реализации расчета вектора кажущейся скорости предлагается следу-
ющая процедура. Вектор приращения кажущейся скорости, измеряемый в
связанных осях за такт опроса акселерометров AWj = (AWX ,AWY ,AWZ ),
необходимо перевести в инерциальную систему координат с помощью мат-
рицы, которая рассчитывается по кватерниону ориентации.
Основное соотношение:
AWV
•и
= АТ
awYi
AWZ]
1085
где AWX^, AW^, AWZ^ — приращение вектора скорости в инерциальной
системе координат;
AWV , AWV , AWV — приращение вектора скорости в связанной системе
Аг Yi zi
координат;
Ат — матрица перехода из связанных осей в инерциальные.
Для определения набранного вектора характеристической скорости рас-
считанные значения ускорений интегрируются и определяется набранный
вектор характеристической скорости в ИСК:
wx
Аи,
= wx
АИ;
+ AWY ;
Аи
wY
YHj
= wY
YHi
+ AWy ;
Yn
wz
zHi
= wz
zHj
+ AW7 ;
ZH
W»-7WX„+4+WZh-
По набору требуемого значения характеристической скорости Wo двига-
тель (двигатели) коррекции выключаются.
Программная ориентация на участке работы двигателя может быть посто-
янной или переменной, в виде программного склонения с постоянной угло-
вой скоростью. Если значение характеристической скорости должно вычис-
ляться как интеграл от проекций ускорения на направление требуемой ори-
ентации оси ОХ КА, то процедура её счисления должна соответствовать
выражению
AWXi = AWXHaTP + AWYHaTP + AW^a™;
WY =WY + AW .
xh ч-i *i
В тот момент, когда выполняется неравенство Wx > WTP, двигатель (дви-
гатели) выключается, WTP — требуемое значение импульса скорости в мо-
мент выключения двигателя.
Информацию акселерометров также можно использовать для коррекции
ориентации КА на активном участке полета из-за отклонения тяги двигателя
от номинального положения, совпадающего с осью OXj КА.
За счет указанного отклонения при работе двигателя набираются проек-
ции вектора кажущейся скорости на оси OYj и OZj КА.
1086
Для компенсации отклонения определяется перекос двигателя (двигате-
лей) относительно осей OYj и OZp
W7 Wv
Аф5У =-----Ч АфДу =---Ч
1 wx/ 1 wx,
где Wx ,WY ,WZ — вектор кажущейся скорости в связанных осях КА.
Рассчитанные значения поправок вводятся в алгоритм стабилизации для
компенсации угловых отклонений тяги двигателя относительно осей КА.
Таким образом, минимизируется ошибка отработки импульса в поперечной
плоскости.
Астрокоррекция ориентации, счисляемой по информации ДУСов. За счет
«уходов» нулевого сигнала и масштабного коэффициента ДУС рассчитанная
ориентация КА имеет тенденцию к накоплению ошибок в знании ориента-
ции КА, которые со временем могут стать недопустимыми.
В связи с этим необходимо периодически проводить астрокоррекцию ги-
роинерциальных средств и определять «уходы» ДУС по информации звезд-
ных датчиков.
Астрокоррекция решает следующие задачи:
• уточняет ориентацию КА;
• определяет параметры «уходов» ДУС, которые затем используются в ка-
честве компенсационных сигналов в измерениях ДУС при расчете ориен-
тации.
Может быть продолжен следующий алгоритм коррекции ориентации и
компенсации «уходов». Пусть:
Р — кватернион ориентации, рассчитанный по измерениям ДУС;
Q — кватернион ориентации, рассчитанный по измерениям звездных дат-
чиков.
Определяются угловые отклонения между оптическим кватернионом по
информации ДУС и рассчитывается время между коррекциями ориентации:
R = PoQ; ДФхуг=-2гогр i = l,2,3;
^КОР = ^КОР + ХБВС’
где тБВС — такт работы БВС.
Если рассогласование |A<Pj| А<Рпор’ то обнуляется время коррекции «ухо-
дов» измерительных каналов ДУС Ткор = 0; если рассогласование меньше
порогового значения, то время ТКОР не обнуляется.
1087
Для подавления флюктуационной составляющей ошибки измерений вво-
дится фильтр для «невязки»:
* N-l 1 А
дФф=-^дФф+^дФ-
Так же вычисляется среднее значение «невязки»:
N.-l 1
дФср = к дФср + N дФф’
где N, Nj — интервалы осреднения.
В том случае, если значение Л(рф превышает величину порога, произво-
дится коррекция ориентации. Для коррекции ориентации вычисляются ко-
эффициенты достоверности данного измерения. Коэффициент достовернос-
ти предназначен для исключения из обработки измерения, резко отличаю-
щегося от общего фона:
К Афер
Ф Дф^р+Дфф’
дФкор = дФф ’ Кф-
Также после коррекции изменяются параметры фильтра
Афф = Афф — Афкор*
Если выполняется неравенство Ткор > Тпор, то помимо коррекции ориен-
Афкор
тации необходимо изменять «уходы» ДУСов по соотношению фух = .
АПОР
Время между коррекциями обнуляется: Ткор = 0.
Оценка «нулевого» сигнала акселерометров. Для оценки «нулевого» сигна-
ла акселерометров можно предложить следующий алгоритм.
За время ~ 10... 15 мин до начала отработки требуемого импульса скорости
включаются акселерометры и производится интегрирование их показаний:
wy=wy+awy,
ЛА Л
wy = wy+awy,
WZ = WZ+AWZ’
1088
где WX,WY,WZ — вектор кажущейся скорости в связанных осях КА;
AWx,AWy,AWz — измеренные акселерометрами приращение вектора
кажущейся скорости.
Затем накопленные сигналы фильтруются (в качестве фильтра может ис-
пользоваться фильтр 2-го порядка с постоянной времени Тф ~ 5...8 с и коэф-
фициентом демпфирования £, ~ 0.6...0.7 с), и из них вычитаются прираще-
ния скоростей за счет включения/выключения двигателей стабилизации
(AWxy, AW^y, AWfy),
дууДУ = GiTbBCPi
j Gka ’
где] = x,y,z; i = 1,N;
I — номера двигателей, создающих тягу в направлении соответствующей
оси;
о, — сигналы включения/выключения двигателей (^ = 1 — включение,
о, = 0 — выключение;
тьвс — такт работы БВС;
Р — тяга соответствующего двигателя.
Оценка «нулевого» сигнала акселерометров рассчитывается по соотноше-
ниям:
WWW
wo=21x; W^22±; wo=-^,
X т ’ Y 'Т' ’ Z т ’
AH AH *H
где TH — время наблюдения.
Рассчитанные значения корректируют вектор кажущейся скорости при
отработке заданного импульса скорости.
Определение погрешностей масштабных коэффициентов ДУС и перекосов осей
ДУС и звездных приборов. С помощью звездных датчиков можно определить
погрешности масштабных коэффициентов ДУС и перекосы осей чувствитель-
ности ДУС и звездных приборов.
Для определения указанных параметров можно использовать следующую
процедуру.
КА находится в режиме инерциальной ориентации, по информации звез-
дного прибора определяется начальный кватернион ориентации КА (Pg),
затем проводятся последовательные развороты КА вокруг осей ОХ — 0Y —
0Z.
1089
В процессе разворота производится счисление кватерниона ориентации по
информации ДУС, в качестве начального кватерниона используется кватер-
нион (Pg).
На момент окончания разворота фиксируются кватернионы по информа-
ции оптики (Р£) и по информации ДУС (₽£).
Далее определяются величины углов разворота относительно осей OX, OY,
OZ по информации оптики и ДУС:
RA = РА ° РА, RA = РА о ₽Д,
U lx U 1\
<рА = -2rAi;A, <рД = -2^, i = x,y,z
и определяются «невязки» между величинами разворотов по оптике и ДУС:
A<Pi =фА-<рД
По «невязкам» определяется масштабный коэффициент относительно оси
разворота и перекосы систем координат относительно двух других осей:
К*.^;
<Рр 4>р <Рр
где ФР — величина разворота, рассчитанного по информации ДУС.
4.1.3. Проектирование контуров управления с различными
исполнительными органами
Управление угловым движением с использованием реактивных двигателей ста-
билизации. Для поддержания ориентации связанных осей КА в заданном
положении инерциального пространства применяют реактивные двигатели
малой тяги. Эти двигатели могут быть:
• жидкостными двухкомпонентными,
• однокомпонентными,
• газореактивными.
В практике проектирования КА НПО им. С.А.Лавочкина используются все
три типа двигателей стабилизации (ДС).
В качестве примера в таблицах 4.1.4 и 4.1.5 представлены характеристики
двухкомпонентных двигателей, используемых на КА «Фобос-Грунт» и «Луна-
Ресурс».
В качестве другого примера в таблице 4.1.6 представлены характеристики
однокомпонентных двигателей, работающих на продуктах разложения гид-
разина и используемых на КА серии «Спектр».
1090
Таблица 4.1.4. Характеристики двухкомпонентных двигателей
Наименование параметра Значение параметра для ДС типа
11Д458Ф 11Д457Ф 17Д58ЭФ
1. Номинальная тяга в непрерывном режиме, Н (кгс) 382,4±10% (39±10%) 53.9±6,5% (5.5±6,5%) 12.45±10% (1.27±10%)
2. Удельный импульс тяги в непрерывном режиме, не менее, с 306 290 260
3. Импульс последействия в непрерывном режиме, кгс с 0.96 0.25 0.32
4. Минимальная длительность включения, с 0.05 0.03 0.03
5. Максимальная длительность непрерывного включения, с 2000 2000 10 000
6. Максимальная частота включений, Гц 8 8 8
7. Ресурс по числу включений 10 000 100 000 100 000
8. Ресурс по топливу через двигатель, кг 350 100 100
9. Время выхода на режим 10 % установившейся тяги, с 0.035 0.035 0.02
10. Время выхода на режим 90 % установившейся тяги, с 0.055 0.055 0.03
11. Время спада до 10 % установившейся тяги от момента снятия сигнала, с 0.065 0.065 0.065
Примечание. Зависимость удельного импульса двигателей в функции длительности
включенного состояния представлена в таблице 4.1.5
Таблица 4.1.5. Зависимость удельного импульса от длительности включенного
состояния
Длительность, с 0.05 0.1 0.2 0.5 1.0 2.0 4.0 >4.0
^УД11Д458Ф> С 195 260 273 286 295 300 306 306
*^УД11Д457Ф> С 146 187 229 259 272 280 290 290
•^УД17Д58ЭФ> С 135 165 200 220 230 245 260 260
Характеристики газореактивных двигателей стабилизации, работающих на
сжатом азоте, представлены в таблице 4.1.7.
Схема расположения ДС на КА. При управлении угловым движением ДС
должны создавать управляющий момент за счет одновременного включения
пары двигателей, вектор тяги которых проходит на фиксированном рассто-
янии от центра масс. Для управления движением вокруг трех связанных осей
1091
Таблица 4.1.6. Характеристики однокомпонентных двигателей стабилизации
Наименование параметра Двигатели
ТК500М К50-10.1
1. Тяга двигателя во всем диапазоне эксплуатационных условий, Н (кГс) 4.7±0.7 (0.48±0.071) 0.46±0.09 (0.0469±0.0092)
2. Удельный импульс тяги, с: 2.1. в непрерывном режиме (твкл > 4с) 2.2. в импульсном режиме (0.1 < твкл < 4с) 220 170-210 215 170-210
3. Время достижения 10% установившейся тяги, с 0.08 0.08
4. Время достижения 70% установившейся тяги, с 0.15 -
5. Время достижения 90% установившейся тяги, с - 0.3
6. Время спада до ~ 10 % от установившегося значения, с 0.3 0.7
7. Рабочий ресурс по числу включений 20-103 130-103
8. Максимальная длительность включения, с, 1800 10800
9. Минимальная длительность включения, с 0.1 0.1
10. Ресурс двигателя по топливу, кг 150 50
Таблица 4.1.7. Характеристики газореактивных двигателей
Характеристика РДМТ08
1. Тяга двигателя во всем диапазоне эксплуатационных условий, Н (кГс) 0.78±0.09 (0.08±0.0092)
2. Удельный импульс тяги, с 70
3. Максимальная длительность включения, с 100
4. Минимальная длительность включения, с 0,05
5. Рабочий ресурс по числу включений 80000
необходимо располагать тремя парами ДС, создающими положительные уп-
равляющие моменты вокруг соответствующих осей, и тремя парами ДС, со-
здающими отрицательные моменты. То есть общее число ДС должно состав-
лять 12. Схема расположения двигателей стабилизации (ДС) на КА представ-
лена на рисунке 4.1.3.
Создание управляющего момента осуществляется путем открытия элект-
ромагнитного клапана (ЭПК) соответствующего сопла. При открытии кла-
пана в камеру сгорания поступает топливо, которое воспламеняется и про-
дукты его сгорания устремляются в сопло, создавая тем самым тягу двигате-
1092
Центр масс КА
Вектор тяги
двигателя
Рисунок 4.1.3. Общая схема расположения реактивных ДС
ля Р. Закрытие клапана приводит к прекращению истечения продуктов сго-
рания. А так как вектор тяги не проходит через центр масс, то тем самым на
КА действует управляющий момент Му = P L и сила Р. При включении двух
двигателей с противоположным направлением их тяги на КА действует пара
сил с управляющим моментом Му = 2 P L и практически нулевой вектор силы.
Такую схему расположения ДС называют «моментной».
Естественно, отсутствие результирующей силы при работе двигателей ста-
билизации не искажает траекторию КА, но достаточно малая тяга одного ДС
вызывает незначительные искажения траектории, и поэтому для снижения
массы конструкции КА, в том числе и для КА научного назначения, зачас-
тую в каналах управления углами тангажа и рыскания используют только по
два ДС, один из которых создает положительный управляющий момент, а
другой — отрицательный. При этом вектор тяги этих двигателей располага-
ют параллельно продольной оси ОХ КА. Такую схему ДС называют «сило-
вой», количество двигателей в ней составляет восемь. Использовать «сило-
вую» схему в канале вращения (в канале управления вокруг оси ОХ) нецеле-
сообразно. Дело в том, что по мере расхода топлива двигательной установки
изменяется положение центра масс вдоль оси ОХ КА и включение ДС по «си-
ловой» схеме в канале X приводит к появлению возмущающего момента в по-
перечных каналах управления.
После подачи напряжения на ЭПК (точка 0, рисунок 4.1.4) — включение
ДС — протекает целый ряд процессов, а именно происходит:
• нарастание тока в электромагнитном клапане (Tj);
• перемещение дросселя клапана, открывающее поступление топлива в дви-
гатель (т2);
• заполнение полостей камеры сгорания (т3);
1093
Рисунок 4.1.4. Диаграмма изменения тяги ДС в функции времени
• воспламенение топлива (т4);
• истечение продуктов сгорания через сопло ДС (т5);
• выход ДС на режим установившейся (или 90% номинальной) тяги (т6).
При снятии напряжения (т7) — выключении ДС — происходит:
• снижение тока в клапане (т8);
• перемещение дросселя клапана, перекрывающего доступ топлива в маги-
страль (т9);
• прекращение горения топлива (т10);
• выброс остатков топлива и продуктов сгорания через сопло ДС (ти).
Интеграл тяги по времени от подачи команды на включение ДС до дос-
тижения номинальной или 90% от номинальной тяги называют импульсом
выхода ДС на режим, а интеграл тяги от момента выдачи команды на вык-
лючение ДС — импульсом последействия. При очень коротких длительнос-
тях включенного состояния тяга ДС может и не достигать установившегося
значения.
Математическая модель ДС. При проведении моделирования углового
движения было отмечено, что при малых длительностях включенного состо-
яния ДС форма изменения тяги практически не сказывается на характерис-
тиках углового движения. Учитывая, что интервал времени от выдачи команды
на включение до выхода тяги ДС на режим номинальной тяги и от выдачи
команды на выключение ДС до спада его тяги до 10% от номинальной тяги
составляет величину порядка 0.03...0.07 с, можно заменить полную диаграм-
му тяги некоторым эквивалентным импульсом тяги. При этом рассматрива-
ют тягу ДС в виде прямоугольника (представленного на рисунке 4.1.4 пунк-
тирными линиями) с уровнем номинальной тяги, длительностью импульса,
равной длительности между командами на выключение и включение ДС ть ,
и длительностью запаздывания от команды включения до появления тяги твк ,
и длительностью запаздывания от команды на выключение ДС до спада тяги
до 10% от уровня минимальной тяги твык . Как правило, длительности запаз-
1094
дывания на включение и выключение ДС равны, поэтому в расчетах прини-
мается твк = твык = т. Длительность импульса тяги принимают равной интер-
валу времени от выдачи команды на включение до команды на выключение
ДС. В некоторых типах ДС отмечается зависимость импульса тяги ДС от
соотношения между длительностью включения ДС ть и длительностью па-
узы между соседними импульсами ДС тр. Исходя из результатов экспери-
ментальных «прожигов» ДС, в математическую модель ДС следует ввести
коэффициент заполнения импульса к(тр ,т ) такой, чтобы интеграл от ре-
альной зависимости тяги ДС от времени был равен импульсу номинальной
тяги с учетом этого коэффициента:
[ Pdt = т. Pnnm к к , т Y
J b nom \ b ’ р /
В простейшем случае дифференциальные уравнения движения КА вокруг
одной из осей можно записать в виде
ф = со;
Здесь (о — проекция угловой скорости КА на рассматриваемую связанную
ось; <р — угол поворота КА; J — момент инерции КА; — сумма всех
моментов, действующих на КА вокруг рассматриваемой связанной оси.
Если предположить, что на КА не действуют возмущающие моменты, то
при отключенных ДС У, Mj = 0, откуда
«=со0; <р = <р0 +o)0t.
Если включена одна из пар ДС, то
о)0 ± ау; <р = <р0 + co0t ± 0.5ауt2,
где управляющее ускорение ау = 2PL/J — для моментной схемы ДС или
ау = PL/J — для «силовой». Здесь размерность управляющего углового уско-
рения [радиан/с2], размерность силы тяги [N],
Исключив из уравнения для угловой скорости время, получаем
<р = <Ро +
(О2 ±0^
1095
Знак при угловом ускорении соответствует знаку момента от включаемых
двигателей.
С помощью последнего уравнения очень удобно анализировать движение
КА на фазовой плоскости в координатах угол — угловая скорость. Фазовые
траектории при выключенных ДС имеют вид прямых, а при включенном ДС
— вид отрезков парабол (рисунок 4.1.5).
Рисунок 4.1.5. Примеры фазовых траекторий
Алгоритмы управления. Рассмотрим простейшие алгоритмы стабилизации
АКА. Контур управления, как и в любой системе автоматического управле-
ния, должен содержать:
• приборы, измеряющие отклонение по углу,
• преобразующие элементы (алгоритм управления и преобразователи мощ-
ности),
• исполнительные органы,
• объект управления.
Структурная схема системы угловой стабилизации КА представлена на
рисунке 4.1.6.
Рисунок 4.1.6. Блок-схема контура управления на ДС
1096
Релейный алгоритм по углу и угловой скорости. Использование релейного
алгоритма по углу, при котором включение двигателей стабилизации произ-
водится при превышении углом рассогласования некоторой зоны нечувстви-
тельности, при наличии в контуре управления малейшего запаздывания при-
водит к неустойчивости системы. Поэтому для обеспечения устойчивости
контура управления алгоритмы управления используют, помимо угла рассог-
ласования, сигнал о скорости изменения этого угла, т.е. угловую скорость КА.
Включение двигателя стабилизации отрицательной полярности произво-
дится при одновременном выполнении условий: ф>фзн и со>-созн, а вклю-
чение двигателя стабилизации положительной полярности — по условию
Ф < -фзн и со< созн , где созн — так называемая зона нечувствительности по уг-
ловой скорости. Ограничения на фазовой плоскости в этом случае соответ-
ствуют представленным на рисунке 4.1.7.
Линии переключения будут выглядеть уже по-другому. Благодаря их виду
быстро устанавливается так называемый предельный цикл, когда после не-
которого переходного процесса происходит фактическое повторение одного
и того же процесса.
Параметры предельного цикла:
• управляющее ускорение для «силовой» и «моментной» схемы расположе-
ния ДС ау = (1...2)PL/J;
• скорость в предельном цикле % = созн + тау ;
1097
• длительность работы двигателей в цикле dt = 2— = 2—+ 2т;
• период цикла Т = 4 ^зн + ЮцТ + 2dt = 4 ^зн + 2 + 4т;
©и Чн+тау ау
dG Р
• секундный расход топлива т = 2 ;
dt руд
• расход топлива в цикле dG = 4dt • 2 ;
*уд
• максимальное отклонение по углу <ртах =<рзн + 0.5сОц /ау + соцт.
Если известна длительность существования КА в этом режиме стабилиза-
ции, то расход топлива на поддержание стабилизации в течение времени ТЕ
Т
равен GT = z dG.
Тц
К недостаткам этого метода можно отнести то, что величина угловой ско-
рости в цикле достаточно велика. Она определяется величиной зоны нечув-
ствительности по угловой скорости плюс угловое ускорение, умноженное на
половину времени запаздывания. В свою очередь, зона нечувствительности
по угловой скорости в любой момент времени должна быть большей, чем
минимальная чувствительность плюс уровень шума ДУС, иначе можно по-
лучить неустойчивый переходный процесс угловой стабилизации. Ну, а боль-
шая скорость в цикле приводит к повышенному расходу топлива.
Релейный пропорционально-дифференциальный алгоритм управления. При
использовании пропорционально-дифференциального (ПД) алгоритма управ-
ления управляющий сигнал на входе релейного усилителя формируется в виде
суммы:
о = Кф(р + Кюсо или о = Кф(ф + Тсо).
Для простоты положим Кф = 1.
В момент выдачи команды на включение ф = озн , т.е. озн =ф + Тсо.
За счет запаздывания ДС линия переключения (включения) может быть
записана в виде
Фвк = °зн - ТЧк + ™вк = °зн “ “вк (Т “ Т)-
1098
Таким образом, мы получили уравнение реальной линии включения.
Точно так же поступаем и с уравнением линии выключения:
Фвык = °зн - Т<°2 + ™2 - °-5х2ау ’ ®вык = " тау •
После подстановки со2 = <оВЬ1К + тау получаем уравнение линии выключе-
ния:
Фвык = °зн - Т(®вык + тау ) + Х(Ювык + тау ) - °-5х2ау =
= °зн - ®вык (Т - Т) + тТау + °-5х2ау •
Фазовая траектория при использовании ПД-алгоритма управления пред-
ставлена на рисунке 4.1.8.
Рисунок 4.1.8. Фазовая траектория при использовании ПД-алгоритма
Отсюда видно, что фазовая траектория сворачивается к предельному цик-
лу. Условие существования предельного цикла:
со = -со = со и ср = ср
ВК ВЫ К Ц YBK ' вык5
откуда
°зн - (Т - х) = °ЗН + % (Т - Т) + хТау + °-5т2ау
1099
или
соц =0.5 (Т-0.5т)/(Т-т)аут.
Настройку алгоритма управления Т, как правило, принимают в диапазо-
не Т = 2... 10 с, откуда Т »т, и поэтому соц ==0.5аут. То есть угловая ско-
рость в предельном цикле определяется угловым ускорением от ДС и их за-
паздыванием.
В соответствии с последним выражением период предельного цикла ав-
токолебаний записывается в следующем виде:
Тц = 4озн/(0.5аут) + 2т = 8озн/(аут).
Отсюда расход рабочего тела на поддержание предельного цикла в тече-
Т
ние заданного времени Тх составит GT = 1 dG .
ТП
Работа ПД алгоритма с учетом возмущающих моментов. Если на КА дей-
ствует возмущающий момент Мв, то на участках фазовой траектории, где
двигатели стабилизации не включены, на КА будет действовать угловое ус-
корение ав = M^J.
В качестве возмущающих моментов Мв на КА могут воздействовать гра-
витационные моменты, моменты светового давления. При работе маршево-
го двигателя (МД) возмущающий момент равен произведению тяги МД Рмд
на величину линейного отклонения вектора тяги МД от центра масс:
Мв = Р -е.
в мд
Рассмотрим рисунок 4.1.9 для процесса угловой стабилизации примени-
тельно к пропорционально-дифференциальному релейному закону управле-
ния.
Рисунок 4.1.9. Фазовая траектория при действии возмущающего момента
1100
Фазовая траектория при отключенных ДС при наличии положительного
возмущающего момента будет соответствовать параболе
Линия включения (точка 3) описывается соотношением
Ф = озн -(Т-т)со2 + 0.5т2ав, со3 = со2 +тав
или
<Р = °зн - (т - х)(<°2 + тав) + 0.5т2ав.
После включения ДС (точка 3) угловое ускорение КА будет равно
ат=ау-ав-
Условие выключения тяги двигателей стабилизации:
Ф = °зн - (Т -Х)<°3 - °-5х2 (ау - ав )’ ®4 = -<°3 - т(ау - aB)
или
Ф = азн-(Т-'Г)(-°>3-'Г(ау-ав))
0.5т2(ау-ав).
Фазовая траектория, как следует из рисунка 4.1.9, сворачивается к одно-
стороннему предельному циклу, когда происходит периодическое включение
— выключение ДС одной полярности, противоположной возмущающему
моменту.
Условие существования предельного цикла
со =—со
вк вы к
И ср = ср
ТВК • вык5
откуда
°зн - (Т - Т)(“ц + тав ) + °-5х2ав = °зн - (Т - Х)(-<°ц - Т(ау - ав )) - 0 5x2 (ау - ав )
ИЛИ
%
1(Т-0.5т)
2 (Т-т) у ’
1101
Так как Т »т, то <о = -т
ц 2
в). Отсюда длительность работы двига-
2(о
телей в цикле dt =
а -а
у в
т. Тогда период предельного цикла будет равен
Ти=т + 2““=т
aB
у
ау
Таким образом, период предельного цикла определяется отношением уп-
равляющего ускорения (момента) к возмущающему и запаздыванием ДС. При
ау»авТц='С
ау
ав
Соответственно, расход топлива за время функционирования ТЕ равен
Т Ра
GT = zdG = 2Ty в.
т Т Р а
Ц УД У
Если в формулу подставить соотношения для величины ускорения, то
G -Т
°т-^р L*
уд
Таким образом, за счет действия возмущающего момента расход топлива
на поддержание стабилизации КА пропорционален импульсу возмущающе-
го момента и обратно пропорционален удельному импульсу и плечу установки
двигателей стабилизации. Кроме того, из рисунка 4.1.9 следует, что среднее
значение отклонения по углу смещается в сторону зоны нечувствительности.
При значениях возмущающего момента порядка 50% от управляющего мо-
мента среднее значение угла отклонения становится равным зоне нечувстви-
тельности
В соответствии с рисунком 4.1.9 рассмотрен случай, когда фазовая траек-
тория под действием возмущающего момента возвращается на линию вклю-
чения только что отработавшего ДС. Если величина возмущающего момента
достаточно мала, так, что после срабатывания ДС одной полярности фазовая
траектория пересекает линию включения ДС другой полярности, то хотя бы
на минимальное время, равное запаздыванию, происходит включение дви-
гателя этой полярности. Вполне естественно, что расход топлива ДС возра-
стет по сравнению с ранее представленными формулами, так как в цикле
автоколебаний один из двигателей должен работать в течение длительности
1102
запаздывания, а ДС другой полярности — в течение большей длительности.
Поэтому при расчете запаса топлива ДС принимают некоторый коэффици-
ент запаса, составляющий порядка 1.5 к расчету расхода в предельном цикле.
Для большей определенности динамики процесса длительной стабилиза-
ции КА на ДС можно использовать адаптивные алгоритмы управления, ког-
да длительность включения ДС ставится в зависимость от степени прибли-
жения фазовой траектории к линии включения ДС противоположной поляр-
ности.
Переориентация КА. Для изменения ориентации КА можно использовать
алгоритмы, предназначенные для стабилизации КА. Рассмотрим переориен-
тацию на примере пропорционально-дифференциального алгоритма управ-
ления.
Пусть начальное значение угла во много раз превышает зону нечувстви-
тельности. Тогда переходный процесс будет сопровождаться многократным
включением двигателей положительной и отрицательной полярности (траек-
тория 1 на рисунке 4.1.10).
Рисунок 4.1.10. Процесс переориентации КА
При этом первое выключение двигателей может произойти при значитель-
ной угловой скорости КА, которая может превышать диапазон измерения
датчиков угловой скорости. Поэтому в алгоритмах управления дополнитель-
но вводится ограничение по угловой скорости (траектория 2).
При определенных значениях угла и угловой скорости возможно появле-
ние так называемого скользящего процесса, когда многократно включается
и выключается двигатель одной полярности. Это приводит к высокой часто-
1103
те включений-выключений двигателя стабилизации. Определим условия воз-
никновения скользящего процесса и обратимся к рисунку 4.1.11.
Рисунок 4.1.11. Условие возникновения скользящего процесса
Рассмотрим три фазовые траектории, исходящие из одной точки на ли-
нии переключения. Очевидно, что скользящий процесс возникает на траек-
тории 3 с большим из рассматриваемых случаев управляющим угловым ус-
корением двигателя стабилизации. Граничной траекторией является траек-
тория 2, заканчивающаяся в точке достижения зоны нечувствительности по
углу с нулевой угловой скоростью, т. е. при равенстве соогр(Т-т) = 0.5——.
ау
Отсюда следует, что скользящий процесс возможен при ау >0.5соогр(Т-т).
Поэтому с целью предотвращения скользящего процесса в переходном
режиме переориентации в алгоритм управления вводится дополнительное
ограничение по угловой скорости %гр >2ау (Т-т).
При таком значении угловой скорости выключение двигателя стабилиза-
ции произойдет при знаке угловой скорости, противоположном угловой ско-
рости переориентации, и расход топлива ДС будет определяться длительно-
со
стью набора скорости переориентации и её снижения. То есть dt = 2 огр и
ау
Р G)
GT=2 огр
т Р а
УД У
1104
Работа ДС в режиме ВКИ. Изменение траектории полета КА осуществля-
ется за счет работы маршевого двигателя, который создает ускорение движе-
ния центра масс порядка 1...5 м/с2. Как правило, такие двигатели устанавли-
ваются на двухосном поворотном приводе или в двухкоординатном механизме
поперечного перемещения относительно корпуса КА. Технологически невоз-
можно установить двигатель так, чтобы вектор его тяги проходил через точ-
ку центра масс КА, поэтому маршевый двигатель является источником зна-
чительного возмущающего момента, который равен произведению тяги дви-
гателя коррекции Рк на расстояние е от вектора тяги до точки центра масс
(его называют ещё эксцентриситетом тяги) М = е Р .
Для уменьшения возмущающего момента величину эксцентриситета тяги
технологическими средствами стремятся снизить до минимально возможных
значений. Тем не менее, его величина для «сухого», не заправленного топли-
вом, КА может составлять 3 мм и более. По мере выгорания топлива из не-
скольких баков, расположенных в одной поперечной плоскости (что харак-
терно для космических аппаратов), за счет «разновыработки» топлива из ба-
ков его величина растет и может достигать максимальных значений — до
15...30 мм. Привод или механизм перемещения позволяют не только совме-
стить вектор тяги МД и центр масс, компенсируя возмущающий момент, но
и использовать тягу маршевого двигателя для создания управляющих момен-
тов и управления тем самым угловым движением КА.
Однако в практике НПО им. С.А. Лавочкина для создания импульсов
коррекции траектории использовались как сами двигатели стабилизации, так
и реактивные двигатели коррекции сравнительно небольшой тяги, создаю-
щие ускорение перемещения центра масс порядка 0.01...0.1 м/с2. При исполь-
зовании нерегулируемых двигателей коррекции на КА может действовать
постоянный возмущающий момент и работа ДС будет заключаться в компен-
сации этого момента. Управляющий момент ДС в каналах тангажа и рыска-
ния должен в £ = 1.5...2 раза превышать возмущающий момент. То есть тяга
ДС должна быть не менее Рдс> £ PKe/L. Если е= 0.075 м, £ = 2 и L = 1.5 м,
то тяга каждого из ДС должна составлять порядка 10% от тяги двигателя
коррекции и их импульс составит от 5 до 7% в общем импульсе коррекции.
Если же используется несколько двигателей коррекции, например четыре,
установленных на расстоянии / от центра масс, то может возникать допол-
нительный возмущающий момент от разности тяг двигателей стабилизации:
АМК = ДРк/>/2,
IX IX 7
где АРК — допуск на тягу ДК. С учетом этого дополнительного момента тяга
ДС должна быть не менее Рдс ^(4Рке + APKA/2)/L.
1105
Если £ = 2, £= 0.1 м, допуск на тягу ДК составляет 15%, ДК установлены
на расстоянии 0.3 м от центра масс, а ДС — на расстоянии 1.5 м, то тяга ДС
должна составлять порядка 22% от тяги каждого ДК, а их вклад — 11... 15%
от общего импульса коррекции.
В соответствии с разделом «Работа алгоритмов с учетом возмущающих
моментов» при £ = 2 будет иметь место симметричный предельный цикл со
средним значением угла отклонения, равным или близким зоне нечувстви-
тельности, а при £ = 1.5 среднее значение угла отклонения будет превышать
величину зоны нечувствительности. Таким образом, при использовании ПД-
алгоритма импульс скорости коррекции будет выдан с отклонением от задан-
ного направления. Как правило, для недопущения срабатывания ДС поло-
жительной и отрицательной полярности, приводящего к увеличению расхо-
да топлива на стабилизацию (с учетом упругих колебаний элементов конст-
рукции) зона нечувствительности не может быть менее 10... 15 угл.мин. По-
этому ошибка выдачи импульса скорости за счет эксцентриситета тяги не
может быть менее этой величины. Для снижения влияния эксцентриситета
тяги маршевых двигателей на точность выдачи импульса коррекции в ПД-
алгоритм управления угловым движением вводят либо сигнал, пропорцио-
нальный интегралу от отклонения по углу, либо, при наличии акселеромет-
ров в составе измерительных средств, сигнал, пропорциональный величине
боковой составляющей импульса скорости. За время длительности работы
двигателей коррекции, исключая длительность переходных процессов, дина-
мическая ошибка компенсируется практически полностью.
Использование двигателей стабилизации в качестве двигателей коррекции
предполагает их непрерывное включение на время длительности коррекции,
а управление угловым движением следует выполнять путем импульсного
отключения одного из ДС в канале тангажа или/и рыскания — по «обрат-
ной» логике. При таком способе управления допустим более существенный
эксцентриситет суммарной тяги ДС. Допустимое значение эксцентриситета
тяги каждого ДС должно быть не более е<0.25Ь(1Д-\/2ДРдС/РдС).
Если £ = 2, допуск на тягу ДС составляет 15%, a L = 1.5 м, то максималь-
ный эксцентриситет тяги ДС не должен превышать 0.18 м.
Аналитическое исследование процессов управления движением КА на
активных участках полета возможно только как исследование движения твер-
дого тела без учета перемещения жидкости в баках. Поэтому выбор настроек
алгоритмов управления проводят, как правило, в соответствии с материала-
ми раздела «Работа алгоритмов с учетом возмущающих моментов», а более
точный выбор их значений в условиях влияния колебаний жидкости осуще-
ствляется математическим моделированием полной системы уравнений с
проведением параметрической оптимизации.
1106
Влияние дискретности работы БВС. Выше были рассмотрены алгоритмы
управления для аналоговой системы стабилизации. Современные системы
управления используют бортовые цифровые вычислительные машины, ко-
торые, как правило, обрабатывают поступающую информацию на одном такте
работы, а выдают команду управления в начале следующего такта. В этом
случае выработка управляющих признаков на включение-выключение дви-
гателей по сравнению с аналоговой схемой управления может запаздывать
вплоть до одного такта работы БВС. А так как информация от измеритель-
ных средств накапливается до момента обмена с БВС, то появление тяги может
запаздывать как минимум на такт работы БВС, а в некоторых реализациях
вычислительного процесса — на два такта. То есть в ранее приводимых фор-
мулах в качестве предельно максимальной следует принимать величину за-
паздывания, равную сумме
Т = ^ТБВС +ТДУ’
где 1 < £ < 2.
Сам процесс угловой стабилизации КА в силу переменности суммарного
запаздывания становится квазиустановившимся с переменными уровнями
положительного и отрицательного значений угловой скорости КА. Дополни-
тельное запаздывание, естественно, приводит к уменьшению периода предель-
ного цикла и увеличению расхода топлива в отсутствие возмущающих момен-
тов. При действии возмущающих моментов увеличения расхода за счет пе-
ременности запаздывания практически не происходит. Просто увеличивает-
ся размах колебаний по угловой скорости при сохранении равенства импульса
возмущающих моментов и импульса управляющих моментов.
В свою очередь, использование БВС позволяет реализовать более слож-
ные алгоритмы управления, например, когда длительность включенного со-
стояния двигателей ставится в зависимость либо от отклонения КА по углу,
либо от положения точки процесса на фазовой плоскости, либо в управляю-
щий сигнал вводятся дополнительная информация, способствующая улучше-
нию быстродействия или точности.
Выбор тяги ДС и методика расчета расхода и запаса топлива ДС. Из прак-
тики проектирования известно, что ДС могут использоваться практически во
всех типовых операциях БКУ:
• после отделения от разгонного блока для «успокоения» КА, снижения
проекций угловой скорости КА до околонулевых значений;
• построение солнечной ориентации;
• стабилизация КА в режиме постоянной солнечной ориентации;
• переориентация КА;
• поддержание ориентации в дежурном режиме функционирования КА;
• стабилизация углового положения КА в режиме выдачи импульсов кор-
рекции.
1107
Для подготовки ДС к работе БКУ должна провести определенные действия
с пневмогидравлической схемой двигательной установки в соответствии с
«Протоколом взаимодействия БКУ и ДУ КА», где должна быть описана цик-
лограмма и логика управления магистральными и электропневмоклапанами
ДУ. При этом еще при работе разгонного блока должно быть проведено «ва-
куумирование» магистралей, от баков хранения топлива до ЭПК каждого ДС,
а после отделения от разгонного блока для некоторых типов ДС и их «про-
жиг» — одновременная работа всех ДС в течение 10... 15 с.
При выборе тяги ДС необходимо руководствоваться следующими сообра-
жениями:
• управляющий момент, создаваемый ДС, должен в 1.5...2 раза превышать
возмущающий момент, действующий на КА при выдаче импульсов кор-
рекции маршевым двигателем;
• если ДС используется в дежурном режиме, то для минимизации расхода
топлива необходимо, чтобы управляющий момент, создаваемый ДС, в де-
сятки, а при продолжительных интервалах функционирования — и в сот-
ни раз превышал возмущающий момент, действующий на КА в процессе
функционирования;
• для остальных участков работы ДС достаточным является угловое ускорение,
создаваемое ДС порядка ау = 0.01...0.03 град/с2 или 0.0002...0.0006 рад/с2.
Если задаваться требуемым угловым ускорением, то тяга ДС в «силовой»
схеме может составлять F = Jay/L. В «моментной» схеме — вдвое меньше.
Если ДС предназначен для стабилизации КА в процессе выдачи импульса кор-
рекции, то его тяга должна быть не менее Рдс =(1.5...2)MB/L. Величина
возмущающего момента от маршевого двигателя равна произведению тяги
маршевого двигателя Р на расстояние е от центра масс до вектора тяги мар-
шевого двигателя Мв = Р^щ е, откуда
Рдс = (1.5...2)Рмде/Ь.
Поэтому отношение необходимой тяги ДС к тяге маршевого двигателя дол-
жно превышать РдС/Рмд =(1.5...2)e/L . Для КА разработки НПО им. С.А.-
Лавочкина плечо установки ДС Ь=1...1.5м,а величина эксцентриситета тяги
маршевого двигателя е может составлять порядка 3...5 мм, поэтому тяга ДС
должна составлять порядка 0.5... 1.2% от тяги маршевого двигателя.
Расход топлива на работу ДС при использовании ПД алгоритма управле-
ния определяется расходом топлива на участках выдачи импульсов коррек-
ции, на участках изменения угловой скорости (успокоение, переориентация)
и в режимах стабилизации КА. При этом при наличии возмущающих момен-
тов от воздействия внешней среды (гравитация, световое давление и т. д.)
расход топлива при стабилизации определяется расходом на компенсацию
1108
суммы импульсов всех внешних моментов или расходом топлива на поддер-
жание предельного цикла.
Следует отметить, что если на траектории полета требуется выдача несколь-
ких импульсов коррекций со значительным расходом топлива маршевого
двигателя, то расчет расхода топлива ДС следует проводить для каждого уча-
стка траектории с измененными моментами инерции КА.
Вследствие проведения расчетов с упрощенной математической моделью
ДС по сравнению с реальной зависимостью тяги ДС во времени, наличия
допусков на тягу ДС, отклонений моментов инерции от расчетных значений,
наличия переходных процессов в контурах управления запас топлива на бор-
ту КА для ДС необходимо принимать с коэффициентом запаса, равным 1.5
по сравнению с теоретической оценкой расхода топлива.
Управление угловым движением КА при использовании инерционных испол-
нительных органов БКУ. Для управления угловым движением КА на пассив-
ных участках траектории с целью достижения высокой точности стабилиза-
ции КА, как правило, используются двигатели-маховики. Управляющий
момент, приложенный к ротору двигателя-маховика, вызывает реактивный
момент противоположного знака, приложенный к корпусу КА. Изменяя ток
в обмотках ротора ДМ, можно в широких пределах регулировать управляю-
щий момент, сводя контур управления движением практически к линейной
системе, что позволяет снизить и угловую скорость КА, и отклонения по углу
к достаточно малым значениям. Выбирая ДМ с весьма малыми минимально
достижимыми моментами управления, можно достигнуть высокоточной ста-
билизации углового движения КА.
При стабилизации КА необходимо компенсировать внешние моменты,
действующие на КА. В этом случае к ротору ДМ необходимо приложить
управляющий момент, который в среднем уравновешивает возмущающий
момент. Под действием этого момента ротор ДМ будет постепенно увеличи-
вать скорость своего вращения, накапливая тем самым кинетический момент
ротора, уравновешивающий импульс внешних возмущающих моментов, дей-
ствующих на КА. С течением времени, как у всякой электрической машины,
наступает предел достижимой скорости вращения электродвигателя. Это
явление называют насыщением ДМ. В таком состоянии маховик не может
больше создавать управляющий момент, и канал стабилизации теряет управ-
ляемость. Восстановление управляемости производится «разгрузкой» махо-
вика путем искусственного включения устройства, создающего внешний
управляющий момент необходимого знака. В качестве такого устройства могут
быть газореактивные двигателя стабилизации либо магнитные соленоиды,
взаимодействующие с магнитным полем Земли. Операция разгрузки должна
выполняться до наступления насыщения, когда кинетический момент любого
из маховиков не превышает 20...30% его максимальной величины, чтобы
гарантировать стабилизационный процесс
1109
Операция разгрузки производится до тех пор, пока скорость вращения ДМ
не снизится до минимальной величины.
В процессе разгрузки сохраняется стабилизация КА, при этом, в зависи-
мости от выбранного средства разгрузки, может нарушаться точность стаби-
лизации.
Вполне очевидно, что следует использовать однотипные ДМ. Это унифи-
цирует их установку на КА и их информационное обеспечение средствами
БКУ.
Схемы расположения ДМ на КА. Для управления угловым движением АКА
необходимо располагать тремя векторами управляющих моментов, не лежа-
щих в одной плоскости. Для этого достаточно оснастить АКА тремя двигате-
лями-маховиками и расположить их оси вращения параллельно связанным
осям АКА. В этом случае каждый канал управления формирует управляющий
сигнал на свой двигатель-маховик и работа каналов управления практически
не зависит друг от друга (взаимовлияние каналов проявляется согласно урав-
нениям движения при значительных угловых скоростях вращения КА или
роторов ДМ). По каждой из связанных осей КА в предельных случаях управ-
ления может действовать одинаковый максимальный момент от ДМ и оди-
наковая максимальная величина накопленного ДМ кинетического момента.
Однако в этом случае за счет неравенства моментов инерции по каждой из
связанных осей получается различная степень нагружения ДМ.
При расположении осей вращения ДМ параллельно связанным осям АКА,
назовем ее «соосной» схемой расположения в соответствующем канале уп-
равления:
• максимальный управляющий момент Mxmax = Мутах = Mzmax = Мтах;
• максимальный кинетический момент, компенсируемый КУДМ, Нхмах =
— н = н — н
умах г гмах 11 мах’
• максимальная программная скорость переориентации СО; пер = Нтах /1х.
Так как знак управляющего момента и направление скорости вращения
ротора ДМ могут быть и положительными, и отрицательными, то область
располагаемого управляющего момента и кинетического момента представ-
ляют собой прямоугольный параллелепипед с нулевыми значениями в его
центре.
Как видно, при таком расположении ДМ в каждом канале управления
величина максимального компенсируемого импульса внешних моментов и
располагаемого управляющего момента одинакова, а величина максимального
углового ускорения и проекции возможной угловой скорости переориента-
ции могут существенно различаться за счет разницы моментов инерции АКА.
А возможна ли схема расположения ДМ, которая при сохранении коли-
чества ДМ и номинального значения кинетического момента позволяла бы
перераспределить управляющие возможности между каналами управления?
1110
Пусть связанные оси ОХ]Х2Х3 образуют правую ортогональную систему
координат КА. Расположим оси вращения ДМ по ребрам трехгранной пира-
миды так, чтобы они образовывали с осью максимального момента инерции
ОХ] АКАугол а, одну из осей вращения ДМ] расположим в плоскости Х]ОХ3
КА, а две других оси — ДМ2 и ДМ3 — так, чтобы их проекции на плоскость
Х2ОХ3 КА отклонялись от оси минус ОХ3 на угол р . Назовем эту схему рас-
положения ДМ «трехгранной пирамидой». В этом случае управляющие мо-
менты Mj и вектор кинетического момента Hj от ДМ в проекциях на связан-
ные оси АКА можно записать в виде
МХ1 = (М, + м2 + мз )cosa;
НХ| = (Н] + н2 + нз )cosa;
Мх2 = (М2 - M3)sinasinP;
Нх2 = (Н2 - H3)sinasinP;
Мх3 = (М2 + M3)sinacosP- M,sina;
Нх3 = (Н2 + H3)sinacosp- H]Sina,
где Mj и Hj — соответственно управляющий момент и кинетический момент
i-ro маховика.
При этом проекции Mxi и Hxi можно рассматривать как проекции области
возможных значений вектора управляющих и кинетических моментов, обес-
печиваемых данной схемой расположения ДМ при изменении всех Mj и Hj в
пределах ± Mmav или ± Н QV соответственно.
r max max
Пусть a= 20° или 30° и р = 45°, тогда при определенном сочетании вели-
чин управляющих моментов ДМ и их знаков в предельных случаях можно
достичь значений:
Mximax — 2-82Мтах или 2.6Мтах при Мх2 — мх3 — 0,
Мх2тах = °-484Мтах И™ °-7Мтах ПРИ Мх1 = МхЗ = °i
МхЗтах = 0’826Мтах 1-2Мтах ПРИ Мх1 = Мх2 = °’
Отсюда видно, что путем соответствующего выбора углов аир можно
перераспределять управляющие моменты от ДМ между каналами управления,
существенно увеличив их по одной оси и не столь существенно изменив по
двум другим осям. Коэффициенты
kxl = 3cosa, кх2 = 2sinasinp, кх3 = sina(2cosp +1)
1111
назовем коэффициентами усиления схемы расположения ДМ по соответству-
ющей оси КА как по управляющему, так и по кинетическому моменту.
Для идентичности переходных процессов в контурах управления КА по-
требуем, чтобы управляющие ускорения от системы двигателей-маховиков в
предельных случаях управления по каждой из связанных осей АКА были
одинаковыми, т.е.
В этом случае требуемые углы аир должны удовлетворять двум соотно-
шениям:
2tgosinp = 3Jx2/Jxl и (2cosp + l)tgp = 2Jx3/Jxl.
Номограмма для определения значений углов а и р в зависимости от со-
отношений моментов инерции КА представлена на рисунке 4.1.12.
Alpha=6l
Рисунок 4.1.12. Диаграмма для выбора углов установки ДМ в схеме «трехгранная
пирамида»
Принимать а < 20° или а > 70° нецелесообразно, так как в первом случае
при накоплении сравнительно небольшого импульса внешних моментов по
осям Х2 или Х3 или — во втором случае — при накоплении по оси Х1 кине-
тический момент одного из двигателей-маховиков должен в несколько раз
превышать величину импульса внешних моментов, что существенно снизит
возможности управления по другим каналам.
В случае отказа одного из двигателей-маховиков или электронной схемы
его управления КА становится неуправляемым вдоль оси, перпендикулярной
векторам осей вращения двух оставшихся исправными двигателей-махови-
1112
ков. Единственная возможность сохранить управляемость КА в случае отка-
за одного ДМ состоит в использовании резервных ДМ. Наименьшие затраты
массы исполнительных органов для создания резерва имеют место при вве-
дении четвертого ДМ, ось вращения которого не параллельна ни одному из
других трех ДМ.
Очевидно, что четыре ДМ можно расположить по схеме «четырехгранная
пирамида», вершина которой находится на оси Хр оси двух ДМ располага-
ются в плоскости XjOX3 и образуют с осью Xj угол а13, а оси других двух
ДМ в плоскости XjOX2 располагаются под углом а24 . В этом случае управ-
ляющие моменты М. и вектор кинетического момента Hi от ДМ в проекциях
на связанные оси АКА можно записать в виде:
мх|=(м, + м3) cosal3 + (М2 + М4 )cosa24;
Hxi = (Hi + H3)cosa13 + (Н2 + H4)cosa24;
Мх2 =(М4-M2)sina24, Нх2 = (Н4 -H2)sina24;
МхЗ = (М3 - М2 )sin«l3’ НхЗ = (Н3 - Н2 )sina13-
Соответственно, коэффициенты усиления схемы расположения по управ-
ляющему и кинетическому моментам:
kxl = 2(cosa13 + cosa24), кх2 = 2sina24, кх3 = 2sina13.
Потребуем, чтобы управляющие ускорения от системы двигателей-махо-
виков в предельных случаях управления по каждой из связанных осей АКА
были одинаковыми, т.е.
или, что то же,
2(Mmax/Jxl)COSal3 =2(Mmax/Jxl)COSa24 =
= 2(Mmax/Jx2)sina24 =2(Mmax/Jx3)sin«13-
Отсюда получаем два уравнения:
(Jx2 / Jxl ) = sina24 I (cosa13 + cosa24 )’
(Jx3 / Jxl ) = Sina13 I(COSa13 + COSa24 )•
Диаграмма для выбора углов установки ДМ по соотношению моментов
инерции КА представлена на рисунке 4.1.13.
1113
Jx3/Jx1
Рисунок 4.1.13. Диаграмма для выбора углов установки ДМ в схеме «четырехгранная
пирамида»
Довольно часто КА снабжается панелями солнечных батарей, которые
вытянуты вдоль одной из осей КА (примем её за ось ОУ КА). За счет этого
моменты инерции КА вокруг других двух осей КА практически идентичны
Ix «Iz ив несколько раз превышают момент инерции КА вокруг оси враще-
ния панелей. Для такого КА также можно применить схему расположения
ДМ «четырехгранная пирамида». Но в этой схеме расположения оси враще-
ния ДМ отклонены от оси ОУ на угол а: оси вращения двух ДМ расположе-
ны в плоскости ХОУ, а оси вращения двух других ДМ — в плоскости YOZ
КА. В этом случае проекции управляющих моментов и кинетического мо-
мента на связанные оси КА можно записать в виде:
Мх = (-Mj + М3 )sina, Нх = (-Ц + Н3 )sina;
Му = (Mj + М2 + М3 + М4 )cosa, Ну = (Hj + Н2 + Н3 + Н4 )cosa;
Mz = (М2 - м4 )sina, Hz = (Н2 - Н4 )sina.
Коэффициенты усиления данной схемы расположения по управляющему
и кинетическому моментам:
kxl = 2sina, кх2 = 4cosa, кх3 = 2sina.
Для выбора угла а воспользуемся уже описанной ранее процедурой:
2(Мтах/Jx)sina = 4(Mmax/Jy )COS«;
tga = 2Jx/Jy.
1114
Вполне очевидно, что при Jx > Jy угол а превышает 63°, но принимать его
большим, чем 70°, не следует ввиду вырождения управляемости КА вокруг
оси ОУ.
Выбор типа ДМ. Обратимся теперь к вопросу о выборе максимального
кинетического момента ДМ. На выбор максимального кинетического момента
двигателей-маховиков влияют два фактора:
• требуемая разработчиком целевой аппаратуры величина максимальной ско-
рости переориентации АКА при переходе от исследования одного объекта
на другой,
• требуемая длительность функционирования АКА без «разгрузки» двига-
телей-маховиков.
При наличии ограничения по максимально-располагаемому управляющему
моменту угловая скорость со в процессе переориентации может изменяться
по одному из двух возможных вариантов, представленных графически на
рисунке 4.1.14.
В варианте 1 величина угла переориентации столь значительна, что КА
успевает выйти на максимальную скорость переориентации, а в варианте 2
достаточно достижения меньшей скорости для переориентации КА на задан-
ный угол.
На интервале времени 0 — t j в варианте 1 КА под действием максималь-
но-располагаемого момента Мр КА увеличивает угловую скорость вращения
до максимального значения сотах . При этом кинетический момент КА изме-
няется на величину AHj = Jj(omax .
В варианте 2 сразу же по достижении определенной угловой скорости не-
обходимо начать её снижать, чтобы избежать перерегулирования по углу
переориентации.
В первом варианте длительность набора угловой скорости
Ч — ^xi^maxi/(^Mfnaxi )’
1115
а общая длительность переориентации
t. =ср /со +со J /М
к ' п' maxi maxi i ' maxi
Во втором варианте максимальное значение угловой скорости переориен-
тации меньше величины C0maxi и общая длительность процесса переориента-
ции составляет
tk=2tn=Ji(0|/^Mmaxi) ПРИ (О] =^4>nMmaxi/Jxi)-
Зависимости угловой скорости переориентации и угла переориентации от
времени по каждой связанной оси КА co(t) и <рп (t) = jco(t)dt в алгоритмах
управления могут быть приняты в качестве программного движения. Все
отклонения от программного движения должны парироваться системой ста-
билизации КА, на что необходимо оставить запас управляемости КА как по
управляющему моменту, так и по кинетическому моменту схемы расположе-
ния ДМ.
В отличие от реактивных двигателей стабилизации использование ДМ
позволяет производить переориентацию КА без расхода рабочего тела. На
участке набора скорости кинетический момент КА возрастает до определен-
ной величины, на участке движения с угловой скоростью переориентации
кинетический момент КА сохраняет это же значение, а при снижении скоро-
сти кинетический момент снижается до начального значения. Вполне очевид-
но, что величина угловой скорости переориентации не должна приводить ни
один из ДМ в насыщение, иначе теряется управляемость КА, поэтому
Wmax - max / ’
где £< 1 — коэффициент безопасности, выбираемый в пределах 0.75...0.85 в
зависимости от характеристик переходных процессов;
Hirnax — максимальный кинетический момент в проекции на данную ось
переориентации, обеспечиваемый той или иной схемой расположения ДМ.
Кроме того, переориентация КА может производиться одновременно по
двум или даже по трем осям КА одновременно. Предположим, что углы пе-
реориентации по соответствующим осям равны Фх’Фу’Ф/ • Для того чтобы пе-
реориентация КА совершалась в плоскости большого круга, необходимо вы-
полнение следующих условий:
• длительность переориентации по каждой оси должна составлять одно и то
же время;
1116
• вектор требуемого суммарного управляющего момента на участках набо-
ра и снижения угловой скорости переориентации не должен выходить из
области, допустимой для данной схемы размещения ДМ.
При опредении параметров программы переориентации вначале опреде-
ляют конечную длительность переориентации tki в каждом канале управле-
ния (исходя из предположения независимого выполнения переориентации),
после чего выбирают канал с максимальной длительностью переориентации
tkmax. Параметры программ ориентации по другим каналам определяют с
учетом корректирующего коэффициента Sj = tki /tkmax, принимая в качестве
ограничения по максимальной скорости переориентации и по уровню мак-
симально располагаемого управляющего момента их значения, умноженные
на указанный коэффициент.
С учетом коэффициента безопасности и корректирующего коэффициента
требуемый вектор управляющего момента с большой вероятностью не будет
превосходить величины управляющего момента, который может реализовать
конкретная схема расположения ДМ.
Если же такая ситуация возникнет, то произойдет более существенное
отклонение от программного движения, нежели в обычном процессе стаби-
лизации при проведении переориентации по одному каналу управления.
Для некоторых КА переориентация на сравнительно большие углы долж-
на проводиться вокруг одной оси КА. В этом случае вершину пирамиды в
схеме размещения ДМ рекомендуется расположить вдоль этой оси КА. Тог-
да в процессе переориентации практически все ДМ будут находиться в од-
ном режиме нагружения.
Обеспечение длительности работы КУДМ без «разгрузки» зависит от из-
менения импульса возмущающих внешних моментов, действующих на КА на
этом интервале времени. Необходимо, чтобы за всё время между соседними
«разгрузками» вектор накопленного импульса внешних моментов ни в одной
точке не выходил за пределы области возможных значений кинетического
момента. Однако получить достоверную информацию о возможном положе-
нии вектора импульса внешних моментов на этапе проектирования КА весь-
ма затруднительно. Поэтому следует провести оценку максимальных значе-
ний импульса от каждой из составляющих внешних моментов по этапам
полета.
Если участок научных исследований, который требует наибольшей точ-
ности наведения и стабилизации, выполняется на высокоапогейном участке
траектории или в районе либрационной точки L2, то основным источником
внешних моментов является солнечное давление. Оптическая асимметрия КА
или отклонение центра масс КА от центра солнечного давления для КА се-
рии «Спектр» могут создавать возмущающие моменты на уровне 1...4- 1(Н Нм.
Тогда при длительности сеанса научных измерений порядка 24 часов импульс
внешних моментов может достигать величин порядка 30...40 Нмс. Если же в
1117
процессе сеанса необходимо производить переориентацию КА на новый ис-
точник наблюдения без промежуточной «разгрузки» ДМ, то кинетический
момент КА должен изменяться ещё на несколько десятков Нмс.
При выборе конкретных ДМ можно руководствоваться информацией о на-
ходящихся в производстве и эксплуатации типах ДМ, приведенной в табли-
це 4.1.8.
В таблице 4.1.9 представлено несколько примеров выбора схемы располо-
жения и типа ДМ для ряда КА, разрабатываемых НПО им. С.А.Лавочкина.
Из анализа данных таблицы видно, что:
• переориентация каждого КА сразу после «разгрузки» не перегружает ДМ;
• проведение переориентации КА в процессе научных измерений без «раз-
грузки» возможно:
— у КА «Элекгро-Л» при разгрузке ДМ дважды в сутки (что снизит ко-
эффициент загрузки ДМ вдвое),
— у КА «Спектр-P» при разгрузке ДМ через 20 часов,
— у КА «Спекгр-УФ» — более чем через 30 часов,
— у КА «Спекгр-РГ» — при разгрузке ДМ через 20 часов непрерывных
научных измерений.
Математическая модель ДМ, связывающая управляющее воздействие U с
управляющим моментом от ДМ Мупр, может быть представлена в упрощен-
ном виде:
1VI = k f (<p) I — N1 - koQ,
упр m V т / ст £2 ’
где кт — минимальный управляющий момент на единицу управляющего воз-
действия;
f ( Ф) — нормированная функция неравномерности управляющего момен-
та в функции угла поворота ротора ДМ, связанная с наличием ограниченно-
го числа пар полюсов обмотки электродвигателя ДМ;
Мст — момент «сухого» трения;
knQ — момент «вязкого» трения, зависящий от скорости (Q) вращения
ротора ДМ;
ф = £2;
i+ti=u,
где Т — эквивалентная постоянная времени ДМ.
Алгоритмы управления на ДМ. Для управления угловым движением КА с
использованием ДМ может применяться простейший пропорционально-диф-
ференциальный закон управления:
ai=K<piA<Pi + K™A®i’
1118
Таблица 4.1.8. Основные характеристики комплексов двигателей-маховиков
Характеристика Тип двигателей - маховиков
КУДМ-Э АГАТ-15 АГАТ-40 АГАТ-9
Фирма - разработчик НИИ КП, Санкт- Петербург НПЦ «ПОЛЮС», Томск НПЦ «ПОЛЮС», Томск НПЦ «полюс», Томск
Состав комплекса - к-во ДМ - к-во блоков управления 4 1 4 1 4 1 3 1
Максимальный кинетический момент ДМ, Нмс 18 15 40 50 или 70 по любой оси
Дискретность информации о накопленном кинетическом моменте, Нмс/ед 0.178 0.1
Максимальный управляющий момент, Нм 0.2 0.15 0.2 0.2
Дискретность изменения управляющего момента, Нм/ед 0.001 0.0001 0.0001 0.0002
Эквивалентная постоянная времен, с 0.1 0.05 0.02 0.1
Номинальный момент инерции, кгм2 0.00147 0.0637
Момент трогания, Нм 0.00167 0.0012 0.0012 0.003
Сопротивление при Нтах, Нм 0.023 0.0085 0.008 0.015
Электропотребление, Вт - при Мупр = 0 - при максимальном М^ и Нтах на одном из ДМ 32 166 (83 при 0,5 Н^) 20 145 20 175 29 180 (40 при 0.5 Н™)
Габариты ДМ, мм Ш315 Н72,5 Ш360Н109 Ш400Н110
Габариты блока управления 372x319x23 0 200x180x340 570x450x110
Масса ДМ, кг 31.1 4x3,7 4x7,85 8,45 или 10 каждый ДМ
Масса БУ, кг 6,2 6 13
Использовано в разработке КА Электро-Л Спектр-Р Фобос- Грунт Спектр-УФ Спектр-РГ Гамма-400
1119
Таблица 4.1.9. Основные итоговые параметры применения КУДМ на КА научного
назначения, разработанных в НПО им. С.АЛавочкина
КА Электро-Л Спектр-Р Спектр-УФ Спекгр-РГ
Моменты инерции Jx 3280 18000 4635 3540
КА, кгм2 Jy 2050 22400 9375 5240
Jz 2830 24240 11720 6600
Моменты светового мх 2.0-IO4 1.9810-4 0.12410-4 0.23-10-4
давления, Нм му 0.25-10'4 3.09-1 О’4 0.84-10’4 0.83-10’4
Mz 2.0-104 3.02-10-4 0.175-104 0.67-10’4
Схема 4-гранная 4-гранная 4-гранная 4-гранная 4-гранная
расположения ДМ, Вершина Ось ОУ Ось ОХ Ось ОХ Ось ОХ
пирамида Угол при а24 = 70 а24 = 70 а24 = 70 а = 70
вершине, а13 = 70 «1з = 70 «13 = 70 Р = 60
град
Тип КУДМ Колер-Э Колер-Э Два компл. Агат-40 Колер-Э
Кинетический момент одного ДМ, Нмс 18 18 40 18
Коэффициент 1.88 2.74 1.37 1.37
усиления схемы ку 1.37 3.76 1.88 1.88
kz 1.88 3.76 1.88 3.26
Максимальный Нх 33.84 49.32 54.8 24.66
кинетический ну 24.66 67.76 75.2 33.84
момент, Нмс Нг 33.84 67.76 75.2 58.68
Максимальный Нх 19.8 17.1 1.07 1.99
накопленный Ну 2.16 26.7 7.26 7.17
импульс за сутки, Нмс Hz 19.8 26.1 1.51 5.79
Требуемая скорость 0.1 перед
переориентации, град/с 0.3 сеансом НИ (0.05 после начала НИ) 0.2 0.3
Требуемый импульс Нх 17.17 31.4(15.7) 16.18 18.53
для переориента- Ну 10.73 39(19.5) 32.7 27.43
ции, Нмс Hz 14.82 42.3 (21.2) 40.9 34.55
Режимы 3-осная Y,Z
ориентации 3-осная Y,Z 3-осная Y,Z 3-осная Y,Z Сканир. OZ
Переор.
Коэффициент 1.09 0.637 (0.7) 0.314 0.832
загрузки ДМ по L 0.523 0.576 (1.0) 0.531 1.022
кинетическому моменту 1.023 0.624 (0.7) 0.564 0.687
1120
где i = х, у, z — канал управления;
A<Pj — отклонение по углу в данном канале;
AcOj — отклонение по угловой скорости;
К^К^ — настройки алгоритма.
В связи с тем, что оси вращения ДМ по направлению не совпадают с ося-
ми каналов управления КА, а их количество превышает количество каналов
управления, при формировании управляющих сигналов управления на каж-
дый ДМ существует некоторый произвол. Однако произвольное назначение
управляющих воздействий может привести к перекрестным связям между ка-
налами управления. Чтобы избежать перекрестного влияния, вектор управ-
ления на комплекс ДМ должен формироваться в соответствии с соотноше-
нием
о,
°х
°х
где Ап — псевдообратная матрица к матрице установки ДМ Ап = АТ(ААТ)-1.
Алгоритм формирования управляющего воздействия на ДМ можно при-
нимать таким же, как для газореактивных двигателей, и использовать релей-
ный усилитель. Тогда маховик будет работать либо в режиме максимального
ускорения вращения его ротора, либо максимального торможения вращения,
либо его вращения с постоянной скоростью. В этом случае мы получим та-
кой же контур управления, как и при использовании ДС, с теми же предель-
ными характеристиками цикла, но связанными с существенно меньшими
значениями максимального уровня управляющего момента Mumax ДМ. Ми-
нимальная угловая скорость колебаний по углу в предельном цикле будет
равна comin =0.5MumaxTBBC/J.
Если же сформированный сигнал направить в линейный усилитель, то мы
достигнем практически линейного регулирования управляющего момента,
чего не могли достигнуть при использовании нерегулируемой тяги реактив-
ных двигателей стабилизации. Предельная минимальная угловая скорость вра-
щения КА в этом случае может быть снижена до весьма малых значений, за-
висящих от минимального управляющего момента ДМ.
Контур управления угловым движением будет иметь вид, представленный
на рисунке 4.1.15.
1121
Рисунок 4.1.15. Контур управления с использованием ДМ
Передаточная функция замкнутой системы по управляющему воздействию
имеет вид колебательного звена:
Ф(р) = -^ =_______1,
Фв(Р) (Т2р2 + 2Т^р + 1)
где T^J/K^, г^т^^ + тк^)/^^).
Согласно последнему выражению можно подобрать настройки алгоритма
управления такими, чтобы получить максимальное быстродействие системы
без существенного перерегулирования.
В то же время наличие внешнего возмущающего момента, связанного с
наличием «сухого» и «вязкого» трения ДМ и момента от внешней среды,
изменит передаточную функцию, которая будет иметь вид
ф/р), »(р) = 1 I
в мв(р) (jkokJ(t,V+2T,5ip+i)'
Отсюда следует, что при действии возмущающего момента появится ста-
тическая ошибка по углу, равная Фуст = Мв/(ЖиКф).
Путем введения в управляющий сигнал интеграла от угла можно эту ста-
тическую ошибку исключить:
о = Кф (А<р + Тео) + Kj j Аф±.
Вполне естественно, что введение интеграла приближает систему к коле-
бательному пределу устойчивости, так как контур управления в этом случае
из второго порядка становится контуром третьего порядка и необходимо
путем, например, построения логарифмических частотных характеристик
определять область устойчивости системы по коэффициенту К? Там, где не
1122
требуется высокой точности стабилизации, в качестве компенсатора стати-
ческой ошибки вместо интеграла можно использовать подправку на каждый
ДМ, равную теоретическому значению момента трения в функции угловой
скорости вращения ротора ДМ.
В современных системах управления все устройства должны сопрягаться
с цифровой вычислительной машиной в цифровом коде. Как правило, при
сопряжении БВС с блоком управления ДМ используются 8- или 16-разряд-
ные слова, что позволяет от ДМ получить минимальный уровень управляю-
щего момента на уровне 1/256 от максимального управляющего момента или
же на уровне предельной чувствительности ДМ. Во всяком случае, минималь-
ная угловая скорость перемещения КА может быть достигнута на уровне
®< (Mumax/256J)TBBC И™ (Mumin /J)XEBC’
где тБВС — такт выработки управляющих команд БВС.
В качества примера рассмотрим контур управления угловой стабилизаци-
ей КА «Электро-Л». КА находится на геостационарной орбите в режиме ор-
битальной ориентации. Ось ОХ КА направлена на центр Земли, ось ОУ па-
раллельна вектору скорости вращения Земли. Управление угловым движением
осуществляется по информации ГИВУС КИНД034-020. Два раза в сутки по
информации звездных приборов ориентации АД-01 производится астрокор-
рекция счисления ориентации и уточнение «уходов» измерительных каналов
ГИВУС. В качестве исполнительных органов используются четыре двигате-
ля-маховика комплекса КУДМ «Колер-Э». Точность наведения оси чувстви-
тельности аппаратуры метеорологических измерений на центр Земли состав-
ляет 1 мин. На рисунках 4.1.16 и 4.1.17 представлен процесс стабилизации в
одном из каналов.
Рисунок 4.1.16. Отклонение по углу в канале рыскания
1123
0.0001
0.000075
Рисунок 4.1.17. Угловая скорость стабилизации КА
Амплитуда колебаний по углу не превышает 2.5 угл.с, а максимальная
угловая скорость в квазиустановившемся процессе менее 0.5-10-4 град/с, хотя
при Mumin = 0.001 Нм и J = 2000 кгм2 минимальная угловая скорость прин-
ципиально может быть достигнута на уровне со= 0.03-10^ град/с. Достиже-
нию в установившемся процессе выработки единичного управляющего воз-
действия препятствуют шумовые компоненты в измерительной информации
приборов ориентации и упругие колебания элементов конструкции. Но даже
после фильтрации шумовой компоненты измерительной информации мак-
симальная угловая скорость в квазиустановившемся режиме стабилизации
более чем на порядок превышает минимальную оценку, полученную выше.
Прецизионное наведение и стабилизация астрофизических КА. В предыду-
щем разделе представлены алгоритмы управления угловым положением КА
с точностью порядка 2.5 угл.с. Однако некоторые современные научные при-
боры требуют наведения их на источники исследования с точностью 0.1 угл.с
или выше. Для достижения этой цели существенно усложняется алгоритми-
ческое обеспечение управления угловым движением, а в состав измеритель-
ных средств БКУ должны быть включены звездные датчики, имеющие точ-
ность измерения и шумовую составляющую, существенно меньшие, чем тре-
буемая точность наведения. В качестве примера в проекте КА «Спектр-УФ»
в оптическую схему ультрафиолетового телескопа встроена система оптичес-
ких звездных датчиков-гидов (СДГ), которые с точностью порядка 0.03 угл.с
измеряют отклонение оси телескопа от исследуемого источника.
1124
На рисунке 4.1.18 приведена структурная блок-схема системы управления
ориентацией (СУО) для обеспечения режима прецизионной стабилизации.
Рисунок 4.1.18. Структурная схема СУО
Обозначения на рисунке: Мв — внешний возмущающий момент; Му —
момент управления; ср, со — углы ориентации КА и его угловая скорость;
Фпр — заданное программное положение КА в инерциальном пространстве;
Дф — угловое рассогласование; ДМ — двигатели-маховики; БВС — бортовая
вычислительная система; ГИВУС — гироскопический измеритель вектора уг-
ловой скорости; ЗД — звездные датчики и(или) система датчиков гида (СДГ).
Необходимо отметить, что выходом каждого интегрирующего гироскопа,
входящего в состав ГИВУС, является приращение угла поворота этого гирос-
копа вокруг собственной измерительной оси за такт работы. Но поскольку
гироскопы жестко зафиксированы относительно корпуса ГИВУС, а само ос-
нование ГИВУС неподвижно закреплено на корпусе КА, можно считать, что
выходом ГИВУС является приращение угла поворота КА за такт опроса.
Для простоты дальнейшего изложения материала введем условное разде-
ление СУО на две системы: систему стабилизации и систему ориентации, вы-
полняющие следующие функции.
Система ориентации:
• осуществляет обработку информации звездных приборов для определения
углового положения КА относительно инерциального пространства;
• осуществляет построение гироинерциальной системы координат, счислен-
ной по информации ГИВУС, в дальнейшем называемой просто системой
координат ГИВУС;
1125
• определяет рассогласование между системой координат ГИВУС и её за-
данным положением в инерциальном пространстве;
• осуществляет приведение системы координат ГИВУС к заданному поло-
жению в инерциальном пространстве;
• осуществляет определение и компенсацию систематического дрейфа сис-
темы координат ГИВУС, вызванного систематическими ошибками нуле-
вого сигнала интегрирующих гироскопов.
Система стабилизации:
• осуществляет формирование управляющих сигналов, подаваемых на ДМ,
т.е. реализует выбранный закон управления;
• определяет действующее на КА постоянное возмущающее ускорение, обус-
ловленное действием внешних и внутренних возмущающих моментов, для
компенсации их путем видоизменения выбранного закона управления.
Обоснованием целесообразности разделения СУ О на две подсистемы —
систему ориентации и систему стабилизации — может служить то, что эти
системы работают с различными временными тактами.
Система ориентации работает с тактом Тзд получения информации от звез-
дных приборов (или от датчиков гида телескопа).
Система стабилизации работает с тактом работы БВС, который совпадает
с тактом получения информации ГИВУС и тактом выдачи управляющего
сигнала на ДМ.
Необходимо отметить, что Тзд превышает т на порядок, а то и более.
Для составления базовой структуры алгоритмического обеспечения СУО
проведем необходимое математическое обоснование.
Введем следующие системы координат:
• I — инерциальный базис;
• J — гироинерциальный базис, построенный путем интегрирования пока-
заний ГИВУС;
•Е — связанный базис (связанная система
координат КА).
Рисунок 4.1.19. Взаиморасполо-
жение базисов и связь между
ними
Отличие базиса J от базиса I обусловле-
но начальными погрешностями определе-
ния ориентации и измерительными шума-
ми ГИВУС, в том числе «уходами» гирос-
копов. Пусть А — кватернион перехода от
базиса J к базису Е; N — кватернион пере-
хода от базиса I к базису Е; 0 — вектор
конечного поворота от базиса I к базису J,
как показано на рисунке 4.1.19.
Тогда связь между базисами можно
представить в следующем виде:
1126
N = (1 + 0/2)oA. (4.1.1)
При этом движение КА (базиса Е) подчиняется кинематическому уравне-
нию в кватернионной форме:
N = ^NocdE. (4.1.2)
С учетом введенных обозначений работу СУО в общем виде можно пред-
ставить следующим образом: по информации ГИВУС БВС вычисляет ква-
тернион Л , а система стабилизации создает такие управляющие воздействия
СИО на КА, которые заставляют его разворачиваться нужным образом, тем
самым обеспечивая уменьшение Л .
Система ориентации по информации звездных приборов вычисляет в БВС
оценку кватерниона N, рассогласование 0 между базисами I, J и формирует
сигнал коррекции, заставляющий базис J сдвигаться к базису I.
Алгоритмы обработки информации датчиков СУО. Для получения оценки
кватерниона N используется информация звездных приборов и в прецизи-
онном режиме информация датчиков гида телескопа.
Пусть а, b и с — единичные векторы направлений на выбранные участки
звездного неба, связанные со звездными приборами или датчиками гида.
Тогда с учетом введенных обозначений можно записать:
(n0 + n)oaE=aio(no + n);
(n0 + n)obE = b|o(n0 + n); (41з)
(n0 + n)°cE=Cio(no + n),
где n0,n — скалярная и векторная части кватерниона N; нижние индексы Е
и I при векторах а, b и с указывают на базис, в котором записаны их компо-
ненты.
Приравнивая векторные части в левых и правых частях равенства (4.1.3),
получим:
(аЕ+а1)хх = аЕ-а1;
(bE + bI)xx = bE-bI; (4i4)
(cE + Ci)xx = cE-c,,
где х = п/п0.
1127
В векторно-матричной форме эти равенства можно записать в виде
АЕ
BE
СЕ
аЕ а,
bE - bi
(4.1.5)
Х =
О
где АЕ = а| + а^
-яу -яу
аЕ ai
_оZ__Q Z nY । оY
аЕ а1 аЕ +а1
О -а? - а^
t 1
аЕ + а* О
Аналогичный вид имеют матрицы BE, СЕ для векторов b и с.
После преобразований систему (4.1.5) можно записать в следующем виде:
(АЕ)2х = 2(а,хаЕ);
(ВЕ)2х = 2(Ь,хЬе);
(СЕ)2х = 2(с!Хсе).
Из этой системы, используя метод взвешенных наименьших квадратов,
можно получить % в виде
Х = 2(о"2АЕ2 +о^2ВЕ2 + о"2СЕ2) ' (о^а, хаЕ xbE +g-2c, хсе),
где Ga,Gb,Gc — погрешность измерений звездных приборов или датчиков гида.
С учетом условия нормировки + n2 = 1 оценка кватерниона
N =
1 + Х
V1+x2
По информации ГИВУС кватернион N может быть оценен в соответствии
с формулой (4.1.1). При этом кватернион Л определяется путем интегриро-
вания кинематического уравнения движения КА в гироинерциальном про-
странстве (движение базиса Е относительно базиса J), которое можно запи-
сать как
А = ^До@,
65 = 65g + 865 4- Д65,
(4.1.6)
1128
где 65 — вектор угловой скорости КА, измеряемый ГИВУС;
G5e — вектор угловой скорости базиса Е;
5б5 — вектор «систематического ухода» ГИВУС относительно базиса Е;
AG5 — вектор случайных составляющих «ухода» ГИВУС, иначе говоря, шум
измерений.
Для определения вектора 65, вектора угловой скорости КА по показани-
ям ГИВУС воспользуемся следующими соотношениями:
пусть Вг — матрица направляющих косинусов осей чувствительности вклю-
ченных головок ГИВУС. Тогда вектор показаний fj включенных каналов
имеет вид
fj = Вгб5,
и оптимальная оценка вектора 65 находится по формуле
65 = (В^ВГ).
Если, как показано в работе [1], добавить к кинематическому уравнению
(4.1.6) смещение вида
-UjoA, (4.1.7)
где й5 = -у0, у> 0, то происходит приведение базиса J к базису I — так назы-
ваемый случай линейной коррекции.
Для подтверждения сказанного рассмотрим кинематическое уравнение
(4.1.6) с добавлением указанного смещения:
2Л = Л о (б5Е + б® + Дез) + 70о Л. (4.1.8)
Дифференцируя равенство (4.1.1) и подставляя в него выражения (4.1.2)
и (4.1.8), можно получить
0 = 2N о Л 4- 2N о Л = N о 65е о Л — N о ^уЛ о 0 + (П5Е + 565 + Д65) о Л j =
= —7(14- ^) о 0 — N ° Л оД о (§65 4- Дб5) о Л =
= -70 + - Мы(бб5 + Д65) - ^0о л о(бб5 + Д65) о л,
где Мш — матрица перехода от базиса Е к базису J, соответствующая ква-
терниону л.
1129
Поскольку модули векторов 0, би, Ди малы, то можно линеаризовать это
выражение и получить следующее уравнение:
ё = -'уё-МЕ)бП-МЕ)ДП. (4.1.9)
Анализ этого уравнения позволяет сделать вывод, что при добавлении
смещения указанного вида происходит асимптотическое приведение базиса
J к базису I с точностью до Мы(бШ + ДС5).
Если для оценки рассогласования в между базисами I и J применить дис-
кретный фильтр Люэнбергера, построенный на основе уравнения (4.1.9), то
такая оценка будет содержать статическую ошибку по 6 (из-за наличия чле-
на Мыби).
Поэтому предложено видоизменить такой фильтр и добавить к нему ещё
оценку систематического ухода нулевого сигнала ГИВУС.
В этом случае смещение (4.1.7) будет иметь вид
-Uj ° А,
где uj = -у0 - бС5, у > 0.
Для получения уравнения измерений представим выражение (4.1.1) в сле-
дующем виде:
Ид + п = (1 + 0) ° (Xq + X)= Хо + Xg0 + )^0xX + X — 0Х,
где n0, n, Хо, X — скалярные и векторные части кватернионов N и А соот-
ветственно.
Приравнивая векторные части в этом уравнении, получим
п-Х = ^Хо0 + }^0хХ.
Если вместо кватерниона N использовать его оценку N = п0 + п, получен-
ную в результате обработки информации звездных приборов, окончательно
можно записать:
у = п-Х = Н0 + Аф,
где Н = 2 -Х3 Хо Xj ; А<р — вектор шумов астроизмерительных средств.
ИЗО
Теперь можно записать уравнения фильтра Люэнбергера для получения
оценки рассогласования 6 между базисами I и J и оценки систематического
ухода нулевого сигнала ГИВУС.
Такой модифицированный фильтр имеет следующий вид:
• априорная оценка
• апостериорная оценка
ei=ei+B1(ni-xi),
6G5j =5ffij + В2(fij -Xj.
В этих уравнениях приняты следующие обозначения:
Xq + X 2 — Х2 — Xj
Мы =
+ XqX3)
2(Х|Х3_
2(XjX2— XqX3)
Xq - Xq + Х^ - X 3
2(X2X3 + XqXj )
2(X]X3 + XqX^)
2(X2X3 — XqX] )
Xq - Xq - X^ + X3
Bj= 0
0
₽>
0
Pi
p2 о 0
0 ₽2 0
о 0 p2
0
о ; B2 =
0
где у, P], P2 — постоянные коэффициенты наблюдателя;
би — постоянная скорость ухода ГИВУС;
п — векторная часть оценки кватерниона N положения КА в инерциаль-
ном базисе I по информации астроприборов;
X — векторная часть кватерниона положения КА в гироинерциальном ба-
зисе J по информации ГИВУС;
Мы — матрица перехода от связанной системы координат КА (базиса Е)
к базису J;
Н — матрица преобразования рассогласований между базисами I и J;
6 — вектор углов рассогласования между базисами I и J;
Тзд — такт получения информации от звездных датчиков.
Для получения информации о положении КА относительно гироинерци-
ального базиса необходимо в БВС интегрировать уравнение (4.1.8) с введе-
1131
нием компенсации постоянного ухода ГИВУС бсо, оцениваемым вышеопи-
санным фильтром. Интегрирование можно осуществлять любым численным
методом, например модифицированным методом Эйлера с коррекцией нор-
мы:
Ai=Ai_Io[l + ^V9i-XV<p2 + ^(l-A2_1)]>
Vtpj = Acpj + MEJ0j - т • 565.
4
Здесь Дер* = j 65 • dt — вектор кажущегося поворота, равный приращению угла
4-1
поворота КА за такт т опроса ГИВУС, что является информацией ГИВУС,
пересчитанной на оси связанной системы координат КА.
Таким образом, разработанное алгоритмическое обеспечение системы
ориентации позволяет выполнять все возлагаемые на неё функции, перечис-
ленные в начале раздела.
Алгоритмическое обеспечение системы стабилизации. В соответствии с при-
нятым условным разделением СУ О на две подсистемы — систему ориента-
ции и систему стабилизации — рассмотрим более подробно алгоритмичес-
кое обеспечение работы системы стабилизации.
Основная задача системы стабилизации — по информации системы ори-
ентации об угловом рассогласовании между стабилизируемой осью и задан-
ным направлением осуществлять формирование управляющих сигналов,
подаваемых на ДМ, т.е. реализовать выбранный закон управления.
Рассмотрим наиболее известный закон управления по ошибке и скорости
изменения этой ошибки, который, по одному каналу управления, можно
представить в виде
о = К(рф + Кфф, (4.1.10)
где Ф — угловое рассогласование между заданным направлением и стабили-
зируемой осью КА;
ф — скорость изменения углового рассогласования;
Кф,Кф — коэффициенты по углу и угловой скорости соответственно;
о — сигнал управления исполнительными органами.
При действии на КА постоянного возмущающего момента Мв (независи-
мо от физических причин его возникновения: внешних, например солнеч-
ного давления, или внутренних в виде сопротивления вращению маховиков
из за моментов трения) использование такого закона управления, как уже было
ранее сказано, приводит к статической ошибке по углу.
1132
Известны два способа устранения статической угловой ошибки — введе-
ние в закон управления интеграла от углового рассогласования или добавле-
ние в закон управления члена, пропорционального действующему возмуще-
нию.
Применение первого способа обычно снижает область устойчивости кон-
тура, поэтому для системы стабилизации предлагается второй способ устра-
нения статической угловой ошибки и использование закона управления сле-
дующего вида:
о=К(рф + Кфф + КмМв.
При втором способе необходимо знание возмущающих моментов, действу-
ющих на КА, т.е. необходимо каким-либо образом проводить их оценку.
Кроме того, для использования рассматриваемых законов управления
необходима информация об угловой скорости. Непосредственное получение
этой информации от ГИВУС для режима прецизионной стабилизации мо-
жет быть затруднительно из-за шумовой погрешности измерения углового
приращения за такт опроса.
Поэтому для получения оценок возмущающего момента, а также получе-
ния оценки угловой скорости КА в системе стабилизации используется на-
блюдатель Люэнбергера.
Теперь рассмотрим вопрос о формировании в законе управления позици-
онного сигнала в основных режимах стабилизации:
• Относительно грубое наведение и стабилизация КА в заданном положе-
нии с точностью не хуже 2.5 угл.с. Этот режим является основным для ап-
паратов «Электро», «Спектр-Р» и «Спектр-РГ».
• Для КА «Спектр-УФ» добавляется режим прецизионной ориентации и ста-
билизации в заданном положении с точностью не хуже 0.1 угл.с с исполь-
зованием информации как измерительных средств СУО, так и данных СДГ.
При формировании в законе управления позиционного сигнала в режиме
стабилизации возможны два варианта получения информации об угловом
рассогласовании:
• Использование информации ГИВУС, корректируемой по информации ЗД.
• Использование прямых измерений, получаемых от ЗД.
Рассмотрим алгоритмическое обеспечение системы стабилизации для ре-
ализации первого варианта.
Наблюдатель Люэнбергера при получении информации ГИВУС об угло-
вом отклонении КА можно представить в следующем виде.
Априорная прогнозированная оценка вектора состояния:
• по полному ускорению М = Мдм (о) / J + Мв.;
• по углу фПр = фм + (0мт + Мт2 / 2;
1133
• по угловой скорости соПр = coi_1 + Мт;
• по возмущающему угловому ускорению = Мв,м,
где т — такт получения информации ГИВУС об угловом отклонении КА от
программного положения, осуществляемый с тактом БВС;
Мдм (о) — момент, создаваемый ДМ по соответствующему каналу;
ом — сигнал управления маховиками на i—1-м такте;
J — осевой момент инерции КА по соответствующему каналу.
Апостериорная оценка вектора состояния
Ф;=фПр + КР1 (Ф1-фПР),
(О1=(^р + Кр2(ф|-Ф1пр),
Мвз=МПр + КРЗ(ф1-фГР),
где <j>j — значение углового рассогласования между программным положени-
ем КА и его положением по информации ГИВУС на i-м такте получения ин-
формации;
KFj — коэффициенты усиления наблюдателя, j = 1,2,3.
Рассмотрим алгоритмическое обеспечение системы стабилизации для ре-
ализации второго варианта — использование прямых измерений ЗД.
Для обеспечения прецизионности стабилизации необходимо стремиться
к тому, чтобы система стабилизации могла создавать импульсы управляющего
момента как можно меньшей величины. Технически возможно создание
минимального импульса управляющего момента, равного AMt = Ммин тБВС ,
где — такт БВС; МК41ли — минимальный момент, создаваемый ДМ. Но
DDV J МИН
поскольку Т3д существенно больше тБВС, для создания минимального им-
пульса необходимо менять управляющий сигнал о, подаваемый на ДМ, внут-
ри такта Тзд.
Рассмотрим структуру управляющего сигнала о, подаваемого на ДМ в те-
чение такта Тзд. Достаточно очевидно, что он должен содержать компонен-
ту, компенсирующую момент сопротивления движению маховиков и момент
внешнего возмущения, действующего на КА. Эту компоненту можно считать
практически неизменной в течение такта Тзд и даже в течение значительно
большего времени.
Кроме того, управляющий сигнал должен содержать переменную компо-
ненту, компенсирующую начальные условия по углу и угловой скорости КА
1134
на момент начала такта Тзд. Эта компонента должна меняться так, чтобы
обеспечивалась возможность создания минимального импульса управляющего
момента, равного AMt = Ммин • тБВС .
Исходя из вышесказанного напрашивается следующий алгоритм стабили-
зации. Сначала определяется постоянная компонента, действующая в тече-
ние всего такта Тдг. Это предлагается осуществлять следующим образом:
^const
=—entJg— L
Тзд [ Тзд.
где ENT{...} — операция получения целого числа из числа, заключенного в
скобки.
Тогда переменная компонента определится как
о
var
= <y-ENTJ
о
т
Т
*зд
Что касается времени действия переменной компоненты, то возможны два
основных варианта. Один вариант, когда ovar действует в течение первого так-
та т, второй вариант, когда в течение первых m тактов действует момент,
равный ovar/m (m — целое число и m < Тзд/т).
При этом число первых m тактов БВС (внутри такта ЗД), в течение кото-
рых действует переменная компонента, определяется как
m = ENT
^var
Ao
где Ao — цена младшего разряда управляющего сигнала.
И в том и другом случае обеспечивается возможность создания минималь-
ного импульса управляющего момента, равного AMt« Мминт. Изменение
скорости КА по каналам управления за такт Тзд для обоих вариантов одина-
ковое, но изменение угла за то же время для второго варианта существенно
меньше.
Поэтому мы вправе предположить, что рассматриваемый второй вариант
осуществляет более «мягкое» управление и может обеспечить более точную
стабилизацию КА.
Алгоритмическая реализация предлагаемого закона стабилизации приво-
дит к следующей априорной прогнозированной оценке:
1135
по полному ускорению
+
МПИ
М]=—
О 4-Яуаг
const
при 1ТЗД > t;
Мпм ,
М2 = j (°const ) + ПРИ ТЗД + ТБВСт * d + »T3fl’
• по углу
ф"р =(Pi-i +C9i-lTBBCm+ 2 М1ТБВС т2 +(C9i-l + М^БВС )(ТЗД -ТБВСт) +
+ 2^2(^ЗД-ТБВСт) ’
• по угловой скорости
Ю?Р = сом + + м2 (тзд - тБВСт);
• по возмущающему угловому ускорению
№р, = мв,„
где Тзд — такт получения информации ЗД об угловом отклонении КА от
программного положения;
тбвс — такт БВС;
i — номер такта ЗД;
Мдм( о) — момент, создаваемый ДМ по соответствующему каналу, как
функция от сигнала управления о на маховики;
Mj — ускорение КА, создаваемое ДМ по соответствующему каналу на
первых m тактах БВС (внутри такта ЗД);
М2 — ускорение КА, создаваемое ДМ по соответствующему каналу на
остальных тактах БВС (внутри такта ЗД);
J — момент инерции КА по соответствующему каналу.
Апостериорная оценка вектора состояния при получении информации от
ЗД об угловом отклонении КА остается такой же, как и при получении ин-
формации ГИВУС об угловом отклонении КА.
В качестве примера на рисунках 4.1.20—4.1.24 для КА «Спектр-УФ» в фун-
кции времени представлены графики зависимости угла отклонения положе-
ния КА от заданного направления, угловой скорости КА, ошибки положе-
ния системы координат ГИВУС, оценки уходов ГИВУС и оценки возмуща-
ющего момента для одного из каналов управления. При этом до 1000-й се-
1136
Л лллс
ллллл - 00
сод на СДГ
0.0002 - о АЙ аА-
< 0 о. ' •— л лллэ - Ю 41 ю ы Ю 8( Ю 1С г 00 12 00 14 00 16 00 18 DO 2С
_ -U.UUUZ ё л л ллпл ж
О -U.UUU4 О. О о -Л ПЛПА -
w -U.UUUD ЛЛЛПО -
-U.UUUo I Л ЛЛ1 _ I
-U.UU1 1 Л ПО1 -э
время, с
Рисунок 4.1.21. Угловая скорость КА
кунды полета управление обеспечивается по информации звездных датчиков
АД-1, а далее — по информации СДГ. На рисунке 4.1.25 в функции времени
представлен график зависимости угла отклонения положения КА от задан-
ного направления при управлении без ГИВУС.
1137
Рисунок 4.1.22. Отклонение гиробазиса от инерциальной системы координат
Рисунок 4.1.23. Оценка скорости ухода гиробазиса
Из представленных графиков видно, что точность наведения и стабили-
зации КА существенно зависит от точностных характеристик измерительных
средств, а именно от шумовой составляющей звездных датчиков. До 1000-й
секунды процесса используется АД-1 с шумовой составляющей до 20 угл.с,
1138
Рисунок 4.1.24. Оценка возмущающего момента
Рисунок 4.1.25. Изменение отклонения углового положения КА от заданного направ-
ления при работе без ГИВУС
где амплитуда отклонений по углу достигает 3 угл.с, а после — СДГ с шумо-
вой составляющей 0.03 угл.с, где амплитуда отклонений снижается до 0.1 угл.с.
Управление КА на активных участках траектории. Изменение траектории
движения КА является одной из важнейших задач системы управления КА.
1139
Как правило, это изменение называют коррекцией траектории. Сама коррек-
ция траектории заключается в том, что путем включения маршевой двига-
тельной установки изменяют скорость движения центра масс КА, что при-
водит соответственно к изменению параметров его орбитального движения.
При этом величина импульса скорости может составлять 5...30 м/с для со-
вмещения орбиты КА с номинальной траекторией, требуемой для выполне-
ния задач КА либо может достигать от 500 до 2000 м/с для перехода на дру-
гие орбиты или перехода на трассу перелета от Земли на другие планеты.
Обеспечение выполнения задач системы управления движением центра
масс КА производится как на Земле, так и на самом КА.
Среди задач, которые выполняют наземные средства, можно назвать:
• траекторные измерения параметров орбиты КА,
• осуществление прогноза шестимерного вектора состояния КА на любой
момент времени,
• расчет потребного импульса приращения вектора скорости и его ориента-
ции в инерциальном пространстве для изменения орбитального движения
КА,
• кодирование командной информации в так называемое «Полетное зада-
ние» и её передача на борт КА.
В свою очередь, система управления КА:
• производит прием командной информации, ее дешифрацию,
• приступает к выполнению «Полетного задания» в заданный в нем момент
времени,
• по циклограмме сеанса включает необходимые измерительные приборы и
агрегаты двигательной установки,
• выполняет переориентацию КА для совмещения продольной оси КА (век-
тора тяги маршевого двигателя) с требуемым направлением выдачи им-
пульса коррекции траектории,
• строго в расчетный момент времени выдает команду на включение мар-
шевого двигателя,
• обеспечивает стабилизацию углового положения КА в инерциальном про-
странстве в соответствии с заложенными на борту КА алгоритмами управ-
ления угловым движением,
• производит счисление продольной и боковых составляющих скорости дви-
жения центра масс КА,
• в момент достижения либо заданного приращения импульса скорости кор-
рекции, либо требуемых параметров новой орбиты выдает команду на
выключение маршевой двигательной установки,
• после успокоения КА выполняет переориентацию либо в исходную ори-
ентацию, либо в новую ориентацию, заданную «Полетным заданием».
Для выполнения задач измерения орбитальных параметров на Земле рас-
полагаются наземные измерительные пункты (НИПы) и центры управления
1140
полетом (ЦУП). В их составе находятся радиолокационные станции слеже-
ния, которые по радиосигналу с КА определяют дальность до КА и проек-
цию скорости перемещения КА в направлении НИП-КА. Точность измере-
ний дальности даже для межпланетных перелетов составляет 20 м, а точность
измерений проекции скорости — 0.2 мм/с. Периодичность таких измерений
для межпланетных КА составляет порядка 5...20 измерений на интервале
3-х суток. Для орбит ИСЗ интервал измерений 3...5 мин. Количество интер-
валов 3...5. Время на обработку измерений при современном состоянии вы-
числительной техники незначительно. Основное время уходит на организа-
ционные работы и ожидание появления зоны видимости КА из центра уп-
равления полетом (ЦУП), при этом, чем меньше высота траектории, тем мень-
ше длительность возможной радиосвязи КА с НИП или ЦУП. Для высот
порядка 200...800 км эта длительность составляет 5... 15 мин, а для высоко-
апогейных траекторий с высотой 100000...300000 км — 12... 15 часов.
Основная задача БКУ КА заключается в выдаче заданного модуля харак-
теристической скорости в заданном направлении инерциального простран-
ства. Требуемые импульсы и направление их выдачи определяются специа-
листами-баллистиками на Земле, и эти параметры передаются на борт КА. А
вот сама реализация этой задачи отдается системе управления.
Используя информацию звездных приборов, БКУ в заданный момент
времени в инерциальном пространстве определяет ориентацию связанной
системы координат. Эта информация запоминается в виде начальной ориен-
тации гироплатформы или иных измерительных гироскопических средств.
Затем БКУ производит переориентацию продольной оси (оси маршевого
двигателя) в заданное направление инерциального пространства. В заданный
момент времени СУ включает двигатель.
Что происходит далее?
За счет технологических погрешностей изготовления и сборки (из-за уг-
лового отклонения вектора тяги от продольной оси КА и из-за линейного
смещения оси двигателя относительно продольной оси КА) тяга маршевого
двигателя не проходит через центр масс КА.
Кроме того, центр масс КА в силу различных причин может смещаться
относительно его расчетного положения. Смещение может быть системати-
ческим, например, из-за плохо скомпонованной целевой аппаратуры или
полезной нагрузки. Оно может быть случайным за счет разной скорости
выработки топлива из баков.
Эти причины приводят к появлению возмущающего момента от тяги дви-
гателя и угловому отклонению вектора тяги от расчетного направления.
Для парирования влияния указанных причин на точность выполнения
импульса скорости система управления должна, во-первых, выставить век-
тор тяги в расчетном направлении выдачи импульса и, во-вторых, париро-
вать возмущающий момент Мв = Ре.
1141
Поэтому для целей управления в состав БКУ входят:
• углоизмерительные средства ориентации осей КА,
• акселерометры,
• приводы поворота маршевого двигателя или специальные управляющие
двигатели.
В качестве углоизмерительных средств используется гиростабилизирован-
ная платформа (ГСП), которая перед выдачей импульса скорости выставля-
ется своими осями чувствительности определенным образом относительно
направления импульса скорости. На платформе устанавливаются акселеро-
метры. Могут использоваться интегрирующие датчики угловой скорости и
акселерометры, неподвижно закрепленные на корпусе КА. Для определения
текущей ориентации при такой установке требуется специальная система
счисления ориентации.
Бортовая вычислительная машина обрабатывает поступающую от измери-
телей информацию и формирует управляющие команды на исполнительные
органы.
Исполнительные органы могут быть двух типов:
• либо привод перемещения самого маршевого двигателя или специальные
рулевые сопла переменной или постоянной тяги,
• либо специальные двигатели стабилизации с постоянной тягой, работаю-
щие в импульсном режиме.
Получаемая от измерителей информация об угловом отклонении положе-
ния корпуса КА от заданного направления поступает в систему стабилиза-
ции, называемую иногда автоматом стабилизации, для парирования влияния
возмущающих моментов. Информация акселерометров интегрируется, в ре-
зультате чего БКУ получает информацию о величине проекции импульса
коррекции на расчетное направление и о проекциях этого импульса на попе-
речные оси. Для успешного выполнения задачи выдачи импульса скорости
необходимо обнулить поперечные проекции импульса к моменту выключе-
ния двигателя, а сам двигатель выключить в момент, когда проекция этого
импульса на расчетное направление достигнет заданной величины за выче-
том импульса последействия двигателя. Поперечные компоненты импульса
скорости V , Vz (их называют боковыми скоростями), направляются в авто-
мат стабилизации для выработки такого угла отклонения КА от расчетного
направления, который приведет к уменьшению боковых скоростей. То есть
алгоритм управления может быть сформирован в следующем виде:
• для канала тангажа nz = k^An + kwzcoz + k^ Vy;
• для канала рыскания оу = k^Avg + кюусоу - kvzVz.
Так как боковая скорость это по сути интеграл от произведения ускоре-
ния на угол, то структура алгоритма автомата стабилизации включает в себя
позиционный сигнал по углу, его производную и интеграл. Сам КА является
1142
консервативным звеном. Привод перемещения двигателя в простейшем слу-
чае можно представить в виде апериодического звена. Таким образом, струк-
турная схема системы стабилизации на активном участке траектории может
быть представлена в виде, изображенном на рисунке 4.1.26.
Рисунок 4.1.26. Структурная схема контура управления на активном участке
Как видно из структурной схемы, контур управления содержит в управ-
ляющем сигнале интеграл угла, поэтому система астатична по углу. В уста-
новившемся режиме интеграл будет компенсировать возмущающий момент
и вектор тяги совместится с заданным направлением импульса скорости с
точностью до ошибок измерительных и исполнительных средств.
Для контура данной структуры актуальна задача устойчивости контура.
Кроме соотношения настроек автомата стабилизации, на устойчивость КА
влияют характеристики жидкого наполнения баков двигательной установки.
Параметры жидкого наполнения КА влияют на колебательность процесса уп-
равления.
При разработке контура управления необходимо подобрать собственную
частоту контура стабилизации (соотношения настроек автомата стабилизации)
такой, чтобы не возбуждать колебаний жидкости. Для этого был разработан
специальный математический аппарат, в котором жидкость заменялась сис-
темой маятников, точками их подвеса, длинами маятников и их массой.
Большинство параметров такой математической модели определяют по ре-
зультатам экспериментальной отработки.
Система дифференциальных уравнений движения для математической
модели движения с учетом колебаний жидкости может быть представлена в
следующем виде:
п
Mv1+Xa4iW, = Fx;
п п
MVy + £ayq. 4i + £аур. р. + Ьу1 г, = Fy;
1143
МЧ + EVi + lazPi Pi + bzlf, = Fz;
Ш Ш - ^“z + (J33 - 122^гШу + l23^z ~ + ’uVz " ^iVy +
+У a p. = M ;
Zj/ И X’
-I214 + *22% ~ I234 + 1 - + 3Ф + ^24% +
+i4qA -bia^Pi+1%Ч!^+i%PiPi+V1=му;
-I32(by + I33(BZ +(I22 -IH)0)x(0y + 112ц -(^) + I13COyCOz -I23(OX(OZ +
+ia<%q.qi +^3^^ +ХседЯ; +t%PiPj =MZ;
i=l i=l i=l i=l
4i +€qi‘ii -“Vi + aqjXVx + aq.yVy +aq.zVz + aqj0^a)y +aq^(bz +
+С^/ЮУ+С^/^=О’ i = 1 + n;
Pi + £„ P; +c„ P; +a„„V„ + a„,V, +a„„ <nv + a„„ <b„ +a„„ <n, +
Kl PjH Pi *4 Р|У у PjZ Z PjO^ X Pjffiy У PjOJj z
+ср^1“у+ср^Н=0’1=1+п;
A(f, + E1f, + fifo) + dxl(bx + dy ,шу + dzl<bz + bxl vx + byl Vy + bzl vz = 0,
где M — масса KA, кг;
I = l,2,...,n — номер бака с топливом;
Ist(s, t = 1,2,3) — моменты инерции КА с учетом жидкого топлива в ба-
ках в системе координат CXcYcZc, кгм2 (s = t — центральные, s * t — цен-
тробежные);
х, у, z — перемещения центра масс вдоль соответствующих осей программ-
ной системы координат, м;
Vx, V , Vz — проекции линейной скорости центра масс на связанные оси
КАЛП, м/с;
юх’юу’юг — проекции вектора абсолютной угловой скорости КА на оси
связанной системы координат, 1/с;
1144
Р — тяга ДУ (на пассивных участках Р = 0), Н;
Fx, F , Fz, Мх, М , Mz — силы (Н) и моменты (Нм), в том числе управ-
ляющие;
Qi 5 Pi — обобщенные координаты, характеризующие колебания жидкости
в i-м баке в плоскости ХОУ и XOZ КА соответственно;
%’ cv %’ саЛ’ Мц = х’ у’ Z’“x’“y’“z;ai =qi,Pi;i = 1-n;X = (0y,C0z)
— гидродинамические коэффициенты (ГК);
со. — квадрат собственной частоты колебаний жидкости в баке;
еч, ’ ePi — коэффициенты демпфирования колебаний жидкого топлива в
поперечном и продольном направлениях, которые рассчитываются по фор-
муле
Ч =% + К.ь|М’
где es — коэффициент демпфирования, обусловленный вязкостью жидко-
сти, 1/с;
Ко.ь — коэффициент пропорциональности;
|SO. | — текущее значение скорости обобщенной координаты, м/с.
На ранних стадиях развития ракетной техники именно влияние жидкости
приводило к катастрофическим последствиям, пока не разработали достаточно
точное аналитическое описание процессов. В то же время для снижения вли-
яния жидкости на угловое движение в баки стали монтировать специальные
перегородки, демпфирующие колебания жидкости. Для большинства КА
количество топлива в баках сопоставимо с «сухим» весом конструкции и
влияние жидкого топлива существенно меньше, чем для ракет, где масса
жидкости в несколько раз может превышать массу «сухой» конструкции.
Расчет ошибок выдачи импульсов. Из чего складывается ошибка выдачи
импульса коррекции? Рассматривают две составляющие ошибок — ошибка
выдачи импульса по модулю и ошибка по направлению выдачи импульса.
Ошибка по модулю определяется в основном точностными характеристи-
ками акселерометра. Форма записи ошибки по модулю:
-'V = >?(КW)’ - (tk4W„)’ + (АТЮС)’ + Г>; + AW;;,,.,,
где Км — отклонение масштабного коэффициента акселерометра от номи-
нала (0.03...0.008%);
1145
W — величина импульса коррекции;
tK — номинальная длительность работы двигателя коррекции;
AW0 — нулевой сигнал акселерометра при отсутствии ускорения
(0.001...0.005 м/с2);
А — ускорение, создаваемое двигателем в конце работы;
ТБВс — такт работы БВС (0.03...0.1 с);
Da — дискретность выходной информации акселерометра (0.005...0.05 м/с2);
А \УИПД — разброс импульса последействия двигателя коррекции.
Ошибка выдачи импульса по направлению определяется в основном точ-
ностными характеристиками углоизмерительных приборов:
А<р = А(р2 + (wyxtk) + Дф2_у + АфдИН,
где Аф0 — точность начальной выставки гироизмерительных средств отно-
сительно заданного направления в инерциальном пространстве (4...20 угл.
мин);
соух — случайный уход гироскопов (0.002...0.2 град/час);
Афа_у — погрешность знания ориентации акселерометров относительно
углоизмерительных каналов (0.5...5 угл.мин);
АфдИн — динамическая ошибка автомата стабилизации (5...20 угл.мин).
При этом нужно помнить, что для малых коррекций, где переходные про-
цессы еще не завершены, следует учитывать динамическую ошибку, а для дли-
тельной работы маршевого двигателя, где переходные процессы практичес-
ки завершаются, динамическую составляющую ошибки можно не учитывать.
Обычно, для малых коррекций траектории КА с импульсом порядка 20 м/с,
точность выдачи этого импульса по модулю составляет порядка 0.1...0.5 м/с,
а по направлению — порядка 20...40 угл.мин. Для больших коррекций
(700... 1000 м/с) точность по модулю составляет 0.5...3 м/с, а по направлению
— порядка 15...20 угл.мин. При этом используется целый ряд технических
действий для того, чтобы повысить точность выдачи импульса:
• паспортизация систематических и случайных отличий точностных харак-
теристик измерительных приборов от номинальных значений,
• введение специальных предполетных или полетных калибровок,
• союстировка звездных приборов ориентации и гироскопических измери-
тельных средств,
• отход от программного управления к терминальному управлению, когда
на борту КА ведется прогнозирование конечных параметров движения и
вырабатывается управляющее воздействие, снижающее отклонение конеч-
ного значения интересующего параметра движения от его заданного зна-
чения.
1146
Стабилизация КА вращением. Длительность функционирования КА на
трассе перелета от одного небесного тела до другого может составлять от
полугода и более. Однако для поддержания жизнеспособности КА и обеспе-
чения его связи с наземными пунктами управления необходимо поддержи-
вать стабилизацию его осей в определенном положении относительно инер-
циального пространства. Если стабилизировать все три оси КА, то на пари-
рование возмущающих моментов или же на поддержание предельного цикла
автоколебаний КА затрачивается вполне определенное количество топлива.
В том случае, когда необходимо стабилизировать только одну ось КА в
определенном положении, можно использовать способ стабилизации КА
вращением.
Предположим, что КА вращается вокруг одной из центральных осей инер-
ции, например, вокруг оси ОХ с достаточно большой угловой скоростью Qx .
Кинетический момент КА в этом случае равен Н = Jx Qx и КА в инерциаль-
ном пространстве представляет собой волчок. Предположим также, что по-
перечные моменты инерции КА равны между собой и КА предоставлен сам
себе, т.е. все моменты, действующие на КА, равны нулю.
В этом случае
Jx4+(Jz-Jy)(oz®y=°;
Jy^y+(Jx-Jz)“x“z=°;
Jz“z +(Jy -Jx)°¥°y =°-
Как правило, произведение coxcoy « 0 , откуда Qx « const. Поэтому при ана-
лизе углового движения КА, стабилизированного вращением, обычно рассмат-
ривают два последних уравнения.
Введем обозначение ДТ = Jv -L и ДТ = Jv - J , тогда
Jywy+AlzQxcoz=O;
Jzwz -AlyQxcoy =0.
Продифференцируем второе уравнение
J й> -Al Q й =0.
J J
Из первого уравнения
Д1_
®у=--pQx“z-
*У
1147
Подставив в него значение dcoy/dt и разделив все на Jz, получим диффе-
ренциальное уравнение с постоянными значениями:
а1у Я
со +—-—-Q со =0.
z т т х z
Ау z
Если (Al / Jv )(AL / J ) > 0, то мы получаем консервативное звено. Это име-
у у' Z Z
ет место при Jx—1у > 0 и Jx — Jz > 0 или же при Jx — 1у < 0 и Jx — Jz < 0, когда
вращение производится вокруг оси максимального или минимального момен-
та инерции.
Если же (Д1 / Jv )(ДТ / J) < 0, то получаем неустойчивое звено второго по-
у у Z Z
рядка. Это имеет место, когда момент инерции относительно оси вращения
занимает промежуточное положение между двумя поперечными моментами
инерции.
Таким образом, вращение КА будет устойчивым, если момент инерции
вокруг оси закрутки будет либо максимальным, либо минимальным. Если же
на КА имеются гибкие элементы конструкции или полости, заполненные
жидкостью, то вращение относительно оси с минимальным моментом инер-
ции также будет неустойчивым.
Обычно поперечные моменты инерции КА, стабилизированного враще-
нием, практически равны, поэтому принимаем Jy = Jz = J. Тогда записываем
два последних уравнения в виде
J<By+(Jx-J)Qx(oz=0;
J“z + (J-Jx)Qx“y =°-
Записав выражение для вектора поперечной угловой скорости в комплек-
сном виде (о=<в +ico , получим комплексное дифференциальное уравнение
У z
i(b=Aco, решение которого co=co0e1At
J
где А = т х Q .
J-1 х
Полученное уравнение есть уравнение окружности, радиус которой % вра-
щается с равномерной угловой скоростью А. То есть проекции угловой ско-
рости гоу и <oz описывают на фазовой плоскости круг радиуса % с угловой
скоростью А (рисунок 4.1.27).
В это же время продольная ось описывает круглый конус вокруг вектора
кинетического момента КА с углом полураствора 0 =
“oJ
QXJX
Здесь тангенс угла
1148
Рисунок 4.1.27. Перемещение вектора кинетического момента КА В ССК
0 есть отношение проекции кинетического момента в поперечной плоско-
сти на проекцию кинетического момента на ось вращения. Таким образом,
для повышения точности ориентации оси вращения КА необходимо подав-
ление поперечных составляющих скорости вращения КА. Кроме того, нали-
чие центробежных моментов инерции приведет к дополнительной ошибке в
ориентации продольной оси, так как устойчивое вращение КА совершается
вокруг оси максимального момента инерции.
Предположим, что в какой-то момент времени на КА включается реак-
тивный двигатель, который создает управляющий момент Му в поперечной
плоскости на время At, существенно меньшее, чем период вращения КА, тем
самым сообщив КА импульс кинетического момента АН, например, в на-
правлении оси ОУ. До того на фазовой плоскости поперечные угловые ско-
рости перемещались по траектории 1 (рисунок 4.1.28).
В процессе выдачи импульса момента произошло изменение угловой ско-
рости Асоу = АН / Jy , а после выключения двигателя поперечные угловые ско-
рости уже начнут перемещаться по окружности 2.
Вращающийся КА является свободным гироскопом, поэтому в процессе
действия импульса момента управляющего двигателя КА в инерциальном
пространстве приобретет угловую скорость прецессии вокруг оси, перпенди-
кулярной вектору кинетического момента и перпендикулярной вектору уп-
равляющего момента:
Му
га —__
1149
Рисунок 4.1.28. Изменение проекций поперечной угловой скорости
После выключения двигателя управляющий момент равен нулю, поэтому
скорость прецессии обнулится, а КА в инерциальном пространстве развер-
нется на угол прецессии
м At
Фпр н •
Таким образом, в результате действия импульса управляющего момента
КА поворачивается в инерциальном пространстве на некий угол, пропорци-
ональный импульсу момента и обратно пропорциональный кинетическому
моменту КА. Побочным эффектом такого импульса является возрастание
проекций поперечной скорости, что нежелательно ввиду увеличения угла 0.
Угловую поперечную скорость необходимо погасить таким же импульсом
управляющего момента. При этом выдачу импульса снижения скорости же-
лательно выбрать таким образом, чтобы импульс управляющего момента
одновременно снижал поперечную скорость и увеличивал бы угол прецессии
(см. траекторию 2). Пример реализации такой переориентации представлен
на рисунках 4.1.29 и 4.1.30.
Из представленных рисунков видно, что переориентация КА может быть
произведена включением-выключением только одного двигателя. За счет
собственного вращения КА вокруг его продольной оси выбирается момент
времени, когда вектор управляющего момента нужным образом ориентиру-
ется в инерциальном пространстве.
Таким образом, для переориентации КА, находящегося в режиме трехос-
ной ориентации, на любой требуемый угол необходимо создать скорость
1150
Рисунок 4.1.29. Переориентация КА, стабилизированного вращением
Рисунок 4.1.30. Изменение угловых скоростей при переориентации
переориентации, двигаться с этой скоростью, а затем погасить эту скорость.
Затраты топлива на переориентацию будут пропорциональны двойному вре-
мени на изменение угловой скорости до программной, т.е.
2со со J
G = —-Gs = -^-dL . Величина сор может быть выбрана сравнительно неболь-
ау Ри
шой, но за счет длительности процесса переориентации расход топлива бу-
дет достаточно малым.
1151
Для переориентации КА, стабилизированного вращением, в течение не-
скольких оборотов вокруг продольной оси необходимо создать такой импульс
момента, который пропорционален углу поворота КА:
G=^G =—dL.
Му s Pu
Таким образом, для КА, стабилизированного вращением, расход топлива
прямо пропорционален суммарному углу переориентации. Если угол пере-
ориентации составляет сотни градусов, то расход топлива для КА, стабили-
зированного вращением, намного превышает расход для переориентации
обычного КА с близкими моментами инерции.
Тогда в чем же преимущества стабилизации вращением? При действии
возмущающих моментов от светового и гравитационного момента за счет
гироскопического эффекта существенно снижается «уход» оси вращения КА
от заданного направления. Кроме того, при выдаче импульсов коррекции
траектории на вращающемся КА вовсе не нужно компенсировать возмущаю-
щий момент от эксцентриситета тяги. Этот момент является для КА внут-
ренним, и в инерциальном пространстве он приводит только к увеличению
амплитуды отклонения оси вращения от заданного направления. На рисун-
ках 4.1.31 и 4.1.32 в качестве примера представлено изменение годографа
Рисунок 4.1.31. Годограф поперечной угловой скорости до и в процессе работы МД
1152
Рисунок 4.1.32. Ориентация продольной оси КА до и после включения МД
проекций поперечной угловой скорости и положения продольной сои КА в
инерциальном пространстве до и в процессе работы маршевого двигателя.
До включения маршевого двигателя амплитуды угловой поперечной ско-
рости и угла отклонения продольной оси не превышали 0.2 град/с и 0.2 град
соответственно. После включения МД они возросли соответственно до
1.5...2.7 град/с и более 2 град.
При этом наблюдается смещение как среднего значения проекций угло-
вой скорости, так и среднего угла отклонения продольной оси, что приводит
к появлению боковой компоненты линейной скорости импульса коррекции
(рисунок 4.1.33).
Рисунок 4.1.33. Изменение модуля боковой скорости при работе МД
1153
Вообще-то точность выдачи импульса скорости коррекции зависит от
точности начальной ориентации, величины эксцентриситета тяги МД и ве-
личины центробежных моментов инерции. В общем виде для оценки проек-
ций поперечной скорости и угла отклонения оси вращения от заданного
значения приближенные уравнения вращающегося КА [4] можно записать
следующим образом:
®=0.5So(l + VI)eiknt
, 0 5S.„(l Л)е
« = « +0.5i Р(1 - +
° Q(l + k) V '
+0.5iSot (1 - еН'+к^ )- , (1 - e'(,+k)£2t
Q(l-k) v > Ш2'
®y0
mz 1 if my
k Q + < “z0 kyQ
7 k y 7
So.
mz
“y(, + kzQ
1
/X
my
C0,n ~
z0 kyQ
к=1х Iz,K=Ix Iy,K=/K~K~;
У T ’ Z J ’ V у Z’
У z
Му
my= /."Ч
У
Mz /Г • mz
x=kz-
ку
Таким образом, вращательное движение характеризуется колебаниями с
четырьмя различными частотами:
i-j-< 2л rj-t 2л rj-< 2л rj-< 2л
1-Q’ 2-Ш’ 3 (k-l)Q’ 4-(k + l)Q’
где Tj — период вращения KA вокруг оси вращения;
Т2 — период изменения поперечной угловой скорости;
1154
Т3 и Т4 — периоды отклонения оси вращения в инерциальном простран-
стве.
Особая проблема — это раскрутка КА. Согласно уравнениям движения на
вращающийся КА воздействуют и возмущающие моменты от двигателей рас-
крутки, и центробежные ускорения, и сами величины проекций угловых
скоростей. Чтобы избежать ошибок в ориентации оси вращения, необходи-
мо практически мгновенно придать КА угловую скорость Q. Для этого тре-
буется очень большой управляющий момент раскрутки. Часто его создают за
счет пороховых ракетных двигателей, но это не всегда возможно. Так, в слу-
чае комбинированной двигательной установки, обеспечивающей и трехосную
ориентацию и стабилизацию вращением, требуется совместить двигатели рас-
крутки и двигатели стабилизации КА. Её управляющий момент достаточно
мал, и процесс раскрутки имеет значительную длительность. Поэтому началь-
ный этап раскрутки проводят в режиме трехосной ориентации, когда угло-
вая скорость вращения КА в продольном канале должна линейно возрастать
во времени, а в поперечных каналах производится стабилизация углового
положения. Но когда возмущающие гироскопические моменты в поперечных
каналах стабилизации становятся соизмеримыми с управляющими момента-
ми, стабилизацию отключают. Далее за счет собственного кинетического
момента КА становится достаточно устойчивым, и его дальнейшую раскрут-
ку следует производить с демпфированием (обнулением) поперечных угло-
вых скоростей КА.
В связи с тем, что главные оси инерции КА могут отличаться от строи-
тельных (связанных) осей КА, демпфирование поперечных угловых скорос-
тей не приведет к их полному обнулению. Так или иначе, за счет центробеж-
ных моментов инерции величина амплитуды колебаний по поперечной уг-
ловой скорости КА будет пропорциональна произведению угла отклонения
главной оси инерции ОХ от направления строительной оси 0X1 и угловой
скорости закрутки Q. Для снижения амплитуды колебаний по углу алгоритм
демпфирования угловой скорости следует принять в виде
о = со -со
y,z уф,гф уи,ги’
где соуи zm — измеренное или оцененное значение угловой скорости по соот-
ветствующему каналу управления;
Юуф.гф — значение угловой скорости на выходе фильтра,
®уа>=1КуА (Юуи -toyJdt
Уф J Уф\Уи Уф /
При этом коэффициент настройки «длинного» фильтра Кф следует выби-
рать таким, чтобы за время, соответствующее нескольким десяткам перио-
1155
дов вращения КА вокруг оси закрутки, на выходе фильтра сформировалось
среднее значение проекции поперечной скорости по соответствующему ка-
налу управления. Тогда по истечении указанного времени вращение КА бу-
дет осуществляться вокруг главной центральной оси симметрии, а углы от-
клонения этой оси от строительных осей КА будут определяться углами
а = со /Q .
y,z уф,гф' х
Примером КА, стабилизированного вращением, в практике проектирова-
ния НПО им. С.А.Лавочкина может служить возвращаемый аппарат (ВА) КА
«Фобос-Грунт». Взлет с поверхности Фобоса и необходимые переориентации
В А совершает в трехосной ориентации, используя реактивные двигатели ста-
билизации на азоте. В дежурном полете КА стабилизирован вращением с
угловой скоростью порядка 2 град/с, а перед выполнением выдачи импуль-
сов скорости на участке перелета к Земле закручивается до угловой скорости
50 град/с.
Литература
1. Бранец В.Н., Шмыглевский И.П. Применение кватернионов в задачах
ориентации твердого тела. — М.: Наука, 1972. — 319 с.
2. Основы теории полета космических аппаратов /Под ред. Г.С. Нарима-
нова и М.К. Тихонравова. — М.: Машиностороение, 1972. — 608 с.
3. Кавинов И.Ф. Инерциальная навигация в околоземном пространстве.
— М.: Машиностроение, 1978.
4. Попов В.И. Системы ориентации и стабилизации космических аппара-
тов. Пассивные и комбинированные системы. — М.: Машиностроение, 1977.
- 184 с.
Б.Б. Беляев, В.Н. Лихачев, А.И. Ульяшин, В.П. Федотов,
НПО им. С.А. Лавочкина
1156
EW ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ДЕТОНАЦИОННЫХ
ЛОГИЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ БОРТОВЫХ СИСТЕМ
АВТОМАТИКИ
4.2.1. Система разведения детонационных команд
В современных изделиях ракетно-космической техники (РКТ) широко
применяются средства пироавтоматики (СПА), принцип действия которых
основан на использовании энергии горения и детонации энергетических
конденсированных систем. Эти устройства обладают рядом неоспоримых
преимуществ перед изделиями иного принципа действия, на них возлагает-
ся решение комплекса важных задач, связанных с обеспечением старта и
управлением последующего полета ракет и космических аппаратов. Перспек-
тивы совершенствования и развития РКТ направлены как на расширение
круга задач, решаемых СПА, так и на повышение эффективности их действия.
В свою очередь, применение большого числа средств пироавтоматики
требует множества числа точек инициирования, в конечном счете — мости-
ков накаливания, поскольку подавляющее большинство существующих пи-
роустройств задействуется от электрических сигналов, выдаваемых системой
управления (СУ). Это неизбежно ведет к увеличению потребной мощности
источников питания и формированию весьма разветвленной бортовой кабель-
ной сети (БКС). Наличие большого числа мостиков накаливания и разветв-
ленной БКС отрицательно сказывается на стойкости СПА к воздействию
различного рода внешних нагрузок, которые могут быть как естественного,
так и искусственного происхождения. К таковым следует отнести импульс-
ные электромагнитные, механические, радиационные и термические нагрузки.
Вопросу повышения надежности СПА уделяется достаточно много вни-
мания, поскольку отказ в срабатывании пироустройств неизбежно ведет к
невыполнению программы полета ракет и автоматических космических ап-
паратов. Однако до настоящего времени эта задача в полной мере не решена.
Выбор наиболее рационального варианта системы трансляции команд к ис-
полнительным элементам СПА является весьма важным этапом при проек-
тировании изделий РКТ и космических аппаратов.
Одним из альтернативных путей повышения стойкости и помехозащищен-
ности СПА от внешних нагрузок является замена части электрических свя-
зей системы управления на пиротехническую или детонационную систему
разведения команд. Известно [2, 3], что такая система обладает рядом нео-
споримых преимуществ. Она нечувствительна к электромагнитным импуль-
сам, имеет высокую радиационную, термическую, вибрационную и ударно-
волновую стойкость, не требует дополнительных источников электрическо-
го питания. Применение пиротехнической или детонационной системы раз-
ведения команд с логическими элементами исключает наличие большого
числа средств инициирования электрического действия, повышает надежность
системы управления, снижает бортовое энергопотребление.
1157
При выполнении программы полета такая система должна обеспечивать
трансляцию команд к исполнительным элементам пироавтоматики по задан-
ной программе в строго определенной последовательности. Принципиальная
схема системы разведения детонационных команд (СРДК) приведена на
рисунке 4.2.1.
Рисунок 4.2.1. Принципиальная схема системы разведения детонационных команд:
1 — узел инициирования; 2 — разветвитель команд; 3 — замедлитель; 4 — заряд-транс-
лятор
Подобные системы, в которых выходные сигналы определены для неко-
торых фиксированных моментов времени на заданном интервале, называются
системами с дискретным временем. Схема состоит из функциональных эле-
ментов, каждый из которых определяет некоторую функцию логики. Прин-
цип работы системы разведения следующий: сигнал от системы управления
поступает на защищенный узел инициирования, который гарантированно
возбуждает взрывчатое превращение в снаряжении заряда-транслятора, пе-
редающего команду на разветвитель.
Разветвитель имеет некоторое число выходов и осуществляет преобразо-
вание входного сигнала в выходные. Выходные сигналы должны поступать к
исполнительным пиромеханизмам (детонационная чека, детонационный нож,
детонационный замок и др.) в некоторые регулярные моменты времени на
заданном интервале в определенной логической последовательности. Необ-
ходимые временные задержки обеспечиваются как временем протекания
взрывчатого превращения в снаряжении заряда-транслятора с заданными
линейными размерами, так и устройствами-замедлителями.
Замедлитель осуществляет задержку сигнала на определенную временную
уставку согласно заданной программе. Для исключения несанкционирован-
ного срабатывания исполнительных пиромеханизмов и повышения надеж-
1158
ности в системе разведения установлены логические элементы — взрывные
диоды, обеспечивающие прямую и исключающие обратную связь. Функцию
логического элемента (диода) может выполнять замедлитель.
Для практического проектирования цепей разводки детонационных команд
с замедлителями, обеспечивающими требуемые уставки времени, необходи-
мо оценить возможности различных конструктивно-компоновочных схем
таких устройств. Это объясняется жесткими требованиями, предъявляемы-
ми к зарядам-трансляторам и к замедлителям как по времени срабатывания
и разбросу рабочих характеристик, так и по стойкости к действию различ-
ных специфических нагрузок, определяемых условиями применения при
приемлемых массово-габаритных характеристиках.
4.2.2. Анализ конструкции замедлителей
В общем случае задачи замедления огневых и детонационных команд обыч-
но решаются с помощью пиротехнических временных или электронных ус-
тройств [1, 3, 4]. Последние обладают рядом серьезных недостатков и при
действии специфических нагрузок требуют специальной защиты. Так, напри-
мер, даже при мгновенном воздействии мощного ионизирующего излучения
(длительностью в несколько наносекунд) суммарное время потери работос-
пособности интегральных схем составляет сотни микросекунд. Испытания
электронных средств системы управления на стойкость к гамма-нейтронно-
му излучению с уровнями, соответствующими современным требованиям,
показали, что в течение длительного времени после воздействия (несколько
сотен часов) при отсутствии входного сигнала появляются несанкциониро-
ванные сигналы управления. Поэтому, в целях повышения стойкости сис-
тем управления ракет и космических аппаратов, электронные приборы ши-
роко заменяются на узлы и устройства пиромеханического типа [1].
В связи с реализацией программы освоения дальнего космоса и расшире-
нием круга задач, возлагаемых на средства пироавтоматики, требования к
замедлителям на основе пироэлементов существенно возрастают и не могут
быть в полной мере обеспечены традиционно применяемыми устройствами.
Так, достижение времени задержки в миллисекундном диапазоне трудно
обеспечить пиротехническими замедлителями. Максимальная скорость горе-
ния пиротехнических замедлительных составов, достигнутая к настоящему
времени, составляет до 500 мм/с [4]. Следовательно, для получения требуе-
мых времен замедления высота запрессовки пиросостава с учетом максималь-
но достигаемой скорости горения должна иметь значение 0,5...5,0 мм, что
технологически сложно обеспечить. Кроме того, время горения замедлитель-
ного пиросостава и его разброс от номинального значения определяется не
только исходными компонентами, но и конструкцией пирозаряда и узла за-
медления в целом. Сюда относятся параметры оболочки замедлителя и зап-
рессованного в нее состава (материал оболочки, её внутренний и внешний
1159
диаметры, плотность и высота столбика состава, устройства для устранения
перемещения остатков заряда и образующихся шлаков), а также мощность
источника воспламенения и конструкция камеры сгорания. Поэтому с уче-
том технических допусков, неизбежных разбросов высоты пирозаряда, изме-
нения внешнего давления и начальной температуры разброс по времени сра-
батывания замедлительных модулей является значительным и достигает ве-
личины ± (10...20)% от номинального значения времени замедления в интер-
вале температур ± 60 °C [3].
Некоторые зарубежные пироустройства, используемые в качестве замед-
лителей, изготавливаются в виде шнура в свинцовой оболочке, снаряженной
специальным равномерно горящим составом. Такой шнур может быть сжат
в плотную спираль, изогнут или расплющен до овальной или ниточной фор-
мы без потери способности быстро гореть. Подобные замедлители обеспечи-
вают время замедления от 510-3 до 15 с в зависимости от размеров отрезка
заряда замедлителя. Однако разброс по времени срабатывания таких замед-
лителей составляет ± (25...50)% в интервале температур ± 70 °C [3], что для
бортовых систем управления во многих случаях нельзя считать удовлетвори-
тельным.
Другим видом зарубежных замедлителей являются так называемые «пи-
рофьюзы», представляющие собой шнур, изготовленный из биметаллического
экзотермически сплавляющегося состава. Шнур обычно изготавливают из
отдельных проволочек, сплетенных в одно целое и расположенных коакси-
ально в поперечном сечении. Пирофьюзная проволока состоит из палладие-
вой оболочки и внутренней сердцевины из алюминия. Такие биметалличес-
кие составы обладают высокой стойкостью к действию ударной волны, ме-
ханическим нагрузкам и вибрациям. Наружную поверхность шнура покры-
вают стекловолокном. Его можно инициировать от луча огня капсюля-вос-
пламенителя ударного или накольного действия либо от пиропатронов.
«Пирофьюзы» успешно применяются в зарубежной ракетной технике для
установок миллисекундного диапазона. Однако они предназначены для пе-
редачи только огневых команд, и в детонационных цепях их применение
возможно лишь с использованием дополнительных устройств, трансформи-
рующих горение в детонацию.
Достижение уставок времени миллисекундного диапазона может быть, по-
видимому, обеспечено в той или иной мере использованием в пиротехничес-
ких замедлителях конвективных режимов горения, однако стабильность та-
ких процессов, в особенности в условиях вакуума и широкого температурно-
го диапазона, вызывает сомнение. Кроме того, использование таких режи-
мов связано с определенными трудностями при организации стабильного
перехода от горения к нормальной детонации, обеспечением диаметра заря-
да выше критического, который для таких условий составляет несколько
миллиметров, и др.
1160
Альтернативным решением для достижения времени задержки в милли-
секундном диапазоне может явиться применение замедлительных устройств,
выполненных по баллистической схеме на основе детонирующих удлинен-
ных зарядов (ДУЗ) в металлических оболочках. Схема баллистического за-
медлительного устройства представлена на рисунке 4.2.2.
Рисунок 4.2.2. Схема баллистического замедлительного устройства: 1 — детонирую-
щий удлиненный заряд; 2 — стопор; 3 — ударник; 4 — ствол
Принцип работы замедлительного устройства заключается в метании про-
дуктами детонации удлиненного заряда 1 ударника 5, который разгоняется
по стволу 4 и, воздействуя на второй удлиненный заряд, возбуждает в нем
детонацию. Время замедления будет определяться баллистическими харак-
теристиками устройства, скоростью и временем движения ударника по ство-
лу. Одновременно устройство исполняет роль диода, исключая обратную связь
в цепях разведения детонационных команд.
Применение ДУЗ обусловлено тем, что такие заряды практически не чув-
ствительны к действию электростатических и электромагнитных полей, об-
ладают высокой радиационной и термической стойкостью. Эксперименталь-
но установлено, что облучение зарядов в металлической оболочке дозами до
105 Гр не влияет на их основные взрывчато-технические характеристики.
Заметим, что для условий среднего космоса верхним пределом радиацион-
ных нагрузок принято считать интегральную поглощенную дозу излучения в
пределах 102...103 Гр, для дальнего космоса эти нагрузки могут находиться в
диапазоне 103...106 Гр.
Метание ударника в замедлительном устройстве продуктами детонации
ДУЗ позволяет обеспечить достижение требуемого времени замедления мил-
лисекундного диапазона с одновременным резким снижением разброса ра-
бочих характеристик, поскольку заряды высокобризантных взрывчатых ве-
ществ имеют достаточно стабильные характеристики в различных условиях
применения. Известно [6, 9], что скорость детонации бризантных ВВ не за-
висит от внешних условий и определяется в основном лишь состоянием за-
1161
ряда: его диаметром, плотностью снаряжения, а также наличием и характе-
ристиками оболочки.
Важными требованиями, которые предъявляются к пиротехническим ус-
тройствам, применяемым в космической технике, являются требования ми-
нимизации массовых характеристик и побочного действия. Достижение пос-
леднего может быть обеспечено путем снижения массы снаряжения заряда,
что ограничивается наличием у взрывчатых веществ критического диаметра
и критических условий возбуждения детонации.
4.2.3. Разработка методики проектирования баллистического
замедлительного устройства
Выбор рационального варианта конструкции ДУЗ
Из анализа имеющихся разработок конструкций удлиненных зарядов сле-
дует, что наиболее широко используются заряды высокобризантных ВВ в
корпусах, выполненных из металла или комбинированного материала. Это
обусловлено возможностью изготовления зарядов с высокой плотностью сна-
ряжения, предохранения их от внешних ударных и иных нагрузок, сниже-
ния диаметра снаряжения и обеспечения приемлемой ударно-волновой чув-
ствительности к начальному импульсу. Известно [6, 14], что оболочка спо-
собствует снижению критического диаметра детонации, так как сдерживает
боковой разлет продуктов детонации, препятствует движению волн разреже-
ния в зону химических реакций. Вследствие этого масса снаряжения заряда
в корпусе на единице его длины может быть значительно меньше, чем у за-
ряда без оболочки. Экспериментальные данные свидетельствуют: если время
движения боковых волн разрежения в оболочке в направлении к оси заряда
будет меньше времени протекания химических реакций в снаряжении, дето-
нация высокобризантных ВВ устойчиво протекает при диаметрах, значительно
меньших критического. В цилиндрических зарядах с гексогеновым снаряже-
нием, заключенных в металлическую оболочку, снижение скорости детона-
ции наблюдается лишь при диаметрах менее 1/3 критического и при этом
составляет около 0,3 мм.
Оболочка оказывает значительное влияние на критические параметры
инициирования детонации в зарядах малого калибра при торцевом нагруже-
нии. Более того, установлено, что критические параметры инициирования
зависят как от материала оболочки, так и от ее толщины. Основной причи-
ной, приводящей к снижению критических параметров инициирования за-
рядов в металлической оболочке, является уменьшение времени химическо-
го превращения в зоне химических реакций вследствие увеличения времени
существования высоких давлений и температур, а также перехода волны раз-
грузки из ударно сжатого материала оболочки в снаряжение и ее опережаю-
щего действия на него (рисунок 4.2.3).
1162
Рисунок 4.2.3. Гипотетическая схема инициирования заряда в оболочке: 1 — оболочка;
2 — снаряжение заряда; 3 — зона химических реакций; роб — давление на фронте
ударной волны, распространяющейся в оболочке; рв — давление на фронте ударной
волны, распространяющейся в снаряжении; 5СТ — толщина стенки оболочки
В рассматриваемом устройстве ДУЗ одновременно выполняет роль транс-
лятора детонационных команд и должен удовлетворять требованиям, приве-
денным выше. Поэтому для выбора заряда необходимо оценить его детона-
ционные и, следовательно, массовые характеристики.
Оценка критических условий возбуждения детонации ДУЗ
ударом быстролетящего тела
Физическая модель инициирования ДУЗ имеет существенные отличия от
модели инициирования безоболочечных зарядов ВВ, которая распространя-
ется и на те случаи, когда возбуждение детонации наступает в результате удара
быстролетящего тела по открытому торцу заряда.
При нагружении зарядов индивидуальных бризантных ВВ, заключенных
в оболочку, ударом с открытого торца воздействию подвергается не только
его снаряжение, но и оболочка, которая оказывает значительное влияние на
условия инициирования ВВ. В этом случае критическое давление иниции-
рования детонации в первом приближении будет определяться равенством
^дуз^в+^об’ (4.2.1)
где рв — давление, создаваемое в снаряжении ДУЗ прямой волной сжатия;
роб — давление, создаваемое в снаряжении боковой ударной волной; £ — ко-
эффициент согласования.
Влияние толщины оболочки на условия возбуждения детонации в ДУЗ
может быть связано с временными характеристиками сжатия ВВ боковыми
волнами и с ударно-акустическими характеристиками материала оболочки.
Объяснить это можно тем, что длительность фазы сжатия боковой волны
соответствует времени прихода волны разгрузки от свободной поверхности
1163
оболочки к ВВ, поэтому при малых значениях толщины 8СТ стенки оболоч-
ки влияние давления на РдУЗ незначительное. При увеличении толщины
оболочки длительность фазы сжатия увеличивается и, если время, необходи-
мое на возникновение и развитие химической реакции в зоне сжатия, будет
меньше времени движения продольной и боковой волн разрежения, то в сна-
ряжении возможно возбуждение детонации в результате сложной интерфе-
ренции прямой и боковой ударных волн. Поэтому, при прочих равных усло-
виях, процесс возбуждения детонации в ДУЗ должен определяться дополни-
тельным критериальным соотношением
8 8
ст у (
Лр
(4.2.2)
где dB — диаметр снаряжения ДУЗ.
При увеличении диаметра ВВ (калибра ДУЗ) влияние боковых волн на
условия возбуждения детонации в зарядах, заключенных в металлическую
оболочку, ослабевает. Объяснить это можно тем, что боковые волны наибо-
лее сильно воздействуют на периферийные участки ВВ, что создает разные
условия для развития химических реакций за фронтом ударных волн. Отсю-
да следует, что количество образующихся «горячих» точек по мере прибли-
жения к оси заряда уменьшается и, следовательно, создаваемое здесь давле-
ние не достигает критического значения.
На условия возбуждения детонации в ДУЗ, кроме рассмотренных выше
параметров, оказывает влияние и материал оболочки. Реально применяемые
в ракетно-космической технике ДУЗы изготавливают в медных, алюминие-
вых, а иногда в стальных и свинцовых оболочках. Естественно, что для прак-
тического проектирования замедлителя на основе удлиненных зарядов необ-
ходимо оценить влияние материала на условия инициирования ДУЗ.
Влияние материала оболочки обусловлено его плотностью и прочностью,
если эффективное время развития химической реакции составляет значитель-
ную величину. Прочностные характеристики материала оболочки не оказы-
вают заметного влияния на критические параметры инициирования, посколь-
ку для таких мощных бризантных ВВ, как гексоген и октоген, используемых
в качестве снаряжения удлиненных зарядов, время развития химической
реакции составляет доли микросекунды. Роль оболочки для мощных бризан-
тных ВВ связывается прежде всего с её инерционностью, а в качестве аргу-
мента, определяющего снижение параметров инициирующей ударной волны
(ИУВ) для зарядов, заключенных в металлический корпус, предложен пара-
метр V, пропорциональный отношению массы оболочки к массе заряда на
единицу его длины:
1164
_ 8CT Роб
d3*PB ’
(4.2.3)
где роб — плотность материала оболочки; d3 — диаметр заряда; рв — плот-
ность ВВ.
Из (4.2.3) следует, что чем выше плотность роб материала оболочки заря-
да, тем интенсивнее она снижает критические параметры. Однако здесь же
нетрудно видеть, что к снижению параметров ИУВ должно приводить и уве-
личение толщины 8СТ стенки оболочки. Следовательно, и малоплотная, но
толстостенная оболочка должна оказывать достаточно эффективное влияние
на снижение критических параметров ударной волны, что несколько проти-
воречит сделанным ранее заключениям. Очевидно, что влияние материала и
толщины оболочки на условия возбуждения детонации в ДУЗ проявляются
совместно. В таблице 4.2.1 приведены экспериментальные значения крити-
ческих параметров инициирования ДУЗ, снаряженных гексогеном, в зави-
симости от толщины и материала оболочки.
Таблица 4.2.1. Значения критических параметров инициирования ДУЗ в зависи-
мости от толщины и материала оболочки
Диаметр заряда d3, мм Плотность снаряжения рв, г/см3 Толщина оболочки бет, ММ Материал оболочки
Медь Алюминий
Рдуз , ГПа иа‘, м/с Рдуз, ГПа «а’, м/с
1,96 1,56 0,42 1,5 420 4,4 380
0,62 1,2 330 1,3 370
0,92 0,8 240 1,2 330
1,22 0,8 240 1,2 330
1,85 0,8 240 1,2 330
Как следовало ожидать, характерной особенностью для всех ДУЗ являет-
ся то, что с увеличением толщины стенки оболочки критическое давление
инициирования уменьшается. При этом зависимость р*(8ст) ДЛЯ удлиненных
зарядов в медных оболочках более значимая, чем для ДУЗ, выполненных в
алюминиевом корпусе. Это, вероятно, связано с временными характеристи-
ками сжатия снаряжения боковыми волнами, которые определяются време-
нем прихода волны разгрузки от свободной поверхности заряда. Так, в пер-
вом приближении время тб в действия боковой волны можно определить как
1165
_5ст
тб.в - ’ (4.2.4)
со
где с0 — скорость звука в ударно сжатом материале оболочки.
Тогда для ДУЗ одного калибра это время будет равно 1,1 • 10“7 и 8,1 • 10—8 с
соответственно для медной и алюминиевой оболочки. Очевидно, что с уве-
личением толщины стенки доля полезно реализуемой энергии боковой вол-
ны возрастает, вследствие чего давление рв уменьшается.
Однако такой характер зависимости р* (8СТ) имеют до некоторого предель-
ного значения толщины 8^ стенки (для исследованных ДУЗ сравнительно
небольшого калибра 8^ « 0,8...1,0 мм для оболочек из меди и 8"^ ^0,5 мм —
для алюминиевых оболочек). Дальнейшее утолщение стенки не приводит к
изменению критического давления инициирования, что, вероятно, связано
с диссипацией энергии боковой волны и некоторыми другими явлениями.
Сущность этих явлений состоит в том, что на уменьшение величины крити-
ческого диаметра заряда в оболочке влияют только близлежащие тонкие слои
ВВ. Боковая волна прежде всего воздействует на эти слои заряда, поэтому про-
цесс возбуждения детонации в ДУЗ должен определяться соотношением
JB /8СТ. Следовательно, для каждого ДУЗ существует некоторое предельное
отношение (dB /8СТ )пр, при котором наступает «насыщение» критического дав-
ления инициирования. На основании этого можно сделать важный вывод, что
для практического применения в целях повышения ударно-волновой чувстви-
тельности ДУЗ малого калибра оболочку целесообразно изготавливать из меди
с толщиной стенки 0,8...1,0 мм.
С учетом требований по ограничению габаритных характеристик узел за-
медления в ряде случаев может быть выполнен с криволинейным стволом,
по которому прогоняется ударник сферической формы. Возбуждение дето-
нации в заряде таким ударником имеет свои особенности и заключается в том,
что в ВВ генерируется УВ с искривленным фронтом. Выполненные исследо-
вания показали, что при таком воздействии значения критических парамет-
ров значительно выше, чем для плоской схемы нагружения.
При инициировании детонации в удлиненных зарядах шаровым элемен-
том ударному воздействию неизбежно подвергается не только снаряжение
ДУЗ, но и его металлическая оболочка. В результате этого давление, создава-
емое в ВВ, может не достигать критического значения даже при увеличении
диаметра очага нагружения до размеров dB. При таких условиях ударная вол-
на, создаваемая в оболочке заряда, как бы запаздывает по времени от момен-
та начала нагружения снаряжения ДУЗ. Вполне понятно, что такая схема удар-
1166
ного воздействия должна оказывать влияние на условия инициирования де-
тонации. Большое значение должен иметь радиус кривизны головной части
ударника, которым определяется не только профиль фронта ударной волны,
создаваемой в снаряжении, но и время нагружения оболочки удлиненного
заряда.
Экспериментально установлено [13], что с уменьшением диаметра удар-
ника критическая скорость инициирования ДУЗ закономерно возрастает. В
таблице 4.2.2 приведены экспериментальные значения критических парамет-
ров инициирования ДУЗ в медной оболочке.
Таблица 4.2.2. Значения критических параметров инициирования ДУЗ в зависи-
мости от диаметра бойка
Диаметр заряда JB, мм Плотность снаряжения Рв, г/см3 Толщина оболочки 6СТ, ММ Диаметр бойка, d, мм Критическая скорость удара, bJ , м/с Рдуз > ГПа
1,96 1,56 0,42 10 500 1,65
7 600 2,0
4 950 3,4
Из приведенных результатов следует, что для возбуждения детонации в ДУЗ
малого калибра требуется существенно меньшая скорость соударения, чем для
зарядов без оболочки. Так, для заряда без оболочки, имеющего примерно ту
же чувствительность к удару, скорость соударения бойка диаметром 10 мм
более 1300 м/с [10]. Единственно приемлемым объяснением столь большой
разницы следует считать то, что ударному нагружению подвергается оболоч-
ка заряда, которая, как было показано выше, во многом способствует разви-
тию преддетонационного процесса в ДУЗ.
С уменьшением диаметра ударника критическая скорость инициирования
ДУЗ закономерно возрастает. Уменьшение радиуса кривизны головной час-
ти ударника приводит к увеличению разницы во времени нагружения снаря-
жения ДУЗ и его оболочки. Этим можно объяснить зависимость критичес-
кой скорости соударения от диаметра ударника. Действительно, так как ини-
циирование удлиненного заряда наступает в результате сложной интерферен-
ции прямой и боковой волны, переходящей из ударно сжатого материала
оболочки, то при нагружении шаровым элементом боковая волна генериру-
ется через некоторое время Д/об. Это время может быть рассчитано по фор-
муле
1167
где 7?у — радиус головной части ударника; dB — диаметр снаряжения удли-
ненного заряда.
Критическую скорость соударения бойка в зависимости от радиуса кри-
визны его головной части можно определить исходя из следующих сообра-
жений.
Из уравнения (4.2.5) имеем
А/об
(4.2.6)
Надо полагать, что инициирование ДУЗ наступает, когда
ДГоб^Тз, (4.2.7)
где тз — время задержки возбуждения детонации.
Для высокобризантных ВВ тз составляет доли микросекунды, следователь-
но, для одного и того же калибра удлиненного заряда (dB = const) уменьше-
ние радиуса кривизны головной части ударника должно неизбежно вести к
повышению критической скорости соударения. Из этого можно заклю-
Ry
чить, что в общем случае о0 зависит от отношения -г-.
ав
Поскольку инициирование ДУЗ сферическим элементом наступает при
значительно больших скоростях соударения по сравнению с плоской схемой
нагружения, это неизбежно ведет к увеличению массово-габаритных харак-
теристик узла замедления.
Учитывая, что скорость движения ударной волны по оболочке заряда выше,
чем по снаряжению, а процесс инициирования детонации зависит от синх-
ронности прихода боковой и прямой волн сжатия в зону химических реак-
ций, снижение критических параметров инициирования может быть достиг-
нуто путем формирования на торцевой поверхности заряда выемки по про-
филю сферического ударника. Такой технологический прием ведет к увели-
чению площади контакта «ВВ — ударник» и к изменению интервала време-
ни между моментами нагружения снаряжения и оболочки удлиненного за-
ряда, что существенным образом влияет на критические условия иницииро-
вания детонации в ДУЗ. Этот факт был подтвержден экспериментально.
Предварительной подготовкой торцевой поверхности ДУЗ по профилю
лобовой части бойка можно добиться, что при прочих равных условиях удар-
1168
но-волновая чувствительность ДУЗ будет повышена. За счет этого потребная
скорость метания бойка окажется значительно ниже, чем при иных схемах
нагружения. Последнее означает, что имеется возможность укоротить ствол
катапульты. С другой стороны, для метания ударника могут быть использо-
ваны удлиненные заряды с меньшим диаметром JB снаряжения, что позво-
лит заметно снизить ударно-волновые нагрузки, действующие на конструк-
ции объекта. В конечном счете все это позволит улучшить массово-габарит-
ные характеристики замедлителя.
Расчет баллистических характеристик
взрывной катапульты
Рассчитать баллистические характеристики взрывной катапульты замед-
лительного устройства с помощью уравнений классической внутренней бал-
листики в силу различных причин не представляется возможным. Во-пер-
вых, разгон ударника должен осуществляться продуктами детонации удли-
ненного заряда через зарядную камеру, чтобы исключить возможную его
деформацию. Во-вторых, поперечные размеры бойка должны превышать
калибр самого ДУЗ. В-третьих, после прохождения детонационной волны в
задней стенке зарядной камеры открывается сопло (отверстие — очко), диа-
метр которого в той или иной степени превышает калибр удлиненного заря-
да. Через это сопло продукты детонации начинают истекать в сторону, про-
тивоположную движению ударника, в результате чего давление в зарядной
камере начинает быстро падать, что, несомненно, сказывается на законе
движения метаемого тела.
Запишем основные уравнения для баллистического расчета такого устрой-
ства.
Закон движения ударника
= (4-2.8)
где т — масса ударника; и — скорость ударника; р — давление в зарядной
камере; у---------площадь сечения канала ствола; t — время движения.
" 4
Закон адиабатического расширения продуктов взрыва
р
Р = Р0 f -
р0
(4.2.9)
где р0 — начальное давление в зарядной камере; р0 — начальная плотность
газов; р — текущая плотность газов; у — показатель адиабаты для продук-
тов взрыва.
1169
Текущую плотность р можно рассчитать, решив систему уравнений:
'"rO-Jo'M'
(4.2.10)
где — начальная масса толкающего газа; — начальный объем заряд-
dmr
нои камеры; х — координата; тг = —-±- — скорость истечения газа через
отверстие-очко; mY — текущая масса толкающего газа.
Сделаем замечание. В строгой постановке
гО пв а ’
(4.2.11)
где типв — масса продуктов взрыва, затекших в зарядную камеру при детона-
ции удлиненного заряда; та — масса среды (например, воздуха), содержащейся
в зарядной камере до момента срабатывания взрывной катапульты (рису-
нок 4.2.4).
Рисунок 4.2.4. Принципиальная схема взрывной катапульты: 1 — ДУЗ; 2 — ударник
Вполне допустимо утверждение, что
та«т
ПВ’
Таким образом, можно принять
/ИЮ=/Ипв>
(4.2.12)
1170
т.е. в дальнейшем расчете наличием воздуха в зарядной камере можно пре-
небречь и, следовательно, учитывать только динамику истечения и расши-
рения продуктов взрыва.
Произведем ряд несложных преобразований исходя из следующих сооб-
ражений:
dx dx> dx> dx dx)
u = —; — =------= d—.
dt dt dx dt dx
Введя безразмерную координату X
z
где /0 = — приведенная начальная длина зарядной камеры, получим
dx> _d\) JX _ 1 dx>
dx dX dx lQ dk
Таким образом, имеем
dx) _ ъ dx)
dt /0 JX
Теперь преобразуем уравнение (4.2.9) с учетом (4.2.10):
2. = fflrQ-J'o'MZ Wp =
Ро ^0 $0Х тг0 1 + X
Следовательно,
/ 1 V
П = -Р- = Ро ( 1г/ ¥ 1 Г mdt ^r0J0 Г 1+Х ‘ (4.2.13)
\ 7
Далее, подставляя (4.2.12) и (4.2.13) в (4.2.8) и учитывая, что р = РрП, а
50/0 = Ио, получаем
v>dv> =
1----— Г/И Л
fflr0J°
dk.
(4.2.14)
т
1 + Х
1171
Уравнение (4.2.14) получено в предположении, что никаких энергопотерь
во взрывной катапульте нет. Такое допущение не является строгим. Более
строгое допущение, обычно принимаемое в классической внутренней балли-
стике [7], состоит в том, что учет энергопотерь производят опосредованно
путем некоего утяжеления метаемого тела. Реальную массу т ударника заме-
няют фиктивной М:
М = <рт,
где Ф — коэффициент учета второстепенных работ или коэффициент фик-
тивности.
Для нашего случая вполне можно принять
(p^l + l^ro. (4.2.15)
3 т
Учитывая (4.2.15), запишем уравнение (4.2.14) в виде
л W
v>dv> =—и u
3/и + диг0
1—Lr'^Y
—------ dX.
1+Х
(4.2.16)
\ 7
Преобразуем теперь интеграл в правой части уравнения (4.2.16). Прини-
мая образующееся (после детонации удлиненного заряда) в торцевой части
зарядной камеры сопло-очко близким по форме к соплу Ловаля, расход га-
зов, истекающий через него, представим в виде
mr=Sv А -Р,
(4.2.17)
где Sv— площадь сечения сопла-очка, Sv = —^~; А — коэффициент расхода.
В свою очередь, коэффициент А можно представить в виде
1
у/RT’
(4.2.18)
где R — газовая постоянная, отнесенная к одному кг газа; Т — температура
газа.
Следовательно,
I Y+1
с ( 2 н
р
RT'
1172
Учитывая, что
RT = p~,
Р
имеем
^r=SU
Y-1
у1РР-
(4.2.19)
Вполне очевидно, что
Тогда
р р W о р
/Р = РоРо— =Рош —
Ро Ро \А)
у+1
(4.2.20)
откуда
/йг = ^
I---- 7+1
Р^-П2'1
(4.2.21)
или
тг
—-sl
тго
z I------ Y+1
J 2 V-1 . / ро . JJ 2у
b+1J V^ro^o
(4.2.22)
Введем новые выражения:
а) V =----безразмерная скорость ударника, нормированная к начальной
со
скорости с0 звука в зарядной камере, которую можно определить из выраже-
ния
(4.2.23)
1173
t
б) т = — — безразмерное время, нормированное к времени /0
*0
Тогда
vdv> = CQVdV;
dt - tndi -—dt.
со
_^0_
со
(4.2.24)
(4.2.25)
Подставив (4.2.24) в (4.2.16), получим
, Зп„И<,/и.,
vdv =----- 0 0——
(3/и + /Иго)троИ'о
1—— Г т dt
Г
1 + Х
V
dK =
1
т 1
'"го 3
Y
JOfflrO
1 + Х
dK.
(4.2.26)
Подстановка (4.2.25) в (4.2.22) дает
у+1
~sv
у+1
Y-I
ТПгО^О
^0
Wr0
у+1
n^dt =
1
•—рЛ2у</т.
V0
(4.2.27)
2
Обозначим дополнительно
₽ =
Y+1
2 Y-1
;о=т
1174
и, подставив (4.27) в (4.26), запишем:
Y
1 р 1-ф}о,Иг>Л
( тт 1 Vo 1 + 1
—+ т Y
РгО 3 J I
(4.2.28)
Уравнение (4.2.28) позволяет рассчитать: безразмерную скорость V через
безразмерное давление П = —, безразмерную координату 1 = — , безразмер-
но 'о
/со « - тг к
ное время т = — при заданных значениях безразмерной массы ——, безраз-
10 тго
$
мерного сечения о = -^, числах у и Р = Р(у).
Решить это уравнение можно только численно. Алгоритм счета состоит в
следующем:
х mv
а) задаются исходными данными у; ——; о ;
™г0
б) для выбранных значений у рассчитывают р ;
в) устанавливают шаг интегрирования по приведенной координате X (на-
т
пример, АХ = 0,1) и методом итераций определяют отношение ——.
™г0
Для связи параметров Хи/ можно воспользоваться уравнениями
Л) = —-dt и dx = vdt. (4.2.29)
т
В результате получают набор кривых V = V (X), причем каждая кривая будет
т
соответствовать определенной комбинации параметров у; —-; о. Теперь
'ИгО
для конкретного ДУЗ с известными геометрическими характеристиками по
заданной массе метаемого тела и размерам катапульты можно определить
скорость взрывного метания.
1175
При расчетах следует учитывать два обстоятельства, которые играют су-
щественную роль в определении скорости ударника.
Во-первых, как установлено ранее, масса толкающего газа зависит не толь-
ко от количества ВВ, которое непосредственно находится в зарядной каме-
ре, но и от доли продуктов детонации, поступающих из предкамерного про-
странства. Рассчитать эту массу можно исходя из следующих соображений.
Надо полагать, что время движения продуктов взрыва в направлении дето-
национной волны определяется моментом разрушения оболочки удлиненного
заряда. Назовем это время /*. За это время детонационная волна пробегает
расстояние
Z=Dt\ (4.2.30)
где D — скорость детонации удлиненного заряда.
Значит, в зарядную камеру поступят продукты детонации, занимающие
объем
4 В \ ВД /
(4.2.31)
где / — длина отрезка ДУЗ, непосредственно находящегося в зарядной ка-
мере.
Отсюда масса толкающего газа может быть рассчитана из выражения
тг0 = ^Рв^в ('вд + О
(4.2.32)
Понятно, что для определения необходимо знать t * для каждого ка-
либра удлиненного заряда. Для этого воспользуемся предположением, что
максимальная скорость разлета оболочки соответствует моменту её разруше-
ния.
Будем считать, используя выражение, полученное в [6], что
(4.2.33)
где 1)об — скорость разлета осколков оболочки; со — масса ВВ на единице
длины; g — масса оболочки; г0, г — начальный и текущий радиус оболочки
ДУЗ.
Обозначим:
t г
- = 0 — безразмерное время, где т = £ ;
1176
г
— = Ц — безразмерный радиус;
го
— параметр, зависящий от характеристик ДУЗ.
Следовательно,
dt = xdf),
dr = r[}d\i.
Преобразуем уравнение (4.2.33) к виду
_ dr _ r0 dii _ D г-"j
Из (4.2.34) и (4.2.35) имеем
(4.2.34)
(4.2.35)
= - - К71-р4 =—71-Ц4
df) г0 2 v и 2N и
ИЛИ
(4.2.36)
ф
Тй^й4
(4.2.37)
Построив по уравнению (4.2.36) график зависимости 0 = 0(ц), можно рас-
считать время, соответствующее моменту разрушения оболочки удлиненно-
го заряда.
Анализ зависимости г> = f (ц) показывает, что для удлиненных зарядов
малого калибра в медных оболочках можно принимать ц* = 2. Таким обра-
зом, с достаточной для практики точностью можно полагать, что разруше-
ние оболочки ДУЗ наступает, когда её радиус вдвое превысит начальное зна-
чение. Теперь по найденному значению р* несложно рассчитать безразмер-
ное время 0* и, соответственно, t*.
В таблице 4.2.3 приведены расчетные значения критического времени
разрушения оболочки ДУЗ.
Для этих же удлиненных зарядов определена масса толкающего газа по
уравнению (4.2.32) (таблица 4.2.4).
1177
Таблица 4.2.3. Расчетные значения критического времени разрушения
оболочки ДУЗ
Калибр заряда г0, мм т, 10’6 с Г, 106 с z*, мм
ДУЗ-2,8 0,98 0,13 0,43 3,35
ДУЗ-3,8 1,37 0,18 0,59 4,60
ДУЗ-4,2 1,58 0,20 0,66 5,15
Таблица 4.2.4. Расчетные значения для некоторых калибров ДУЗ
Калибр заряда Рв, г/см3 JB, мм /вд, мм тг0,г
ДУЗ-2,8 1,58 1,96 10 0,064
ДУЗ-3,8 1,57 2,74 10 0,135
ДУЗ-4,2 1,58 3,12 10 0,184
Во-вторых, после взрыва первичного удлиненного заряда в торце камеры
образуется сопло-очко, размеры которого зависят от калибра ДУЗ и матери-
ала корпуса катапульты. Экспериментально установлено, что для ДУЗ мало-
го калибра диаметр образующегося в стальной перемычке сопла-очка превы-
шает калибр d3 заряда примерно в 1,6 раза. Следовательно, при расчете ско-
рости взрывного метания площадь сечения 5И сопла может быть вычислена
из выражения
5иаО,4Ч2- (4.2.38)
Выполненные с учетом полученных данных расчеты показали, что мак-
симальное отклонение расчетных значений скорости взрывного метания от
экспериментальных не превышает 15%, что вполне допустимо для инженер-
ных расчетов.
Заметим одно немаловажное обстоятельство. Набор скорости ударника при
взрывном метании происходит очень быстро и достигает максимального
значения при малых X. Дальнейшее движение метательного тела по каналу
ствола происходит по инерции. Естественно, что вследствие действия сил
трения и сопротивления среды скорость ударника должна падать. Однако
выполненные нами тестовые испытания показали, что при практическом
проектировании устройств задержки детонационных команд влиянием этих
сил на конечную скорость метания можно пренебречь. Так, уменьшение
длины ствола метательной установки в два раза приводит к изменению ско-
рости не более чем на два процента. Следовательно, движение ударника по
каналу ствола после быстрого разгона происходит практически с постоянной
скоростью. Это обстоятельство позволяет в реальных устройствах задать тре-
1178
буемое время замедления путем простого перемещения вторичного ДУЗ по
каналу ствола. При этом расстояние перемещения будет пропорционально
времени замедления.
На основании предлагаемого расчета баллистических взрывных систем
метания и экспериментальных исследований по чувствительности ДУЗ к удару
быстролетящим телом можно определить линейные габариты взрывной ка-
тапульты и другие характеристики устройства задержки детонационных ко-
манд.
Методика проектирования баллистического
замедлительного устройства
Расчет конструктивно-габаритных параметров замедлителя детонационных
команд, выполненного по баллистической схеме, может быть осуществлен сле-
дующим образом.
1. Исходя из требуемой величины времени т3 замедления определяют дли-
ну £д ствола устройства взрывного метания по формуле
/'д=Г'°(Х)Л’ (4-2.39)
где ц(т) — скорость ударника, возрастающая в процессе его движения по ка-
налу ствола.
2. Функцию ъ(т), входящую в подынтегральное выражение (4.2.39), рас-
считывают по методике, изложенной выше, с учетом характеристик первич-
ного удлиненного заряда, площади сечения канала ствола, массы ударника,
объема зарядной камеры. Значения этих параметров на первом этапе опре-
деляют, используя следующие соображения.
Скорость ударника в конце ствола должна обеспечивать условие
(4.2.40)
где руд — ударное давление, возбуждаемое во взрывчатом снаряжении удли-
ненного заряда; р* — критическое давление, определяемее как давление на
фронте ИУВ, способной возбудить детонацию ДУЗ.
Вначале определяют характеристики вторичного удлиненного заряда, ко-
торые, как установлено, зависят от диаметра dB снаряжения, толщины и ма-
териала оболочки, профиля торцевой поверхности и других параметров. При
этом минимальное значение критического давления р* инициирования до-
стигается наличием толстостенной (5СТ >0,8... 1,0 мм) медной оболочки, при-
1179
менением бойков, изготовленных из материала с высокой акустической же-
сткостью. Нельзя исключить из рассмотрения и возможность использования
усилительных колпачков, снаряженных низкоплотными чувствительными ВВ,
наличие которых при плоской схеме нагружения приводит к повышению
ударно-волновой чувствительности ДУЗ.
Выполнение перечисленных технических требований позволяет снизить
критическую скорость соударения для ДУЗ малого калибра до 180—330 м/с.
Понятно, что для обеспечения гарантированного инициирования детонации
во вторичном удлиненном заряде расчетные значения должны быть несколько
увеличены. Обусловлено это тем, что на скорость взрывного метания оказы-
вают влияние такие факторы, как разброс взрывчато-технических характе-
ристик первичного ДУЗ, технологические погрешности в определении объе-
ма зарядной камеры, длины активного участка удлиненного заряда и т.д.
Поэтому при проектировании устройств задержки детонационных команд
следует брать скорость метания в конце ствола взрывной катапульты
цуд = 1,2т)д. Такой подход должен обеспечивать выполнение условия (4.2.40).
3. Поскольку разгон ударника при взрывном метании по схеме, представ-
ленной на рисунке 4.2.4, происходит при весьма малых значениях X, то на
первом этапе длину ствола устройства определяют по выражению
(4.2.41)
Далее задаются приведенной длиной /0 зарядной камеры, полагая, что
(о
= Кф -г
(4.2.42)
где А'ф — коэффициент формы зарядной камеры (Кф = 4,0—5,0); d0 — диа-
метр канала ствола; Z — длина участка ДУЗ, находящегося в зарядной каме-
ре.
Чтобы исключить влияние краевых эффектов при ударном воздействии
бойка с плоским передним торцом, устанавливают соотношение
= 0,5.
Определив значение /0, рассчитывают параметр 1:
‘о
(4.2.43)
1180
Далее, используя графики зависимости V = V (X), находят первое значе-
ние безразмерной скорости V', которой соответствует определенная комби-
Su т п „
нация параметров о = —; ---; у; В. Из этих соотношении несложно рас-
50 '"го
считать калибр d3 первичного ДУЗ, начальную массу продуктов детона-
ции в зарядной камере, объем зарядной камеры и массу ударника. По най-
денным значениям этих параметров определяют скорость о' взрывного ме-
тания, воспользовавшись методикой расчета, изложенной выше, и сравни-
вают её с требуемым значением ъуд . При этом должно выполняться условие
и'>вуд. (4.2.44)
В противном случае выбирают новую комбинацию параметров, соответ-
ствующих безразмерной скорости И' при заданном X, и вновь производят
расчет скорости взрывного метания. Так, методом итеративных приближе-
ний определяют оптимальные массово-габаритные характеристики устрой-
ства задержки детонационных команд, обеспечивающего требуемые времен-
ные уставки.
4.2.4. Разработка зарядов-трансляторов детонационных команд
Заряды-трансляторы систем разведения детонационных команд ракетно-
космической техники должны удовлетворять комплексу специальных требо-
ваний по надежности действия на различных стадиях жизненного цикла, по
массово-габаритным и взрывчато-техническим характеристикам. Наряду с
минимальной массой они должны иметь приемлемую чувствительность к
штатным средствам инициирования, стабильные взрывчатые характеристи-
ки в течение длительного времени эксплуатации и в условиях воздействия
различных внешних факторов, обеспечивать необходимый передаваемый
импульс в сочетании с минимальным побочным действием. Эти требования
часто вступают в противоречие, поскольку снижение бокового энерговыде-
ления сопряжено с уменьшением массы снаряжения, что, в свою очередь,
неизбежно ведет к снижению передаваемого импульса и повышению возмож-
ности срыва взрывчатого превращения снаряжения.
Сегодня накоплен большой опыт в проектировании и практическом при-
менении различных типов удлиненных детонирующих зарядов, которые могут
быть использованы в качестве трансляторов. В основном нашли применение
заряды, состоящие из высокобризантного взрывчатого вещества, заключен-
ного в металлическую, полимерную или комбинированную оболочку.
В то же время разработка и оптимизация массово-габаритных характери-
стик таких зарядов с учетом предъявляемых к ним требований является до-
статочно сложной научно-технической задачей.
1181
Анализ научно-технической литературы и технических требований к раз-
личного вида элементам СПА показывает, что заряды-трансляторы детона-
ционных команд для перспективных изделий РКТ должны содержать не более
1,0.... 1,5 граммов снаряжения на единице длины заряда. Такая плотность
заряжания должна обеспечить устойчивое распространение детонации в ци-
линдрических зарядах высокобризантных ВВ и надежную передачу импуль-
са к исполнительным элементам. Что касается только устойчивого распрос-
транения детонации, то для высокоплотных зарядов высокобризантных ВВ в
металлических корпусах масса снаряжения может составлять 0,3...0,7 г/м. Так,
в цилиндрических зарядах с гексогеновым снаряжением, заключенных в
металлическую оболочку, снижение скорости детонации, как уже отмечалось,
наблюдается при диаметрах менее 1/3 критического и составляет около 0,3
мм. Заметим, что такую массу снаряжения следует принять в качестве ниж-
ней границы, достаточной только для поддержания детонационного режима
в заряде.
Чтобы обеспечить концентрацию энергии на фронте детонационной вол-
ны и минимальное побочное действие, снаряжение, как правило, заключают
в корпус. Более того, корпус должен не только сдерживать боковой разлет
продуктов детонации, обеспечивать так называемое малое боковое энерговы-
деление, но и предохранять снаряжение от внешних нагрузок. Опыт разра-
ботки и применения зарядов-трансляторов показывает, что наружный диа-
метр заряда в корпусе не должен превышать 3...5 мм. Это ограничение в
большей степени связано с необходимостью обеспечения достаточной гиб-
кости заряда при сохранении определенной его жесткости.
Малое боковое энерговыделение обеспечивается как докритическими па-
раметрами ударной волны, генерируемой с боковой поверхности, снижени-
ем действия расширяющихся продуктов детонации, так и обеспечением как
можно меньшей начальной скорости разлета осколков оболочки. Общая масса
заряда должна быть как можно меньшей. Несложные расчеты и опыт разра-
ботки подобных зарядов свидетельствуют о том, что в тактико-технических
характеристиках на конкретные изделия, например, в системе отделения ПСЗ
КА серии «Аркон», задавалась масса заряда-транслятора в пределах 25...50 г/м.
Это ограничение связано с необходимостью обеспечения ранее перечислен-
ных требований по надежности передачи детонационного импульса.
При подрыве зарядов в металлической оболочке неизбежно формирова-
ние поля высокоскоростных осколков. Чтобы исключить их образование,
необходимо значительно увеличить инерционность, и, следовательно, тол-
щину оболочки до таких размеров, при которых вся энергия взрыва снаря-
жения будет расходоваться лишь на упругопластическое деформирование обо-
лочки. Установлено, что эти условия реализуются при отношении диаметра
заряда к диаметру снаряжения, равном 10,0 и более. В этом случае будет
достигнута полная либо частичная локализация продуктов детонации. В тех-
1182
нической литературе подобные заряды в неразрушаемой или условно разру-
шаемой при взрыве оболочке, в поле взрыва которых отсутствуют осколки, а
формируется лишь воздушная ударная волна и возможно истечение через об-
разовавшиеся в оболочке трещины потока продуктов детонации, обозначают
как заряды с малым боковым энерговыделением (МБЭ) [2]. В таблице 4.2.5
приведены характеристики некоторых зарядов МБЭ с гексогеновым снаря-
жением в медных (М) и алюминиевых (А) оболочках.
Таблица 4.2.5. Характеристики зарядов в неразрушаемых оболочках
Марка заряда Основные характеристики
Диаметр заряда, мм Диаметр снаряжения, мм Масса снаряжения, г/м Масса заряда, г/м
УЗ-10,0-М-Г 10,0 1,05 1,36 693
УЗ-8,5-М-Г 8,5 1,03 1,36 499
УЗ-8,5-А-Г 8,5 1,03 1,21 151
УЗ-7,0-А-Г 7,0 0,98 1,21 102
Таблица 4.2.6. Характеристика зарядов в неразрушаемых двухслойных оболочках
Внутренняя оболочка Наружная оболочка Диаметр заряда, мм Масса заряда, г/м
Материал Толщина, мм Материал Толщина, мм
Алюминий 0,25 Алюминий 3,25 8,00 140
0,50 2,70 7,40 129
Медь 2,00 Медь 3,25 11,50 803
2,50 2,79 11,60 765
Свинец 0,25 Алюминий 3,02 7,54 127
Из анализа результатов, представленных в таблице 4.2.5, следует, что за-
ряды МБЭ в неразрушаемых металлических оболочках решают задачу пол-
ной локализации продуктов детонации и отсутствия осколочного поля взры-
ва, однако они имеют, по крайней мере, один существенный недостаток —
масса таких зарядов составляет от 100 до 700 г/м, и это ограничивает их при-
менение в изделиях ракетно-космической техники.
Замена однослойной неразрушаемой оболочки удлиненного заряда МБЭ
на двухслойную (таблица 4.2.6) обеспечивает некоторое снижение массовых
характеристик таких зарядов. Однако и такие заряды остаются малоприем-
лемыми для применения в качестве трансляторов детонационных команд в
СРДК.
Проведенные исследования показали, что традиционный подход к проек-
тированию зарядов-трансляторов путем увеличения инерционности оболоч-
1183
ки с одновременным снижением навески ВВ не эффективен. Увеличение
массы оболочки приводит к увеличению массы и габаритных размеров заря-
да-транслятора. Стремление уменьшить диаметр снаряжения заряда ведет к
возможности срыва детонации в нем и уменьшению скорости ее протекания.
Вследствие этого снижается передаваемый инициирующий импульс и резко
возрастает давление инициирования такого заряда.
Наиболее перспективным, с точки зрения снижения побочного действия,
улучшения взрывчатых и снижения массово-габаритных характеристик, яв-
ляется заряд-транслятор в оболочке кольцевого типа с продольным сквозным
каналом (УЗПК) [17] (рисунок 4.2.5).
2 3
Рисунок 4.2.5. Схема удлиненного заряда с продольным каналом: 1 — наружная обо-
лочка; 2 — снаряжение заряда; 3 — внутренняя оболочка; 4 — продольный канал
Заряд-транслятор состоит из кольцевого заряда индивидуального высоко-
бризантного ВВ, размещенного между наружной и внутренней оболочками,
и продольного канала.
Такая конструкция заряда имеет ряд существенных преимуществ по срав-
нению с обычными зарядами, заключенными в оболочку. Во-первых , нали-
чие продольного канала и двух металлических оболочек позволяет реализо-
вать в нем специфический режим детонации, сопровождаемый как опережа-
ющим действием на снаряжение боковых ударных волн, переходящих из обо-
Рисунок 4.2.6. Схема формирования канальной
волны в удлиненном заряде с продольным
каналом
лочек, так и таким известным в
физике взрыва явлением, как
«канальный эффект» [9].Сущ-
ность «канального эффекта»
также состоит в опережающем
действии сформировавшейся в
канале заряда ударной волны на
снаряжение (рисунок 4.2.6). Все
это в определенных условиях
способствует увеличению ско-
рости детонации и более устой-
чивому протеканию процесса.
1184
На рисунке 4.2.7 приведена гипотетическая схема распространения дето-
нации в канальном заряде.
Рисунок 4.2.7. Гипотетическая схема распространения детонации в канальном заря-
де: 1 — фронт детонационной волны; 2 — фронт боковой волны сжатия; 3 — фронт
канальной ударной волны; 4 — снаряжение; 5 — продукты детонации
Если канальная ударная волна совместно с боковыми ударными волнами,
переходящими из оболочек, будет ненамного опережать фронт детонации, то
при переходе ее из внутренней оболочки в снаряжение происходит уплотне-
ние ВВ впереди фронта детонации боковой волной сжатия. В результате ско-
рость детонации может возрастать и достигнуть значения, соответствующего
скорости детонации при плотности, близкой к плотности монокристалла ВВ.
Если канальная волна будет распространяться в малосжимаемой среде, то она,
опережая фронт детонации, будет не только уплотнять ВВ, но и способство-
вать возбуждению детонации впереди фронта. В этом случае в заряде реали-
зуется вынужденный режим детонации, в результате которого скорость де-
тонации будет еще более возрастать.
Во-вторых, наличие двух оболочек и кольцевая форма заряда способству-
ют уменьшению массы снаряжения, поскольку в этом случае следует учиты-
вать не критический диаметр В В, а его критическую толщину 8ВВ . Масса сна-
ряжения такого заряда может быть существенно меньшей по сравнению с тра-
диционным зарядом цилиндрической формы.
В-третьих, наличие продольного канала оказывает существенное влияние
как на детонационные характеристики заряда, так и на побочное (осколоч-
ное) действие. В конструкции такого заряда только часть энергии, выделяю-
щейся при детонации снаряжения, воздействует на наружную оболочку за-
ряда вследствие того, что другая часть энергии расходуется на обжатие внут-
ренней оболочки и на формирование ударной волны в продольном канале. В
общем случае баланс энергии может быть представлен в виде
гвв = £«р + Е«+£ув + £д, (4.2.45)
1185
где £вв — полная энергия взрывчатого превращения ВВ; Е^ — энергия,
расходуемая на деформацию наружной оболочки; Е™ — энергия, расходу-
емая на обжатие внутренней оболочки; £ув — энергия, расходуемая на фор-
мирование ударной волны; £д — энергия, расходуемая на поддержание де-
тонационного процесса.
По результатам теоретических расчетов и экспериментальных исследова-
ний были установлены основные массово-габаритные характеристики удли-
ненных зарядов с продольным каналом, которые приведены в таблице 4.2.7.
В качестве снаряжения в этих зарядах использован гексоген. В основу расче-
та массово-габаритных характеристик УЗПК положены ранее сформулиро-
ванные требования к зарядам-трансляторам с учетом гарантированного воз-
буждения и протекания детонации в снаряжении зарядов, влияния оболочек
на детонационные характеристики, возможности формирования и распрос-
транения канальной ударной волны, а также техническая и технологическая
возможность изготовления таких зарядов методом волочения.
Из результатов, приведенных в таблице 4.2.7, следует, что по массово-
габаритным характеристикам УЗПК значительно превосходят известные уд-
линенные заряды в металлических корпусах, и особенно заряды МБЭ.
Таблица 4.2.7. Характеристики удлиненных зарядов с продольным каналом
Калибр заряда Материал наружной и внутренней оболочки Диаметр заряда d3, мм Диаметр канала dK, мм Масса снаряжения со, г/м Масса заряда g, г/м
УЗПК-1,5 алюминий 1,5 0,07 0,81 4,21
УЗПК-1,7 алюминий 1,7 0,09 1,06 5,32
УЗПК-2,1 алюминий 2,1 0,18 1,55 8,16
УЗПК-2,8 алюминий 2,8 0,35 2,76 14,70
УЗПК-1,7 медь, алюминий 1,7 0,03 0,88 12,52
УЗПК-2,1 медь, алюминий 2,1 0,07 1,42 20,35
УЗПК-2,8 медь, алюминий 2,8 0,15 2,57 37,50
УЗПК-2,8 медь, медь 2,8 0,45 3,00 40,10
УЗПК-4,5 медь, медь 4,5 0,32 11,2 97,13
Определение детонационных характеристик УЗПК
Наличие продольного канала в УЗПК и двух коаксиально расположенных
оболочек, между которыми заключено снаряжение, оказывает существенное
1186
влияние как на условия и критические параметры инициирования детона-
ции, так и на скорость детонации и, соответственно, на передаваемый ини-
циирующий импульс.
В общем случае процесс инициирования детонации конденсированных ВВ
при ударно-волновом нагружении объясняется многими исследователями на
основе волнового механизма, согласно которому ответственной за возбужде-
ние детонации является распространяющаяся по заряду ударная волна
[6, 8, 12]. Эта волна создает за своим фронтом зону сжатия, в которой проис-
ходит интенсивная химическая реакция. В результате того, что заряд по сво-
ей массе не является однородным, в нем могут возникать очаги максималь-
ных разогревов — так называемые «горячие точки», скорость протекания хи-
мических превращений в которых значительно выше, чем в остальной зоне
сжатия. Образовавшиеся очаги укрупняются и сливаются. Энергия химичес-
ких реакций в них поддерживает и даже усиливает распространяющуюся по
заряду ударную волну. Эта теория в настоящее время общепризнанна, хотя
механизм образования «горячих точек» является предметом дискуссий.
Ударная волна, способная вызвать детонацию в заряде ВВ, должна иметь
параметры не ниже некоторых критических (р*). В противном случае начав-
шиеся превращения в зоне химических реакций будут недостаточно интен-
сивными. Ударная волна, на фронт которой не поступает энергия из зоны
протекания химических реакций, будет распространяться по ВВ как по инер-
тной среде.
Инициирование детонации в УЗПК имеет свои особенности. При удар-
но-волновом нагружении заряда малого калибра воздействию одновременно
подвергаются снаряжение, оболочки и канал. При одном и том же началь-
ном импульсе уровень воздействия на эти материалы будет разной интенсив-
ности, поскольку акустические свойства ВВ, материалов оболочек и среды
канала различны. В снаряжении создается первичная ударная волна, в обо-
лочках и канале — вторичные волны. Гипотетическая схема инициирования
заряда с каналом представлена на рисунках 4.2.6 и 4.2.7.
Можно предполагать, что на снаряжение в преддетонационном режиме
будут действовать прямая движущая по снаряжению ударная волна и боко-
вые ударные волны, переходящие из наружной оболочки, внутренней обо-
лочки и из канала. Суммарное давление, действующее на снаряжение, мож-
но представить в виде
Рв = Рт + Р\+Р2 + Рув’ (4.2.46)
где рвв — прямое давление, создаваемое во взрывчатом веществе; р} — давле-
ние, создаваемое во взрывчатом веществе со стороны наружной оболочки; р2 —
давление, создаваемое во взрывчатом веществе со стороны внутренней обо-
лочки; рув — давление, создаваемое во взрывчатом веществе со стороны удар-
ной волны, распространяющейся в продольном канале.
1187
В результате сложной интерференции прямой и боковых волн сжатия в
снаряжении создается зона активных химических реакций, развитие которых
и приводит к возбуждению детонации. Роль боковых волн сводится к тому,
что они оказывают опережающее воздействие на снаряжение. Осуществляют
как бы его предварительную подготовку, нарушают сплошность снаряжения,
зарождают первичные очаги. Ударная волна, движущаяся по снаряжению с
меньшей скоростью, воздействует уже на «подготовленное» ВВ, что и при-
водит к инициированию детонации. В последующем боковые волны также
оказывают опережающее воздействие, чем во многом способствуют устойчи-
вому распространению детонации.
Параметры инициирующих ударных волн для некоторых УЗПК в медных
оболочках с гексогеновым снаряжением, определенные экспериментально,
представлены в таблице 4.2.8. Для сравнения здесь приведены параметры ини-
циирующих ударных волн для традиционных удлиненных зарядов в медных
оболочках, близких по калибру к УЗПК.
Таблица 4.2.8. Критические параметры инициирования детонации в УЗПК
Калибр заряда Приведенный диаметр (диаметр) снаряжения, 4в, мм Плотность снаряжения, Рв, г/см3 Толщина слоя снаряжения, 5ВВ9 мм Критическое давление инициирования, А, ГПа
УЗПК-1,7 0,60 1,66 0,10 1,70
УЗПК-2,1 0,68 1,67 0,11 1,60
УЗПК-2,8 0,97 1,63 0,17 1,54
УЗ-1,5 0,66 1,57 - 1,60
УЗ-2,8 1,96 1,58 - 1,50
Из анализа результатов определения критических параметров следует, что
критическое давление инициирования детонации в УЗПК мало отличается
от критического давления инициирования детонации в УЗ приблизительно
равного калибра. При этом необходимо учитывать следующие обстоятельства:
плотность снаряжения в УЗПК выше, чем в УЗ, что должно было сказаться
на значениях р* в сторону их увеличения; толщина слоя снаряжения УЗПК
почти в пять раз меньше, чем диаметр снаряжения УЗ. Можно констатиро-
вать, что по чувствительности к ударно-волновому импульсу УЗПК малого
калибра вполне приемлемы для практического применения.
Другой важной детонационной характеристикой зарядов является скорость
детонации. В таблице 4.2.9 приведены экспериментальные данные по опре-
делению скорости детонации УЗПК. Здесь же для сравнения приведены ско-
рости детонации УЗ.
1188
Таблица 4.2.9. Результаты экспериментального определения скорости детонации
УЗПК и УЗ
Калибр заряда Материал оболочек Плотность снаряжения Рв, г/см3 Масса снаряжения со, г/м Масса заряда g, г/м Скорость детонации D, м/с
УЗПК-2,8 медь 1,63 1,21 47,80 8300
УЗПК-2,1 медь 1,67 0,60 27,40 8200
УЗПК-1,7 медь 1,66 0,47 17,64 8100
УЗПК-2,8 алюминий 1,55 1,10 15,14 8000
УЗПК-2,1 алюминий 1,55 0,65 8,58 7860
УЗПК-1,7 алюминий 1,56 0,47 5,78 7400
УЗ-2,8 медь 1,60 2,94 40,88 8000
УЗ-2,1 медь 1,62 1,68 23,14 8060
УЗ-1,7 медь 1,56 1,10 15,01 7450
УЗ-2,8 алюминий 1,50 3,44 14,14 7540
УЗ-2,1 алюминий 1,50 1,91 7,82 7540
УЗ-1,7 алюминий 1,52 1,12 5,17 7430
Из таблицы следует, что УЗПК всех исследованных калибров, у которых
толщина слоя и приведенный диаметр снаряжения меньше его критического
диаметра детонации, устойчиво детонируют. При этом скорость детонации
УЗПК выше, чем у аналогичных удлиненных зарядов в медных и алюмини-
евых оболочках без продольного канала на 10... 13%. Скорость детонации УЗПК
в медных оболочках выше, чем у зарядов в алюминиевой оболочке. Объяс-
нить это можно не только тем, что плотность снаряжения зарядов в медных
оболочках превышает плотность снаряжения зарядов в алюминиевых оболоч-
ках, но и влиянием акустической жесткости оболочек. Чем выше плотность
материала оболочек, тем интенсивнее они оказывают влияние на закономер-
ности инициирования и протекания детонации в исследованных канальных
зарядах.
По результатам экспериментов установлено влияние толщины слоя ВВ и
материала оболочек на детонационные характеристики УЗПК. Если толщи-
ну слоя снаряжения привести к диаметру
^пр = 2[5ввЦ) + 8вв)]1/2’ <4-2-47)
где Jnp — приведенный диаметр снаряжения УЗПК; 8ВВ — толщина слоя
снаряжения, то при обработке результатов экспериментов по определению
1189
скорости детонации методом наименьших квадратов с помощью полинома
второй степени эта зависимость может быть представлена в виде
/> = a + Mnp + VnP’ <4-2-48)
где a, av а2— коэффициенты полинома.
Расчетные значения коэффициентов полинома для УЗПК и УЗ в медных
и алюминиевых оболочках приведены в таблице 4.2.10.
Таблица 4.2.10. Значения коэффициентов полинома для УЗПК
Марка заряда Материал оболочки Значение коэффициентов
а «2
УЗ алюминий 6261 1656 -531
медь 7205 725 -123
УЗПК алюминий 5860 3490 -1100
медь 7888 886 -254
На детонационные характеристики УЗПК оказывают влияние и свойства
среды, заполняющей канал. Согласно высказанным ранее предположениям,
чем выше плотность среды в канале, тем интенсивнее будет канальная удар-
ная волна и, следовательно, тем более существенное влияние она будет ока-
зывать на снаряжение впереди фронта детонации. В результате скорость де-
тонации должна возрастать.
Результаты экспериментальных определений скорости детонации УЗПК
в зависимости от плотности среды в канале приведены в таблице 4.2.11.
Из результатов, представленных в таблице 4.2.11, следует, что с увеличе-
нием плотности среды в канале скорость детонации УЗПК возрастает. При
заполнении продольного канала воздухом прирост скорости по сравнению с
разреженной средой составляет 10%. При заполнении канала водой скорость
детонации УЗПК по сравнению с разреженной средой увеличивается на 40%.
Следует отметить, что в этом случае скорость детонации превышает расчет-
Таблица 4.2.11. Зависимость скорости детонации УЗПК от плотности среды
в продольном канале
Калибр заряда Материал оболочек Плотность снаряжения рв, г/см3 Среда в канале Скорость детонации, м/с
УЗПК—2,8 медь 1,63 вакуум 7500
воздух 8300
вода 10500
1190
ное значение скорости детонации гексогена при плотности монокристалла.
Можно предположить, что канальная ударная волна не только уплотняет сна-
ряжение впереди детонационного фронта, но и инициирует его с боковой по-
верхности.
Расчет скорости метания осколков оболочки УЗПК
При взрыве УЗПК формируется поле взрыва, форма которого близка к
цилиндрической. Многочисленные теоретико-экспериментальные исследо-
вания [6] показали, что для линейного заряда, заключенного в корпус, при
установившемся режиме детонации осколки имеют вектор скорости, откло-
няющийся от нормали к его оси примерно на 10... 12° в сторону распростра-
нения детонации. Как для всякого подобного заряда, поле взрыва УЗПК будет
характеризоваться бризантным и фугасным действиями, оценить которые с
достаточной для практики точностью по известным в физике взрыва зависи-
мостям не представляется возможным вследствие особенностей конструкции
УЗПК. В отличие от обычного цилиндрического заряда эквивалентной мас-
сы снаряжения и корпуса, в УЗПК распределение энергии взрыва будет иным,
поскольку продукты детонации имеют возможность расширяться внутрь ка-
нала, подвергая радиальному обжатию внутреннюю оболочку и формируя
канальную волну.
Следует отметить, что величина энергии, расходуемой на обжатие внут-
реннего канала и на формирование ударной волны в продольном канале, будет
зависеть, прежде всего, от массы ВВ, приходящейся на единицу площади
поверхности внутренней оболочки, плотности и детонационных характери-
стик снаряжения.
Для расчета скорости метания осколков с поверхности УЗПК (рису-
нок 4.2.8) можно воспользоваться известными в физике взрыва положения-
го
Рисунок 4.2.8. К расчету скорости метания осколков оболочки УЗПК: 1 — наружная
оболочка; 2 — снаряжение; 3 — внутренняя оболочка
ми. До момента дробления оболочки в соответствии со вторым законом
Ньютона справедливо соотношение
M^-=Sp, (4.2.49)
at
1191
где М— масса единицы длины наружной оболочки; S= S(f) — площадь внут-
ренней поверхности наружной оболочки на единице длины; р = р(/) — дав-
ление, действующее на внутреннюю поверхность наружной оболочки; и = u(t)
— скорость расширения оболочки.
Поскольку
du du dR _ du
~dt~~dR~dt~U~dR'
TO
Mu^- = Sp. (4.2.50)
un
Чтобы проинтегрировать уравнение (4.2.50), необходимо установить связь
S= S(R) и р = p(R). В силу того, что S = 2nR, 50 =2лЛ0, имеем
S = S°^' (4.2.51)
Для мгновенной детонации при показателе изоэнтропы расширения про-
дуктов детонации, равном п = 3,
pv3 = Рнх>3н= Phv0’ (4.2.52)
где v — текущий объем продуктов детонации; п0 — начальный объем за-
ряда.
Учитывая, что и0 = л (R^ - г02), т> = п (R2 - г02) и рн = —-, получим
(4.2.53)
Подставив (4.2.51) и (4.2.53) в (4.2.50), получим
dR 8 (/?2_г2)3 «о
(4.2.54)
Так как 50 = InR^, то
Л/м^ = лР°(Ло2-/'о2)Л-
/>2(*о2~го2)3
4(*2 -о2)3 ‘
1192
Учитывая, что со=лро(./^-г02), получим
(4.2.55)
Интегрируя (4.2.55), получаем
2 со Ь1
и
(4.2.56)
По определению,
го ^о_ 50,/?-5+г0, r0 5, Ао-бо + го.
(4.2.57)
Подставив (4.2.57) в (4.2.56) и произведя несложные математические пре-
образования, получим формулу для расчета скорости разлета осколков с бо-
ковой поверхности УЗПК:
D со
82(3+^о)2
(4.2.58)
где со — масса взрывчатого вещества; с/0 — диаметр внутренней оболочки;
80 — толщина слоя взрывчатого вещества; 8 — текущая толщина слоя про-
дуктов детонации.
Зависимость (4.2.58) получена при допущении, что внутренняя оболочка
является абсолютно несжимаемой преградой. В действительности продукты
детонации подвергают внутреннюю оболочку всестороннему обжатию, тем
самым как бы увеличивая степень вытяжки наружной оболочки. Вне сомне-
ний, эта поправка будет зависеть не только от механических свойств матери-
ала внутренней оболочки, свойств среды в канале, но и его геометрических
размеров. Учесть все факторы, влияющие на начальную скорость метания
осколков оболочки с поверхности УЗПК, с помощью имеющегося математи-
ческого аппарата не представляется возможным. Однако установленная за-
висимость (4.2.58) позволяет с достаточной для инженерной практики точ-
ностью рассчитать начальную скорость метания осколков оболочки УЗПК
малых калибров в медных и алюминиевых корпусах. Результаты расчетов и
экспериментальные данные по определению скорости метания осколков обо-
1193
лочки УЗПК в медных (М) и алюминиевых (А) корпусах, а также типичных
УЗ с аналогичными массовыми характеристиками приведены в таблице 4.2.12.
Из результатов, приведенных в таблице 4.2.12, следует, что УЗПК обла-
дают пониженным боковым энерговыделением по сравнению с типичными
удлиненными зарядами цилиндрической формы без продольного канала.
Скорость метания осколков оболочки УЗПК меньше, чем у цилиндрических
зарядов в медных оболочках (до 20%) и в алюминиевых оболочках (до 11%).
Уравнение (4.2.58) позволяет рассчитать начальную скорость разлета оскол-
ков УЗПК с достаточной для инженерных расчетов погрешностью.
Таблица 4.2.12. Расчетные и экспериментальные значения скорости метания
осколков оболочки УЗПК
Калибр заряда Масса снаряжения со, г/м Диаметр канала Jo, мм Скорость метания осколков, и, м/с
Эксперимент Расчет Для УЗ
УЗПК-2,8-М 1,21 1,19 380 385 476
УЗПК-2,1-М 0,60 0,90 350 352 443
УЗПК-1,7-М 0,47 0,69 360 373 465
УЗПК-2.8-А 1,10 1,41 720 706 817
УЗПК-2,1-А 0,65 0,96 730 709 817
УЗПК-1,7-А 0,47 0,79 710 690 794
Пониженное боковое энерговыделение УЗПК способствует снижению
массы защитных устройств, предназначенных для локализации поля оскол-
ков. Увеличение толщины наружной оболочки либо применение комбини-
рованной оболочки также обеспечит решение задачи полной или частичной
локализации поля взрыва заряда без значительного увеличения его массовых
характеристик по сравнению с зарядами МБЭ.
Расчет фугасного действия УЗПК
При детонации УЗПК в окружающей плотной среде будет формироваться
ударная волна, форма которой близка к цилиндрической. Эта волна будет
оказывать негативное действие на узлы и агрегаты изделий РКТ, располо-
женные на некотором расстоянии от заряда. В целях обеспечения стойкости
этих узлов к действию ударно-волновых нагрузок необходимо иметь мето-
дический аппарат для расчета уровня допустимого воздействия.
Как известно [6,18], разрушительный эффект взрыва в воздухе определя-
ется действием воздушной ударной волны и оценивается избыточным давле-
нием А/?ф на ее фронте, импульсом i либо энергией А£Эф ударной волны.
Наиболее часто в качестве критерия разрушительного действия ударной вол-
1194
ны используется величина избыточного давления Дрф на ее фронте. Расчет
ЛРф в точной постановке весьма сложен, и аналитического решения такой
задачи до настоящего времени нет. На практике для расчета Дрф используют
различные полуэмпирические соотношения, поскольку перепад давления в
воздушной ударной волне можно измерить с удовлетворительной для прак-
тики точностью.
В общем случае давление на фронте ударной волны определяется соотно-
шением
Рф=/
(4.2.59)
где Е= mBBQv — энергия взрыва; твв — масса ВВ; Qv— теплота взрыва ВВ;
г — расстояние от центра взрыва; f — некоторая функция, вид которой опре-
деляется из опыта, зависящая от вида взрыва и параметров окружающей среды.
Зависимость (4.2.59) носит название энергетического закона подобия при
взрыве [6]. Этот закон положен в основу практически всех используемых на
практике зависимостей для расчета избыточного давления на фронте воздуш-
ной ударной волны (ВУВ). Анализ существующих полуэмпирических зави-
симостей показывает, что все формулы для оценки разрушительного действия
ударных волн по существу являются частными приложениями этого закона,
в том числе и для расчета перепада давления на фронте ударных волн, со-
зданных взрывом удлиненных зарядов.
Однако использование известных полуэмпирических зависимостей для
расчета параметров ударных волн, созданных взрывом УЗПК, не дает доста-
точно точных результатов. При взрыве УЗПК, в отличие от зарядов без обо-
лочки, только часть энергии взрыва будет переходить в воздушную ударную
волну. Физически это можно объяснить тем, что кроме химических и тепло-
вых потерь, которые присущи безоболочечным зарядам, часть энергии взры-
ва будет расходоваться на деформацию и разрушение оболочек и метание
осколков. Из сказанного следует, что в соотношение (4.2.59) должна входить
не полная энергия взрыва, а только ее часть
^вув _
где < 1 — коэффициент, учитывающий долю энергии взрыва, перешедшей
в ВУВ.
Рассчитать точно долю энергии взрыва УЗПК, переходящей на фронт ВУВ,
сложно. Поэтому расчет избыточного давления можно провести, исходя из
следующих физических соображений.
1195
Вначале рассчитаем давление на границе раздела «наружная оболочка —
воздух» (рисунок 4.2.9).
Рисунок 4.2.9. К расчету давления на границе раздела «наружная оболочка — воздух»
Для этого найдем начальные параметры ударной волны на внутренней по-
верхности оболочки при условии скользящей детонации [6]:
(4.2.60)
где Ux, рх— массовая скорость и давление на фронте ударной волны на внут-
ренней поверхности оболочки; pj — плотность материала оболочки; п — по-
казатель изоэнтропы (п = 1,33 + 1,13 рв); рп — давление в плоскости Чепме-
на—Жуге; А, т — параметры закона ударной сжимаемости в форме Тэта, за-
висящие от свойства материала (таблица 4.2.13).
Таблица 4.2.13. Параметры закона ударной сжимаемости в форме Тэта
Материал оболочки Плотность материала р1? г/см3 Параметры закона ударной сжимаемости Диапазон давлений, ГПа, для которого определены А и т
А, ГПа т
Алюминий 2,785 19,3 3,2 0-50
Медь 8,900 29,6 4,8 0-70
1196
Затем рассчитаем спад давления в оболочке, воспользовавшись зависимо-
стью, установленной Е.Н. Кузиным:
P\x ~ Px ®XP
-a
8,
го
V>1
(4.2.61)
где а, b — эмпирические коэффициенты (для металла а = 0,665, /> = 0,615);
piX — текущее давление в оболочке.
Подставив значение piX в уравнение ударной адиабаты, определим массо-
вую скорость во фронте ударной волны на выходе из оболочки:
Р\х
|Р1Х |_| ] Pix
Pi L
(4.2.62)
Определим начальные параметры ударной волны на границе раздела «на-
ружная оболочка — воздух». Поскольку при выходе ударной волны в воздух
массовая скорость во фронте ВУВ удваивается, найдем Ua:
U=2Uy.
а л
(4.2.63)
Далее легко найти волновую скорость на фронте ВУВ из соотношения
.2 Л
2D
U =—1—Q-
° к + \ D2
и, наконец,
ДЩ = Р„/ЦЛ,,
'a a Qf
(4.2.64)
(4.2.65)
где Ua — массовая скорость во фронте ВУВ; Da — волновая скорость распро-
странения ВУВ; Са — скорость звука в воздухе (Со = 340 м/с); ра — плот-
ность воздуха (ра = 1,3 кг/м3); к — показатель изоэнтропы воздуха (к = 1,2).
Произведя математические преобразования и обозначив Дрф = П, запишем
уравнение (4.2.65) в виде
П = 2,2Uxpa +Раих^&й}^а,
где Ux — массовая скорость границы раздела «заряд — воздух».
Из приведенных рассуждений следует, что /7 по смыслу представляет некий
размерный коэффициент, соответствующий давлению на границе раздела
«заряд — воздух». Если это так, то известную зависимость [6] для расчета
(4.2.66)
U\x ~
А
1197
избыточного давления на фронте ВУВ для удлиненных зарядов без оболочки
с гексогеновым снаряжением от расстояния
а 721
А/,*=-------77
1 + 41,3 —
W
(4.2.67)
можно представить в виде
дРф =
fr2f/7’
(4.2.68)
1 + 41,3
Соотношение (4.2.68) позволяет рассчитывать перепад давления на фрон-
те ВУВ для зарядов, заключенных в металлическую оболочку. Расчетные и
экспериментальные значения избыточного давления на фронте ВУВ для не-
которых удлиненных зарядов в оболочках приведены в таблице 4.2.14 (где
УЗПК-НР — удлиненный заряд с продольным каналом в неразрушаемой обо-
лочке).
Таблица 4.2.14. Расчетные и экспериментальные значения избыточного давления
на фронте ВУВ
Калибр и марка заряда Материал оболочки со, г/м г, мм П, кг/см2 Лрф, кг/см2
Расчет Эксперимент
УЗ-2,1 Медь 1,68 30 10,20 0,37 0,41
УЗПК-2,1 Медь 1,68 6,93 0,25 0,28
УЗПК-2,1 Алюминий 1,92 16,72 0,67 0,54
УЗПК-НР Алюминий 0,47 1,55 0,03 0,03
Из анализа результатов, приведенных в таблице 4.2.14, следует, что по-
грешность расчетных значений избыточного давления не превышает 12%. Для
инженерной оценки это вполне допустимо.
Оценка инициирующей способности УЗПК
Особенности конструкции УЗПК существенно влияют на процесс возбуж-
дения детонации в зарядах ВВ исполнительных механизмов бортовых средств
автоматики. В этом случае сложно говорить о вполне определенном диамет-
ре очага нагружения. Кольцевое расположение снаряжения, наличие канала,
распространяющаяся в нем канальная волна, а также наличие оболочек ве-
дет к созданию своеобразной зоны нагружения, отличающейся от той, кото-
рую создают обычные удлиненные заряды. Вследствие того, что канальная
1198
волна движется по заряду со скоростью, превышающей скорость ударной вол-
ны в снаряжении, существует разновременность их воздействия на иниции-
руемый заряд. Можно предположить следующий процесс инициирования
детонации. В начальный момент времени на инициируемый заряд будет дей-
ствовать канальная ударная волна с давлением рк. Площадь нагружения этой
волной будет соответствовать диаметру продольного канала. Для УЗПК ма-
лого калибра величина диаметра продольного канала составляет 0,2...0,4 мм,
что существенно меньше критического диаметра детонации таких штатных
ВВ, как гексоген и октоген. Параметры этой волны могут быть недостаточ-
ными для того, чтобы сразу возбудить детонацию. В то же время канальная
волна, оказывая опережающее действие на инициируемый заряд, способна
создать в локальной зоне первичные очаги химических реакций. Вслед за
канальной волной на инициируемый заряд будет набегать ударная волна,
переходящая из снаряжения УЗПК, с давлением рвв, создавая зону нагруже-
ния в форме кольца с геометрическими размерами, соответствующими раз-
мерам снаряжения УЗПК. Вторичная волна действует на заряд, уже подвер-
гнутый ударно-волновому нагружению. В результате давление, создаваемое
в зоне нагружения, будет превышать критическое значение инициирования
детонации.
Экспериментально установлено, что УЗПК малого калибра в медных обо-
лочках при плотном контакте гарантированно возбуждают детонацию в за-
рядах, изготовленных из гексогена и октогена с плотностью 1,67...1,72 г/см3.
УЗПК в алюминиевых оболочках калибром менее 2,1 мм не обеспечивают
гарантированного возбуждения детонации в аналогичных пассивных зарядах.
Поэтому в цепях разведения детонационных команд, где диаметр заряда ог-
раничен, наиболее предпочтительны УЗПК в медных оболочках.
Литература
1. Ефанов В.В., Горовцов В.В., Котомин А.А., Душенок С.А. Современ-
ные системы детонационной автоматики космических аппаратов. Проблемы,
решения, основы проектирования // Фундаментальные и прикладные про-
блемы космонавтики. 2002. № 8. С. 12-21.
2. Кузин Е.Н., Загарских В.И, Иванов С.В., Тимофеев В.Н. Концепция
повышения помехозащищенности бортовой пироавтоматики космической
техники // Сб. науч. тр. НПО им. С.А. Лавочкина. Вып. 2. — М., 2000. С. 137-
143.
3. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В. и др. Пиротехнические
временные устройства объектов космической техники //Вестник ФГУП «НПО
им. С.А. Лавочкина». 2012. № 3. С.35-39.
4. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В. Комплекс новых пиро-
технических средств для обеспечения функционирования малых космичес-
ких аппаратов // Известия Санкт-Петербургского государственного техно-
логического института (технического университета). 2007. №1(27). С.5-9.
1199
5. Вспомогательные системы ракетно-космической техники /Под ред.
И.В.Тишунина. — М.: Мир, 1970. — 400 с.
6. Физика взрыва /Под ред. Л.П. Орленко. — М.: Физматлит, 2002. — 806 с.
7. Серебряков М.Е. Внутренняя баллистика ствольных систем и порохо-
вых ракет. — М.: Оборонгиз, 1962. — 326 с.
8. Кобылкин И.Ф., Селиванов В.В., Соловьев В.С., Сысоев Н.Н. Ударные
и детонационные волны. Методы исследования. 2-е изд., перераб. и доп. —
М.: Физматлит, 2004. — 376 с.
9. Андреев К.К., Беляев А.Ф. Теория взрывчатых веществ. — М.: Оборон-
гиз, 1960. — 595 с.
10. Андреев С.Г., Соловьев В.С. Основы теории чувствительности энерге-
тических материалов. — М.: ЦНИИ НТИ, 1985. — 175 с.
11. Афанасьев Г.Г., Боболев В.К. Инициирование твердых взрывчатых
веществ ударом. — М.: Наука, 1968. — 176 с.
12. Афанасенков А.Н., Богомолов В.М., Воскобойников И.М. Критичес-
кие давления инициирования ВВ //Сб. трудов «Взрывное дело». № 65/25. —
М.: Недра, 1978. С. 68-92.
13. Челышев В.П., Загарских В.И., Кузин Е.Н. Оценка влияния кривиз-
ны бойка на критические условия инициирования детонации удлиненных за-
рядов // Научно-метод. материалы. 4.1. — М.: МО, 1987.
14. Загарских В.И. Взрывчатые вещества и средства пироавтоматики: Учеб,
пособ. - М.: МО РФ, 2011. - 172 с.
15. Загарских В.И., Иванов С.В. Осколочное действие удлиненного заря-
да с продольным каналом //Научно-технич. сб. Т. 218. — М.: ВА им.
Ф.Э. Дзержинского, 1998.
16. Загарских В.И., Кузин Е.Н., Иванов С.В. Особенности детонации ка-
нальных зарядов высокобризантных ВВ // Сб. статей ГП МИТ. Наука, тех-
ника, производство. — М., 1999.
17. Загарских В.И., Кузин Е.Н., Иванов С.В. Изобретение. Линейный
заряд-транслятор детонационных команд кольцевого типа. Пат. РФ
№ 2134254. 1999.
18. Гельфанд Б.Е., Сильников М.В. Фугасное действие взрывов: Моногра-
фия. — СПб.: Астерион, 2007. — 252 с.
19. Иванов С.В., Загарских В.И., Ефанов В.В. Расчет параметров ударной
волны вблизи пояса разделения с помощью линейных зарядов // Сб. науч,
труд. НПО им. С.А. Лавочкина. Вып. 2. — М., 2000.
В.И. Загарских, Е.Н. Кузин,
Военная академия РВСН им. Петра Великого
П.А. Грешилов,
НПО им. С.А.Лавочкина
1200
ИН ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДЕТОНАЦИОННЫХ УСТРОЙСТВ
И СИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Раздел посвящен рассмотрению задач проектирования систем и устройств
разделения автоматических космических аппаратов, а также различных эле-
ментов бортовой пироавтоматики.
Как известно, в полете ракеты-носителя или космического аппарата про-
изводится отделение ступеней, отработавших частей и других элементов кон-
струкции, выполнивших свои функции. Систему разделения можно опреде-
лить как совокупность устройств и отдельных деталей, которые обеспечива-
ют жесткое крепление частей ракеты-носителя или космического аппарата
друг к другу, осуществляют их разделение в заданный момент с заданными
характеристиками и защиту чувствительных органов летательных аппаратов
от побочного воздействия входящих в состав этих систем пироэлементов при
срабатывании.
При создании систем разделения следует стремиться к минимизации их
массы, повышению надежности срабатывания и минимизации динамического
воздействия на аппарат.
Описываемые устройства при срабатывании используют энергию экзотер-
мических химических реакций особой группы веществ, способных под вли-
янием внешних воздействий (удар, трение, тепловой импульс и др.) к быст-
рым самопроизвольным превращениям, сопровождающимся значительным
выделением высокоэнергетических газов.
В таких системах для генерирования высокоэнергетических газов исполь-
зуются в основном пороха, пиротехнические смеси и взрывчатые вещества.
В данном разделе рассматриваются системы и устройства, создаваемые на
основе использования взрывчатых веществ.
Взрывчатые вещества делятся на две группы:
— инициирующие, возбуждающие детонацию или горение, и бризантные,
предназначенные для совершения механической работы;
— бризантные ВВ обладают повышенной, по сравнению с инициирующими
взрывчатыми веществами, мощностью и пониженной чувствительностью к
внешним воздействиям.
В этом разделе книги представлены методы проектирования и расчета
систем и устройств разделения, а также исполнительных элементов на осно-
ве кристаллических и эластичных бризантных взрывчатых веществ.
4.3.1. Общие принципы проектирования устройств
пироавтоматики на основе кристаллических
взрывчатых веществ
Тенденция развития современной ракетной и космической техники состоит
в том, что повышается надежность вновь разрабатываемых изделий, улучша-
ются их массово-габаритные характеристики, увеличивается стойкость ракет,
ракетных комплексов, космических аппаратов и блоков к действию различ-
1201
ных нагрузок, защищенность от помех, случайных и несанкционированных
сигналов, усиливаются требования простоты эксплуатации и т.д. Важную роль
при этом в обеспечении высокого качества многих изделий РКТ выполняют
различного рода пироавтоматические устройства (иногда называемые сред-
ствами пироавтоматики) и системы на их основе (системы пироавтоматики).
К ним часто также относят и детонационные устройства и системы разделе-
ния.
Под устройствами пироавтоматики понимают узлы и изделия, срабатыва-
ющие, как правило, от простого начального импульса и предназначенные для
инициирования взрывчатых превращений в зарядах взрывчатых веществ,
порохах, ракетных и специальных топливах, пиротехнических составах, а
также для совершения механической работы.
Система пироавтоматики — это комплекс, как правило, электрических и
пироавтоматических устройств, предназначенных для обеспечения старта и
последующего управления полетом ракеты, космического аппарата или ино-
го объекта на траектории и при посадке. По назначению все бортовые и на-
земные системы пироавтоматики разделяют на пять основных групп:
• системы инициирования;
• системы разделения;
• системы метания;
• системы газогенерации;
• системы специального назначения.
Не предпринимая даже попытки каким-либо образом разделить применя-
емые в ракетно-космической технике системы пироавтоматики на основные
и вспомогательные (второстепенные), в данном научном издании акценти-
руется внимание лишь на вопросах проектирования и оптимизации систем
разделения (СР) как совокупности устройств, отдельных деталей, которые
обеспечивают жесткое крепление частей летательного аппарата друг к другу,
осуществляют их разделение с заданными характеристиками и защиту чув-
ствительных органов ЛА, научной и служебной аппаратуры от побочного
воздействия входящих в состав СР пироавтоматических элементов при их
срабатывании.
В [1] приведен вариант оригинальной авторской классификации СР по виду
используемой энергии. Среди всех применяемых сегодня на практике сис-
тем разделения обладающими наилучшими КПД и эксплуатационными ха-
рактеристиками бесспорно признаны системы, использующие энергию эк-
зотермических химических реакций. Базовыми элементами их являются ус-
тройства с детонирующим и с горящим снаряжением (с возможным их вза-
имным сочетанием). В соответствии с другим вполне имеющим право на су-
ществование принципом классификации все СР подразделяются на сосредо-
точенные, компактные (иногда их называют «точечными») и рассредоточен-
ные, линейные. Особое место среди систем разделения линейного типа за-
1202
нимают системы, где в качестве исполнительных устройств применяют уд-
линенные кумулятивные заряды (УКЗ), снаряженные высокобризантными
взрывчатыми веществами (ВВ).
В [1] достаточно полно и подробно освещены вопросы проектирования
систем разделения на УКЗ; приводится информация о конструкции зарядов,
физике их действия; даются основные их геометрические и взрывчато-тех-
нические (служебные) характеристики. Тем не менее, вопросам проектиро-
вания самих УКЗ, на наш взгляд, следует уделить большее внимание, что и
предпринимается в настоящей книге. В первую очередь представляется не-
обходимым рассмотреть подробнее конструкции УКЗ и попытаться их клас-
сифицировать.
Конструкции удлиненных кумулятивных зарядов
и их классификация
Исторически сложилось так, что создаваемые для решения конкретных
научно-технических задач конструкции удлиненных кумулятивных зарядов
соответственно получали различные названия. Например: УКЗ — удлинен-
ный кумулятивный заряд, ДУЗ — детонирующий удлиненный заряд (куму-
лятивного типа), КЗУ — кумулятивный заряд удлиненный (иногда встреча-
ется аббревиатура КУЗ), ШКЗ — шнуровой кумулятивный заряд, ЗКЛБ —
заряд кумулятивный линейный на баллиститной основе, УККЗ — удлинен-
ный кумулятивный квазар-заряд и др. Общим для всех этих зарядов являет-
ся то, что они представляют собой заряд взрывчатого материала протяжен-
ной формы, в каркасе или без него, с профилированной кумулятивной вы-
емкой линейной симметрии вдоль большей стороны заряда. При этом для
достижения максимально возможной пробивной способности кумулятивная
выемка, как правило, имеет облицовку.
Существование различных видов и материалов разрезаемых преград, спо-
собов применения и условий эксплуатации удлиненных кумулятивных заря-
дов привело к разработке за последние 40—50 лет большого числа УКЗ раз-
нообразных конструкций, форм, геометрических размеров и массовых харак-
теристик [2].
Необходимость классификации разработанных и применяемых сегодня на
практике УКЗ возникла давно. В некоторых работах предлагается разбить все
известные УКЗ на два класса:
• УКЗ малого калибра, используемые преимущественно в качестве испол-
нительных элементов бортовых систем разделения ЛА;
• УКЗ средних и больших калибров, применяемые для разрезания массив-
ных преград: металлических листов, труб, блоков, канатов, при ликвида-
ции аварийных ситуаций на транспорте, АЭС и других объектах, при подъе-
ме затонувших кораблей, судов и спасении экипажей, разрушения мостов,
фортификационных сооружений и т.д.
1203
Однако такое деление является чисто условным, так как не содержит
никакого классифицирующего признака и не позволяет выделить преимуще-
ства и недостатки, конструктивные особенности, возможности У КЗ по раз-
резанию преград, не дает представления о материалах, из которых они изго-
товлены.
Если в основу классификации положить конструкционно-целевой прин-
цип, то все удлиненные заряды кумулятивного типа можно разделить на
(рисунок 4.3.1.1):
• цельнокорпусные УКЗ или УКЗ в корпусе, включающем оболочку и об-
лицовку выемки;
• УКЗ сборные без корпуса, но с облицовкой кумулятивной выемки или без
таковой.
Из всех составных частей корпуса УКЗ особенно важную роль играет об-
лицовка выемки, так как именно ее конструктивные и другие особенности
определяют пробивную способность заряда.
Облицовки удлиненных кумулятивных зарядов характеризуются наиболь-
шим разнообразием геометрических форм, что связано с многообразием об-
ластей практического использования зарядов рассматриваемого типа, их
функциональным назначением, условиями и режимами эксплуатации. Раз-
личают облицовки сборных и цельнокорпусных удлиненных кумулятивных
зарядов; первые являются составной частью заряда, вторые — функциональ-
ным элементом трубчатой профилированной оболочки.
Многообразие геометрических форм облицовок сборных кумулятивных
зарядов различного функционального назначения иллюстрирует рису-
нок 4.3.1.2 [2]. Наибольшее практическое применение получили облицовки,
имеющие в плоскости поперечного сечения заряда V-образную или полукруг-
лую форму. Возможны и более сложные геометрические формы облицовок
кумулятивной выемки.
Совершенствование облицовок сборных кумулятивных зарядов связано с
использованием новых конструкционных материалов с варьируемой толщи-
ной облицовок (рисунок 4.3.1.3,а), а также с применением многослойных
облицовок (рисунок 4.3.1.3,6).
Широкие перспективы открывает использование составных (секционных)
кумулятивных облицовок, что позволяет не только упростить технологию
изготовления облицовки, но и обеспечить прецизионность изготовления
составных её элементов, повысить скорость и качество сборки УКЗ. Расши-
ряются и возможности использования современных технологий при изготов-
лении облицовок усложненных геометрических форм.
Многообразием геометрических форм характеризуются и облицовки
цельнокорпусных удлиненных кумулятивных зарядов. Примеры конструктив-
ного оформления профилированных металлических корпусов зарядов рассмат-
риваемого типа показаны на рисунке 4.3.1.4 [2].
1204
1205
Рисунок 4.3.1.1. Классификация удлиненных кумулятивных зарядов
П П n A
Рисунок 4.3.1.2. Кумулятивные облицовки сборных удлиненных зарядов
Рисунок 4.3.1.3. Кумулятивные облицовки сборных зарядов: а — переменной
толщины; б — многослойная
Рисунок 4.3.1.4. Геометрические формы облицовок цельнокорпусных кумулятивных
зарядов
1206
Геометрически совершенные формы цельнокорпусных удлиненных куму-
лятивных зарядов предложены в патентах [3—5]. Профиль заряда формиру-
ется двумя сопряженными кривыми второго порядка, имеющими общую ось
симметрии и касание в точке, лежащей на этой оси.
Соответствующие геометрические построения для различных профилей
поперечного сечения заряда, поясняющие суть технического решения, пока-
заны на рисунке 4.3.1.5.
Рисунок 4.3.1.5. Профили формы облицовок цельнокорпусных кумулятивных заря-
дов, формируемые двумя сопряженными кривыми второго порядка
К достоинствам удлиненных кумулятивных зарядов подобного конструк-
тивного оформления следует отнести их технологичность, что позволяет в
относительно широких пределах регулировать скорость кумулятивной струи
и, следовательно, глубину реза обрабатываемого материала.
На рисунках 4.3.1.4 и 4.3.1.5 представлена лишь часть разработанных к
настоящему времени и предлагаемых к практическому применению форм
кумулятивных облицовок УКЗ. В системах разделения объектов отечествен-
ной ракетно-космической техники, да и авиационной — тоже используют из
всего представленного многообразия лишь цельнокорпусные УКЗ с цилин-
дрической (или полуцилиндрической) кумулятивной выемкой (рису-
нок 4.3.1.5,л и д). За рубежом, помимо данного профиля, широкое распро-
странение получили, как будет показано ниже, УКЗ с геометрической фор-
1207
мой облицовок (рисунок 4.3.1.4,3 или 4.3.1.4,и), В качестве снаряжения УКЗ
применяют индивидуальные бризантные взрывчатые вещества: гексоген, ок-
тоген, реже — гексанитростильбен (ГСН) и ТЭН. Корпуса зарядов (и одно-
временно кумулятивных выемок) изготавливают чаще всего из пластичных
металлов и сплавов: меди, алюминия, свинца, серебра, латуни. Сразу отме-
тим, что отечественные УКЗ имеют, как правило, медную (реже — алюми-
ниевую) оболочку, в то время как зарубежные аналоги изготавливают в свин-
цовых, алюминиевых, серебряных (реже — в медных) оболочках.
Причина выбора для наших зарядов полуцилиндрического или цилинд-
рического профиля кумулятивной выемки объясняется не столько особенно-
стями технологии их изготовления (волочением трубы-заготовки, снаряжен-
ной ВВ, через фильеры с вставками из проволоки круглого сечения или впа-
енными элементами сегментной формы), сколько стремлением достичь оп-
тимальной эффективности для данного типа зарядов, которая подразумевает
обеспечение максимальной пробивной способности УКЗ при минимальной
массе содержащегося в нем ВВ.
В подтверждение сказанного рассмотрим задачу по определению (расче-
ту) основного кинетического параметра УКЗ — скорости кумулятивной струи
(ножа). Рассмотрим элемент кумулятивной выемки dm, расположенный под
углом Ф к плоскости симметрии сечения УКЗ (рисунок 4.3.1.6). При сраба-
тывании УКЗ элемент будет «схлопываться» с симметрично расположенным
элементом dm . Рассматривая «схлопывание» этих элементов как соударение
сходящихся струй, величину угла «схлопывания» будем определять как
Рисунок 4.3.1.6. К расчету кинематических параметров кумулятивного ножа ДУЗ
Используя основные соотношения газодинамической теории [6], можно
получить выражение определения массы dmx кумулятивной струи, формиру-
ющейся при соударении этих элементов:
1208
dmx = —(l-cosa) = —(l-sincp). (4.3.1.1)
Полагая, что распределение массы облицовки кумулятивной выемки по
ее длине является равномерным, определяем величину массы элемента
dm = -^—d^
2<Ро
(4.3.1.2)
где т — масса металла облицовки кумулятивной выемки на единице длины
заряда; 2<р0 — величина центрального угла, определяющего длину кумуля-
тивной выемки; dtp — элементарный угол, определяющий размер элемента
dm.
Подставив (4.3.1.2) в (4.3.1.1) и проинтегрировав полученное выражение
в пределах от 0 до <р0, определим массу тх всей кумулятивной струи в зави-
симости от геометрических параметров У КЗ:
т\ =^гЧфо -* + COS(Po]-
2ф0
(4.3.1.3)
Под действием расширяющихся продуктов детонации элемент облицовки
кумулятивной выемки движется со скоростью и в направлении к центру ок-
ружности выемки. При этом его скорости их в направлении оси симметрии
и иу в направлении «схлопывания» соответственно равны их = «cos Ф;
иу = «sin Ф .
Моменты количества движения dMx и dMy этого элемента в соответству-
ющих направлениях определяются следующим образом:
л/ , т ,
dM = и • со8ф • dm =--и • со8ф • шр;
2<р0
... я т . . (4-3.1.4)
dM = и • 8Шф • dm =---и • $шф • «ф.
У 2<Ро
Полные моменты Мх и М количества движения всей облицовки в на-
правлении оси симметрии (в направлении обжатия) определяются в резуль-
тате интегрирования формул (4.3.1.4) в пределах от — ф0 до 4- ф0 при условии
постоянства скорости метания по всей длине кумулятивной выемки (Му = 0):
Мх = —&1П^о- (4.3.1.5)
1209
Момент Мх количества движения в направлении оси симметрии опреде-
ляется также скоростью «ц м движения центра масс облицовки:
Мх=тии.м-
(4.3.1.6)
В свою очередь, скорость мц м может быть определена из соотношения [6]
D
где D — скорость детонации снаряжения УКЗ; со, cofl — масса снаряжения и
активная масса снаряжения, приходящиеся на единицу длины УКЗ.
Приравнивая (4.3.1.5) и (4.3.1.6), можно определить скорость движения
облицовки:
£<Ро
1
sin ср0 ’
(4.3.1.7)
При «схлопывании» облицовки кумулятивной выемки происходит пере-
распределение ее кинетической энергии между струей (скоростными элемен-
тами ножа) и пестом в соответствии с законом сохранения энергии и момен-
та количества движения, имеющими вид:
тич.м = т\и\ +(т-т})и2;
(4.3.1.8)
ти1 _тхи] (т-тх)и2
~Г~^Г+ 2
(4.3.1.9)
где их и и2 — скорости головной части струи и песта соответственно.
Решая совместно уравнения (4.3.1.8) и (4.3.1.9) с использованием зависи-
мостей (4.3.1.3) и (4.3.1.7.), можно получить выражения для определения
кинематических параметров кумулятивной струи — скорости их движения ее
головного фрагмента и кинетической энергии Ех\
(<Pq -sin2<p0) <p0 + 2sin2^-
. ? « . 7 фп 'l
sin Фо 90-2sin ^1
(4.3.1.10)
1210
4<Po
<p0-sin2^
(<p2-sin2<p0) <p0 + 2sin2^
sin2<p0 <p0-2sin2^
(4.3.1.11)
Анализ зависимостей (4.3.1.10) и (4.3.1.11) показывает, что наиболее эф-
фективным профилем УКЗ ( с точки зрения максимальной скорости их и
кинетической энергии Ех) будет полуокружность (<р0 =90°).
Иными словами, оптимальными цельнокорпусными зарядами, изготавли-
ваемыми методом волочения, должны быть УКЗ с так называемой «серпо-
видной» кумулятивной выемкой (рисунок 4.3.1.5,д), однако, как показывает
практика, превосходство их по сравнению с УКЗ, выполненными по схеме
на рисунке 4.3.1.5,л, проявляется лишь для зарядов относительно больших
калибров (с массой со ВВ 50 и более граммов на 1 метр заряда). Использова-
ние таких УКЗ даже в наземной пироавтоматике РКТ весьма ограничено.
Поэтому в бортовых СР на основе УКЗ применяют исключительно заряды,
выполненные по схеме на рисунке 4.3.1.5,л.
К сказанному необходимо добавить следующее. Вообще говоря, заряды с
клиновидной выемкой [1; рисунок 2.2.12] (или с выемкой конической, если
речь идет об осесимметричных зарядах) имеют более высокую эффективность,
чем заряды с цилиндрической, полуцилиндрической (сферической) выемкой
[6]. Однако применительно к УКЗ этот эффект становится более или менее
заметным лишь для зарядов калибром d = 10 + 12 мм. Важно подчеркнуть так-
же, что эффективность заряда с клиновидной (конической) выемкой в силь-
ной степени зависит от фокусного расстояния /, в то время как максимум
функции £пр (/) (£пр — толщина преграды, разрезаемой (пробиваемой) на
пределе) у зарядов с цилиндрической (сферической) выемкой является дос-
таточно размытым [1; рисунок 2.2.15]. Все эти соображения обусловили выс-
казанную в конце 60-х годов Б.И.Шехтером, Е.В.Никитиным, В.П.Челыше-
вым (в Военной академии им. Ф.Э.Дзержинского), ВЛ.Копновым и его со-
ратниками В.И.Гупаисовым, Н.С.Егоровым, А.И.Мурахиным, В.И. Горным
и др. (в НПО «Краснознаменец») рекомендацию по использованию в борто-
вых СР ракет и КА преимущественно УКЗ (ДУЗ), выполненных по схеме на
рисунке 4.3.1.5,й, в оболочках из меди и с гексогеновым или октогеновым
снаряжением.
Справедливости ради отметим, что примерно в эти же годы (или чуть
позже) фирмой Дюпон были разработаны удлиненные кумулятивные заряды
Linear Shaped Charges (LSC) и гибкие удлиненные кумулятивные заряды
Flexible Linear Shaped Charges (FLSC) [7]. Сечения таких зарядов имеют вид,
представленный на рисунке 4.3.1.4,з и 4.3.1.4,и. Номенклатура данных заря-
дов достаточно широка: масса снаряжения на единице длины заряда — от 1,1
1211
до 853 г/м; габариты (линейные размеры сечения зарядов) — от 1,5x2,9 мм
до 34,5x41,4 мм (высота Вхширина А). В качестве ВВ используются бризан-
тные взрывчатые вещества гексоген, октоген и более термостойкий ГНС.
Заряды изготавливают в оболочках из свинца, алюминия, серебра и меди.
Примечателен тот факт, что медь используют только в зарядах LSC больших
калибров (со >21 г/м; В х А от 6x7 мм и выше). Заряды же малых калибров
(со < 16,0 г/м) изготавливают в свинцовых, алюминиевых и серебряных обо-
лочках. Эффективность действия зарядов типа FLSC и LSC по преградам из
основных конструкционных материалов, используемых в специальном маши-
ностроении, очень высокая. Сравнительный анализ эффективности таких
зарядов с УКЗ нормированного (иногда встречается — нормального) ряда
приведен в таблице 4.3.1.1. Нетрудно видеть, что заряды FLSC и LSC даже в
свинцовых оболочках по пробивной способности незначительно уступают УКЗ
нормированного ряда в медных оболочках (при примерно одинаковых мас-
сах со ВВ на единице длины заряда). Правда, они имеют при этом худшие
массовые характеристики. Но это может компенсироваться их большей гиб-
костью, по сравнению с УКЗ в медных оболочках, что облегчает их расклад-
ку по преградам сложного профиля. Заряды же LSC больших калибров
(со > 21 г/м) в медных оболочках обладают практически такой же эффектив-
ностью, что и УКЗ нормированного ряда близких к ним калибров, и имеют
при этом даже меньшие массы. Еще одна важнейшая особенность зарядов
FLSC и LSC состоит в том, что минимальной навеской ВВ для них является
со min = 1,1 г/м (геометрическое сечение такого заряда ВхА составляет
1,5x2,9 мм).
Минимальный же УКЗ нормированного ряда — УКЗ-2,75 (диаметр се-
чения заряда 2,75 мм) содержит 3,8 г ВВ на 1 метре заряда. Особенности за-
рядов FLSC и LSC кроются, по-видимому, в технологии их изготовления, ко-
торая разработчиками не раскрывается.
Попытка спроектировать и изготовить УКЗ такого же профиля, что и у
зарядов FLSC (LSC), была предпринята в Самарском политехническом ин-
ституте. В результате появились УКЗ-П (удлиненные кумулятивные заряды
прокатные), выпускаемые по ТУ 3-2650-92 [8]. Технология изготовления
(прокатка) таких УКЗ более прогрессивная, чем волочение: заряд формиру-
ется из снаряженной трубы-заготовки за одну операцию — пропускание тру-
бы-заготовки между вращающимися обкатными роликами. Однако при дан-
ной технологии изготовления УКЗ степень уплотнения ВВ в заряде очень
небольшая, и, как результат, пробивная способность зарядов достаточно низ-
кая. Так, например, УКЗ-П-8М (изготовлен из медной трубы наружным
диаметром 8 мм) при со= 45 ± 10 г/м обладает пробивной способностью по
стальной преграде (Ст. 3) £пр = 6 мм. В то время как заряд LSC примерно с
такой же массой ВВ (со= 43 г/м) в медной оболочке разрезает стальную пре-
1212
Таблица 4.3.1.1. Основные взрывчато-технические характеристики УКЗ нормиро-
ванного ряда и зарядов FLSC, LSC
Тип заряда BB Масса ВВ со на ед. длины, г/м Материал оболочки Масса заряда на ед. длины, г/м Толщина пробиваемой преграды, £пр, мм
алюминиевый сплав сталь
УКЗ-2,75 гексоген 3,8 медь 25 4,9
FLSC гексоген 4,3 свинец 55 4,4
LSC гексоген 4,3 серебро 68 4,5
УКЗ-3,5 гексоген 5,2 медь 47 5,3
FLSC гексоген 5,3 свинец 68 4,9
LSC гексоген 5,3 серебро 85 5,2
УКЗ-4,2 гексоген 8,5 медь 59 8,0
FLSC гексоген 8,5 свинец 106 6,3
LSC гексоген 8,5 серебро 135 6,9
УКЗ-6 гексоген 19,7 медь 116 6,7
FLSC гексоген 21 свинец 235 6,3
LSC гексоген/ октоген 21 медь 105 6,5
УКЗ-9 гексоген 46,7 медь 245 9,7
FLSC гексоген 43 свинец 551 9
LSC гексоген/ октоген 43 медь 208 10,5
граду (сталь С 1018) толщиной 10,5 мм. Еще ниже пробивная способность
УКЗ-П, изготавливаемых из латунных и алюминиевых труб. При этом надо
учесть и то, что УКЗ-П-8 — минимальный по габаритам и массе (200 ± 50 г/м;
200 ± 20 г/м; 100 ± 20 г/м для УКЗ в медной, латунной и алюминиевой обо-
лочках соответственно) заряд. Эти обстоятельства делают невозможным при-
менение УКЗ-П не только в бортовых, но даже в наземных СР ракетно-кос-
мических комплексов. Простота технологии, быстрота изготовления УКЗ-П,
в итоге — относительно невысокая стоимость предопределили основное на-
значение таких зарядов. Это — резка достаточно габаритных металлоконст-
рукций (резервуаров, емкостей, цистерн и т.д.) с целью получения металло-
лома.
Итак, на сегодня практически единственными отечественными средства-
ми разделения детонационного типа, использующими эффект линейной ку-
1213
муляции, остаются УКЗ нормированного ряда и ДУЗы — цельнокорпусные
удлиненные заряды, как правило, в медных (реже — в алюминиевых) обо-
лочках с цилиндрическими (полуцилиндрическими) кумулятивными выем-
ками. При этом общепризнанным является тот факт, что УКЗ нормирован-
ного ряда обладают более высокой удельной эффективностью (отношением
Z, / со), чем ДУЗы. Соотношения [9; 1]
- = 1,4-1,6; - = 0,1-0,16; ^- = 0,42-0,46
d dQ d
для УКЗ нормированного ряда, полученные расчетно-экспериментальным
путем, следует признать оптимальными. В этом плане представляется целе-
сообразным привести ниже упрощенную схему расчета оптимальных геомет-
рических параметров таких УКЗ.
Установление оптимальных геометрических соотношений
для УКЗ нормированного ряда
Известно [6, 10], что пробивное действие кумулятивных зарядов опреде-
ляется множеством факторов, к числу которых относятся характеристики ВВ,
масса, материал и геометрические параметры облицовки; плотность (в мень-
шей степени — прочность и ударная сжимаемость) преграды, расстояние
между зарядами и преградой в момент взрыва и т.д.
К настоящему времени теория формирования кумулятивных струй и их
бронебойного действия разработана достаточно полно, если речь идет об
осесимметричных зарядах; в меньшей степени эти вопросы решены приме-
нительно к кумулятивным устройствам линейного типа. В особенности сло-
жен анализ процесса формирования и последующей фрагментации кумуля-
тивного ножа для цельнокорпусных УКЗ с цилиндрической (полуцилиндри-
ческой) кумулятивной выемкой, что обусловлено взаимодействием скользя-
щей детонационной волны с кумулятивной облицовкой при наличии продоль-
ных и поперечных волн разрежения, параметры которых существенно зави-
сят от характеристик тыльной части оболочки заряда. Достаточно сложен и
сам процесс взаимодействия сравнительно низкоскоростного (скорости не
более 2 км/с) кумулятивного ножа с преградой.
Задача о проникании высокоскоростной (скорость выше 4...5 км/с) куму-
лятивной струи в несжимаемую преграду решена М.А. Лаврентьевым [10] в
разработанной им гидродинамической теории кумуляции, согласно которой
глубина £к внедрения струи в полубесконечную преграду определяется зави-
симостью
Lk=LJ^ (4.3.1.12)
V Pi
где Lc — длина струи; ррр2 — плотности преграды и струи соответственно.
1214
Для низкоскоростных струй и осколков необходимо учитывать прочнос-
тные характеристики преграды, а также ударную сжимаемость соударяющихся
тел [11]. Учету этих характеристик посвящено множество работ, выполнен-
ных в СССР и США в 1960—1970 гг. и позже. Фундаментальные результаты
указанных исследований опубликованы в [12]. Авторы показали, что при
допороговых скоростях удара глубина £к кратера, образующегося в преграде
при внедрении в нее цилиндрического осколка длиной 70 и диаметром d0,
определяется критериальным соотношением
7к=ф
Р02^0 ^2 Р02 *0 £ Рр2а2
//j Н} р01 0 РО1СС]
(4.3.1.13)
где РорРр2 — начальные плотности преграды и ударника соответственно; ар
а2 — степени сжатия преграды и ударника; Я1, Н2 — динамические твердо-
сти преграды и ударника соответственно; — коэффициент формы голов-
ной части ударника (А^0,5); w0 — скорость соударения.
Более поздними исследованиями, выполненными в ФТИ им. Иоффе, было
установлено, что основным параметром моделирования является отношение
PO2W / ’
Авторы работы [13] предложили полуэмпирическую формулу
= }_^р Fp2 । 2 42/р°2 р°2^
k A^yppi A)VPpi
(4.3.1.14)
в которой первое слагаемое правой части характеризует гидродинамическую
составляющую процесса внедрения, а второе — ударно-волновую. Нетрудно
увидеть, что в предельном случае, когда d^/L^ « 1, формула (4.3.1.14) обра-
щается в (4.3.1.12).
Необходимо отметить, что в [14] приводится добротный анализ такого рода
работ.
В результате оптимизации параметров УКЗ нормированного ряда не только
в медных, но и в алюминиевых и свинцовых оболочках выяснилось, что
максимальной удельной эффективностью обладают заряды, у которых, как
отмечалось выше, /d = 0,42...0,46. Это обстоятельство приводит к важно-
му выводу о том, что главным параметром оптимизации таких УКЗ является
относительная активная масса снаряжения:
со 5
ц = —= —
И со 5
(4.3.1.15)
где со и £ — масса и площадь сечения активной части ВВ соответственно,
u d
1215
Очевидно, что максимальной величины Ц = Цтах можно достичь благода-
ря рациональному соотношению между геометрическими характеристиками
УКЗ.
Рассмотрим следующую задачу. Пусть сечение снаряжения УКЗ имеет вид,
показанный на рисунке 4.3.1.7 (такое предположение эквивалентно тому, что
заряд лишен металлической оболочки).
Рисунок 4.З.1.7. Идеализированная расчетная схема для определения оптимального
соотношения между диаметрами УКЗ и кумулятивной выемки
На этом рисунке линия I относится к внешнему радиусу R, линия II — к
внутреннему радиусу г, линия III разграничивает активную и пассивную части
ВВ.
Очевидно, что в системе координат OXY уравнения кривых I и II имеют
вид
у = л//?2 -х2; у = \1г2-(х-а)2.
(4.3.1.16)
Кривая III есть геометрическое место точек, равноудаленных от кривых I
и II, так что КМ = KN. Поскольку из геометрических построений следует,
что КМ = R- ^хк + у2к и KN = yl(xk -а)2 +у2к-г , то уравнение кривой III
записывается в следующей форме:
(4.3.1.17)
1216
Нетрудно увидеть, что
_ ^///
и со S,-Sn
(4.3.1.18)
где S,, StJ, Sm — площади, ограниченные кривыми I, II, III соответственно.
Введя безразмерную переменную т) = -^ и принимая в качестве первого
К
приближения b = а = R — г, несложно получить:
Sr =
R2 л
2 2
+ arcsin (1 - т|)+(1 - т])71-(1-т|)2
(4.3.1.19)
5//=^2т12; (4.3.1.20)
п2
SHI =^(1 + 1l)Vn
2(1-П)Уп
(1+Т])2
+ arcsin———
(1 + П)
(4.3.1.21)
л
2
Поскольку максимум относительной активной массы ВВ определяется
уравнением
(^/ ^//)
К ёГь?
то, используя уравнения (4.3.1.19)—(4.3.1.21), после несложных преобразо-
ваний получим следующее выражение для определения ropt :
+ arcsin(l - n) + (1 - ПЬД-О-П)2
X X
Зт]2+6т]-1 1 + Зт] . 1
—!------з— + —7=1 arcsin------1
(1 + П)2 2у/т} 1 + П
• 1-П
1И --- —
2п
1—Т| . 1-Т|
----L arcsin---1
1+Т| 1+Т|
7Л1 + 2д/1-(l-n)2
(4.3.1.22)
Решив уравнение (4.3.1.22), получим
Tl-nOpt=0,66.
(4.3.1.23)
1217
Соотношение (4.3.1.23) получено для заряда, не имеющего оболочки, од-
нако в первом приближении его можно принять и для УКЗ в металлической
оболочке (корпусе), если толщина оболочки примерно одинакова по всему
сечению заряда. Е.В. Никитиным было показано, что при изготовлении УКЗ
протяжкой через фильеры с шагом 0,5...0,2 мм по диаметру при постоянной
формующей вставке и соблюдении указанных в п.4.3.1.1 условий (2.2.23 [1])
толщины тыльной части оболочки и облицовки выемки б2 удовлетворя-
ют следующим соотношениям:
— = 0,1; — = 0,05.
d d
Нетрудно увидеть, что при этом в пересчете на взрывчатое вещество вы-
полняется равенство
,=(0,26...0,28)<
R 0,4d
что очень близко к (4.3.1.23).
Кроме того, установлено [2], что существенное влияние на эффективность
действия удлиненного кумулятивного заряда рассматриваемой конструкции
оказывает соотношение между толщиной б2 облицовки кумулятивной вы-
емки и внутренним диаметром JBH оболочки (рисунок 4.3.1.8). Наибольшая
глубина реза достигается при 5 /dBH = 0,04—0,07.
Рисунок 4.3.1.8. Влияние параметров удлиненного кумулятивного заряда
на глубину реза
1218
Таким образом, найденные опытным путем оптимальные геометрические
соотношения для УКЗ имеют достаточно убедительное теоретическое обосно-
вание.
Расчетно-экспериментальная оценка эффективности
действия УКЗ и ДУЗов по преградам
Экспериментально установлено, что максимальная эффективность дей-
ствия УКЗ нормированного ряда обеспечивается при расстояниях между за-
рядом и преградой, определяемых следующим соотношениями [9]:
— для преград из сталей различных марок и титановых сплавов
(fld)opt =0,9±0,2',
— для преград из алюминиевых и магниевых сплавов
(_/И)ор, = 1,2±0,4.
При этом предельная толщина пробития плоской листовой преграды оп-
ределяется полуэмпирической зависимостью [1, 9]
(4.3.1.24)
— Wr+WH
где ин = — полусумма скоростей головного и хвостового элементов
ножа; рП, овп — плотность (кг/м3) и предел прочности (Па) материала пре-
грады на разрыв; е — относительная глубина откола.
По экспериментальным данным, для преград из сталей Ст.З, стали 45 и
1Х18Н10Т е= 0,030...0,055; из сплавов Амгб, ВТ6С е= 0,065...0,080; из спла-
вов МА2-1, В93, Д16Т, ОТ4-1, 48Т17 е= 0,105...0,125; из сплавов ВМДЗ,
ВТ5, ВТ14 е= 0,150...0,170.
Зависимость (4.3.1.24) позволяет быстро, легко и с достаточной для ин-
женерных расчетов степенью точности рассчитать толщину преграды прак-
тически из любого конструкционного материала, разрезаемой на пределе тем
или иным УКЗ нормированного ряда. Однако она не принимается безогово-
рочно всеми разработчиками УКЗ (ДУЗов). В [15] авторы предлагают иной
подход к расчету предельной глубины £пр пробития преграды кумулятивным
ножом (КН) ДУЗа. Представляется целесообразным привести основные мо-
менты расчета £пр по предлагаемой методике.
В строгой постановке для определения глубины реза КН необходимо:
• решить трехмерную нестационарную задачу, что на пределе возможнос-
тей современных ЭВМ;
• иметь банк данных по свойствам материалов струй КН и преград, адек-
ватно описывающих их поведение в условиях высокоскоростного нагру-
1219
жения. На практике для инженерных расчетов можно упростить задачу по
определению глубины реза КН, используя модифицированную гидроди-
намическую модель проникания, предложенную Алексеевским-Тейтом.
Центральным уравнением этой модели является уравнение, характеризу-
ющее баланс напряжений на контактной поверхности струи и преграды:
0,5р01 (и - ип )2 + Я, = 0,5р02и2 + Л2,
где и — скорость струи; wn — скорость проникания; /?] — параметр, характе-
ризующий прочность материала струи (для медной струи КН — R} =
= 400...700 МПа [16]); R2 — сопротивление материала преграды.
Для этого уравнения основную сложность представляет определение Т?2.
Наиболее общее его представление приведено в работе [17], однако в этом
случае для определения /?2 требуется проведение сложных, дорогостоящих
экспериментальных работ. Поэтому для практических целей под R2 обычно
понимается динамическая твердость материала преграды. Следует отметить,
что поскольку КН по сути является клиновидным ударником, то для опре-
деления динамической твердости необходимо использовать вместо класси-
ческого конусообразного индентора клинообразный или воспользоваться
результатами, полученными на конусообразных инденторах (для которых в
настоящее время имеется большая база данных) с поправками на их геомет-
рическую форму.
Возможны два подхода к решению подобной задачи. В первом случае ее
можно решать как статическую задачу о вдавливании в упругопластическую
среду клина (решение приводится в большом количестве работ по теории
пластичности, библиография есть, например, в [18]). При втором подходе в
случае внедрения клина с достаточно высокой скоростью можно воспользо-
ваться волновой теорией [19].
Основной недостаток определения динамической твердости конусообраз-
ным индентором в том, что вдавливаемый конус создает сложные и неодно-
родные поля напряжений, изменяющиеся по-разному в различных точках
выдавливаемого объема металла и не поддающиеся точному эксперименталь-
ному определению. В то же время внедрение клиновидного индентора с
высокой скоростью по сути эквивалентно задаче о распространении плоских
продольных волн в стержне, заключенном в абсолютно твердую и гладкую
цилиндрическую оболочку [18]. В такой постановке деформация осуществ-
ляется только за счет изменения объема с соответствующим изменением
плотности. Уравнение состояния в этом случае можно записать в следующем
виде:
р = (Л/«)[(р/р0)"-1], (4.3.1.25)
где А — размерная константа; п — опытный коэффициент; р — давление.
1220
Очевидно, что при определенных значениях (параметрах) процесса вне-
дрения клиновидного ударника р = Нт, где — динамическая твердость
материала преграды при испытаниях клиновидным индектором. Из закона
сохранения массы после несложных преобразований можно получить
р/р0 = 1/(1 + е),
(4.3.1.26)
где е— деформация; р/р0 — относительное изменение удельного объема.
Подставляя (4.3.1.26) в (4.3.1.25), получим
(4.3.1.27)
Поскольку скорость частиц модельного стержня и деформация связаны
соотношением
е
u = |c(e)Je,
о
где с(е) = 7(1 /?)d?>Tds = / р0)(1 + е)"’1 -1 — скорость распространения
продольной волны, то интегрируя его, получаем следующую зависимость для
скорости внедрения:
М(/) = [В/(л-1)] [1/ (1 + е)"”1-1]. (4.3.1.28)
Здесь б=(Л/Р0)0’5.
Для постоянной скорости и0 клиновидного индектора из (4.3.1.27) полу-
чаем значение деформации е:
(4.3.1.29)
С учетом (4.3.1.29) зависимость (4.3.1.26) примет окончательный вид:
(4.3.1.30)
1221
Следует отметить, что полученная зависимость для годится только для
пластичных материалов и сплавов. Для хрупких металлов (условно имеющих
относительное удлинение при растяжении о5 <8%), что установлено на ос-
нове многочисленных экспериментальных исследований, необходимо учиты-
вать расклинивающий эффект кумулятивного ножа и появление впереди него
трещины, облегчающей процесс проникания КН. Определив R} и R2 «
из уравнения (4.3.1.26), находим скорость ип движения контактной поверх-
ности с дальнейшим определением £вн ( зависимость для нее будет приведе-
на ниже).
Сложнее обстоит дело с расчетной оценкой толщины откольной части
разделяемой преграды. В первую очередь это связано с комплексным воздей-
ствием на преграду и ударной волны от заряда В В, и самого КН, что затруд-
няет прямое использование экспериментальных результатов по отколу, по-
лученных при раздельном действии либо заряда ВВ, либо ударника. Во-вто-
рых, на фоне явного снижения за последние годы интереса исследователей к
откольному разрушению (это находит свое отражение в спаде научных пуб-
ликаций как экспериментальных, так и теоретических исследований) ни одна
из его моделей не описывает адекватно фундаментальные факты, зарегист-
рированные в экспериментах. Наиболее важными из них с прикладной точ-
ки зрения (применительно к УКЗ) являются:
• масштабный эффект, т.е. увеличение прочности с уменьшением масшта-
ба системы (толщины разделяемой преграды);
• повышение степени разрушения с ростом скорости соударения при про-
чих равных условиях эксперимента;
• толщина откольной пластины и образование множественного откола.
В [15] приводятся только подходы к расчетному определению толщины
откольной части. Принимаем, что при соударении КН с разделяемой пре-
градой и воздействии на нее ударной волны от заряда в ней возникает (в ре-
зультате отражения от тыльной поверхности волны сжатия и интерференции
с волной разгрузки) импульс растяжения треугольной формы. Тогда для тол-
щины откольной части справедливо равенство [20]
^отк=2И;/р02(«12-«22), (4.3.1.31)
где И' — удельная работа разрушения; и} — определяемая по профилю u(f)
для исходного импульса средняя скорость предполагаемой искусственной
откольной пластины [20]; и2 — конечная скорость естественной откольной
пластины.
В качестве удельной работы разрушения можно воспользоваться ее оцен-
кой сверху [20] (с поправкой на особенность проникания КН):
И; = 0,5р02А «п2р[/-А/(£пр -£вн,)] , (4.3.1.32)
1222
где h — высота струи кумулятивного ножа; нпр — приведенная скорость уда-
ра [21]; ZBH t— толщина преграды в момент выхода ударной волны на тыль-
ную поверхность преграды.
Для разности квадратов скоростей (и2 -и2)-Ли2, опуская промежуточные
выкладки, можно получить следующую зависимость:
р
ЗрО2 *
(4.3.1.33)
где о — откольная прочность материала преграды; Е — компрессионный
р к
модуль упругости.
После подстановки (4.3.1.32) и (4.3.1.33) в (4.3.1.31) получим окончатель-
ное выражение для толщины откольной части разделяемой преграды:
зРо2/М2[1-/(£пр
2 5р
-£ВН,Укк
ori I ] I К
(4.3.1.34)
Глубина £вн t внедрения определяется исходя из времени выхода ударной
волны на тыльную поверхность преграды:
' = Ьпр/С/’
(4.3.1.35)
где Cz — скорость упругих продольных волн в преграде (совпадает с теорети-
ческой скоростью распространения волны сжатия в упругом стержне [20],
путем интегрирования следующего выражения [22]):
вн/
wc/ '-np/Q
J «₽<*= J
о о
1
1-а2
и-а-\/и2 + Л/21 dt.
(4.3.1.36)
Здесь а = (р02/р0|)°’5; М = [(Я2-R,)(1 -а2)/р02] ’5.
Отрицательное значение скобки в выражении (4.3.1.36) означает отсутствие
откола, и разделение преграды в этом случае происходит только за счет реза
кумулятивным ножом. Тогда (и, в принципе, в общем случае) глубина вне-
дрения определяется путем численного интегрирования зависимости:
п “°
L f uldV,
вн A J 5
' икр
(4.3.1.37)
где икр определяется из (4.3.1.25) при wn = 0.
1223
Влияние кривизны преграды и, соответственно, кривизны отрезка УКЗ на
пробивное действие последнего обусловлено тем, что кумулятивный нож
может либо концентрироваться, либо рассеиваться. Опыт показывает, что
возрастание эффективности УКЗ за счет концентрирования ножа сравнитель-
но невелико (до 10... 12%). Эффект уменьшения пробивной способности из-
за рассеивания ножа также невелик: для корректности для УКЗ нормирован-
ного ряда с полуцилиндрической кумулятивной выемкой его можно доста-
точно точно оценить с помощью уравнения
L
*R-(J+h)
L R + L ’ (4.3.1.38)
пр пр
где h — высота диаметрального сечения УКЗ, A = 0,85J; d — диаметр (калибр)
УКЗ; — радиус кривизны преграды; L , £л — толщины плоской и кри-
пр пр
волинейной преград, пробиваемых данным зарядом на пределе.
Соотношение (4.3.1.24) установлено для УКЗ в медных оболочках. Для УКЗ
в алюминиевых оболочках сохраняют силу формулы (4.3.1.24) и (4.3.1.38), но
эффективность £пр / со таких УКЗ на 20...30% ниже, чем это следует из
(4.3.1.24). Максимальная эффективность УКЗ в свинцовых оболочках обес-
печивается при (/W)opt = 0...0,5, причем она существенно меньше, чем у УКЗ
в медных оболочках, если речь идет о разрезании стальных и титановых пре-
град, и несколько выше для преград из алюминиевых и магниевых сплавов.
Из сказанного следует, что алюминий и свинец являются конкурентоспо-
собными с медью материалами оболочки УКЗ, а в некоторых случаях имеют
и бесспорные преимущества. Последнее особенно заметно, если:
а) заряд предназначается для разрезания преграды сложного профиля (уго-
лок, швеллер и т.п.) и, следовательно, необходимо выгибать его с малыми
радиусами кривизны;
б) требуется при заданной эффективности Апр/ со уменьшить уровень удар-
ных давлений вблизи плоскости реза либо увеличить импульс сил, вовлека-
ющих разделяемые конструкции в движение. В последнем случае иногда
целесообразно применять УКЗ в оболочках из алюминия.
Оценка уровней ударных нагрузок на элементы конструкции
изделия при срабатывании системы разделения на УКЗ
Срабатывание УКЗ, как и любого другого исполнительного элемента си-
стемы пироавтоматики, приводит к тому, что узлы и агрегаты изделия, рас-
положенные в окрестности зоны взрыва, подвергаются воздействию ударных
нагрузок. Уровень этих нагрузок может быть достаточно высоким. Так, при
срабатывании пиромеханических систем разрыва наземных коммуникаций
1224
ракет возникающие перегрузки п могут достигать примерно 2000 вблизи места
разрыва и снижаться до п ~ 100 на расстояниях более 1 м от него; при отделе-
нии головной части ракеты «Минитмен» вблизи заднего стыковочного коль-
ца возникали перегрузки с амплитудой в импульсе п ~ 2000 и максимумом
спектральной характеристики птах» 5000 на частотах около 2500...5000 Гц. При
анализе полученных спектральных характеристик ударных нагрузок на бло-
ки бортовой аппаратуры был сделан вывод, что применительно к высокоча-
стотной части спектра (2000...500 Гц) эти блоки должны, как правило, вы-
держивать перегрузки около (1...7)-103. Весьма примечателен тот факт, что
скорость распространения волны напряжений по тонкостенным конструкци-
ям совпадает с теоретической скоростью распространения одномерной вол-
ны сжатия в упругом стержне. Этот факт полностью согласуется с современ-
ными представлениями о механизме формирования и распространения удар-
ных волн в металлах, общее описание которого дано, например, в работе [10].
Ввиду сложности процессов, происходящих при формировании и после-
дующем распространении волн сжатия по конструкциям реальных изделий в
результате срабатывания УКЗ, задачу по определению лтах на практике часто
решают в два этапа:
• определение давлений, возникающих в плоскости разрезания;
• выяснение закономерностей затухания волны сжатия при ее удалении от
этой плоскости.
Опуская промежуточные выкладки, приведем еще раз выражение для рас-
чета давления р(х), возникающего в плоскости внедрения кумулятивного ножа
в преграду [1, 9]:
р(*)=
l-l'l+W*
4 ,
(4.3.1.39)
Ро2
где х — координата точки на линии реза, для которой рассчитывается давле-
ние р(ху, к — градиент скорости КН; £р — предельная глубина внедрения КН
в полубесконечную преграду из данного материала; р01, р02 — начальные
плотности материалов преграды и КН соответственно; А{, А2, п2— кон-
станты закона ударной сжимаемости (соответственно для преграды и КН),
записываемого в форме Тэта.
Зависимости р(х), рассчитанные по формуле (4.3.1.39), приведены на ри-
сунках 4.3.1.9 и 4.3.1.10. Видно, что даже в плоскости реза интенсивность
волны сжатия на тыльной поверхности в три-пять раз ниже, чем на передней
1225
Рисунок 4.З.1.9. Зависимости давления, создаваемого кумулятивным потоком в плос-
кости реза от координаты х: — преграда из АМгб;------преграда из Д16Т
Рисунок 4.3.1.10. Зависимости давления, создаваемого кумулятивным ножом в плос-
кости реза, от координаты х:----преграда из ВТ 14;---преграда из ВТ6С
1226
границе. В большей степени этот факт должен проявляться по мере удале-
ния этой волны от первоначальной зоны ее формирования.
Затухание ударных волн в преградах, разрезаемых с помощью УКЗ, по мере
удаления от плоскости реза исследовано экспериментально с использовани-
ем известного метода искусственного откола [6]. Для этого в качестве разре-
заемых преград применялись калиброванные трубы диаметром 80...300 мм,
изготовленные из различных материалов. На свободный торец трубы прикле-
ивалось тонкое медное или свинцовое кольцо, скорость отлета которого
фиксировалась с помощью импульсной рентгеновской установки четырехкад-
рового действия. По измеренной скорости отлета кольца определялась мас-
совая скорость и давление во фронте ударной волны в кольце и, соответствен-
но, на торце трубы-мишени.
Результаты некоторых испытаний приведены на рисунке 4.3.1.11. Здесь
приняты следующие обозначения: А — толщина преграды; z — удаление точки
1р Р@,
*-УЮ-3,5/1,6 (д
о -УКЗ-Ч,2/4,1 • -ЦКЗ ~Ч,2/4,2 р--< (л=е /мм) }Ми)
0,4 A *УКЗ-5/2,5 А -УКЪ-5/2,3 (л = Чнм) (д- 2 мм)
-V V-УК5-7/5 ▼ -J/K3-7/3 V - «/КЗ -7/3 (д = 8мм) (д = 40 нм) = 44 мм)
40 в-УКЗ-/3/6 -ЧЮ-15/6 (л - 48мм) Л -22 мм)
42
ж V J °
’.о /X \о
3» □ А
О ч 1 2 / 6 i >0 2 Ч 2 8 Z/Z
Рисунок 4.3.1.11. Закон затухания ударной волны, движущейся по тонкостенной трубе
изД16Т
1227
измерения от плоскости реза; p(z) — измеренное давление; р (А /2) — давле-
ние р(х) при х = А /2.
Физический смысл безразмерного отношения p(z)/p( А /2) состоит в том,
что функция р(г) нормируется осредненному давлению, создаваемому куму-
лятивным ножом в плоскости разрезания. Такой подход позволяет учитывать
не только калибр УКЗ и ударную сжимаемость материала преграды, но и ее
толщину.
Статистическая обработка полученных результатов показала, что для лю-
бого реально используемого сплава справедливо аппроксимирующее уравне-
ние
ig-^L
%(А/2)
(4.3.1.40)
где В= 1,06± 0,03; N= 0,20± 0,01.
Числовые значения коэффициентов согласования Ви ^справедливы и для
преград из Д16Т, ВТ6С и МА2-1; можно предположить, что и для иных спла-
вов значения В и N не выйдут из установленных диапазонов. Для проверки
корректности этого предположения выполнена контрольная серия экспери-
ментов на трубках из оргстекла. Показано, что отклонения эксперименталь-
ных данных от рассчитанных по формуле (4.3.1.40) не превышают ± 10...20%.
Приведенные экспериментально-расчетные результаты не дают прямого
ответа по поводу стойкости того или иного блока (агрегата, прибора и т.п.) к
действию сотрясений, вызываемых срабатыванием УКЗ. Тем не менее инже-
нерная оценка такого рода действия возможна, если использовать результа-
ты отработки СР для предшествующих аналогичных изделий.
Методика такой оценки сводится к следующему:
1. Исходя из опыта отработки изделия-прототипа определяется безопас-
ное удаление z{ блока-прототипа от плоскости реза. Затем оценивается соот-
ветствующее безопасное ударно-волновое давление p(z{)-
2. Для вновь разрабатываемой СР по выбранному новому типу УКЗ, ма-
териалу преграды и ее толщине рассчитывается давление р (А /2), а затем новое
безопасное расстояние г2- Естественно, что рассчитанное таким способом
значение z2 является ориентировочным, однако оно обеспечивает существен-
ное сокращение материальных и временных затрат на отработку новой тех-
ники.
Гибкие безосколочные удлиненные кумулятивные заряды
для взрывных систем разделения
Обладая рядом бесспорных преимуществ по сравнению с другими устрой-
ствами разделения, УКЗ и ДУЗы имеют и существенные недостатки. К их
числу относятся:
1228
• высокая жесткость зарядов из-за использования в их конструкции медных
корпусов, что затрудняет раскладку таких зарядов по преградам сложного
профиля и с малыми радиусами изгиба;
• достаточно высокие уровни ударных нагрузок на узлы, агрегаты, служеб-
ную и научную аппаратуру, располагаемые вблизи пояса разделения;
• образование поля высокоскоростных осколков оболочки УКЗ при их сра-
батывании, что вынуждает устанавливать дополнительные экраны-ловушки
для перехвата этих осколков, ухудшающие массово-габаритные характе-
ристики как отдельно взятой системы разделения, так и летательного ап-
парата в целом;
• необходимость перехвата остатков кумулятивного ножа, разрезающего пре-
граду с гарантированным запасом, запреградными ловушками, также ухуд-
шающими массово-габаритные характеристики системы и изделия;
• образование при детонации снаряжения УКЗ большого количества про-
дуктов взрыва, содержащих в качестве К-фазы сажу, что также негативно
воздействует на приборы и аппаратуру, особенно — оптическую.
Первые два недостатка могут быть частично устранены за счет, как уже
отмечалось выше, применения УКЗ в свинцовых оболочках. Однако такие
заряды будут иметь гораздо большие массы, чем УКЗ в медных оболочках.
Кроме того, удельная эффективность таких зарядов при разрезании стальных
преград и преград из титановых сплавов чрезвычайно мала. К сожалению,
разработать отечественные УКЗ в свинцовых оболочках, которые бы по про-
бивному действию приближались к FLSC [7], на сегодняшний день не уда-
лось.
Другой путь устранения (или заметного снижения уровня) перечисленных
недостатков подразумевает применение в системах разделения безоболочных
гибких профилированных удлиненных зарядов или зарядов в полимерных
гибких оболочках, снаряжаемых эластичными взрывчатыми веществами (со-
ставами).
К таким зарядам можно отнести разработанные и успешно применяемые
на практике шнуровые кумулятивные заряды ШКЗ (Научно-производствен-
ное объединение «Кристалл»), ШКЗ-М (Красноармейский НИИ механиза-
ции), заряды кумулятивные ЗКЛ (Научно-исследовательский институт по
строительству магистральных трубопроводов совместно с Ржевским химичес-
ким заводом).
Шнуровые кумулятивные заряды ШКЗ (ШКЗ-М) представляют собой
профилированные заряды эластичного взрывчатого вещества (в ШКЗ — это
ЭГ-85) в виде шнуров различного диаметра с продольной кумулятивной
выемкой, облицованной гибкой лентой из металлизированного состава или
металлополимером, содержащим 85...95% порошка меди или железа и 15...5%
полиизобутилена ПИБ-84. Они выполняются по ТУ шести (ШКЗ) и семи
(ШКЗ-М) типов, отличающихся друг от друга геометрическими размерами,
1229
а также массой взрывчатого вещества на метре заряда и длиной от 1 до 50 м.
Заряды ШКЗ (ШКЗ-М) готовят методом экструзии эластичного взрывчато-
го состава. Технология изготовления облицовки кумулятивной выемки: во-
досуспензионное смешение компонентов, вальцевание, резка полотна на лен-
ты, вклейка (вручную!) лент в кумулятивную выемку заряда. Надо заметить,
что по эффективности действия заряды с металлополимерным покрытием
аналогичны шнуровым кумулятивным зарядам, облицованным гибкой метал-
лической лентой, однако на 25—30% дешевле.
Заряды ЗКЛ готовятся также методом экструзии, но из взрывчатого со-
става ЭП-2, являющегося термопластом. Заряды изготавливают длиной от 1
до 10 м пяти типоразмеров, различающихся геометрическими размерами и
массой ВВ на единице длины.
В 80-х годах в ЛНПО «Союз» (ныне ФГУП «Федеральный центр двойных
технологий «Союз») были разработаны высокоэластичные ВВ на баллистит-
ной основе («эластиты» серии РТГ: нитраты целлюлозы, нитрат глицерина,
динитротолуол, гексоген и др. добавки) и отработана непрерывная техноло-
гия изготовления из них линейных зарядов — ЗКЛБ с металлополимерным
покрытием только кумулятивной выемки или всего заряда (два варианта тех-
нологии) [23].
Из относительно последних технических разработок отметим сборные
удлиненные кумулятивные заряды литые — УКЗ-Л, разработанные в НИИ
проблем конверсии и высоких технологий при Самарском государственном
техническом университете. Конструкция заряда показана на рисунке 4.3.1.12.
Заряд имеет корпус из полиэтилена и комплектуется установочными «фокус-
ными ножками».
Разработано несколько типоразмеров удлиненных кумулятивных зарядов
УКЗ-Л различных диаметров, содержащих в качестве взрывчатого наполни-
теля литые составы ТГ-40, а также ТГА-50, в состав которых входит алюми-
Рисунок 4.3.1.12. Удлиненный кумулятивный заряд УКЗ-Л: 1 — полиэтиленовая обо-
лочка; 2 — взрывчатое вещество; 3 — кумулятивная облицовка
1230
ниевый порошок. В качестве материалов кумулятивной облицовки применя-
ются медь, латунь, алюминий и низкоуглеродистая сталь.
Технологии изготовления зарядов ШКЗ (ШКЗ-М), ЗКЛ, ЗКЛБ, УКЗ-Л
отработаны, на заряды выпущены соответствующие ТУ и организовано их
промышленное изготовление. Однако говорить о возможности применения
их в системах разделения вообще, а тем более — в РКТ, не приходится в силу
их чрезмерно больших габаритов и масс ВВ. Так, диметры (высоты) ШКЗ
лежат в диапазоне от 8 до 29 мм; ширина зарядов ЗКЛ — от 10 до 40 мм;
диаметры ЗКЛБ — от 10 до 50 мм, а УКЗ-Л — от 30 до 90 мм. Соответствен-
но и массы ВВ, приходящегося на 1 метр заряда: для ШКЗ — 65...730 г/м;
для ЗКЛ - 100...1430 г/м; для ЗКЛБ - 91...2258 г/м; для УКЗ-Л - 1380...
23300 г/м.
В 1978—80 гг. в СКТБ «Технолог» Санкт-Петербургского государствен-
ного технологического института в сотрудничестве с НПО им. С.АЛавочки-
на проводилась разработка конструкции гибких безосколочных УКЗ малых
калибров для систем разделения космических аппаратов и их оптимизация
[24]. Для достижения поставленной цели изучался механизм формирования
кумулятивного ножа из металлополимерной облицовки, разрабатывались оп-
тимальные рецептуры ЭВВ и материала облицовки, оптимизировались фор-
мы и размеры УКЗ, изыскивался рациональный способ их изготовления. В
настоящее время разрабатываются взрывные устройства разделения на осно-
ве таких УКЗ.
Для определения характера изменения частиц металлического наполни-
теля материала облицовки непосредственно в образующейся кумулятивной
струе (ноже) проводились опыты по улавливанию кумулятивного ножа ма-
лопрочными преградами, в частности парафиновым блоком. После подрыва
УКЗ над блоком выбитый кратер парафина с элементами ножа вырезался и
отмывался петролейным эфиром. Микроскопический анализ отмытого осадка
показал отсутствие видимых физико-механических изменений порошкооб-
разного металлического наполнителя по сравнению с исходным.
Эксперименты с УКЗ, облицованными различными материалами (напол-
ненными различными металлами) по обе стороны от плоскости симметрии
кумулятивной выемки, показали, что элементы струи движутся по пересека-
ющимся траекториям, причем точка их пересечения определяет фокусное
расстояние УКЗ. Метание облицовки происходит под действием скользящей
детонационной волны, поэтому векторы скорости, приложенные к элемен-
там облицовки, должны располагаться под определенным углом к плоскости
нормального сечения УКЗ. В результате этого схлопывание облицовки и
формирование кумулятивного ножа происходят в плоскости, наклоненной под
углом р к оси заряда. Кумулятивный нож действует под тем же углом р по
мишени. Это подтверждается проведенными опытами с «теневой преградой»,
позволяющей отсекать определенные участки кумулятивного ножа.
1231
В таблице 4.3.1.2 представлены физические характеристики использован-
ных в опытах пяти металлических наполнителей материала облицовки УКЗ
с сильно различающимися плотностью р = 2700—19100 кг/м3 и скоростью
звука с0 = 2200—6400 м/с, а также опытные значения угла р .
Таблица 4.З.1.2. Характеристики использованных металлических наполнителей
материала облицовки УКЗ и экспериментальные значения угла р
Металл - наполнитель облицовки р, кг/м3 Скорость звука с0, м/с ^ю6, кг/(м2-с) р,°
Алюминий 2700 6400 17,3 72,0
Цирконий 6490 3740 24,1 78,0
Свинец 11340 2200 24,9 78,1
Медь 8960 3960 35,5 80,5
Вольфрам 19100 4050 77,2 81,0
В процессе исследований была установлена зависимость между экспери-
ментально определенными величинами угла р и акустической жесткостью
£ = рс0 металлов-наполнителей облицовки, характеризующей сжимаемость
материала облицовки ударной волной (рисунок 4.3.1.13).
Влияние материала облицовки и формы УКЗ на эффективность его дей-
ствия явилось направлением дальнейших исследований. Их результаты по-
Рисунок 4.3.1.13. Зависимость угла р от акустической жесткости
металлов-наполнителей облицовки УКЗ
1232
казали, что среди исследованных металлических порошкообразных наполни-
телей материала облицовки УКЗ максимальное пробитие обеспечивалось при
использовании меди.
С учетом проведенных работ по созданию эластичных взрывчатых ком-
позиций в качестве связующего для облицовки УКЗ использовался тип свя-
зующего состава ЭВВ-24 на основе дивинилстирольного термоэластопласта
[8]. Опыты по определению оптимальной степени наполнения облицовки
показали, что с увеличением содержания наполнителя пробивное действие
УКЗ монотонно возрастает, однако повышение объемного содержания напол-
нителя более 50% приводит к потере облицовкой эластичных свойств и «опуд-
риванию» ее порошкообразным наполнителем вследствие появления «сухих»
контактов между частицами.
Наличие прослойки связующего между частицами наполнителя приводит
к выравниванию физико-механических характеристик облицовок, наполнен-
ных различными металлами. Так, если для различных металлов предел проч-
ности на растяжение колеблется от 300 до 800 МПа, то для облицовочных
составов, наполненных порошками этих металлов, он составляет 7 МПа.
Поэтому в процессе струеобразования и взаимодействия кумулятивного ножа
с преградой на первый план выступают такие характеристики наполнителя,
как плотность и твердость. Первая влияет на скорость метания облицовки,
вторая — на поведение частиц при встрече кумулятивного ножа с преградой.
Из множества испытанных наполнителей наибольшее бронепробивающее
действие обеспечивали вещества с плотностью 7000... 10000 кг/м3. Причем чем
выше микротвердость частиц в данном диапазоне плотностей, тем больше
бронепробитие (глубина £р внедрения кумулятивного ножа в полубесконеч-
ную преграду).
Так, замена в облицовке порошкообразной меди (плотность 8960 кг/м3,
микротвердость 600 МПа) на наполнитель с приблизительно равной плотно-
стью, но с большей в 25 раз микротвердостью, приводит к увеличению глу-
бины реза на 10—15%.
Выбор оптимальной конфигурации УКЗ проводился для зарядов с полу-
цилиндрической выемкой диаметром 4 мм. С этой целью изготавливались УКЗ
одинаковой ширины — 5 мм, но с разной толщиной слоя ВВ над верхним
сводом выемки. Для каждого типа заряда опытным путем подбирали толщи-
ну облицовки, обеспечивающую максимальное пробитие стальной мишени.
Облицовки изготавливались из одного материала с массовой долей медного
порошка 90%. Результаты проведенных испытаний, представленные на ри-
сунке 4.3.1.14, показали, что с увеличением толщины слоя ВВ от 1 до 5 мм
пробивное действие УКЗ возрастает от 1,5 до 5 мм. Дальнейшее увеличение
толщины слоя ВВ не приводит к возрастанию глубины реза стали. Это объяс-
няется достижением активной частью заряда УКЗ своих предельных разме-
ров.
1233
Рисунок 4.3.1.14. Влияние толщины свода ВВ на глубину реза УКЗ
Далее, при тех же параметрах кумулятивной выемки и фиксированной
высоте заряда, обеспечивающей максимальное пробитие преграды, исследо-
вались УКЗ различной ширины. Установлено, что с ростом ширины слоя ВВ
по периферийным сторонам кумулятивной выемки бронепробиваемость не
увеличивается, однако ширина выбиваемого кратера существенно возраста-
ет. При этом параллельно с выравниванием слоя ВВ вдоль периметра куму-
лятивной выемки уменьшается фокусное расстояние УКЗ.
В результате проведенных исследований различных конфигураций УКЗ из
эластичных взрывчатых веществ типа ЭВВ «Элас-1» на основе высокодиспер-
сного ТЭНа с металлополимерными облицовками толщиной 8 =0,1—0,6 мм
были разработаны оптимальные конструкции ряда зарядов малого калибра с
полуцилиндрической выемкой (dB = 3—5 мм, Н= 4—7 мм, А = 4—7 мм, мас-
са изделия 20—50 г/м). Конструкция такого УКЗ представлена на рисун-
ке4.3.1.15.
Рисунок 4.3.1.15. Конструкция гибкого безосколочного УКЗ на основе ЭВВ «Элас-1»
1234
УКЗ калибром 5 мм, имеющий массу ВВ 27 г/м, при фокусном расстоя-
нии 4 мм после подрыва образует в стальной мишени (Ст. 3) рез глубиной
5,6 мм, а в алюминиевой — не менее 10 мм.
На первом этапе при сборке гибких УКЗ облицовка скреплялась с заря-
дом при помощи клеевого соединения. Наличие инертной клеевой прослой-
ки между ВВ и облицовкой приводило к снижению пробивной способности
УКЗ. В результате проведенной работы удалось создать экструзионную го-
ловку и соответствующую технологию, позволяющие изготавливать монолит-
ный УКЗ на двухкамерном экструдере путем соэкструзии взрывчатого и об-
лицовочного составов.
Указанный способ, наряду с повышением прочности соединения ВВ с
облицовкой, позволил улучшить и стабильность результатов по разрезанию
преград (рисунок 4.3.1.16).
Рисунок 4.3.1.16. Зависимость разброса значений глубины реза Ар от высоты f рас-
положения УКЗ над преградой: нижний график — УКЗ изготовлен путем склеива-
ния; верхний график — УКЗ изготовлен соэкструзией
Таким образом, в результате проведенных исследований авторами [24]
экспериментально установлена структура кумулятивного ножа УКЗ с метал-
лополимерной облицовкой. На основе разработанных ЭВВ была предложена
конструкция эффективных гибких безосколочных УКЗ малого калибра, пол-
ностью сохраняющих свои эксплуатационные характеристики после много-
кратных перегибов (радиусом 3 мм) в любой плоскости. Разработан перспек-
тивный способ изготовления УКЗ путем соэкструзии взрывчатого и облицо-
вочного составов через специальную головку, обеспечивающий получение
монолитного качественного заряда за одну операцию.
1235
На основе гибкого безосколочного УКЗ разработано взрывное устройство
для систем разделения космических аппаратов.
Литература
1. Проектирование автоматических космических аппаратов для фундамен-
тальных научных исследований / Сост. В.В.Ефанов, И.Л. Шевелев; Под ред.
В.В. Ефанова, К.М. Пичхадзе. Т.1. — М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2013.
2. Резка металлов взрывом / А.В. Аттетков, А.М. Гнускин, В.А. Пырьев,
Г.Г. Сагидуллин. — М.: СИП РИА, 2000.
3. Pat. 2038453 GB, IC3 F42B 3/08. Extended shaped charge for metal working
by explosion / B.E. Paton, V.M. Kudinov, L.A. Volgin et al. — Publ. 23.07.80.
4. Pat. 4297946 USA, IC3 F42B 34/08; C06 C7/07; С06В21/00/ Extended
shaped charge and method of making same / B.E. Paton, V.M. Kudinov, L.A. Volgin
etal. - Publ. 02.11.81.
5. Pat. 2855347 DE, IC? F42B1/02. Schneidladung/ B.E. Paton, V.M. Kudinov,
L.A. Volgin et all. - Publ.03.11.83.
6. Физика взрыва / Под ред. Л.П. Орленко: В 2 т. — М.: Физматлит, 2002.
7. Pyrotechnic device for the space applications in Europe, 1998-1999.
8. Заряды удлиненные кумулятивные. Технические условия ТУЗ-2650-92.
- Самара: САМ ПИ, 1992.
9. Ефанов В.В., Кузин Е.Н., Тимофеев В.Н., Челышев В.П. Устройства и
системы пироавтоматики летательных аппаратов на основе линейных куму-
лятивных зарядов // Полет. 2003. №10.
10. Лаврентьев М.А. Кумулятивный снаряд и принцип его работы // УМН.
1957. №12 (4).
11. F.H. Harlow, W.E. Pracht // Phys. Fluidsa. 1966. V.9. №10.
12. Витман Ф.Ф., Златин Н.А. О процессе соударения деформируемых тел
и его модифицирования // ЖТФ. 1963. Т. XXXI. Вып.8.
13. D.R. С. Phristman, I.W. Gehring // Appl. Phys. 1966. V.37. №4.
14. Баланкин A.C., Любомудров А.А., Севрюков И.Т. Физика высокоско-
ростного удара. — М.: Изд-во МО СССР, 1990.
15. Копнов В.Л., Савенков Г.Г. Вопросы проектирования и обеспечения
надежности систем разделения на основе удлиненных кумулятивных зарядов
// Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, НПО им.
С.А. Лавочкина: Сб. науч. тр. Вып.6. — М., 2005.
16. Савенков Г.Г., Васильев Н.Н. Пластичность и прочность меди при
высокоскоростной деформации // Проблемы прочности. 1993. №10.
17. Савенков Г.Г. Высокоскоростное проникание плоских кумулятивных
струй в нелинейные среды // АМТФ. 2004. №1.
18. Фомин В.М., Гулидов А.И., Сапожников Г.А. и др. Высокоскоростное
взаимодействие тел. — Новосибирск: Изд-во СО РАН, 1999.
19. Илюшин А.А., Ленский В.С. Сопротивление материалов. — М.: Физ-
матлит, 1959.
1236
20. Савенков Г. Г. Высокоскоростное внедрение тонкой пластины в метал-
лическую полосу // Проблемы прочности. 1992. №8.
21. Каннель Г.И. О работе откольного разрушения // ФГВ. 1982. №4.
22. Сагомонян А.Я. Проникание. — М.: Изд-во МГУ, 1974.
23. Жегров Е.Ф., Милехин Ю.М., Берковская Е.В. Химия и технология
баллиститных порохов, твердых ракетных и специальных топлив. Т. 1. Химия.
- М.: РИЦ МГПУ им. И.Федорова, 2011.
24. Душенок С.А., Котомин А.А., Ефанов В.В. Гибкие безосколочные уд-
линенные кумулятивные заряды для взрывных устройств разделения // Рос-
сийская академия космонавтики им. К.Э Циолковского, НПО им. С.А. Ла-
вочкина: Сб. науч. тр. Вып.5. — М., 2004.
В. В. Ефанов,
НПО им. С.А. Лавочкина
Е.Н. Кузин,
Военная академия РВСН им. Петра Великого
1237
4.3.2. Общие принципы проектирования детонационных
устройств разделения на основе эластичных
взрывчатых веществ
Введение
Все современные летательные аппараты имеют в своем составе устройства
и системы для разделения и трансформации различных элементов конструк-
ции. В авиации эти устройства обеспечивают катапультирование кресел с
членами экипажа (или кабины пилота в целом), ввод тормозных парашютов
и т.д., но особо заметную роль эти устройства и системы играют в ракетно-
космической технике, где используются для: разделения ступеней ракет-но-
сителей (PH); отделения разгонных блоков и космических аппаратов после
вывода на заданную орбиту полета; отделения от КА в процессе полета отра-
ботавших крупногабаритных частей или специальных агрегатов, предназна-
ченных для автономной работы в космосе — субспутников, десантных аппа-
ратов, посадочных капсул, исследовательских зондов и др. Развертывание
панелей фотопреобразователей, антенн, штанг с оборудованием, разрезание
электрических кабелей, отстрел парашютов, пробой мембран, запуск прибо-
ров и т.д. также осуществляется с помощью рассматривамых устройств.
Наиболее эффективно эти операции осуществляются с помощью пироме-
ханических или детонационных устройств и систем разделения. Пиромеха-
нические устройства используют энергию сгорания порохов или пиротехни-
ческих составов в системах пироавтоматики. Детонационная автоматика на
основе взрывчатых веществ обеспечивает быстродействие и синхронность
работы исполнительных элементов, независимость их действия от давления
и температуры. Недостатками большинства известных устройств, снаряжен-
ных традиционными порошкообразными ВВ, являются высокие динамичес-
кие воздействия на конструкцию и аппаратуру, а также негерметичность и
разрушение устройств в процессе их функционирования [1,2].
Успешным решением проблемы снижения динамического воздействия на
летательный аппарат при срабатывании импульсных систем разделения яв-
ляется использование нового вида ВВ — эластичных взрывчатых веществ
(ЭВВ) [3]. Они позволяют изготавливать монолитные «миниатюрные» заря-
ды сложной конфигурации, работающие с высокой надежностью и точнос-
тью, создавать на их основе принципиально новые конструкции исполнитель-
ных и передаточных устройств, существенно уменьшать массу и размеры эле-
ментов и узлов и, как следствие, снижать уровень их динамического воздей-
ствия на КА [4—6].
Санкт-Петербургским государственным технологическим институтом (тех-
ническим университетом) и ФГУП «СКТБ «Технолог» разработаны ЭВВ с
высокой детонационной способностью для аэрокосмической техники. НПО
им. С.А. Лавочкина совместно с «СКТБ «Технолог» и СПбГТИ(ТУ) на осно-
ве разработанных ЭВВ созданы высокоэффективные неразрушаемые безос-
колочные устройства и системы разделения КА, обеспечивающие существен-
1238
ное снижение ударного воздействия на конструкцию КА и аппаратуру при
их срабатывании. Применение ЭВВ привело к повышению надежности и
безопасности систем разделения, снижению их массы и габаритов. Эти сис-
темы обеспечивают быстрый синхронный разрыв множества механических
связей, исключают выпуск продуктов взрыва в КА и образование осколков.
Системы разделения нового поколения на основе ЭВВ подтвердили свою
высокую эффективность и надежность в ряде отечественных и международ-
ных межпланетных и астрофизических космических проектов [7].
В НПО им. С.А. Лавочкина и СКТБ «Технолог» организовано совместное
производство разработанных устройств и систем детонационной автоматики
для выполнения российских и международных космических программ и
коммерческих проектов. Созданные системы успешно прошли государствен-
ные испытания, приняты в штатную эксплуатацию и используются в различ-
ных автоматических КА. Они подтвердили свою высокую эффективность в
ряде международных проектов: «Венера — комета Галлея, «Фобос», «Скип-
пер», «Марс-96», «Интербол-1, -2», «Электро», в универсальном космичес-
ком разгонном блоке «Фрегат».
В настоящее время это научно-техническое направление интенсивно раз-
вивается, разрабатываются новые ЭВВ, устройства и системы детонационной
автоматики на их основе в рамках космических проектов «Спектр-РГ»,
«Спектр-УФ», «Луна-Глоб», «Луна-Ресурс».
Эластичные ВВ для аэрокосмической техники:
научные основы создания, свойства, применение
ЭВВ представляют собой сложные высоконаполненные полидисперсные
системы на основе кристаллических бризантных ВВ и полимерных связую-
щих различных классов, содержащие также пластификаторы, структурообра-
зователи, армирующие и вулканизующие добавки, сенсибилизаторы, анти-
оксиданты, пламегасители, красители, ПАВ и другие компоненты. Повышен-
ный интерес к ЭВВ обусловлен их уникальными структурно-механическими
свойствами, с возможностью изготовления из них зарядов любой формы (ли-
сты, пленки, ленты, диски, профилированные шнуры, трубки, шары, ком-
пактные изделия сложной конфигурации) с требуемыми физико-механичес-
кими характеристиками и стабильными параметрами детонации. Это позво-
ляет совершенствовать имеющиеся и создавать принципиально новые импуль-
сные устройства и технологии [8].
При проведении теоретических и экспериментальных исследований с
целью установления взаимосвязи свойств ЭВВ с их составом и структурой
были изучены следующие вопросы:
— особенности детонации ЭВВ как гетерогенных взрывчатых систем с раз-
личными видами инертных органических и неорганических добавок
(связующие, флегматизаторы, пластификаторы, порошкообразные ме-
таллы, оксиды, соли и др.);
1239
— реология высоконаполненных композиций: кристаллическое ВВ — по-
лимерная матрица;
— физико-механические свойства ЭВВ;
— термодинамическая и химическая совместимость компонентов;
— физико-химическая стабильность систем (химическая стойкость и теп-
ловое старение);
— способы изготовления ЭВВ и зарядов из них.
Проведенные исследования позволили установить общие закономернос-
ти детонационного процесса ЭВВ с различными видами невзрывчатых ком-
понентов и разработать комплекс методов расчета и прогноза их энергети-
ческих характеристик и параметров детонации, а также детонационной и
метательной способности [8, 9].
Методы расчета параметров детонации ЭВВ
Теоретический метод, учитывающий ударную сжимаемость
и разгон инертных компонентов продуктами взрыва
При детонации взрывчатых композиций (ВК) многих типов (пластичные,
эластичные и пастообразные ВК, полимерсодержащие литьевые и прессовоч-
ные ВК и др.) содержащиеся в них компоненты различного назначения из-
за их недостаточно высокой дисперсности и малой реакционной способнос-
ти не успевают прогреваться и не вступают в реакции с продуктами взрыва
или другими компонентами за характерное время разложения ( взрывчатого
наполнителя — бризантного ВВ. Эти компоненты в зоне химической реак-
ции за фронтом детонационной волны по существу выступают как инертные
добавки, участвующие лишь в физических процессах — ударном сжатии и
разгоне частиц продуктами взрыва.
В зависимости от дисперсности инертных добавок за фронтом детонаци-
онной волны за время т успевают или не успевают выравниваться по сече-
нию заряда давление и массовая скорость. Если т« т1 (т1 — время, за кото-
рое выравнивается давление), то введение в состав ВК добавок не будет за-
метно сказываться на скорости распространения детонации. Выравнивание
давления происходит, если диаметры частиц dx<T С, (С, — характерная ско-
рость волновых возмущений в материале добавки).
При т > т2 (т2 — время, за которое частицы добавки приобретают скорость,
равную массовой скорости продуктов взрыва) достигается газодинамическое
равновесие (полное выравнивание давления и скоростей продуктов взрыва и
частиц добавки). Время т2 определяется динамической вязкостью бризант-
ного ВВ, разлагающегося в условиях детонационной волны, и инерционно-
стью частиц добавки, зависящей от их диаметра и плотности. На основе эк-
спериментальных данных о параметрах детонации смесевых ВВ можно зак-
лючить, что для различных типов добавок и видов бризантных ВВ диаметр
1240
полностью разгоняемых в детонационной волне частиц d2 составляет
1—10 мкм, что значительно меньше размера d{ для тех же составов. При раз-
мерах частиц, больших J2, реализуется промежуточное состояние, соответ-
ствующее т2 > т > т,, при котором полного разгона частиц добавки не проис-
ходит и скорости детонации зарядов находятся между значениями, отвечаю-
щими равновесию давления и выравниванию скоростей продуктов взрыва и
добавки.
В целом процесс детонации таких ВК с учетом роли инертных компонен-
тов с газодинамических позиций с привлечением политропического уравне-
ния состояния продуктов взрыва можно описать системой уравнений, пред-
ложенной И.М. Воскобойниковым и А.А. Котоминым [10]:
Р v0-a2v02
I V°2 J
Z> [2 + ^(-D02 ~-u2)/x>02]
[l + ZKv02-v2)/v02]2 ’
(4.3.2.1)
V02 ~Ц2 _ 1 x/1 +4fP Ц02 /C0 ~1 .
4г + 4bp u02 / Cq +1
(4.3.2.2)
1 + —1--
P(« + l)
D2 = P[(l-a2)\)0,+a2B02]2 .
[(l-a2)(u01 -Vj) + a2(v02-'O2)]’
E = O,5P(do - d) + (1 - a2)0;
E, -O,5P(vol -Dt) = Q=EU -0,5/>(v0l — 1)ц);
AE2 - 0,5P(d02 -1)2);
/1 \ 1-a2
4 = «242 + 0 - «2>4i; Pol = 1/n /n
1/Pq
(4.3.2.3)
(4.3.2.4)
(4.3.2.5)
(4.3.2.6)
(4.3.2.7)
(4.3.2.8)
(4.3.2.9)
1241
4)1 “^/РоР г)0~^/р0’
(4.3.2.10)
где р0, р01, р02 — начальные плотности взрывчатой композиции, ВВ в ком-
позиции и инертной добавки; d0,d01,d02 — начальные удельные объемы
композиции, ВВ в композиции и добавки; а2 — массовая доля добавки;
D,P — скорость и давление детонации взрывчатой композиции; Dv п —
скорость детонации, давление и показатель политропы продуктов взрыва для
ВВ при р01; г),, ъ2 — удельные объемы продуктов взрыва и добавки при де-
тонации композиции (при Р); 4РЕП — удельный объем и внутренняя энер-
гия продуктов взрыва при детонации ВВ без добавки (при Р}); Е,Е]9АЕ2 —
внутренняя энергия продуктов взрыва и добавки (при Р), продуктов взрыва
в композиции (при Р), изменение энергии добавки при ее сжатии до Р, Q —
теплота взрыва ВВ; Со = а ; b = Х определяются из экспериментальной удар-
ной адиабаты материала добавки в форме D = a + \u либо Со = 1,2С^ Ь = 1,7
из обобщенной ударной адиабаты в форме D = 1,2С^ + 1,7м, где и — скорость
материала добавки за ударным фронтом.
В таблице 4.3.2.1 сопоставлены рассчитанные по уравнениям (4.3.2.1)—
(4.3.2.10) и экспериментальные скорости детонации для некоторых модель-
ных взрывчатых композиций с органическим связующим [8]. Как видно из
таблицы, результаты расчета хорошо согласуются с экспериментальными
данными.
Эмпирический метод расчета езрыечатых композиций
Более удобным для практики является простой и достаточно точный ин-
женерный метод расчета, основанный на корреляционных соотношениях,
предложенный А.А. Котоминым [8] для смесей ВВ с отрицательным и нуле-
вым кислородным балансом (тротил, гексоген, октоген, тэн и др.) с различ-
ными видами инертных добавок. Метод применим для расчета порошкооб-
разных, литьевых и пресс-композиций, пластичных пастообразных и элас-
тичных ВВ, содержащих до 70% мае. добавок. Ниже приводится модернизи-
рованный вариант этого метода [9, 11].
Скорость идеальной детонации. Детонацию ВВ без химических (тепловых)
потерь, параметры которой являются максимальными для данной плотности
заряда, называют идеальной.
Взрывчатые композиции могут быть представлены как гетерогенные си-
стемы, в которых воздушные промежутки между частицами ВВ полностью
или частично заполнены инертной добавкой. Из практики известно, что при
1242
Таблица 4.З.2.1. Экспериментальные и рассчитанные по методу [10] скорости
детонации смесей ВВ с инертными добавками
Состав ВК, % масс. Р02э г/см3 Размер частиц, J02, мкм Ро, г/см3 D, км/с
Опыт Расчет
ТЭН / полисилоксан (ПС), 35/65 0,98 20 1,15 5,32 5,44
ТЭН/ПС/ магний, 70/16/14 0,98/1,74 20 1,53 7,12 7,08
ТЭН / ПС / алюминий, 25/5/70 0,98/2,70 30 2,20 6,82 6,77
ТЭН/ПС/никель, 70/5/25 0,98/8,9 2 2,02 7,05 6,98
Гексоген / ПС / титан, 70/5/25 0,98/4,54 2 1,85 7,16 7,18
Гексоген / ПС / вольфрам, 30/5/65 0,98/19,2 2 3,77 4,18 4,20
ТЭН/ПС/NaCl, 35/5/60 0,98/2,16 100 1,87 6,28 6,30
Гексоген / ПС / K2SO4, 70/10/20 0,98/2,66 120 1,75 7,44 7,45
Гексоген / ПС / карбид кремния, 65/5/30 0,98/3,22 200 1,90 7,62 7,79
Октоген / (-CH2-CF2-)o 7[-CF2- -C(CF3)F-]O3, 85/15 1,79 10 1,86 8,47 8,35
Октоген / политетрафторэтилен, 83/17 2,23 50 1,91 8,42 8,32
ТЭН/парафин, 80/20 0,90 20 1,44 7,60 7,60
заполнении воздушных пор в пористом ВВ инертным веществом скорость
детонации системы по сравнению со скоростью детонации исходного пори-
стого ВВ в зависимости от вида и дисперсности добавки может как увеличи-
ваться, так и уменьшаться. Изменение скорости детонации может быть рас-
считано, а поскольку скорость детонации пористого ВВ известна, то может
быть вычислена и скорость детонации заполненной добавкой системы. Ана-
логично рассчитывается изменение показателя политропы продуктов взрыва
при введении в ВВ инертной добавки и, соответственно, детонационное дав-
ление взрывчатой композиции. На этом принципе и основан данный метод
расчета.
Сначала рассчитывается скорость детонации взрывчатой композиции при
ее максимальной плотности, т.е. при полном заполнении пор добавкой:
Ртах
= Dn +\ИЛ,
Рн д’
(4.3.2.11)
где D — скорость детонации взрывчатой композиции при ее максималь-
Ртах
ной плотности, км/с; D. — скорость детонации чистого ВВ при его парци-
альной плотности в составе (пористого ВВ), км/с; ADd — изменение скоро-
сти детонации системы при заполнении воздушных пор добавкой, км/с.
1243
Величина t±Dd определяется физическими процессами — повышением дав-
ления продуктов взрыва ВВ при заполнении воздушных пор инертным ве-
ществом, ударным сжатием и разгоном продуктами взрыва этого вещества.
Необходимые для проведения расчета по уравнению (4.3.2.11) величины
находятся следующим образом:
Максимальная плотность взрывчатой композиции (ртах, г/см3)
Vp^Wp,». 5Л=1. (-*.3.2.12)
где с(., р(. — массовые доли и плотности, г/см3, компонентов композиции.
Парциальная плотность ВВ (взрывчатого наполнителя) в композиции
Pw=«Pmax’ (4.3.2.13)
где pw — парциальная плотность ВВ в композиции, г/см3; а — массовая доля
ВВ в композиции.
Скорость детонации пористого В В (Dn , км/с)
Рн
DPH = Л1,6О + м(р« -J’60) или D?H = Z), 0 + М(рн -1,0), (4.3.2.14)
где Z)|60, Z)|0 — скорости детонации чистого ВВ при плотностях 1,60 и 1,0
км/с; М — угловой коэффициент зависимости D = /(Ро), (км/с)/(г/ см3).
Следует пользоваться приведенными в таблице 4.3.2.2 значениями 0,
60, М для индивидуальных ВВ.
Если для взрывчатого вещества общей формулы CaHbOcNdFeClf коэффи-
циент М неизвестен, его можно рассчитать по следующей формуле:
,, l,la-)U>+7,6c+8,l</ + 7,2(e + /)
М-------------------------------- <4.3.2.15>
(при содержании Н<3,5% к2 = 3,0; при Н > 3,5% к2 =1, 3), где Л/вв — мо-
лекулярная масса ВВ.
Если взрывчатая композиция наряду с инертными добавками содержит не
одно, а несколько различных ВВ, то скорость детонации пористого ВВ вы-
числяется аддитивно:
(4.3.2.16)
где D. — скорости детонации чистых ВВ при плотности рн - apmax; а(. — мас-
совые доли ВВ в композиции (£az=a).
1244
Таблица 4.3.2.2. Значения Dx 0, Dx 60, М для некоторых ВВ
ВВ О10, км/с О\ ,60, км/с М
Тротил 5,15 6,97 3,03
Тетрил 5,48 7,27 3,22
Тринитробензол 5,06 7,02 3,26
тэн 5,90 7,85 3,25
Гексоген 6,08 8,03 3,33
Окгоген 6,09 8,08 3,34
FOX-7 5,39 7,63 3,74
ДИНА 5,95 7,68 2,90
Нитрогуанидин 5,46 7,86 4,02
Пикриновая кислота 5,26 7,01 3,05
Скорость детонации ВВ с инертными органическими добавками. Органичес-
кие вещества обладают значительной ударной сжимаемостью в детонацион-
ной волне, связанной с такими их характеристиками, как плотность, объем-
ная скорость звука, акустическая жесткость. Скорости ударных волн в них
при равном давлении также существенно различны. Это определяет большое
влияние вида инертной органической добавки на величину &Dd .
Для подтверждения вышеизложенного в таблице 4.3.2.3 приведены экс-
периментальные скорости детонации ряда модельных композиций ЭВВ на
Таблица 4.3.2.3. Влияние вида полимерного связующего на скорость детонации
композиций ТЭН/связующее 85/15% масс.
Связующее Ро, г /см3 со: км/с д км/с (опыт) АД, км/с (опыт)
Полисилоксановый каучук СКТ 0,98 0,865 7,36 0,44
Полистирол / дибутилфталат (2:1) 1,05 1,645 7,45 0,58
Бутадиеннитрильный каучук СКН-40 0,98 1,820 7,56 0,66
Дивинилстирольный термоэластопласт ДСТ-30 0,94 1,720 7,60 0,67
Бутадиен-а-метилстирольный каучук СКМС-10 0,92 1,750 7,64 0,69
Изопреновый каучук СКИ-3 0,92 1,825 7,68 0,73
Бутилкаучук / СКИ-3 (1:1) 0,92 1,910 7,82 0,87
Бутилкаучук 0,92 1,990 7,90 0,96
* Со — объемная скорость звука в связующем.
1245
основе высокодисперсного ТЭНа (3—5 мкм) с различными видами связую-
щих (количество связующего и плотность зарядов одинаковы для всех ком-
позиций и составляют 15% масс, и 1,55 г/см3 соответственно).
Скорость детонации взрывчатой композиции с инертными органически-
ми добавками рассчитывается по формуле (4.3.2.11). Величина A£>d , км/с, для
органических добавок и воды вычисляется по следующей формуле:
= (4.3.2.17)
Р д
где р — массовая доля добавки в композиции; рд — плотность добавки, г/см3;
Ртах — максимальная плотность взрывчатой композиции, г/см3; Ад — коли-
чество грамм-атомов элементов в 1 литре добавки, г-ат/л. Параметр Ад кор-
релирует со скоростью ударной волны в материале добавки.
Для индивидуального органического соединения параметр Ад рассчиты-
вается по формуле
Л = ш (4.3.2.18)
где N — число атомов в молекуле добавки; Мд — молекулярная масса со-
единения.
В случае добавки-полимера N и Мд относятся к звену, а для сополимера
Ад рассчитывается по формуле
Л N2 1
Ад =10 мт\ + мт2 Рд’ (4.3.2.19)
к 1 2 >
где N}9 N2 — число атомов в звеньях; Мх, М2 — молекулярные массы звеньев;
ди,, т2 — массовые доли звеньев.
Скорость детонации ВВ с инертными малосжимаемыми добавками. Метал-
лы, оксиды металлов, соли, карбиды, силициды и другие аналогичные виды
инертных добавок обладают малой ударной сжимаемостью в детонационной
волне. Величина ADd для этих добавок рассчитывается из выражения
лоа=1,((>-рй)Ёе=4, (43220)
Рд
1246
где а, b — коэффициенты, значения которых для различных групп малосжима-
емых добавок приведены в таблице 4.3.2.4.
Таблица 4.3.2.4. Значения коэффициентов af b
Группы добавок а b
Металлы, оксиды, карбиды, силициды и др. с размером частиц менее 10 мкм (dd 40 мкм) 1,125 4,0
Те же добавки с размером частиц более 10 мкм (dd> 10 мкм) 0,575 9,1
Неорганические и органические соли 1,76 3,6
Коэффициент а (км/с / г/см3) связывает изменение скорости детонации
системы при введении инертных добавок с инерционностью добавок. Добавки
с размером частиц менее 10 мкм полностью разгоняются в детонационной
волне.
Физический смысл коэффициента b (г/см3) состоит в том, что заполне-
ние воздушных пор в пористом ВВ инертной добавкой с плотностью, чис-
ленно равной Ь, не приводит к изменению скорости детонации системы
(АЛа = 0). Малосжимаемые добавки с большей плотностью снижают скорость
детонации системы, а с меньшей — повышают.
Для полидисперсных порошков малосжимаемых добавок, включающих
фракции с dd > 10 мкм и dd< 10 мкм, \Dd находится между рассчитанными
значениями для мелких и крупных частиц добавки в соответствии с соотно-
шением фракций.
Если во взрывчатой композиции содержится несколько инертных доба-
вок различного вида, то \Dd рассчитывается аддитивно как сумма вкладов
всех добавок:
\Dd = Y(\Dd)r (4.3.2.21)
Например, для взрывчатого состава, содержащего полимер, пластифика-
тор, сенсибилизатор и алюминий:
\Da = \D 4-АЛ + АЛ + АЛа1.
д пол пл сенс АГ
Скорость детонации взрывчатой композиции при плотности заряда. Ско-
рость детонации взрывчатой композиции при ее максимальной плотности
D , рассчитанная по формуле (4.3.2.11), приводится к плотности заряда
Ртах
р0 по линейной зависимости
Л =D -р М 1—, (4 3 2 22^
Ро Ртах мк и (4.J.Z.ZZ)
k r max ?
1247
где рмк — плотность монокристалла ВВ; М — угловой коэффициент зависи-
мости D = /(р0), (км/с) / (г/ см3) для чистого ВВ.
Ограничение расчета Dn : приведенный метод расчета имеет единствен-
Ртах
ное ограничение по предельной объемной концентрации инертной добавки.
Расчет верен при условии
РРтах ^-0,85
ра 7р7
(4.3.2.23)
Обычно предельная для расчета концентрация добавки составляет 60—70%
масс., что превышает содержание добавок в реальных взрывчатых составах.
Показатель политропы и давление продуктов взрыва ЭВВ. Известно, что
при разбавлении ВВ инертными добавками эффективный показатель полит-
ропы системы возрастает. Это, очевидно, связано с обогащением продуктов
детонации ВВ конденсированной фазой, содержащей твердые частицы доба-
вок и обладающей меньшей сжимаемостью.
А.А. Котоминым было установлено, что зависимость эффективного пока-
зателя политропы взрывчатых композиций (ВК) от массовой доли инертной
добавки (до 50%) является линейной:
лвк = пвв + (4.3.2.24)
где лвк — показатель политропы ВК; пвв — показатель политропы чистого
ВВ (основы ВК); р — массовая доля инертной добавки.
Коэффициент пропорциональности к слабо зависит от плотности и дис-
персности добавок, и его значение было принято усредненным и постоян-
ным, равным 2,85 [8].
Если экспериментальное значение пвв неизвестно, то для новых ВВ со-
става C^H^NJ^ClyS пвв можно вычислить по следующим формулам:
3,5a + £J»+4,8c + 3,6J + 5,9e + 10,3/
п -----------2-----1-----’------’------
1,5
0,WRR
’ DD
»bb=/ji,5+O’4(Po-1’5)
(4.3.2.25)
(4.3.2.26)
(при содержании Я<5,8% к2 =—0,5; при содержании Н> 5,8% к2 = +0,5), где
5 — показатель политропы при плотности ВВ р0 = 1,5 г/см3; двв — пока-
затель политропы при заданной плотности р0.
1248
Параметры идеальной детонации взрывчатых композиций в точке Жуге
рассчитываются с учетом вычисленных значений показателей политропы ивк
по известным формулам:
pnD? D п +1
р’ =10-!2_£<L; и =--Ро_; р -^ВК±1р ; C.=D -U.,
«ВК +1 «ВК +1 «вк 0
где Pj — детонационное давление, кбар; Uj— скорость продуктов взрыва, км/с;
Pj — плотность продуктов взрыва, г/см3; Cj — скорость звука в продуктах
взрыва, км/с; р0 — плотность заряда, г/см3; — скорость детонации ВК
при плотности р0, км/с, вычисленная по формуле (4.3.2.11).
Точка Жуге (плоскость Чепмена — Жуге) соответствует совпадению ади-
абаты продуктов детонации с их изоэнтропой, при котором ударный фронт
перемещается относительно продуктов детонации со скоростью звука в них.
Для более точного расчета показателей политропы продуктов взрыва взрыв-
чатых композиций «вк и, соответственно, давления детонации составов, ис-
пользуемых в системах детонационной автоматики КА, необходимо было
уточнить значения коэффициента к формулы (4.3.2.24) для ВК с органичес-
кими и неорганическими видами инертных компонентов. С этой целью были
проведены дополнительные экспериментальные исследования давлений де-
тонации и показателей политропы продуктов взрыва ВК на основе гексогена
с различными органическими и неорганическими инертными добавками [12,
13]. Измерения давлений детонации проводились совместно с к.т.н. Б.В.
Румянцевым методом аквариума. Диаметр зарядов составлял 54 мм, масса
заряда ВК — 200 г.
На основании полученных результатов построена зависимость показателя
политропы продуктов взрыва ВК от содержания инертных органических (ри-
сунок 4.3.2.1) и неорганических (рисунок 4.3.2.2) добавок [12].
Как видно из рисунков 4.3.2.1, 4.3.2.2, полученная зависимость является
линейной и аппроксимируется следующими уравнениями:
«вк =«вв + 2>7₽; (4.3.2.27)
DK DD 7 1 у '
ЛВК ” ПВВ +3,1 у,
(4.3.2.28)
где р — массовая доля инертной органической добавки; у — массовая доля
инертной неорганической добавки.
Для уравнения (4.3.2.27) коэффициент корреляции г = 0,998, среднеквад-
ратическое отклонение 5 = 0,022; для уравнения (4.3.2.28) г = 0,996, средне -
1249
массовая доля инертной добавки
Рисунок 4.З.2.1. Зависимость показателя политропы продуктов взрыва взрывчатых
композиций на основе гексогена от содержания инертных органических добавок:
♦ чистый гексоген, меламин, ▲ а -нафтол, + аминогуанидин солянокислый,
* м-фенилендиамин, П гуанидинкарбонат, — гликоколь , х связующее
Рисунок 4.3.2.2. Зависимость показателя политропы продуктов взрыва взрывчатых
композиций на основе гексогена от содержания инертных неорганических добавок:
♦ чистый гексоген, А1, ▲ Mg, + CuO, * NaCl, П В, - Zr, — Fe, х Ti
1250
квадратическое отклонение 5 = 0,030. Таким образом, коэффициент к урав-
нения (4.3.2.24) для ВК с инертными органическими добавками составляет 2,7,
а для ВК с инертными неорганическими добавками — 3,1.
Для взрывчатых композиций, содержащих смесь инертных органических
и неорганических добавок, показатель политропы продуктов взрыва рассчи-
тывается аддитивно по уравнению
лвк ~ лвв + 2,70 + 3,1у.
(4.3.2.29)
Корректность данного метода расчета была проверена на известных взрыв-
чатых композициях различного вида [11-13]. В таблице 4.3.2.5 приведены
опытные и рассчитанные скорости и давления детонации ВК, содержащих
инертные органические добавки. В таблице 4.3.2.6 приведены опытные и рас-
считанные скорости и давления детонации ВК, содержащих инертные неор-
ганические добавки; в таблице 4.3.2.7 — ВК, содержащих смеси инертных
органических и неорганических добавок. Как видно из этих таблиц, наблю-
дается хорошая сходимость экспериментальных и расчетных величин, что
подтверждает достоверность полученных уравнений (4.3.2.11)—(4.3.2.29).
Проведенные теоретические и экспериментальные исследования [8 -13]
позволили установить, что влияние связующего, пластификатора, порошко-
образных металлов, солей, оксидов и других инертных компонентов взрыв-
чатых композиций на параметры детонации (скорость фронта детонацион-
ной волны и давление продуктов взрыва в точке Жуге) определяется физи-
ческими факторами: сжимаемостью, разгоном частиц добавок и скоростью
распространения в них ударной волны. Химические реакции между этими
добавками и продуктами взрыва ВВ с отрицательным кислородным балан-
сом (тротил, гексоген, ТЭН и др.) практически не протекают в детонацион-
ной волне до точки Жуге. Сгорание частиц активных металлов (Mg, Al, В,
Be, Ti, Zr, Hf) и органических добавок происходит за плоскостью Чепмена
— Жуге.
В частности, в металлизированных ЭВВ частицы алюминия, магния и
алюмомагниевого сплава различной формы и размеров являются инертной
добавкой в детонационной волне. Уменьшение размера частиц этих актив-
ных металлов (менее 10 мкм) приводит к заметному (130-190 м/с) снижению
скорости детонации композиции при равной объемной доли металла (затра-
ты энергии на разгон частиц металла) вместо ожидаемого повышения скоро-
сти детонации (сгорание частиц в зоне химической реакции детонационной
волны).
Присутствие в продуктах взрыва свободного кислорода (ВВ — окислите-
ли) обеспечивает частичное сгорание указанных добавок в зоне химической
реакции. Высокодисперсные (1—10 мкм) соли-окислители и их растворы ус-
певают частично разлагаться и взаимодействовать с продуктами взрыва та-
ких ВВ, как гексоген, до точки Жуге.
1251
Таблица 4.3.2.5. Опытные и расчетные параметры детонации известных взрывча-
тых композиций с инертными органическими добавками
№ п/п Состав ВК, % масс. Плотность ВК, г/см3 Скорость детонации, км/с Давление детонации, кбар
опыт расчет опыт расчет
1 Гексоген/воск 95/5 1,640 8,38 8,28 297 300
2 Гексоген/воск 91/9 1,631 8,37 8,30 287 290
3 Октоген/парафин 95/5 1,783 8,73 8,76 335 354
4 Октоген/воск 91/9 1,710 8,68 8,59 318 327
5 Гексоген/ацетон 75,5/24,5 1,350 6,92 6,89 153 147
6 Октоген/полисилоксан 92,5/7,5 1,750 8,35 8,37 310 313
7 Октоген/estane 95,5/4,5 1,820 8,83 8,80 370 371
8 Октоген/estane 93,4/6,6 1,800 8,67 8,63 334 345
9 Октоген/estane 86,4/13,6 1,738 8,36 8,30 307 299
10 Октоген/viton-A 95/5 1,860 8,82 8,79 375 377
11 Октоген/viton-A 85/15 1,852 8,43 8,34 348 321
12 Тринитротриаминобензол/kel-F 92,5/7,5 1,908 7,63 7,67 300 285
13 Гексоген/kel-F 90/10 1,780 8,37 8,31 328 314
14 Октоген / диаминотринитробензол/estane 85,6/9,2/5,2 1,798 8,57 8,52 343 345
15 Октоген / нитрогуанидин /estane 29,7/64,9/5,4 1,712 8,38 8,24 301 310
16 Октоген / нитрогуанидин /kel-F 65,7/26,4/7,9 1,815 8,62 8,52 346 345
17 Октоген/нитроцеллюлоза/ трис-р-хлорэтилфосфат 94/3/3 1,844 8,80 8,78 375 378
18 Гексоген / полисилоксан/ трибромфенол 54,4/5/40,6 1,897 6,75 6,70 176 175
19 Гексоген / полиизобутилен / диоктилсебацинат 91/2,1/6,9 1,615 7,97 8,01 257 260
20 Гексоген/связующее-1/ диоктиладипинат 91/8,5/0,5 1,640 8,33 8,37 295 289
21 Октоген/связующее-2/ диоктиладипинат 92/2/6 1,760 8,63 8,60 334 335
Примечание', estane — полиэфир-уретанадипиновой кислоты и бутандиола; viton-A
— сополимер гексафторпропилена с винилиденфторидом; kel-F — сополимер триф-
торхлорэтилена с винилиденфторидом; связующее-1 — сополимер полиэтилена с ви-
нилацетатом; связующее-2 — сополимер этилакрилата с бутил акрил атом.
1252
Таблица 4.3.2.6. Опытные и расчетные параметры детонации известных
взрывчатых композиций с инертными неорганическими добавками
№ п/п Состав ВК, % масс. Плот- ность ВК, г/см3 Скорость детонации, км/с Давление детонации, кбар
опыт расчет опыт расчет
1 Тротил/алюминий (270 мк) 85/15 1,690 6,84 6,81 200 185
2 Тротил/алюминий (270 мк) 85/15 1,490 6,27 6,24 137 137
3 Тротил/алюминий (80 мк) 85/15 1,490 6,20 6,24 134 134
4 Тротил/алюминий (130 мк) 80/20 1,700 6,58 6,69 180 167
5 ТЭН/алюминий (130 мк) 80/20 1,800 7,60 7,76 240 235
6 Гексоген/алюминий (15 мк) 80/20 1,760 7,90 7,83 260 254
7 ТЭН/магний (100 мк) 80/20 1,660 7,71 7,75 225 226
8 Тротил/вольфрам (0,4 мк) 85/15 1,840 6,72 6,76 196 198
9 Тротил/вольфрам (0,4 мк) 85/15 1,490 5,68 5,69 113 113
10 Тротил/оксид кремния (270 мк) 85/15 1,690 6,64 6,79 183 175
11 Тротил/оксид кремния (270 мк) 85/15 1,490 6,27 6,25 143 137
12 Тротил/оксид кремния (5 мк) 85/15 1,690 6,45 6,59 173 165
13 Гексоген/хлорид натрия (300 мк) 80/20 1,300 6,25 6,28 128 118
14 Гексоген/хлорид натрия (300 мк) 60/40 1,300 5,60 5,46 95 85
15 Гексоген/хлорид натрия (300 мк) 50/50 1,300 5,15 5,02 79 70
16 Тротил/хлорид натрия (300 мк) 80/20 1,360 5,60 5,68 102 97
17 Тротил/хлорид натрия (300 мк) 60/40 1,360 4,88 5,01 66,5 67,7
18 Тротил/хлорид натрия (300 мк) 50/50 1,360 4,30 4,49 50 47
Таблица 4.3.2.7. Опытные и расчетные параметры детонации известных взрывча-
тых композиций, содержащих смеси инертных органических и неорганических
добавок
№ п/п Состав ВК, % масс. Плот- ность ВК, г/см3 Скорость детонации, км/с Давление детонации, кбар
опыт расчет опыт расчет
1 ТЭН/полисилоксан/алюминий (15 мк) 65/5/30 1,853 7,53 7,50 221 216
2 ТЭН/полисилоксан/алюминий (15 мк) 37,6/12,7/49,7 1,890 6,70 6,63 145 149
3 Тротил / полисилоксан / алюминий (15 мк) 65/5/30 1,729 6,50 6,46 149 150
4 Гексоген/иодид аммония/ вода 59/26/15 1,730 7,07 7,20 185 176
5 Гексоген/иодид аммония/ вода 64/19/17 1,610 7,10 7,13 174 171
1253
В случае реагирующих добавок сопоставление расчетных и эксперимен-
тальных величин D и АО} позволяет оценить степень участия добавок в хи-
мических реакциях в детонационной волне. Так, увеличение энтальпии обра-
зования в ряду исследованных органических добавок от (8108 до +1760 кДж/кг
практически не сказывается на скорости детонации систем. Однако превыше-
ние определенного уровня запасенной молекулой энергии (ЛЯу > 1900 кДж/кг)
приводит к разложению органического соединения при детонации взрывча-
той композиции и высвобождению части энергии в зоне химической реак-
ции. Обусловленное молекулярной деструкцией и дополнительным энерго-
выделением приращение скорости детонации по сравнению с расчетной при
объемной доле добавок vd = 0,30 составляет 170—330 м/с (таблица 4.3.2.8).
Таким образом, при достижении значения энтальпии образования
1900 кДж/кг органические добавки превращаются из инертных в «активные».
Так, тетразол, имеющий наибольшую величину АЯ^ (3394 кДж/кг), устой-
чиво детонирует в чистом виде как индивидуальное ВВ (D = км/с при
р0 = 1,51 г/см3).
Таблица 4.3.2.8. Экспериментальные и расчетные значения ADf) для смесей ТЭН
(5мкм) с азолами в качестве органических добавок, 70/30 % масс.
Добавка Р<ъ г/см3 кДж/кг М)д , км/с при vf)= 0,30 АД)П А/)оасч, м/с
опыт * расчет
Тетразол 1,54 3394 1,04 0,71 330
5 - Метилтетразол 1,36 2543 1,02 0,78 240
1 -Метил-5-амино-тетразол 1,44 1957 1,20 0,91 290
5-Аминотетразол (безводный) 1,60 2451 1,06 0,86 200
Бензтриазол 1,25 2099 0,81 0,64 170
* Величина А£^ (опыт) определялась из скоростей детонации смесей (6 опытов
на каждую смесь).
В таблице 4.3.2.9 приведены рассчитанные по методу, изложенному в п.
«Эмпирический метод расчета взрывчатых композиций», параметры детонации
взрывчатых составов, применяемых в системах разделения космических ап-
паратов.
Расчет параметров неидеальной детонации ЭВВ
Параметры неидеальной детонации взрывчатых композиций, в том числе
ЭВВ, с различными видами инертных добавок рассчитываются по предло-
1254
Таблица 4.3.2.9. Параметры детонации взрывчатых составов, применяемых в
системах разделения космических аппаратов
Состав, назначение Ро D Р/ Pj Uj Cj
ЭВВ для детонационных замков, болтов, ножей, чек 1,62 7300 2,10 198 1670 5630 3,37
ЭВВ для трансляторов детонации 1,80 8000 2,33 264 1830 6170 3,37
неразрушаемых - транеров Пресс-композиция для колпачков- 1,00 5450 1,37 80 1460 3990 2,73
усилителей транеров 1,60 7700 2,14 239 1940 5760 2,97
ЭВВ для трансляторов детонации трубчатых 1,55 7300 2,02 193 1700 5600 3,29
Заряды из флегматизированного гексогена 1,70 8300 2,30 304 2160 6140 2,85
Заряды из флегматизированного октогена 1,80 8700 2,45 359 2300 6400 2,79
Примечание. р0 — плотность заряда, г/см3; D — скорость детонации, м/с; р7 —
плотность продуктов взрыва, г/см3; Pj — давление детонации, кбар; Uj — массо-
вая скорость продуктов взрыва, м/с; Cj — скорость звука в продуктах взрыва, м/с;
пвк — показатель политропы продуктов взрыва.
женному А.А. Истоминым [8, 14] удобному для практики, простому и доста-
точно точному инженерному методу расчета.
Скорость детонации ВВ при диаметре заряда между предельным и крити-
ческим £), критическая скорость детонации Z)K, а также предельный диаметр
Jnp как для индивидуальных ВВ, так и для взрывчатых композиций могут быть
рассчитаны по следующим формулам:
при dnp>d>dK, (4.3.2.30)
и
^- = \ при d>dnp,
и
(4.3.2.31)
(4.3.2.32)
^ = 1,15—,
(4.3.2.33)
где ОИ — идеальная скорость детонации, соответствующая Jnp, рассчитыва-
ется для ВК по формулам (4.3.2.11)—(4.3.2.29) или берется опытное значе-
ние; q, h — коэффициенты, определяемые дисперсностью ВВ, степенью его
разбавления инертной добавкой и пористостью заряда.
1255
Значения коэффициентов q, h находятся из следующих выражений:
^4 + 5^ + С^;
(4.3.2.34)
h — +0,1/+ В2Х)^ + ’
(4.3.2.35)
где / — средний размер частиц ВВ, мм; г>в — объемная доля воздуха в заря-
де, г>в = l-p0/pmax (Ро — плотность заряда, г/см3; ртах — максимальная
плотность ВК, г/см3); — объемная доля добавки (смеси добавок) в ВК,
Вр
гл = —(Р — массовая доля добавки в ВК; рд — плотность добавки, г/см3),
Ра
для индивидуальных ВВ мд = 0; Ах, Вх, С\, А2, В2, С2, у — коэффициенты,
значения которых зависят от объемных долей воздуха и добавки (табли-
цы 4.3.2.10 и 4.3.2.11).
Таблица 4.3.2.10. Значения коэффициентов А,, Вх, С,, У
А, в, С, Y
г>в <0,36 1,01 0,233 1)^ < 0,36 0,0186 1,0
г>в>0,36 1,146 -0,145 > 0,36 0,295 3,5
Таблица 4.3.2.11. Значения коэффициентов А2, В2, С2
Л2 в2 с2
г>в < 0,30 , г)д < 0,36 0,02 0,9 0,058
вв> 0,30 , г)д < 0,36 0,223 0,224 0,058
г>в < 0,30 , > 0,36 -0,133 0,9 0,48
г>в > 0,30 , г)д > 0,36 0,07 0,224 0,48
В таблице 4.3.2.12 приведены экспериментальные и рассчитанные по из-
ложенному методу критические скорости детонации Z)K для некоторых ин-
дивидуальных ВВ и взрывчатых композиций.
Проведены исследования зависимости относительной величины макси-
мального снижения скорости детонации ВВ и композиций при неидеальной
детонации (g = 1 — DK/DH) от вида ВВ, его дисперсности, вида добавки и
объемного соотношения элементов системы (ВВ, добавка, воздух). Установ-
лено, что параметр g практически не зависит от вида ВВ (с отрицательным
1256
Таблица 4.3.2.12. Экспериментальные и расчетные критические скорости детона-
ции индивидуальных ВВ, их смесей и взрывчатых композиций
ВВ, вк Ро> г/см3 D„, км/с DK , км/с
опыт расчет
Тротил (0,008 мм) 1,62 7,00 6,65 6,74
Тротил (0,10 мм) 1,55 6,80 6,40 6,36
Тротил (0,10 мм) 1,46 6,50 5,75 5,84
Тротил (0,15-0,20 мм) 0,85 4,95 3,75 3,65
Гексоген (0,10 мм) 1,48 7,64 6,40 6,53
Гексоген (0,10 мм) 1,20 6,80 5,30 5,31
ТГ- 40* (0,095 мм) 0,90 5,30 3,80 3,88
ТГ- 40 (0,095 мм) 0,50 3,85 2,60 2,54
Гексоген (0,10 мм) / парафин 90/10 1,10 6,51 5,25 5,09
Гексоген (0,10 мм) / парафин 85/15 1,16 6,77 5,36 5,38
Гексоген (0,10 мм) / парафин 80/20 1,25 7,12 6,20 6,11
Гексоген (0,10 мм) / парафин 76/24 1,32 7,42 6,73 6,71
Гексоген (0,10 мм) / парафин 72/28 1,39 7,71 7,30 7,17
Тротил (0,10 мм) / парафин 90/10 1,10 5,67 4,50 4,47
Тротил (0,10 мм) / парафин 75/25 1,33 6,63 6,33 6,27
Тротил (0,20-0,32 мм) / ПС** 85/15 1,44 6,28 5,91 5,82
Гексоген (0,32-0,38 мм) / ПС 80/20 1,54 7,42 6,90 6,93
Гексоген (0,20-0,32 мм) / ПС 85/15 1,59 7,68 7,24 7,30
Гексоген (3-7 мкм) / ПС 80/20 1,54 7,41 7,18 7,20
ТЭН (0,20-0,32 мм) / ПС 85/15 1,57 7,42 6,98 7,02
ТЭН (5мкм)/ПС 65/35 1,37 6,34 5,85 5,87
ТЭН (5 мкм)/ПС 50/50 1,25 5,83 5,22 5,19
ТЭН (5мкм)/ПС 40/60 1,18 5,50 4,70 4,78
ТЭН (5мкм)/ПС 35/65 1,15 5,30 4,50 4,65
ТЭН (5 мкм) / ПС / алюминий 37,6/12,7/49,7 1,89 6,70 6,12 6,05
ТЭН (5 мкм) / ПС / а-нафтол 51,7/17,5/30,8 1,35 6,22 5,63 5,54
ТЭН (5 мкм) / ПС / меламин 47,5/16,0/36,5 1,47 6,49 5,84 5,78
ТЭН (5 мкм) / ПС / п-дихлорбензол 48,8/16,5/34,7 1,45 5,86 5,24 5,20
ТЭН (5 мкм) / ПС / 2,4,6-трибромфенол 38,7/13,0/48,3 1,83 5,70 5,16 5,08
Тетрил (0,20-0,32мм) / ПС 85/15 1,52 6,83 6,50 6,42
Октоген (0,20-0,32 мм) / ПС 85/15 1,62 7,78 7,30 7,26
ТЭН (5 мкм) / ПС / м-фенилендиамин солянокислый 50,1/16,9/33,0 1,41 6,14 5,52 5,46
ТЭН (5 мкм) / ПС / аминогуанидин солянокислый 48,9/16,5/34,6 1,44 6,35 5,68 5,65
* ТГ — смесь тротила с гексогеном; ** ПС — полисилоксан.
1257
кислородным балансом) и добавки. Он повышается с увеличением размера
частиц ВВ, степени его разбавления инертными добавками и пористости
заряда. Для большого числа исследованных ВВ и композиций на их основе
значение g находится в пределах 0,01—0,40 [8].
Известно, что при уменьшении диаметра заряда наряду с понижением
детонационных параметров значительно возрастает показатель политропы
продуктов взрыва, например от 3,3 до 4,78 для литого тротила. Это может быть
связано либо с изменением состава продуктов взрыва (при полном разложе-
нии ВВ), определяемого условиями равновесия при данных значениях р и Г,
либо с тем, что часть ВВ, охваченная волной разрежения, не успевает замет-
но прореагировать до точки Жуге. Второе предположение кажется нам более
реальным, так как показатель политропы слабо зависит от состава продуктов
взрыва (для различных ВВ п = 2,9 ± 0,4). В этом случае неразложившуюся в
зоне химической реакции часть ВВ (а), непосредственно представляющую
химические потери, по-видимому, можно уподобить инертной органической
добавке и рассчитать с помощью полученной зависимости п от концентра-
ции добавки в ВВ (4.3.2.27) по формулам:
л. - п „ ~
а = ^'70 10 ’ (4.3.2.36)
П - ~
й-=Л#10,%’ (4-3-2-37)
где лпр, пк, nd — показатели политропы продуктов взрыва, соответствующие
предельному, критическому и текущему диаметрам заряда.
Величина химических потерь атах при dK , рассчитанная по опытным зна-
чениям и для ряда индивидуальных и смесевых ВВ, меняется, как и величи-
на g, в широком интервале (от 10 до 50%).
Критические диаметры детонации ЭВВ. Регулирование
детонационной способности ЭВВ
Главным требованием к взрывчатым материалам, используемым в аэро-
космической технике, в частности системах разделения КА, является высо-
кая детонационная способность, критерием которой является критический
диаметр детонации JK. Для обычно используемых в промышленности заря-
дов традиционных ВВ dK равен 1—10 мм, в то время как для решения задач
в аэрокосмической технике он должен составлять 0,1—1,0 мм. Величина JK
определяется совокупностью кинетических, термодинамических и газодина-
мических факторов при детонации заряда ВВ. При разработке систем, вклю-
чающих заряды с малым поперечным сечением (средства инициирования,
1258
детонирующие шнуры и разводки, элементы взрывной логики, устройства
детонационной автоматики), необходимы прогнозирование и расчет dK.
Для гомогенных взрывчатых систем (жидкости, монокристаллы)
Jk~£~Z)t, (4.3.2.38)
где L — протяженность зоны химической реакции за фронтом детонацион-
ной волны; D — скорость детонации; т — время задержки адиабатического
взрыва. Чем уже зона химической реакции, тем меньше dK.
Для гетерогенных систем dK не является константой. Для индивидуальных
ВВ он зависит от ряда факторов: химической природы, дисперсности и де-
фектности кристаллов ВВ, плотности заряда, начальной температуры, нали-
чия и характера оболочки. Для смесевых ВВ, включая ЭВВ, dK зависит также
от концентрации взрывчатого наполнителя, физических свойств и дисперс-
ности инертных компонентов (добавок), микроструктуры заряда и от техно-
логических факторов (степени смешения компонентов, влажности и др.).
Наличие многих факторов, оказывающих влияние на dK ВВ, существенно
затрудняет его прогнозирование. Это предполагает необходимость установ-
ления основных наиболее эффективных способов регулирования детонаци-
онной способности взрывчатых материалов, в частности ЭВВ, и разработки
метода расчета их критического диаметра детонации.
Нами были проведены систематические целенаправленные эксперимен-
тальные исследования детонационной способности штатных и перспектив-
ных индивидуальных ВВ различных классов, их смесей и композиций на их
основе, используемых в современной технике. Ниже приведены основные
результаты этих исследований [8, 15—19].
Выявлена и описана математически зависимость критических диаметров
детонации индивидуальных ВВ от их удельной поверхности, при этом пока-
зана роль дефектности кристаллов ВВ. Для бинарных смесей, содержащих
высокодисперсные (микронные) ВВ, установлено, что зависимость их кри-
тических диаметров детонации от соотношения ВВ является неаддитивной и
свидетельствует о преимущественном влиянии кинетики разложения компо-
нента с большей детонационной способностью в зоне химической реакции
детонационной волны. Предложены уравнения для расчета критических ди-
аметров детонации таких смесей и составов на их основе.
Изучена детонационная способность взрывчатых композиций на основе
ряда ВВ (ТЭН, гексоген, октоген, тротил, тетрил, бензотрифуроксан, CL-20,
DNTF, FOX-7) с различными видами инертных добавок. Установлено, что
зависимость критических диаметров детонации ВВ от степени их разбавле-
ния инертными веществами, как органическими, так и неорганическими,
имеет единый вид. Для органических инертных компонентов (связующих)
определяющей физической характеристикой является их акустическая жест-
1259
кость, связанная с ударной сжимаемостью, для неорганических (металлов,
оксидов и солей) — плотность и размер частиц, что связано с характером
ускорения частиц продуктами взрыва и изменением скоростей волн разре-
жения при расширении продуктов.
Впервые получена система уравнений, описывающих зависимость крити-
ческих диаметров детонации гетерогенных полидисперсных композиций,
которые содержат кристаллические ВВ и инертные органические и неорга-
нические вещества различных классов, от физических свойств компонентов,
их дисперсности и соотношения. Разработан метод расчета и прогнозирова-
ния критических диаметров детонации сложных реальных взрывчатых ком-
позиций, включая ЭВВ.
Влияние дисперсности, дефектности кристаллов и содержания ВВ
на критический диаметр детонации ЭВВ
Для всех исследованных ВК экспериментально были получены зависимо-
сти dK от концентрации ВВ. Установлено, что эти зависимости описываются
уравнением
dk
(4.3.2.39)
гвв
где dK — критический диаметр ВК при ее максимальной плотности (ртах);
— критический диаметр чистого ВВ при его реальной дисперсности и де-
фектности кристаллов и высокой плотности (пористость 0,1—2%); Квв —
объемная доля ВВ; п — параметр, определяемый дисперсностью ВВ и физи-
ческими свойствами добавок.
Для всех ВК с увеличением размера зерна ВВ (я3) уменьшается параметр
п и увеличивается критический диаметр d чистого ВВ (рисунок 4.3.2.3).
Эти зависимости можно объяснить с позиций очагового механизма ини-
циирования химического превращения в детонационной волне и распрост-
ранения реакции вглубь зерна ВВ. Кристаллические ВВ содержат большое
количество центров инициирования реакции взрывчатого превращения: в
кристаллах существуют дефекты в виде трещин, пор, сколов, раковин, выхо-
дов дислокаций, т.е. «горячие точки». Предполагается, что их число настолько
велико, что скорость взрывчатого превращения при детонации определяется
процессами распространения реакции от горячей точки. С уменьшением
размера зерна ВВ снижается время распространения процесса вглубь зерна.
Отсюда следует, что с уменьшением размера зерна и повышением степени
дефектности кристаллов ВВ будет уменьшаться величина его критического
диаметра детонации dK .
1260
a)
4
1 .......L-i_..........A..._.i....b.j............
0 100 200 300 400 500 600
a3,MKM
6)
Рисунок 4.3.2.3. Зависимость dK^ некоторых ВВ (а) и параметра п для их смесей с
каучуком СКТН (б) от размера зерна ВВ а3: а) 1 — тетрил; 2 — гексоген; 3 — окто-
ген; 4 — ТЭН; б) 1 — октоген; 2 — тетрил; 3 — ТЭН; 4 — гексоген
Однако при уменьшении размера зерна ВВ, насколько это возможно прак-
тически, дефектность уменьшается и размеры дефектов приближаются к раз-
мерам зерна. При этом гетерогенные ВК все более приближаются по своему
физическому состоянию к гомогенной системе. Известно, что в растворах ВВ
детонационный процесс развивается по механизму адиабатического взрыва:
при сжатии ударной волной ВВ происходит достаточный для возбуждения
1261
быстрой реакции разогрев. В гетерогенных ВК, вероятно, реализуется сме-
шанный механизм детонации, причем в зависимости от дисперсности и де-
фектности кристаллического ВВ соотношение очагового и адиабатического
механизмов изменяется. Подтверждением этого является увеличение пара-
метра п с уменьшением размера частиц ВВ (снижением дефектности ВВ) до
значений, характерных для растворов ВВ. Из этих положений следует, что
для определения пи d одного размера зерна ВВ недостаточно. Существен-
ко
ное влияние на эти характеристики должна оказывать дефектность кристал-
лов ВВ.
Для определения влияния дефектности кристаллов ВВ (как самостоятель-
ного фактора) на детонационную способность ВК были экспериментально
исследованы и сопоставлены концентрационные зависимости двух ВК,
содержащих гексоген одной фракции (160—200 мкм) и СКТН. При этом гек-
соген использовался двух видов: первый — полученный рассевом штатного
продукта и второй — малодефектный, полученный по специальной методи-
ке кристаллизацией из раствора аммиачной селитры в концентрированной
азотной кислоте.
Показано (рисунок 4.3.2.4), что для ВК с малодефектным гексогеном па-
раметр п составляет 3,60; dK^ — 2,2 мм, а для ВК с гексогеном, высеянным
из штатного продукта, — 2,90 и 1,5 мм соответственно.
Таким образом, дефектность кристаллов ВВ оказывает существенное вли-
яние на детонационную способность ВК. С уменьшением дефектности ВВ
их критический диаметр d и параметр п ВК увеличиваются.
Для учета совместного влияния дефектности и дисперсности ВВ на дето-
национную способность было предложено использовать удельную поверхность
Рисунок 4.3.2.4. Концентрационные зависимости критического диаметра детонации
бинарных смесей гексогена (фракция 160—200 мкм) различной дефектности с СКТН:
1 — штатный; 2 — малодефектный
1262
ВВ, измеренную методом низкотемпературной газовой адсорбции 5ад. В ка-
честве адсорбата, в частности, использовался криптон, размер молекулы ко-
торого составляет 3,96-10-10 м. Полученные этим способом значения адсор-
бционной удельной поверхности ВВ учитывают в целом реальную дефект-
ность кристаллов (поры, трещины, ступени роста, выходы дислокаций и др.),
отражают общее количество «горячих точек», имеющих размеры -10-6 м, и
обычно в 3—10 раз превышают величину геометрической удельной поверх-
ности ВВ.
Экспериментальные данные по влиянию 5ад ВВ на детонационную спо-
собность ВК представлены на рисунках 4.3.2.5, 4.3.2.6. При этом зависимо-
сти критического диаметра чистых ВВ dK^ и параметра п их смесей с СКТН
от 5ад ВВ аппроксимируются следующими уравнениями:
7- = 7_ + 0’915ад; (4.3.2.40)
Ко мк
п = 2,65 + 1,2
(4.3.2.41)
где dMt. — критический диаметр монокристалла ВВ, мм: для ТЭНа 5 мм, гек-
согена 7 мм, октогена 18 мм.
При отсутствии ВВ dK может быть рассчитан приближенно, без учета
микродефектов кристаллов ВВ, с использованием удельной поверхности,
Удельная адсорбционная поверхность, м2/г
Рисунок 4.3.2.5. Зависимость для ряда ВВ от их удельной адсорбционной
поверхности: 1 — октоген; 2 — тетрил; 3 — гексоген; 4 — ТЭН
1263
Рисунок 4.3.2.6. Зависимость параметра п для бинарных смесей ряда ВВ с СКТН от
логарифма удельной адсорбционной поверхности ВВ: А — октоген; о — ТЭН; • —
гексоген; □ — тетрил
определенной по газопроницаемости ВВ 5Г и измеряемой достаточно просто
на приборе ПСХ-12. Опытные данные по влиянию 5Г на детонационную
способность ВК представлены на рисунках 4.3.2.7, 4.3.2.8.
логарифм удельной поверхности, измеренной по газопроницаемости
Рисунок 4.3.2.7. Зависимость lg dK ряда ВВ от 1g 5Г: 1 — ТЭН; 2 — гексоген;
3 — октоген; 4 — тетрил
1264
Рисунок 4.3.2.8. Зависимость параметра п для бинарных смесей ряда ВВ с СКТН
от lg 5Г
Зависимость чистых ВВ и параметра п их смесей с СКТН от 5Г апп-
роксимируются следующими уравнениями:
</к =aS~b;
КО г
(4.3.2.42)
я = 3,84+l,391g5r, (4.3.2.43)
где а — критический диаметр чистого ВВ при 5r = 1 м2/г; b — коэффициент.
Влияние свойств инертных органических добавок
на критический диаметр детонации ВК
Исследования проводились на бинарных смесях гексогена фракции 90—
160 мкм, высеянной из одной партии штатного продукта, с СКТН, ПДИ-О,
глицерином, тетрабромэтаном, дибутилфталатом, дибромбензолом, этиленом
бромистым и др. Были исследованы концентрационные зависимости dK при
пористости композиций 0,5—1% (рисунок 4.3.2.9).
Из рисунка видно, что степень изменения критического диаметра ВК с
увеличением объемной доли инертной добавки различна для разных органи-
ческих веществ.
В таблице 4.3.2.13 приведены экспериментальные значения параметра я для
исследованных ВК, а также плотность prf и объемная скорость звука Со выб-
ранных органических добавок.
Параметр я, определяемый углами наклона прямых, соответствующих
логарифмической зависимости критического диаметра ВК от объемной доли
1265
«3 J н н1 1
X X =г от I о 1Я .
Б ч о.
% u X •X X 1П - -.4 ► 1
* ° о X х б CL Ьй — - л.
0 2 03 0 4 0 1-1 5 0 V- 6 07 0 3
Рисунок 4.3.2.9. Зависимость dK бинарных смесей гексогена фракции 90—160 мкм
с органическими добавками от объемной доли добавок (1 — Ин): 1 — полидивинили-
зопрен; 2 — полисилоксан; 3 — дибутилфталат; 4 — глицерин; 5 — дибромбензол;
6 — тетрабромэтан; 7 — бромистый этилен
Таблица 4.3.2.13. Свойства органических жидкостей и параметр п для их смесей
с гексогеном фракции 90—160 мкм
Добавка Pd, г/см3 Со, м/ с ^эксп
СКТН 0,98 1010* 2,09
ПДИ-0 0,92 1479* 1,87
Глицерин 1,26 1910 1,49
Тетрабромэтан 2,96 1005 1,53
Дибутил фталат 1,05 1366* 1,95
Дибромбензол 1,96 1120* 1,88
Бромистый этилен 2,18 1058* 1,60
* Скорость звука определялась экспериментально.
ВВ (4.3.2.39), находится в корреляционном соотношении с акустической
жесткостью добавок, связанной с их сжимаемостью в ударной волне. Полу-
ченная зависимость (рисунок 4.3.2.10) описывается линейным уравнением
n = ^-310^C0.
(4.3.2.44)
Было показано, что вид ВВ слабо влияет на коэффициент Av
1266
2,5
О 1ООО 2000 3000 4000
Р*Со, г/см**м/с
Рисунок 4.3.2.10. Зависимость параметра п для смесей гексогена фракции 90—160 мкм
с органическими добавками от характеристик добавки
Таким образом, полученные результаты подтверждают теоретические пред-
ставления о том, что в гетерогенных системах на основе бризантных ВВ с
малым временем разложения (гексоген, ТЭН и др.) органические добавки
(жидкости, полимерное связующее, воск и т.д.), имеющие толщину прослойки
между частицами ВВ порядка нескольких микрон, успевают сжиматься и
разгоняться в зоне химической реакции детонационной волны [8]. Параметр
п определяется акустической жесткостью инертной органической добавки,
связанной с ее ударной сжимаемостью, и величиной удельной поверхности
ВВ:
W = 2,95 + l,2lg5ajl-0,3p^C0 (4.3.2.45)
либо
n = 4,14 + l,391gSr-O,3P<)Co, (4.3.2.46)
где С0,р^ — скорость звука в инертной органической добавке, км/с, и ее плот-
ность, г/см3.
Влияние свойств инертных неорганических добавок
на критический диаметр детонации ВК
Проводились исследования влияния физических свойств неорганических
добавок на критические диаметры детонации взрывчатых композиций с раз-
личными видами, дисперсностью и концентрацией добавок (металлы, окси-
ды, соли). В базовые беспористые пластичные взрывчатые композиции: ТЭН
(4385 см2/г или 5285 см2/г)/полидиметилсилоксановый каучук (СКТ) 70/30%
масс, и гексоген (1000 см2/г)/СКТ 80/20 % масс, вводили W, Fe, Ni, Си, Ag,
Fe2O3, NiO, PbO2, WO3, BaSO4, PbCO3, NaCl, КВг, КО. Содержание неорга-
нических добавок в смесях варьировалось от 1 до 60 % масс., их плотность
составляла 1,98—19,17 г/см3, среднемассовый размер частиц 1—500 мкм.
1267
Основные результаты экспериментов приведены на рисунках 4.3.2.11 и
4.3.2.12.
Таким образом, показано, что зависимость критического диаметра дето-
нации ВВ от степени их разбавления инертными веществами как органичес-
кими, так и неорганическими, является единой. Для неорганических инер-
тных компонентов определяющими характеристиками являются: плотность,
связанная с затратами энергии на разгон частиц в детонационной волне, и
Рисунок 4.3.2.11. Зависимость dK ВК на основе ТЭНа (4385 см2/г) от суммарного
содержания инертных добавок в ВК: 1 — СКТ; 2 — CKT+NaCl; 3 — CKT+NaCl;
4 - CKT+Cu; 5 - СКТ +W
Рисунок 4.3.2.12. Зависимость параметра пнеорг от логарифма среднего размера
частиц добавок: 1 — Fe (7,85 г/см3); 2 — КВг (2,75 г/см3); 3 — NaCl (2,16 г/см3)
1268
дисперсность, связанная, по-видимому, с характером диссипации энергии
волны разрежения и скоростью звука в расширяющихся продуктах взрыва.
Критический диаметр детонации ВК тем меньше, чем меньше размер час-
тиц добавок и ниже их плотность.
Основные методы регулирования детонационной способности ЭВВ
Ввд ВВ. Главным фактором, определяющим детонационную способность
ЭВВ, является вид ВВ — основы ЭВВ. В таблице 4.3.2.14 приведены крити-
ческие диаметры детонации индивидуальных ВВ различного химического
строения и дисперсности при малой пористости зарядов 0,1—2%.
Таблица 4.3.2.14. Критические диаметры детонации индивидуальных ВВ
ВВ dK (мм) при различных размерах кристаллов ВВ
3 мкм 10 мкм 20 мкм 30 мкм 100 мкм
Тетрил 0.80 1.30 1.75 2.05 2.95
FOX-7 0.55 1.05 1.60 2.05 3.30
CL-20 0.45 0.75 1.05 1.30 2.00
Октоген 0.40 0.75 1.20 1.55 2.50
Гексоген 0.25 0.60 0.85 1.15 1.85
ТЭН 0.08 0.20 0.40 0.60 1.30
DNTF 0.07 0.15 0.25 0.30 0.55
Бензотрифуроксан 0.06 0.15 0.30 0.40 0.60
Из таблицы видно, что из индивидуальных ВВ малым dK обладают энер-
гонасыщенные ВВ, имеющие высокие положительные энтальпии образова-
ния либо небольшие энергии активации термораспада, такие, как полиазо-
тистые гетероароматические соединения и нитраты спиртов.
Дисперсность ВВ. Эффективным способом регулирования детонационной
способности взрывчатого материала является изменение дисперсности ВВ. За-
висимость критического диаметра детонации индивидуального ВВ (dKQ , мм)
от удельной поверхности ВВ (5Г, м2/г) выражается формулой (4.3.2.42). На
рисунке 4.3.2.13 в качестве примера приведена такая зависимость, обобщен-
ная для монодисперсного и полидисперсного октогена.
Концентрация ВВ во взрывчатом материале. Детонационная способность
взрывчатого материала регулируется также концентрацией ВВ в нем. Для ЭВВ
оптимальная концентрация ВВ — 82—88% масс. Зависимость критического
диаметра детонации ВК с инертными добавками dK от объемной доли ВВ Ивв
выражается формулой (4.3.2.39).
На рисунке 4.3.2.14 в качестве примера приведена указанная зависимость
для взрывчатой композиции на основе высокодисперсного октогена.
1269
Рисунок 4.3.2.13. Обобщенная зависимость критических диаметров детонации
октогена от его удельной поверхности
Рисунок 4.3.2.14. Зависимость dK ВК на основе октогена (5Г = 0,89 м2/г)
от объемной доли ВВ
Пористость заряда. Детонационную способность взрывчатого материала
можно также регулировать пористостью заряда. Пористость заряда П рассчи-
тывается по формуле П = 1-р0/ртах, где р0 — реальная плотность заряда,
г/см3; ртах — максимальная плотность состава, г/см3.
Зависимость критического диаметра детонации ВК и кристаллических ВВ
от пористости заряда описывается уравнением
1270
<non=<10‘’14f1- —
к пор к
у ^ша
(4.3.2.47)
где JK пор — критический диаметр детонации ВК при плотности р0; dK —
критический диаметр детонации ВК при плотности ртах .
На рисунке 4.3.2.15 в качестве примера приведена данная зависимость для
индивидуального ВВ и взрывчатых составов, содержащих ВВ и полисилок-
сановый каучук СКТ.
Рисунок 4.3.2.15. Зависимость dK пор от пористости заряда:
1 - гексоген (160-200 мкм) / СКТ 85/15; 2 - тетрил (250-315 мкм) / СКТ 90/10;
3 — тетрил (250—315 мкм)
Тяжелые высокодисперсные инертные неорганические добавки. Детонаци-
онную способность взрывчатого материала можно существенно повысить
путем введения в него небольшого количества (2—3% масс.) тяжелых высо-
кодисперсных неорганических добавок с плотностью рнд более 4 г/см3 и раз-
мером частиц г менее 5 мкм. При этом проявляется эффект сенсибилизации
взрывчатой композиции, и её критический диаметр детонации уменьшается.
На рисунке 4.3.2.16 в качестве примера приведена зависимость критичес-
кого диаметра детонации взрывчатой композиции: высокодисперсный ТЭН
(5Г = 0,53 м2/г) / СКТ / Fe2O3 (2,4 мкм, рнд = 5,24 г/см3) от содержания Fe2O3,
% масс.
1271
Рисунок 4.3.2.16. Зависимость ВК ТЭН (5Г = 0,53 M2/r)/CKT/Fe2O3 (2,4 мкм)
от содержания Fe2O3
Бинарные смеси высокодисперсных ВВ. Эффективным способом регулиро-
вания детонационной способности является использование в составе взрыв-
чатых материалов бинарных смесей кристаллических ВВ, одно из которых
имеет высокие энергетические характеристики, а второе — малый критичес-
кий диаметр детонации. При этом могут применяться как бинарные смеси
грубодисперсного ВВ с высокодисперсным, так и смеси двух высокодиспер-
сных ВВ.
При использовании бинарных смесей грубодисперсного ВВ с высокодисперс-
ным зависимости критических диаметров детонации этих смесей и составов
на их основе от соотношения ВВ в смесях имеют S-образный вид. Пример
такой зависимости приведен на рисунке 4.3.2.17 (ВК — взрывчатые компо-
зиции: бинарная смесь ВВ/СКТ).
Данные зависимости аппроксимируются функцией Лапласа и могут быть
выражены следующими уравнениями:
JKc=JK1e*K2; Z’ = lny1; (4.3.2.48)
Ki
2 d(2)
л(с) _ я0)р**2 • h = in к°
% dKOe ’ b ln (i)’ (4.3.2.49)
Ko
где d^ — критический диаметр детонации ВК на основе ВВ с меньшей де-
тонационной способностью; dK^ — критический диаметр детонации ВК на
1272
Рисунок 4.3.2.17. Зависимость dK смесей октогена (100 мкм, 5Г = 0,04 м2/г) с ТЭНом
(4 мкм, 5Г = 0,75 м2/г) и ВК на их основе от объемной доли ТЭНа в смесях: 1 — би-
нарные смеси ВВ; 2 - ВК 85/15; 3 - ВК 80/20; 4 - ВК 75/25; 5 - ВК 70/30
основе ВВ с большей детонационной способностью; dK^ — критический ди-
аметр детонации ВК на основе бинарной смеси ВВ; V2 — объемная доля ВВ
с большей детонационной способностью в бинарной смеси ВВ; d^ — кри-
тический диаметр детонации чистого ВВ с меньшей детонационной способ-
ностью; d^ — критический диаметр детонации чистого ВВ с большей дето-
национной способностью; d^ — критический диаметр детонации чистой би-
нарной смеси ВВ.
При использовании бинарных смесей двух высокодисперсных (микронных) ВВ
зависимости критических диаметров детонации этих смесей и составов на их
основе от соотношения ВВ в смесях являются неаддитивными и представле-
ны в качестве примера на рисунке 4.3.2.18.
1273
Рисунок 4.3.2.18. Зависимость dK ВК на основе смесей октогена (3 мкм, 5Г = 0,97 м2/г)
с ТЭНом (4 мкм, 5Г = 0,77 м2/г) от объемной доли ТЭНа в смесях: 1 — ВК 85/15;
2 - ВК 80/20; 3 - ВК 75/25; 4 - ВК 70/30
Все полученные зависимости для бинарных микронных смесей ВВ и ВК
на их основе с удовлетворительной точностью (средняя погрешность 10%)
описываются уравнениями:
dK =dK V2>
Кс К] ' 2 ' К2 2
(4.3.2.50)
(4.3.2.51)
где q — безразмерный коэффициент.
Для определения значений показателя степени q уравнения (4.3.2.50),
(4.3.2.51) были преобразованы в линейный вид:
IsWk, -«'<,>=Wrf,.,-^2)+?lgK2; lg(4'>-<«) = lg(d™-<»)lgK2.
1274
Рисунок 4.3.2.19. Зависимость lg(JK[ -</Кс) от 1g И2: нижняя прямая — чистые смеси
FOX-7/ТЭН; над ней расположены: ВК 77,5/22,5; ВК 75/25; ВК 72,5/27,5; ВК 70/30
По полученным экспериментальным данным для всех бинарных смесей
ВВ различного химического строения и ВК на их основе были построены
графики, соответствующие этим линейным уравнениям. На рисунке 4.3.2.19
в качестве примера приведены графики для смеси FOX-7/ТЭН и ВК на ос-
нове этой смеси.
Для каждой пары различных ВВ и ВК на их основе построенные линии
практически параллельны, что свидетельствует о близости значений коэффи-
циента q для смесей ВВ и составов на основе конкретной пары ВВ. Значения
коэффициента q по полученным результатам составляют:
• для бинарных смесей октогена с ТЭНом и составов на основе этих смесей
- 0,50;
• для бинарных смесей FOX-7 с ТЭНом и составов на основе этих смесей
- 0,38;
• для бинарных смесей FOX-7 с DNTF и составов на основе этих смесей —
0,36.
Указанные значения коэффициента q для различных пар ВВ должны оп-
ределяться соотношением критических диаметров детонации индивидуаль-
ных ВВ в этих парах. На рисунке 4.3.2.20 представлена зависимость величи-
ны q от соотношения •
Полученная зависимость аппроксимируется уравнением
</<')
« = 0,69 - 0,046^. (43252)
к0
1275
0.56 -| 0.5- сг ? л лк _
ф и.яо X я X -е- X л л -
t 014 о ье л ок _
и, do л О -
и.э 4 * 4, .5 ! Соотнои 5 5. юние dr о ко 5 < ыпонентов з е, бинарной с .5 меси ВВ 7 7.5
Рисунок 4.3.2.20. Зависимость коэффициента q от соотношения / d^
Формулы (4.3.2.50)—(4.3.2.52) хорошо описывают эксперимент при соот-
ношении от 3,0 до 8,0.
Практическое значение полученных результатов состоит в возможности
тонкого регулирования критических диаметров детонации эластичных взрыв-
чатых материалов, используемых в системах разделения КА, за счет целенап-
равленной научно обоснованной компоновки взрывчатых составов. Резуль-
таты исследований открывают новые пути создания перспективных высоко-
энергетических материалов для современной техники.
Метод расчета критических диаметров детонации ЭВВ
На основе результатов выполненных исследований разработан метод рас-
чета критических диаметров детонации взрывчатых материалов, включая ЭВВ.
Ниже приведена система уравнений, последовательно используемых в рас-
чете.
а) Критический диаметр детонации ВК с инертными добавками dK рас-
считывается при максимальной плотности заряда ртах по формуле
dK
dK= —
к уп
*вв
где d^ — критический диаметр чистого В В при реальной дисперсности и
дефектности кристаллов и малой пористости ВВ, равной 0,1—2%, мм; Ивв —
1276
объемная доля ВВ в композиции; п — параметр, определяемый дисперснос-
тью ВВ и физическими свойствами добавок.
б) Критический диаметр детонации индивидуального ВВ rf (мм) опре-
деляется с учетом адсорбционной удельной поверхности ВВ 5ад (м2/г) по фор-
муле
где JMK — критический диаметр детонации монокристалла ВВ.
в) При отсутствии значения 5ад критический диаметр детонации ВВ d
может быть рассчитан приближенно, без учета дефектности кристаллов, с ис-
пользованием удельной поверхности, определяемой по газопроницаемости ВВ
(5Г, м2/г), например на приборе ПСХ-12, по формуле dK^ = aS~b , где а —
критический диаметр детонации ВВ при 5Г = 1 м2/г, мм, b — коэффициент:
для бензотрифуроксана а = 0,06 мм, b = 1,23; ТЭНа а = 0,08 мм, b = 0,93;
гексогена а = 0,26 мм, b = 0,78; октогена а = 0,38 мм, b = 0,64; тетрила
а = 0,79 мм, b = 0,44; CL-20 а = 0,43 мм, b = 0,51; DNTF а = 0,07 мм,
b = 0,66; FOX-7 а = 0,55 мм, b = 0,60. Полученные выражения действитель-
ны для 5Г в интервале от 0,01 до 1 м2/г.
г) Для органических инертных компонентов (добавок, связующих) опре-
деляющей характеристикой является их акустическая жесткость, связанная с
ударной сжимаемостью. Параметр п для них рассчитывается по формуле
п = 2,95 + 1,2^5ад-0,ЗрдС0, либо n = 4,14 + l,391g5r-O,3pdCo, где C0,pd —
скорость звука в органической добавке, км/с, и ее плотность, г/см3.
д) Для неорганических добавок определяющими характеристиками явля-
ются плотность и дисперсность, что связано с характером ускорения частиц
продуктами взрыва и изменением скоростей волн разрежения при расшире-
нии продуктов. При этом параметр п сложных взрывчатых композиций, со-
держащих как органические, так и неорганические добавки, рассчитывается
по формулам:
« = Д«орг) + *(«неорг); (4.3.2.53)
«орг =4,14 + l,391g5r -0,ЗродС0; (4.3.2.54)
«неорг =5 + 0,114Рнц +0,8971gr; (4.3.2.55)
1277
А= ₽ , В= Y ,
₽ + У ₽ + у
(4.3.2.56)
где Род — плотность органической добавки, г/см3; рнд — плотность неорга-
нической добавки, г/см3; г — средний размер частиц неорганической добав-
ки, мм; р , У — массовые доли органической и неорганической добавки в ВК
соответственно; g — коэффициент: для металлов и оксидов g = 3,46, для со-
лей g = 3,32.
е) Для высокодисперсных тяжелых неорганических добавок с г менее
5 мкм и Рнд более 4 г/см3 при их содержании до 20% масс, (при этом прояв-
ляется эффект сенсибилизации ВК):
4,51у-/п
0,004 +у ’
(4.3.2.57)
где т — коэффициент: для металлов, оксидов т = 0,196, для солей т = 0,225.
ж) Критический диаметр детонации взрывчатой композиции при ее мак-
симальной плотности ^К(Ртах), рассчитанный по указанным формулам, при-
водится к реальной плотности заряда ^к(р0) по формуле
^к(р0) ^K(Pmax)
1,14^1—^2—1
• 10 V Ртах J
(4.3.2.58)
Для пористого заряда индивидуального ВВ в данной формуле вместо
^К(ртах) с-ледует подставить dK^, рассчитанный по пункту в).
з) Критические диаметры детонации чистых бинарных смесей ВВ различ-
ной дисперсности и взрывчатых композиций на основе этих смесей рассчи-
тываются по формулам (4.3.2.48)—(4.3.2.52).
Разработанный метод расчета дает среднюю погрешность для критичес-
ких диаметров детонации композиций с органическими добавками 7—10 %,
для сложных систем, включающих органические и неорганические добавки
— 15—20%. При этом суммарное содержание добавок — до 50% масс., дис-
персность неорганических добавок — от 1 до 500 мкм.
Реология ЭВВ
Технологические свойства энергоемких материалов, характеризующие их
способность к переработке, определяются структурно-механическими харак-
теристиками композиций. В результате исследования реологии высоконапол-
1278
ненных энергонасыщенных составов с полимерным связующим установле-
но, что ЭВВ в условиях переработки (экструзия, проходное прессование,
каландрование) при 70—95°С проявляют себя как нелинейные вязкопластич-
ные среды и описываются трехпараметрической моделью Балкли — Герше-
ля. Пластические свойства композиций связаны с вязкостью и надмолеку-
лярной структурой связующего, находящегося в пленочном состоянии меж-
ду частицами бризантного вещества, с толщиной пленки и ее соотношением
с размером ориентированных граничных (межфазных) слоев. В общем виде
реологические свойства ЭВВ определяются формой, размером и поверхнос-
тной энергией кристаллов ВВ, полярностью молекул ВВ, его концентрацией
в композиции, полярностью и вязкостью полимерного связующего, а также
температурой [8].
Физико-химическая стабильность ЭВВ
Данная проблема включает аспекты термодинамической и химической
совместимости компонентов, химической стойкости и теплового старения
ЭВВ. Разработаны методологические основы выбора наиболее эффективно-
го пластификатора для конкретного связующего ЭВВ. С применением тео-
рии Флори—Хаггинса в рамках трехмерной модели растворимости полиме-
ров определены параметры межмолекулярного взаимодействия компонентов
связующих (параметры Хаггинса) и рассчитано изменение изобарно-изотер-
мического потенциала, характеризующего степень термодинамической устой-
чивости связующих, в зависимости от концентрации в них полимеров; уста-
новлены пределы термодинамической совместимости компонентов; прове-
дены систематические исследования химической совместимости компонен-
тов различного типа связующих с рядом ВВ, химической стойкости и тепло-
вого старения ЭВВ [8].
Успешное решение перечисленных научных проблем обеспечило возмож-
ность целенаправленного создания эластичных взрывчатых материалов с за-
данными свойствами и переработки их в заряды различной формы.
Применение ЭВВ
Наиболее эффективно использование ЭВВ в системах инициирования,
детонационных разводках и устройствах взрывной логики, в детонирующих
шнурах и удлиненных кумулятивных зарядах различного назначения, для
обработки материалов и металлоконструкций взрывом (резка, сварка, упроч-
нение, развальцовка), для борьбы с лесными пожарами, в системах детона-
ционной автоматики, в прострелочно-взрывной аппаратуре для глубоких
нефтегазовых скважин, для добычи блоков природного камня в горной про-
мышленности.
Разработанные ЭВВ для аэрокосмической техники обладают необходимым
комплексом характеристик: исключительно высокой детонационной способ-
ностью (критический диаметр 0,2—0,4 мм), радиационной (2106 рад) и тер-
1279
Рисунок 4.3.2.21. Разрывной болт
на основе ЭВВ: 1 — электродето-
натор; 2 — заряд-усилитель; 3 —
транслятор детонации; 4 — кор-
пус; 5 — поршень; 6 — болт; 7 —
заряд ЭВВ
мической (до 150°С) стойкостью, а также возможностью формирования из них
зарядов малой массы (0,1—0,5 г) и сложной формы (шнуры, диски, кольца,
шары и др.) с заданными структурно-механическими характеристиками и
стабильными параметрами детонации.
Устройства и системы разделения на основе ЭВВ
Исполнительные детонационные устройства
Разработан и находится в эксплуатации комплект детонационных замков
и разрывных болтов поршневого типа с усилием разрыва от 20 до 250 кН и
массой 0,1—1,4 кг, практически не создающих импульса при срабатывании.
Сконструированы и применяются в различных системах бортовой автомати-
ки детонационные ножи, чеки, клапаны и другие устройства на основе ЭВВ
[20]. Разработаны методики расчета работоспособности и надежности этих
устройств по двум критериям: «развиваемое усилие» и «совершаемая работа».
Использование указанных методик при проектировании зарядов ЭВВ и кон-
струкций устройств обеспечивает существенное ускорение проектирования
и снижение объема отработки систем разделения КА.
На рисунке 4.3.2.21 представлена конструкция разрывного болта (РБ) на
основе ЭВВ. Принцип его работы заключается в следующем. При подаче
инициирующего импульса от электродето-
натора 1 либо от заряда-усилителя 2 специ-
ального транслятора детонационного им-
пульса 3 детонирует заряд ЭВВ 7 в зарядной
камере, расположенной в корпусе 4 болта.
Воздействие давления продуктов взрыва на
рабочий поршень 5 вызывает безосколочный
разрыв «шейки» болта. При дальнейшем
движении поршень своей конической час-
тью упирается в ответную выемку болта 6,
при этом обеспечивается обтюрация, исклю-
чающая прорыв газов.
Оптимизация конструктивных элементов
РБ позволила снизить навеску ЭВВ в рабо-
чей зоне до 0,1—0,3 г при общем количестве
ЭВВ в болте 0,2—0,5 г в зависимости от уси-
лия разрыва (20—80 кН), развиваемого РБ.
Как показали испытания, разработанные РБ
являются безосколочными, герметичными и
практически безымпульсными. На основа-
нии проведенных исследований было разра-
ботано несколько типов РБ, имеющих раз-
личную конструкцию и предназначенных
1280
для решения разнообразных задач [21]. На рисунке 4.3.2.22 показана одна из
конструкций РБ, который встраивается в кольцевую систему разделения.
Рисунок 4.3.2.22. Разрывной болт, соединенный с двумя трансляторами детонации:
1 — корпус; 2 — болт; 3 — поршень; 4 — демпфер; 5 — заряд ЭВВ; 6 — транслятор
детонации
Новые задачи по разделению объектов КА, когда РБ должен, кроме осе-
вой, нести и боковую нагрузку, потребовали создания новых типов РБ, на-
званных нами детонационными замками. Пример конструкции детонацион-
ного замка приведен на рисунке 4.3.2.23. При подаче инициирующего им-
Рисунок 4.3.2.23. Конструкция детонационного замка на основе ЭВВ: 1 — электро-
детонатор; 2 — заряд-усилитель; 3 — транслятор детонации; 4 — корпус; 5 — поршень
(шток); 6 — заряд ЭВВ; 7 — демпфер
1281
Рисунок 4.3.2.24. Конструкция де-
тонационного замка нового типа на
основе ЭВВ: 1 — корпус; 2 — гиль-
за со штоком; 3 — поршень; 4 —
штуцер снаряженный; 5 — каналы
дросселирующие; 6 — демпферы;
7 — заряд ЭВВ; 8 — шпангоут зам-
ка; 9 — шпангоут КА; 10 — насад-
ка
пульса от электродетонатора 1 или от заряда-усилителя 2 транслятора дето-
нации 3 детонирует заряд ЭВВ 6, расположенный в кольцевой канавке кор-
пуса 4 над поршнем (штоком) 5. Под действием давления продуктов детона-
ции происходит разрыв «шейки» штока, и он выходит из плоскости разделе-
ния. Для снижения ударных нагрузок шток опирается на сминаемый демп-
фер 7, который гасит энергию штока. Заряд ЭВВ в виде кольца в рабочей зоне
детонационного замка составляет 0,18—0,40 г и зависит от прочности разры-
ваемой «шейки». В настоящее время разработаны детонационные замки с
прочностью «шейки» от 30 до 180 кН.
На рисунке 4.3.2.24 представлена конст-
рукция детонационного замка нового типа,
объединяющего достоинства РБ (см. рису-
нок 4.3.2.21) и замка (рисунок 4.3.2.23). Под
действием продуктов детонации заряда
ЭВВ происходит перемещение поршня и
разрыв «шейки» замка. При перемещении
поршня происходит смятие демпфера и
перетекание газа из рабочей полости в по-
лость стыка поршня с корпусом [22].
Детонационные замки также успешно
прошли комплекс наземной отработки и
летные испытания в системах отделения
КА.
В настоящее время проходят отработку
детонационные шариковые замки, способ-
ные выдерживать большие боковые и осе-
вые нагрузки (до 250 кН). На рисун-
ке 4.3.2.25 представлена конструкция тако-
го замка.
Под действием продуктов детонации
заряда ЭВВ происходит разрыв «шейки»
поршня 4, и поршень опускается, сминая
демпфер. При этом освобождаются шари-
ки замка, и под действием пружины 7 опускается шток 6, освобождая повер-
хность разделения.
На рисунках 4.3.2.26 и 4.3.2.27 показаны детонационный замок и детона-
ционный нож на основе ЭВВ.
Таким образом, использование ЭВВ с высокой детонационной способно-
стью позволило создать и успешно применить в ряде КА низкоимпульсные
безосколочные детонационные устройства, обеспечивающие требуемые тех-
нические параметры и герметичность систем разделения.
1282
Рисунок 4.3.2.25. Конструкция шарикового детонационного замка на основе ЭВВ:
1 — заряд-усилитель; 2 — транслятор детонации; 3 — корпус; 4 — поршень; 5 — за-
ряд ЭВВ; 6 — шток; 7 — пружина
Трансляторы детонации
Для передачи детонационного импульса исполнительным устройствам в
системах разделения КА потребовалось создать надежные неразрушаемые гер-
метичные трансляторы детонации, исключающие при функционировании ис-
течение газообразных продуктов взрыва в окружающую среду. Решение этой
задачи также стало возможным благодаря применению ЭВВ. Было разрабо-
тано два типа трансляторов [23].
Первый тип — неразрушаемые жесткие трубчатые трансляторы детонации.
Эти трансляторы использовались в КА «Вега» и «Фобос». Удлиненный заряд
(УЗ) в них представлял собой шнур из ЭВВ диаметром 1,2 мм в тонкой мед-
1283
Рисунок 4.3.2.26. Детонационный замок
на основе ЭВВ
Рисунок 4.3.2.27. Детонационный нож
на основе ЭВВ
ной оболочке толщиной 0,1 мм. Диаметр титановой трубки (корпуса транс-
лятора) составлял 10 мм, толщина — 1 мм. Для предотвращения касания УЗ
стенки титановой трубки на него надевались центрирующие втулки из кап-
ролона. С целью исключения возможности прожигания корпуса направлен-
ной струей высокотемпературных газообразных продуктов взрыва от испол-
нительных устройств транслятор снабжался дросселями.
Применение ЭВВ «Транелит», обладающего исключительно высокими
детонационной способностью и физико-химической стабильностью в широ-
ком интервале температур, позволило разработать неразрушаемые гибкие
многослойные трансляторы детонации второго типа — «Транеры» с наруж-
ным диаметром 3,6—4,8 мм и небольшой удельной массой 20-60 г/м, содер-
жащие нить ЭВВ (0,3—0,5 г/м). Конструкция транера представлена на ри-
сунке 4.3.2.28.
Транеры выпускаются двух видов: в пластичной металлической оболочке
(алюминий, нержавеющая сталь), удобной для монтажа в космическом ап-
парате, и кабельный вариант. В новых проектах перспективных КА, создава-
емых в настоящее время, широко используются трансляторы детонации «тра-
неры».
1284
Рисунок 4.3.2.28. Неразрушаемый гибкий транс-
лятор детонации (транер): 1 — удлиненный заряд
(нить ЭВВ в металлической оболочке); 2 — по-
крытие из высокопрочных синтетических нитей;
3 — наружная трубка из алюминия или нержаве-
ющей стали; 4 — заряд — усилитель; 5 — наконеч-
ник; 6 — шарик; 7 — запирающий конус;
8 — гайка
Детонационные системы разделения
Пространственные герметичные системы
разделения, включающие узлы инициирова-
ния, разрывные болты, детонационные зам-
ки, ножи, чеки, транеры и узлы их соедине-
ния на основе ЭВВ, обеспечивают синхрон-
ный разрыв нескольких десятков механичес-
ких связей, исключают образование осколков
и выпуск газообразных продуктов взрыва из
системы в КА. Они обладают высокой надеж-
ностью, подтвержденной всеми видами ис-
пытаний и многолетним опытом эксплуатации в КА [24—27].
В НПО им. С.А. Лавочкина и СКТБ «Технолог» организовано совместное
производство разработанных устройств и систем детонационной автоматики
для выполнения российских и международных космических программ и
коммерческих проектов. Созданные системы успешно прошли государствен-
ные испытания, приняты в штатную эксплуатацию и используются в различ-
ных автоматических космических аппаратах. Они подтвердили свою высокую
эффективность в ряде международных проектов: «Венера — комета Галлея
(системы формирования аэростатных зондов в атмосфере Венеры), «Фобос»,
«Скиппер», «Марс-96», «Интербол-1, -2», «Электро», «Аркон», а также в уни-
версальном космическом разгонном блоке «Фрегат» [24—27].
Расчет енутрибаллистических характеристик зарядов ЭВВ
и работоспособности детонационных устройств разделения
на их основе
Разработанные авторами методики предназначены для расчета безосколоч-
ных детонационных устройств разделения поршневого типа, при действии
которых разрывается шейка болта или штока, либо осуществляется втягива-
ние штока в корпус, либо происходит резка трубопровода, кабеля или выре-
зание отверстий ножом устройства. Все эти операции осуществляются без
выброса продуктов взрыва из устройств в КА.
1285
Поскольку наиболее ответственными элементами детонационных уст-
ройств являются сплошные заряды ЭВВ сложной конфигурации, имеющие
малые размеры и массу, методики включают в себя также расчеты внутри-
баллистических характеристик, надежности и полноты детонации указанных
нетрадиционных зарядов. Приведенные в данном разделе методики содер-
жат расчеты основных энергетических и детонационных характеристик ЭВВ
на примере одного из основных эластичных взрывчатых веществ — ЭВВ-75В,
которым снаряжаются разработанные детонационные болты, замки, чеки,
ножи, узлы инициирования, трансляторы детонации и другие устройства.
Расчет эффективности детонационных устройств (болтов, замков, чек,
ножей) проводится по двум критериям: «развиваемое усилие» и «совершае-
мая работа».
По первому критерию проектируемый заряд ЭВВ должен создавать дав-
ление продуктов взрыва в зарядной камере устройства и развиваемую им силу,
соответствующую заданному в техническом задании усилию с учетом коэф-
фициента запаса.
По второму критерию продукты взрыва при своем расширении должны
производить работу большую, чем механическая работа разрыва шейки бол-
та или штока, либо втягивания штока в корпус, либо резки трубопровода,
кабеля или вырезания отверстий ножом устройства.
Для подтверждения достоверности данных методик приведены примеры
расчета давления продуктов взрыва в зарядной камере детонационных зам-
ков, находящихся в штатной эксплуатации, развиваемых ими усилий, а так-
же величины работы, совершаемой продуктами взрыва при малых степенях
расширения. При этом сравниваются характеристики спроектированных по
данным методикам и реальных зарядов в детонационных замках.
Методика и расчет внутрибаллистических характеристик зарядов
и эффективности действия устройств по критерию
«развиваемое усилие»
Состав и брутто-формула эластичного взрывчатого вещества ЭВВ-75В. Для
снаряжения детонационных замков, методика расчета которых приводится в
данном разделе, выбрано эластичное взрывчатое вещество ЭВВ-75В, облада-
ющее комплексом необходимых энергетических, взрывчатых и эксплуатаци-
онных характеристик. Состав ЭВВ-75В приведен ниже:
ТЭН..............................................80% (масс.)
Полимерное органическое связующее...............15%
Порошкообразный вольфрам........................5%
Связующее по химическому строению относится к следующему типу:
(-СН2-СН=С(СН3)-СН2-)0,5(-СН2-СН=СН-СН2-)05.
Рассчитаем брутто-формулу 1 кг ЭВВ-75В исходя из приведенного соста-
ва и молекулярных масс компонентов:
1286
800/316,14 C5H8N4O12 + 150/61,10 С4 5Н7 0 + 50/183,85W =
= С Н О N W
^23,69°37,38^30,37^ 10,12 vv 0,27’
Брутто-формула 1 г ВВ: Брутто-формула 1 кг ВВ:
Со,02369^0,03738^0,03037N0,01012 ^0,00027* C23j69H37,38O30,37NI0j2W0,27.
Состав и удельный объем продуктов взрыва ЭВВ-75В. Состав продуктов
взрыва ЭВВ-75В рассчитан по методу Бринкли—Вильсона [28] в соответствии
с принципом последовательного окисления горючих элементов с учетом их
реакционной способности:
С?з,69^37,38^30,37^ю,12^0,27^ 18,69(Н2О)пар + Ю,87СО +
+ 5,06N2 + 12,82СТВ + 0,27WO3.
Температура плавления (под давлением) трехокиси вольфрама равна
1473°С, следовательно, WO3 находится в продуктах взрыва (-3000 К,
100 000 атм) в жидком состоянии.
Количество молей газообразных продуктов взрыва составляет
п = 18,69(Н2О)пар + Ю,87(СО) + 5,06(N2) = 34,62 моль/кг.
Удельный объем газообразных продуктов взрыва, приведенный к нормаль-
ным условиям:
Гок = 22,4л, (4.3.2.59)
Иок = 22,4-34,62 = 775,5 л/кг (см3/г).
Расчет теплоты взрыва. Расчет теплоты взрыва при постоянном объеме на
1 кг ЭВВ-75В (QVB3p, кДж/кг) проводим по методу Гесса (по разности между
суммой теплот образования продуктов взрыва и теплотой образования взрыв-
чатой композиции).
Теплоту образования связующего вычисляем по Г.А. Авакяну [28] по фор-
муле
(2vo6p = 8,1/»- ю,2а--0,296, ккал/моль, (4.3.2.60)
где b — число атомов Н; а — число атомов С; ^к^ — сумма поправок фун-
кциональных групп.
буобр = (8,1’6 - 10>2’4 - 13(=С=С=) - 0,29-6)0,5 + (8,1-8 - 10,2-5 -
— 13 — 0,29 8)0,5 = — 4,1 ккал/моль = — 17,2 кДж/моль (связующее);
(2„Юр = 18,69-240,6(Н2О) + 10,87-113,7(СО) + 0,27-46,7(WO3) -
1287
- 2,531-402,3(ТЭН) + 2,454-17,2 (связующее) = 4769,3 кДж/кг =
= 4,77 кДж/г.
Проведем также оценку теплоты взрыва ЭВВ-75В исходя из величины
Qv юр для ТЭНа — основного компонента состава:
<2>взР=б1а’ (4.3.2.61)
где Qx = 5651 кДж/кг [28] (теплота взрыва ТЭНа, определенная эксперимен-
тально в массивной медной оболочке при плотности заряда 1,70 г/см3); а —
массовая доля ТЭНа (остальные компоненты состава по данному варианту
расчета считаются инертными),
Qv взр = 5651 0,80 = 4520,8 кДж/кг.
Полученная величина теплоты взрыва (оценка) достаточно близка к рас-
считанному ранее точному значению (4769,3 кДж/кг).
Расчет температуры взрыва. Рассчитываем температуру взрыва Твзр из ус-
ловия образования продуктов взрыва в объеме исходного ВВ, при этом теп-
лота взрыва расходуется на нагрев продуктов взрыва:
7’w=C.>p/Z'-,(°,+ */'„> = 1 + (4.3.2.62)
где + ^Гвзр) — сумма теплоемкостей продуктов взрыва; Л = ;
^•23,69^37,38^30,37^10,12^0,27 18,69 (Н2О)пар + Ю,87СО + 5,06N2 +
+ 12,82Сте ++0,27WO3 жвдк.
Рассчитываем теплоемкости продуктов взрыва. Как известно,
ср = cv + R (для газов), R = 8,29 Дж/(моль-К);
ср = cv (для твердых и жидких веществ).
Для Н2О:
ср = (627,61-Ю 3 + 62,79-10~57) Дж/(г К) =
= (11,307 + 11,31 10-37) Дж/(моль-К);
cv = (3,02 + 11,31 10-’7) Дж/(моль-К).
1288
Для СО:
ср = (394,86-Ю-3 + 17,96-Ю-57) ДжДг-К) = (11,057 +
+ 5,03-10~3 7) ДжДмоль-К);
cv = (2,77 + 5,03-10-37) ДжДмоль-К).
Для N2:
ср = (395,55-Ю"3 + 14,99-10-57) Дж/(г-К) = (11,081 +
+ 4,20-10-3 7) ДжДмоль-К);
cv = (2,79 + 4,20-10-3 7) ДжДмоль-К).
Для Сте:
cv = ср = (93,35-Ю-3 + 91,25-10-5 7) ДжДг-К) =
= (1,12 + 10,96-10-3 7) Дж/(моль-К).
Для WO3:
cv = ср = = 6-4 = 24 калДмоль-К) = 100,6 ДжДмоль-К)
(6 калДмоль-К) — средняя атомная теплоемкость твердых и жидких веществ
по Дюлонгу и Пти);
А = 18,69-3,02(Н2О) + Ю,87-2,77(СО) + 5,06-2,79(N2) +
+ 12,82-1,12(Сте) + 0,27-100,6(WO3) = 142,19;
В= (18,69 11,31 + 10,87-5,03 + 5,06-4,20+12,82-10,96)-10~3 =
= 427,82-10-3.
Вычисляем температуру взрыва по формуле (4.3.2.62):
Т’взр = [-142,19 +(142,192 + 4-4769,3-103-427,82-1О-3)0’5] / 2-427,82-Ю"3 =
=[-142,19 + (0,0202-106 + 8,1616-106)0-5] / 2-427,82-10"3 =
= (-142,19 + 2860,4) / 0,85564 = 3180 К.
Таким образом, рассчитанная температура взрыва ЭВВ-75В составляет
3180 К. Для сравнения определим температуру взрыва основного компонен-
та ЭВВ-75В - ТЭНа (4200 К) [28].
1289
Параметры детонации ЭВВ-75В. Рассчитаем параметры детонации ЭВВ-
75В и ТЭНа (основного компонента состава) для сравнения (в точке Жуге)
по известным выражениям [29]:
Р} =р0Л2/(и + 1); Uj =7)/(л + 1); р7 =р0(л + 1)/л;Vj = 1/р7,
где D — скорость детонации; Pj — детонационное давление; Uj — массовая
скорость продуктов детонации; ру — плотность продуктов детонации; п —
показатель политропы ВВ; v>j — удельный объем продуктов детонации.
ТЭН (при плотности 1,70 г/см1).
Скорость детонации: при плотности р0= 1,60 г/см3 D = 7,78 км/с [29];
при плотности р0 = 1,77 г/см3 D = 8,27 км/с [29]; отсюда, при плотности
р0 = 1,70 г/см3 D = 8,07 км/с.
Показатель политропы: п = 2,80 [29].
Детонационное давление: Pj = 1,70-8,072/(2,80 + 1) = 29,1 ГПа =
= 297000 кг/см2.
Массовая скорость продуктов детонации: Uj = 8,07/(2,80 + 1) = 2,12 км/с.
Плотность продуктов детонации: Pj = 1,70(2,80 + 1)/2,80 = 2,30 г/см3.
Удельный объем продуктов детонации: г>7 = 1/2,30 = 0,435 см3/г.
ЭВВ-75В (при плотности заряда (р0= 1,62 г/см1) — данные из табли-
цы 4.3.2.9.
Скорость детонации: D = 7,30 км/с.
Показатель политропы: п = 3,37.
Детонационное давление: Pj = 19,8 ГПа = 202000 кг/см2.
Массовая скорость продуктов детонации: Uj = 1,67 км/с.
Плотность продуктов детонации: ру = 2,10 г/см3.
Удельный объем продуктов детонации: v>j = 0,476 см3/г.
Расчет параметров в точке сопряжения политропы и адиабаты расширения
продуктов взрыва. При решении задач, связанных с расширением продуктов
взрыва, необходимо знание изэнтропы для конкретного ВВ. При отсутствии
реальной изэнтропы она обычно заменяется двумя изэнтропами [30]:
Pj(x)j)n = Pvn при PK<P<Pj-,
PK(vK)y = Pvy при P<PK,
(4.3.2.63)
(4.3.2.64)
1290
где п — показатель политропы; Y — показатель адиабаты расширения про-
дуктов взрыва (Y = 1,3); Рк, — Давление и удельный объем продуктов взры-
ва в точке сопряжения политропы и адиабаты.
Значения Рк и v>K определяются из следующей системы уравнений [30]:
= (4.3.2.65)
PKvK = (Y-1)[<2взр - D2/2(п2 -1)]. (4.3.2.66)
Рассчитаем величины Рк и х>к для расширяющихся продуктов взрыва ЭВВ-
75В (р0= 1,62 г/см3) и для сравнения для ТЭНа (р0= 1,70 г/см3).
ТЭН:
PK(vK)2’S0 = 297000- 0,4352,80;
(PKvK) 10“4 =(1,3-1)[5,651 -8,072 /2(2,802 -1)].
Отсюда Рк = 710 кг/см2;ик = 3,75 см3/г; рк= 0,27 г/см3.
ЭВВ-75В:
PK(vK)3>37 = 202000 • 0,4763,37;
(Ркък) • 10-4 = (1,3 -1) [4,77 - 7,302 / 2(3,372 -1)].
Отсюда Рк = 4470 кг/см2; х>к= 1,475 см3/г; рк= 0,68 г/см3.
Таким образом, расширение продуктов взрыва ЭВВ-75В до давления
4470 кг/см2 и плотности 0,68 г/см3 происходит по политропическому зако-
ну, а далее — по адиабате с показателем степени у = 1,3.
Коволюм продуктов взрыва ЭВВ-75В. Коволюм — несжимаемая часть объе-
ма продуктов взрыва (а, м3/кг).
При расчете давления взрыва Рвзр для ВВ с плотностью 1,4—1,6 г/см3 (для
ЭВВ-75В р0 = 1,62 г/см3) и давлений продуктов взрыва в десятки тысяч ат-
мосфер рекомендовано принимать коволюм, равный 1,47 объема молекул
газов, что отвечает кубической укладке тел сферической формы [28]. В этом
случае несжимаемый объем, отнесенный к одному молю газа Ь, составит
Z> = l,47mJ37V/6, (4.3.2.67)
где d — диаметр молекул; N — число Авогадро (6,06-1023 молекул/моль).
1291
Молекулы газообразных продуктов взрыва ЭВВ-75В имеют следующие
размеры:
азот d = 3,1-1О'10 м;
окись углерода d = 3,2- 1О-10 м;
вода (пар) d = 2,6-Ю10 м.
Рассчитаем значения b для указанных газов:
для N2:
b = 1,47-3,14(3,1-10'10)3-6,06-1023 / 6 = 13,9-Ю’6 м3/моль;
для СО:
b = 1,47-3,14(3,2-10-'°)3-6,06 1023 / 6 = 15,3-Ю’6 м3/моль;
для (Н2О)пар:
b = 1,47-3,14(2,6-Ю10)3-6,06-1023 / 6 = 8,2-Ю’6 м3/моль.
Если в продуктах взрыва содержатся также конденсированные вещества,
то коволюм складывается из несжимаемой части газов и объема твердых или
жидких частиц. Приведем значения b для аморфного углерода (по Сарро) и
трехокиси вольфрама (наша оценка) при давлении и температуре взрыва:
для С:
b = 8,0-10'6 м3/моль;
для WO3:
b = 33-10'6 м3/моль.
Вычислим коволюм для продуктов взрыва ЭВВ-75В исходя из состава
продуктов взрыва и найденных значений Ь:
а = Х«,А’ (4.3.2.68)
где rij — количество молей компонента продуктов взрыва; bt — значение удель-
ного несжимаемого объема для данного компонента,
а = [18,69-8,2 (Н2О) + 10,87-15,3 (СО) + 5,06-13,9 (N2) + 12,82-8,0(С ) +
+ 0,27-33 (WO3)] • IO’6 = 5,01-IO 4 м3/кг.
Таким образом, коволюм продуктов взрыва ЭВВ-75В составляет 5,01-10’4 м3/кг.
Для ТЭНа коволюм продуктов взрыва (при р0= 1,5 г/см3 и давлении
взрыва) составляет 4,03-10-4 м3/кг [28].
1292
Объемы зарядной камеры и плотности продуктов взрыва. Для дальнейшего
расчета давлений в детонационных устройствах необходимо вычислить из-
меняющиеся объемы зарядной камеры и плотности продуктов взрыва ЭВВ-
75В в процессе их расширения и совершения устройством требуемого меха-
нического действия. Здесь следует отметить четыре основных момента:
Начальное состояние. ЭВВ-75В с плотностью р0 = 1,62 г/см3 заполняет весь
объем зарядной камеры. При этом плотность заряжания р3 равна плотности
заряда (р0).
Обозначим Vj — начальный объем зарядной камеры, см3; т — масса рабо-
чей части заряда ВВ, г: т =Pov1.
Под рабочей частью заряда ЭВВ-75В в детонационном устройстве пони-
маем ту основную его часть, продукты взрыва которой воздействуют непос-
редственно на поршень (шток) и создают давление, необходимое для разви-
тия заданного усилия. Из массы всего заряда в детонационном устройстве
исключаем элементы, расположенные в колпачках и каналах, так как про-
дукты взрыва этих элементов успевают разгружаться в пространство на сты-
ках устройств и транеров. К рабочей части заряда для «толкающих» устройств
разделения помимо диска отнесем лишь примыкающую к диску часть заряда
в канале длиной, равной пяти диаметрам. Это связано с тем, что при одно-
мерном разлете продуктов детонации (наш случай — удлиненный заряд в
полузамкнутой неразрушаемой оболочке) активная часть заряда, продукты
взрыва которой разлетаются в направлении детонации, составляет не более
трех-пяти диаметров.
Таким образом, рабочий (эффективный) заряд для «тянущих» детонаци-
онных устройств разделения представляет собой кольцо, а для «толкающих»
состоит из основного элемента — диска и двух дополнительных элементов:
цилиндрического (ближняя к диску часть заряда в канале </ц = 2 мм, £ц =
= 10 мм) и усеченного конуса (переходный элемент между диском и цилин-
дром Jj = 2 мм, d2 = 4 мм, h = 1 мм).
Детонация заряда ЭВВ. Режим детонации зарядов можно считать практи-
чески идеальным. Начальное давление продуктов взрыва в зарядной камере
(давление в объеме самого заряда ВВ) Рвзр соответствует как бы мгновенно-
му взрыву всей массы ВВ. Величина Рвзр в два-три раза меньше давления
продуктов взрыва в детонационной волне Pj.
Продукты взрыва занимают начальный объем зарядной камеры vr Их
плотность Pj равна плотности исходного ВВ: Pj = т / Vj = р0 = 1,62 г/см3 и
на 23% ниже плотности продуктов взрыва в детонационнй волне (р7 =
= 2,10 г/см3).
1293
Расширение продуктов взрыва до момента начала совершения устройством
требуемого механического действия. Под требуемыми в данной методике
механическими действиями детонационных устройств разделения понима-
ем:
— разрыв шейки детонационного или разрывного замка;
— втягивание штока в корпус детонационной чеки;
— резка трубопровода или кабеля детонационным ножом;
— вырезание отверстия узлом разгерметизации.
Под давлением расширяющихся продуктов взрыва происходит выбор всех
зазоров и общая динамическая деформация поршня (штока). При этом ос-
нование поршня (штока) перемещается на расстояние = 0,8—1,6 мм, а
объем зарядной камеры возрастает на величину Avj.
Объем зарядной камеры в момент начала разрыва шейки v2 составляет
v2 = Vj + AVj.
Происходит быстрое расширение продуктов взрыва, их давление резко
падает от Рвзр до Р2, соответствующего объему зарядной камеры v2. Плотность
продуктов взрыва уменьшается от Pj до р2 (р2= ди /т2).
ДавлениеР2 является наиболее важным параметром, определяющим уси-
лие, развиваемое детонационным устройством.
Разрыв шейки болта (штока) детонационного устройства. Из рассматри-
ваемых в данной методике детонационных устройств указанное механичес-
кое действие осуществляют детонационные и разрывные замки систем раз-
деления. Поэтому нижеприведенный расчет предназначен только для дето-
национных и разрывных замков.
Под давлением продуктов взрыва Р2 происходит деформация и разрыв
шейки болта (штока). Основание поршня при этом перемещается дополни-
тельно на расстояние б2, а объем зарядной камеры увеличивается на Av2.
В связи с хрупким разрушением шейки, выполненной из титанового сплава
типа ВТ-6 или высокопрочной стали, величина б2 составляет 0,3—0,5 мм.
Объем зарядной камеры в момент окончания разрыва шейки v3 = v2 + Av2.
Плотность продуктов взрыва р3 в этот момент составляет р3 = т /vy
Продукты взрыва при своем расширении в зарядной камере от объема Vj
до объема v3 совершают работу Л3, которая должна превышать величину ме-
ханической работы, необходимой для разрыва шейки болта (штока) Лр.
Для детонационных ножей и узлов разгерметизации работа А3 должна
превышать величину механической работы, необходимой для разрезания
кабелей, трубопроводов и вырезания отверстий.
1294
Проведем в качестве примеров расчеты объемов зарядной камеры и плот-
ности продуктов взрыва при их расширении для двух видов детонационных
замков: «толкающего» (см. рисунки 4.3.2.21, 4.3.2.22, 4.3.2.24) и «тянущего»
(рисунок 4.3.2.23).
Замок детонационный «толкающий»'.
Усилие разрыва F Диаметр заряда-диска Толщина заряда-диска Диаметр поршня dn 5500 кгс. 10,5 мм. 1 мм. 12,5 мм.
Для данного вида детонационного замка:
V] = 0,785-10,52-1+ 0,785-22-10 + [0,785-22-1 + 0,50,785 1(42 - 22)] =
= 86,6 + 31,4 + 7,8 = 125,8 мм3 = 0,126 см3;
/и = pov,= 1,62-0,126 = 0,204 г;
Av(=0,785-d2-5] = 0,785-1,252 0,112 = 0,137 см3 (5,= 0,8-1,6 мм, в
данном случае 8| ~ 1,1 мм);
v2 = V| +AVj =0,126 + 0,137 = 0,263 см3;
v2/v, =0,263/0,126 = 2,09;
р2 = т/у2 = 0,204/0,263 = 0,77 г/см3;
Av, = 0,785 • J2 • 8, = 0,785 • 1,252 • 0,05 = 0,061 см3;
v3 = v2 +Av2 =0,263 + 0,061 = 0,324 см3;
р3 =/и/v3 = 0,204/0,324 = 0,63 г/см3.
Замок детонационный «тянущий»'.
Усилие разрыва F 3200 кгс.
Наружный диаметр заряда-кольца 24 мм.
Внутренний диаметр заряда-кольца 22 мм.
Толщина заряда-кольца 1,5 мм.
Наружный диаметр штока dH 26 мм.
Внутренний диаметр штока dB 16 мм.
1295
Для данного детонационного замка проводим аналогичные расчеты:
т, = 0,785(2,42 - 2,22)0,15 = 0,108 см3;
zn = pov, = 1,62-0,108 = 0,175 г;
AV] =0,785-(2,62-1,62)0,138 = 0,455 см3 (в данном случае 5, =1,4 мм);
v2 = v( + AV] =0,108 + 0,455 = 0,563 см3;
v2/v( =0,563/0,108 = 5,21;
р2 = /и/г2 =0,175/0,563 = 0,311 г/см3.
Соответственно удельный объем продуктов взрыва в этот момент состав-
ляет:
о2 = 1/р2 =1/0,311 = 3,214 см3/г;
Аг2 = 0,785 (2,62 -1,62)0,05 = 0,165 см3;
v3= v2+ &v2 =0,563 + 0,165 = 0,728 см3;
р3 = т/ г3 = 0,175/0,728 = 0,24 г/см3.
Давления продуктов взрыва в детонационных устройствах. Давление про-
дуктов взрыва ЭВВ-75В в зарядной камере детонационного устройства в
момент взрыва Р рассчитаем по известному уравнению Абеля—Нобеля:
( Т
Р
взр
=(^ок) -7
'о
|Г Рз
V"«p3
(4.3.2.69)
где Ро — атмосферное давление; Иок — рассчитанный ранее объем продуктов
взрыва при Ро и температуре То = 283 К, равный 0,7755 м3/кг; Т — темпе-
ратура взрыва, К; р3 — плотность заряжания, кг/м3 (отношение массы заря-
да ВВ к объему зарядной камеры). В данном случае р3 = р0 = 1620 кг/м3.
Рассчитанное ранее значение Тюр = 3180 К соответствует именно данно-
му случаю (момент образования продуктов взрыва в объеме исходного ВВ):
1296
Рвзр = (1 ,0-0,7755)(3180/283)[ 1620/(1 - 5,0b 104-1620)] = 74950 кг/см2.
Таким образом, давление в зарядных камерах детонационных устройств в
момент взрыва составляет 74950 кг/см2.
В качестве примеров рассчитаем давления продуктов взрыва в зарядных
камерах детонационных замков, приведенных в предыдущем разделе, в мо-
мент начала разрыва шейки болта (штока) (Р2).
Замок детонационный «толкающий»
Для расчета давления Р2 применяем уравнение политропы, так как
р2 = 0,77 г/см3 > Рк = 0,68 г/см3:
Т’взр W = Р1 (ъ)я,
74950-0,1263’37 = Р2 • 0,2633’37,
отсюда Р2 = 6280 кг/см2; Р2 > Рк (4470 кг/см2), следовательно, расчет коррек-
тен.
Замок детонационный «тянущий»
В связи с достаточно большой степенью расширения продуктов взрыва к
моменту начала разрыва шейки для этого вида детонационных замков
(v2 /V] = 5,21) и, соответственно, низкой плотностью продуктов взрыва
(р2 =0,311 г/см3 < Рк = 0,68 г/см3) расчет давления Р2 необходимо прово-
дить в две ступени:
— от Рвзр (74950 кг/см2) до Рк (4470 кг/см2) давление падает по политро-
пе с показателем степени п = 3,37;
— от Рк до Р2 давление снижается по адиабате расширения продуктов
взрыва с показателем степени у= 1,3.
Так как величина pK = 0,68 г/см3 и соответствующий удельный объем
продуктов взрыва х>к = 1,475 см3/г были определены исходя из теплоты взрыва
и параметров детонации ЭВВ-75В, уточним их по значению Рвзр, получен-
ному с дополнительным использованием температуры взрыва и коволюма
продуктов взрыва.
Итак, по первой ступени расчета определяем удельный объем продуктов
взрыва ЭВВ-75В, соответствующий давлению Рк :
р^п=рМп>
749500,617337 = 4470-dk3’37
(v, = 1/Ро = • / U62 = 0,617 см3/г).
1297
Отсюда находим уточненное значение ик — 1,425 см3/г и соответственно
рк= 1 /vK = 1 / 1,425 = 0,70 г/см3.
Далее по второй ступени расчета определяем величину Р2 , соответствую-
щую степени расширения продуктов взрыва 5,21 и их плотности р2 =
= 0,311 г/см3:
(о2 = 1/р2=1 /0,311 =3,214 см3/г);
4470-1,4251’3 = Р2-3,214‘>3,
т.е. Р2 составляет 1550 кг/см2.
Расчет усилий, развиваемых детонационными устройствами. Рассчитаем
усилия Fpac4, развиваемые детонационными устройствами при действии дав-
ления Р2 на основание S поршня (штока) в момент начала совершения тре-
буемого механического действия (на примере детонационных замков):
Грасч = P2S. (4.3.2.70)
Замок детонационный «толкающий»:
F„acit = P2S = Р7 0,785 • d2„ = 6285 • 0,785 • 1,252 = 7700 кгс.
Р<1СЧ Z Z п *
Коэффициент запаса при этом составляет
k = ^расч /Р= 7700 / 5500 = !’4-
Заряд ЭВВ-75В обеспечивает заданное усилие разрыва (5500 кГс) с коэф-
фициентом запаса 1,4, что подтверждается большим объемом испытаний этого
вида детонационных замков.
Замок детонационный «тянущий»:
Грасч = P2S = Р2 • 0,785 • (d2 - J2) = 1550 • 0,785 • (2,62 -1,62) = 5110 кгс.
Коэффициент запаса
*=FpaC4/F= 5110/3200 = 1,6.
Таким образом, и для этого вида замков обеспечивается необходимое уси-
лие разрыва (3200 кГс) с коэффициентом запаса 1,6. Это также подтвержда-
ется большим объемом испытаний этих замков.
Схема расчета зарядов ВВ по заданному усилию для совершения устройством
требуемого механического действия. Расчет характеристик зарядов эластичных
ВВ в детонационных устройствах проводится по следующей схеме:
1298
1. Расчет силы, развиваемой детонационным устройством (F , кгс):
^расч=^
где F — заданное усилие для совершения устройством требуемого механи-
ческого действия, кгс; к — заданный коэффициент запаса.
2. Давление в зарядной камере детонационного устройства в момент на-
чала совершения требуемого механического действия (Р2, кг/см2) (например,
для детонационных и разрывных замков — в момент начала разрыва шейки
штока):
F
р _ Расч
2" 5 ’
где S — площадь основания поршня для устройств «толкающего» типа, см2:
5 = 0,785^2 (Jn — диаметр основания поршня, см) или площадь торцевой
кольцевой поверхности штока, прилегающей к заряду, для устройств «тяну-
щего» типа: S = 0,785(J^ - J2) (dH — наружный диаметр штока, см; dR — внут-
ренний диаметр штока, см).
3. Расчет степени расширения продуктов взрыва к моменту начала совер-
шения требуемого механического действия Ф .
При решении задач, связанных с расширением продуктов взрыва, необ-
ходимо знание экспериментально полученной изэнтропы для конкретного ВВ.
При отсутствии реальной изэнтропы она обычно заменяется политропой и
адиабатой. При расширении продуктов взрыва до критических параметров,
соответствующих точке сопряжения политропы и адиабаты (давление про-
дуктов взрыва РК, их удельный объем vK и плотность р*.) давление падает по
политропическому закону с показателем степени п « 3, а далее — по адиабате
с показателем степени у = 1,3.
Для ЭВВ-75В расчетные значения критических параметров следующие:
Рк = 4470 кг/см2; ък= 1,425см3/г; рк= 0,70 г/см3.
• При Р2 > Рк ((р = v2 / Vj) определяется из уравнения политропы
где Рвзр — давление продуктов взрыва ВВ в зарядной камере детонационного
устройства в момент взрыва, кг/см2; Vj — начальный объем зарядной камеры
(объем рабочей части заряда ВВ), см3; v2 — объем зарядной камеры к момен-
1299
ту начала совершения устройством требуемого механического действия, см3;
п — показатель политропы продуктов взрыва. Для ЭВВ-75В п составляет 3,37.
Величина Рвзр для зарядов ЭВВ рассчитывается по известному уравнению
Абеля—Нобеля (4.3.2.69).
• При Р2 < Рк из адиабаты расширения продуктов взрыва
р «л = р «л
Гкик Г2и2
определяем i)2 . По величинам i)2 и Dj (Dj = 1/р0) вычисляем соотношение
удельных объемов продуктов взрыва (<р = г)2 / г)1), равное (v2 / Vj), где v15 v2 —
объемы зарядной камеры; р0— плотность заряда ВВ, г/см3.
4. Начальный объем зарядной камеры детонационного устройства и масса
рабочей части заряда ВВ рассчитывается из следующих соотношений:
v2/Vj=(p, Vj 4- AVj = v2, AVj =5j5,
где AVj — увеличение объема зарядной камеры при расширении продуктов
взрыва до давления Р2, см3; S — площадь основания поршня или торцевой
кольцевой поверхности штока, см2, которая вычисляется по п. 2; 51 — пере-
мещение основания поршня (штока), см.
Задаваясь величиной , находим значения Vj и v2, а также массу рабочей
части заряда, г : т = р0Vj.
Величина 51 корректно определяется из расчета высокоскоростной дефор-
мации поршня (штока) под действием продуктов взрыва.
Нами предлагается оценка величины 51 для двух видов детонационных
замков, полученная расчетно-экспериментальным способом в результате ана-
лиза характеристик зарядов ЭВВ и конструкций детонационных устройств,
находящихся в штатной эксплуатации:
• 0,8—1,2 мм для устройств «толкающего» типа
• 1,3—1,6 мм для устройств «тянущего» типа.
5. Зная конструкции зарядов ЭВВ-75В и их элементов в конкретных де-
тонационных устройствах, по найденным значениям Vj и т определяем раз-
меры зарядов.
Методика и расчет енутрибаллистических характеристик зарядов
и эффективности действия устройств
по критерию «совершаемая работа»
Идеальная работа расширения продуктов взрыва. Под идеальной работой
расширения продуктов взрыва понимают максимальную работу, которую
совершают продукты взрыва при своем адиабатическом расширении до дав-
1300
ления окружающей среды. Идеальную работоспособность ВВ (Ли) можно
определить как разность между внутренней энергией продуктов взрыва в
момент их образования и к концу расширения. Идеальная работоспособность
является одной из важных расчетных энергетических характеристик ВВ, она
дополняет теплоту взрыва, показывая теоретическую возможность реализа-
ции энергетического потенциала ВВ в механическую работу. Эта величина
определяется не только теплотой взрыва, но зависит от химического состава
продуктов взрыва и от некоторых физических свойств ВВ.
Идеальную работоспособность ВВ при расширении продуктов взрыва до
нормального атмосферного давления воздуха (1,0 кг/см2), обозначаемую А®,
можно рассчитать по формуле
Л°=е.1р11-(«»/Н>к (4.3.2.71)
где v0 — начальный удельный объем продуктов взрыва (v0= 1 /р0).
Рассчитаем идеальную работоспособность ЭВВ-75В (р0 = 1,62 г/см3) и —
для сравнения — ТЭНа (р0= 1,70 г/см3).
ЭВВ-75В:
бвзр = 4769,3 кДж/кг; Иок = 775,5 л/кг;
о0= 1 /р0= 1 / 1,62 = 0,617 л/кг;
= 4769,3 [1 - (0,617 / 775,5)1-3-'] = 4209,9 кДж/кг = 4,21 кДж/г.
ТЭН:
Овзр = 5651 кДж/кг; t>0= 1 /р0= 1 / 1,70 = 0,588 л/кг.
Уравнение взрывчатого превращения:
C5H8Oi2N4 2,96СО2 + 2,04 СО + 3,5 (Н2О)пар + 0,5Н2 +
+ 1,84N2 (опытные данные по Хайду и Шмидту [28]).
Количество молей газообразных продуктов при взрыве одного моля ТЭНа:
п = 11,27 моль/моль; п = 11,271000 / 316,14 = 35,64 моль/кг (316,14 — мо-
лекулярная масса ТЭНа);
Иок = 22,4 л = 22,4-35,64 = 798,3 л/кг,
= 5651 [ 1 - (0,588/798,3)'3 ’] = 5002 кДж/кг = 5,00 кДж/г.
Таким образом, идеальная работа расширения продуктов взрыва ЭВВ-75В
составляет 4,21 кДж/г (для ТЭНа — 5,00 кДж/г).
1301
Работа продуктов взрыва при малых степенях расширения. При малых сте-
пенях расширения продуктов взрыва (давление больше Рк и плотность про-
дуктов взрыва больше рк) для расчетов необходимо пользоваться не адиа-
батой, а политропой вида pvn = const. Для ЭВВ-75В Рк = 4470 кг/см2, рк =
= 0,70 г/см3.
Для вычисления работы, совершаемой продуктами взрыва при их расши-
рении до указанных параметров, К.К. Шведовым [31] предложена следую-
щая формула:
п
А = и2
J I п-\
(4.3.2.72)
где «у,р7 — массовая скорость (1,67 км/с) и плотность (2,10 г/см3) продук-
тов взрыва ЭВВ-75В в точке Жуге; и2 — полная энергия единицы массы про-
дуктов взрыва; п — показатель политропы (3,37).
Расчеты показывают, что при двукратном расширении продуктов взрыва
(Ф = х>2 /г^ = 2) работа А^5 составляет приблизительно 60—70% полной ра-
боты расширения. При этом давление продуктов взрыва падает в шесть-семь
раз, а показатель политропы п уменьшается на 0,2—0,3, что позволяет без боль-
шой погрешности принимать его постоянным для данной степени расшире-
ния продуктов взрыва.
Вычислим работу Л05 для ЭВВ-75В (р0= 1,62 г/см3) и ТЭНа (р0 =
= 1,70 г/см3) для сравнения.
ЭВВ-75В:
Uj = 1,67 км/с; р7 = 2,10 г/см3; п = 3,37; «2 = 1,672 = 2,79 (км/с)2;
4, 5 = 2,79-3,37/(3,37 - 1)-[1 - (1,05 / 2,10)3-371] = 3,20 кДж/г.
ТЭН:
Uj= 2,12 км/с; ру = 2,30 г/см3; п = 2,80; м2= 2,122 = 4,49 (км/с)2;
4 5 = 4,49-2,80/(2,80 - 1)-[1 - (1,15 / 2,ЗО)2’80-'] = 4,90 кДж/г.
1302
Таким образом, работа продуктов взрыва ЭВВ-75В при их двукратном
расширении А^ 5 составляет 3,20 кДж/г (для ТЭНа — 4,90 кДж/г).
В таблице 4.3.2.15 сопоставлены значения А^ 5 для некоторых промышлен-
ных ВВ.
Таблица 4.3.2.15. Значения Aos для ряда ВВ
ВВ Ро, Г/см3 0юр, кДж/г п Л,5, кДж/г 4),5/ С?взр> %
Гексоген 1,0 5,78 2,5 3,28 57
Аммонит 6ЖВ 1,0 4,32 1,9 2,82 65
Аммонит скальный №1 0,95 5,41 1,8 3,08 57
Тротил 1,0 4,19 2,6 2,12 51
Аммонит ПЖВ-20 1,0 3,41 2,3 2,12 62
ТЭН 1,70 5,65 2,80 4,90 86
ЭВВ-75В 1,62 4,77 3,37 3,20 67
Как видно из таблицы, ЭВВ-75В имеет высокую работоспособность при
двукратном расширении продуктов взрыва.
Механическая работа разрыва шейки болтов (штоков). Выполним расчеты
механической работы, совершаемой детонационными устройствами при их
действии, на примере детонационных замков и разрывных болтов, принятых
в штатную эксплуатацию.
Требуемая для разрыва шейки болтов (штоков) этих устройств механичес-
кая работа Лр может быть оценена по усилию разрыва F и общей величине
перемещения основания поршня (штока) при выборе воздушных зазоров и
деформации поршня (штока) и шейки (5 = 8] + 82).
Выполним оценку Ар для приведенных выше детонационных замков:
Замок детонационный «толкающий»:
Ар = F • 8 = 5500(1,12 + 0,5) 10’3 = 8,91 кгс • м = 90 Дж.
Замок детонационный «тянущий»:
Ар = F • 8 = 3200(1,38 + 0,5) • 10“3 = 6,02 кгс • м = 60 Дж.
Работа продуктов взрыва ЭВВ-75В в детонационных устройствах. Рассчи-
таем работу расширения продуктов взрыва зарядов ЭВВ-75В непосредствен-
но в детонационных устройствах разделения А3 по формуле (4.3.2.72), где А
— удельная работа продуктов взрыва при определенной степени их расшире-
ния, кДж/г; р3 — плотность продуктов взрыва в зарядной камере детонаци-
1303
онного устройства в момент окончания совершения механического действия,
г/см3. Для детонационных замков и разрывных болтов — в момент оконча-
ния разрыва шейки болта (штока) по выражению
А3 = Ат,
где т — масса рабочей части заряда ВВ, г.
Замок детонационный «толкающий»:
р3 = 0,63 г/см3, т = 0,204 г,
А = 2,79-[3,37 / (3,37 - 1)] [1 - (0,63 / 2,10)3’371] = 3,74 кДж/г,
А3 = 3,74 0,204 = 0,763 кДж = 763 Дж.
Таким образом, А3 (763 Дж) » Ар (90 Дж — требуемая для разрыва шейки
механическая работа, рассчитанная ранее).
Замок детонационный «тянущий»:
р3 = 0,24 г/см3, т = 0,175 г,
А = 2,79-[3,37 / (3,37 - 1)] [1 - (0,24 / 2,Ю)3 371] = 3,94 кДж/г,
А3 = 3,94 0,175 = 0,690 кДж = 690 Дж.
Таким образом, А3 (690 Дж) » Ар (60 Дж).
Схема расчета зарядов ВВ по работе, необходимой для совершения устрой-
ством требуемого механического действия. Расчет характеристик зарядов эла-
стичных ВВ в детонационных устройствах проводится по следующей схеме:
1. Расчет механической работы, необходимой для совершения устройством
требуемого механического действия (Ар, кДж), на примере детонационных
замков и разрывных болтов:
4=f(Sl+S2),
где F— усилие разрыва, кгс; 62 — перемещение основания поршня или штока
в процессе разрыва шейки устройства (0,5 мм); 5, — определяется по п. 4
схемы расчета зарядов по усилию разрыва.
2. Расчет плотности продуктов взрыва в момент окончания требуемого
механического действия (р3, г/см3) — на примере детонационных замков и
разрывных болтов:
1304
Av2=582, v3 = v2 + Av2, p3 =m/Vy,
где Av2 — увеличение объема зарядной камеры при совершения устройством
требуемого механического действия, см3; v3 — объем зарядной камеры в мо-
мент окончания разрыва шейки, см3. Значения v2, S , т определяются из
схемы расчета зарядов ВВ по усилию разрыва.
3. Расчет работы продуктов взрыва в детонационном устройстве А3.
Удельная работа продуктов взрыва ЭВВ-75В при малых степенях расши-
рения (А, кДж/г) вычисляется по формуле К.К. Шведова:
(
1- —
Ы
где иу., ру. — массовая скорость и плотность продуктов взрыва в точке Жуге;
2
ну — полная энергия единицы массы продуктов взрыва; п — показатель по-
литропы.
Для ЭВВ-75В:
Uj = 1,67 км/с, Ру= 2,10 г/см3, п = 3,37, uj= 1,672 = 2,79 км/с2.
Определяется работа продуктов взрыва заряда ВВ в детонационном уст-
ройстве (А3, кДж):
А3 = Ат,
где т — масса рабочей части заряда ВВ, г.
Рассчитанная работа продуктов взрыва заряда ВВ в детонационном уст-
ройстве Л3 сравнивается с механической работой, необходимой для соверше-
ния устройством требуемого механического действия Ар. Величина А3 долж-
на быть больше А?.
Методика расчета надежности зарядов ЭВВ
и детонационных устройств разделения на их основе
Метод расчета надежности зарядов эластичных ВВ
Поскольку наиболее ответственным элементом детонационных устройств
разделения является сплошной заряд эластичного ВВ сложной конфигура-
ции, имеющий малые размеры и массу, то необходимым условием становит-
ся расчет надежности и полноты детонации указанных нетрадиционных за-
рядов.
1305
Заряды эластичных ВВ в детонационных устройствах поршневого типа
(замках, болтах, чеках, ножах, узлах разгерметизации и др.) сформированы в
зарядных камерах устройств методом «холодного» литья под давлением с
последующим отверждением ЭВВ при повышенной температуре. Заряды
являются практически монолитными. Их пористость составляет 0,2—1%. Они
имеют сложную конфигурацию, включающую следующие элементы: диск,
цилиндр, кольцо.
Наименьшими поперечными размерами этих элементов, определяющими
надежность детонации зарядов, являются:
— толщина диска (Лд « б/д) ,
— диаметр цилиндра (<7Ц « 7Ц),
— толщина стенки кольца (бк « JK),
где Лд, б/д — толщина и диаметр диска; d^.l^ — диаметр и длина удлиненного
цилиндрического заряда; бк , dK — толщина стенки и диаметр кольца.
Суть настоящей методики — расчет минимальных значений указанных по-
перечных размеров для зарядов из ЭВВ (на примере ЭВВ-75В), обеспечива-
ющих заданную надежность (вероятность безотказного срабатывания
Ро = 0,9999997 при доверительной вероятности у = 0,9) и их сравнение с ра-
бочими размерами зарядов [32].
На стадии разработки изделий высокой надежности при ограниченном
числе изделий рекомендуются расчетно-экспериментальные методы опреде-
ления вероятности безотказного срабатывания (ВВС). Для изделий и систем
на основе взрывчатых веществ, в частности эластичных ВВ, наиболее удоб-
ным и широко используемым является метод Босса, предусмотренный
OCT В84-727-87.
Метод Босса основан на анализе функции нормального распределения
(кривой «прочности» R). Согласно ему ВВС заряда ВВ корректно определя-
ется по величине разности между чертежным (рабочим, реальным) значени-
ем диаметра заряда ((2черт) и меньшим, но стабильно детонирующим в серии
опытов диаметром заряда (QH). Известно, что с уменьшением диаметра заря-
да ВВ его надежность уменьшается в связи с действием волн разрежения в
продуктах детонации и приближением к критическому диаметру. Для заря-
дов ВВ сложной формы это относится к наименьшему поперечному размеру
(например, толщине для плоского заряда).
Вероятность безотказного срабатывания заряда определяется по формуле
Ро = F(z), z = «2черт -Л)/[оЛ>у(1 + 0,5л)],
(4.3.2.73)
где F(z) — нормированная функция нормального распределения; R — мате-
матическое ожидание «прочности» (уровень воздействующего фактора, соот-
1306
ветствующий 50% срабатывания); aR — среднее квадратическое отклонение;
п — количество опытов на уровне (2И.
Ро = Дг) находится из таблицы 4.3.2.16.
Таблица 4.3.2.16. Значения F(z)
Z ад
2,33 3,10 3,73 4,26 4,76 5,00 >5,00 0,9901 0,9990 0,99990 0,999990 0,9999990 0,9999997 >0,9999997
Верхняя доверительная граница среднего квадратического отклонения на-
ходится по формуле
<Ч7 = (2и-Лпип)/<3-*)> (4.3.2.74)
где 7?min — максимальный диаметр заряда, при котором происходит 100%
отказа, — минимальный диаметр заряда, обеспечивающий 100% срабаты-
вания.
На практике экспериментально определяются близкие к 7?^ и 0И значе-
ния. В первом приближении в качестве принимается критический диа-
метр заряда. Значения х берутся из справочной таблицы 4.3.2.17.
Таблица 4.3.2.17. Значения х
Y Количество опытов, п
2 3 4 5 6 7 8 9 10 15 20
0,7 -0,12 -0,44 -0,64 -0,79 -0,92 -1,00 -1,08 -1,14 -1,20 -1,43 -1,57
0,8 0,13 -0,40 -0,44 -0,60 -0,72 -0,84 -0,91 -0,98 -1,04 -1,25 -1,44
0,9 0,48 0,09 -0,15 -0,33 -0,47 -0,58 -0,67 -0,75 -0,82 -1,07 -1,23
Математическое ожидание «прочности» R определяется по формуле
Л = еи+^Дт. (4.3.2.75)
Рассчитаем надежность зарядов на примере ЭВВ-75В.
1307
Цилиндрические элементы зарядов
1. Экспериментально определенный критический диаметр детонации от-
крытого заряда ЭВВ-75В составляет 0,5 мм. Опытным путем показано, что в
неразрушаемой толстостенной стальной оболочке (условия нахождения за-
ряда в детонационном устройстве) критический диаметр снижается минимум
в три раза. Таким образом, принимаем 7?min = 0,2 мм (100% отказов).
2. Экспериментально определено (из 20 опытов), что цилиндрические
удлиненные заряды из ЭВВ-75В диаметром 0,4 мм и длиной 20 мм в нераз-
рушаемой толстостенной стальной оболочке детонируют безотказно (100%
срабатывания). Таким образом, принимаем 0И = 0,4 мм.
3. Находим из таблицы 4.3.2.17 значение х (при у= 0,9 и п = 20) х =
= —1,23 и вычисляем среднее квадратическое отклонение:
= <2и - ^min)/(3-х) = (0,4-0,2)/(3-1,23) = 0,0473.
4. Рассчитываем диаметр заряда, соответствующий 50% срабатывания:
R = QK + xcR y = 0,4 -1,23 • 0,0473 = 0,34 мм.
5. Вычисляем минимальный чертежный диаметр заряда, обеспечивающий
заданную надежность:
— (^черт(гшп) /?)/[оЙ7(1 + 0,5л)].
При Ро = 0,9999997 из таблицы 4.3.2.16 выбираем z = 5,00:
5,00 = «2черт(тт) - 0,34) /[0,0473(1 + 0,5- 20)],
откуда G4epr(min) = 0,58 =0,6 мм.
Таким образом, для обеспечения заданной надежности цилиндрические
элементы зарядов ЭВВ-75В в детонационных устройствах должны иметь
диаметр не менее 0,6 мм. С учетом технологических факторов изготовления
каналов в замках и формирования в них зарядов высокого качества рабочий
чертежный диаметр зарядов (2черт составил 2 мм, что полностью гарантирует
их высокую надежность (Ро = 0,9999997).
Плоские элементы зарядов
1. Элементы зарядов ВВ в виде диска и кольца при отношении толщины
к диаметру 1/10 — 1/20 можно считать плоскими. В этом случае /?min = Лк,
где Лк — критическая толщина детонации.
В случае расположения плоского заряда в замкнутой неразрушаемой сталь-
ной оболочке без воздушных зазоров его критическая толщина соизмерима с
критическим диаметром и составляет для ЭВВ-75В приблизительно 0,15 мм.
1308
Для открытого плоского заряда из ЭВВ-75В, расположенного на толстостен-
ной стальной плите, йк = 0,3 мм. Таким образом, принимаем 7?min = 0,15 мм.
2. Экспериментально доказано (также из 20 опытов) безотказное 100%-ное
срабатывание плоских зарядов из ЭВВ-75В толщиной 0,3 мм, сформирован-
ных без зазоров в толстостенной неразрушаемой стальной камере. Таким
образом, принимаем (2И = 0,3 мм.
3. Находим из таблицы 4.3.2.17 значение х (при у = 0,9 и п = 20) х= —1,23
и вычисляем среднее квадратическое отклонение:
ая,у= (0,3 - 0,15) / (3 + 1,23) = 0,0355.
4. Рассчитываем толщину заряда, соответствующую 50% срабатывания:
R = 0,3 - 1,23-0,0355 = 0,26 мм.
5. Вычисляем минимальную чертежную толщину плоского заряда, обес-
печивающую заданную надежность (Ро = 0,9999997 при у= 0,9),
5,00 = (04epT(min) - 0,26) / [0,0355(1 + 0,5-20)],
откуда <24epT(min) = °’44 мм-
Таким образом, плоские элементы зарядов ЭВВ-75В (диск и кольцо) в
детонационных устройствах должны иметь толщину не менее 0,5 мм. С уче-
том технологических факторов формирования зарядов высокого качества в
зарядных камерах рабочая чертежная толщина плоских элементов зарядов 0черт
составила 1,0—2,0 мм, что полностью гарантирует их высокую надежность
(Ро = 0,9999997).
Режим детонации зарядов
В связи с малыми размерами зарядов ЭВВ в детонационных устройствах
естественно возникает вопрос о режиме их детонации (идеальный или неиде-
альный). Желательно для столь ответственных изделий проектировать заря-
ды, детонирующие в идеальном (близком к идеальному) режиме, обеспечи-
вающем полную реализацию энергетического потенциала ВВ и максималь-
ные значения параметров его детонации (скорость, давление и плотность
продуктов взрыва, теплота и температура взрыва), которые определяют эф-
фективность действия детонационных устройств. Кроме того, идеальный
режим детонации зарядов ЭВВ является наиболее стабильным, при котором
параметры процесса не зависят от незначительного разброса размеров заря-
дов, определяемого допусками в размерах зарядной камеры детонационных
устройств.
Условием обеспечения идеального режима детонации зарядов является
превышение рабочего чертежного диаметра (для цилиндрических элементов)
1309
или рабочей чертежной толщины (для плоских элементов) над значением
предельного диаметра (предельной толщины) детонации ВВ [32]:
^черт > ^пр (^пр)'
Величина Jnp (йпр) для открытых зарядов определяется по приведенной
ранее формуле (4.3.2.33):
^- = 1,15—,
где DH — идеальная скорость детонации, соответствующая Jnp; q, h — коэф-
фициенты, определяемые дисперсностью ВВ, степенью его разбавления инер-
тной добавкой и пористостью заряда.
Значения коэффициентов q и h находятся из уравнений (4.3.2.34) и
(4.3.2.35):
9=Л1+^В+ЭД;
h = /I2 +0,1/ + ’
где 7 — средний размер частиц ВВ, мм; г)в — объемная доля воздуха в заря-
де, ъв = 1 -Ро/Рщах (Ро— плотность заряда, г/см3, ртах — максимальная
плотность ВК, г/см3); ид — объемная доля добавки (смеси добавок) в ВК,
Рр
т> _ —max. (р _ массовая доля добавки в ВК, рд — плотность добавки, г/см3),
Рд
для индивидуальных ВВ 1>д = 0; А\, Вх, Ср А2, В2, С2, у — коэффициенты,
значения которых зависят от объемных долей воздуха, и добавки приведены
в таблицах 4.3.2.10 и 4.3.2.11.
Рассчитаем величины </пр (йпр) на примере ЭВВ-75В.
Для ЭВВ-75В указанные в формулах (4.3.2.33)—(4.3.2.35) характеристики
рассчитываются из следующих выражений:
1. Средний размер частиц ТЭНа
I = 6 /Ркк^р , где р^ — плотность монокристалла ТЭНа (1,77 г/см3);
5ср — средняя удельная поверхность ТЭНа (4000 см2/г).
I = 6 / 1,77-4000 = 8,5-10-4 см = 8,5-10 3 мм = 8,5 мкм.
1310
2. Объемная доля воздуха в заряде
vB= 1 - р0/ртах,где р0 —плотностьзарядаЭВВ-75В( 1,62г/см3); ртах —
максимальная плотность состава, г/см3.
1/ртах = ДС'//р/), где Ср р, — массовые доли и плотности компонентов
состава, приведенные в таблице 4.3.2.18,
1/ртах= 0,80 /1,77 + 0,15 /0,96 + 0,05/19,3 = 0,6107,
откуда ртах = 1,637 г/см3, vB = I — 1,62 /1,637 = 0,01.
Таблица 4.3.2.18. Содержание компонентов в ЭВВ-75В
Компоненты ТЭН Связующее Вольфрам
с, 0,80 0,15 0,05
Р/, г/см3 1,77 0,96 19,3
3. Объемная доля инертных добавок в зарядах ЭВВ-75В
VA=Z(C/Po/Pi)-
В составе ЭВВ-75В инертными добавками являются полимерное органи-
ческое связующее и порошкообразный вольфрам.
уд = 0,15 1,62 / 0,96 + 0,05-1,62 /19,3 = 0,253 + 0,004 = 0,257.
Далее рассчитываем коэффициенты q, h по формулам (4.3.2.34), (4.3.2.35).
Значения коэффициентов Л,, Вх, С,, А2, В2, С2, у выбираем из таблиц 4.3.2.10,
4.3.2.11:
q = 1,01+ 0,233-0,01 + 0,0186-0,257 = 1,0171,
А = 0,02 + 0,1-0,0085 + 0,9-0,01 + 0,058-0,257 = 0,0448.
По формуле (4.3.2.33) вычисляем значения dnp и Апр для открытых цилин-
дрических и плоских зарядов ЭВВ-75В. Критический диаметр (толщина) де-
тонации открытых зарядов ЭВВ-75В составляет соответственно 0,5 мм и
0,3 мм [8, 9]:
Jnp / 0,5 = 1,15-0,0448 / (1,0171 - 1) = 3,0, отсюда Jnp = 1,5 мм;
Апр / 0,3 = 3,0, отсюда Апр = 0,9 мм.
Рабочий диаметр (толщина) зарядов (2черт составляет 2,0 и (1,0—2,0 мм)
соответственно. Учитывая также благоприятные условия детонации зарядов
1311
(расположение их без воздушных зазоров в толстостенной неразрушаемой
металлической оболочке), резко снижающие химические потери, можно ут-
верждать, что детонация зарядов ЭВВ-75В в детонационных устройствах
осуществляется в идеальном режиме.
Проведенные нами эксперименты также подтвердили, что открытые (без
оболочки) цилиндрические заряды диаметром 2 мм и плоские заряды тол-
щиной 1 мм детонируют с максимальной для ЭВВ-75В скоростью детонации
(7300 м/с при плотности зарядов 1,62 г/см3).
Методика расчета надежности детонационных замков
Ниже приводится методика расчета на примере детонационного замка
поршневого типа («толкающего») ЛГ-4316-10, снаряженного ЭВВ-75В. Ра-
бочая часть заряда включает следующие элементы: диск диаметром 11 мм,
толщиной 1,2 мм; цилиндр диаметром 2 мм, длиной 6 мм (три диа-метра
цилиндра); усеченный конус (переходный элемент между диском и цилинд-
ром): dl = 2 мм, d2 = 4 мм, h =1 мм. Усилие разрыва замка 5500 кгс.
а) Надежность разрыва шейки штока замка при срабатывании заряда
ЭВВ- 75В
Рассчитанные по методике в п. «Схема расчета зарядов ВВ по заданному
усилию для совершения устройством требуемого механического действия» ха-
рактеристики замка составляют: давление Р2 =3466 кг/см2, развиваемое уси-
лие Fpac4 = 8815 кгс. Отсюда k = / F= 8815/5500 = 1,60. Таким образом,
спроектированный заряд ЭВВ-75В для детонационных замков ЛГ-4316-10
обеспечивает заданное усилие разрыва шейки штока замка с расчетным ко-
эффициентом запаса 1,60.
Из расчетов работоспособности спроектированного заряда ЭВВ-75В по
методике п. «Схема расчета зарядов ВВ по работе, необходимой для соверше-
ния устройством требуемого механического действия» Л3 и необходимой ме-
ханической работы для разрыва шейки штока замка Ар получили следующие
значения:
4 = 83 Дж, Л3 = 880 Дж, Л3 » 4.
Таким образом, продукты взрыва спроектированного заряда ЭВВ-75В при
своем расширении в замке детонационном способны совершить работу, на-
много большую (более чем в три раза), чем работа, необходимая для разрыва
шейки штока замка. Это обеспечивает ВБР разрыва шейки штока замка при
срабатывании заряда ЭВВ-75В, равную 0,9999997.
б) Надежность инициирования зарядов ЭВВ-75В транерами
Расчетно-экспериментальным путем определялась надежность иницииро-
вания зарядов ЭВВ-75В транерами (два транера).
Воздушный зазор между транером и зарядом ЭВВ-75В был увеличен в три
раза и составил 10,5 мм (при чертежном зазоре 3,5 мм). В этих условиях
проводилось 10 испытаний. Полученное при этом 100%-ное срабатывание
1312
обеспечивает надежность инициирования зарядов замка транерами и наобо-
рот — инициирование транеров зарядами замка. Отсюда Р> 0,9999997, что
соответствует требованию ТЗ.
в) Надежность замков детонационных
На основании полученных результатов рассчитаем надежность (ВБР) замка
детонационного ЛГ-4316-10 в целом Рзд:
где Р] = 0,9999997 — ВБР сплошного фигурного заряда ЭВВ-75В замка (рас-
чет по методике п. «Метод расчета надежности зарядов эластичных ВВ»)',
Р2 = 0,9999997 — ВБР передачи детонации от транеров заряду ЭВВ-75В зам-
ка; Р3 = 0,9999997 — ВБР разрыва шейки штока замка при срабатывании
заряда ЭВВ-75В:
Рзд = 0,99999974 = 0,9999988.
Таким образом, надежность замка детонационного ЛГ-4316-10 составляет
РЗЛ = 0,9999988, что обеспечивает требование технического задания (не ме-
нее 0,9999). Надежность аналогичных болтов разрывных и замков детонаци-
онных, находящихся в штатной эксплуатации, составляет 0,99999.
Методика расчета надежности трансляторов детонации
Детонационную цепь транслятора детонации неразрушаемого (транера)
образуют шнуровой заряд из ЭВВ «Транелит» и заряды-усилители, содержа-
щие взрывчатые вещества: ЭВВ-75В и ПК-92В.
Работа транера состоит из следующих процессов, по которым производятся
расчеты надежности:
1. Детонация комбинированного заряда из состава ПК-92В в алюминие-
вом колпачке (заряд состоит из высокоплотной и низкоплотной частей).
Обозначим ВБР заряда Р(.
ВБР комбинированного заряда из состава ПК-92В в алюминиевом кол-
пачке определяется из соотношения экспериментально установленного кри-
тического диаметра детонации состава dKp и рабочего диаметра заряда.
Р] >0,9999997, так как опытное значение dKp менее 0,5 мм, а рабочий ди-
аметр заряда 4,5 мм (т.е. </черт » dKp, более чем в три раза).
2. Передача детонационного импульса от низкоплотной части заряда из
состава ПК-92В к кольцевому заряду из ЭВВ-75В. ВБР передачи импульса
обозначим Р2.
Надежность передачи импульса от заряда ПК-92В к кольцевому заряду
ЭВВ-75В Р2 определяется путем инициирования ЭВВ-75В зарядом ПК-92В
уменьшенной (до 0,74 г/см3) плотности (плотность штатного заряда 1,0 г/см3).
Di0 = 5420 м/с, отсюда детонационное давление Pi 0 = 79,34 кбар;
£>074 = 4610 м/с, отсюда детонационное давление Р074 = 44,44 кбар.
1313
Тогда при т= const
р12о •т / ро274 •х = 79’342 / 44,442 = 3,18,
т.е. при уменьшении импульса ~ в три раза заряд ЭВВ-75В должен надежно
инициироваться зарядом ПК-92В, следовательно, Р2>0,9999997.
3. Детонация кольцевого заряда из ЭВВ-75В в бакелитовой втулке (ВБР
обозначим Р3).
ВБР кольцевого заряда из ЭВВ-75В определяется из соотношения экспе-
риментальной критической толщины ЭВВ-75В йкр и рабочей толщины заря-
да. Р3>0,9999997, так как экспериментальный dKp состава равен 0,5 мм, со-
ответственно, йкр — 0,3 мм, а рабочая толщина стенки кольцевого заряда равна
1,0 мм (т.е. Лчерт » Лкр, более, чем в три раза).
4. Передача детонационного импульса от кольцевого заряда из ЭВВ-75В к
шнуровому заряду из ЭВВ «Транелит» в медной оболочке (удлиненному за-
ряду — УЗ). ВБР обозначена Р4.
Надежность передачи импульса от кольцевого заряда ЭВВ-75В к удлинен-
ному заряду — УЗ определяется экспериментально по уменьшенной в три раза
длине заряда ЭВВ-75В (/= 1 мм вместо рабочей 1= 3 мм). Все 10 опытов дали
положительные результаты, таким образом, Р4> 0,9999997.
5. Детонация шнурового заряда из ЭВВ «Транелит» в медной оболочке (УЗ)
(ВБР - Р5).
ВБР заряда из ЭВВ «Транелит» в медной оболочке (УЗ) определяется рас-
четно-экспериментальным путем по методу Босса (формулы (4.3.2.73)—
(4.3.2.75):
ро = F(z), Z = «2черт - R)/[оR;Т(1 + 0,5л)],
<Чт=(<2и-Япш)/<3-Х)’ R = Qn+XCR,y
Приведем следующие характеристики:
= 0, так как оказалось практически невозможным определить диаметр
заряда ЭВВ «Транелит» в медной оболочке, при котором фиксируются отка-
зы детонации (dKp открытого заряда 0,2 мм, теоретическая оценка dKp заряда
в медной оболочке 0,05—0,07 мм); QH = 0,15 мм (100 %-ное срабатывание
зарядов диаметром 0,15 мм в медной трубке с наружным диаметром 0,8 мм);
0черт = 0,6—0,7 мм (рабочий диаметр заряда в транерах).
од>т= (0,15 - 0) / (3 + 1,04) = 0,0371;
Р= 0,15 - 1,04-0,0371 = 0,1114 мм;
z= (0,6 - 0,1114) / [0,0371 (1 + 1/20)] = 12,6.
Отсюда по таблице 4.3.2.16 находим Р5 > 0,9999997.
1314
6. Передача детонационного импульса от шнурового заряда из ЭВВ «Тра-
нелит» в медной оболочке (УЗ) к низкоплотной части заряда из состава ПК-
926 (ВБР - Р6).
Надежность передачи детонационного импульса от заряда из ЭВВ «Тра-
нелит» в медной оболочке (УЗ) к низкоплотной части заряда из состава ПК-
926 определяется при испытаниях изделий с уменьшенной длиной отрезка
УЗ в заряде из ПК-92В. Показано, что при уменьшении длины отрезка УЗ в
три раза (до 1,3 мм) наблюдается надежное инициирование заряда ПК-92В
(боковое инициирование), что обеспечивает Р6> 0,9999997.
Установлено также, что торцевое инициирование удлиненным зарядом (УЗ)
также обеспечивает устойчивую детонацию заряда ПК-92В, что дополнитель-
но повышает надежность работы стыка указанных зарядов.
7. Детонация комбинированного заряда из состава ПК-92В в алюминие-
вом колпачке (ВБР заряда /^>0,9999997).
На основании выполненных расчетов находим надежность транера в це-
лом Рт: Рт = Р}Р2Р3Р4Р5Р6Р},
Рт = 0,99999977 = 0,9999979.
Таким образом, надежность транеров типа ЛГ-4316-100 и др. составляет
Рт = 0,9999979, что обеспечивает требование ТЗ.
Методика расчета надежности узлов инициирования
а) Надежность заряда в узле инициирования. В узле инициирования типа
ЛГ-4316-150 сформирован фигурный монолитный заряд из ЭВВ-75В, содер-
жащий цилиндрические и плоские элементы. Цилиндрические элементы
имеют диаметр 2,0—5,0 мм, а плоские имеют толщину 1,5—2,5 мм.
Как показано в п. «Метод расчета надежности зарядов эластичных В В»,
для обеспечения заданной надежности Ро = 0,9999997 цилиндрические эле-
менты зарядов ЭВВ-75В в детонационных устройствах должны иметь диа-
метр не менее 0,6 мм. С учетом технологических факторов изготовления
каналов в узлах инициирования и формирования в них зарядов высокого
качества рабочий чертежный минимальный диаметр зарядов 0черт составля-
ет 2,0 мм, что полностью гарантирует их заданную высокую надежность. Для
обеспечения заданной надежности Ро = 0,9999997 плоские элементы зарядов
ЭВВ-75В (диск и кольцо) в детонационных устройствах должны иметь тол-
щину не менее 0,5 мм. С учетом технологических факторов изготовления
камер в узлах инициирования и формирования в них зарядов высокого каче-
ства рабочая чертежная минимальная толщина зарядов 0черт составляет 1,5
мм, что полностью гарантирует их заданную высокую надежность.
Так как фигурный заряд из ЭВВ-75В является сплошным и не имеет сты-
ков, его ВБР составляет 0,9999997. Заряд детонирует в идеальном режиме.
1315
б) Надежность инициирования зарядов ЭВВ электродетонаторами. Расчет-
но-экспериментальным путем определялась надежность инициирования за-
рядов ЭВВ-75В электродетонаторами типа ЭД-У-1.
Воздушный зазор между ЭД-У-1 и зарядом ЭВВ-75В был увеличен в три
раза и составил 10,5 мм (при чертежном зазоре 3,5 мм). В этих условиях
проводилось 10 испытаний. Полученное при этом 100%-ное срабатывание
обеспечивает надежность инициирования зарядов электродетонаторами
ЭД-У-1: Р> 0,9999997.
в) Надежность узлов инициирования. Рассчитаем надежность узла иници-
ирования типа ЛГ-4316-150, включающего электродетонатор ЭД-У-1:
Р = р .р .р
Гуи Г\ Г2 ГУ>
где Рх — надежность заряда ЭВВ-75В в узле инициирования, Рх = 0,9999997;
Р2 — надежность электродетонатора ЭД-У-1 (принимаем равным на-
дежности транера, Р2 = РТ = 0,9999979); Р3 — надежность инициирования
заряда ЭВВ-75В электродетонатором ЭД-У-1, Р3 = 0,9999997:
Руи = РХР2Р3= 0,99999970,9999979 0,9999997 = 0,9999973.
Таким образом, надежность узла инициирования типа ЛГ-4316-150 состав-
ляет Р = 0,9999973, что обеспечивает требование технического задания (не
менее 0,9999).
Литература
1. Котомин А.А., Ефанов В.В., Душенок С.А., Тимофеев В.Н. Проблема
снижения динамического воздействия на космические аппараты при сраба-
тывании взрывных систем разделения // Фундаментальные и прикладные
проблемы космонавтики. 2001. № 4. С. 34-39.
2. Ефанов В.В., Горовцов В.В., Котомин А.А., Душенок С.А. Современ-
ные системы детонационной автоматики космических аппаратов: проблемы,
решения, основы проектирования // Фундаментальные и прикладные про-
блемы космонавтики. 2002. № 8. С. 37-41.
3. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В. Эластичные взрывчатые
материалы для аэрокосмической техники // НПО им. С.А. Лавочкина, Рос-
сийская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. науч. тр. Вып.2.
- М., 2000. С. 155-162.
4. Котомин А.А. Взрывчатые вещества в системах пироавтоматики лета-
тельных аппаратов // Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолков-
ского. Сб. научн. тр. Вып. 5. — М., 2004. С. 204-220.
5. Котомин А.А., Душенок С.А., Козлов А.С., Ефанов В.В.Современные и
перспективные высокоэнергетические материалы в системах детонационной
автоматики аэрокосмических аппаратов // Полет. 2005. № 8. С. 51-60.
1316
6. Котомин А.А., Душенок С.А., Козлов А.С., Ефанов В.В. Эластичные
взрывчатые материалы в системах разделения космических аппаратов //
Перспективные материалы и технологии для ракетно-космической техники
/ Под ред. А.А. Берлина и И.Г. Ассовского. — М.: ТОРУС ПРЕСС, 2007. Т. 3.
С. 256-266.
7. Efanov V.V., Gorovtsov V.V., Podobedov Ya.G., Kotomin A.A., Dushenok
S.A. New generation of detonation devices for spacecrfat structure separation (design
foundations) // Russian-American scientific Journal «Actual problems of aviation
and aerospace systems: processes, models, experiment». 2007. Vol. 12. No. 3(25).
P. 25-30.
8. Котомин A.A. Эластичные взрывчатые материалы // Российский хими-
ческий журнал. 1997. Т. 41. № 4. С. 89-101.
9. Котомин А.А., Душенок С.А., Козлов А.С. Эластичные взрывчатые ве-
щества для аэрокосмической техники: основы построения, свойства, приме-
нение // Тр. межд. конф. «IX Харитоновские тематические научные чтения».
- Саров, 12-16 марта 2007 г. С. 124-130.
10. Воскобойников И.М., Котомин А.А. Расчет параметров детонации
смесей взрывчатых веществ с инертными добавками // ФГВ. 1985. № 5.
С. 93-97.
11. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В. Параметры детонации ге-
терогенных взрывчатых композиций, предназначенных для систем разделе-
ния космических аппаратов // НПО им. С.А. Лавочкина, Российская акаде-
мия космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. научн. тр. Вып. 4. — М., 2002.
С. 97-107.
12. Котомин А.А., Широкова Н.П., Душенок С.А., Брешев Е.Н., Ефанов
В.В., Горовцов В.В. Давление детонации зарядов ВВ, применяемых в систе-
мах разделения космических аппаратов // Вестник ФГУП «НПО им.
С.А. Лавочкина». 2010. № 3. С. 27-35.
13. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В., Козлов А.С. Регулирова-
ние параметров эффективности высокоэнергетических материалов, применя-
емых в системах детонационной автоматики космических аппаратов // По-
лет. 2013. № 2. С. 11-23.
14. Котомин А.А. Исследование неидеальной скорости детонации смесе-
вых ВВ. Материалы межд. конф. «Ударные волны в конденсированных сре-
дах». — СПб., октябрь 2000 г. С. 45-47.
15. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В. Исследование детонацион-
ной способности эластичных ВВ, используемых в системах разделения кос-
мических аппаратов // НПО им. С.А. Лавочкина, Российская академия кос-
монавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. науч. тр. Вып. 4. — М., 2002, С. 122-
132.
16. Котомин А.А., Душенок С.А., Козлов А.С. Критические диаметры
детонации гетерогенных взрывчатых систем. Материалы межд. конф. «Удар-
1317
ные волны в конденсированных средах». — СПб., 18-23 июля 2004 г.
С. 97-100.
17. Котомин А.А., Козлов А.С., Душенок С.А. Исследование детонацион-
ной способности энергоемких гетероциклических соединений // Химичес-
кая физика. 2007. Т. 26. №12. С. 5-7.
18. Котомин А.А., Душенок С.А., Козлов А.С. Критические диаметры
детонации взрывчатых композиций с органическими и неорганическими
инертными компонентами. «Экстремальные состояния вещества. Детонация.
Ударные волны». Труды межд. конф. «XI Харитоновские тематические науч-
ные чтения». — Саров, 16-20 марта 2009г. С. 11-16.
19. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В., Трапезников М.А., Коз-
лов А.С., Горовцов В.В. Критические диаметры детонации взрывчатых мате-
риалов, используемых в системах разделения космических аппаратов // Ве-
стник ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина. 2010. № 1. С. 24-31.
20. Горовцов В.В., Ефанов В.В., Душенок С.А., Котомин А.А., Моишеев
А.А. Разработка безосколочных разрывных болтов и детонационных замков
систем разделения космических аппаратов // НПО им. С.А. Лавочкина, Рос-
сийская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. науч. тр. Вып. 2.
- М., 2000. С. 144-147.
21. Котомин А.А., Ефанов В.В., Душенок С.А., Тимофеев В.Н. Низкоим-
пульсные пиромеханические устройства разделения для системы коллективно-
го спасения пассажиров и экипажей самолетов // Полет. 2003. № 9. С. 14-20.
22. Горовцов В.В., Ефанов В.В., Королева Т.В., Сутугин С.Е., Душенок
С.А., Котомин А.А., Тохтуев С.Г. Устройство для быстрого разделения час-
тей космического аппарата или ракетного блока. Патент РФ на изобретение
RU 2321 527 С1. Опубл.: 10.04.2008. Бюл. № 10.
23. Душенок С.А., Котомин А.А., Ефанов В.В., Горовцов В.В. Создание
неразрушаемых трансляторов детонации // НПО им. С.А. Лавочкина, Рос-
сийская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. научн. тр. Вып.
2. - М., 2000. С. 150-154.
24. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В. Новое поколение систем
детонационной автоматики космических аппаратов на основе высокоэнерге-
тических эластичных материалов // Известия Санкт-Петербургского государ-
ственного технологического института (технического университета). 2010.
№ 9(35). С. 69-74.
25. Душенок С.А., Ефанов В.В., Котомин А.А., Куприков М.Ю. и др.
Система коллективного спасения пассажиров и экипажа самолетов / Под ред.
А.М. Матвеенко, В.В. Малышева. — М.: Изд-во МАИ, 2004. — 196 с.
26. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В., Горовцов В.В. Системы
разделения на основе эластичных ВВ универсального космического разгон-
ного блока «Фрегат». Материалы межд. конф. «Ударные волны в конденси-
рованных средах». — СПб., 3-8 сентября 2006 г. С. 243-246.
1318
27. Ефанов В.В., Горовцов В.В., Котомин А.А., Душенок С.А. Детонаци-
онные устройства и системы разделения универсального космического раз-
гонного блока «Фрегат» // Полет. 2010. № 2. С. 8-14.
28. Дубнов Л.В., Бахаревич Н.С., Романов А.И. Промышленные взрывча-
тые вещества. — М.: Недра, 1988. — 358 с.
29. Андреев С.Г., Бабкин А.Б., Баум Ф.А. и др. Физика взрыва / Под ред.
Л.П. Орленко: В 2 т. Т. 1. — М.: Физматлит, 2002. — 824 с.
30. Челышев В.П., Шехтер Б.И., Шушко Л.А. Теория горения и взрыва.
- М.: МО СССР, 1970. - 521 с.
31. Шведов К. К. Физика горения и взрыва. Об определении работоспо-
собности взрывчатых веществ. 1984. Т. 20. № 3. С. 60-64.
32. Котомин А.А., Душенок С.А., Ефанов В.В., Горовцов В.В., Заручевс-
кий А.А. Надежность средств детонационной автоматики на основе эластич-
ных ВВ в системах разделения космических аппаратов // НПО им. С.А. Ла-
вочкина, Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб.
науч. тр. Вып. 3. — М., 2001. С. 204-211.
А.А. Котомин, С.А. Душенок,
СКТБ «Технолог»
В.В. Ефанов,
НПО им. С.А. Лавочкина
1319
ЕЮ ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Система обеспечения теплового режима (СОТР) наряду с другими систе-
мами космических аппаратов является одной из важнейших систем обеспе-
чения жизнеспособности КА. Основное ее назначение — поддержание в те-
чение всего назначенного срока существования КА температуры элементов
его конструкции, приборов служебной и научной аппаратуры в диапазоне,
обеспечивающем штатное, безаварийное функционирование их и КА в це-
лом.
Задачей проектирования СОТР космического аппарата является выбор её
схемы, элементного состава, конструкционной, физической и тепловой вза-
имосвязи этих элементов, а также определение теплоэнергетических парамет-
ров системы, позволяющих обеспечивать необходимый тепловой режим в
течение всего срока эксплуатации КА.
Одновременно с этим в процессе проектирования СОТР устанавливается
порядок управления ее элементами, узлами и агрегатами, обеспечивающий
надежное поддержание температурного состояния всех систем и составляю-
щих узлов и элементов КА в требуемом диапазоне температур на всех этапах
его эксплуатации. Например, для искусственного спутника Земли (ИСЗ)
заданный тепловой режим должен обеспечиваться при проведении электри-
ческих проверок и испытаний, хранении и транспортировке, отработке на
техническом комплексе при подготовке к пуску, нахождении на старте, ат-
мосферном участке полета и орбитальном функционировании.
Особенностью СОТР необходимо признать тот факт, что кроме основных
подсистем, агрегатов и узлов ее элементами следует считать и всю совокуп-
ность точек конструкции КА. То есть коммуникациями СОТР, передающи-
ми тепло от элемента к элементу одним из способов теплообмена — тепло-
проводностью, излучением, теплоотдачей через газовую или жидкостную среду
— служат все материальные точки КА. Поэтому любое повреждение конст-
рукции КА неминуемо приводит к изменению температурного состояния.
Изложенные соображения свидетельствуют о первостепенном значении
СОТР в жизнеобеспечении космических аппаратов.
Основными расчетно-теоретическими стадиями проектирования СОТР КА
являются:
— анализ конструктивно-компоновочного исполнения, назначения и ус-
ловий функционирования проектируемого КА, исследование энергети-
ческих характеристик, баллистических параметров, режимов ориента-
ции и циклограмм работы аппаратуры и оборудования КА;
— изучение результатов расчётов, экспериментальной отработки и полётов
изделий-аналогов, анализ имеющихся средств обеспечения режима;
1320
— анализ массово-габаритных характеристик агрегатов КА, приборов слу-
жебного и научного назначения, режимов их работы и требований к ди-
апазону допустимых температур;
— выбор на основе проведенного анализа структуры СОТР;
— математическое моделирование теплового режима КА, проведение рас-
четного определения температурного состояния конструкции КА и всех
его элементов, обеспечиваемого выбранной СОТР на всех режимах фун-
кционирования;
— выбор и оптимизация параметров СОТР.
На заключительной стадии проектирования СОТР КА во время тепло-
вакуумных испытаний (ТВИ) проводится проверка прогнозируемого в рас-
четах распределения температуры по конструкции КА, подтверждается на-
хождение каждого объекта из агрегатно-приборного оснащения КА в задан-
ном требованиями диапазоне температур.
С проблемой разработки СОТР и системы терморегулирования (СТР)
создатели КА столкнулись уже при реализации проектов первых ИСЗ, содер-
жащих простейшие СТР. По мере дальнейшего усложнения космической
техники совершенствовались СТР и СОТР, расширялся ассортимент исполь-
зуемых в их составе элементов, узлов и агрегатов, соответствующих текуще-
му состоянию науки и техники.
4.4.1. Тепловой режим, система обеспечения теплового
режима КА. Системный подход к тепловому проектированию КА
Основной общий принцип системного подхода при проектировании СОТР
заключается в рассмотрении частей исследуемого явления или сложной си-
стемы с учетом их взаимодействия. Системный подход включает в себя вы-
явление структуры системы, типизацию связей, определение атрибутов, анализ
влияния внешней среды, формирование модели системы, исследование мо-
дели и, возможно, оптимизацию ее структуры и функционирования.
В теории систем и системотехнике базовыми являются следующие поня-
тия:
Система — множество элементов, находящихся в отношениях и связях
между собой.
Элемент — такая часть системы, представление о которой нецелесообраз-
но подвергать при проектировании дальнейшему членению.
Сложная система — система, характеризуемая большим числом элемен-
тов и, что наиболее важно, большим числом взаимосвязей элементов. Слож-
ность системы определяется также видом взаимосвязей элементов, свойствами
целенаправленности, целостности, членимости, иерархичности, многоаспек-
тности. Очевидно, что современные СОТР КА являются сложными в силу
наличия у них перечисленных свойств и признаков.
1321
COTP KA представляет собой комплекс взаимосвязанных подсистем и
элементов оборудования, а также инженерно-технических мероприятий про-
странственного и функционально-временного взаимодействия, предназначен-
ных для обеспечения соответствующих тепловых, скоростных и влажностных
параметров с целью поддержания заданных условий эксплуатации аппарату-
ры, элементов конструкции и оборудования на всех этапах эксплуатации КА
[1]. СОТР, являясь одной из основных систем, обеспечивающих нормальные
эксплуатационные условия для элементов конструкции, аппаратуры и обо-
рудования КА, наряду со специальными агрегатами, устройствами и средства-
ми обеспечения теплового режима, входящими в ее состав, для обеспечения
заданного теплового режима термостатируемого объекта функционально
включает в себя и определенные свойства термостатируемого объекта (тер-
мические сопротивления элементов конструкции, теплоемкости конструкции
и оборудования, определенная конфигурация и форма КА, режимы работы
аппаратуры и т.д.). В организации заданного теплового состояния КА уча-
ствует не только СОТР, но и все элементы космического аппарата: прибор-
ные отсеки, топливные баки, силовая конструкция, аппаратура, оборудова-
ние и т.д.
При рассмотрении СОТР вне связи с космическим аппаратом утрачива-
ется свойство целостности системы. Вышеперечисленное обуславливает тес-
ную взаимосвязь между процессом проектирования и разработки всего КА и
его системы обеспечения теплового режима. Поэтому, несмотря на то, что
объектом проектирования является СОТР, объектом анализа является теп-
ловой режим объекта терморегулирования (космического аппарата или его
фрагмента). Следует отметить, что под тепловым режимом космического
аппарата или его элементов понимается последовательность во времени со-
вокупности физических состояний, определяемых значениями температуры,
подвижности (скорости движения среды) и их градиентов, величинами и
направлением конвективных, кондуктивных и лучистых тепловых потоков.
Учитывая взаимосвязь между процессами проектирования и разработки
всего КА и его системы обеспечения теплового режима, отдельное техничес-
кое задание на СОТР, как правило, не разрабатывается. Все требования по
обеспечению заданных температурных условий эксплуатации элементов кон-
струкции, аппаратуры и оборудования, а также ограничения на выходные
параметры средств обеспечения теплового режима (масса, энергопотребле-
ние, габариты и т.д.) отражаются в ТЗ на КА. С учетом этих требований и
ограничений осуществляется выбор средств обеспечения теплового режима,
которые после интеграции в состав КА совместно с конструкцией и обору-
дованием и при функциональном взаимодействии с частью аппаратуры КА
и образуют систему обеспечения теплового режима данного космического
аппарата.
1322
Интерпретация и конкретизация системного подхода при тепловом про-
ектировании КА позволяет рассматривать как компоненты системотехники
структурный, блочно-иерархический, объектно-ориентированный подходы.
При структурном подходе как разновидности системного требуется син-
тезировать варианты системы обеспечения теплового режима из компонен-
тов (блоков) и оценивать варианты при их частичном переборе с предвари-
тельным прогнозированием характеристик компонентов.
Для всех подходов к проектированию СОТР КА характерны также следу-
ющие особенности:
— структуризация процесса теплового проектирования, выражаемая де-
композицией проектных задач и документации, выделением стадий, эта-
пов, проектных процедур;
— итерационный характер теплового проектирования КА;
— типизация и унификация проектных решений и средств проектирова-
ния СОТР.
Задачи теплового проектирования КА
и основные стадии проектирования и разработки СОТР
Обеспечение теплового режима КА на всех стадиях эксплуатации являет-
ся серьезной комплексной технической проблемой, от решения которой в
значительной мере зависят эффективность и качество выполнения космичес-
ким аппаратом целевой задачи.
Задачей теплового проектирования КА является выбор схемы, элементного
состава, физической и тепловой взаимосвязи этих элементов, а также опре-
деление теплоэнергетических параметров системы обеспечения теплового
режима КА. Одновременно с этим в процессе проектирования СОТР уста-
навливается порядок управления ее элементами, узлами и агрегатами, обес-
печивающий надежное поддержание температурного состояния всех систем
КА в требуемом диапазоне температур при всех условиях функционирования
данного КА.
В процессе проектирования СОТР проходит те же стадии разработки, что
и весь космический аппарат. В общем случае выделяют стадии научно-ис-
следовательских работ, технического предложения, эскизного проекта, тех-
нического, рабочего проектов, испытаний опытных образцов или опытных
партий. Очевидно, что по мере перехода от стадии к стадии степень прора-
ботки СОТР возрастает, и уже по окончании стадии рабочего проекта облик
СОТР должен быть вполне достаточным для комплектации опытных образ-
цов КА, предназначенных для наземной экспериментальной отработки. В
соответствии с действующей нормативной документацией опытные образцы
космической техники подлежат наземной тепловакуумной отработке.
Наземная тепловакуумная отработка КА представляет собой совокупность
расчетно-экспериментальных работ, включающих расчетные работы по оп-
1323
ределению тепловых воздействий на объект испытаний и формированию
режимов тепловакуумных испытаний, тепловакуумные испытания, а также
расчетные работы по анализу результатов испытаний и идентификации ус-
ловий эксперимента и штатных условий эксплуатации. Подробнее вопросы
проведения расчетных работ и экспериментальной отработки теплового ре-
жима КА и его составных частей рассмотрены ниже.
Блочно-иерархический подход к вопросам
теплового проектирования
Космический аппарат, являясь сложной системой, обладает иерархично-
стью — свойством, выражающим возможность и целесообразность его иерар-
хического описания, т.е. представления в виде нескольких уровней, между
компонентами которых имеются отношения целое—часть. Рассмотрим струк-
турную схему КА (рисунок 4.4.1).
Рисунок 4.4.1. Структурная схема космического аппарата
1324
В данном примере космический аппарат рассматривается как сложная
система, имеющая пять иерархических уровней.
Блочно-иерархический подход к проектированию использует идеи деком-
позиции описаний сложных объектов, каковыми являются КА, и соответ-
ственно их средств обеспечения теплового режима, на иерархические уров-
ни и аспекты; вводит понятие стиля проектирования (восходящее и нисхо-
дящее); устанавливает связь между параметрами соседних иерархических
уровней. Рассмотрение вопросов обеспечения теплового режима КА целесо-
образно проводить с использованием данного подхода, в этом случае для
каждого иерархического уровня вопросы обеспечения теплового режима могут
быть решены автономно.
Элементы нижнего иерархического уровня (материалы, комплектующие
изделия, ЭКБ — электронная компонентная база) должны подбираться с
максимально широким диапазоном допустимых температур эксплуатации.
Значения этого внешнего воздействующего фактора (ВВФ) должны быть
доведены до всех поставщиков указанных элементов. Нормирование допус-
тимых температур данных элементов необходимо осуществлять с учетом
допустимых температурных требований, изложенных в ТЗ на КА, конструк-
тивно-компоновочных особенностей размещения элементов на КА и усло-
вий эксплуатации КА.
Вопросы обеспечения теплового режима изделий второго иерархического
уровня, т.е. элементов конструкции и оборудования, приборов и блоков ап-
паратуры, решаются не только исходя из заданных температурных условий,
которые необходимо обеспечить для входящих в их состав комплектующих
из первого иерархического уровня, но и с учетом возможностей поддержа-
ния данных температур средствами обеспечения теплового режима подсис-
тем третьего иерархического уровня.
Приборы, блоки аппаратуры и оборудования должны иметь собственные
средства обеспечения теплового режима, которые обеспечивают тепловой
режим перечисленных изделий при согласованном тепловом интерфейсе с
космическим аппаратом. Тепловой интерфейс должен быть согласован на
ранних стадиях разработки, что позволяет распараллелить тепловое проек-
тирование аппаратуры и КА.
Для аппаратуры, расположенной внутри газонаполненного герметичного
контейнера, тепловой режим обеспечивается, как правило, продувом каждо-
го блока потоком газообразного теплоносителя с заданным расходом и задан-
ным диапазоном температур на входе в блок. При согласовании теплового
интерфейса оговариваются следующие параметры: расход теплоносителя,
диапазон температур теплоносителя на входе в блок и гидравлическое сопро-
тивление блока при продуве заданным расходом теплоносителя. Расход нор-
мируется таким образом, чтобы перепад температур теплоносителя на входе
и выходе блока не превышал 10°С.
1325
Разработчик аппаратуры проектирует и отрабатывает блок таким образом,
чтобы температурный режим его конструкции и ЭКБ обеспечивался в задан-
ных пределах при продуве блока согласованным потоком теплоносителя. При
этом гидравлическое сопротивление блока должно также быть не более со-
гласованной величины. Т.о., в данном случае ответственностью разработчи-
ка аппаратуры является обеспечение теплового режима блока и ограничение
его гидравлического сопротивления при заданных параметрах теплового
интерфейса.
Разработчик КА разрабатывает такую подсистему СОТР, которая обеспе-
чивает подачу на вход каждого блока согласованного количества имеющего
заданную температуру теплоносителя.
Для КА негерметичного исполнения аппаратура и оборудование, устанав-
ливаемые ранее в газовой среде приборного контейнера, устанавливаются на
термостабилизированных элементах конструкции КА. Такими термостабили-
зированными элементами могут являться сотопанели со встроенными теп-
ловыми трубами, платформы приборов внешнего расположения и т.д.
Подсистемы СОТР в этом случае разрабатываются с учетом того, что при-
боры и элементы бортовых систем должны изготавливаться в негерметичном
исполнении и предусматривать сброс тепла через посадочную поверхность.
Для такого способа термостатирования блоков аппаратуры нормируется сред-
няя плотность теплового потока от блоков на посадочную термостабилизи-
руемую поверхность, величина которой задается, как правило, не более
0,2 Вт/см2. Для обеспечения минимального контактного термического сопро-
тивления между блоком и конструкцией КА согласовывается способ крепле-
ния блока и наличие теплопроводного заполнителя между блоком и конст-
рукцией КА (специальной теплопроводной пасты или прокладки из высоко-
теплопроводного материала).
Разработчик КА разрабатывает такую подсистему СОТР, которая обеспе-
чивает температуры элементов конструкции КА в зоне установки блоков в
согласованном диапазоне при согласованных значениях тепловых потоков
между блоками и конструкцией КА. Предприятия-разработчики блоков ап-
паратуры обеспечивают тепловой режим блоков при заданных температурах
конструкции КА и согласованных значениях тепловых потоков между бло-
ками аппаратуры и конструкцией КА.
При таком разграничении ответственности возможно использование ме-
тодик параллельного проектирования, при котором разными разработчика-
ми параллельно во времени решаются как задачи проектирования средств
обеспечения теплового режима блоков аппаратуры, так и задачи проектиро-
вания подсистемы СОТР КА, т.е. параллельно решаются задачи теплового
проектирования для компонентов КА, относящихся к разным иерархическим
уровням. Эти задачи связаны друг с другом по входным и выходным данным
таким образом, что для решения одной из них требуется знание результатов
1326
решения другой задачи. Хотя эти результаты к началу процедуры параллель-
ного проектирования еще не получены, они уже оговорены в согласованных
параметрах теплового интерфейса.
Методика параллельного проектирования может давать существенное со-
кращения временных затрат. При этом параллельно во времени могут решать-
ся задачи теплового проектирования не только компонентов КА, относящихся
к разным иерархическим уровням, но и компонентов одного иерархического
уровня. Примером этого при разработке СОТР могут служить параллельная
разработка средств обеспечения теплового режима, проведение тепловых
расчетов и экспериментальная отработка автономных фрагментов КА.
Принцип декомпозиции в вопросах теплового
проектирования КА
Как любая сложная система, СОТР обладает свойством членимости, т.е.
её можно рассматривать как совокупность отдельных подсистем. С учетом
многообразия и разнородности требований к тепловому режиму КА при про-
ектировании СОТР предусматривается формирование стабилизированного
теплового состояния ограниченного числа фрагментов аппарата. Это позво-
ляет путем организации тепловых связей с такими фрагментами стабилизи-
ровать в заданных пределах температуры конструкции, аппаратуры и обору-
дования, сопряженных с этими термостабилизированными фрагментами.
Такими термостабилизированными фрагментами на автоматических косми-
ческих аппаратах могут являться герметичные приборные отсеки с аппара-
турой, блоки топливных баков, платформы приборов внешнего расположе-
ния, тепловые сотопанели, выполненные с использованием тепловых труб,
и т.д.
Диапазон регулирования температуры термостабилизированных фрагмен-
тов выбирается с учетом всей совокупности температурных требований к
аппаратуре и оборудованию, тепловой режим которых предполагается обес-
печивать за счет сопряжения с этими фрагментами. Фактически такие тер-
мостабилизированные фрагменты совместно с сопряженными с ними в теп-
ловом отношении элементами конструкции, аппаратуры и оборудования
образуют подсистему СОТР.
В такой постановке система обеспечения теплового режима КА представ-
ляет собой комплекс отдельных подсистем СОТР для автономных систем КА
или подсистем СОТР для групп элементов аппаратуры и оборудования, вхо-
дящих в одну систему КА, либо входящих в разные системы КА, но объеди-
ненных одинаковыми температурными требованиями и компоновкой. По
возможности тепловой режим элементов аппаратуры и оборудования из раз-
личных систем, имеющих одинаковые температурные требования и подхо-
дящую компоновку в составе КА, обеспечиваются единой автономной под-
системой СОТР. Правильный выбор базовых, опорных температур (темпе-
1327
ратур регулирования) и оптимизация количества подсистем СОТР упроща-
ют систему обеспечения КА и повышают её надёжность.
Структура и состав СОТР проиллюстрированы в разделе 4.4.6 на примере
двух ИСЗ, в разное время разработанных НПО им. С.А. Лавочкина.
Стили теплового проектирования
Рассматривая тепловое проектирование КА как процесс исследования и
создания сложных систем, можно выделить следующие стили (типы) проек-
тирования:
— восходящее;
— нисходящее;
— комбинированное.
Восходящее проектирование, как правило, используется для создания
объектов, имеющих аналоги. Космический аппарат предполагается комплек-
товать с использованием разработанных систем или систем, имеющих близ-
кие аналоги. Целью разработки является создание в кратчайшие сроки объекта
с заданными в ТЗ тактико-техническими характеристиками.
Восходящее проектирование предполагает, что на момент начала тепло-
вого проектирования КА:
— существуют материалы, комплектующие, электронная компонентная
база с определенными допустимыми температурными условиями экс-
плуатации;
— на базе существующих материалов, комплектующих, ЭКБ разработаны
и имеют соответствующую квалификацию блоки аппаратуры и обору-
дования (или существуют их аналоги);
— созданы, отработаны и имеют соответствующую квалификацию пред-
полагаемые к использованию средства обеспечения теплового режима.
С учетом предполагаемого конструктивно-компоновочного исполнения
КА, его условий эксплуатации, температурных требований, которые необхо-
димо обеспечить, из разработанных на данный момент проводится выбор
средств обеспечения теплового режима. Анализируются результаты расчётов,
экспериментальной отработки и полётов изделий-аналогов. По результатам
анализа из выбранных средств обеспечения теплового режима формируются
варианты структурного исполнения СОТР, для которых создаются упрощен-
ные модели теплового режима с минимальным количеством расчетных эле-
ментов и тепловых связей между ними. Проводится параметрический ана-
лиз, по результатам которого выбирается оптимальная структура СОТР.
Процесс проектирования СОТР в данном случае может начинаться с бо-
лее поздних стадий разработки, например со стадии эскизного проекта.
Нисходящее проектирование, как правило, используется для создания
уникальных объектов. Космический аппарат предполагается комплектовать
как системами, имеющими аналоги, так и вновь разрабатываемыми систе-
мами. Целью разработки является создание объекта с тактико-техническими
1328
характеристиками, либо существенно превышающими характеристики пред-
шественников, либо вообще с уникальными характеристиками.
Нисходящее проектирование теплового режима КА может потребовать:
— разработки материалов, комплектующих, электронной компонентной
базы с более широкими диапазонами допустимых температур эксплу-
атации;
— создания на базе вновь разработанных материалов, комплектующих и
ЭКБ температуростойкой бортовой аппаратуры;
— новых разработок средств обеспечения теплового режима.
Процесс проектирования СОТР должен начинаться со стадии научно-
исследовательских работ либо, в отдельных случаях, со стадии технического
предложения.
С учетом предполагаемого конструктивно-компоновочного исполнения
КА, его условий эксплуатации формируется облик СОТР, способной обес-
печить заданные температурные требования. В состав СОТР включаются как
имеющиеся средства обеспечения теплового режима, так и те, которые пред-
стоит разработать. На данном этапе формируются ТЗ на разработку новых
материалов, средств и агрегатов для комплектования системы обеспечения
теплового режима.
При проведении параметрического анализа теплового режима КА свой-
ства новых материалов и характеристики вновь разрабатываемых средств
обеспечения теплового режима берутся из соответствующих технических за-
даний, которые выданы на их разработку.
Нисходящее и восходящее проектирование обладают своими достоинства-
ми и недостатками. Так, при нисходящем проектировании возможно появ-
ление требований к материалам или вновь разрабатываемым средствам обес-
печения теплового режима, впоследствии оказывающихся нереализуемыми
по технологическим, финансовым или иным соображениям. При восходящем
проектировании возможно получение СОТР, не обеспечивающей заданные
в ТЗ требования по тепловому режиму.
В реальной жизни проектирование теплового режима КА сочетает в себе
подходы восходящего и нисходящего проектирования. При проектировании
СОТР КА цели достигаются в многошаговых процессах принятия решений.
Тепловое проектирование КА включает в себя решение трудоёмких задач,
связанных с определением принципов построения СОТР КА и оценкой па-
раметров применённых средств обеспечения теплового режима на основе
исследования теплового режима КА. Процесс теплового проектирования КА
является итерационным, сложность его возрастает по мере перехода от ста-
дии к стадии одновременно с увеличением степени проработки как СОТР,
так и всего КА в целом.
Структура процесса решения задачи теплового проектирования представ-
лена на рисунке 4.4.2.
1329
Рисунок 4.4.2. Структура процесса решения задачи теплового проектирования
4.4.2. Роль теории теплообмена в обеспечении
потребностей космонавтики
Исследование теплового режима КА проводится с использованием теории
теплообмена.
Теория теплообмена стала интенсивно развиваться со второй половины
прошлого столетия в связи с потребностями теплоэнергетики, атомной энер-
гетики, транспорта, космонавтики и некоторых других областей техники.
Особенно сложные и важные задачи стоят в области изучения теплообме-
на в современной ракетной и космической технике.
При сверхзвуковых скоростях полёта значительно изменяются условия
теплопередачи в отдельных элементах конструкции летательного аппарата.
Возникает необходимость его охлаждения или защиты от аэродинамическо-
го нагрева, являющегося следствием трения между поверхностью ЛА и набе-
гающим потоком воздуха или потоком каких-либо других газов, составляю-
щих атмосферу планет. Проблема тепловой защиты космических аппаратов
от высоких температур набегающего газового потока при входе аппарата с
гиперзвуковой скоростью в атмосферу планет (и, в частности, Земли) разра-
батывается в течение 45—55 лет. За это время проведено широкое исследова-
1330
ние различных видов теплозащитных материалов и покрытий на их основе,
обеспечивающих надежную тепловую защиту летательного аппарата. Разра-
ботана теория и исследованы основные закономерности термодинамики и
теплообмена процессов воздействия высокоэнергетических и высокотемпе-
ратурных газовых потоков на элементы конструкции разной формы, выпол-
ненные из различных конструкционных материалов.
Не менее важные и сложные проблемы учета теплообмена возникают при
конструировании современных ракетных двигателей. Высокая тепловая на-
пряженность реактивных двигателей, использование криогенных топлив и
многие другие важные вопросы требуют от разработчика этих двигателей
умения провести сложный инженерный расчет теплообмена в них и в их
агрегатах.
Обеспечение теплового режима космического аппарата, т.е. поддержание
температур основных элементов конструкции аппаратуры и оборудования в
заданных пределах, является одним из основных условий успешного выпол-
нения программы работы КА. Статистика отказов КА показывает, что во
многих случаях эти отказы обусловлены предварительным нарушением теп-
лового режима аппарата. Вместе с тем постоянное расширение и усложнение
задач, ставящихся при разработке космических аппаратов, требует проведе-
ния дополнительных исследований, совершенствования методов тепловых
расчетов, получения многочисленных экспериментальных данных, разработки
и внедрения принципиально новых методов обеспечения теплового режима
и систем терморегулирования.
Новые требования к СОТР КА связаны в основном со следующими фак-
торами:
— увеличением продолжительности активного функционирования косми-
ческих аппаратов;
— необходимостью работы космического аппарата при значительных из-
менениях условий в окружающей среде (например, аппараты, функци-
онирующие на поверхности Луны в различное время лунных суток,
межпланетные станции, удаляющиеся от орбиты Земли в сторону Сол-
нца или к внешним планетам);
— ужесточением требований к температурному режиму при использова-
нии некоторых видов бортовой аппаратуры (например, температура эле-
ментов оптических телескопов с высокой разрешающей способностью
должна поддерживаться с точностью до долей градуса; приемники ин-
фракрасного излучения в целях снижения внутренних шумов должны
работать при криогенных температурах);
— миниатюризацией космических аппаратов;
— требованиями по уменьшению массы систем обеспечения теплового ре-
жима по отношению к общей массе космического аппарата при одно-
временном повышении их надёжности.
1331
В современной ракетной и космической технике изучение теплообмена
сопряжено с решением комплекса весьма сложных задач, связанных с усло-
виями эксплуатации космических аппаратов на разных этапах их функцио-
нирования, таких, как: наземная эксплуатация, выведение на орбиту ИСЗ,
функционирование на орбите ИСЗ, межпланетный перелёт, посадка на пла-
неты, в том числе прохождение плотных слоёв атмосферы, функционирова-
ние на поверхности планеты, старт с поверхности планеты, межпланетный
перелёт, посадка на Землю. На данных этапах условия функционирования (в
том числе и тепловые воздействия) существенно различаются. Кроме этого,
на каждом этапе полета конфигурация космического аппарата меняется.
При старте с Земли КА закрыт головным обтекателем, поверхность кото-
рого при прохождении атмосферной части участка выведения подвергается
воздействию аэродинамического нагрева. После прохождения плотных сло-
ев атмосферы происходит сброс головного обтекателя, при этом внешняя
конфигурация аппарата меняется. При полете по низким орбитам возможно
воздействие молекулярных потоков на элементы конструкции КА.
В процессе выведения на заданную орбиту от КА могут отделяться те или
иные элементы средств выведения, что меняет его состав.
При орбитальном и межпланетном полете КА находится в космическом
пространстве, отличительной особенность которого является чрезвычайно
малая плотность вещества в нем. В связи с этим передача тепла между не-
контактирующими телами и теплоотвод от тел в космосе могут происходить
лишь излучением с их поверхностей. Внешняя поверхность КА подвергается
воздействию лучистого теплового потока Солнца, а при орбитальном полёте
— также воздействию лучистого теплового потока от поверхности планеты.
Посадку на поверхность планет осуществляет, как правило, посадочный
аппарат, то есть в очередной раз происходит изменение конфигурации аппа-
рата, соответственно меняются и условия функционирования аппарата. Сле-
дует отметить, что условия с точки зрения внешних тепловых воздействий
на космический аппарат при пребывании на разных планетах весьма суще-
ственно разнятся.
Если посадка осуществляется на поверхность планеты с атмосферой, то в
этом случае добавляется проблема обеспечения теплового режима при про-
хождении плотных слоёв атмосферы планеты. Посадочный аппарат должен
быть защищён от воздействия высоких температур набегающего газового
потока при входе с гиперзвуковой скоростью в атмосферу планеты, для это-
го он размещается внутри спускаемого аппарата, наружная поверхность ко-
торого имеет специальное теплозащитное покрытие. После посадки (или на
каком-либо этапе посадки) происходит сброс оболочки спускаемого аппара-
та и осуществляется автономное функционирование посадочного аппарата.
То есть происходит очередное изменение конфигурации аппарата.
1332
Если целью экспедиции является доставка на Землю образцов с планеты,
то после их забора от посадочного аппарата отделяется возвращаемый аппа-
рат, который будет осуществлять межпланетный перелёт к Земле. Перелет-
ный модуль может, если это предусмотрено программой экспедиции, про-
должить научные исследования на поверхности планеты. Вновь налицо оче-
редные изменения конфигурации и состава КА.
При подлете к Земле после торможения от возвращаемого аппарата дол-
жен отделиться спускаемый аппарат, пройти с гиперзвуковой скоростью че-
рез атмосферу Земли и осуществить посадку на её поверхность в заданном
районе, обеспечив сохранность доставляемых образцов.
Кроме этого, весьма сложные задачи теплообмена необходимо решать при
разработке служебных систем и целевой аппаратуры КА.
Сложность конструктивного исполнения, высокая тепловая напряженность
реактивных двигателей, использование криогенных топлив требуют от раз-
работчика умения провести сложный расчет теплообмена, спроектировать
средства обеспечения теплового режима и провести наземную эксперимен-
тальную отработку теплового режима.
Ужесточение требований к температурному режиму при разработке целе-
вой аппаратуры (например, температура элементов оптических телескопов с
высокой разрешающей способностью должна поддерживаться с точностью до
долей градуса; приемники инфракрасного излучения в целях снижения внут-
ренних шумов должны работать при криогенных температурах) также обус-
лавливает усложнение задач, стоящих перед разработчиками СОТР.
В 70—80-е годы сформировалась (в том числе и в части теории и практи-
ки теплообмена) система, связывающая фундаментальные и прикладные
исследования с разработками космической техники. Фундаментальные иссле-
дования, проводимые институтами АН СССР, передовыми высшими учеб-
ными заведениями, позволили определить многие параметры по планетоло-
гии, условиям функционирования КА на поверхности планет и в космичес-
ком пространстве, обеспечили теоретические предпосылки создания образ-
цов служебной и целевой аппаратуры. Отраслевые институты, такие, как:
Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (сейчас
ФГУП ЦНИИмаш), НИИХИММАШ (сейчас ФКП «НИЦ РКП»), НИИ
тепловых процессов (сейчас ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша») обеспечивали
методическое сопровождение предприятий отрасли в части теории теплооб-
мена, разработки, создания и испытаний средств обеспечения теплового ре-
жима КА. Соответствующие подразделения предприятий-разработчиков кос-
мической техники, отвечающие за обеспечение теплового режима, на базе
отраслевой методологии осуществляли проектирование, разработку, испыта-
ния и эксплуатацию средств обеспечения теплового режима в составе КА.
Существовала отраслевая система повышения технического уровня и обмена
опытом между специалистами в области теплообмена.
1333
С распространением в различных отраслях науки, в том числе и в теории
теплообмена, метода математического моделирования, являющегося синте-
тическим методом исследования с помощью ЭВМ, существенно преобразо-
вался сам характер исследований в области теплообмена, установились но-
вые формы взаимосвязи между экспериментальными и математическими
методами.
После распада СССР в НПО им. С.А. Лавочкина подразделения, занима-
ющиеся вопросами теплообмена, проектирования, разработки и испытаний
систем обеспечения теплового режима, смогли сохранить свой кадровый и
научный потенциал.
За время работы по космической тематике здесь сложилась и отработана
методология математического моделирования тепловых режимов космичес-
ких аппаратов на этапах проектирования, разработки, изготовления, экспе-
риментальной отработки и летной эксплуатации СОТР автоматических кос-
мических аппаратов (АКА) различного назначения. Широко используются
возможности вычислительной техники.
Накоплен уникальной опыт экспериментальной отработки теплового ре-
жима КА различного типа. Работы по вопросам теплообмена, проектирова-
ния, разработки и испытаний систем обеспечения теплового режима прово-
дятся в тесном сотрудничестве со смежными предприятиями с учетом мето-
дических рекомендаций отраслевых институтов.
Используются перспективные средства обеспечения теплового режима КА.
Для создания высоконадежных систем обеспечения теплового режима перс-
пективных КА длительного функционирования в НПО им. С.А. Лавочкина
создана производственно-техническая база, позволяющая разрабатывать,
изготавливать и отрабатывать теплопередающие устройства на базе тепловых
труб с применением самых передовых технологий, накоплен уникальный опыт
их изготовления и экспериментальной отработки.
В НПО им. С.А. Лавочкина сложилась и отработана совокупность мето-
дов проектирования и разработки СОТР современных космических аппара-
тов негерметичного исполнения. Следует отметить, что НПО им. Лавочкина
в значительной степени определяет научно-техническую политику отрасли в
части теории теплообмена и разработки систем обеспечения теплового режима
КА.
4.4.3. О тенденциях технического развития систем
обеспечения теплового режима автоматических
космических аппаратов и станций
Примером простейшего способа и реализующего его устройства для под-
держания заданного диапазона температур приборов космических аппаратов
служат системы терморегулирования (СТР) первого искусственного спутни-
ка Земли и автоматических космических аппаратов «Луна-1» и «Луна-2» [2].
1334
Эти аппараты представляли собой сферический герметичный контейнер,
который заполнялся газом при давлении 0,13 МПа. Температура газа около
20°С обеспечивалась, с одной стороны, специальной обработкой наружной
поверхности оболочки контейнера, придающей ей определенные оптические
характеристики (коэффициенты поглощения As и излучения (степень чер-
ноты) е тепловых потоков), с другой стороны — установкой в контейнере
вентилятора для принудительной циркуляции газа. Циркулирующий газ от-
бирал тепло от приборов и отдавал его оболочке, являвшейся своеобразным
радиатором. В этом случае реализовывались конвективная теплоотдача от ис-
точников тепла (блоков аппаратуры) к газу, от газа к внутренней стенке кон-
тейнера и лучистый теплообмен наружной поверхности КА с окружающей
средой.
Источниками внешнего теплового воздействия на космический аппарат
при его движении по орбите вокруг планеты являются: прямое излучение
Солнца, отраженное от планеты солнечное излучение, собственное излуче-
ние планеты.
Математическая модель, описывающая в этом простейшем случае энер-
гобаланс, при установившейся равновесной температуре поверхности контей-
нера, отводящей тепло излучением в космос, имеет вид
geF Т4=О +Qv + qKKF ecd.+g5 F (4.4.1)
изл ^вн ’пл изл П ^пл изл 5Y2’
где о — постоянная Стефана—Больцмана, равная 5,67-10-8 Вт/(м2К4);
е — коэффициент излучения (степень черноты) излучающей поверхнос-
ти;
£изл — площадь излучающей поверхности тела, м2;
Т — равновесная температура излучающей поверхности, К;
0ВН — тепловыделения внутри рассматриваемого тела, Вт;
Qs — тепловой поток солнечного излучения, Вт;
С — плотность теплового потока собственного излучения Земли, Вт/м2;
Ф! — угловой коэффициент между поверхностью тела и планетой, опре-
деляющий долю собственного излучения планеты, попадающую на поверх-
ность;
— плотность теплового потока отраженного Землей солнечного излу-
чения, Вт/м2;
<р2 — комбинированный угловой коэффициент, зависящий от взаимного
положения поверхности, Солнца и планеты, определяет долю отраженной от
планеты солнечной энергии, попадающую на рассматриваемую поверхность;
As — коэффициент поглощения солнечного излучения поверхностью ИСЗ;
1335
О? “
(4.4.2)
FM— площадь проекции освещенной Солнцем поверхности ИСЗ на плос-
кость, перпендикулярную направлению на Солнце, м2;
5 — плотность потока солнечного излучения, Вт/м2.
По закону Кирхгофа, в условиях равенства температур излучателя и тела,
воспринимающего излучение, спектральная поглощательная способность \
и спектральная степень черноты для одной и той же длины волны X чис-
ленно равны. В расчетной методике, принятой в НПО им. С.А. Лавочкина,
учитывается, что лучистый теплообмен характеризуется двумя диапазонами
спектра, связанными с солнечным потоком излучения и длинноволновым ин-
фракрасным потоком собственных излучений планеты и конструкции КА (ри-
сунки 4.4.3 и 4.4.4).
Ввиду этого оптические свойства внешних покрытий характеризуются
интегральным коэффициентом поглощения солнечного потока As и степенью
черноты е, которые могут существенно различаться из-за существенного раз-
личия температур излучателя (Солнца) и тела, воспринимающего излучение
(поверхности КА).
Рисунок 4.4.3. Спектр солнечного излучения на орбите Земли, за пределами атмос-
феры и на поверхности Земли
1336
Рисунок 4.4.4. Сравнение спектрального состава солнечного излучения и теплового
излучения Земли
Земля движется вокруг Солнца по эллиптической орбите на расстоянии
около 150 млн км со средней скоростью 29,765 км/с. Скорость колеблется от
30,27 (в перигелии) до 29,27 км/с (в афелии). Двигаясь по орбите, Земля
совершает полный оборот за 365,2564 средних солнечных суток (один звёзд-
ный год). В настоящее время перигелий Земли приходится примерно на 3 ян-
варя, а афелий — примерно на 4 июля. Из-за изменения расстояния между
Землёй и Солнцем в перигелии количество солнечной энергии, достигающей
Землю, на 6,9 %, больше, чем в афелии. Афелий составляет 103,4 % дистан-
ции до перигелия. По закону обратных квадратов, излучение в перигелии
составляет примерно 106,9 % энергии в афелии.
Номинальное значение плотности потока солнечного излучения в районе
Земли составляет 1367 Вт/м2.
С учетом вышеизложенного плотность потока солнечного излучения в
районе Земли в течение года меняется от 1320 до 1414 Вт/м2.
Следует отметить, что полностью решить проблему обеспечения теплово-
го режима КА и АКА только нанесением покрытий с определенными ради-
ационными характеристиками не всегда возможно. Так, при изменении внеш-
него теплового потока и внутреннего тепловыделения в таких пределах, ког-
1337
да обеспечить сохранение заданного диапазона температур подбором As и е
не удается или когда внешний тепловой поток имеет характеристики, исклю-
чающие возможность получения требуемых температур, используют другие
способы регулирования внешнего теплообмена.
Эффективным способом регулирования температуры поверхности КА
является изменение его ориентации в пространстве относительно падающе-
го на нее от внешнего источника излучения теплового потока. Но так как в
этом случае ориентация КА будет подчинена обеспечению теплового режи-
ма, могут создаться определенные трудности для выполнения его основных
задач полета, что в некоторых случаях исключает практику использования
этого способа.
Другим способом регулирования лучистого теплообмена может служить
использование жалюзи — подвижных экранов, которые, перемещаясь, откры-
вают или закрывают участки поверхности с различными радиационными
характеристиками.
Такая СОТР была реализована на АКА «Луна-3» [2]. Этот аппарат пред-
ставлял собой тонкостенную герметичную конструкцию, имеющую форму
цилиндра со сферическими днищами. Здесь для регулирования теплоотдачи
в космос снаружи корпуса были установлены жалюзи, автоматически откры-
вающие по командам чувствительного элемента с помощью исполнительно-
го механизма поверхность радиатора при превышении температуры газа внут-
ри отсека значения +25°С. Хотя жалюзи и эффективны при регулировании
лучистого теплообмена, однако их возможности ограничены радиационны-
ми характеристиками покрытий при данном поле внешних тепловых пото-
ков. Кроме того, использование механических средств раскрытия жалюзи
снижает надежность СОТР и КА в целом.
Более сложной СОТР была у передвижных лабораторий «Луноход-1» и
«Луноход-2» [3], которые работали на Луне в очень суровых климатических
условиях: температура лунной поверхности около 130°С лунным днем, когда
Солнце находится в зените, и минус 150— 170°С — в течение лунной ночи.
Для предотвращения перегрева приборов в герметичном отсеке луноходов
днем и замерзания ночью использовалась двухконтурная СТР: днем работал
контур охлаждения, а ночью — контур обогрева.
Газ в контурах двигался под напором трехступенчатого вентилятора. В
зависимости от температуры внутри приборного отсека газ с помощью регу-
лируемой заслонки, установленной на входе газоходного тракта, направлял-
ся далее в «горячий» или в «холодный» контур. Заслонка, кроме двух край-
них положений, при которых либо «горячий», либо «холодный» контуры были
закрыты, имела четыре промежуточных положения, дозирующих расход газа
через каждый из контуров. Управление работой заслонки осуществлялось
автоматической системой, реагирующей на сигналы температурных датчиков,
1338
установленных в потоке газа, поступающего на обдув аппаратуры внутри
приборного отсека.
В «холодном» контуре газ отдавал избыточное тепло радиатору-охладите-
лю, совмещенному с верхним днищем приборного отсека, на наружную по-
верхность которого было нанесено терморегулирующее покрытие с е > 1 и
As > 0, и поэтому имевшему сравнительно низкую температуру.
В контуре обогрева газ нагревался от расположенного вне приборного
отсека изотопного источника тепла. Этот источник был соединен с отсеком
через два патрубка, через один из которых газ направлялся к изотопному
источнику, а через другой поступал опять к приборам. Кроме того, для умень-
шения утечек тепла из отсека в период лунной ночи радиационная поверх-
ность закрывалась теплоизолированной крышкой лунохода, совмещенной с
панелью солнечной батареи. Для того чтобы тепло от изотопного источника
не нагревало отсек в период лунного дня, между ним и корпусом лунохода
был установлен теплозащитный экран.
Такая СОТР луноходов позволяла поддерживать температуру приборов в
диапазоне О...4О°С при перепаде температуры поверхности Луны приблизи-
тельно в 300°С в интервале времени день-ночь.
Более эффективным способом регулирования внешнего теплообмена,
использованным в СОТР автоматических межпланетных станций (АМС)
серий «Венера» [4] и «Марс» [5], стало создание специальных радиационных
поверхностей, т. е. радиаторов, отделенных от корпуса КА (выносных ради-
аторов). В таких системах внешний теплообмен регулируется за счет изме-
нения тепловых связей между радиационной поверхностью и внутренними
объемами КА. Естественно, что температура такой поверхности меняется в
зависимости от количества тепла, излучаемого радиатором. При этом ради-
аторы располагают по возможности так, чтобы они получали минимальное
количество внешних тепловых потоков и имели покрытия со степенью чер-
ноты е > 1 и коэффициентом поглощения солнечной радиации As > 0.
Таким образом, в практику проектирования отечественных КА прочно
вошел принцип создания СОТР с использованием герметичных отсеков и
вынесенных за пределы корпуса КА радиаторов-излучателей. При этом в ряде
конструкций отечественных КА, например, у спутников связи «Меридиан»,
также имеющих существенные тепловыделения внутри агрегатно-приборно-
го отсека, используется циркуляционный контур жидкостной системы тер-
морегулирования [6].
Можно отметить, что СОТР с выносными радиационными поверхностя-
ми способны сбрасывать тепло и в тех случаях, когда внутренние тепловые
нагрузки и поле внешних тепловых потоков таковы, что не позволяют полу-
чить заданные температуры с помощью терморегулирующих покрытий. Для
этого в системе передачи тепла изолированной радиационной поверхности
может быть установлена холодильная машина.
1339
Конструкция разработанных в НПО им. С.А. Лавочкина АМС серии
«Марс», «Венера», автоматической станции «Астрон» для астрономических
наблюдений в 1983—1989 гг. [7], орбитальной обсерватории «Гранат» (1989—
1998), ИСЗ «Прогноз-1» — «Прогноз-12» (1972-2000) [8] и др. содержала гер-
метичный отсек, в котором размещалась основная масса выделяющих тепло
служебных и научных приборов, и отделенные от отсека радиаторы-излуча-
тели. Для переноса избыточного тепла из отсека к радиаторам этих КА был
организован замкнутый контур с циркулирующим в нем под напором венти-
лятора нейтральным газом с обеспечением регулирования расхода газа, по-
ступающего в радиатор.
В 1944 году американцу Р.С. Гауглеру выдали патент на устройство для
организации непрерывного процесса переноса тепла испаряющегося жидко-
го теплоносителя от горячего к холодному концу трубы, где пары жидкости
конденсируются, отдавая тепло. Это устройство получило в последующем
название тепловой трубы (ТТ).
Идея тепловой трубы была забыта; о ней вспомнили лишь в середине 60-х
годов, когда она была вновь запатентована в США Т. Л. Уайтом, но уже как
метод обеспечения теплового режима элементов КА.
Применение этого метода в космической технике весьма привлекательно:
во-первых, он не требует затрат энергии для переноса тепла рабочим телом,
во-вторых, он достаточно прост и, в-третьих, позволяет обеспечить тепло-
вой режим элементов, находящихся в местах, неудобных для охлаждения с
помощью других методов. Кроме того, широкий ассортимент рабочих тел с
различными температурами кипения позволяет обеспечить в принципе лю-
бую температуру охлаждаемых элементов.
К настоящему времени появились ТТ для решения широкого круга фун-
кциональных задач, весьма разнообразные по конструкции и своим характе-
ристикам. Так, например, имеются трубы-диоды, передающие тепло только
в одном направлении. Особенно целесообразно их применять в тех случаях,
когда источник тепла периодически отключается, а внешние фоновые пото-
ки тепла сопоставимы с потоком от основного источника.
Если в паровой канал тепловой трубы ввести дополнительный газ, не
конденсирующийся при условиях ее работы, то получится труба переменной
проводимости. Этот неконденсирующийся газ вытесняется потоком пара в
зону конденсации, где он, не участвуя в циркуляции, и скапливается. При
определенных условиях между паром и газом устанавливается относительно
резкая граница раздела: в той части охлаждаемой поверхности трубы, кото-
рая занята неконденсирующимся газом, теплоотвод будет практически отсут-
ствовать. Длина блокированной газом части определяется в первую очередь
температурой и давлением пара.
При повышении величины теплового потока, подводимого к нагреваемой
части трубы, увеличиваются температура и, следовательно, давление пара, а
1340
значит, становится короче длина блокированной зоны, или, другими слова-
ми, увеличивается площадь теплоотвода. Уменьшение теплового потока,
наоборот, уменьшает площадь съема тепла. Такая труба может обеспечить
изменение передаваемой тепловой мощности более чем в 15 раз при незна-
чительных изменениях температуры охлаждаемого ею элемента. Кроме того,
ее использование позволяет также свести к минимуму колебания температу-
ры этого элемента при изменении температуры холодильника.
Разработанные в последнее время в НПО им. С.А. Лавочкина контурные
тепловые трубы (КнТТ) открывают новые возможности как устройства, об-
ладающие высокой теплопередающей способностью и допускающие эффек-
тивное активное и пассивное регулирование. КнТТ включает в себя испари-
тель с капиллярно-пористой вставкой (КПВ), гладкостенные паропровод,
конденсатор (может быть разветвленным), конденсатопровод и компенсаци-
онную полость. Локально расположенная в испарителе мелкопористая КПВ
развивает значительно более высокий, чем в обычной ТТ, капиллярный на-
пор и одновременно до минимума снижает длину переноса жидкости под
воздействием капиллярных сил. Паро- и конденсатопроводы не развивают
капиллярного напора и служат только для организации движения теплоно-
сителя с минимальными гидравлическими потерями. Благодаря такому раз-
делению функций, КнТТ обладает значительно большей перекачивающей
способностью, чем обычная ТТ.
Одним из основных условий работы КнТТ (циркуляции теплоносителя в
контуре) является наличие перепада давлений (и, соответственно, перепада
температур) между зоной испарения и компенсационной полостью, благода-
ря которому пар, образовавшийся в испарителе, движется в конденсатор и
выталкивает образующийся там конденсат в компенсационную полость, от-
куда он всасывается капиллярно-пористой вставкой и опять подводится к зоне
испарения. Если температуры испарителя и компенсационной полости рав-
ны (т.е. равны давления пара), то циркуляция в контуре невозможна, и это
(главная особенность КнТТ) не зависит от температуры конденсатора. Для
запуска КнТТ (начала циркуляции) необходим начальный «толчок»: либо
повышение температуры испарителя (подвод к нему тепла), либо захолажи-
вание компенсационной полости. Если при этом конденсатор в работоспо-
собном состоянии (его температура ниже температуры испарителя), находя-
щийся в нем холодный конденсат выталкивается в компенсационную полость,
открывая тем самым конденсатор для активной конденсации в нем пара,
поступающего из испарителя. В дальнейшем циркуляция поддерживается уже
сама, так как поступающий в компенсационную полость холодный конден-
сат автоматически поддерживает ее температуру ниже, чем в испарителе, что
и является условием сохранения циркуляции. Таким образом, возможность
управлять циркуляцией в контуре, воздействуя определенным образом на
температуру (и давление) пара в зоне испарения и в компенсационной поло-
1341
сти с помощью как активных средств — управляемых электронагревателей,
термоэлектрических микрохолодильников (ТЭМХ), так и некоторых пассив-
ных средств, открывает широкие возможности для регулирования интенсив-
ности теплопередачи от испарителя к конденсатору и, в частности, для тер-
мостабилизации испарителя.
При проектировании СОТР космических аппаратов, разрабатываемых в
НПО им. С.А. Лавочкина, тепловые трубы, создаваемые на современном
уровне технологий, материаловедения и новых способов регулирования их
работы [9], применяются весьма широко. Отчасти этому способствовал пе-
реход на предприятии от конструкции КА с размещением тепловыделяющих
приборов в герметичных газоохлаждаемых отсеках к конструкциям КА с
внешним расположением служебной и научной аппаратуры. Примерами
нового поколения таких космических аппаратов могут служить ИСЗ «Элек-
тро-Л» гидрометеорологического космического комплекса «Электро» [10],
автоматический космический комплекс «Фобос-Грунт» [11], КА «Спекгр-РГ»,
«Спектр-УФ», «Спектр-М», «Гамма-400», планируемые для реализации кос-
мической программы проведения астрофизических исследований и продол-
жения изучения физики планет и малых тел Солнечной системы [12].
Особенно эффективно использование тепловых труб при проектировании
СОТР малоразмерных космических аппаратов (МКА) — весьма перспектив-
ного направления космонавтики, включенного в планы работ НПО по со-
зданию на базовой универсальной платформе «Карат» [13] целого ряда МКА:
«Зонд-ПП», «Конус-М», «Странник», «Арка» [14].
В последнее время в НПО им. С.А. Лавочкина освоено производство вы-
сокотеплопроводных сотовых панелей с встроенными тепловыми трубами,
позволяющих создавать термостабилизированные элементы конструкции —
тепловые сотопанели (ТСП) для установки бортовой аппаратуры и радиаци-
онные теплообменники для осуществления сброса тепловой энергии от ап-
паратуры в космическое пространство.
Конструктивно ТСП представляет трехслойную клееную сотопанель со
встроенными аксиальными тепловыми трубами, выполняющую одновременно
роль силовой рамы для установки оборудования и роль теплоотводящего
агрегата СОТР. Кроме тепловых труб, в конструкцию ТСП входят два алю-
миниевых поверхностных листа толщиной от 0,4 до 0,8 мм из алюминиевого
сплава (например, В-95) и алюминиевые соты, заполняющие промежутки
между корпусами тепловых труб. В некоторых вариантах конструктивного
исполнения ТСП поверхностные листы выполняются из углепластика. Плос-
кая поверхность ТСП является основанием для крепления блоков аппарату-
ры. Блоки устанавливаются на ТСП на втулки, заделанные в ТСП. Встроен-
ные в ТСП аксиальные тепловые трубы предназначены для сбора и отвода к
коллектору тепла, выделяемого приборным оборудованием.
1342
Система обеспечения теплового режима современных КА включает в себя
ряд подсистем, имеющих в своем составе электронагреватели, предназначен-
ные для компенсации теплопотерь термостатируемого объекта в случае его
отрицательного теплового баланса. В состав подсистем СОТР такого типа
входит один или несколько электронагревателей и чувствительный элемент,
определяющий состояние электронагревателя (включен/отключен). В каче-
стве чувствительных элементов используются температурные датчики, вхо-
дящие в датчиковую сеть системы телеметрических измерений КА, а в кон-
тур регулирования функционально включены штатные бортовые системы КА:
— система телеметрических измерений — сбор информации о текущих зна-
чениях температуры в местах установки термодатчиков;
— бортовой комплекс управления — обработка показаний термодатчиков
и выдача команд на изменение состояния (включение-выключение)
электронагревателей, термоэлектрических микрохолодильников.
Наконец, значительную роль в составе СОТР играют средства пассивного
терморегулирования (СПТР). Они повышают стабильность температурного
состояния КА в условиях переменных внешних воздействий, т. е. сводят к
минимуму нерегулируемый внешний теплообмен, уменьшая тем самым на-
грузку на систему терморегулирования КА. К основным из элементов СПТР
следует отнести экранно-вакуумную теплоизоляцию (ЭВТИ), которая пред-
ставляет собой многослойную текстуру из отражающих тепло экранов, изо-
лированных друг от друга тем или иным образом. Термическое сопротивле-
ние ЭВТИ зависит от ее состава, числа слоев, температуры ее внутренней и
внешней поверхности, степени вакуумирования и др.
Системы обеспечения теплового режима современных КА представляют
собой комбинацию перечисленных выше средств и элементов СТР и СПТР,
сложно действующий комплекс с реализацией различных физических явле-
ний: лучистого и конвективного теплообмена, теплопроводности, фазовых
переходов рабочего тела в элементах СТР, выделение джоулева тепла, про-
явление действия гидравлического сопротивления и др. Все эти явления
описываются соответствующими математическими моделями, разработка
которых, а также выбор алгоритмов и методов решения этих моделей и вхо-
дит в задачу расчетов, проводимых при проектировании СОТР КА.
Основой схемной реализации СОТР КА и ее расчетно-теоретического
проектирования являются исходные данные, описывающие назначение КА,
его конструкцию, величину внутреннего тепловыделения, требования к ди-
апазону температур каждого элемента конструкции и приборного оснащения
КА (полезной нагрузки и служебной аппаратуры), ориентации КА на всех
этапах его полета.
1343
4.4.4. Основные исходные данные для проектирования СОТР КА
Основными исходными данными, определяющими выбор состава, схемы
и энергетических параметров СОТР космического аппарата конкретной кон-
струкции, являются:
— назначение и срок функционирования проектируемого КА, определя-
ющие область и условия космического пространства, в котором пред-
полагается эксплуатация КА (околопланетная, околосолнечная, меж-
галактическая);
— общая компоновка КА, конструктивные особенности аппарата, исполь-
зуемые материалы в конструкции КА, массогабаритные параметры ап-
паратуры и оборудования КА, производительность системы энергопи-
тания КА;
— требования к тепловому режиму научной, служебной аппаратуры и эле-
ментов конструкции КА;
— внутренние тепловыделения блоков аппаратуры и оборудования, ис-
пользуемых дополнительных источников электрической и тепловой
энергии;
— циклограмма включения и отключения источников внутреннего теп-
ловыделения КА;
— программа ориентации КА относительно Солнца и планет.
Назначение КА, срок функционирования и условия космического простран-
ства. В области, в которой предполагается эксплуатация КА, эти данные
определяют поле внешних тепловых потоков, падающих на КА, а также их
спектральный состав и интенсивность.
Основным источником внешнего теплового потока к КА, функциониру-
ющему в околосолнечной области космического пространства, является Сол-
нце.
Преимущественными источниками внешнего теплового потока, достига-
ющего КА в околопланетной области космического пространства Солнечной
системы, помимо излучения Солнца, являются собственное излучение пла-
неты и энергия отраженного от ее поверхности солнечного излучения, а так-
же ее спутников.
На перпендикулярно обращенную к Солнцу поверхность КА площадью 1 м2
в окрестности Земли ежесекундно поступает около 1400 Дж энергии, пере-
носимой солнечным электромагнитным излучением удельной мощностью
S- 1400 Вт/м2. При этом около 9% энергии в спектре излучения Солнца при-
ходится на ультрафиолетовое излучение; 46,1% — на видимое излучение;
44,4% — на инфракрасное излучение; остальное — на рентгеновское и кор-
пускулярное излучение.
Средняя интенсивность солнечного излучения в окрестности планет Сол-
нечной системы уменьшается по мере их удаленности от Солнца обратно
пропорционально квадрату расстояния между ними. Например, в окрестно-
1344
сти ближайшей к Солнцу планеты Меркурий она составляет около 9400 Вт/м2,
а в окрестности наиболее удаленного Плутона — 0,7 Вт/м2 (таблица 4.4.1).
Плотности тепловых потоков, поступающих на элемент поверхности КА
единичной площади, определяются по следующим формулам [15, 16].
Прямой солнечный поток
(4-4.3)
Отраженный от планеты солнечный поток
(4.4.4)
Собственное излучение планеты
#соб “ Цф] +^2Ф2’
(4.4.5)
где — относительный мидель поверхности, на которую падает солнечный
поток, по направлению на Солнце;
а — среднее альбедо планеты;
50 — солнечная постоянная в окрестности планеты.
С15 С2 — константы, определяющие собственное излучение планеты. Для
планет с плотной атмосферой (в частности для Земли) С\ = (1 — а) 50/4,
С2 = 0; для планет без атмосферы С\ = 0, С2 = (1 — а) 50; для планет с раз-
реженной атмосферой С\ задает равномерно распределенную по поверхнос-
ти планеты инфракрасную составляющую собственного излучения, С2 — не-
равномерно распределенную составляющую в подсолнечной точке;
Ф], Ф2 — угловые коэффициенты (см. п.п. 4.4.3).
Относительный мидель поверхности
(л,5) + |(н,5)|
И5=------------L, (4-4.6)
где п — единичный вектор нормали к поверхности;
5 — единичный вектор, направленный на Солнце.
Плотность теплового потока собственного излучения Земли, поступающего
на поверхность ИСЗ,
9соб.3ем=(1-а3ем )^Ф, /4,
где а3ем — среднее альбедо Земли, принимаемое равным около 0,4 (табли-
ца 4.4.1).
1345
Солнечный тепловой поток, достигая Земли, частично отражается от ее
поверхности и атмосферы: вода отражает 5% этого потока, снег — 77 %, песок
— 24 %, строения — 9 %.
Величина отраженного Землей потока сильно зависит от времени года. В
июле, когда для атмосферы характерна сравнительно небольшая облачность,
отражается 32 % солнечного потока; в октябре, когда облака задерживают
большее количество тепла, эта величина возрастает до 52 %. Поэтому следу-
ет считать, что в среднем от поверхности Земли и облаков отражается поряд-
ка 40 % солнечного теплового потока.
Часть теплового потока отражённого Землей солнечного излучения, по-
падающего на поверхность ИСЗ, находящегося вблизи планеты, определяет-
ся из выражения
#солн = аЗем^оФ2-
В таблице 4.4.1, заимствованной из работы [16], приведены альбедо и ха-
рактеристики излучения близких к Земле планет и Луны для определения
внешних тепловых потоков, падающих на поверхности искусственных спут-
ников Земли и автоматических космических станций для межпланетных
перелетов.
Таблица 4.4.1. Характеристики излучения близких к Земле планет и Луны
Характе- ристика Мерку- рий Венера Земля Луна Марс Юпи- тер Сатурн Уран Нептун
50, Вт/м2 9400 2700 1400 1400 620 52,8 15,7 3,88 1,57
а 0,065 0,76 0,38 0,073 0,16 0,59 0,55 0,93 0,84
9соб, Вт/м2 2200 185 220 326,0 130 6,5 1,6 0,50 0,12
& > Вт/м2 330 940 265 49,0 50 14,0 5,0 1,00 0,55
При реализации перспективных проектов КА, предназначенных для по-
лета вне Солнечной системы, должны использоваться условия, характерные
для межгалактической области космического пространства.
Тепловые потоки, идущие на КА от звезд, практически малы. Наконец,
энергия излучений участков межзвездного пространства, лишенных каких-
либо источников, соответствует температуре 2,7—4,0 К. До такой темпера-
туры охладилась бы поверхность космического аппарата при отсутствии при-
тока тепла от внешних или внутренних источников.
Конструктивные особенности КА. Общая компоновка, отсутствие или на-
личие герметичных отсеков, их форма, размещение в них оборудования,
используемые материалы в конструкции КА, масса и габариты электропри-
борного оборудования КА, производительность системы энергопитания КА
1346
непосредственно влияют на состав СОТР и ее массовые и энергетические
характеристики. Поэтому в конструкции КА в целом при проектировании
должен быть отдан приоритет схемному решению СОТР, обладающему ми-
нимальными массовыми и энергетическими затратами. Тогда используемые
конструктивные решения, дающие выигрыш в массе элементов СОТР, дол-
жны давать и выигрыш в массе КА в целом.
Требования к тепловому режиму научной, служебной аппаратуры и элемен-
тов конструкции КА. Выставляются в обеспечение надежного функциони-
рование КА в течение всего срока его эксплуатации.
Тепловой режим — это временная последовательность требуемых темпе-
ратурных состояний элементов КА при эксплуатации. Всякий КА состоит из
большого числа элементов (приборов, узлов конструкции, агрегатов и т.п.),
каждый из которых должен иметь свою собственную температуру. Поддер-
живать отдельно температуры абсолютно всех элементов довольно сложно.
Поэтому для упрощения СОТР в КА следует выделять ограниченное число
термостатируемых элементов, которые при организации соответствующих
тепловых связей с ними и будут определять температуры всех остальных
элементов КА. Такими термостатируемыми элементами выбираются газ и
оболочка герметичного отсека, теплоноситель жидкостного контура СОТР,
термостабилизируемая платформа (ТСП) КА негерметичного исполнения,
оболочка и т.п. Именно температура термостатируемых элементов и условия
тепловой связи с ними остальных элементов и определяют тепловой режим
КА.
При проектировании оптимальной СОТР приборы научной и служебной
аппаратуры с одинаковыми или близкими требованиями к их рабочей тем-
пературе объединяются в группы, помещаемые в отдельных отсеках или на
соответствующие термостатируемые элементы КА.
Например, в герметичных отсеках задаются температура, скорость движе-
ния газа (последняя определяет теплообмен каждого находящегося в отсеке
элемента с газом); в негерметичных отсеках — температуры и степень чер-
ноты поверхностей, обращенных к агрегатам и приборам. Для приборов,
устанавливаемых на внешней стороне корпуса КА или ТСП и имеющих теп-
лообмен с космическим пространством, задаются температуры оболочки и
термическое сопротивление между посадочной плоскостью прибора и обо-
лочкой.
Выбор термостатируемых элементов и их температурного диапазона оп-
ределяется совокупностью требований к поддержанию теплового режима
каждого из элементов КА, количеством тепла, отводимого от них, а также
конструктивными особенностями КА.
Внутренние тепловыделения приборов служебного и научно-исследователь-
ского назначения, используемых дополнительных источников электрической
(электронагревателей) и тепловой энергии (радиоизотопных и изотопных ис-
1347
точников тепловой энергии). Являются основным внутренним источником
тепловой энергии для КА. Величина этого тепловыделения существенно вли-
яет на выбор СОТР, прежде всего на площадь радиационных поверхностей и
принцип регулирования внешнего теплообмена, так как все избыточное тепло,
выделившееся внутри КА, должно быть сброшено в окружающее простран-
ство.
Мощность внутреннего тепловыделения на борту может в зависимости от
задач, решаемых данным КА, меняться в пределах от нескольких десятков
ватт до нескольких киловатт. Часть этого тепла идет на поддержание темпе-
ратурного состояния конструкции КА, а его избыток, обуславливаемый вне-
шними теплопритоками, сбрасывается в окружающее пространство.
Отсюда вытекает, что задачами СОТР являются отвод тепла от его источ-
ников, детерминированное распределение тепла по всей конструкции КА,
подведение избыточного количества тепла к «выходным» устройствам во
внешнюю среду, т. е. в космическое пространство для КА, или в атмосфер-
ные условия планеты для посадочных на их поверхность аппаратов.
Циклограмма включения и отключения источников внутреннего тепловы-
деления КА. Определяет последовательность во времени и соответствующую
продолжительность выделения тепла различными элементами КА. Эта цик-
лограмма позволяет выделить моменты и продолжительность максимально-
го и минимального тепловыделения.
Распределяя при проектировании СОТР источники тепловыделения по
термостабилизируемым группам, можно, с одной стороны, сблизить макси-
мум и минимум суммарного на данный момент времени тепловыделения
соответствующей группы источников, а с другой — распределить тепловы-
деление равномерно по времени на определенных циклах выполнения фун-
кциональных задач, возложенных на проектируемый космический аппарат.
Разработанная по такому принципу циклограмма включения и отключе-
ния источников внутреннего тепловыделения КА позволяет снизить ампли-
туды температуры элементов аппаратуры и оборудования, смягчая тем самым
динамику переходных процессов от «горячего» состояния КА к «холодному»
и в обратном процессе.
Программа ориентации — это последовательность положения осей при
полете по орбите КА в пространстве относительно, планет, Солнца. Ориен-
тация КА в пространстве определяет величину внешних тепловых потоков,
получаемых различными участками поверхности КА.
В ряде случаев проектирования СОТР различных КА эффективным спо-
собом терморегулирования какого-либо участка поверхности КА может ока-
заться длительное или кратковременное изменение ориентации этого участ-
ка в пространстве относительно падающего на него излучения от внешних
источников теплового потока.
1348
Описываемые далее примеры реализованных схем СОТР КА различного
назначения, разработанных в НПО им. С.А. Лавочкина, иллюстрируют раз-
нообразие схемных решений СОТР этих КА, их структуру и элементную базу.
4.4.5. Методы экспериментальной отработки СОТР КА
В соответствии со стратегией проектирования, создания и внедрения в
конструкцию космического аппарата системы обеспечения его теплового
режима как одной из важнейших систем КА после расчетно-теоретического
определения проектных параметров СОТР и в соответствии с требованиями
Положения РК-98-КТ [17] в практике создания КА предусматривается вы-
полнение ряда этапов наземной экспериментальной отработки их теплового
режима.
Объем наземной экспериментальной отработки СОТР КА определяется на
этапе эскизного проектирования и находит свое отображение в комплексной
программе экспериментальной отработки (КПЭО).
Экспериментальная отработка тепловых режимов КА включает в себя
проведение всей совокупности тепловакуумных испытаний, расчетных работ
по анализу и идентификации результатов испытаний и, в случае необходи-
мости, разработку мероприятий по доработке конструкции КА и применяе-
мых средств обеспечения теплового режима по результатам испытаний.
Тепловакуумную отработку следует рассматривать как один из этапов по
созданию СОТР КА наряду с этапами научно-исследовательских работ, про-
ектирования, конструкторской проработки и др. Она включает в свой состав
наземную экспериментальную отработку изделий в вакуумных камерах (теп-
ловакуумные испытания) и сопутствующие ей проектно-конструкторские и
расчетно-теоретические работы.
Проектно-конструкторские работы на этапе тепловакуумных испытаний
(ТВИ) могут включать работы по созданию изделий для ТВИ (объектов ис-
пытаний), разработке стендового и технологического оборудования, поддер-
жанию в рабочем состоянии и совершенствованию стендовых систем ваку-
умных камер и др.
Расчетно-теоретические работы на этапе ТВИ должны включать методи-
ческие разработки по имитации условий штатной эксплуатации при ТВИ,
разработку программно-методической документации на подготовку и прове-
дение ТВИ, разработку компьютерных моделей для моделирования условий
эксперимента, обработки и анализа экспериментальных данных и др.
ТВИ организуются как комплекс испытаний, включающий первоначаль-
ную поагрегатную отработку СОТР с последующим укрупнением испытуе-
мых фрагментов вплоть до крупных сборок и, наконец, до полностью собран-
ного космического аппарата.
На этапе наземной экспериментальной отработки проводятся:
— лабораторно-отработочные испытания (ЛОИ);
1349
— автономные испытания элементов и отдельных подсистем СОТР;
— автономные тепловакуумные испытания фрагментов и систем КА;
— комплексные тепловакуумные испытания.
Завершающей стадией отработки теплового режима являются летные ис-
пытания СОТР в составе функционирующего в космических условиях КА.
Для отработки новых схемных и конструктивных решений и новых мате-
риалов, используемых в системе обеспечения теплового режима, предусмат-
ривается проведение ЛОИ. Эти испытания должны проводиться на этапе
разработки технического проекта. На данном этапе подтверждается возмож-
ность получения требуемых теплотехнических характеристик агрегатов и
узлов, отрабатываются новые схемы и конструктивные решения, используе-
мые в СОТР КА. Например, при использовании экранно-вакуумной тепло-
изоляции состава, отличающегося от использованного ранее на изделиях,
проводятся ЛОИ по определению зависимости термического сопротивления
от числа слоев в подготавливаемых матах ЭВТИ и плотности упаковки пле-
нок ЭВТИ в матах, оптических характеристик, деградация свойств ЭВТИ и
др.
Целью автономных испытаний элементов СОТР является проверка прин-
ципиальной работоспособности отдельных элементов, входящих в структур-
ную схему СОТР. На этом этапе проверяются и испытываются, например,
вентиляторы, тепловые трубы, электронагреватели и т.д. На этапе автоном-
ных испытаний подсистем СОТР проводится полная отработка всех подси-
стем СОТР в полном составе элементов и агрегатов, входящих в испытуемую
подсистему СОТР, и прошедших конструкторско-доводочные испытания
(КДИ) до начала автономных испытаний подсистемы. Следует отметить, что
модульный принцип построения СОТР, в последние годы принятый на во-
оружение в НПО им. С.А. Лавочкина, облегчает наземную отработку по от-
дельности каждого из агрегатов и каждой из данных подсистем СОТР КА.
Тепловакуумные испытания полноразмерного теплового аналога КА, ос-
нащенного штатной системой обеспечения теплового режима, в котором
состав приборов, циклограмма их функционирования и мощность тепловы-
делений при работе соответствуют полетным, называются комплексными.
Целью комплексных ТВИ является определение теплового состояния КА
для предельных по тепловым нагрузкам режимов функционирования аппа-
рата. Как правило, исследуются режимы минимального теплового нагруже-
ния объекта испытаний («холодный режим») и максимального теплового
нагружения объекта испытаний («горячий режим»). Также могут быть иссле-
дованы номинальный режим и специальные режимы, предназначенные для
получения данных для корректировки тепловой математической модели КА,
для подтверждения логики работы СОТР, уточнения динамических парамет-
ров агрегатов СОТР в составе КА и т.д.
1350
При комплексных ТВИ ведется исследование температурных полей эле-
ментов конструкции и оборудования КА; исследуется взаимовлияние подси-
стем СОТР; проводится экспериментальное подтверждение энергопотребле-
ния подсистем СОТР при совместной работе в составе КА; осуществляется
экспериментальное определение на реальной конструкции теплообмена че-
рез ЭВТИ, по электрическим кабелям, волноводам, элементам крепления
навесного оборудования.
При комплексных ТВИ могут создаваться специальные режимы для ис-
следования термодеформаций конструкции теплового макета КА, осуществ-
ляемые с использованием системы дистанционного контроля на базе датчи-
ков уровня, устанавливаемых на тепловом макете КА.
Отклонения действительных теплофизических характеристик КА от рас-
четных значений, принятых в тепловых математических моделях КА, а так-
же несовершенство методик расчета теплового режима КА не позволяют сде-
лать на основе только расчетных данных заключение о тепловом режиме КА
в условиях полета. Такое заключение может быть сделано только на основа-
нии проверки работоспособности в наземных условиях системы обеспечения
теплового режима КА и ее составных элементов при максимально возможно
точной имитации теплового воздействия на КА при полете в космическом
пространстве. Поэтому тепловакуумные испытания КА являются одним из
заключительных этапов процесса их рабочего проектирования, и на основа-
нии анализа их результатов выдается заключение о допуске в части теплово-
го режима космического аппарата к летным испытаниям.
Важным вопросом в организации и подготовке ТВИ является комплекта-
ция экспериментальных сборок. Возможен различный подход к комплекта-
ции экспериментальных сборок для ТВИ.
В НПО им. С.А. Лавочкина сложилась и отработана совокупность мето-
дов экспериментальной отработки теплового режима космических аппаратов
[18]. За время работы по космической тематике проведено большое количе-
ство тепловакуумных испытаний. Комплектация изделий тепловакуумных
испытаний в подавляющем большинстве случаев осуществлялась тепловыми
эквивалентами блоков бортовой аппаратуры и оборудования. При такой ком-
плектации подготовка и проведение ТВИ осуществлялись, как правило, в
запланированные сроки.
Возможна комплектация объекта тепловакуумных испытаний полностью
технологическими, а некоторых случаях и штатными образцами бортовой
аппаратуры и оборудования. При этом для испытаний должна быть постав-
лена соответствующая контрольно-проверочная аппаратура и, в случае необ-
ходимости, доработана и отлажена бортовая математика. Возможна также
смешанная комплектация, когда часть аппаратуры выполнена в виде техно-
логических образцов, а отдельные блоки бортовой аппаратуры и оборудова-
ния — в виде тепловых эквивалентов.
1351
Впервые в НПО им. С.А. Лавочкина комплектация полноразмерного теп-
лового макета технологическими приборами была осуществлена при прове-
дении в 1988 году в вакуумной камере ВК 600/300 НИИХИММАШ ТВИ
изделия «Око-2». Для управления работой бортовой аппаратуры при ТВИ
использовался специальный комплект контрольно-проверочной аппаратуры.
Из-за задержек в комплектации объекта испытаний бортовой аппаратурой,
трудностей при отладке бортовой математики, отказов технологических об-
разцов бортовой аппаратуры подготовка и проведение ТВИ длились более
полугода, режимы испытаний неоднократно прерывались, а программа ис-
пытаний корректировалась.
В 2011 году на стендовой базе НПО им. С.А. Лавочкина (в ВК-27) были
проведены ТВИ изделия МКА-ФКИ(ПН2). Изделие было укомплектовано
в основном технологическими приборами, несколько блоков были выполне-
ны в виде тепловых эквивалентов. Из-за срыва сроков комплектации аппа-
ратурой объекта испытаний и отладки бортовой математики начало ТВИ
относительно первоначально запланированных сроков было задержано на год.
Режимы ТВИ выполнены полностью в соответствии с программой испыта-
ний.
Из вышеизложенного видно, что использование на этапе тепловакуумных
испытаний тепловых эквивалентов аппаратуры и оборудования позволяет
провести отработку теплового режима систем КА в более ранние сроки.
Планируя комплектацию объекта тепловакуумных испытаний, следует
иметь в виду, что в соответствии с требованиями ГОСТ РО 1410-001-2009
должны быть исследованы возможности средств обеспечения теплового ре-
жима, т.е., помимо номинальных режимов испытаний, должны быть реали-
зованы запредельные испытательные режимы, режимы нештатных ситуаций
и т.д. Эти требования в полной мере могут быть реализованы только при
комплектации объекта испытаний тепловыми эквивалентами аппаратуры и
оборудования.
Тепловакуумные испытания КА осуществляются по специально разрабо-
танным методикам. Методикой наземных тепловых испытаний КА является
совокупность способов определения и выбора необходимой точности имита-
ции теплового взаимодействия КА и окружающей космической среды, тех-
нических средств ее осуществления и продолжительности тепловых испыта-
ний.
Проведение ТВИ КА осуществляется в строгом соответствии с Програм-
мой испытаний, определяющей временную последовательность режимов
испытаний, порядок настройки технических параметров тепловакуумной
камеры (ТВК), порядок выхода ТВК на соответствующий рабочий режим,
продолжительность испытаний на выбранном режиме, последовательность
операций при выводе ТВК из рабочего режима при аварийных ситуациях и
нештатной динамики теплового режима СОТР и КА и т.д.
1352
Важным этапом в подготовке тепловакуумных испытаний является опре-
деление допустимых погрешностей имитации теплофизических характерис-
тик окружающей среды и факторов теплового взаимодействия КА с этой
средой и выбор необходимых технических средств осуществления имитации
с достаточной степенью точности.
Разработка КА нового поколения характеризуется отсутствием герметич-
ных отсеков в составе КА и использованием аппаратуры вакуумного испол-
нения. Это приводит к необходимости тепловакуумной отработки штатного
КА в целом для комплексной проверки работоспособности аппаратуры в
вакууме. Однако в составе современных СОТР, как правило, используется
значительное количество тепловых труб, работоспособность которых зависит
от гравитационных сил. Это часто не позволяет провести ТВИ теплового
макета или штатного КА в целом. Указанные особенности современных КА
требуют пересмотра общепринятой методологии их тепловакуумной отработ-
ки.
Для оптимизации сроков и стоимости тепловакуумной отработки задачи,
решаемые при ТВИ теплового макета КА, могут быть перенесены на ТВИ
штатного изделия. При необходимости тепловакуумная отработка может ог-
раничиваться ТВИ фрагментов КА в камерах малого объема в сочетании с
компьютерным моделированием условий эксперимента и идентификацией
этих условий с условиями штатной эксплуатации.
Количество и состав экспериментальных сборок для тепловакуумной от-
работки, объём и продолжительность ТВИ определяются разработчиком КА.
Методология тепловакуумной отработки подлежит согласованию
с ЦНИИмаш.
В процессе проведения и по окончании ТВИ проводится анализ всех па-
раметров, зафиксированных в процессе испытаний, сравнение их с резуль-
татами расчета. По результатам анализа проводятся корректировки матема-
тической и технической тепловой модели СОТР, перерасчет с учетом откор-
ректированной тепловой модели проектных параметров элементов СОТР.
По результатам тепловакуумных испытаний при необходимости проводятся
доработки конструкции КА и вносятся изменения в тепловую математичес-
кую модель КА.
Здесь уместно заметить, что в условиях неопределенности современных
требований по сертификации КА целесообразно проводить сертификацию КА
на основе электрических испытаний в тепловакуумной камере штатного об-
разца КА. Такой подход принят за рубежом, в настоящее время он внедрен в
практику отработки КА и в НПО им. С.А. Лавочкина.
При испытаниях штатного образца в ТВК проверяется качество тепловых
контактов между элементами КА, логика работы СОТР, а также термоваку-
умная устойчивость аппаратуры КА при термоциклировании на экстремаль-
ных рабочих температурных режимах в условиях, максимально приближен-
1353
ных к реальным. Данные испытания не входят в состав экспериментальной
отработки, а являются приемосдаточными, поэтому они должны проводить-
ся на каждом конкретном летном образце КА.
Последней возможностью надежно подтвердить тепловой режим функци-
онально штатно работающего КА, обеспечиваемый выбранной в процессе
теплового проектирования СОТР, являются летные испытания (ЛИ) КА.
Для всеобъемлющей проверки всех параметров теплового режима КА и
режимов работы СОТР выпускается программа летных испытаний СОТР КА.
В ней могут быть запланированы специальные режимы функционирования
КА, позволяющие проверить тепловой режим и работу СОТР в различных
ситуациях.
По результатам анализа телеметрической информации, полученной в
процессе ЛИ, проводится коррекция тепловой математической модели КА,
которая используется в дальнейшем при прогнозировании теплового режима
КА в процессе штатной эксплуатации.
В процессе летных испытаний ведется контроль телеметрической инфор-
мации (ТМИ) о тепловом режиме КА, которая сравнивается с проектными
их значениями. В результате сравнения этих данных определяется необходи-
мость активации и (или) изменения предусмотренных проектом параметров
органов управления агрегатами СОТР (степени открытия заслонок газоцир-
куляционных контуров, производительности вентиляторов, мощности элек-
тронагревателей, ориентации КА относительно Солнца и др.) или отсутствие
этой необходимости. Если с помощью выполнения этих операций удается
удерживать тепловой режим КА в заданных диапазонах допустимых темпе-
ратур в течение всего назначенного срока функционирования КА, то можно
считать, что тепловой режим КА отработан в должной мере, а СОТР разра-
ботана в соответствии с требованиями ТЗ на космический аппарат.
Однако в случае проявления недостатков в работе СОТР первого образца
серийных изделий космической техники, вызвавших необходимость опера-
тивного вмешательства в работу СОТР или КА, требуется проведение анали-
за ТМИ о тепловом режиме этого образца и проведение на основе результа-
тов этого анализа технических и организационных мероприятий, устраняю-
щих выявленные отклонения в штатной работе СОТР в последующих образ-
цах изделия.
Основная стендовая база, используемая
для проведения тепловакуумных испытаний
Процессы взаимодействия космического аппарата во время его полёта с
окружающей средой весьма сложны, и проблемы их моделирования в назем-
ных условиях были актуальны на всех этапах разработки космической тех-
ники. Создание моделирующих установок для комплексной отработки натур-
ных образцов КА в условиях, имитирующих реальные условия космического
1354
пространства, позволяет существенно сократить сроки отработки, уменьшить
суммарные материальные затраты на отработку отдельных систем и КА в
целом и даёт возможность обеспечить необходимую надёжность работы КА.
Основой любой стендовой установки, имитирующей условия космического
пространства, является вакуумная камера (ВК), представляющая собой зам-
кнутый герметичный объём, снабженный средствами откачки для обеспече-
ния необходимого вакуума.
Если вакуумную камеру, помимо средств откачки и вакуумирования, ос-
настить системами, имитирующими «черноту» и «холод» космического про-
странства, тепловое воздействие Солнца и планет, то это уже будет теплова-
куумная камера (ТВК), которая снабжена имитаторами воздействий косми-
ческого пространства и приспособлена для проведения отработки образцов
космической техники в условиях, имитирующих реальные условия космичес-
кого пространства.
Как правило, вакуумная камера представляет собой выполненную из не-
ржавеющей стали цилиндрическую конструкцию со сферическими днища-
ми. Обычно длина ВК больше, чем её диаметр. Если ось цилиндра располо-
жена горизонтально, то ВК — горизонтального типа, если вертикально, то
ВК — вертикального типа.
Если размеры объекта испытаний соизмеримы с размерами ВК, то в ва-
куумной камере он может быть размещен только определённым образом (го-
ризонтально или вертикально), в зависимости от типа камеры.
НПО им. С.А. Лавочкина имеет многолетний опыт проведения теплова-
куумных испытаний космических аппаратов с использованием собственных
стендовых средств, а также в вакуумных камерах ФКП «НИЦ РКП», ОАО
«НПО Молния», ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Тепловакуумные камеры данных предприятий оснащены техническими
средствами, позволяющими обеспечить с достаточной точностью следующие
основные характеристики окружающей космической среды, условия разме-
щения КА и проведения испытаний:
— интенсивность, спектральный состав и непараллельность прямого сол-
нечного излучения;
— интенсивность, спектральный состав и угловое распределение отражен-
ного от поверхности небесного тела солнечного излучения;
— интенсивность, спектральный состав и угловое распределение собствен-
ного теплового излучения поверхности небесного тела;
— оптические коэффициенты поверхностей небесного тела и космичес-
кого пространства;
— возможность изменения положения КА внутри камеры по отношению
к направлению теплового потока;
— минимальное тепловое влияние на конструкцию КА со стороны тех-
нологического стендового оборудования;
1355
— управление работой приборов и тепловых макетов в различных режи-
мах;
— проведение измерений различных технических и температурных пара-
метров и обработку их результатов.
Головной организацией в отечественной космической отрасли по прове-
дению экспериментальной отработки СОТР КА является ФКП «НИЦ РКП»
(бывший НИИХИММАШ, г. Пересвет). Здесь находится основная экспери-
ментальная база для комплексных тепловакуумных испытаний тепловых
макетов и летных образцов КА.
В камере ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП» (рисунок 4.4.5) были проведены
комплексные ТВИ большей части КА, разработанных в НПО им. С.А. Ла-
вочкина.
Рисунок 4.4.5. Схема тепловакуумной камеры ВК 600/300: 1 — космический аппарат;
2 — тепловакуумная камера; 3 — криоэкраны; 4 — имитатор солнечного излучения
ИС-500-1; 5 — инфракрасные излучатели; 6 — Гермоплата; 7 — подставка с электро-
нагревателем; 8 — термостат; 9 — наземная кабельная сеть; 10 — опорно-поворотное
устройство; 11 — антенны КА; 12 — экраны-шторки криогенные оптического отсека
1356
Технические характеристики ВК600/300 даны в таблице 4.4.2.
Тепловакуумная камера ВК600/300 представляет собой вертикально уста-
новленное цилиндрическое сооружение, обеспечивающее возможность поме-
Таблица 4.4.2. Характеристики тепловакуумной камеры ВК 600/300
Характеристики камеры
1 Предельное остаточное давление в камере: - без КА 1,5 10’8мм рт.ст.; - с КА (6,5-9,0) 10’6 мм рт.ст. Система вакуумирования: обеспечивает безмасляный вакуум
2 Свободный объем — 300 м3
3 Температура азотных экранов — минус 190±3°С, потребление азота 50 т/сутки
4 Габаритные размеры: - внутренний диаметр по корпусу — 7,9 м; по азотным экранам — 5,95 м; - расстояние от плоскости стола (ОПУ) до азотных экранов крышки — 9м
5 Опорно-поворотное устройство (ОПУ): - диаметр 3,8 м; грузоподъемность — 16 т; - углы поворота от 0 до 360 °, отклонение от горизонта не более 1,0 мм; - скорость вращения: максимальная — 36 град/мин; минимальная — 0,175 град/мин
6 Имитатор солнечного излучения ИС500-1: - 195 ксеноновых ламп по 5 кВт («пятно» 5x8 м; ДКСШ РБ-5000-1); - непараллельность лучистого потока от 1,5 до 3,5 °; неоднородность потока 5-10 % в центре и до 20 % на периферии «пятна»; спектр, близкий к солнечно- му в диапазоне длин волн — 0,2-2,5 мкм; - возможность регулировки интенсивности потока в диапазоне от 0,5 до 3 кВт/м2; - управление и контроль параметров ИСИ — с пульта
7 Имитаторы инфракрасного излучения с потоком 500 Вт/м2
8 Устройство сканирующего типа для замера мощности светового потока от ИСИ; 110 кремниевых датчиков КФЛП-3
9 Заслонка, охлаждаемая водой, для перекрытия светового потока без выключе- ния ламп ИСИ на теневых орбитах
10 Экраны-шторки 3x8 м, охлаждаемые жидким азотом, для экранирования теп- лопритока к КА со стороны ИСИ, когда ИСИ не используется на теневых ор- битах. As> 0,9; е > 0,9
11 Многофункциональная информационно-управляющая система: - система измерения параметров КА; - комплекс автоматизированной обработки параметров; - система стендовых измерений; - система единого времени, связей и телевидения
12 Потребляемая мощность электрооборудования — 2000 кВт
1357
щения испытуемого КА в камеру через верхний загрузочный люк. Вид каме-
ры ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП» со стороны загрузочного люка представлен
на рисунке 4.4.6.
Рисунок 4.4.6. Вид камеры ВК600/300 ФКП «НИЦ РКП» со стороны загрузочного
люка
С целью получения «чистого» безмасляного вакуума в ТВ К усовершенство-
вана система вакуумирования на основе использования: рефрижераторных
крионасосов RPK 30000, криосорбционных агрегатов КС 4205 и насосов НКС
2,2/165, криоконденсационных насосов ВККН-1200 и турбомолекулярных на-
сосов ТМН-500.
Для обеспечения горизонтирования КА с тепловыми трубами доработано
опорно-поворотное устройство (ОПУ) камеры, обеспечившее необходимую
точность установки в горизонтальное положение стола для размещения КА.
С целью имитации теневой орбиты КА во время ТВИ без выключения
имитатора солнечного излучения (ИСИ) разработана и внедрена охлаждае-
мая водой заслонка для перекрытия светового потока снаружи ТВ К.
Важное место при проведении ТВИ КА занимает имитация внешней теп-
ловой нагрузки от Солнца и Земли на поверхность аппарата.
Имитатор солнечного излучения ИС-500 включает в себя 204 ксеноновых
светильника СКЛ-6, создающих световое поле размером Змх8м.
Технология проведения настройки, измерений и регулирования распре-
деления энергетической освещенности, создаваемой имитатором солнечно-
1358
го излучения, и обеспечения уровней освещенностей, заданных программой
ТВИ конкретного КА для его отдельных зон, заключалась в следующем. Для
контроля интенсивности и равномерности создаваемого лучистого потока в
плоскости светового пятна ИСИ использовалось координатное измеритель-
ное устройство. Координаты светового поля ИСИ определяются: по горизон-
тали — 110-ю датчиками КФЛП-3, по вертикали — контактными датчика-
ми, расположенными на 190 строках координатно-измерительного устрой-
ства.
Для управления режимами работы ИСИ использован пульт управления, с
помощью которого производилось изменение режима работы световых мо-
дулей в соответствии с программой ТВИ, контроль параметров излучателей
(тока, напряжения, лучистого потока), управление приводом сканирующего
устройства.
Помимо тепловакуумной камеры ВК 600/300 ФКП НИЦ РКП для авто-
номных тепловакуумных испытаний СОТР отдельных модулей разрабатыва-
емых НПО им. С.А. Лавочкина космических аппаратов используется и экс-
периментальная база НПО «Молния».
Лаборатория криотермовакуумных испытаний НПО «Молния» имеет в
своем составе набор вакуумных камер, оснащенных уникальным специали-
зированным оборудованием для проведения широкого спектра тепловых
испытаний агрегатов и систем аэрокосмических летательных аппаратов. По
своим возможностям лаборатория находится на самых передовых позициях
средств тепловых испытаний как в нашей стране, так и за рубежом. В состав
лаборатории входят 11 основных термовакуумных камер объемом от 2,5 м3
до 360 м3 и ряд вспомогательных установок для проведения необходимых
технологических операций (нанесение отражающих покрытий на зеркала
солнечных имитаторов и др.).
Внешний вид большого зала лаборатории, в котором расположены ваку-
умные камеры с объемом от 47 м3 до 360 м3, показан на рисунке 4.4.7.
Лаборатория оборудована централизованной системой вакуумирования с
использованием безмасляных форвакуумных и турбомолекулярных высоко-
вакуумных насосов. Охлаждение криоэкранов осуществляется жидким азо-
том от общей системы азотоснабжения. Отогрев и разгерметизация больших
камер осуществляется с использованием соответствующих централизованных
систем. Лаборатория оборудована системами управления испытаниями и
регистрации измеряемых параметров.
Установки КТВУ-40Г и КТВУ-250Г предназначены для проведения теп-
ловакуумных испытаний элементов космической техники с имитацией воз-
действия направленного потока солнечного излучения, рассеянного излуче-
ния от поверхности Земли и охлаждающего действия космического простран-
ства в условиях воздействия глубокого вакуума (до 510 8 торр или 710 5 Па).
Регулируемая мощность падающего лучистого потока от ксеноновых имита-
1359
Рисунок 4.4.7. Лаборатория криотермовакуумных испытаний
торов солнечного излучения составляет 0,4—2 кВт/м2, при этом угол расхо-
димости лучей не превышает 3.5 градусов, неравномерность теплового пото-
ка в пределах светового пятна составляет не более 10%. Диаметр светового
пятна 1,6 м для установки КТВУ-40Г и 2,5 м — для установки КТВУ-250Г.
В дополнение к имитаторам солнечного излучения установки оборудова-
ны источниками инфракрасного излучения, которые в зависимости от целей
эксперимента могут создавать тепловой поток, имитирующий излучение Зем-
ли или Солнца. Мощность падающего потока при этом может меняться от
0,1 до 2 кВт/м2. Оригинальная схема переключения источников инфракрас-
ного излучения позволяет имитировать вращение объекта относительно Земли
или Солнца даже в том случае, если сам объект внутри камеры установлен
неподвижно.
Температура азотных экранов, имитирующих охлаждающее влияние от-
крытого космоса, составляет минус 173 °C (100 К) при коэффициенте погло-
щения солнечного излучения As> 0.9 (е= Л5).
На рисунке 4.4.8 показано устройство криоэкранов и инфракрасных на-
гревателей установки КТВУ-250Г/5. Внутренняя полость КТВУ-250Г/5 с
установленным объектом испытаний показана на рисунке 4.4.9, технические
характеристики приведены в таблице 4.4.3.
1360
Рисунок 4.4.8. Устройство криоэкранов и инфракрасных нагревателей установки
КТВУ-250Г/5
Рисунок 4.4.9. Внутренняя полость КТВУ-250Г/5
1361
Таблица 4.4.3. Технические характеристики КТВУ-250Г/5
3.1 Габариты установки:
- диаметр камеры, внутренний 4920 мм
— длина камеры 13440 мм
- длина камеры с приставкой 19100 мм
3.2 Вместимость камеры/камеры с приставкой 250 мЗ/360 м3
3.3 Давление рабочее 410 5 Па (310'7 мм рт.ст.)
3.4 Негерметичность камеры с приставкой 6.65-10-4 м3Па/с (5 лмкм рт.ст./с)
3.5 Температура экранов, рабочая:
— азотных экранов 80 К
— гелиевого змеевика 19 К
3.6 Масса азота на захолаживание азотных экранов 16000 кг
3.7 Массовый расход испаряемого азота в экранах в устано- вившемся режиме 2500 кг/ч
3.8 Коэффициент черноты внутренней поверхности азотных экранов е= 0*®,92
3.9 Масса всей установки, не более 100000 кг
3.10 Время выхода установки на режим, не более, в том числе: 24 ч
— форвакуумная откачка 4ч
— охлаждение азотных экранов 6 ч
— охлаждение гелиевого змеевика 10ч
— высоковакуумная откачка (0,5ч4) ч
3.11 Продолжительность цикла испытаний до 30 суток
3.12 Время отогрева экранов, не более 4ч
3.13 Время разгерметизации камеры, не более 0,5 ч
3.14 Основные характеристики имитатора ИКИ:
- максимальная потребляемая мощность ПО кВт
-удельный падающий тепловой поток на цилиндрическую поверхности изделия, не более 2 кВт/м2
3.15 Потребляемая мощность ИСИ 70 кВт
3.16 Основные параметры испытываемых изделий:
— диаметр, не более 2500 мм
— длина, не более 8500 мм
— масса, не более 3000 кг
— газовая нагрузка от изделия, не более 1,33 Ю'3 м3 Па/с (10 л мкм рт.ст./с)
В последнее время наиболее востребованной для проведения тепловаку-
умных испытаний является горизонтальная цилиндрическая камера КТВУ-
40Г/3, общий вид которой приведен на рисунке 4.4.10.
Полость КТВУ-40Г/3 показана на рисунке 4.4.11, а технические характе-
ристики — в таблице 4.4.4.
Помимо стендовой базы ФКП «НИЦ РКП» и ОАО «НПО «Молния», НПО
им. С.А. Лавочкина для проведения автономных ТВИ элементов СОТР КА и
1362
крышка 15К крип экраны корпус шк ^еркалп шсш
Рисунок 4.4.10. Общий вид КТВУ-40Г/3
13 4 2
Рисунок 4.4.11. Внутренняя полость КТВУ-40Г/3: 1 — криоэкраны; 2 — зеркало ИСИ;
3 — инфракрасные нагреватели; 4 — направляющие для подачи тележки с объектом
испытаний
1363
Таблица 4.4.4. Технические характеристики КТВУ-40Г/3
№ п/п Наименование параметра Значение
1 Вместимость камеры без экранов (в том числе вместимость приставки ИСИ), м3 88.5 (41.5)
2 Габаритные размеры: внутренний диаметр камеры, мм; длина цилиндрической части камеры, мм 3200±10 9200±50
3 Предельное давление в камере без изделия, Па (мм рт. ст.) 5.3310'6- -(410'8)
4 Газовая нагрузка от изделия, м3 Па/с (л-мкм рт. ст./с), не бо- лее 6.65-10’5 - - (5 10 *)
5 Общая поверхность азотных экранов (в том числе приставки ИСИ), м2 89.2 (37.1)
6 Удельная нагрузка на азотные экраны, кВт/м2 1.4
7 Средняя температура поверхности азотных экранов в рабо- чем режиме, К (°C), не более 100 (минус 173)
8 Холодопотребность криоконденсационного встроенного насоса (гелиевого контура), Вт 25
9 Рабочая температура гелиевых панелей, К (°C), не более 19 (минус 254)
10 Негерметичность камеры с экранами, м3 Па/с (л мкм рт. ст./с) 6.65-10-5- -(5-10')
11 Время откачки камеры до рабочего давления с изделием, ч, не более 50
12 Время штатной разгерметизации, мин, не более 30
13 Продолжительность непрерывной работы установки (цикла испытаний), сут, не более 90
14 Масса установки, кг 31000
15 Расход азота, кг/ч 1300
16 Масса жидкого азота в режиме первоначального охлаждения, кг 8840
17 Потребляемая мощность, кВт 40
отдельных малогабаритных модулей и фрагментов конструкции СОТР и КА
использует и тепловакуумную установку ГНЦ «Центр Келдыша» (СТВИ).
Стенд тепловакуумных испытаний «Центр Келдыша» (СТВИ) выполнен
в виде горизонтально расположенного цилиндра диаметром 2,4 м и длиной
6 м. Давление в камере при ТВИ поддерживается на уровне 10’5 мм рт. ст., а
температура криопанелей — равной 100 К (минус 173°С).
1364
Плотность теплового потока имитатора солнечного излучения может ре-
ализовываться в диапазоне 0,7... 1,9 кВт/м2, диаметр солнечного пятна ~0,8 м.
Кроме стендовой базы смежных предприятий, для проведения автоном-
ных ТВИ элементов СОТР КА и отдельных малогабаритных модулей и фраг-
ментов конструкции СОТР и КА НПО им. С.А. Лавочкина в полной мере
использует тепловакуумные установки собственной экспериментальной базы,
располагаемые на территории предприятия.
Наиболее оснащенной и чаще задействованной при проведении теплова-
куумной отработки является вакуумная камера ВК-27 (рисунок 4.4.12).
Рисунок 4.4.12. Общий вид вакуумной камеры ВК-27: 1 — неподвижная часть; 2 —
передвижная часть; 3 — установочная рама
Объект испытаний, закрепленный на технологической ферме-подставке,
размещается на установочной раме ВК.
Тепловакуумная камера ВК-27 экспериментальной базы НПО им. С.А. Ла-
вочкина представляет собой горизонтально расположенную цилиндрическую
емкость диаметром 2,7 м и длиной 4,5 м.
Тепловакуумные испытания в этой камере проводятся при давлении око-
ло 10‘5 мм рт. ст. Азотные экраны, имитирующие «космический холод», ох-
лаждаются в процессе испытаний до минус (180 ± 10) °C. В качестве источ-
ников инфракрасного излучения используются сетчатые нагреватели различ-
ной конструкции и электрической мощности.
На территории НПО им. С.А. Лавочкина расположен испытательный ком-
плекс, в состав которого входит уникальная вакуумная камера ВК- 48. Ваку-
умная камера размещена в отдельном здании, она представляет собой желе-
1365
зобетонную конструкцию со следующими размерами внутрикамерного про-
странства: длина 13,7 м, ширина 11,5 м, высота 11,2 м. Внутренний объем
ВК-48 (с учетом объёма обечайки крышки) ~ 2200 м3. Габариты вакуумной
камеры позволяют разместить в ней любой из разрабатываемых в настоящее
время на предприятии космических аппаратов. При этом космический ап-
парат внутри вакуумной камеры может быть установлен как горизонтальном,
так и вертикальном положении. Рисунки 4.4.13—4.4.16 иллюстрируют вне-
шний вид и внутреннее устройство камеры ВК-48.
Рисунок 4.4.13. Вид на ВК-48 со стороны зала подготовки к испытаниям
Толщина железобетонных стен, пола и перекрытия составляет 1м. Мон-
тажный каркас изготовлен из стали 14Г2, арматурные сетки из стального (сталь
25Г2С) прутка 0 40 мм. Внутренняя обшивка камеры выполнена из листо-
вой нержавеющей стали 1Х18Н9Т толщиной 10 мм с герметичными сварны-
ми швами. Объём бетона 1500 м3, масса арматуры 360 т, масса обшивки 55 т.
Одна из стенок вакуумной камеры имеет загрузочный люк диаметром 10 м,
ведущий в зал подготовки к испытаниям. Зал подготовки к испытаниям,
размером в плане 36x39 м и высотой 18 м, оборудован мостовым электри-
1366
Рисунок 4.4.14. Вид изнутри на откатную крышку загрузочного люка
Рисунок 4.4.15. Внутренний вид ВК-48
1367
Рисунок 4.4.16. Гермовход для обслуживающего персонала
ческим краном грузоподъемностью ~15 т и высотой подъема крюка 14,1 м.
Въезд в указанный зал через тамбур. Проём въездных ворот имеет ширину
7 м и высоту 7,9 м.
Крышка загрузочного люка откатывается в зал подготовки испытаний по
двум рельсам, на четырех специальных тележках, две из которых ведущие, с
электромеханическим приводом. Обечайка и днище откатной крышки изго-
товлены из нержавеющей стали. Масса крышки ~ 40 т. На откатную крышку
опирается одним концом силовая балка с расположенным на ней поворот-
ным столом, второй конец силовой балки имеет тележку, которая движется
по рельсам, проложенным по полу камеры. Поворотный стол, расположен-
ный на подвижной платформе, имеет диаметр 3 м и грузоподъемность 25 т.
Высота от плоскости поворотного стола до верхней точки проёма загрузоч-
ного люка 8,86 м.
На уровне второго этажа непосредственно к одной из стен вакуумной
камеры примыкает пультовое помещение площадью ~ 150 кв. м.
Под пультовым помещением, на уровне первого этажа, в стенке камеры
имеются гермовход для обслуживающего персонала.
Камера оснащена гермовводами для пневмосистем КА и гермовводами с
электрическими разъёмами для цепей систем измерения и управления стен-
довыми и бортовыми системами.
1368
Испытуемое изделие транспортируется с помощью подъемно-транспорт-
ных устройств и устанавливается на поворотный стол опорной балки, выд-
винутой в крайнее ее положение при открытой камере. После установки
объект испытаний с помощью поворотного стола поворачивается на необхо-
димый угол по отношению к оси опорной балки и фиксируется в данном
положении. Закрепленное на поворотном столе изделие транспортируется в
камеру приводом откатной части камеры.
Специальная система обеспечивает подход откатной части к корпусу ка-
меры без удара и плотное прилегание крышки к фланцу корпуса камеры при
закрытии откатной части. Для обеспечения герметичности бокса вакуумной
камеры используется система прижима откатной крышки. Имеется система
специальных пневматических замков для прижима откатной части к корпу-
су камеры. Замки работают при давлении -150 ати. Всего по периметру от-
катной части установлено 18 замков. Управление замками осуществляется
посредством пневмопульта. Для заполнения вакуумной камеры воздухом после
окончания вакуумных испытаний предусмотрена система разгерметизации,
посредством которой производится заполнение полости камеры сухим сжа-
тым воздухом. Заполнение камеры воздухом производится через специаль-
ный пульт. Предусмотрена система защиты и блокировки от превышения
давления в камере более атмосферного.
ВК-48 используется для испытаний крупногабаритных КА на герметич-
ность. Вакуумирование проводится поэтапно. Вначале проводится откачка
водокольцевым насосом ВВН-50 до давления 100мм рт. ст. в течение -1,5 часа.
Затем осуществляется откачка механическим насосом РВН-50 до давления
5мм рт. ст. в течение - 1,0 часа, потом откачка механическим насосом НВЗ-
500 до давления 101 мм рт. ст. в течение - 4,0 часов и откачка механическим
двухроторным насосом 2ДВН-1500 до давления 10-3 мм рт. ст. в течение
-3,0 часов. Заключительным этапом является откачка высоковакуумным агре-
гатом ВА-100 до предельного давления - З Ю-5 мм рт. ст. в течение - 24 часов.
В состав стенда входит система энергоснабжения (подстанция с двумя
трансформаторами по 1000 кВт) и водяная система охлаждения насосов (рас-
ход воды до 30000 л/час).
Таким образом, имеется испытательный стенд, позволяющий отрабаты-
вать крупногабаритные КА в условиях, имитирующих один из факторов кос-
мического пространства, а именно — космический вакуум.
Сейчас перед космической отраслью поставлены перспективные задачи,
создаются КА нового поколения, имеющие негерметичное исполнение. При
этом существенно возрастает роль наземной отработки космической техни-
ки в вакууме: тепловакуумных испытаний, дегазации систем и агрегатов КА,
электрических испытаний штатных КА в вакуумных камерах, что обуслав-
ливает необходимость модернизации стендовой базы, в том числе и модер-
низацию испытательного стенда ВК-48 [19].
1369
Сама логика развития космической техники указывает путь модернизации
стенда ВК-48 — это переход от стенда на базе вакуумной камеры к стенду на
базе термовакуумной камеры, т.е. от ВК-48 к ТВК-48.
Факторами космического пространства, имитируемыми в ТВК, обычно
являются вакуум, «чернота» и «холод» космического пространства, тепловое
воздействие Солнца и планет.
В настоящее время проработаны предложения по доработке и дооснаще-
нию испытательного стенда на базе вакуумной камеры ВК-48. Доработка
испытательного стенда содержит следующие основные этапы.
Первый этап предусматривает переход на «чистый» безмасляный вакуум
для обеспечения отработки штатных КА новой конструкции. Агрегаты име-
ющейся системы вакуумирования демонтируются и заменяются новыми.
Должно быть предусмотрено оптимальное сочетание форвакуумных и
высоковакуумных средств откачки. Система вакуумирования должна обеспе-
чивать вывод камеры на рабочий режим по давлению (не более 1 • 105 мм рт.ст.)
и поддержание этого режима в течение длительного времени (не менее 10 су-
ток) при наличии газоотделения от объекта испытаний. Время выхода на
рабочий режим по давлению — не более 24 часов.
Второй этап модернизации испытательного стенда предусматривает созда-
ние имитатора космического пространства. «Холодное черное» космическое
пространство имитируется путем окружения рабочего объёма криоэкранами,
рабочая поверхность которых имеет высокую степень черноты (е >0,95). Ра-
бочее тело для охлаждения криоэкранов — жидкий азот. Система криоэкра-
нов имеет секционное построение. Рабочий объём, окруженный криоэкра-
нами, V- 300 м3. Экраны выполняются в виде решетки из оребренных труб,
по которым пропускается хладагент. Секционное построение системы крио-
экранов позволяет менять конфигурацию «холодного» рабочего объёма в за-
висимости от габаритов объекта испытаний.
Система азотоснабжения содержит систему снятия тепловой нагрузки с
криоэкранов вакуумной камеры, систему хранения и подачи до 20 т жидкого
азота в сутки. Азотохранилище выполняется на базе двух криогенных резер-
вуаров цилиндрических горизонтальных РЦГ-100/0,5. Разовый запас жидкого
азота ~170 т.
Третий этап модернизации предусматривает создание имитатора внешних
тепловых потоков. Имитация внешних тепловых потоков, поступающих на
поверхность космического аппарата, осуществляется с использованием сис-
темы инфракрасных излучателей (ИКИ), состоящей из двух подсистем —
ИКИ-1 и ИКИ-2.
Подсистема ИКИ-1 представляет собой совокупность стационарных об-
лучателей, расположенных по периметру объема, ограниченного азотными
экранами. ИКИ-1 размещается на едином каркасе, состоящем из пяти состы-
кованных секций. Секции должны иметь конструктивные элементы для про-
1370
кладки кабельной сети, установки и юстировки излучателей. Подсистема
ИКИ-1 выполнена на базе условно точечных излучателей, расположенных
вокруг испытуемого объекта. Предлагаемые технические решения позволя-
ют реализовать основные характеристики излучателей:
— спектр излучения модулей имитатора близок спектру излучения абсо-
лютно черного тела с температурой, равной радиационной температу-
ре излучателя;
— элементы конструкции модулей и каркас имитатора выполняются нео-
хлаждаемыми, т.е. для их охлаждения не используется специальный хла-
доноситель;
— степень затеняемое™ криогенных экранов установки элементами ими-
татора не превышает (5—7) %;
— излучатели модуля малоинерционны в тепловом отношении в такой сте-
пени, что позволяют моделировать изменяющиеся по времени внешние
тепловые нагрузки (синусоидальное изменение плотности теплового
потока от имитатора от 40 Вт/м2 до 2000 Вт/м2 и вновь до 40 Вт/м2 за
время не более 0,5 часа).
Принятое количество автономно запитываемых и контролируемых излу-
чающих модулей (от 80 до 100) позволяет не слишком усложнять систему
управления без заметного ущерба для точности имитации.
Имитатор ИКИ-2 представляет собой совокупность локальных сетчатых
нагревателей, устанавливаемых вблизи от поверхности объекта испытаний.
Модернизированный стенд на базе вакуумной камеры ВК-48 позволит
осуществить основную часть тепловакуумной отработки КА, даст возможность
проводить комплексные электрические испытания штатных космических
аппаратов в условиях, имитирующих реальные условия космического про-
странства, обеспечит существенное повышение качества наземной экспери-
ментальной отработки. Особенно актуально наличие такого стенда для про-
ведения электрических испытаний штатных космических аппаратов в ТВК.
При подобных испытаниях бывает необходимо проводить режимы при ра-
бочем положении антенн, панелей солнечных батарей, что существенно уве-
личивает (причем по всем осям) габариты объекта испытаний и, чтобы раз-
местить его, требуется вакуумная камера таких размеров и конфигурации, как
ВК-48.
4.4.6. Примеры проектирования СОТР КА
Рассмотрим некоторые вопросы теплового проектирования и разработки
СОТР КА на примерах высокоапогейного ИСЗ для научных исследований
серии «Прогноз» и геостационарного ИСЗ для метеорологических исследо-
ваний серии «Электро-Л».
Космические аппараты серии «Прогноз» — специализированные спутни-
ки Земли для проведения астрофизических исследований, изучения солнеч-
ной активности и природного механизма солнечно-земных связей.
1371
Серия состояла из 12 автоматических космических аппаратов («Прогноз-1»
— «Прогноз-12»), запущенных в разные календарные сроки, начиная с 1972
по 1996 год. Первый ИСЗ «Прогноз» был выведен на орбиту в апреле 1972 г.
Аппараты дважды модернизировались. Базовый аппарат именуется СО («сол-
нечный объект»). Он предназначен для контроля радиационной активности
Солнца и прогнозирования радиационной безопасности полетов космонав-
тов. Изготовлены три спутника этого типа (КА «Прогноз-1, -2, -3»). После
внесения ряда доработок в бортовые системы аппарат, начиная с 1975 года,
носит наименование СО-М («Прогноз-М»). В процессе полетов КА «Прогноз-4,
-5, -6, -7 , -8» проведены уникальные исследования структуры ударных волн
солнечного ветра возле Земли. В ходе эксперимента, осуществляемого в рамках
международного проекта «Реликт», на борту КА «Прогноз-9» измерялась
анизотропия реликтового радиоизлучения по небесной сфере. В рамках со-
ветско-чехословацкого проекта «Интершок» (1985) произведен запуск КА
«Прогноз-10». Его цель — исследование структуры и характеристик ударной
волны и магнитопаузы, возникающих при взаимодействии солнечного ветра
с магнитосферой Земли. В рамках международного проекта «Интербол» (1995)
созданы аппараты нового поколения, получившие обозначение СО-М2 («Про-
гноз-М2»).
При разработке КА «Прогноз» срок активного существования (САС) был
задан равным 3 месяцам. Затем САС был увеличен до 6 месяцев, а для КА
«Прогноз-М2» («Интербол») САС был задан равным 1 году. Программа по-
лета КА миссии «Интербол» была успешно выполнена с существенным пре-
вышением объема поставленных задач. Срок эксплуатации КА «Интербол-1,
-2» превысил заданный по ТЗ соответственно в 5 и 2,5 раза. Первый КА вме-
сто запланированного 1 года функционирования проработал на орбите
1901 сутки, второй — 885 суток.
Все блоки служебной аппаратуры и часть блоков научной аппаратуры КА
«Прогноз» установлены внутри герметичного приборного контейнера (ПК),
заполненного газообразным теплоносителем (техническим азотом).
КА «Электро-Л» предназначен для получения оперативной гидрометеоин-
формации и ретрансляции ее потребителям.
КА «Электро-Л» №1 был выведен на круговую геостационарную орбиту
ИСЗ с географической долготой точки стояния 76 градусов восточной дол-
готы 21 января 2011г. Срок активного существования на рабочей орбите не
менее 10 лет.
Вся аппаратура КА выполнена для работы в открытом космосе в негерме-
тичном исполнении. На КА «Электро-Л» аппаратура и оборудование, уста-
навливаемые ранее в газовой среде приборного контейнера, размещаются на
термостабилизированных элементах конструкции, например, на тепловых
сотопанелях (ТСП) на базе тепловых труб. Кроме принципиального измене-
1372
ния конструкции КА и перехода на негерметичное исполнение приборного
отсека, важным фактором, влияющим на выбор облика и параметров СОТР,
является существенное (в несколько раз по сравнению с аналогами) увели-
чение срока эксплуатации КА и как следствие — повышение требований по
надежности систем.
Следует отметить, что многие элементы и агрегаты СОТР КА «Элекгро-Л»,
кроме функций обеспечения заданного теплового режима, выполняют еще и
дополнительные функции. Например, ТСП являются не только элементами
системы обеспечения теплового режима, но и несущими элементами конст-
рукции КА и частично играют роль защиты аппаратуры от потоков высоко-
скоростных и радиационных частиц, а ЭВТИ, кроме теплоизолирующих
функций, частично выполняет роль защиты аппаратуры от потоков высоко-
скоростных и радиационных частиц, от статического электричества и т.д.
Данные обстоятельства делают невозможным использование значительной
части существовавшего расчетно-методического, технологического и экспе-
риментального задела и обусловили необходимость применения новых ма-
териалов, использования нового методического и расчетного обеспечения,
новых технологий и новых видов испытаний.
Проекты «Прогноз» и «Элекгро-Л» разделяют 40 лет. За это время многое
изменилось.
Сегодня важнейшими задачами являются как закрепление современного
опыта теплового проектирования КА, так и воссоздание на новом техничес-
ком уровне тех результатов в тепловом проектировании КА, которые были
достигнуты в советский период.
Тепловое проектирование КА «Прогноз»
Рассмотрим конструктивное исполнение КА «Прогноз», состав и основ-
ные характеристики его СОТР.
КА «Прогноз-1» был предназначен для эксплуатации на сильно вытяну-
той околоземной орбите с периодом обращения ~ 96 часов и начальными
высотами в перигее = 220—240 км и апогее ha ~ 200000 км. Перигей орби-
ты мог быть расположен как над теневой, так и над освещенной стороной
Земли. В полёте ИСЗ постоянно ориентирован осью «X» на Солнце (с точ-
ностью ± 10 градусов) и закручен вокруг оси «X» с угловой скоростью 2,5—
3 градуса в секунду. При полёте по такой орбите ИСЗ на каждом витке под-
вергается кратковременному (в течение ~ 1,2 часа) воздействию лучистых теп-
ловых потоков от Земли. На большей части орбиты земные тепловые потоки
пренебрежимо малы и единственным внешним источником тепла является
Солнце. При некоторых положениях орбиты был возможен периодический
заход в тень Земли на время не более 35 минут. На восстановление ориента-
ции после выхода из тени требовалось не более 30 минут.
1373
Основным силовым элементом ИСЗ является цилиндрический приборный
термоконтейнер диаметром 1,5 м.
Внутри приборного контейнера (ПК) установлены все блоки служебной
аппаратуры и часть блоков научной аппаратуры.
ПК состоит из двух основных частей: 1) верхнего днища, внутри которого
установлена рама с блоками аппаратуры; 2) крышки, внутри которой смон-
тированы агрегаты системы терморегулирования приборного отсека. Крыш-
ка имеет цилиндрическую часть и днище (нижнее днище). В средней части
боковой поверхности крышки приборного контейнера имеется силовой шпан-
гоут, на котором закреплены четыре панели солнечных батарей. В нижней
части боковой поверхности крышки ПК установлены баллоны со сжатым
газом и пневмоблоки системы ориентации.
На наружной поверхности днища установлена плита с блоками научной
аппаратуры. В центральной части наружной поверхности верхнего днища
установлен прибор ориентации на Солнце.
Общий вид ИСЗ «Прогноз» представлен на рисунке 4.4.17.
Большую часть времени аппаратура приборного отсека работает в дежур-
ном режиме, выделяя 180—220 Вт постоянно, причем ~ 15—20 Вт выделяет-
ся аппаратурой, установленной снаружи приборного отсека. В сеансах связи
тепловыделение аппаратуры достигает 440—540 Вт, однако продолжительность
сеансов невелика (не более 0,8 часа), и они проводятся группами с суммар-
ной продолжительностью не более 1,75 часа. При проведении теплового про-
1374
ектирования учитывалось то обстоятельство, что приборный отсек имеет
большую тепловую инерцию (суммарная теплоемкость около 335 кДж/K), из-
за чего повышение температуры воздуха в отсеке за время группы сеансов не
превысит 10 °C.
Основным элементом СОТР ИСЗ «Прогноз» является система терморегу-
лирования (СТР) приборного контейнера. Тепловой режим приборного от-
сека обеспечивается активной газоциркуляцонной системой терморегулиро-
вания, экранно-вакуумной теплоизоляцией, закрывающей верхнее и нижнее
днища, и подбором термооптических характеристик покрытий.
Условия внешнего и внутреннего теплообмена приборного отсека стабиль-
ны в течение большей части времени полёта, а кратковременное изменение
этих условий оказывает сравнительно слабое возмущающее воздействие на
приборный контейнер благодаря его большой тепловой инерции. Поэтому для
приборного контейнера был выбран наиболее простой тип активной газоцир-
куляционной СТР — с радиатором, совмещенным с корпусом ПК, и с регу-
лированием стока тепла посредством изменения режима работы вентилято-
ра.
Тепловой режим аппаратуры, установленной на приборный отсек снару-
жи, обеспечивается путем защиты наружной поверхности приборов чехлами
из ЭВТИ и организации лучистого теплообмена между плитой с приборами
и верхним днищем приборного контейнера.
Тепловой режим баллонов и пневмоблоков системы ориентации обеспе-
чивается путем защиты их поверхности ЭВТИ и организации лучистого теп-
лообмена баллонами и корпусом приборного отсека.
Тепловой режим панелей солнечных батарей обеспечивается пассивными
средствами путем подбора термооптических характеристик покрытий пане-
лей и использования тепловой инерции конструкции.
Экранно-вакуумная теплоизоляция, применяемая на данном аппарате,
состоит из двадцати пяти слоев ЭВТИ-В, облицованной белой стеклотканью
ТСОН-СОТ. Удельное термическое сопротивление ЭВТИ составляет 60—
100 К м2/Вт при граничных температурах 20 и минус 196 °C.
Система терморегулирования предназначена для поддержания температуры
воздуха в приборном отсеке в пределах от 0 до 40 °С.Теплоносителем в СТР
является заполняющий приборный отсек технически чистый азот (N2 > 95%).
В дальнейшем будем условно вместо словосочетания «технически чистый азот»
будем употреблять слово «воздух». Давление заправки Р= 1,2 ± 0,05 атм при
температуре в помещении 10—35 °C.
Принципиальная схема СТР приборного отсека показана на рисунке 4.4.18.
СТР работает следующим образом. Вентиляционный блок 1 создает вынуж-
денную конвекцию воздуха в отсеке. Диффузор 5 и перфорированный наса-
док 6 распределяют поток воздуха по высоте отсека (50—60% — в нижнюю
половину, 50—40% — в верхнюю половину). Производительность вентиля-
1375
Рисунок 4.4.18. Принципиальная схема СТР приборного контейнера: 1 — вентиля-
ционный блок; 2 — коммутатор вентиляционного блока; 3 — блок автоматики; 4 —
блок термодатчиков; 5 — диффузор; 6 — насадок; 7 — радиатор-охладитель; 8 — теп-
ловой демпфер; 9 — ЭВТИ
ционного блока 50 л/с при Р= 760 мм рт. ст. (1,013* 105 Н/м2) и температуре
15—20°С. Воздух, проходя по отсеку, снимает с аппаратуры избыток тепла и
отдает его радиатору-охладителю 7 в шестнадцати прямоугольных каналах
прямоугольного сечения. Часть тепла (~ 1/3), выделяемого аппаратурой, пе-
редается от приборов к радиатору излучением. Полученное от аппаратуры
тепло радиатор-охладитель излучает в окружающее космическое пространство.
Тепловой демпфер 8 предназначен для уменьшения колебаний темпера-
туры радиатора-охладителя, вызванных изменением тепловыделения аппара-
туры. Термооптические коэффициенты As и £ поверхности демпфера под-
бираются таким образом, чтобы демпфер препятствовал отклонению темпе-
ратуры радиатора от принятого номинального значения (15 °C), т.е. подво-
дил большее количество тепла при понижении и меньшее количество тепла
— при повышении температуры радиатора. Средняя степень черноты наруж-
ной поверхности радиатора-охладителя определяется из условий равенства его
средней температуры 15 °C при номинальном тепловыделении аппаратуры
QI р При тепловом проектировании первого аппарата из серии «Прогноз» при-
нято QIj ~ 200 Вт.
1376
Получение требуемых средних значений термооптических коэффициен-
тов наружных поверхностей демпфера и радиатора обеспечивалось предва-
рительной химической обработкой их поверхности и нанесением лакокрасоч-
ных покрытий по специальной схеме окраски. До окраски наружная повер-
хность демпфера анодируется (Л5< 0,3; £ >0,8), а наружная поверхность ра-
диатора химически полируется (Л5<0,25; £ >0,1).
Вентиляционный блок состоит из двух вентиляторов (основного и резер-
вного), смонтированных в одном корпусе по схеме «тандем». Питание на
электродвигатели вентиляторов подается коммутатором, он же производит
переключение питания с основного вентилятора на резервный при выходе из
строя основного. Вентиляционный блок имел возможность работать в двух
режимах: непрерывно и со скважностью (включение на 3 минуты через каж-
дые 12 минут).
В сеансах вентиляционный блок работал непрерывно, между сеансами —
непрерывно или со скважностью в зависимости от температуры воздуха в
отсеке. Температура воздуха на выходе из вентилятора контролировалась
блоком температурных датчиков 4. При понижении температуры до 10 ± 3°С
блок температурных датчиков выдавал сигнал, по которому блок автоматики
3 переводил вентилятор в режим скважной работы. При повышении темпе-
ратуры до 20 ± 3 °C вентилятор снова переводился в режим непрерывной ра-
боты. Режим скважной работы вентилятора планировался как вспомогатель-
ный и был предусмотрен для улучшения теплового режима аппаратуры при
значительном уменьшении внутреннего тепловыделения по сравнению с
номинальным. Скважность работы вентилятора позволяла увеличить темпе-
ратурный перепад между приборной массой и радиатором примерно в два раза
(на 6—8 °C), но практически не влияла на среднюю температуру воздуха, по-
ступающего в отсек.
Моделирование теплового режима и определение
параметров СОТР
Моделирование состоит из этапов формирования тепловой модели КА и
исследования данной модели (решения). Математическая модель теплового
режима КА представляет собой математическую модель распространения тепла
через отдельные элементы КА и теплообмена этих элементов между собой и
с окружающим пространством.
Тепловое проектирование первых ИСЗ серии «Прогноз» было ручным (без
использования ЭВМ), при этом моделирование во многих случаях осуществ-
лялось с использованием аналитических решений. Однако по мере развития
ЭВМ и численных методов вопросы теплового проектирования стали решаться
путем взаимодействия человека и ЭВМ, т.е. был осуществлен переход к ав-
томатизированному проектированию, и на этапе разработки КА «Интербол»
1377
(«Прогноз-М2») уже использовались достаточно совершенные тепловые ком-
пьютерные модели КА.
Проиллюстрируем методологию моделирования теплового режима с ис-
пользованием автоматизированного проектирования на примере КА «Про-
гноз-М2» [20].
Для расчетов теплового режима КА должно быть создано несколько мате-
матических моделей, сопряженных между собой граничными условиями. Это
позволяет вести тепловые расчеты отдельных частей аппарата независимо друг
от друга. Упрощенные модели с минимальным количеством расчетных эле-
ментов и тепловых связей между ними используются на этапе проектирова-
ния, когда происходит определение конструкции КА и выбор средств СОТР.
Такие модели позволяют просчитать большое количество вариантов и выб-
рать оптимальные средства обеспечения теплового режима. На этом этапе
целесообразно делить аппарат на расчетные элементы по функциональному
признаку, например, выделив оболочку, газ отсека, группу однородных по
тепловыделению приборов и т.д. Тепловое состояние каждого элемента мо-
дели характеризуется некоторой средней температурой, относительно кото-
рой может быть записан его тепловой баланс. При этом должны быть изве-
стны пределы возможных отклонений местных температур от используемо-
го в приближенном расчете среднего их значения, определяемые из анализа
тепловых связей или из аналогичных расчетов. Если отклонения велики и
могут привести к неоправданным погрешностям, то целесообразно несколь-
ко детализировать математическую модель, увеличив количество расчетных
элементов. Разные задачи, поставленные перед тепловыми расчетами, тре-
буют математических моделей теплового режима разной степени детализа-
ции: от наиболее простых на этапе проектирования, до максимально детали-
зированных на этапе испытаний и эксплуатации КА.
Расчетные схемы
Первым этапом теплового расчета является составление расчетной схемы.
Схема для расчета теплового режима представляет собой схематическое изоб-
ражение узлов КА, включая элементы СОТР, с указанием всех существен-
ных тепловых связей, а также внешних и внутренних тепловых воздействий.
При составлении расчетной схемы теплового режима выделяются узловые
точки, характеризующие температуру, формируются допущения в части воз-
можного упрощения изображаемых процессов.
В соответствии с принятой методикой расчета теплового режима и пост-
роением программно-алгоритмического обеспечения теплового режима КА
расчетная схема включает в себя три схемы, описанные ниже.
Геометрическая модель представляет собой аппроксимацию наружной
поверхности КА совокупностью поверхностей простой формы. Модель не-
обходима для определения внешних тепловых воздействий на элементы кон-
1378
струкции и оборудования КА и расчета внешнего лучистого теплообмена
наружных поверхностей КА.
Схема деления КА на изотермические узлы содержит схематическое изоб-
ражение рассчитываемого объекта, разделенного на расчетные элементы с
указанием их нумерации, показывает основные термические связи между
изотермическими узлами.
Схема тракта циркуляции теплоносителя содержит данные по количеству,
типу и нумерации участков тракта циркуляции теплоносителя, показывает,
с какими изотермическими узлами взаимодействует теплоноситель на конк-
ретном участке тракта циркуляции.
Общие положения. Уравнения теплового баланса. На тепловой режим объек-
та оказывают влияние внутренние тепловыделения аппаратуры и тепловое вза-
имодействие между элементами конструкции. Настоящая методика позволяет
учитывать все виды теплообмена: кондуктивный, конвективный, теплообмен
излучением.
Ниже представлены принципы построения математических моделей КА,
их аппаратуры, элементов конструкции и оборудования .
Для расчета температур составляется математическая модель, в основу
которой положена система дифференциальных уравнений. Уравнения полу-
чены из закона сохранения энергии при некоторых упрощающих условиях.
Для расчета температур элементов конструкции, оборудования и теплоноси-
теля рассчитываемый объект условно разбивается на конечное число изотер-
мических узлов с сосредоточенной эффективной теплоемкостью и конечное
число участков тракта циркуляции теплоносителя. Для каждого изотермичес-
кого узла составляется уравнение теплового баланса в виде
(Ст) £1 = 01. + 02. + 03,. + 04,. + 05,. + 06,. + 07,., (4.4.7)
ат
где i = 1,2,3,....,и;
ni — количество изотермических элементов;
(ст\ — теплоемкость изотермического элемента, Дж/К;
Ti — температура изотермического элемента, К;
т — текущее время, с;
Q1. — внутренние тепловыделения в z-м изотермическом элементе, Вт;
02, — тепловой поток между z-м изотермическим узлом и термостатиру-
емыми элементами конструкции аппарата, Вт;
Qii — тепловой поток, определяющий теплообмен z-ro изотермического
узла с другими изотермическими узлами, Вт;
Q4Z — тепловой поток, определяющий теплообмен z-ro изотермического
узла с окружающим пространством, Вт;
Q5. — мощность, рассеиваемая в z-м изотермическом элементе управляе-
мым электронагревателем, Вт;
1379
QGi — тепловой поток, поглощаемый или выделяемый в z-м изотермичес-
ком элементе при фазовом переходе, Вт;
(77; — тепловой поток, вызванный теплообменом z-ro изотермического эле-
мента с теплоносителем, Вт.
Решение системы дифференциальных уравнений (4.4.7) дает изменение по
времени температур расчетных узлов и температур теплоносителя на участ-
ках тракта циркуляции. Для решения системы дифференциальных уравнений
теплового баланса используется метод Рунге—Кутта. При этом на каждом шаге
интегрирования для определения температур теплоносителя решается систе-
ма линейных алгебраических уравнений. Решение системы осуществляется
методом исключения.
При необходимости определения температурного поля в установившемся
режиме используется следующая система уравнений:
QI; + Q2; + Q3; + Q4; + Q5; + £6; + Q1.
(4.4.8)
Для решения системы нелинейных алгебраических уравнений (4.4.8) в
программе используется метод Ньютона.
Ниже подробно рассмотрены составляющие теплового баланса.
Внутренние тепловыделения в изотермических узлах. Внутреннее тепло-
выделение Q\i в z-м узле определяется программой работы приборов и обо-
рудования и, как правило, представляет собой ступенчато меняющуюся по
времени величину.
В общем случае для каждого изотермического узла могут иметь место
различные циклограммы изменения по времени внутренних тепловыделений,
что и реализовано в используемой программе, при этом для каждого узла
количество участков циклограммы с различными значениями тепловыделе-
ний может быть различным.
Теплообмен с термостатируемыми элементами КА. В общем случае рас-
считываемые изотермические узлы могут быть связаны в тепловом отноше-
нии с термостатируемыми элементами конструкции аппарата, температура
TWj которых либо постоянна, либо меняется по заданному закону. Темпера-
туры могут быть заданы из анализа тепловых связей, взяты на основании
результатов аналогичных расчетов данных, полученных при испытаниях или
эксплуатации аппаратов-аналогов. Использование понятия «термостатируе-
мые элементы конструкции аппарата» позволяет вести тепловые расчеты
отдельных частей аппарата независимо друг от друга. При этом тепловой поток
Q2Z между расчетным узлом z и термостатируемыми элементами конструк-
ции аппарата определяется выражением
m Г
= Е <Т„,+о(еп/),„
j=\L 1 1 7пр J
(4.4.9)
1380
где т — количество термостатируемых элементов конструкции аппарата, тем-
пературы которых Tw различны и с которыми имеет тепловую связь узел z;
j
Tw — температура у-го термостатируемого элемента конструкции КА;
Pi-W ~ проводимость кондуктивной связи между z-м изотермическим
узлом и у-м термостатируемым элементом конструкции КА;
(£Пр^)/-ил — произведение приведенной степени черноты на площадь
поверхности z-ro узла, участвующего в теплообмене с у-м термостатируемым
элементом конструкции аппарата;
о — постоянная Стефана — Больцмана.
Теплообмен между изотермическими ^злллш.Тепловой поток 03/5 опреде-
ляющий теплообмен z-ro изотермического узла с остальными узлами, рассчи-
тывается с учетом лучистой и кондуктивной составляющих по следующей
формуле:
п г
С5,- = Е[<7« - W» (4.4.10)
где п — общее количество изотермических узлов, с которыми в тепловом от-
ношении связан z-й узел;
Тк — температура Л-го изотермического узла;
Р^к — проводимость кондуктивной связи между z-м и Л-м изотермичес-
кими узлами;
(£Пр^)/-л — произведение приведенной степени черноты на площадь по-
верхности z-ro узла, участвующей в теплообмене с Л-м узлом.
Теплообмен с окружающим пространством. Тепловой поток £М/5 опреде-
ляющий теплообмен z-ro узла с окружающим пространством, вычисляется
как сумма тепловых потоков через теплоизоляцию, закрывающую поверхность
z-ro узла, участки поверхности, не закрытые теплоизоляцией, и по узлам креп-
ления элементов наружного оборудования и конструкции, установленных на
z-м изотермическом узле по следующей методике:
04,.=сТИ;+оноб+о>,. (4.4.11)
Тепловой поток через теплоизоляцию (2ТИ, закрывающую поверхность
z-ro узла, определяется по уравнению
1381
бти, = FTH, • ’ (4.4.12)
ЛуДти,
где FTM — площадь поверхности теплоизоляции, закрывающей z-й изотер-
мический узел;
^удти. “ удельное термическое сопротивление ЭВТИ;
Тти — температура наружной поверхности теплоизоляции.
Удельное термическое сопротивление ЭВТИ определяется по формуле
^ХДТИ. = ^ти< + В (7™,. + + (4.4.13)
Коэффициенты А и В, учитывающие теплопроводность и передачу тепла
излучением, можно определить по следующим формулам:
(4.4.14)
ЛД7ти,+7<)
(еТи. + -1) + W,1 + е2’ -1) ’ (4.4.15)
где N — количество экранов;
£р е2 — степени черноты наружной и внутренней поверхности экранов;
ети ’ — степени черноты наружной и внутренней поверхности тепло-
изоляции соответственно;
Rq — удельное термическое сопротивление ЭВТИ, определенное при тем-
пературах ТуИ и 7]* (77К и 293К соответственно), берется по данным отрас-
левого стандарта на экранно-вакуумную теплоизоляцию.
Температура наружной поверхности теплоизоляции определяется из урав-
нения
m
Q?TH, + J ^окр;ТИ/ - бти, - @излТИ/ + ^плТИ/ = °’ (4.4.16)
где С2ути — тепловой поток солнечного излучения, поглощаемый поверхно-
стью теплоизоляции;
1382
(?окр;ти — лучистый тепловой поток от у-го элемента оборудовании или
конструкции, поглощаемый поверхностью теплоизоляции;
Оти — тепловой поток через теплоизоляцию;
0излтм — тепловой поток, излучаемый наружной поверхностью тепло-
ти,
изоляции;
Оплти — суммарный тепловой поток от планеты, поглощаемый поверх-
ностью теплоизоляции;
т — общее количество окружающих элементов конструкции или обору-
дования, от которых поступает лучистый тепловой поток на участок наруж-
ной поверхности теплоизоляции.
Перечисленные тепловые потоки вычисляются по следующим формулам:
% = ^ти, ’ ^ти/ ’ ^ти, * ’ (4.4.17)
^плТИ/ = фти, * ети, + фти, ’ 4уТИ/ ’ (4.4.18)
_____т
@ОКРути. = *$0 ' ^ти,' ^ТИ/ ХФти,.,.
4$) ети,.4$’у)А'ти. >
(4.4.19)
бизлти. _° ети, ’^ти,^ти,’ (4.4.20)
где ^ти , ети. — термические характеристики наружной поверхности теп-
лоизоляции;
^ти — относительный солнечный мидель поверхности теплоизоляции;
FTH — площадь наружной поверхности теплоизоляции;
50 — плотность потока солнечного излучения;
Фти, — угловой коэффициент между z-й поверхностью теплоизоляции
и j-м элементом конструкции КА;
Ф|и — плотность потока собственного излучения планеты;
фти — плотность потока отраженного от планеты солнечного излучения.
1383
Суммарный тепловой поток через участки поверхности, не закрытые теп-
лоизоляцией, определяется по формуле
т / \
Q), = Qfy +<2пло. +О)КР0/_/ “бизл0. I’
(4.4.21)
где Qs0 — тепловой поток солнечного излучения, поглощаемый поверхно-
стью z-ro узла, не закрытой теплоизоляцией;
Опл0. — лучистый тепловой поток от планеты, поглощаемый поверхнос-
тью z-ro узла, не закрытой теплоизоляцией;
Ожр — лучистый тепловой поток от у-го элемента наружного обору-
°/-;
дования, поглощаемый поверхностью z-ro узла, не закрытой теплоизоляци-
ей;
ОИзл0 — тепловой поток, излучаемый поверхностью z-ro узла, не закры-
той теплоизоляцией;
т — количество участков поверхности z-ro узла, не закрытых теплоизо-
ляцией.
Тепловые потоки Qs , (2Плп , £^КР , £?изл определяются по форму-
лам (4.4.17)—(4.4.20) с заменой индексов «ти,» на «oz». Параметры, входящие
в формулу, относятся к поверхностям, не закрытым теплоизоляцией.
С целью уменьшения количества изотермических узлов элементы наруж-
ного оборудования, незначительно влияющие на тепловой режим аппарата,
в качестве изотермических узлов не задаются. Тепловое воздействие от этих
элементов учитывается при рассмотрении теплообмена с окружающим про-
странством как составляющая теплового потока (2Н^ .
Суммарный тепловой поток от элементов наружного оборудования и кон-
струкций, установленных на рассматриваемом изотермическом узле, опре-
деляется уравнением
Он0Б1=Х(О1(_,+°.»-,)’ (4.4.22)
' к=1
где Q. — кондуктивный тепловой поток по узлам крепления Л-го элемен-
*k-i
та наружного оборудования;
1384
(J — лучистый тепловой поток между к-м элементом наружного обо-
Ek-i
рудования и /-м изотермическим узлом;
п — общее количество элементов наружного оборудования и конструкции,
установленных на Z-м узле.
Тепловые потоки Q. и Qe определяются по формулам
Nk-i Ek-i
(4.4.23)
Q.k_=^F\k^-Th- (4.4.24)
Температура £-го элемента наружного оборудования Тк определяется из
уравнений теплового баланса по рассматриваемой выше методике.
Используя уравнения (4.4.11)—(4.4.24) для каждого изотермического узла,
находящегося в теплообмене с окружающим пространством, можно получить
зависимость теплового потока 04, от температуры изотермического узла и
времени, т.е. зависимость типа 04, (7], т). Тепловые потоки 04, (7], т), опре-
деляющие теплообмен /-го узла с окружающим пространством, рассчитыва-
ются предварительно и задаются в виде многостепенного полинома:
Q4(. = Л4 • Т* + ЛЗ • 7]3 + Л2 • 7]2 + Л1 • 7] + ЛО, (4.4.25)
где свободный член ЛО может зависеть от времени
Л0 = 54? + 53? + 52 т2 + 51 т + ВО.
Коэффициенты А4—ЛО и В4— ВО являются исходными данными программ-
ной реализации полиномной модели (в подпрограмме Q4J).
Электронагреватели, управляемые по температуре. Тепловой поток 05,
представляет собой мощность, рассеиваемую в / -м изотермическом элемен-
те электронагревателем, управляемым по температуре. Управление электро-
обогревом /-го узла может осуществляться как по температуре Ti данного узла,
так и по температуре Тк любого другого изотермического узла. При пониже-
нии температуры изотермического узла ниже нижнего предела происходит
включение электрообогрева, при повышении выше верхнего предела регули-
рования происходит выключение электрообогрева.
Наличие в изотермическом узле вещества с фазовым переходом. Q6i — теп-
ловой поток, поглощаемый или выделяемый в /-м изотермическом узле при
фазовом переходе. Позволяет учесть наличие вещества, имеющего фазовый
переход (например, плавление — затвердевание).
1385
Для определения Q6t задается масса плавящегося вещества (ПВ) /ипв, теп-
лоемкость жидкой фазы Сж, теплоемкость твердой фазы Q, температура плав-
ления 7^, температура затвердевания Гтв, теплота плавления г. На каждом
шаге интегрирования определяется количество твердой и жидкой фазы. Если
ПВ полностью в жидком состоянии, то Q6/ = 0. Если начался фазовый пере-
ход и имеется как твердая, так и жидкая фаза, то 06/ определяется из урав-
нения
06,+0Е. =0, (4.4.26)
где — сумма всех тепловых потоков, поступающих к z-му изотермичес-
кому узлу.
Если идет процесс плавления, то, пока он не завершится, 7^ = 7}^, а если
идет процесс затвердевания, то, пока он не закончится, 7) = 7^в.
Определение температур теплоносителя и тепловых потоков между эле-
ментами конструкции и теплоносителем. Для определения температур теп-
лоносителя при известных температурах изотермических узлов 7) решается
система п линейных уравнений теплового баланса, где п — количество уча-
стков тракта циркуляции теплоносителя.
Вид уравнения теплового баланса для теплоносителя на каждом участке
определяется типом данного участка тракта циркуляции теплоносителя. Уча-
стки трактов циркуляции теплоносителя могут быть следующих типов:
1. Участки, на которых теплоноситель участвует в теплообмене с одним
изотермическим узлом. Уравнение теплового баланса в этом случае имеет вид
kj ’^Tk “ ^z) “~TTj), (4.4.27)
где i — номер изотермического узла;
j — номер участка тракта циркуляции теплоносителя;
kj — коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирующим
по у-му участку тракта циркуляции, и 7-м изотермическим узлом;
ТТ — температура теплоносителя на входе в j-й участок тракта циркуля-
lk
ции;
Тт. — температура теплоносителя на выходе из j-го участка тракта цир-
куляции;
7] — температура z-го изотермического узла;
(cpGT)j — массовый расход теплоносителя на j-м участке тракта цирку-
ляции теплоносителя.
1386
При этом тепловой поток между /-м изотермическим узлом и теплоноси-
телем на у-м участком тракта циркуляции теплоносителя определяется по
формуле
(4.4.28)
2. Участки, на которых теплоноситель участвует в теплообмене с несколь-
кими изотермическими узлами. Уравнение теплового баланса имеет вид
к. (ТТ - Т ) - (cnGT)i (Тт -Тт) = 0.
J 'k "Р/ Р Т J Тк Tj
(4.4.29)
Тепловой поток между z-м изотермическим узлом и теплоносителем на
у-м участке тракта определяется по формуле
07, = «/ • *вн, • ^Tj ~ TnPj)’ (4.4.30)
где
f =т
1ХЛН;) ’
(4.4.31)
Е^Лн,.-7?
ПРу
(4.4.32)
В этом случае коэффициент теплопередачи
к. = (с GT)
J v р т' j
/
1-ехр
^cpGT)j
(4.4.33)
<?7,.=*у (7^-7}.).
где а,- — коэффициент теплоотдачи от z-ro узла к теплоносителю;
FBH — площадь поверхности z-ro узла, омываемая теплоносителем;
Гпр, — приведенная температура узлов для у-го участка тракта циркуля-
ции;
Тт — приведенная температура теплоносителя на у-м участке тракта цир-
куляции;
1387
(cpGT)j — массовый расход теплоносителя на у-м участке тракта цирку-
ляции теплоносителя.
3. Участки, на которых происходит слияние потоков теплоносителя. Урав-
нение теплового баланса в этом случае имеет вид
' Ттк ~(cpGT)j • Тт_, (4.4.34)
где {cpGT)k — массовые расходы теплоносителя на k-х участках тракта цир-
куляции (на входе в у-й участок);
{CpG^j — суммарный массовый расход теплоносителя после слияния
потоков теплоносителя;
Тт — температуры теплоносителя, поступающего на участок слияния;
Т
1tj — температура теплоносителя на выходе из участка слияния потоков.
Пример теплового расчета
В качестве примера представлена расчетная схема и математическая мо-
дель теплового режима приборного контейнера ИСЗ «Прогноз-М2». Приве-
дена методика подготовки исходных данных для выбранной расчетной схе-
мы, подготовлены и представлены исходные данные.
Данная модель теплового режима является моделью с невысокой степе-
нью детализации. Исходные данные отличаются особой простотой подготовки
и задания, что позволяет оперативно оценить температурные параметры ос-
новных конструктивных элементов ПК и газа в отсеке. КА разделен на рас-
четные элементы по конструктивному признаку и содержит следующие ос-
новные расчетные элементы: корпус ПК, аппаратура внутри ПК, верхнее
днище, нижнее днище, тепловой демпфер, панели СБ.
На примере данной математической модели подробно проиллюстрирова-
на методика задания исходных данных для программного комплекса.
На рисунке 4.4.19 представлена схема деления КА на изотермические узлы.
Принятая схема содержит шесть изотермических узлов, где
z-1 — аппаратура внутри ПК;
z—2 — корпус приборного контейнера;
i=3 — демпфер тепловой;
z—4 — днище верхнее;
z—5 — днище нижнее;
z—6 — панели солнечных батарей.
Общее уравнение теплового состояния изотермических узлов в каждый
момент времени для ИСЗ «Прогноз-М2» имеет вид
1388
dT.
(cm)i-J- = Qli + Q3i + Q4i + Q7i.
dx '
(4.4.35)
На рисунке 4.4.20 представлена схема тракта циркуляции теплоносителя
СТР ПК. Исходные данные для расчета теплообмена изотермических узлов
друг с другом представлены в таблицах 4.4.5—4.4.7.
Рисунок 4.4.19. Схема деления на изотермические узлы
Рисунок 4.4.20. Схема тракта циркуляции теплоносителя СТР ПК
1389
Таблица 4.4.5. Массовая теплоемкость изотермических узлов
Номер изотермического узла i Наименование изотермического узла i Массовая теплоем- кость узлов Вт/К
1 Аппаратура внутри ПК 70,0
2 Корпус приборного контейнера 7,7
3 Демпфер тепловой 1,9
4 Днище верхнее 4,0
5 Днище нижнее 4,0
6 Панели солнечных батарей 21,6
Таблица 4.4.6. Исходные данные для расчета теплообмена изотермических узлов
друг с другом (к расчету кондуктивной составляющей Q3z)
Номер расчетного изотермического узла i Номер смежного изотермического узла к Термическая проводимость Pj_k , Вт/К
1 - -
2 3 12,20
2 4 5,30
2 5 5,30
2 6 0,01
3 2 12,20
4 2 5,30
5 2 5,30
6 2 0,01
Тепловой поток Qli=1 (внутренние тепловыделения в узле i = 1) представ-
ляет собой мощность, рассеиваемую аппаратурой внутри ПК. Тепловыделе-
ние аппаратуры внутри ПК составляет 180 Вт в дежурном режиме и 350 Вт —
в сеансе связи (два часа сутки).
На участке ic = 1 теплоноситель (газ, заполняющий приборный отсек)
проходит по шестнадцати прямоугольным каналам радиатора-охладителя
(изотермический узел i = 2). На данном участке теплоноситель участвует в
теплообмене с одним изотермическим узлом.
В соответствии с [20] уравнение теплового баланса имеет вид
~ ^2)" (ср6т) 1 * (^6 “ ^7j ) 5 (4.4.36)
где кх — коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирую-
щим по участку тракта циркуляции ic = 1, и изотермическим узлом i = 2, т.е.
1390
Таблица 4.4.7. Исходные данные для расчета теплообмена изотермических узлов
друг с другом (к расчету лучистой составляющей Q3Z)
Номер расчетного изотермического узла / Номер смежного изотермического узла к Произведение приведенной степени черноты на площадь поверхности /-го узла, участвующей в теплообмене с к-м узлом, м2
1 2 2,350
1 4 0,994
1 5 0,994
2 1 2,350
2 3 0,180
2 4 0,294
2 5 0,294
2 6 0,144
3 2 0,180
3 6 0,094
4 1 0,994
4 2 0,294
4 5 0,143
5 1 0,994
5 2 0,294
5 4 0,143
6 2 0,144
6 3 0,094
коэффициент теплопередачи от газа, проходящего по газоходам, к радиато-
ру-охладителю;
Тт — температура газа на входе в газоходы радиатора;
Тт^ — температура газа на выходе из радиатора;
Т2 — температура радиатора-охладителя ();
(cpGT){ — массовый расход теплоносителя через радиатор.
Коэффициент теплопередачи кх определяется по формуле
~^ср&т\ ‘
^cPGt\ J
(4.4.37)
1391
где (Xj — коэффициент теплоотдачи от теплоносителя к радиатору;
^BHj — площадь внутренней поверхности газоходов радиатора.
Течение теплоносителя в газоходе может быть ламинарным или турбулен-
тным. При Re < ReKp==2300 течение является ламинарным, при Re > ReKp
режим течения становится турбулентным:
где V — средняя скорость теплоносителя; rfnp — приведенный диаметр газо-
хода; v — коэффициент кинетической вязкости.
При ламинарном режиме течения коэффициент теплоотдачи можно оп-
ределить из следующих соотношений:
( d V/3
Nu = l,61 Pr-se-
dnn
при Ре ~->12;
dnn
Nu = 3,66 при Ре —J*-<12;
Pe = Re Pr; Pr =v /a.
Здесь d и I — характерные размеры канала (диаметр, длина);
Nu, Ре, Рг — критерии Нуссельта, Пекле и Прандтля;
а — коэффициент температуропроводности теплоносителя,
Nu-X
где X — коэффициент теплопроводности теплоносителя.
При переходных режимах течения (Re лежит в диапазоне от 2300 до 7000)
расчетные формулы имеют вид
( <О|/3
Nu = 21 Рг-22-
Nu = 3,661
Re
2300
Re
Jog(//</np)
2300
log(2,3+logPr)
dm
при Ре -у2->12;
dnn
при Ре- $ < 12.
1392
При чисто турбулентном режиме течения (7-Ю3 < Re < 2106) имеем
Nu = 0,023 Рг0’4Re0’8.
На участке ic = 2 теплоноситель проходит по газоходам нижнего днища
(изотермический узел i = 5). На данном участке теплоноситель участвует в
теплообмене с одним изотермическим узлом.
Уравнение теплового баланса для этого участка тракта циркуляции имеет
вид
^2 ' (^7j — ^5) — ^CpGT^2 * ~ ?Т2 ) — 0, (4.4.38)
где к2 — коэффициент теплопередачи между теплоносителем, циркулирую-
щим по участку тракта циркуляции ic = 2 и изотермическим узлом i = 5;
— температура газа на входе в участок ic = 2;
Тт2 — температура газа на выходе из участка ic = 2;
Т5 — температура нижнего днища;
(cpGT)2 — массовый расход теплоносителя на участке ic = 2.
Поскольку при переходе с участка ic = 2 на участок ic = 2 расход газа не
меняется, то
(cpgtX = (cpGt^2 • (4.4.39)
На выходе из участка ic = 2 газ направляется вентилятором на обдув ап-
паратуры.
Диффузор и перфорированный насадок, установленные после вентилято-
ра, распределяют поток газа по высоте отсека: ~ 50% поступает в верхнюю
половину отсека (ic = 3), «50% — в нижнюю половину (ic = 4).
Исходя из этого принято
(ср^т)з = (cpGt^4 = (4.4.40)
Предполагается, что на участке ic = 3 теплоноситель участвует в теплооб-
мене с одним изотермическим узлом (/ = 1 — аппаратура внутри ПК).
Уравнение теплового баланса имеет вид
— ^з)— (cpgt )з ’ (Тт2 ~ Тт3)= 0- (4.4.41)
На участке ic = 4 теплоноситель участвует в теплообмене с тремя изотер-
мическими узлами: корпусом ПК (i = 2) , аппаратурой (i =1), нижним дни-
щем (i = 1).
1393
Уравнение теплового баланса в этом случае имеет вид
^4 ’~^пр4)_~Тт^ = 0, (4.4.42)
где
«Хи +a?^RH ^)+О^ПИ Л
rji 1 dH| 1 Z Dri2 Z Э ^^5 j
nP4 ai^BH, +a2^BH2+a5^BH5
Коэффициент теплопередачи определяется по формуле
' ( a,FR„ +a,FBH +а<Л,н Y
к4 = (cpGT)4 1 - exp-2-------------1 • (4.4.43)
I I T’4 JJ
Представленные выше уравнения позволяют определить температуры расчет-
ных узлов конструкции и температуру газа внутри приборного контейнера.
Отработка теплового режима. Результаты
летной эксплуатации ИСЗ «Прогноз»
Выбор средств обеспечения теплового режима для ИСЗ «Прогноз» был
проведен с учетом предполагаемого конструктивно-компоновочного испол-
нения КА, его условий эксплуатации, температурных требований, которые
необходимо обеспечить. Номенклатура средств обеспечения теплового режима
была определена на основании анализа результатов расчётов, эксперименталь-
ной отработки и полётов изделий-аналогов. Из выбранных средств обеспе-
чения теплового режима был сформирован вариант структурного исполне-
ния СОТР, для которого, как было показано выше, создана упрощенная
модель теплового режима с минимальным количеством расчетных элемен-
тов. Был проведен параметрический анализ, по результатам которого выбра-
ны характеристики СОТР.
Наличие герметичного приборного контейнера, его форма, принцип раз-
мещения в нём оборудования, постоянный режим ориентации КА относи-
тельно Солнца, сравнительно небольшое влияние планеты на тепловой ре-
жим КА и стабильный, с точки зрения тепловыделений, режим работы бор-
товой аппаратуры позволил выбрать простой вариант СОТР, основой кото-
рого является одноконтурная газоциркуляционная СТР с совмещенным с
корпусом ПК радиатором, в качестве теплоносителя в которой используется
газ, заполняющий ПК.
Соответственно конструкция КА в целом была спроектирована с учетом
приоритета данного схемного решения СОТР, требующего минимальных
массовых и энергетических затрат.
В процессе создания ИСЗ «Прогноз» были проведены экспериментальные
работы по отработке вентиляторов, а также гидравлические испытания трак-
та циркуляции СТР ПК, в процессе проведения которых были подтвержде-
1394
ны расходы теплоносителя, проходящего через газоходы радиатора-охлади-
теля и поступающего на обдув бортовой аппаратуры.
Заключительным этапом экспериментальной отработки теплового режи-
ма были проведенные в вакуумной камере ВК 600/300 НИИХИММАШ ком-
плексные тепловакуумные испытания полноразмерного теплового аналога
ИСЗ «Прогноз», оснащенного штатной системой обеспечения теплового ре-
жима и комплектом тепловых эквивалентов блоков бортовой аппаратуры и
оборудования.
Анализируя тепловое проектирование ИСЗ «Прогноз» с позиций принци-
пов системного подхода, можно отметить следующее.
СОТР ИСЗ «Прогноз» при проектировании рассматривалась как слож-
ная система, которую можно воспринимать как совокупность отдельных под-
систем. При тепловом проектировании предусматривалось формирование ста-
билизированного теплового состояния ограниченного числа фрагментов ап-
парата. Такими термостабилизированными фрагментами ИСЗ «Прогноз» были
определены герметичный приборный контейнер с аппаратурой и панели ба-
тарей солнечных.
Это позволило путем организации тепловых связей с приборным контей-
нером, имеющим активную СТР, стабилизировать в заданных пределах тем-
пературы аппаратуры внутри ПК и большей части элементов аппаратуры и
оборудования, расположенных снаружи ПК, а тепловой режим панелей сол-
нечных батарей обеспечивался пассивными средствами автономно от тепло-
вого режима ПК.
То есть фактически в составе системы обеспечения теплового режима ИСЗ
«Прогноз» были образованы две подсистемы:
- СОТР ПК;
- СОТР БС.
Приемы теплового проектирования, использованные при разработке СОТР
ИСЗ «Прогноз», относятся к восходящему типу проектирования.
Особенность теплового проектирования ИСЗ «Прогноз» состояла в том,
что итерационность его процесса проявлялась и при переходе от предшеству-
ющего КА к последующему. Это было обусловлено тем, что серия ИСЗ «Про-
гноз» состояла из 12 аппаратов, запущенных в разные календарные сроки (с
1972 по 1996 гг.) и дважды подвергавшихся модернизации.
Результаты ЛИ ИСЗ «Прогноз-1» показали, что температура некоторых
научных приборов на приборной плите, установленной на верхнем днище ПК,
превысила максимально допустимые значения, в связи с чем уже для ИСЗ
«Прогноз-2» была доработана структура СОТР. С двух торцов приборной
плиты были организованы специальные поверхности, не закрытые ЭВТИ
(радиаторы плиты научной аппаратуры), с которых избыточное тепло отво-
дилось излучением в космическое пространство. То есть к имевшимся в со-
ставе системы обеспечения теплового режима ИСЗ «Прогноз-1» двум подси-
1395
стемам добавилась третья — СОТР плиты научной аппаратуры. Для каждого
из последующих ИСЗ «Прогноз» проводился:
— тепловой расчет плиты научной аппаратуры, по результатам которого
определялась необходимая площадь радиаторов плиты научной аппа-
ратуры;
— тепловой расчет ПК, по результатам которого определялись парамет-
ры схемы окраски теплового демпфера и радиатора ПК.
Еще одно дополнение структуры СОТР было выполнено при проектиро-
вании ИСЗ «Прогноз-М2», когда для обеспечения теплового режима при
прохождении теневых участков различной длительности в СОТР был предус-
мотрен подогрев некоторых участков конструкции КА и его элементов. В
качестве источников тепла, установленных внутри контейнера КА, исполь-
зовались электрические стеклопластиковые тонкослойные нагреватели —
НЭСТ, питаемые от буферной аккумуляторной батареи. Эти нагреватели были
сгруппированы в секции, каждая из которых имела свое значение тепловой
мощности. Секционирование НЭСТ на группы различной мощности и пре-
дусмотренная в схеме СОТР возможность обеспечения работы одной или
одновременно нескольких секций вместе и давала возможность управления
работой СОТР в зависимости от длительности проходимых теней. Общая
мощность тепловыделения всех нагревателей составляла 180 Вт.
Процесс теплового проектирования ИСЗ серии «Прогноз» был итераци-
онным, сложность его возрастала по мере перехода от стадии к стадии одно-
временно с увеличением степени проработки как СОТР, так и всего КА в
целом, в том числе и при переходе от предшествующего к каждому последу-
ющему аппарату. Результаты летной эксплуатации группировки искусствен-
ных спутников Земли «Прогноз», обеспечивших успешное выполнение про-
граммы научных экспериментов, подтвердили правильность использованных
методов теплового проектирования, достаточность и эффективность выбран-
ной системы обеспечения теплового режима.
Тепловое проектирование КА «Электро-Л»
Выбор средств обеспечения теплового режима, их расчетная и экспери-
ментальная отработка проведены с целью получения и подтверждения соот-
ветствия температурных условий эксплуатации аппаратуры, конструкции и
оборудования КА «Электро-Л» условиям, заданным в документе «Изделие
«Электро-Л». Технические условия. Часть первая. Основные параметры и
характеристики, Э2-0000-0ТУ».
Конструктивное исполнение КА «Электро-Л», состав и основные характе-
рисики его СОТР. Космический аппарат «Электро-Л» (рисунок 4.4.21) состо-
ит из:
— комплекса целевой аппаратуры;
— базового модуля служебных систем.
1396
Рисунок 4.4.21. Общий вид ИСЗ «Электро-Л»
В состав модуля целевой аппаратуры входят:
— многоканальное сканирующее устройство МСУ-ГС;
— гелиогеофизический аппаратурный комплекс ГГАК-Э;
— бортовая система сбора данных (БССД);
— бортовой радиотехнический комплекс (БРТК-Э);
— система управления остронаправленной антенной (СУ ОНА);
— конструкция.
В состав модуля служебных систем входят:
— бортовой комплекс управления (БКУ);
— система электроснабжения (СЭС);
— система обеспечения теплового режима (СОТР);
— бортовая аппаратура командно-измерительной системы (БА КИС);
— система ориентации солнечной батареи (СОСБ);
— телеметрическая система (ТМС);
— антенно-фидерная система (АФС);
— двигательная установка (ДУ);
— бортовая кабельная сеть (БКС);
— система контроля электризации (СКЭ);
— конструкция.
1397
Базовый модуль служебных систем «Навигатор» (БМСС) содержит все
системы и агрегаты, необходимые для обеспечения функционирования кос-
мического аппарата на всех этапах его автономного полета, и является ос-
новным структурным элементом КА «Электро-Л».
Конструктивно базовый модуль представляет собой восьмигранный кор-
пус, на гранях которого закреплены элементы двигательной установки, па-
нели батареи. Каркас корпуса состоит из двух шпангоутов уголкового сече-
ния, соединенных вертикальными стойками. Пространство между стойками
зашито листами из алюминиевого сплава с элементами, обеспечивающими
жесткость листов. К верхнему (со стороны оси «X») шпангоуту базового мо-
дуля крепится ферма с целевой аппаратурой ИСЗ «Электро-Л» (рису-
нок 4.4.22). К нижнему (со стороны оси «-Х») шпангоуту базового модуля при-
стыковывается адаптер, посредством которого ИСЗ крепится к разгонному
блоку.
Рисунок 4.4.22. Размещение целевой аппаратуры ИСЗ «Электро-Л»
1398
Основная часть бортовой аппаратуры КА «Электро-Л» расположена на
тепловых сотопанелях (ТСП). Конструктивно ТСП представляет собой трех-
слойную клееную сотопанель со встроенными аксиальными тепловыми тру-
бами, выполняющую одновременно роль силовой рамы для установки обо-
рудования и роль теплоотводящего агрегата системы обеспечения теплового
режима. В состав КА «Электро-Л» входят четыре тепловые сотопанели: ТСП
служебных систем (ТСП СС), ТСП полезной нагрузки (ТСП ПН), ТСП
аккумуляторной батареи (ТСП АБ) и ТСП прецизионных приборов (ТСП
ПП). В некоторых документах ТСП прецизионных приборов обозначается как
ТСП многоканальных сканирующих устройств — ТСП МСУ.
ТСП СС имеет форму плоского восьмиугольника и установлена в полость
корпуса базового модуля со стороны нижнего шпангоута. На обеих сторонах
ТСП СС установлены блоки служебной аппаратуры: на поверхности ТСП с
направления оси «+Х» — основная часть электронных блоков, на стороне ТСП
с направления оси «-Х» — блок БУ4.
ТСП ПН также имеет форму плоского восьмиугольника и установлена на
специальную ферму, которая крепится к верхнему шпангоуту базового мо-
дуля. На поверхности ТСП ПН с направления оси «-Х» установлены блоки
бортовой системы сбора данных и бортового радиотехнического комплекса.
На поверхности ТСП ПН с направления оси «+Х» установлены блоки гелио-
геофизического комплекса, антенны и привода остронапраленных антенн.
Размещение аппаратуры на ТСП СС и ТСП ПН представлено на рисун-
ках 4.4.23 и 4.4.24 (часть блоков и элементов конструкции КА и теплоизоля-
ция условно не показана).
К ТСП ПН крепится ТСП ПП, на которой установлены два многозональ-
ных сканирующих устройства гидрометеорологического обеспечения, гирос-
копический измеритель вектора угловых скоростей и три звездных датчика,
для обеспечения функционирования которых требуется поддерживать тем-
пературу платформы в весьма узком диапазоне.
Одной из важнейших систем КА «Электро-Л» является двигательная ус-
тановка.
В состав ДУ входят:
— шар-баллон;
— блок наддува;
— три топливных бака;
— три компенсатора температурного изменения объема топлива;
— три магистральных клапана;
— четыре двигательных блока коррекции (ДБК) — по два двигателя кор-
рекции (ДК) ТК500М в каждом (один основной и один резервный);
— восемь двигательных блоков стабилизации и ориентации (ДБС) по два
двигателя стабилизации (ДС) К50-10.1 в каждом (один основной и один
резервный);
1399
Рисунок 4.4.23. ТСП СС и ТСП ПН со стороны оси «+Х»
— трубопроводы;
— кабельная сеть;
— элементы конструкции (пилон, кронштейны для установки двигатель-
ных блоков, ложементы и пр.).
Несущей конструкцией для установки ДУ на КА «Электро-Л» служит
корпус базового модуля служебных систем «Навигатор». Топливные баки
двигательной установки расположены между вертикальными стойками кар-
каса корпуса. Для их установки в листе обшивки корпуса сделаны отверстия
таким образом, что часть конструкции топливного бака находится внутри
полости корпуса. Каждый бак установлен на каркасе корпуса с помощью
четырех кронштейнов из Амгб, входящих в конструкцию бака. Для крепле-
ния кронштейнов в углах обшивки корпуса предусмотрены специальные
фитинги. Два компенсатора топливных баков расположены на обшивке между
вертикальными стойками каркаса корпуса. Один компенсатор топливного бака
установлен аналогичным способом на пилоне, предназначенном для разме-
щения кронштейнов с двигательными блоками. Пилон имеет незамкнутую
1400
Рисунок 4.4.24. ТСП СС и ТСП ПН со стороны оси «-Х»
коробчатую форму. На пилоне внутри полости короба расположен шар-бал-
лон. Блоки двигателей коррекции и блоки двигателей стабилизации устанав-
ливаются на четырех одинаковых кронштейнах, выполненных на баках и на
пилоне. На каждом кронштейне устанавливается по два двигательных блока
стабилизации и один двигательный блок коррекции.
Спутник штатно функционирует на круговой стационарной орбите с пе-
риодом обращения 24 часа. Внешние тепловые потоки от Земли для геоста-
ционарной орбиты пренебрежимо малы, и основная внешняя тепловая на-
грузка на ИСЗ будет определяться его ориентацией относительно Солнца. Ось
«+Х» ИСЗ всегда ориентирована по местной вертикали, ось «+Y» перпенди-
кулярна плоскости орбиты. Кроме этого, ИСЗ может находиться в дежурном
режиме с постоянной солнечной ориентацией (ПСО). В этом режиме при-
нято, что номинальное положение Солнца в связанной системе координат
находится по вектору, расположенному на угол 7 градусов от оси «—X» в сто-
рону оси «+Y», а угол относительно плоскости XOY равен нулю. Важным
моментом функционирования спутника является прохождение тени. Тене-
1401
вые интервалы (один раз в сутки) имеют место в периоды прохождения ве-
сеннего и осеннего равноденствия, а их продолжительность зависит от угла
между направлением на Солнце и плоскостью орбиты.
Как сложная система, СОТР КА «Электро-Л» при тепловом проектирова-
нии была рассмотрена как совокупность отдельных подсистем, каждая из
которых предназначена для создания стабилизированного теплового состоя-
ния конкретного фрагмента или элемента оборудования КА. СОТР КА «Элек-
тро-Л» была разработана с учетом того, что конструкция КА имеет негерме-
тичное исполнение, и исходя из возможности использования следующих
средств и методов обеспечения теплового режима:
— электронагреватели и термоэлектрические модули холодильные (ТЭМХ)
— объекты управления СОТР;
— управляющие термодатчики — чувствительные элементы контура уп-
равления СОТР;
— покрытия с заданными термооптическими характеристиками;
— теплопроводы на базе аксиальных тепловых труб;
— тепловые сотопанели на базе аксиальных тепловых труб;
— контурные тепловые трубы — теплопроводы с активным элементом,
обеспечивающим изменение теплового потока с изменением темпера-
туры;
— теплоизоляция;
— нормируемые термические связи между элементами конструкции;
— использование теплоемкости конструкции и оборудования;
— расположение термостатируемого объекта на КА определенным обра-
зом относительно внешних источников тепловых потоков и смежных
элементов конструкции и оборудования.
С учетом широкого использования тепловых труб, в том числе и контур-
ных, для обеспечения теплового режима и предложенного конструктивно-
компоновочного исполнения КА «Электро-Л» при проектировании СОТР
стабилизированное тепловое состояние было организовано для девяти фраг-
ментов аппарата. Соответственно в составе системы обеспечения теплового
режима КА «Электро-Л» были предусмотрены следующие автономные под-
системы СОТР:
— СОТР тепловой сотопанели служебных систем (СОТР ТСП СС);
— СОТР двигательной установки (СОТР ДУ);
— СОТР тепловой сотопанели аккумуляторной батареи (СОТР ТСП АБ);
— СОТР тепловой сотопанели прецизионных приборов (СОТР ТСП ПП);
— СОТР тепловой сотопанели полезной нагрузки (СОТР ТСП ПН);
— СОТР посадочных мест солнечных датчиков СДП-1 (СОТР ПМ СДП-1);
— СОТР посадочных мест приборов СОСБ (СОТР ПМ СОСБ);
— СОТР привода ОНА;
— СОТР посадочных мест блоков ГГАК (СОТР ПМ ГГАК).
1402
Если в период разработки ИСЗ «Прогноз» основой СОТР космических
аппаратов разработки НПО им. С.А. Лавочкина была газоциркуляционная
СТР герметичного приборного контейнера, то в настоящее время в качестве
базового элемента СОТР выступают теплопроводы на основе контурных теп-
ловых труб (КнТТ).
В системе обеспечения теплового режима КА «Электро-Л» можно выде-
лить подсистемы, выполненные без использования контурных тепловых труб:
СОТР ДУ, СОТР ПМ СДП-1, СОТР ПМ СОСБ, СОТР привода ОНА, СОТР
ПМ ГГАК, и подсистемы, имеющие контурные тепловые трубы в своём со-
ставе: СОТР ТСП СС, СОТР ТСП АБ, СОТР ТСП ПП, СОТР ТСП ПН.
В подсистемах, выполненных без использования КнТТ, объект терморе-
гулирования всегда имеет отрицательный тепловой баланс. Для уменьшения
неуправляемого теплообмена с окружающим пространством большая часть
поверхности объекта терморегулирования закрыта ЭВТИ. Сброс тепла осу-
ществляется излучением через не закрытую ЭВТИ поверхность конструкции,
которая выполняет роль радиатора-охладителя. Компенсация теплопотерь
осуществляется управляемым по температуре электронагревателем.
Управление электронагревателями, т.е. изменение их состояния (ВКЛ или
ОТКЛ), осуществляется по командам из бортового комплекса управления
(БКУ). Изменение состояния (ВКЛ/ОТКЛ) каждого объекта управления
производится с использованием одного или нескольких каналов управления
(последнее — если мощность объекта управления превышает предельную
величину, определяемую допустимым током электронного ключа блока элек-
троавтоматики). БКУ КА «Электро-Л» обеспечивает коммутацию электронаг-
ревателей мощностью до 60 Вт. Объект управления включается по одной
команде, выданной в один или несколько каналов управления.
Изменение состояния (включено/выключено) каждого объекта управле-
ния может производиться следующими способами:
— по показаниям управляющих термодатчиков;
— по временной циклограмме.
Предусмотрена возможность изменения способа управления состоянием
каждого объекта управления, а также изменения характеристик каждого кон-
тура управления по командам из наземного сегмента управления (НСУ).
Принципиальная схема управления электронагревателем приведена на рисун-
ке 4.4.25.
При рассмотрении режимов работы электронагревателей приняты следу-
ющие обозначения:
Tj — значение температуры объекта терморегулирования, ниже которого
включается электронагреватель;
Т2 — значение температуры объекта терморегулирования, выше которого
выключается электронагреватель.
1403
Рисунок 4.4.25. Схема управления электронагревателем
Если температура объекта терморегулирования по управляющим термо-
датчикам уменьшается и снизится до значения Тр то подается команда на
включение соответствующего электронагревателя. Как только температура
объекта терморегулирования повысится до значения Т2, подается команда на
выключение соответствующего электронагревателя. Для повышения надеж-
ности используются группы из трех управляющих термодатчиков. Упрощен-
но алгоритм управления изменением состояния каждого электронагревателя
может быть представлен следующими шагами:
— показания каждого из трех термодатчиков, входящих в конкретную
группу управляющих термодатчиков, поочередно сравниваются со зна-
чением нижнего предела регулирования для этой группы термодатчи-
ков, а затем со значением верхнего предела регулирования;
— если показания двух термодатчиков данной группы управляющих тер-
модатчиков меньше (больше) или равны значению нижнего (верхнего)
предела регулирования, то показания этих термодатчиков запоминают-
ся;
— если при следующем опросе (через минуту) вышеизложенная ситуация
в отношении тех же двух термодатчиков подтверждается, то вырабаты-
вается суждение о необходимости включения (выключения) соответ-
ствующего электронагревателя.
Повторные команды на включение (выключение) электронагревателя при
его нахождении в состоянии «ВКЛ» («ВЫКЛ») не изменяют состояние элек-
тронагревателя.
Выход показаний «управляющих» термодатчиков из пределов диапазона
их измерений не изменяет состояние электронагревателя. При возврате по-
1404
казаний термодатчиков в пределы диапазона измерения алгоритм диагнос-
тики возобновляет штатное функционирование.
Основными элементами СОТР ТСП СС, СОТР ТСП АБ, СОТР ТСП ПП,
СОТР ТСП ПН являются теплопроводы радиаторов. Теплопровод радиатора
представляет собой контурную тепловую трубу, предназначенную для пере-
дачи теплового потока, собранного коллектором, к стоку тепла — на радиа-
ционный теплообменник. Тепло подводится к испарителю контурной тепло-
вой трубы, корпус которого выполнен из стальной трубы. Для обеспечения
подвода тепла к стальной трубе припаивается контактное основание из алю-
миниевого сплава. Конфигурация контактного основания имеет форму, обес-
печивающую минимальный градиент температур между поверхностью теп-
лоподвода и корпусом испарителя. Сборка «контурная тепловая труба + ра-
диационный теплообменник» — это и есть теплопровод радиатора.
Общий вид и основные элементы ТПР представлены на рисунке 4.4.26.
Теплопровод радиатора содержит следующие компоненты:
— капиллярный насос (испаритель);
— компенсационную полость, соединенную с испарителем со стороны
конденсатопровода;
— транспортные каналы для пара и жидкости (паропровод и конденсатоп-
ровод);
— радиатор-теплообменник (конденсатор), который представляет собой
трехслойную клееную сотопанель со встроенными каналами конденса-
топровода из алюминиевого сплава.
В том случае, когда собственное тепловыделение аппаратуры, установлен-
ной на ТСП минимально, регулируемый теплопровод радиатора по дости-
жении некоторой нижней границы регулирования «отключает» радиатор от
ТСП.
Регулирование термического сопротивления теплопровода радиатора (кон-
турной тепловой трубы) осуществлено двумя способами: пассивным (с по-
мощью автоматического клапана-регулятора) и активным (с помощью тер-
моэлектрического модуля холодильного).
Пассивный способ является основным при штатном функционировании,
поскольку не требует управления и не потребляет электроэнергию, а актив-
ный способ является резервным, работающим только в случае выхода из строя
автоматического клапана-регулятора.
Тепловая мощность, выделяющаяся в аппаратуре, установленной на ТСП,
отводится от посадочных мест аксиальными тепловыми трубами, объединен-
ными в тепловом отношении поперечным коллекторным теплопроводом на
базе АТТ. Тепло с АТТ ТСП собирается коллекторными тепловыми труба-
ми, далее регулируемым теплопроводом (контурной тепловой трубой) пере-
дается к рабочей поверхности радиатора, откуда излучается в окружающее про-
странство.
1405
1
Рисунок 4.4.26. Общий вид и основные элементы ТПР: 1 — радиатор; 2 — капилляр-
ный насос-испаритель; 3 — компенсационная полость; 4 — ТЭМХ; 5 — КнТТ; 6 —
байпасная магистраль
При минимальном тепловыделении аппаратуры теплоотвод с ТСП через
не закрытые экранно-вакуумной теплоизоляцией поверхности компенсиру-
ется установленным на ТСП электронагревателем, автоматически включаю-
щимся и выключающимся по сигналам температурного датчика. Управление
электронагревателем и ТЭМХ осуществляется по командам из бортового
комплекса управления ИСЗ. Управление работой ТЭМХ осуществляется по
1406
результатам анализа текущего значения температуры коллекторного тепло-
провода и текущего значения температуры соответствующего радиатора в зоне
входа магистралей контурной тепловой трубы.
Всего на ИСЗ «Электро-Л» установлено шесть теплопроводов РТО. С целью
унификации все они имеют одинаковое конструктивное исполнение и раз-
личаются только температурой настройки клапана-регулятора. Площадь каж-
дого РТО ~0,6 м2.
Размещение и элементы крепления радиаторов подсистем СОТР изобра-
жены на рисунке 4.4.27.
Рисунок 4.4.27. Радиаторы подсистем СОТР: 1 — радиаторы СОТР ТСП СС; 2 — ра-
диатор СОТР ТСП АБ; 3 — радиаторы СОТР ТСП ПН; 4 — радиатор СОТР ТСП
МСУ
В состав СОТР ТСП СС и СОТР ТСП ПН входят по два ТПР, в состав
СОТР ТСП АБ и СОТР ТСП МСУ - по одному ТПР.
Принципиальная схема СОТР, имеющей в своем составе контурную теп-
ловую трубу, представлена на рисунке 4.4.28.
1407
Рисунок 4.4.28. Схема СОТР с контурной тепловой трубой
Моделирование теплового режима
и определение параметров СОТР КА «Электро-Л»
В процессе создания СОТР служебных систем было последовательно раз-
работано несколько математических моделей теплового режима. На этапе про-
ектирования, когда проходило определение конструкции и выбор средств
СОТР, использовались упрощенные модели теплового режима с минималь-
ным количеством расчетных элементов и тепловых связей между ними.
Параметры тепловых связей для упрощённой математической модели были
взяты с изделий-аналогов, параметры тепловых интерфейсов приборов и
обрудования — из условий обеспечения заданных температурных условий
эксплуатации приборов.
На основе расчётов по упрощённой модели теплового режима были опре-
делены состав и параметры средств СОТР и согласованы с разработчиками
приборов параметры теплового интерфейса.
Далее, по мере разработки конструкции и средств подсистем СОТР, уточ-
нения параметров приборов проводились тепловые расчёты аксиальных труб,
контурных тепловых труб, элементов конструкции СОТР и тепловых сото-
панелей. С учётом полученных данных были разработаны детализированные
математические модели теплового режима как всего КА, так и отдельных
фрагментов КА, по результатам расчётов по которым были разработаны ма-
териалы методик тепловакуумных испытаний.
1408
Можно выделить ряд взаимосвязанных задач, решаемых при анализе теп-
лового состояния КА «Электро-Л»:
— расчет внешних падающих потоков и тепловых связей фрагментов и
конструкции КА»;
— расчет угловых коэффициентов между элементами конструкции;
— расчет температурных полей по конструкции и элементам КА.
В качестве примера на рисунке 4.4.29 представлена геометрическая модель,
которая использовалась для расчета внешних тепловых потоков на поверх-
ность КА «Электро-Л» . Геометрическая модель представляет собой набор
плоских площадок. При расчете потоков используется блок расчета траектор-
ных параметров, который для каждого заданного момента времени позволя-
ет определить положение КА относительно Солнца и Земли.
Рисунок 4.4.29. Расчетная геометрическая модель КА «Электро-Л»
В тепловой модели конструкция КА «Электро-Л» описывается набором
изотермических узлов, для которых задаются теплоемкость, оптические свой-
ства поверхностей геометрической модели, кондуктивные связи, циклограммы
1409
тепловыделений аппаратуры и приборов. При расчете температур использу-
ется метод сосредоточенных параметров, в котором для каждого расчетного
узла составляется уравнение теплового баланса, и полученная система реша-
ется численно.
Фрагменты КА «Электро-Л» соединяются между собой элементами несу-
щей конструкции. Поскольку термическое сопротивление данных элементов
конструкции весьма велико, то в тепловом отношении фрагменты КА «Элек-
тро-Л» оказываются слабо связанными между собой, что позволяет проводить
экспериментальную отработку теплового режима на отдельных фрагментах
КА «Электро-Л» .
Для расчета теплового режима агрегатов и элементов конструкции КА
«Электро-Л» использовалось программно-алгоритмическое обеспечение
(ПАО) пакета ТЕРМ [21].
Расчет теплового режима КА «Электро-Л» проводится методом изотерми-
ческих узлов. Тепловое состояние Т, любого изотермического узла (элемен-
та) в произвольный момент времени т описывается уравнением
dT.
ст, = QI, + Q2, + Q3, + Q4, + Q5,,
где ст, — массовая теплоемкость изотермического узла, Дж/К;
Q\, — тепловой поток, характеризующий наличие внутреннего источника
тепла в изотермическом узле, Вт;
Q2, — тепловой поток, характеризующий теплообмен изотермического узла
с элементами конструкции, имеющими заданную температуру, Вт;
Q3, — тепловой поток, характеризующий теплообмен изотермических уз-
лов друг с другом, Вт;
Q4, — тепловой поток, характеризующий теплообмен изотермического узла
с окружающим пространством, Вт;
Q5, — тепловой поток, характеризующий мощность электрообогрева СОТР
в изотермическом узле, Вт.
Математическая модель теплового режима объединяет тепловую модель
изделия (ст, и Q1,) и модели внешних и внутренних тепловых воздействий
на элементы конструктивно-тепловой модели (QI,, QI, 9 Q4,9 Q5,).
Тепловая модель включает выделение в конструкции КА расчетных узло-
вых элементов (изотермических узлов), температура в пределах которых в
каждый момент времени может считаться постоянной. Для работы в данном
пакете разработанная тепловая модель совмещается с геометрической моде-
лью конструкции. Выделенные в конструкции КА изотермические узлы мо-
делируются поверхностями, воспроизводящими форму узлов. На основе по-
лученных моделей в рамках пакета ТЕРМ формируется модельный файл.
Модельный файл является основным файлом проекта задачи. Он содер-
жит все данные, необходимые для расчета теплового режима КА (или фраг-
1410
мента КА): изотермические узлы, модели их поверхностей и модели окружа-
ющих поверхностей КА, тепловые связи, динамические и статические теп-
ловые нагрузки, в том числе алгоритмы работы и параметры средств обеспе-
чения теплового режима.
Для поверхностей, моделирующих геометрическую форму изотермических
узлов, задаются координаты в принятой системе координат, термооптичес-
кие характеристики и указывается наличие и характеристики используемой
теплоизоляции, определяются поступающие потоки от внешних источников
тепла и коэффициенты лучистого теплообмена.
Для узлов задаются начальные или фиксированные температуры, измене-
ния фиксированных температур, теплоемкости, наличие в узлах и циклог-
раммы работы внутренних источников тепла, наличие в узлах управляемого
по температуре электрообогрева и алгоритм его работы, определяются кон-
дуктивные и лучистые термические связи между расчетными узлами.
В соответствии с технологией работы с пакетом ТЕРМ формирование
файлов для расчета угловых коэффициентов лучистого теплообмена между
поверхностями геометрической модели, падающих внешних тепловых пото-
ков на поверхности геометрической модели, распределения температур по
изотермическим узлам тепловой модели осуществляется внутри пакета в
диалоговом окне работы с модельным файлом в соответствующих вкладках
«Потоки», «Лучистые связи», «Температуры».
В моделирование теплового потока, характеризующего внутренние источ-
ники тепла, входит определение циклограммы включения внутреннего ис-
точника тепла (QI. = f( т)) и реализация заданной циклограммы включения
в рамках модельного файла проекта пакета ТЕРМ.
Моделирование теплового потока, характеризующего теплообмен изотер-
мического узла с элементами конструкции, имеющими заданную температу-
ру Tw. включает определение изменения заданной температуры по времени
(Ти/ = /(т)), определение термических связей изотермических узлов с узла-
ми с заданной температурой и реализацию полученных данных в рамках мо-
дельного файла проекта пакета ТЕРМ.
Исходными данными для расчета теплообмена изотермического узла с
окружающим пространством являются: геометрическая модель КА «Элект-
ро-Л», состав и характеристики используемого пакета теплоизоляции, тип ори-
ентации КА «Электро-Л», угол между плоскостью орбиты и плоскостью эк-
липтики, параметры орбиты. Потоки рассчитываются для видимого и инф-
ракрасного участков спектра с учетом возможности взаимного экранирова-
ния поверхностей КА «Электро-Л» с использованием соответствующей вклад-
ки пакета ТЕРМ.
В моделирование теплового потока, характеризующего мощность элект-
рообогрева СОТР, входит определение алгоритма включения электронагре-
вателя, а именно определение узла, по температуре которого осуществляется
1411
включение-выключение электронагревателя, определение температурного
диапазона регулирования, определение размещения электронагревателя в
тепловой модели и реализация заданного алгоритма в рамках модельного
файла проекта пакета ТЕРМ.
По принятой в НПО им. С.А. Лавочкина методике решение задачи теп-
лового проектирования происходит поэтапно по следующей схеме:
этап 1: решение прямой задачи, т. е. составление тепловой модели с раз-
бивкой конструкции на элементы, представляющие собой области с усред-
ненными по массе и по поверхности характеристиками, и задание расчетных
значений этих характеристик: геометрических (площадь излучающих повер-
хностей элементов модели и угловые коэффициенты излучения между повер-
хностями и на границе), теплофизических (теплоемкость элементов модели,
оптические коэффициенты излучающих/поглощающих поверхностей и свя-
зи теплопроводностью и/или конвекцией между элементами модели и на
границе) и компьютерный расчет вариантов теплового состояния;
этап 2: проведение экспериментальных работ по отработке теплового ре-
жима;
этап 3: решение обратной задачи, т. е. проведение коррекции тепловой
модели, что означает идентификацию расчетных результатов с эксперимен-
тальными данными, введение поправок в тепловую модель при их рассогла-
совании с уточнением функциональной тепловой схемы и/или характерис-
тик элементов модели с учетом погрешностей измерения температуры;
этап 4: использование откорректированной тепловой модели для прове-
дения вычислительного эксперимента и предсказания теплового состояния
КА (или его фрагмента) при специфических граничных условиях, т. е. рас-
четное воспроизведение ситуаций, которые не проверяются или не могут быть
проверены в процессе физического эксперимента.
Пример теплового расчета
Рассмотрим подробнее вопросы математического моделирования тепло-
вого режима платформы прецизионных приборов (ТСП ПП).
В процессе создания СОТР платформы было построено несколько мате-
матических моделей теплового режима. На этапе проектирования, когда про-
ходило определение конструкции платформы и выбор средств СОТР, исполь-
зовалась упрощенная модель теплового режима с минимальным количеством
расчетных элементов и тепловых связей между ними. На этом этапе расчет-
ные элементы были выбраны по функциональному признаку, например, были
выделены конструкция платформы, радиатор, приборы, устанавливаемые на
платформе.
Тепловое состояние каждого элемента модели характеризуется некоторой
средней температурой, относительно которой записан его тепловой баланс.
При этом должны быть известны пределы возможных отклонений местных
1412
температур от используемого в приближенном расчете среднего их значения,
определяемые из анализа тепловых связей, из аналогичных расчетов или
результатов испытаний и эксплуатации изделий-аналогов. Если отклонения
велики и могут привести к неоправданным погрешностям, то целесообразно
детализировать математическую модель путём увеличения количества расчет-
ных элементов.
Параметры тепловой связи платформы и радиатора для упрощённой ма-
тематической модели были взяты с изделий-аналогов, параметры тепловых
интерфейсов приборов с платформой взяты из условий обеспечения задан-
ных температурных условий эксплуатации приборов.
На основе расчётов по упрощённой модели теплового режима были опре-
делены состав и параметры средств СОТР и согласованы с разработчиками
приборов параметры теплового интерфейса.
Далее по мере разработки конструкции и средств СОТР платформы, уточ-
нения параметров самих прецизионных приборов проводились тепловые
расчёты аксиальных труб, контурной тепловой трубы, элементов конструк-
ции СОТР и платформы, тепловые расчёты звездных датчиков, сканеров
МСУ-ГС, уточнялся тепловой интерфейс между командным гироприбором
и платформой. С учётом полученных данных была разработана детализиро-
ванная математическая модель теплового режима платформы, по результа-
там проведенных по ней расчётов были разработаны материалы методики
тепловакуумных испытаний СОТР платформы.
Ниже представлены основные параметры высокодетализированной мате-
матической модели теплового режима платформы прецизионных приборов в
составе КА «Электро-Л» [22]. Для проведения математического моделирова-
ния штатного теплового режима был использован пакет прикладных программ
ТЕРМ.
Построение расчетной модели КА, включающей платформу прецизион-
ных приборов, осуществлено для двух основных конфигураций:
— на участке выведения (со сложенными ОНА и панелями СБ, изделие
установлено на разгонный блок),
— на участке штатного функционирования (с разложенными ОНА и па-
нелями СБ, вращающимися относительно оси «У» так, чтобы нормаль
к рабочей поверхности СБ была направлена в сторону Солнца).
В соответствии с этим построены две геометрические и тепловые модели.
Геометрическая модель КА при функционировании на рабочей орбите
содержит 694 поверхности (без учёта звёздных датчиков и сканеров МСУ-ГС),
в математической модели теплового режима КА содержится 528 изотерми-
ческих узлов (без учёта звёздных датчиков и сканеров МСУ-ГС).
Разработаны детализированные математические модели теплового режи-
ма звездных датчиков и сканеров МСУ-ГС при работе в составе КА.
1413
Детализированная тепловая модель каждого звездного датчика состоит из
224 узлов и 325 поверхностей.
Детализированная тепловая модель каждого сканера МСУ-ГС содержит
-300 изотермических узлов и -2000 поверхностей.
Детализированная тепловая модель гироприбора содержит до -80 изотер-
мических узлов и -20 поверхностей.
При непосредственной интеграции моделей теплового режима блоков
аппаратуры в состав математической модели теплового режима КА «Элект-
ро-Л» размер последней становится весьма значительным (до -1900 узлов и
до -7700 поверхностей). Из-за большого количества расчётных элементов вре-
мя счёта непомерно вырастает.
Для оптимизации расчётной модели были разработаны упрощённые мо-
дели теплового режима прецизионных приборов. Теплофизические парамет-
ры этих моделей определялись из условий минимизации отклонений соот-
ветствующих тепловых интерфейсов между приборами и платформой, полу-
ченных с использованием детализированных и упрощённых моделей тепло-
вого режима прецизионных приборов.
Так, упрощённая модель теплового режима содержит:
— для звёздного датчика 3 узла и 32 поверхности;
— для сканера МСУ-ГС 14 узлов и 14 поверхностей;
— для гироприбора 2 узла и 8 поверхностей.
С учётом этого общая тепловая модель КА «Электро-Л» с использованием
упрощённых моделей теплового режима прецизионных приборов содержит
567 узлов и 826 поверхностей.
На рисунке 4.4.30 представлены результаты расчёта температур платфор-
мы прецизионных приборов при работе КА на штатной орбите в период ве-
сеннего/осеннего солнцестояния (тепловая нагрузка максимальная, регули-
рование КнТТ осуществляется клапаном-регулятором).
Основными составляющими теплового баланса ТСП прецизионных при-
боров являются тепловые потоки от звездных приборов, от приборов МСУ-
ГС, от гироскопа и тепловые потоки через ЭВТИ. Гироскоп работает посто-
янно, выделяя около 70 Вт. Тепловой поток через теплоизоляцию находится
в пределах от минус 20 до 0 Вт. Тепловые потоки от оптических приборов
меняются в течение суток (в зависимости от освещенности Солнцем и режи-
ма работы приборов) и для номинальной температуры платформы Т= 20°С
составляют:
— от минус 2 до 15 Вт для работающего звездного прибора;
— от минус 10 до 0 Вт для выключенного звездного прибора;
— от минус 20 до 10 Вт для работающего прибора МСУ-ГС;
— от минус 30 до 0 Вт для резервного прибора МСУ-ГС.
Для детального исследования температурных полей ТСП ПП были про-
ведены расчеты с использованием средств конечно-элементного анализа.
1414
Время, с
ТСП коллектор -------- испаритель — радиатор
Рисунок 4.4.30. Результаты теплового расчета ТСП ПП
Полный цикл анализа конструкций включает следующие основные эта-
пы:
— разработку геометрии конструкции — геометрическое моделирование;
— задание характеристик материалов элементов конструкции;
— выбор типов конечных элементов и ввод их параметров;
— разбиение конструкции на конечные элементы;
— задание граничных условий — связей, налагаемых на конструкцию;
— формирование системы нагрузок, задание их значений или функцио-
нальных зависимостей от параметров модели;
— проверку корректности разработанной модели и, при необходимости,
редактирование её характеристик;
— расчёт конструкции — конечно-элементный анализ;
— анализ результатов расчёта, форматирование их представления;
— вывод результатов на принтер, запись в файл или копирование в от-
чётные документы.
На рисунке 4.4.31 представлены результаты расчетов температурных по-
лей ТСП ПП с использованием средств конечно-элементного анализа.
Сравним результаты расчетов с данными тепловакуумных испытаний и с
результатами штатной эксплуатации на орбите.
1415
Рисунок 4.4.31. Расчет температурных полей ТСП ПП с использованием средств
конечно-элементного анализа
Управление работой ТЭМХ СОТР ТСП ПП производится по показаниям
двух групп управляющих термодатчиков:
группа Т541.1,2,3 установлена на краю коллектора;
группа ТЗ53.1,2,3 установлена в месте входа магистралей паропровода в
радиатор-охладитель.
Места установки температурных датчиков показаны на рисунках 4.4.32,
4.4.33.
На рисунке 4.4.34 представлены результаты ТВИ ТСП ПП. На рисун-
ках 4.4.35—4.4.39 представлено изменение температуры элементов конструк-
ции платформы прецизионных приборов при орбитальном полете.
Результаты расчета, ТВИ и летной эксплуатации имеют хорошую сходи-
мость.
На рисунках 4.4.35—4.4.39 представлено изменение температуры элемен-
тов конструкции платформы прецизионных приборов при орбитальном по-
лете.
Следует отметить, что запуск контурной тепловой трубы не произошел,
хотя температура клапана регулятора выше, чем его температура срабатыва-
ния. Тепловой баланс платформы таков, что ее температура меняется за ви-
ток на несколько градусов при средней за виток температуре чуть выше 20°С.
Допустимая температура платформы в зоне установки гироскопа от 0 до 35 °C,
1416
Рисунок 4.4.32. Установка термодатчиков (вид на ТСП ПП с оси «+Y» КА)
НИДС оси >
Рисунок 4.4.33. Установка термодатчиков (вид на ТСП ПП с оси «-Y» КА)
1417
Рисунок 4.4.34. Результаты ТВИ ТСП ПП
40 I 4 — 4. 4- .— ...А .......-—4 ""
120
Дета
—Коллектор —Радиатор —ТСП
Рисунок 4.4.35. Изменение температуры ТСП при полете по орбите
(КнТТ не запущена)
1418
40
о 4—
18.02.11 20.02.11 22.02.11 24.02.11 26.02.11 28.02.11 02.03.11
V -20
Л 40-------
120
Дета
----------------------Коллектор ---Т520 ---Т521 —1522 ------Гддилтор
Рисунок 4.4.36. Изменение температуры кронштейнов звездных датчиков
при полете по орбите (КнТТ не запущена)
ТЭМХ вклвыкл
Рисунок 4.4.37. Полет по орбите. Запуск КнТТ
1419
—ТСП —Радиатор — Испаритель — Коллектор Вход пара в радиатор
Рисунок 4.4.38. Изменение температур ТСП при работающей КнТТ
---Т520 ----Т521 ---Т522 ----Радиатор
Рисунок 4.4.39. Изменение температур кронштейнов звездных датчиков
при работающей КнТТ
1420
в зоне установки МСУ-ГС от 10 до 30 °C. Допустимая температура кронш-
тейнов звездных приборов от — 15 до 35 °C. При некоторых режимах работы
звездных датчиков температура кронштейнов была близка к верхнему преде-
лу. Было осуществлено включение ТЭМХ в режиме прямой полярности. Про-
изошел запуск контурной тепловой трубы (рисунок 4.4.37), и с тех пор она
работает постоянно. На рисунках 4.4.38 и 4.4.39 представлено изменение тем-
пературы элементов конструкции платформы прецизионных приборов при
работающей контурной трубе.
После запуска контурной тепловой трубы температуры элементов конст-
рукции снизились на ~ 10°С. Температура ТСП находится в пределах от 10
до 14°С, практически не меняясь по времени. Температура ТСП в данном
режиме работы определяется температурой срабатывания клапана-регулято-
ра.
Следует отметить хорошую сходимость результатов расчетов, эксперимен-
тальной отработки и летной эксплуатации, что иллюстрируется представлен-
ными рисунками.
Результаты летной эксплуатации КА «Электро-Л» подтверждают правиль-
ность принципов построения системы обеспечения теплового режима как
всего КА в целом, так, в частности, и подсистемы СОТР платформы преци-
зионных приборов и демонстрируют высокую эффективность и надежность
использованных агрегатов, разработанных с использованием тепловых труб.
Особенности экспериментальной отработки
теплового режима КА «Электро-Л»
КА нового поколения, каковым является ИСЗ «Электро-Л», характеризу-
ются отсутствием герметичных отсеков и использованием аппаратуры ваку-
умного исполнения. В составе СОТР данного КА значительное количество
тепловых труб, работоспособность которых зависит от гравитационных сил.
Это накладывает существенные ограничения на проведение ТВИ теплового
макета или штатного КА в целом. Указанные особенности потребовали пе-
ресмотра общепринятой методологии тепловакуумной отработки. НПО им.
С.А. Лавочкина совместно с ЦНИИмаш обосновали, что при необходимос-
ти тепловакуумная отработка может ограничиваться ТВИ фрагментов КА в
сочетании с компьютерным моделированием условий эксперимента и иден-
тификацией этих условий с условиями штатной эксплуатации [23].
С учетом конструктивно-компоновочного исполнения КА «Электро-Л»
система обеспечения теплового режима этого аппарата выполнена как сово-
купность автономных подсистем СОТР, обеспечивающих температурный
режим отдельных фрагментов конструкции КА, что позволило провести теп-
ловакуумную отработку КА «Электро-Л» пофрагментно. Взаимное тепловое
влияние фрагментов конструкции КА «Электро-Л», температурный режим
которых обеспечивается автономными подсистемами СОТР, незначительно
и определяется из тепловых расчетов.
1421
Автономные подсистемы СОТР, из которых состоит система обеспечения
теплового режима КА «Электро-Л», согласно КПЭО проходили наземную
отработку при доводочных испытаниях и испытаниях в составе теплового
макета КА (маш. 1507).
В состав СОТР КА «Спектр-Р», «Электро-Л» входят артериальные и кон-
турные тепловые трубы. В наземных условиях артериальные тепловые трубы
работают только в горизонтальном положении, контурные тепловые трубы
менее чувствительны к воздействию гравитации. Конструктивно-компоно-
вочное исполнение КА «Электро-Л» обеспечивает размещение всех артери-
альных тепловых труб в горизонтальном положении, для контурных тепло-
вых труб горизонтальное размещение не обеспечивается.
Конструктивные элементы подсистем СОТР, в которых используются
контурные тепловые трубы (теплопроводы радиаторов-охладителей), испол-
нены таким образом, что легко могут быть доработаны для проведения авто-
номных тепловакуумных испытаний подсистем СОТР при горизонтальном
расположении контурных тепловых труб.
В случае проведения доработок теплового макета всего КА (маш. 1507 в
полной комплектации) для обеспечения горизонтального расположения кон-
турных тепловых труб взаимовлияние радиаторов-охладителей отдельных
подсистем СОТР КА, как показали предварительные оценки, было бы очень
велико. Это не позволило бы получить достоверные результаты и сделало
нецелесообразным проведение тепловакуумных испытаний маш. 1507 в пол-
ной комплектации.
С учетом этих особенностей было принято решение о проведении тепло-
вакуумных испытаний теплового макета всего КА (маш. 1507) в вакуумных
камерах на базе НПО им. С.А. Лавочкина на четырех фрагментах:
— маш. 1507/1 — тепловая сотопанель аккумуляторной батареи (ТСП АБ);
— маш. 1507/2 — тепловая сотопанель полезной нагрузки (ТСП ПН);
— маш. 1507/3 — тепловая сотопанель прецизионных приборов (ТСП ПП);
— маш. 1507/4 — базовый модуль служебных систем (БМ СС), включая
тепловую сотопанель служебных систем и двигательную установку.
Тепловакуумная отработка экспериментальных сборок маш. 1507 была
запланирована к проведению на стендах ВК-27 и ВК-73 в два этапа:
— этап 1 — доводочные испытания (ДИ);
— этап 2 — предварительные ТВИ.
Зачетным являлся второй этап испытаний. Влияние смежных элементов
конструкции, отсутствующих при проведении предварительных испытаний
соответствующих экспериментальных сборок, имитировалось с учетом резуль-
татов тепловых расчетов и доводочных испытаний.
При проведении автономных тепловакуумных испытаний подсистем СОТР
КА «Электро-Л» были проведены режимы как при горизонтальном располо-
жении контурных тепловых труб, так и при реальном расположении контур-
1422
ных тепловых труб в составе КА «Электро-Л». Контурные тепловые трубы
показали работоспособность во всех режимах испытаний, однако их штатный
режим работы, при котором они обеспечивают заданные характеристики, как
показали испытания, в условиях гравитации обеспечивается только при их
горизонтальном положении.
На рисунке 4.4.40 представлена экспериментальная сборка маш. 1507/4.
Видно, что панели РТО выложены горизонтально и находятся в одной плос-
кости с ТСП СС.
Радиатор СОТР
служебных систем
Радиатор СОТР
служебных систем
Рисунок 4.4.40. Общий вид маш. 1507/4
На рисунке 4.4.41 представлена экспериментальная сборка маш. 1507/3.
Панель РТО расположена горизонтально и находится в одной плоскости с
ТСП ПП.
На рисунке 4.4.42 изображена экспериментальная сборка маш. 1507/3 в
вакуумной камере В К-27.
Характеристики агрегатов систем обеспечения теплового режима (аксиаль-
ных тепловых труб и контурных тепловых труб), используемых в СОТР КА
«Электро-Л», также были подтверждены предварительными испытаниями.
Следует отметить,что используемые в системах обеспечения теплового
режима фрагментов КА «Электро-Л» теплопроводы радиаторов перед уста-
1423
Рисунок 4.4.41. Общий вид маш. 1507/3
Рисунок 4.4.42. Маш. 1507/3 в вакуумной камере ВК-27
новкой на КА в обязательном порядке проходят приёмосдаточные испыта-
ния.
В дополнение к тепловакуумной отработке маш. 1507 были проведены ТВИ
экспериментальной сборки с блоками ДБК и ДБС разработки ОКБ «Факел»
и ТВИ радиационного холодильника РХ-ГС разработки ОАО НИИЭМ.
1424
Дополнительная отработка теплового режима ДБК и ДБС штатной ком-
плектации для проведения квалификации двигательных блоков ДБК и ДБС
в температурных условиях эксплуатации в составе КА «Электро-Л» и КА
«Спектр-Р» понадобилась потому, что маш. 1507 была укомплектована лишь
имитаторами тепловых потоков от двигательных блоков и не содержала в
своем составе двигательных блоков.
Тепловакуумные испытания экспериментальной сборки с блоками ДБК
и ДБС были проведены на стендовой базе ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Цель — экспериментальное определение теплового режима двигательных
блоков ДУ модуля «Навигатор» при имитации штатных условий его работы
и степени его соответствия требованиям ТЗ на двигательные блоки. По ре-
зультатам проведенной тепловакуумной отработки выпущен технический
отчет, материалы которого позволили разработчику ДБК и ДБС провести
квалификацию двигательных блоков для температурных условий эксплуата-
ции в составе КА «Электро-Л».
Специальным решением Роскосмоса НПО им. С.АЛавочкина была пору-
чена организация тепловакуумных испытаний радиационного холодильника
РХ-ГС, входящего в состав приборов МСУ-ГС, при гелиевых температурах.
Тепловакуумные испытания радиационного холодильника РХ-ГС КА
«Электро-Л» проводились на комплексе КТВК НПО «Молния» в вакуумной
камере КТВУ-40Г [24]. Испытательной сборке был присвоен индекс
«маш. 1505/1».
Целью данных испытаний являлась отработка тепловых режимов РХ-ГС,
проверка способности радиационного холодильника поддерживать рабочую
температуру ИК-приемников аппаратуры МСУ-ГС на уровне не выше 82К.
Для проведения испытаний были спроектированы и изготовлены автоном-
ный экран (рисунок 4.4.43) и специальная оснастка для подачи в него жид-
кого гелия. На рисунке 4.4.44 изображены магистрали подачи рабочего тела,
приваренные к магистралям автономного экрана.
Автономный экран представляет собой плоскую панель из алюминиевого
сплава с двумя гидравлическими магистралями [25]. Одна магистраль пред-
назначена для прокачки жидкого азота, другая — для гелия. Автономный
экран и объект испытаний устанавливаются в специальную оснастку, кото-
рая крепится к штатному азотному экрану, установленному на передней от-
крывающейся крышке вакуумной камеры установки КТВУ-40Г, как показа-
но на рисунке 4.4.45. Предварительно был выполнен большой объем работ
по обеспечению герметичности вакуумной камеры.
Для захолаживания автономного экрана была собрана гидравлическая
схема, обеспечивающая подачу в магистрали экрана жидкого азота и жидко-
го гелия. Общий вид схемы представлен на рисунке 4.4.46. Все соединения
магистралей были выполнены с использованием сварки.
1425
Лицевая поверхность экрана
Рисунок 4.4.43. Общий вид автономного экрана
Рисунок 4.4.44. Магистрали подачи азота и гелия, приваренные к магистралям
автономного экрана
1426
Рисунок 4.4.46. Схема подачи в магистрали экрана жидких азота и гелия
1427
После установки объекта испытаний в камеру и выполнения подготови-
тельных операций камера была загерметизирована и включена система ваку-
умирования камеры.
Рисунки 4.4.47, 4.4.48 иллюстрируют этапы подготовки к испытаниям.
Рисунок 4.4.47. Снятие защитной крышки с РХ-ГС
Для захолаживания стационарных криоэкранов КТВУ-40Г/3,0-08 исполь-
зовалась стационарная система азотоснабжения стенда. Для азотоснабжения
автономного экрана использовалась ЦТК-050 (цистерна транспортная кис-
лородная объёмом 500 л). Для подачи жидкого гелия в магистраль автоном-
ного экрана использовался СТГ-250 (сосуд транспортный для гелия объёмом
250 л).
После задействования форвакуумных средств откачки были включены тур-
бомолекулярные насосы ТМН-500, что обеспечило понижение давление до
значений ~ 2,0-10-5 мм.рт.ст. Затем включались три геттерно-ионных насоса
ЭГИН-5/1, что позволяло обеспечивать на зачетных режимах давление не
выше 4-Ю’6 мм рт. ст.
Общий вид стенда в процессе испытаний представлен на рисунках 4.4.49,
4.4.50.
ТВИ РХ-ГС были проведены в два этапа. Результаты испытаний первого
этапа показали, что для обеспечения заданных температур ИК-приемников
1428
Рисунок 4.4.48. Объект испытаний перед установкой в КТВУ-40Г
необходимы доработки РХ-ГС, простейшими из которых являются доработ-
ки подвески радиатора второй ступени с целью уменьшения теплопритоков
по нитям подвески. Разработчиком РХ-ГС ОАО «НИИЭМ» был проведен
комплекс мероприятий по доработке холодильника, результатом их стал пе-
реход на использование нитей подвески, имеющих в два раза меньшее попе-
речное сечение.
На втором этапе ТВИ отрабатывался доработанный экземпляр РХ-ГС. В
процессе подготовки и проведения тепловакуумных испытаний доработан-
ного радиационного холодильника РХ-ГС КА «Электро-Л» были решены
следующие задачи:
— разработана и изготовлена оснастка для размещения изделия Э2 маш.
1505/1 и автономного азотно-гелиевого криоэкрана в вакуумной каме-
ре установки КТВУ-40Г с обеспечением полной герметичности пита-
ющих азотных и гелиевых трубопроводов;
1429
Рисунок 4.4.49. Общий вид стенда в процессе испытаний при захолаживании
автономного экрана жидким азотом
Рисунок 4.4.50. Общий вид стенда в процессе испытаний при захолаживании
автономного экрана жидким гелием
1430
— обеспечены рабочие температуры стационарных азотных криоэкранов
установки КТВУ-40Г не выше 80 К;
— обеспечены рабочие температуры автономного криоэкрана при работе
азотного контура не выше 80 К;
— обеспечены рабочие температуры автономного криоэкрана при работе
гелиевого контура не выше 30 К;
— на основных зачетных режимах обеспечено давление в вакуумной ка-
мере установки КТВУ-40Г при работе гелиевого контура не выше
4106 мм рт. ст.;
— обеспечено измерение температурных полей по элементам конструк-
ции РХ-ГС при помощи установленных в объекте испытаний датчи-
ков температуры;
— обеспечены компьютерная регистрация, отображение на видеотерми-
налах и архивирование всех измеряемых параметров, в том числе тем-
пературы элементов конструкции РХ-ГС, давления в вакуумной каме-
ре, температуры стационарных азотных экранов, температуры азотно-
го и гелиевого контуров автономного экрана;
— взяты пробы загрязнения рабочей поверхности РХ-ГС до и после про-
ведения испытаний.
В процессе штатного захолаживания автономного экрана гелием получе-
но минимальное значение температуры радиатора второй ступени, равное
88,6 К (при допуске не более 82 К).
Как показал анализ результатов ТВИ, завышенные температуры радиато-
ра второй ступени РХ-ГС были обусловлены недостаточно высоким значе-
нием степени черноты автономного экрана (е <0,88).
На рисунке 4.4.51 показано изменение температур радиаторов второй сту-
пени РХ-ГС и ИК-приемников приборов МСУ-ГС1 и МСУ-ГС2 КА «Элек-
тро-Л» после выхода на геостационарную орбиту.
Температура ИК-приемников за трое суток вышла практически на уста-
новившийся уровень, не превышающий значения 78 К.
Результаты летной эксплуатации подтвердили эффективность доработок,
выполненных по результатам ТВИ РХ-ГС при гелиевых температурах.
Электрические испытания штатного образца КА «Электро-Л»
в тепловакуумной камере
Проведение электрических испытаний штатного образца КА в тепловаку-
умной камере является одним из элементов сертификации КА. В НПО им.
С.А. Лавочкина такие испытания впервые были организованы при отработке
КА «Электро-Л». В настоящее время на предприятии такой подход внедрен
в практику отработки, и электрические испытания в ТВК должны быть про-
ведены на каждом конкретном летном образце КА.
1431
Рисунок 4.4.51. Выход температур ИК-приемников на режим: РТ2 1, РТ2 2 — тем-
пературы радиатора второй ступени РХ-ГС; ИК 1, ИК 2 — температуры ИК-прием-
ников
Комплексные электрические испытания (КЭИ) КА «Электро-Л» в ТВК
были проведены в период с 26.01 по 01.02.2010г. на стендовой базе ФКП «НИЦ
РКП» в тепловакуумной камере ВК 600/300. На рисунках 4.4.52 и 4.4.53 изоб-
ражен КА «Электро-Л» в процессе установки в ВК 600/300.
Объектом испытаний являлся космический аппарат «Электро-Л», укомп-
лектованный штатной бортовой аппаратурой со следующими отступлениями:
— отсутствовала солнечная батарея с размещёнными на ней приборами
ДИР-Э и ВУСС-Э;
— на место первого комплекта МСУ-ГС был установлен технологический
комплект МСУ-ГС, второй комплект МСУ-ГС не устанавливался;
— на приборы АД-1 были установлены пылезащитные технологические
чехлы.
Внешние тепловые потоки имитировались инфракрасными имитаторами
(ИКИ). Для контроля лучистых тепловых потоков, поступающих на объект
испытаний от ИКИ на КА «Электро-Л», были установлены 24 датчика теп-
лового потока (ДТП).
Поскольку в КА «Электро-Л» отсутствует гермоотсек и блоки аппаратуры
находятся в негерметичном отсеке в условиях окружающего вакуума, в рай-
оне расположения блоков аппаратуры давление при их работе не должно быть
выше 5Ю 4 мм рт.ст., так как при более высоком давлении возможен выход
из строя некоторых приборов из-за возникновения электрического пробоя.
1432
Рисунок 4.4.52. Общий вид КА «Электро-Л» с адаптером и установочной фермой
перед установкой в ВК-600/300
Поэтому в зонах установки бортовой аппаратуры под ЭВТИ были установ-
лены два датчика давления и преобразователи к ним. Включение бортовой
аппаратуры проводилось после того, как давление под ЭВТИ понизилось до
заданных значений.
При комплексных электрических испытаниях КА «Электро-Л» в ТВК была
проверена термовакуумная устойчивость бортовой аппаратуры при термоцик-
лировании на экстремальных рабочих температурных режимах в условиях,
1433
Рисунок 4.4.53. КА «Электро-Л» проходит через загрузочный люк ВК-600/300
максимально приближенных к реальным, отработана логика функциониро-
вания СОТР, проверено качество тепловых контактов между элементами КА
при воздействии вакуума и термоциклирования.
Функционирование СОТР в процессе комплексных электрических испы-
таний изделия «Электро-Л» в ВК 600/300 обеспечило поддержание темпера-
тур всех элементов конструкции и фрагментов изделия в пределах заданных
диапазонов.
Результаты расчетных работ по тепловому анализу
и идентификации результатов тепловакуумных испытаний
По результатам разработки конструкторской документации, отработки
агрегатов СОТР и с учетом результатов тепловакуумных испытаний были
построены высокодетализированные математические модели теплового ре-
жима фрагментов КА «Электро-Л» и с их использованием проведены тепло-
вые расчеты.
В соответствии решением Р-Э2-14-07 выпущены итоговые тепловые рас-
четы составных частей изделия «Электро-Л».
1) Расчет тепловой. Часть вторая. «Изделие на стартовой позиции».
1434
2) Расчет тепловой. Часть третья. «Изделие на выведении и при раскры-
тии элементов конструкции».
3) Расчет тепловой. Часть четвертая. «Тепловая сотопанель аккумулятор-
ной батареи».
4) Расчет тепловой. Часть пятая. «Тепловая сотопанель служебных систем».
5) Расчет тепловой. Часть шестая. «Двигательная установка».
6) Расчет тепловой. Часть седьмая. «Посадочное место приборов СДП-1».
7) Расчет тепловой. Часть восьмая. «Устройства системы ориентации
солнечных батарей».
8) Расчет тепловой. Часть девятая. «Привод ОНА».
9) Расчет тепловой. Часть десятая. «Тепловая сотопанель МСУ».
10) Расчет тепловой. Часть двенадцатая. «Тепловая сотопанель полезной
нагрузки».
11) Расчет тепловой. Часть тринадцатая. «Посадочные места приборов
ГГАК».
12) Расчет тепловой. Часть четырнадцатая. «Посадочные места датчиков
электрического поля».
Результаты расчетов показали, что все заданные требования по обеспече-
нию температурного режима элементов аппаратуры, конструкции и обору-
дования, изложенные в Технических условиях на КА «Электро-Л» (Э2-0000-
ОТУ), выполнены. Проведенная идентификации результатов тепловакуумных
испытаний и расчетных тепловых моделей фрагментов КА показала хорошую
сходимость, что подтвердило достоверность разработанных тепловых моде-
лей фрагментов КА.
Литература
1. Малоземов В.В., Рожнов В.Ф., Правецкий В.Н. Системы жизнеобеспе-
чения экипажей летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1986. —
584 с.
2. Минчин С.Н., Улубеков А.Т. Земля — космос — Луна. — М.: Машино-
строение, 1972. — 144 с.
3. Передвижная лаборатория на Луне — «Луноход-1». — М.: Наука, 1971.
- 128 с.
4. Новая иллюстрированная энциклопедия. — М.: Большая Российская
энциклопедия, 2006. Т. 3. С. 231.
5. Новая иллюстрированная энциклопедия. — М.: Большая Российская эн-
циклопедия, 2006. Т. 11. С. 88.
6. Акчурин В.П., Бартенев В.А., Загар О.В. и др. Система терморегулиро-
вания космического аппарата. Патент РФ №2151723, B64G 1/50. Дата пуб-
ликации — 27.06.2000г. Патентообладатель ФГУП «НПО прикладной меха-
ники им. М.Ф. Решетнева».
7. Боярчук А.А. Астрофизические исследования на космической станции
«Астрон». — М.: Наука, 1994. — 415 с.
1435
8. Ефремова Т.Н., Луженков В.В., Устинов С.Н., Финченко В.С. Об уст-
ройстве и алгоритме управления СОТР ИСЗ «Прогноз-М2» при прохожде-
нии теней Земли // НПО им. С.А. Лавочкина, Российская академия космо-
навтики им. К. Э. Циолковского. Сб. науч. тр. Вып. 2. — М., 2000. С. 97-100.
9. Гончаров К.А., Головин О.А., Кочетков А.Ю., Балыкин М.А., Коржов
К.Н., Панин Ю.В. О методах регулирования контурной тепловой трубы вне-
шним тепловым воздействием // Вестник ФГУП им. С.А. Лавочкина. 2011.
№ 1 (12). С. 3-8.
10. Бабышкин В.Е. Инновационный гидрометеорологический космичес-
кий комплекс «Электро» нового поколения // Вестник ФГУП им. С.А. Ла-
вочкина, 2012. № 1 (12). С. 30-37.
11. Гончаров К.А., Тулин Д.В. Фобос-Грунт. Проект космической экспе-
диции. - М.: НПО им. С.А. Лавочкина, ИКИ РАН, 2011. Т.1. С. 209-225.
12. Хартов В.В., Мартынов М.Б., Зеленый Л.М. Космическая программа
исследований планет и малых тел Солнечной системы: принципы формиро-
вания; концепция технической реализации // Полет. 2011. № 14. С. 107-119.
13. Полищук Г.М., Пичхадзе К.М., Моишеев А.А., Кудряшов В.А., Скря-
бин М.И., Поляков А.Б. Космический модуль. Патент РФ №2388664 на изоб-
ретение. Приоритет от 27.12.2007 года. Срок действия 20 лет. Патентообла-
датель ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина».
14. Хартов В.В. Новый этап создания автоматических космических аппа-
ратов для фундаментальных научных исследований // Вестник ФГУП им. С.А
Лавочкина, 2011. № 3. С. 3-10.
15. Залетаев В.М., Капинос Ю.В., О.В. Сургучев. Расчет теплообмена кос-
мического аппарата. — М.: Машиностроение, 1979. — 208 с.
16. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружа-
ющей его среды / Под ред. акад. Г.И. Петрова. — М.: Машиностроение, 1971.
- 382 с.
17. «Положение о порядке создания, производства и эксплуатации (при-
менения) космических комплексов. Положение РК-98-КТ». Утверждено по-
становлением Правительства РФ от 22 июля 1998 г. № 819-31.
18. Зеленое И.А., Тулин Д.В., Шабарчин А.Ф. Экспериментально-теоре-
тический метод наземной отработки теплового режима космических аппара-
тов. НПО им.С.А. Лавочкина // Актуальные проблемы развития отечествен-
ной космонавтики. Материалы XXIX академических чтений по космонавти-
ке». - М., 2005. С. 366.
19. Пичхадзе К.М., Тулин Д.В., Шабарчин А.Ф., Чухлов В.Д., Васильев
Ю.К., Нестеров С.Б., Романько В.А. Модернизация стендовой базы для на-
земной отработки с имитацией условий космического пространства — одна
из важнейших задач при создании перспективных образцов космической
техники // Вакуумная наука и техника. Материалы XVI научно — техничес-
кой конференции». — М., 2009. С. 82-88.
1436
20. Расчет теплового режима космического аппарата с газоциркуляцион-
ной системой терморегулирования. Фортран-IV, ЕС-1050. Описание програм-
мы. — М.: НПО им. С.А.Лавочкина, 1984.
21. Альтов В.В., Залетаев С.В. и др. Расчет теплового режима космичес-
ких аппаратов в орбитальном полете. Пакет прикладных программ «Терм».
Регистрационный № 4151 от 18.10.2011г. ФАП. ФГУП ЦНИИмаш.
22. Tulin D.V., Tulin I.D., Goncharov К.А., Kochetkov A.Yu. Termal control
system of the precision instrument board integrated into meteorological satellite.
Proceedings of the VII Minsk International Seminar «Heat Pipes, Heat Pumps,
Refrigetrators, Power Sources», 2008, p. 445-455.
23. Альтов B.B., Гуля B.M., Копяткевич P.M., Мишин Г.С., Гончаров К.А.,
Кочетков А.Ю., Тулин Д.В., Шабарчин А.Ф. Тепловое проектирование и
пофрагментная наземная отработка системы обеспечения теплового режима
космического аппарата негерметичного исполнения на базе сотопанелей с
тепловыми трубами// Космонавтика и ракетостроение. 2010. 3(60).
ЦНИИмаш. С.33-41.
24. Тимошенко В.П., Тулин Д.В.. Тепловакуумные испытания радиаци-
онного холодильника космического аппарата «Электро-Л» с использованием
автономного экрана, охлаждаемого жидким гелием// Авиакосмическая тех-
ника и технология. 2011. №4. С.41-47.
25. Тулин Д.В., Шабарчин А.Ф., Тимошенко В.П., Соколов А.П., Чухлов
В.Д. Криогенный экран. Патент РФ №2469927 на изобретение. Приоритет
от 23.06.2011 года. Срок действия 20 лет. Патентообладатель ФГУП «НПО им.
С.А. Лавочкина».
Д.В.Тулин, В.С. Финченко,
НПО им. С.А.Лавочкина
1437
Нй ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫЕ ЭКРАНЫ КОНСТРУКЦИИ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
4.5.1. Введение
На орбите космический аппарат функционирует в условиях воздействия
внешних электромагнитных помех, которые могут иметь природное и тех-
ногенное происхождение. Кроме того, не исключено действие организован-
ных электромагнитных помех.
К электромагнитным помехам природного (естественного) происхожде-
ния относятся электромагнитные поля, генерируемые в космическом про-
странстве в результате взаимодействия движущихся заряженных частиц кос-
мического излучения с магнитными полями, присутствующими в космосе.
Существование электромагнитных помех техногенного происхождения на
околоземной орбите и при межпланетных полётах маловероятно, однако не
исключено создание организованных помех работе бортовым комплексам
связи и управления.
Внешние помехи могут оказывать вредное действие на бортовые приёмо-
передающие устройства через связанные с ними антенны и проникать внутрь
аппарата через иллюминаторы и экранирующие проводящие элементы кон-
струкции.
Спектр частот электромагнитных полей природного происхождения мо-
жет лежать в широкой частотной области — от инфразвуковых частот в еди-
ницы и десятки герц медленно меняющихся электрических и магнитных полей
до спектра одиночных электромагнитных импульсов, основная часть энер-
гии которых может лежать в области частот от десятков килогерц до единиц
мегагерц. Кроме того, имеет место радиочастотный шум космического про-
странства, лежащий в области десяти мегагерц.
Частотный спектр естественного электромагнитного излучения в около-
земном пространстве представлен в таблице 4.5.1.
Таблица 4.5.1. Спектр частот естественного электромагнитного излучения
в околоземном пространстве
Вид излучения Бури Геомагнитные пульсации Атмосферные шумы УНЧ излучения
Частотный диапазон, Гц (ориентировочно) 110-5- 2-10-3 2-Ю3 —5 5-200 200- 2 104
При прогнозировании действия электромагнитных помех на бортовые
комплексы систем управления и связи находящихся в полёте КА необходи-
мо исследовать проникновение электромагнитного поля во внутренние об-
ласти контейнера, отсека или модуля, где размещается радиоэлектронная
1438
аппаратура. Иначе говоря, следует оценить экранирующие свойства элемен-
тов конструкции космического аппарата.
Расчёт экранирования электромагнитных полей проводящими оболочка-
ми сложных геометрических форм — нелёгкая, но в принципе разрешимая
задача, однако детально рассчитать поля внутри реальных конструкций прак-
тически невозможно, да и в этом нет необходимости, поскольку характери-
стики самих помех в значительной степени неопределённы.
Для предварительной оценки достаточно принять, что конструкция име-
ет простую геометрию — форму шара, цилиндра или параллелепипеда. Впро-
чем, можно ограничиться и только одной из форм. Действительно, различие
в эффективности экранирования плоского, цилиндрического и сферическо-
го экранов будет выражаться примерно соотношением 3:2:1, т. е. по степени
экранирования конструктивные разновидности экранов можно расположить
в следующем порядке: экран, состоящий из двух плоскопараллельных плас-
тин; цилиндр и сфера из одинакового металла с равной толщиной стенок и
равным расстоянием между пластинами и диаметрами цилиндра и сферы. Та-
ким образом, геометрическая форма сплошного экрана сравнительно мало
влияет на его экранирующие свойства, и решающее значение имеет матери-
ал экрана, его размеры и толщина оболочки.
Экранирование проводящими оболочками, не имеющими прозрачных для
электромагнитного поля щелей, отверстий и других неоднородностей (так
называемые герметичные электромагнитные экраны), происходит вследствие
поглощения поля в толщине оболочки экрана и вследствие отражения от её
поверхности. Решение задачи экранирования упрощается, если размеры эк-
рана гораздо больше или гораздо меньше длины волны электромагнитных
колебаний. В первом случае главную роль в экранирование играет поглоще-
ние электромагнитного поля в толщине экрана и геометрическая форма эк-
рана не столь существенна. Во втором случае отражение поля от поверхнос-
ти экрана вносит основной вклад в эффективность экранирования. При при-
ближённой оценке экранирующих свойств элементов конструкции можно
пренебрегать либо одним, либо другим механизмом экранирования.
4.5.2. Общий метод расчёта экранов
Общий метод расчёта электромагнитного поля внутри экранов состоит в
решении системы уравнений электродинамики, записанных для пространства,
окружающего экран, области, занятой проводящей оболочкой экрана, и об-
ластью внутри экрана. В качестве граничных условий используются условия
непрерывности составляющих напряжённостей полей для каждой из границ
этих областей. Если проводимость среды постоянна во времени и в простран-
стве, а свободные нескомпенсированные электрические заряды и сторонние
токи отсутствуют, то уравнения для напряженностей электрического и маг-
нитного полей имеют вид
1439
др дЕ д2Е _
- НоЦ£ое^Г = °:
А„ дН п
АЯ - ЦоЦО— - = О,
(4.5.1)
где Ей Н— напряжённости электрического и магнитного полей; ц, е — маг-
нитная и диэлектрическая проницаемости среды; о — проводимость среды;
ц0,е0 — магнитная и электрическая постоянные; А — оператор Лапласа.
Граничные условия записываются следующим образом:
— для нормальных к границе составляющих напряжённостей полей Еп и
Нп
£ое1^1л =e0e2^2n =^> IWh^lzi =^оН2^2л’
— для тангенциальных составляющих Et и Ht
E\t = ^2f H\t ~ ^2t = Т1-
В вышезаписанных формулах индексы «1» и «2» означают принадлежность
физической величины к среде «1» или «2» соответственно; т| — поверхност-
ная плотность тока на границе раздела сред; 5 — поверхностная плотность
зарядов.
При исследовании проникновения импульсного поля в экраны необходимо
разложить импульс в спектр:
ЗДсо) = J E(t)e-J>o,dt-
Тогда для каждой гармоники спектра вместо (4.5.1) получим
А5£ -уиЦоро^ + (02Ц0Ц£0£А£ = 0;
А5Я - усоц0цо5'я + со2ц0Ц£0еАя = 0.
(4.5.2)
Нахождение импульсного электромагнитного поля внутри экранов путём
решения системы уравнений, записанных для спектральных плотностей,
1440
может оказаться неудобным, если внешнее действующее поле задано во вре-
менной области функциями Ео(/) и Яо(/). Неудобство обусловлено необходи-
мостью разложения этих функций в спектр, что зачастую усложняет реше-
ние задачи.
Система (4.5.2) содержит дифференциальные уравнения с постоянными
коэффициентами, и для их решения может быть применён операторный
метод. Обозначая Е (р) и Я(р) изображения по Лапласу функций £(/) и Я(/)
и учитывая, что начальные условия являются нулевыми, получим следующие
операторные уравнения:
А£(р) - р^врЕ(р) + |10|Л£0ер2£(р) = 0;
ДЯ(р) - ц0цорЯ (р) + р^0£.р2Н (р) = 0.
(4.5.3)
Решив систему (4.5.3) для внешней и внутренней областей экрана и его
оболочки, обратным преобразованием Лапласа найдём оригиналы полей
внутри экрана Ez(Z) и Hff). Для нахождения оригиналов изображений обыч-
но пользуются таблицами интегральных преобразований.
Электрическое и магнитное поля в экране часто удобно представить в виде
интеграла наложения:
Д (0 = J £0(' - ^gE^dv,
о
//,.(/) = /Яоа-т)^(т)4/т,
о
(4.5.4)
где gE(t), gH(t) — импульсные характеристики, являющиеся решениями
первого и второго уравнений (4.5.3) для случая, когда £0(/) и Яо(О есть еди-
ничное импульсное воздействие, описываемое 5 -функцией Дирака.
4.5.3. Использование для расчёта экранов
уравнения электрических цепей
Между явлением, заключающимся в проникновении поля в экран, и рас-
пространением электрического сигнала по передающей линии существует
аналогия. Действительно, если в уравнениях передающей линии напряжение
заменить напряжённостью электрического поля, а ток — напряжённостью
магнитного поля, эти уравнения приобретут вид (4.5.2) или (4.5.3).
Распространение любой электромагнитной волны (плоской, цилиндричес-
кой, сферической) можно представить как распространение волн напряже-
£
ния и тока в длинной линии с характеристическим сопротивлением —. На-
н
1441
пример, для цилиндрической волны это будет радиальная передающая ли-
ния с радиальным характеристическим сопротивлением. Появление экрани-
рующей оболочки на пути волны эквивалентно появлению скачка радиаль-
ного характеристического сопротивления линии от сопротивления окружа-
ющей экран среды до сопротивления проводящей оболочки. При этом воз-
никает отражение на границе «окружающая среда — проводящая поверхность
оболочки». Чем больше различие в этих сопротивлениях, тем больше коэф-
фициент отражения.
Частично отразившись, электромагнитное поле распространяется в обо-
лочке экрана. Поскольку оболочка проводящая, поле в ней поглощается. Чем
выше частота поля и чем больше толщина оболочки, тем сильнее поглоще-
ние. Поглощение поля в проводнике характеризуется глубиной проникания
I 2
Д =-------. Под глубиной проникания электромагнитного поля в провод-
V
ник понимается толщина проводника, ослабляющего электромагнитное поле
в е раз, т. е. на один непер.
Таким образом, эффект экранирования заключается в ослаблении прони-
кающего внутрь экрана поля как вследствие его отражения от поверхности
экрана (экранирование отражения), так и вследствие поглощения в оболоч-
ке экрана (экранирование поглощения). Экранирование поглощения обуслов-
лено тепловыми потерями на вихревые токи в металле экрана. Экранирова-
ние отражения связано с различием характеристического сопротивления обо-
лочки экрана и характеристического сопротивления окружающей экран сре-
ды для действующего внешнего электромагнитного поля.
Аналогия передающей линии может использоваться для расчёта экранов
как на низких, так и на высоких частотах [1]. Трудность расчёта заключается
в том, что в ряде случаев внутреннее сопротивление эквивалентного генера-
тора электродвижущей силы (ЭДС) линии неизвестно. Если частота внеш-
него помехонесущего поля настолько высока, что размеры экрана и рассто-
яние до источника помехонесущего поля гораздо больше длины волны, то это
сопротивление равно волновому сопротивлению свободного пространства
Если же длина волны соизмерима с размерами экрана, то внутреннее со-
противление эквивалентного генератора ЭДС, а следовательно, и эффектив-
ность экранирования в сильной степени зависит от удалённости источника
помех от экрана, размеров и геометрической формы экрана, а также от ори-
ентации векторов напряжённостей помехонесущих полей. Наиболее резкая
зависимость эффективности экранирования, его размеров и ориентации век-
1442
торов поля имеет место в области низких частот, когда длины волн гораздо
больше размеров экрана.
Внешнее помехонесущее поле возбуждает в оболочке экрана ток, и экран
излучает соответственно вторичные волны различных типов. Когда размеры
экрана гораздо меньше длин волн, содержащихся в спектре действующего
электромагнитного поля, то из всех типов вторичных волн, возбуждаемых
током экрана, наибольшая энергия приходится на основной тип волн, для
которых распределение тока по поверхности
экранирующей оболочки равномерно, а фаза
постоянна. Таким образом, экран находится в
поле волны, тип которой определяется геомет-
рией экрана, т. е., например, волна в цилинд-
рическом экране, независимо от того, какой тип
волны генерируется источником помехи, явля-
ется волной цилиндрической; падающая волна
является сходящейся к оси волной, а отражён-
ная — расходящейся.
В качестве примера использования теории
электрических цепей для расчёта экранов опре-
делим электромагнитное поле за экранирующей
пластиной толщиной d (рисунок 4.5.1).
Проводимость, магнитная и диэлектрическая проницаемости имеют ин-
дексы «1», «2» и «3», указывающие на принадлежность к среде, где действует
внешнее электромагнитное поле, к оболочке экрана и к среде внутри экрана
соответственно.
Поле, проходя через оболочку экрана, остаётся чисто поперечным и ос-
лабляется как в результате поглощения в оболочке (область 2), так и в ре-
зультате отражения на границе областей «1-2», «2-3». Если соответствующие
коэффициенты отражения обозначить через Я12 и Я23, то
Oi, |11, 81 о3,|1з,ез
Iwl
Рисунок 4.5.1. К расчёту
электромагнитного поля
за плоским экраном
£3 = £,. = £0(1 + £|2)(1 + £23)exp(-y2J),
(4.5.5)
где у — постоянная распространения, у =
В общем случае, как известно из теории электрических цепей, коэффи-
циент отражения на границе раздела между средой т и средой п при паде-
нии на эту границу волны со стороны среды т будет равен
А
тп
^вх,л
^вх,л
где T|w — характеристическое сопротивление среды zBX п — входное сопро-
тивление слоя среды п, под которым понимается отношение тангенциальной
1443
составляющей вектора напряжённости результирующего электрического поля
прямой и отражённой волн к тангенциальной составляющей вектора напря-
жённости результирующего магнитного поля тех же волн на передней (по
отношению к падающей волне) границе слоя п.
При изменении направления распространения волны на обратное, очевид-
но, в выражении для коэффициента отражения следует поменять местами
индексы тип, причём Rmn * Rnm .
Входное сопротивление слоя т толщиной dm, примыкающего к слою п,
следующему за слоем т в направлении распространения волны, равно
7
^вх,/и
е,”^т + D е ymdm
_ у» _________тп_______
@т т __ft £ *т т
тп
С увеличением толщины слоя dm его входное сопротивление приближает-
ся к характеристическому.
Примем в рассматриваемом нами случае прохождения плоской электро-
магнитной волны через плоский экран, что по обе стороны экрана среда
одинакова с характеристиками = о3 =0, gj =ц3 = ц0, Ej =е3 =е0. Индекс у
экранирующего слоя опустим за ненадобностью. Тогда, подставляя написан-
ные выше выражения в уравнение (4.5.5), получим спектральную плотность
напряжённости электрического поля за плоским экраном:
SE (jai) = S(j<d).
> v о sh(y</) со
(4.5.6)
В высокочастотном случае, когда постоянная распространения
Y=+ J) по модулю гораздо больше единицы, экспонен-
той в (4.5.6) можно пренебречь. Тогда вместо (4.5.6) получим
= 2 (jw).
/ V о sh(yJ) о
(4.5.7)
Учитывая связь между интегральными преобразованиями Фурье и Лапла-
са, напишем выражение для напряжённости электрического поля за экраном.
Изображение получается из (4.5.7) формальной заменой уш на р:
у[р
Е0(р).
(4.5.8)
1444
Переходя к оригиналу, находим
t
Eft) = j SE(x)Eft ~ x)dx>
О
где g^t) — импульсная характеристика экрана. Её изображение по Лапласу в
соответствии с (4.5.8) имеет вид
g£(P)=2'P kZ //
Vo sh(>/p0poVpJ)
(4.5.9)
Пользуясь таблицами интегральных преобразований [2], находим импуль-
сную характеристику экрана для высокочастотной области [3]:
(4.5.10)
где a^popot/ — характеризует толщину и электромагнитные характерис-
тики экранирующей оболочки. Будем называть эту величину приведённой
толщиной экрана.
В области атмосферных шумов (единицы — сотни герц) величина
гораздо меньше единицы, и в выражении (4.5.6) модуль экспонен-
ты близок к единице. Поэтому в низкочастотном приближении имеем
4(>) = 4^Л^5£(>).
V о shya о
(4.5.11)
Аналогично найдём импульсную характеристику экрана в высокочастот-
ной области:
(4.5.12)
Мы получили импульсную характеристику бесконечно протяжённой эк-
ранирующей пластины для плоской электромагнитной волны типа ТЕМ. В
1445
действительности экраны имеют ограниченные размеры. Основная часть
энергии, содержащейся в спектре электромагнитного излучения в околозем-
ном пространстве, приходится на область частот в сотни килогерц, что соот-
ветствует километровому диапазону длин волн. Таким образом, длины волн,
содержащиеся в спектре помехонесущего поля, оказываются во много раз
больше размеров экранирующих конструкций космических аппаратов. Сле-
довательно, при рассмотрении взаимодействия импульсного электромагнит-
ного поля с экраном мы вправе пользоваться квазистационарным приближе-
нием, т. е. пренебречь временем распространения волны в пределах разме-
ров экрана. При этом переменные электрические и магнитные поля, созда-
ваемые движущимися в системе зарядами, оказываются в каждый момент
времени такими же, какими были бы стационарные поля (поля стационар-
ных зарядов и токов), распределение и скорости которых совпадают с рас-
пределением и скоростями зарядов, существующих в системе в рассматрива-
емый момент времени.
В квазистационарном случае волновые уравнения электромагнитного поля
(4.5.1) переходят в уравнения электростатики и магнитостатики:
Д£ = 0;
ДЯ = 0,
так что нахождение электрического и магнитного полей сводится к решению
двух отдельных задач — электростатической и магнитостатической, а экра-
нирующее действие проводящих оболочек по отношению к электрическому
полю и по отношению к магнитному полю оказывается различным.
При квазистационарном процессе в передающей линии, когда длина ли-
нии гораздо меньше длины распространяющейся по ней волны, уравнения
длинной линии переходят в уравнения Кирхгофа для сосредоточенных це-
пей. Аналогично этому при выполнении условия квазистационарности диф-
ференциальные уравнения в частных производных, описывающие проник-
новения поля в экран, переходят в уравнения Кирхгофа электрической цепи
в полных производных по времени.
Следовательно, электрическое и магнитное поля в экране могут быть оп-
ределены из уравнения Кирхгофа, записанного для эквивалентной экрану
цепи с сосредоточенными параметрами. Установим эквивалентные схемы
экранов.
4.5.4. Экранирование электрического поля.
Эквивалентная схема экрана
Рассмотрим герметичный экран, находящийся в электрическом поле,
меняющемся во времени по гармоническому закону. Переменным электри-
ческим полем в проводнике индуцируется переменная электрическая поля-
1446
ризация, которая приводит к протеканию тока. Этот ток пропорционален
приложенному электрическому полю и связан с разделением электрического
заряда. Цепь этого тока замыкается вне проводника током смещения.
Протекание тока по экранирующей оболочке вызывает падение напряже-
ния между верхней и нижней стенками экрана. Следовательно, внутри экра-
на в этом случае появится как электрическое, так и магнитное поле, источ-
ником которого являются токи в экранирующей оболочке. Индуцируемые
заряды пропорциональны приложенному электрическому полю, а ток про-
порционален скорости изменения этого поля. В результате величина этого тока
будет пропорциональна частоте приложенного электрического поля.
Эффект экранирования заключается в том, что часть энергии помехоне-
сущего поля преобразуется в энергию токов оболочки, а эти токи возбужда-
ют электрическое и магнитное поля внутри экрана. Поскольку ток в оболоч-
ке пропорционален частоте экранируемого электрического поля, то чем выше
частота, тем больше поле в экране, возбуждаемое током оболочки, и тем слабее
экранирующие свойства. Это, однако, справедливо до тех пор, пока частота
не станет столь высокой, что будет иметь место заметное поглощение воз-
буждаемых током полей, т. е. пока эффект экранирования определяется от-
ражением поля от экрана.
Следовательно, по отношению к электрическому полю при отсутствии
поглощения в оболочке экран ведёт себя как ёмкость, включённая последо-
вательно с омическим сопротивлением. Ток через ёмкостное сопротивление
определяет ток в оболочке. Когда частота поля мала, сопротивление эквива-
лентной ёмкости становится большим и эффективность экранирования ве-
лика — теоретически, при постоянном поле, стремится к бесконечности. При
увеличении частоты ток через омическое сопротивление, а следовательно, и
падение напряжения на нём возрастают, и эффективность экранирования
падает, пока не начинает оказывать влияние экранирование поглощением.
На основании рассмотренного механизма экранирования построим экви-
валентную схему экрана в электрическом помехонесущем поле. При этом пока
будем считать стенки экрана электрически тонкими, т. е. пренебрежём по-
глощением поля в стенках.
Для представления экрана в виде эквивалентной электрической цепи его
геометрическая форма не является существенной. От формы экрана зависят
только значения сосредоточенных элементов схемы, но не сам её вид. По-
этому, не нарушая общности рассуждений, рассмотрим экран сферической
формы (рисунок 4.5.2). Индуцированная статическим электрическим полем
плотность заряда равна [4]
^(0) = 3eoe£ocos0,
где 0 — широтный угол; е — диэлектрическая проницаемость среды, запол-
няющей полость экрана.
1447
Рисунок 4.5.2. Экран в электрическом поле
Интегрируя по полусфере, получим величину заряда каждой из полусфер:
0||2 =Злее0£’0о2.
Если напряжённость поля изменяется по гармоническому закону, то
е||2=Злее0Е0а2<?7'“'.
Ток оболочки
/(/) = ^/2 = УюЗлЕЕо£оя2еую'.
Плотность тока в экваториальном сечении сферической оболочки
7(0 =
КО
2nad
(4.5.13)
Вследствие сферической симметрии эквипотенциальные линии вблизи
экватора параллельны экваториальной плоскости, поскольку волны гораздо
больше размеров экрана и поле в экваториальной плоскости практически
постоянно по сечению. Таким образом, напряженность электрического поля
в центре сферической оболочки равна напряжённости поля на её внутрен-
ней поверхности на экваторе. Следовательно, в центре сферического экрана
<4-514)
Силовые линии электрического поля лежат на сферических концентри-
ческих поверхностях, имеющих свой центр — центр сферического экрана.
1448
На основании (4.5.14) можно составить электрическую схему, прохожде-
ние сигнала через которую эквивалентно проникновению электрического поля
в экран. Такая эквивалентная схема изображена на рисунке 4.5.3. Помехоне-
Рисунок 4.5.3. Эквивалентная схема тонкого экрана в электрическом поле
сущее поле представлено на схеме генератором ЭДС с внутренним сопротив-
3
лением, определяемым емкостью Сэ =-ееол. Действительно, из схемы имеем
f°(>> ,
3 cd
j(a-££oa
1
cd
3
Однако j(o-ee0o « cd, и мы получаем формулу (4.5.14). Схема, изображён-
ная на рисунке 4.5.3, соответствует эквивалентной схеме прямой короткой
электрической антенны с омическим сопротивлением Z = — и ёмкостью
5 ad
Сэ=^оа.
Аналогичным образом могут быть рассмотрены экраны других геометри-
ческих форм и приведены к схеме на рисунке 4.5.3.
Различие будет состоять лишь в величине ёмкости. Величины ёмкостей, а
следовательно, и эффективность экранирования электрического поля, слабо
зависит от формы экрана.
Рассмотренный процесс уменьшения электрического поля внутри экрана
не связан с поглощением энергии поля и является экранированием путём
1449
отражения. Изображённая на рисунке 4.5.3 эквивалентная схема экрана не
учитывает поглощения поля в оболочке. Для того чтобы учесть поглощение,
необходимо в этой эквивалентной схеме вместо Z = — включить четырёх-
5 <sd
полюсник, прохождение сигнала через который было бы эквивалентно про-
хождению электромагнитной волны через оболочку экрана. Примем эквива-
лентный оболочке четырёхполюсник П-образным. Тогда эквивалентная схе-
ма экрана в электрическом поле будет иметь вид, показанный на рисунке 4.5.4.
Найдём сопротивления Zp Z2 и Z3 четырёхполюсника.
Рисунок 4.5.4. Эквивалентная схема экрана в электрическом поле
с учётом поглощения
Входное сопротивление четырёхполюсника должно быть равно сопротив-
лению оболочки экрана для протекающих по ней токов, индуцированных
помехонесущим полем. Величины сопротивлений Zp Z2 и Z3 зависят от элек-
тромагнитных свойств и толщины оболочки и находятся из условия эквива-
лентности уравнений четырёхполюсника и уравнений распространения элек-
тромагнитного поля в экранирующей оболочке. Уравнения четырёхполюсника
имеют вид
UX=AU2 + BI2\
ix=cu2+bi2,
(4.5.15)
где Uv 1Х — напряжение и ток на входе четырёхполюсника; й2, /2 — напря-
жение и ток на выходе четырёхполюсника; А, В, С, Ь — комплексные коэф-
фициенты четырёхполюсника, которые для П-схемы равны:
Z9 • • Z. + Z9 + Z. • Z.
Л = 1 + -Д; B = Z,; С= 1 . 2.-D = l + ^-.
Zj ^1^2
(4.5.16)
1450
Уравнения распространения электромагнитной волны в оболочке экрана:
Es = EjChyd +
Н =—shyj + H.chyd,
s 7 1
(4.5.17)
где y=^jco|llo|ig — постоянная распространения волны в материале оболоч-
ки экрана; Zo =
— волновое сопротивление материала оболочки;
ts,Hs,ti,Hi — напряжённости полей на внешней и на внутренней поверх-
ности оболочки.
Поверхностное сопротивление оболочки экрана равно сопротивлению
эквивалентного П-образного четырёхполюсника:
^=Д = 20с1М.
При размерах экрана, гораздо меньших длин волн спектральных состав-
ляющих электромагнитного импульса, поле в полости экрана практически
однородно и равно полю на внутренней поверхности оболочки.
Сопоставляя (4.5.15), (4.5.16) и (4.5.17), найдём сопротивления эквивален-
тного четырёхполюсника:
shyd
1 2 °chyj-i;
(4.5.18)
Z3 = ZoshyJ.
Таким образом, расчёт электрического поля внутри экрана сводится к
определению напряжения на выходе эквивалентной электрической цепи эк-
рана, если на входе действует ЭДС E0(t).
4.5.5. Экранирование магнитного поля.
Эквивалентная схема экрана
Установим эквивалентную электрическую схему экрана для помехонесу-
щего магнитного поля. Для этого рассмотрим цилиндрический экран, нахо-
дящийся в магнитном поле напряжённостью Н , направленном вдоль его оси.
В случае действия магнитного поля индуцированные токи протекают по стен-
1451
кам цилиндрического экрана и по его основаниям. Однако вблизи краёв ток
вытесняется к краям вследствие поверхностного эффекта. Поэтому область
вблизи центра основания практически не влияет на экранирование, так как
в этой области ток отсутствует. Таким образом, экран в магнитном поле может
рассматриваться как короткозамкнутый виток с током или рамочная антен-
на, обладающая индуктивностью и омическим сопротивлением.
Меняющееся во времени магнитное поле индуцирует в таком короткозам-
кнутом витке ЭД С, которая пропорциональна частоте приложенного магнит-
ного поля. При очень низких частотах ЭДС индукции и индуцированный ток
малы. Поскольку на низких частотах индуктивное сопротивление витка мало,
ток в витке пропорционален наведённой в стенках ЭДС, делённой на оми-
ческое сопротивление этого витка. Электродвижущая сила индукции, инду-
цированный ток и связанное с током поле сдвинуты по фазе на п /2 относи-
тельно внешнего магнитного поля.
С ростом частоты поля ЭДС индукции, индуцированный ток и индуктив-
ное сопротивление экрана растут. Индуктивное сопротивление экрана ста-
новится гораздо больше его омического сопротивления. При этом магнит-
ное поле тока, возбуждённого в стенках экрана внешним полем, вне экрана
будет находиться в фазе с последним, а внутри экрана — в противофазе. Таким
образом, внутри экрана поле индуцированного тока будет направлено навстре-
чу внешнему полю, а за его пределами — по направлению внешнего поля.
Результирующее поле оказывается ослабленным в экране и усиленным вне
его. Чем больше индуктивность и чем меньше омическое сопротивление
экрана, тем выше эффективность экранирования магнитного поля. Следова-
тельно, по отношению к магнитному полю экран ведёт себя как индуктив-
ность, включённая последовательно с омическим сопротивлением.
Рассмотренный процесс уменьшения магнитного поля внутри экрана не
связан с поглощением энергии экранируемого поля и является экранирова-
нием путём отражения. В случае идеального экрана, когда стенки являются
идеальным проводником, отражение будет полным и поле внутри экрана будет
отсутствовать.
Сравнивая механизм отражения от экрана электрического поля с отраже-
нием магнитного, следует подчеркнуть, что отражение электрического поля
с увеличением частоты убывает, тогда как отражение магнитного поля с уве-
личением частоты растёт.
На основании рассмотренного механизма экранирования построим экви-
валентную расчётную схему тонкого магнитного экрана. Поглощением поля
в оболочке экрана будем пренебрегать.
Как и в случае воздействия электрического поля, геометрическая форма
экрана не оказывает влияния на вид его эквивалентной электрической схе-
мы. Для определённости рассмотрим экран цилиндрической формы и опре-
делим его эквивалентные параметры.
1452
Продольное сечение цилиндрического экрана показано на рисунке 4.5.5.
Вектор напряжённости магнитного поля направлен вдоль оси цилиндра. Токи,
возбуждаемые внешним магнитным полем, протекают по периметру экрана.
Направления токов показаны точками и крестиками. Ток, направленный от
чертежа к нам, обозначен точкой, от нас — крестиком.
Рисунок 4.5.5. К расчёту экрана в магнитном поле
Как уже отмечалось, в случае продольного магнитного поля проникнове-
ние его внутрь цилиндра со стороны торцов несущественно, так как вслед-
ствие поверхностного эффекта поле вытесняется к краям. Таким образом, в
данном случае экранирующее действие герметичного цилиндрического эк-
рана и экрана, открытого с торцов, по отношению к переменному магнитно-
му полю практически одинаково, следовательно, практически одинаково и
экранирующее действие цилиндров конечной и бесконечной длины. То же
самое относится и к экрану в форме параллелепипеда.
Отношение напряжённости магнитного поля внутри экрана к напря-
жённости помехонесущего магнитного поля Яо может быть найдено реше-
нием квазистатической задачи в цилиндрических координатах г, 0 , z. В слу-
чае однородного продольного магнитного поля плотность тока в оболочке Je
направлена по единичному вектору 0° , однородна по направлению г° , а так-
же, если пренебречь поверхностным эффектом, то и по направлению г0.
Уравнения Максвелла в интегральной форме для проводника, когда тока-
ми смещения можно пренебречь, при гармоническом изменении поля во
времени имеют вид:
§Hd1 =Jp°dS; (4.5.19)
1453
<§Edl = усоц0ц Jj HrP dS,
(4.5.20)
где n° — единичный вектор (орт) нормали к поверхности 5; dl — вектор
элементарного перемещения по касательной к контуру, ограничивающему по-
верхность S.
Положительное направление нормали выбрано по правилу правого вин-
та.
Интегрируя (4.5.19) по площади, ограниченной прямоугольником PQNM
(см. рисунок 4.5.5), и замечая, что магнитное поле направлено только по оси
г, получим
ь
ф Hdl =H^z - = fJ ]&dS = Дг J j^dr.
a
Отсюда
b
HQ-Hi=-\hdr’ (4.5.21)
a
где правая часть равенства является током на единицу длины сечения обо-
лочки, т. е. плотность поверхностного тока.
Ток в оболочке экрана находится из уравнения (4.5.20)
2л 2л а
§Edl = j Ее(д)п/0 = -усо|10 j ^H^drdQ, (4.5.22)
0 0 0
где Eq — тангенциальная к поверхности составляющая напряжённости элек-
трического поля. Поскольку Eq не зависит от 0, то
2л /ч
J £e(o)n/0 = 2nrEe(d) = ^jQ(a). (4.5.23)
О а
Так как поперечные размеры экрана гораздо меньше длин волн, содержа-
щихся в спектре помехонесущего поля, то продольное магнитное поле внут-
ри экрана практически однородно и не зависит от г. Поэтому
2л о
>(оцо j J HfdrdQ = (4.5.24)
о о
1454
Используя (4.5.22)—(4.5.24), получим плотность тока на внутренней по-
верхности оболочки экрана:
7е(а) = -/Ч1оо|я,-
Поскольку поверхностным эффектом мы пренебрегли, плотность тока Уе
постоянна по сечению оболочки и вместо (4.5. 21) имеем
яо - Hi = ~kd = J4i0°y
Следовательно,
1
Hi= • — 1 Яо-
' JtOp0Q ! 1 0
2 ad
(4.5.25)
Выражению (4.5.25) соответствует эквивалентная электрическая схема
экрана, изображённая на рисунке 4.5.6. Индуктивность £э определяет индук-
тивное сопротивление, которое представляет экран для круговых токов, про-
текающих под действием продольного магнитного помехонесущего поля.
Рисунок 4.5.6. Эквивалентная схема тонкого экрана в магнитном поле
Можно показать, что и для экранов других геометрических форм, поме-
щённых в магнитное поле, эквивалентная схема имеет такой же вид, как и в
случае цилиндрического экрана.
Изображённая на рисунке 4.5.6 эквивалентная схема учитывает лишь эк-
ранирование отражением. Для учёта экранирования поглощением можно при-
менить те же рассуждения, что и при составлении схемы экрана в электри-
ческом поле. Электрическая эквивалентная схема, описывающая поглощение,
1455
имеет точно такой же вид П-образного четырёхполюсника с теми же пара-
метрами (см. (4.5.18)).Полная эквивалентная схема экрана в магнитном поле
приведена на рисунке 4.5.7.
Рисунок 4.5.7. Эквивалентная схема экрана в магнитном поле с учётом поглощения
4.5.6. Эквивалентные параметры экранов простых
геометрических форм. Импульсные характеристики экранов
Выше было показано, что при расчёте электрического и магнитного по-
лей внутри экрана последний может быть заменён эквивалентной электри-
ческой цепью с сосредоточенными параметрами.
В общем случае для расчёта экранирующего действия магнитного или
электрического поля, которое обозначим Л(/), схема эквивалентного экрану
четырёхполюсника имеет вид, показанный на рисунке 4.5.8. Эквивалентные
ёмкости и индуктивности экранов различных геометрических форм в различ-
ных полях представлены в таблице 4.5.2 [5].
Рисунок 4.5.8. Общая эквивалентная схема электромагнитного экрана
При представлении экрана в виде эквивалентного четырёхполюсника его
характеристикой, полностью описывающей поле внутри экранирующей обо-
лочки, будет импульсная характеристика g(Z). Как известно, импульсная ха-
рактеристика является откликом четырёхполюсника при действии на его входе
1456
Таблица 4.5.2. Эквивалентные ёмкости и индуктивности экранов
Тип экрана Размеры и ориентация векторов поля Сэ
Паралле- лепипед ь а Но Ьс Но — а tob
Цилиндр, радиус а, длина/ Но^ И 2 2еой
г ?\ it Но£ 2 е0/
Шар, радиус R Но-К 3 -Е0Л 2 0
единичного импульса вида 8 -функции. Если помехонесущее электрическое
поле Ео(/) или магнитное поле Яо(/) задано, то соответствующее поле внутри
экрана определяется интегралом наложения:
Ei(t) = jgE(t)E0(t-i)dv,
о
< (4.5.26)
Н,:(t) = (т)Я0(/ - Т)Л .
о
Используя установленные выше эквивалентные схемы экранов, получим
выражения для импульсных характеристик.
Исходя из схемы, показанной на рисунке 4.5.8, поле внутри экрана в опе-
раторном представлении имеет вид
А( ) =____________'-рук,_______________1_
' J+Z3(p)[Z,(р)+z2(p)+z3(p)] •, + Z2(p) ’
Z1(p)[Z2(p) + Z3(p)] Z3(p)
1457
где Ац(р), Aj(p) — операторные изображения напряжённостей помехонесуще-
го поля и поля внутри экрана;
Z1(p) = Z3(p) =
ГрЙ? sh(T^j)
° ch (^pp0od) ~1
zyp)=
(4.5.27)
Переходя от изображения к оригиналу, получим
4(0 = j4)(/-T)gyl(T)Jx;
О
„ (А._______________!__________________L_
71 ’ J + Z3(p)[Z,(р) + Z2(p) + Z3(p)] • J + Z2(p) •
Z1(p)[Z2(p) + Z3(p)] z3(p)
(4.5.28)
Для электрического поля ZAp) = -^— и
рСэ
8е^ сЬ(оу/рУ 1 ПГгУКсц/р)’
(4.5.29)
Величина а = yjwirfzd определяет поглощение поля в оболочке экрана,
зависит от толщины оболочки и её электромагнитных свойств. Будем назы-
вать а приведённой толщиной экранирующей оболочки.
В общем случае получение оригинала по изображению (4.5.29) представ-
ляется затруднительным. Учитывая, что в диапазоне частот, соответствую-
щих принятому условию квазистационарности, ёмкостное сопротивление
гораздо больше поверхностного сопротивления оболочки, вместо (4.5.29)
получим
Ср3/2
g£(/)^ эР
(4.5.30)
1458
Переходя от изображения к оригиналу, получим импульсную характери-
стику экрана в электрическом поле:
/ 2
(2л-I)4
V
-12(2п-1)2 у +12 ехр
(2л-I)2 а2
4/
(4.5.31)
Импульсная характеристика для приведённой толщины а = 0,06 с1/2 име-
ет вид затухающего колебательного процесса (рисунок 4.5.9). Наибольшие зна-
чения имеют амплитуды первой и второй (положительной и отрицательной)
полуволн (квазиполупериодов).
/, 10'4с
1----1—►
8
Рисунок 4.5.9. Импульсная характеристика экрана
в электрическом поле (а = 0,06 с1/2)
На рисунке 4.5.10 показана зависимость амплитуды первой полуволны g^f)
от приведённой толщины оболочки а, а также моменты времени, соответ-
ствующие достижению этих амплитудных значений.
Выражение (4.5.31) может упрощено в тех случаях, когда частоты, преоб-
ладающие в спектре электромагнитного поля, либо значительно больше (при
сохранении условия квазистационарности), либо значительно меньше вели-
чины 1/а2.
1459
Рисунок 4.5.10. Зависимость параметров импульсной характеристики
электрического экрана от толщины оболочки
Для высокочастотного поля, когда со»^-, — »1, удерживая в (4.5.31)
а 4/
только первый член ряда, приближённо получим
( 2 Л2 2
-12 —+ 12 ехр
t
or
t
а2
4г
(4.5.32)
Амплитуда первого квазиполупериода, а также время его достижения могут
быть оценены по формулам
_2,ЗЮ3СЭ
&ЕпЛ ~ а5 8
(4.5.33)
1 ос2
В низкочастотном поле, когда со« —, — « 1, поверхностным эффектом
в оболочке можно пренебречь, имеем
1460
ad
gE(t) = 8(t)-^-e^
(4.5.34)
Для магнитного поля в соответствии с (4.5.28), учитывая, что Z(p) = рЬэ,
имеем следующую связь между импульсной характеристикой экрана и её
изображением по Лапласу:
(4.5.35)
В случае когда преобладающая часть энергии в спектре импульсного маг-
нитного поля приходится на долю низких частот, удовлетворяющих условию
1а2. „
со« —, — « I, и поверхностный эффект в оболочке незначителен, можно
положить ch(«Vp)sl, th(«7p) = (a^/p).
Тогда
1
1 + А’
где § = — постоянная времени цепи, эквивалентной экрану.
Переходя от изображения к оригиналу, получим импульсную характери-
стику экрана в низкочастотном магнитном поле:
03
(4.5.36)
Если преобладающая часть спектра импульсного магнитного поля лежит
_ 1 ОС ОС . _ 2 / л
в области высоких частот со»—=->-5-, — »1, 0^>а , то вместо (4.5.35)
а2 е2 4/
получим
Переходя от изображения к оригиналу, находим импульсную характери-
стику:
1461
Sh(^ =
2a
Оэ7л7
Xex₽
n=\
(2 л-I)2 a2
4?
(4.5.37)
На рисунке 4.5.11 приведены импульсные характеристики экранирующих
оболочек в магнитном поле для различных значений a, а на рисунке 4.5.12
— зависимости максимального значения импульсной характеристики (gHm)
и длительности её переднего фронта (tm) от a.
Функция gf/j) достигает своего максимального значения
23/2
g„m = ~г=-----
Нт yfnL3Gd
(4.5.38)
при tm=0,5a2.
Сравним проницаемость электрического и магнитного поля в экраны.
Проницаемость магнитного поля по отношению к электрическому опреде-
ляется отношением gHm/ gEm . Используя (4.5.33) и (4.5.38), получим
1462
tm, IO-4 с
Рисунок 4.5.12. Зависимость параметров импульсной характеристики магнитного
экрана от толщины оболочки
=о,б-^
£ Ет
(4.5.39)
В частности, для сферического экрана в воздухе (вакууме)
&Ет &
где с — скорость света; а — радиус оболочки.
Оценка показывает, что проницаемость магнитного поля в экран, оболочка
которого имеет толщину более d* = I----, значительно превышает прони-
1463
цаемость электрического поля. Величина мала. Действительно, для алю-
миниевой сферической оболочки радиусом 1 м имеем = 8 мкм. Поэтому
практически во всех случаях отношение (4.5.39) гораздо больше единицы. Так,
например, для алюминиевой оболочки толщиной 1 мм отношение со-
&Ет
ставляет величину порядка 2,4 107.
4.5.7. Электрическое поле в экране,
находящемся в магнитном поле
Как показано выше, практически всегда внешнее квазистационарное элек-
трическое поле во много раз больше ослабляется экраном, чем магнитное.
Рисунок 4.5.13. Электрическое
поле в экране, индуцированное
магнитным полем
Однако проникшее в экран магнитное поле
индуцирует в нём поле электрическое. Это
вторичное электрическое поле (/) обуслов-
лено протекающими в оболочке вихревыми
токами. На рисунке 4.5.13 показаны направле-
ние вектора магнитного поля (крест в круж-
ке, направление от нас) и силовые линии ин-
дуцированного им электрического поля (пун-
ктир) для случая цилиндрической оболочки.
На внутренней поверхности оболочки век-
тор напряжённости электрического поля свя-
зан с вектором напряжённости магнитного
поля соотношением
Ё^=г5[Нрп°], (4.5.40)
/ J СО|1ПЦ п
где Z =J----—cthyJ — поверхностное сопротивление оболочки; п — еди-
V о
ничный вектор нормали к внутренней поверхности.
В операторной форме соотношение (4.5.40) с учётом (4.5.35) запишется в
виде
E^p) = Zs(p)H.(p) =
flW Jp н^р)
(4.5.41)
Следовательно, импульсная характеристика для электрического поля, ин-
дуцированного магнитным полем, является оригиналом изображения
1464
,н, ^ & Л ________________1________
’ a Sh(«^) 1+
W
(4.5.42)
Если импульсная характеристика найдена, то электрическое поле в экра-
не при действии магнитного поля будет определено:
(4.5.43)
О
В высокочастотном случае, когда поверхностный эффект резко выражен
и частоты, содержащиеся в спектре импульса и несущие преобладающую часть
1
энергии поля, удовлетворяют условию ш»—у , т.е. для моментов времени
а
а2
t« —- можно считать, что эквивалентное индуктивное сопротивление эк-
рана гораздо больше волнового сопротивления металла оболочки |Z0 |= J- -° .
V 2о
Тогда
. НрИ ch(aVp)
Е о£э sh2(a7p)
При \а-/р |»1
sh(a.y[p) = ch(ay[p) = | ,
поэтому
Переходя к оригиналу, получим
1
s"{4^e~4'- <4Л44)
1465
1 a2
В низкочастотном случае, когда со «—у, t»—9
a 4
sh(ay[p) = th(ay[p) = &y[p,
поэтому
о d 1 + pL3<sd
Отсюда
8e^) =
1 e L^d
L3(od)2
(4.5.45)
Зависимости максимального значения импульсной характеристики и вре-
мени его достижения tm от приведённой толщины оболочки а описываются
выражениями
&Ет^ =
3,Зц-рИ
>/ла2оЛэ
(4.5.46)
а
6
На рисунке 4.5.14 представлен вид импульсной характеристики (4.5.44),
а на рисунке 4.5.15 — зависимость максимального значения этой импульс-
Рисунок 4.5.14. Импульсная характеристика преобразования магнитного поля
в электрическое
1466
Рисунок 4.5.15. Параметры импульсной характеристики преобразования
магнитного поля в электрическое
ной характеристики и времени его достижения от приведённой толщины обо-
лочки.
Сравним электрическое поле, возникающее в экране в результате проник-
новения в него внешнего помехонесущего поля, с электрическим полем,
индуцированным магнитным полем. При этом будем считать, что
£0(/) = рЯ0(/) = Лги8(О, где р — характеристическое сопротивление среды рас-
пространения электромагнитного поля.
Тогда отношение максимальных значений напряжённостей электрических
полей внутри экрана будет равно
Еmi = 87
Emi ' (4.5.47)
Для алюминиевой сферической оболочки радиусом 1 м, толщиной d= 1 мм
при р= 120 л напряжённость проникшего внешнего электрического поля
оказывается всего лишь в три раза больше напряжённости индуцированного
электрического поля. Отношение (4.5.47) существенно зависит от толщины
оболочки и для d = 5 мм Е%. оказывается уже больше Emi в 40 раз.
1467
4.5.8. Сетчатые экраны
Выше были рассмотрены герметичные электромагнитные экраны. В дей-
ствительности контейнеры и отсеки, где размещается радиоэлектронная ап-
паратура, могут иметь иллюминаторы, закрытые прозрачным армированным
диэлектриком, который для электромагнитного поля представляет собой сет-
чатый экран. Как и в рассмотренных выше случаях сплошных герметичных
экранов, эффективность экранирования сетчатых экранов также определя-
ется эффективностью отражения и эффективностью поглощения электромаг-
нитного поля.
Диаметр нитей металлической сетки гораздо меньше расстояний между
ними (размеров отверстий), поэтому поглощение электромагнитного поля при
распространении через сетку незначительно, им можно пренебречь и рассмат-
ривать только экранирование отражением.
Отношение диаметра арматуры da к расстоянию между осями соседних
нитей Ло будем называть коэффициентом тени сетки G =—. Чем меньше
коэффициент тени, тем слабее экранирующее действие сетки.
Эффективность отражения электромагнитного поля от поверхности сет-
ки определяется соотношением между волновым сопротивлением поля, воз-
буждённого током сетки, и её поверхностным сопротивлением. При равно-
мерном распределении нитей по поверхности экрана распределение поверх-
ностной плотности тока можно считать также равномерным.
Волновые сопротивления сплошных экранов различных геометрий для двух
основных типов волн были приведены в таблице 4.5.2. Так же, как и сплош-
ной экран, сетка для распространяющейся чисто поперечной волны типа ТЕ
представляет собой индуктивное сопротивление, а для волны типа ТМ —
ёмкостное сопротивление.
Поверхностное сопротивление сетчатого экрана, определяемое через от-
ношение тангенциальных составляющих напряжённостей электрического и
магнитного полей на поверхности сетки, периодически меняется при пере-
ходе от одной ячейки к другой. Однако, поскольку нити равномерно распре-
делены по поверхности экрана, а расстояния между нитями малы в сравне-
нии с размерами экрана, то при нахождении поля внутри экрана на удале-
нии от сетки, превышающем размеры отверстия, поверхностное сопротив-
ление можно считать постоянным по поверхности. Это поверхностное сопро-
тивление отличается от поверхностного сопротивления сплошной оболочки
и включает собственное сопротивление нитей сетки, параллельных направ-
лению тока, возбуждённого помехонесущим полем, а также индуктивное и
ёмкостное сопротивления сетки для протекающих по ней токов.
По аналогии со сплошным экраном эквивалентная схема сетки для маг-
нитного поля имеет вид, представленный на рисунке 4.5.16, где введены
1468
Рисунок 4.5.16. Эквивалентная схема сетчатого экрана в магнитном поле
следующие обозначения: La, Са — индуктивность и ёмкость сетки, рассчи-
танная на отверстие; Za — собственное сопротивление нитей. Индуктивность
£э равна индуктивности сплошного экрана. Ёмкость Са следует учитывать
лишь в тех случаях, когда отсутствует электрический контакт между пересе-
кающимися нитями сетки.
Сопротивление Za определяется сопротивлением нити. Если площадь по-
перечного сечения нити то ее сопротивление постоянному току, рас-
4 п
считанное на единицу длины, равно ---у. Поскольку число нитеи на еди-
1
ницу длины периметра равно —, то
4АО
(4.5.48)
Формула (4.5.48) справедлива в области низких частот, когда эффектом
близости и скин-эффектом в сетке можно пренебречь и считать собственное
сопротивление сетки равным сопротивлению постоянному току. При резко
выраженном скин-эффекте собственное сопротивление нитей равно сумме
слагаемых, одно из которых обратно пропорционально периметру нити, а
второе зависит от формы её сечения и учитывает возрастание сопротивления
вследствие концентрации плотности тока вблизи участков поверхности, име-
ющих большую кривизну. В случае круглого сечения нитей второе слагаемое
отсутствует. В области частот, где глубина скин-слоя гораздо меньше диа-
метра нитей, их собственное сопротивление равно
1469
- - г \ ,-w1
nda V a
(4.5.49)
где Ka — коэффициент, учитывающий влияние эффекта близости нитей на
?«
В общем случае Za выражается через цилиндрические функции нулевого
и первого порядков.
Примем следующую аппроксимацию для зависимости сопротивления
проводника от частоты:
4Д„ „ 1
—^ = Ra при (0<—;
= при «»
л d„ V о V о
(4.5.50)
где а = ^ц0|1о — приведённая толщина сетчатого экрана.
Для сетки, состоящей из круглых нитей, коэффициент близости Ка в за-
висимости от коэффициента тени лежит в пределах 1 до 3,4. Значения Ка для
различных коэффициентов тени представлены в таблице 4.5.3 [5]. Там же
А
приведены соответствующие значения В = К ——. Индуктивность сетки L
зависит от коэффициента тени и равна
2 71
(4.5.51)
Здесь к — коэффициент, зависящий от формы сечения нитей и от коэффи-
d
циента тени. Для сетки из параллельных нитей круглого сечения при — < 0,3
рассчитывать к можно по формуле
nd
к. =lncth—
1 до
а для сетки из пересекающихся нитей, образующих квадратные отверстия и
имеющих в пересечениях идеальный электрический контакт при
d
0,1 < — < 0,3 , по формуле
(4.5.52)
1470
Таблица 4.5.3. Коэффициент близости для определения собственного сопротивле-
ния нитей сетки
й |й «1 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0
Ка 1 1,05 1,19 1,39 1,65 1,93 2,22 2,52 2,82 3,11 3,41
В л 3,34 1,89 1,47 1,31 1,23 1,18 1,15 1,12 1,10 1,00
к, = 0,6 In cth Л^а .
2 0,6Afl
Ёмкость сетки Са, определяющая ёмкостное сопротивление току смеще-
ния, протекающему в зазорах между прутьями, равна
(4.5.53)
2е0еАо
а як
(4.5.54)
где с — диэлектрическая проницаемость среды, в которую помещена сетка.
Обычно величина ёмкости сетки мала, так что определяемое ею ёмкост-
ное сопротивление в рассматриваемом нами диапазоне частот гораздо боль-
ше собственного сопротивления прутьев и индуктивного сопротивления сетки,
и ёмкость Са можно исключить из эквивалентной схемы сетчатого экрана (см.
рисунок 4.5.16).
В этом случае для спектральных плотностей напряжённости помехонесу-
щего магнитного поля и магнитного поля внутри экрана получим
s„ (».
ML3 + La) + Za(j^ H^J
(4.5.55)
Применяя обратное преобразование Фурье и учитывая аппроксимацию
(4.5.50), найдём поле внутри сетчатого экрана:
271
-7
- мЦ+4+bJj^
V о
1
2л । j(n(L3 + La) + Ra
1471
, i 7 с
SHo(jai)ej,0,d(o.
(4.5.56)
Если в импульсном поле содержатся в основном частоты, удовлетворяю-
1
щие условию со<-у, то имеет место низкочастотный случаи и выражение
а
(4.5.56) преобразуется к виду
О
а э
(^э + 4)
Следовательно, при со<—магнитное поле в экране
а
D Т t ~ I I х
+ о
(4.5.58)
Рассмотрим теперь импульс магнитного поля, спектр которого лежит в
области частот, удовлетворяющих условию со>-у. В этом случае
а
1 +У°°
Н^) = ±- J
2 /71 <
J - loo
p(L3 + La) + ^B^
SHo(p)ep,dp.
Используя таблицы преобразований Лапласа, получим
"'"’Ч-Х
0 L(L+L)
ау э а'
1
1472
о£а(Лэ + 4)20
J/70(Z-c) 1-Ф
exp
dx
(4.5.59)
<^,+V
Таким образом, в случае высокочастотного магнитного поля импульсная
характеристика сетчатого экрана имеет вид:
5(0 +---
L(L+L)
э а'
о4(£э + £0)2
(4.5.60)
2 х 2
где Ф(х) = —= f e~f dt — функция Лапласа.
Полученные формулы (4.5.58) и (4.5.59) позволяют определить импульс-
ные магнитные поля внутри сетчатого экрана в частных случаях, когда спектр
импульса помехонесущего магнитного поля лежит в области частот ниже или
1
выше • В общем случае при определении магнитного поля внутри экрана
необходимо производить вычисление интегралов (4.5.56).
Рассмотрим проникновение в сетчатый экран импульсного электрического
поля. Переменное электрическое поле индуктирует в нитях токи проводи-
мости, а в зазорах между нитями — токи смещения. Эти токи создают в эк-
ране электрическое поле. Кроме того, электрическое поле проникает в экран
через зазоры между нитями. Просачивание электрического поля сквозь сет-
ку аналогично проникновению поля сквозь экранную сетку электронной
лампы. Чем меньше размеры отверстий сетки, тем больше число силовых
линий поля концентрируется на проводниках и меньшее их число проникает
сквозь сетку. Таким образом, степень проникновения электрического поля
зависит от электрической ёмкости сетки. Чем эта ёмкость меньше, тем силь-
нее проникает электрическое поле внутрь экрана. Следовательно, определяя
экранирующие свойства сетки по отношению к электрическому полю, необ-
ходимо учитывать не только индуктивность La и собственное сопротивление
1473
нитей Za, но ещё и ёмкость, включённую последовательно с La, Za и опре-
деляющую проникновение в экран составляющей поля, нормальной к повер-
хности сетки. Эту ёмкость в дальнейшем будем называть «проходной ёмко-
стью» и обозначать Спр.
С учетом сказанного эквивалентная схема сетчатого экрана по отношению
к электрическому полю приобретает вид, показанный на рисунке 4.5.17.
Рисунок 4.5.17. Эквивалентная схема сетчатого экрана в электрическом поле
Ёмкость Сэ, определяющая волновое сопротивление экрана в электричес-
ком поле, зависит от формы и размеров экрана. Значения её представлены в
таблице 4.5.2. Ёмкость Са на схеме не приведена, поскольку, как показано
выше, её ёмкостное сопротивление велико и она не шунтирует выход.
Проходная ёмкость должна вычисляться как средняя ёмкость на каждую
клетку сетки. Поскольку поле может быть различным образом ориентирова-
но по отношению к различным участкам поверхности сетки, величина Спр
зависит от геометрической формы экрана и от ориентации его относительно
направления вектора напряжённости электрического поля. Формулы для
расчёта экранов трёх основных геометрических форм приведены в табли-
це 4.5.4 [5]. В формулах е — диэлектрическая проницаемость среды, в кото-
рой находится сетка (например, армированный диэлектрик).
На основании эквивалентной схемы, изображённой на рисунке 4.5.17,
может быть записана связь между комплексными спектральными плотнос-
тями напряжённости электрического поля вне и внутри экрана:
SE(Jvi) =
Lacnp + jcoCnpZfl(jco) +1
_ • Cnn
(»2Z c n + j(f)C Z (»+1 + -25-
w 7 a np J np aXJ '
(4.5.61)
Нахождение электрического поля внутри сетчатого экрана может быть
значительно упрощено, если оказывается возможным пренебречь индуктив-
ным и омическим сопротивлениями Za и Ra сетки по сравнению с её про-
1474
Таблица 4.5.4. Проходная ёмкость сетчатых экранов различных
геометрических форм
ходным сопротивлением, т. е. пренебречь в экране электрическим полем, со-
здаваемым током проводимости, по сравнению с полем, проникшим через
отверстия. Тогда проникновение электрического поля в экран эквивалентно
прохождению импульса напряжения через ёмкостный делитель:
"Г" vnp
(4.5.62)
4.5.9. Экранирующие свойства покрытий КА
Оценим экранирующие свойства оболочки контейнера космического ап-
парата, представив его в форме сферы радиусом R = 2 м, а временную форму
помехонесущих внешних импульсных полей в виде
И»«) ‘Нм(е-“
где а = 1,4’Ю4 1/с, b =1,6-106 1/с (обратный молниевый разряд). Форма им-
E0(t) H0(f) _
пульса в относительных единицах —— = —у— - f (/) представлена на рисун-
, с ^mO ^тО
ке 4.5.18.
1475
Рисунок 4.5.18. Форма импульса внешних электрического и магнитного полей
Сплошной экран представляет собой полиэтиленовую плёнку, покрытую
с двух сторон микронным слоем алюминия. Поскольку толщина плёнки мала,
то ёмкость, образованная двухслойным экраном, разделённым такой плён-
кой, велика, а её сопротивление переменному току ничтожно мало, и двух-
слойный экран можно заменить однослойным двойной толщины. Удельное
сопротивление алюминия р= 2,7-10-8 Ом м (удельная электропроводность
о = 1/р). Плотность 2,7103 кг/м3.
Приведённая толщина а = J. В данном случае для алюминия р=1;
о= 3,7-107 1/(0м м). Приведённая толщина экрана а является величиной
1 а2
порядка 10-4 с1/2 и со« —«1, поэтому можно уверенно пользоваться
а 4г
формулами низкочастотно приближения.
Для низкочастотного электрического поля в сплошном экране импульс-
ная характеристика имеет вид
-—t
Следовательно,
= f <е’О<'’Т) - e-b(t-x))gE(t)di -
о
1476
= [Е (е-«('-г)_е-*('-т)
J
ч ad а
й(т)-_е э
ск.
Интегрируя, получим
Е/0 _ (а-/>)еэ | Z>e3 e_bt __o^_e-at
Ет0 (1-а0э)(1-/>0э) 1-Юэ 1-а6э ’
где постоянная времени 0э = .
Рассчитанное электрическое поле внутри сплошного экрана показано на
рисунке 4.5.19.
Рисунок 4.5.19. Электрическое поле внутри сплошного экрана при различной толщине
напыления алюминия d
При защите космического аппарата от воздействия внешних электричес-
ких полей применение напыления с минимальной толщиной в 5 мкм обес-
печивает экранирование бортовых комплексов систем управления и связи кос-
мических аппаратов с эффективностью, обеспечивающей нормальное функ-
ционирование космических аппаратов. Дальнейшее повышение толщины слоя
напыления не представляется целесообразным.
Для магнитного поля в сплошном экране импульсная характеристика имеет
вид
1477
8н^ = ^~е 8э-
Следовательно,
Я,(0 = - e-b(,-x))gH(x)dz = - e~b^)e^dx,
О ° Иэ О
где Q3 = L3cd.
Интегрируя, получим
Я,(/)
Нто
—— (е~а1-е вэ)-—-^—(е~Ь1
1-авэ 1-^э
-е
Рассчитанное магнитное поле внутри сплошного экрана показано на ри-
сунке 4.5.20.
На основании проведенных расчетов и построенных графиков можно сде-
лать вывод, что трехкратное увеличение толщины напыления экранирующе-
го слоя алюминия не привело к существенному повышению эффективности
экранирования внешнего магнитного поля. По всей видимости, для повы-
Рисунок 4.5.20. Магнитное поле внутри сплошного экрана при различной толщине
напыления алюминия d
1478
шения эффективности экранирования магнитного поля следует наращивать
толщину напыления либо применять материалы с большей удельной элект-
ропроводностью. При строгих ограничениях, налагаемых на массогабарит-
ные характеристики космических аппаратов, повышение эффективности
экранирования магнитного поля за счет увеличения толщины и, как след-
ствие, массы экрана маловероятно.
Модель сетчатого экрана представляет собой сферу из однорядной сетки,
помещённой в диэлектрик (кевлар). Ячейка — квадрат, диаметр нити da =
= ЗЮ-4м, материал нити серебро, удельное сопротивление р = 1,6-10“8 Омм.
Плотность 10,5-103 кг/м3. Расчёт производился для трёх размеров ячейки: сто-
рона квадратной ячейки принималась равной \а = 510'3, 110-2, 1,510-2 м.
Электрическое и магнитное поля внутри сетчатого экрана представлены на
рисунках 4.5.21 и 4.5.22.
Рисунок 4.5.21 показывает, что степень просачивания электрического поля
через сетчатый экран зависит от размеров ячейки экрана. Уменьшение раз-
меров ячейки ведет к увеличению проходной емкости сетки Спр, уменьшаю-
щей проникновение перпендикулярной составляющей электрического поля
в экран (рассматриваемый случай).
Согласно рисунку 4.5.22 степень экранирования магнитного поля сетча-
того экрана выше степени экранирования магнитного поля сплошного экра-
на. Для экранирования низкочастотного магнитного поля определяющей будет
индуктивность зависящая от коэффициента тени.
Рисунок 4.5.21. Электрическое поле внутри сетчатого экрана
для различных размеров ячейки Д^
1479
Рисунок 4.5.22. Магнитное поле внутри сетчатого экрана для различных размеров
ячейки Д
а
Чем меньше размеры ячейки экрана, тем выше коэффициент тени, выше
индуктивность и ниже магнитное поле внутри экрана.
Для принятия решения на применение того или иного экрана, необходи-
мо сравнить эффективность экранирования с массовыми затратами. Зависи-
мость эффективности экранирования от параметров сетчатого экрана и его
массы для сферы радиусом 2 м представлены в таблице 4.5.5.
Таким образом, исходя из уровней стойкости бортовых комплексов сис-
тем управления и связи космических аппаратов и массовых ограничений
можно выбрать оптимальную защиту КА от воздействия внешних электро-
магнитных помех.
Таблица 4.5.5. Зависимость эффективности экранирования от параметров
сетчатого экрана
Размер ячейки Ао,м Масса экрана, кг Эффективность экранирования
, 1О-3
5-Ю-3 14,5 0,75 0,05
5-Ю2 3,6 0,5 0,10
1.5-10-2 1,6 0,4 0,16
1480
Литература
1. Любомудров А.А. // Электричество. 1977. № 11. С. 90—92.
2. Бейтмен Г., Эрдейи А. Таблицы интегральных преобразований. Т. 1. —
М.: Наука, 1969. С. 344.
3. Любомудров А.А. Электромагнитные помехи и помехозащищённость
радиоэлектронной аппаратуры. — М.: Военная академия им.Ф. Э. Дзержин-
ского, 1996. С. 208.
4. Миролюбов Н.Н., Костенко М.В., Левинштейн М.Л., Тиходеев Н.Н.
Методы расчёта электростатических полей. — М.: Высшая школа, 1963. С. 416.
5. Miedzinski J. Electromagnetic Screening. The Electrical Reseach Assjciation.
Technical Report M/T 135, 1959.
A.A. Любомудров, K.H. Синогейкин,
Военная академия РВСН им. Петра Великого
1481
ЕЮ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПИРОТЕХНИЧЕСКИХ ВРЕМЕННЫХ
И ПРОГРАММНО-ВРЕМЕННЫХ УСТРОЙСТВ
ДЛЯ НАУЧНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
4.6.1. Назначение и общие сведения
Пиротехнические временные устройства (ПВУ), называемые также пиро-
техническими замедлителями или пиротехническими таймерами, служат для
создания необходимых временных интервалов (замедлений, задержек), обес-
печивающих заданную последовательность работы элементов или устройств
огневых или взрывных цепей пироавтоматики ракетно-космической техни-
ки. ПВУ широко применяется во взрывателях и взрывательных устройствах
боеприпасов, в различных пиротехнических средствах, а также в промыш-
ленных средствах инициирования [1—4].
Необходимые замедления или временные задержки при работе ПВУ обес-
печиваются временем горения зарядов специальных замедлительных пиро-
технических составов. Физической основой работы ПВУ (базой времени)
является линейная скорость движения волны горения по замедлительному
заряду ПВУ. Время работы ПВУ определяется отношением длины замедли-
тельного заряда к линейной скорости его горения.
Диапазон временных задержек, для создания которых применяются ПВУ,
составляет от единиц миллисекунд до сотен секунд.
Запуск ПВУ может производится от огневого импульса средства иниции-
рования (капсюль-воспламенитель накольного, ударного или фрикционного
типов, электровоспламенитель и др.), а также от огневого или детонацион-
ного импульсов предыдущих элементов огневой или взрывной цепи.
ПВУ обладают рядом достоинств, дающих им определенные преимуще-
ства по сравнению с временными устройствами других типов, применяемых
в ракетно-космической технике.
В наибольшей степени эти достоинства проявляются при применении ПВУ
в системах пироавтоматики автономных объектов космической техники. Одна
из сложных проблем при проектировании космических аппаратов, особенно
малых, с учетом их габаритов, массы и условий автономного функциониро-
вания, — ограниченность бортовых энергоресурсов. Следствием этого явля-
ется то, что командно-исполнительные системы, построенные по традици-
онной схеме, включающей, как правило, бортовое электронное программно-
временное устройство, бортовой источник электрического тока, электропро-
водную систему коммуникации, пиротехнические, взрывные или другие ис-
полнительные устройства, в некоторых КА применить невозможно. Наибо-
лее частой причиной, затрудняющей применение таких схем, является не-
возможность размещения источника тока на автономном объекте из-за его
больших габаритов и массы, недостаточно надежной работы в условиях зна-
1482
чительных перегрузок и низких температур. Другими причинами, кроме
жестких габаритных и весовых ограничений, является необходимость обес-
печения длительной сохраняемости КА при воздействии комплекса небла-
гоприятных факторов старта и космического полета, электромагнитная не-
совместимость с другими электро- и радиосистемами, воздействие на объек-
ты ионизирующих излучений [5—7].
Пиротехнические временные и программно-временные устройства:
— не требуют для своей работы источника электрического питания;
— легко интегрируются в огневые или взрывные цепи систем пироавто-
матики и не нуждаются (в отличие от временных устройств других ти-
пов) в дополнительных устройствах как для своего задействования, так
и для приведения в действие последующих элементов огневых или де-
тонационных цепей;
— нечувствительны к электромагнитным излучениям, в том числе к мощ-
ным электромагнитным импульсам. Проблемы электромагнитной не-
совместимости с другими устройствами для ПВУ не существует;
— обладают высокими надежностью, стойкостью к виброударным воздей-
ствиям и высокой (до 106 Рад и более) радиационной стойкостью;
— могут эксплуатироваться в широком температурном (от минус 100 до
плюс 250 °C) диапазоне, недоступном для большинства временных ус-
тройств других типов, и не требуют термостатирования;
— способны к длительному (10 и более лет) хранению без изменения ха-
рактеристик и не нуждаются во время хранения в обслуживании и рег-
ламентных проверках;
— компактны, имеют малый вес.
Эффективность действия бортовых средств пироавтоматики КА во мно-
гом определяется точностью работы ПВУ. По точности действия ПВУ не-
сколько уступают электронным, механическим и электромеханическим вре-
менным устройствам. Отклонение временных параметров от номинальных
значений у ПВУ при одной и той же номинальной температуре, как прави-
ло, не превышает 1,5—3%. Однако, вследствие изменения скорости горения
пиротехнического заряда ПВУ при изменении начальной температуры, это
отклонение может достигать более значительных величин. Следует отметить,
что такие характеристики замедлительных зарядов, как линейная скорость
горения и ее зависимость от температуры, существенно зависят от парамет-
ров конструкции ПВУ, в котором применяются. Наиболее важными парамет-
рами конструкции пиротехнических временных устройств, влияющими на
точность их действия, наряду со свойствами замедлительного пиротехничес-
кого состава, являются диаметр и длина замедлительного заряда, свойства
инициатора (воспламенителя) и концевого заряда, а также условия теплооб-
мена при горении заряда замедлителя в конструкции ПВУ. Оптимизация этих
1483
параметров при разработке ПВУ, а также применение новых эффективных
замедлительных составов позволяет существенно повысить точность их дей-
ствия [12].
4.6.2. Конструкции ПВУ
ПВУ должны отвечать следующим основным требованиям:
— обеспечивать заданное время замедления с необходимой точностью;
— обладать высокой надежностью;
— иметь достаточную стойкость к виброударным и другим внешним воз-
действиям, возникающим в служебном обращении и при работе ПВУ;
— обеспечивать стабильность характеристик при длительном хранении;
— обеспечивать необходимую обтюрацию огневой или взрывной цепи,
исключающую преждевременное, без заданной ПВУ временной задер-
жки, инициирование последующего элемента огневой или взрывной
цепи от предыдущего элемента.
Для применения в космической технике ПВУ должны выполняться об-
тюрированными, т.е. их конструкция должна исключать выход продуктов
сгорания пиротехнического замедлительного заряда в окружающую среду.
Герметизация ПВУ, с одной стороны, позволяет избежать влияния на ско-
рость и время горения замедлителя внешнего давления, а с другой — пре-
дотвращает попадание продуктов сгорания замедлительных составов и ини-
циаторов в отсеки космического аппарата. Для снаряжения герметизирован-
ных ПВУ могут применяться только малогазовые замедлительные составы
(МЗС), способные гореть с постоянной скоростью без оттока образующихся
газообразных продуктов горения. Следует отметить, что в условиях гермети-
зированного замедлительного устройства к устойчивому горению с неизмен-
ной скоростью способен ограниченный круг МЗС, так как у большинства
известных отечественных и зарубежных замедлительных составов в условиях
отсутствия оттока газов скорость горения прогрессивно и многократно воз-
растает по длине замедлителя [12].
ПВУ может являться элементом какого-либо пиротехнического или взрыв-
ного устройства или может представлять собой автономное устройство, ко-
торое включает, как правило, следующие элементы: корпус, инициатор, за-
медлительный элемент, концевой заряд.
В некоторых конструкциях ПВУ один или несколько перечисленных эле-
ментов могут отсутствовать. Схема ПВУ показана на рисунке 4.6.1.
Для инициирования работы ПВУ могут служить электровоспламенитель,
капсюль-воспламенитель ударного, накольного или фрикционного типов,
дающий огневой импульс. ПВУ может инициироваться также от огневого
импульса предыдущего элемента огневой цепи, например, от продуктов сго-
рания вышибного или разрывного зарядов или двигателя. При использова-
нии определенных конструктивных приемов ПВУ может инициироваться от
продуктов взрыва детонирующего устройства.
1484
Рисунок 4.6.1. Схема пиротехнического временного устройства: 1 — инициатор; 2 —
корпус ПВУ; 3 — диафрагма с отверстием; 4 — разгрузочная камера; 5 — корпус за-
медлительного элемента; 6 — концевой заряд; 7 — замеддительный заряд; 8 — вос-
пламенительный заряд
При применении инициатора, создающего при срабатывании ударную
волну и осколки (например, инициаторы, содержащие инициирующие взрыв-
чатые вещества), в конструкции ПВУ необходимо наличие разгрузочной
камеры (свободного объема между инициатором и торцом замедлительного
элемента) и, в ряде случаев, дополнительного элемента — отражателя или
диафрагмы с отверстиями для защиты замедлительного элемента от оскол-
ков инициатора и прямого воздействия ударной волны. Отсутствие этих кон-
структивных элементов может значительно снизить стабильность и точность
работы ПВУ, так как начальный участок замедлительного заряда под воздей-
ствием высокого давления газов инициатора может сгорать ускоренно и не-
стабильно и даже разрушиться от осколков и ударной волны инициатора.
Корпус замедлительного элемента должен обладать достаточной механи-
ческой прочностью, поскольку прочность самих замедлительных зарядов, как
правило, невелика. В качестве материалов корпусов замедлительных элементов
применяются металлы (сталь, титан, сплавы алюминия, медно-никелевые
сплавы) и достаточно термостойкие пластмассы. Материал корпуса замедли-
тельного элемента для обеспечения химической и физико-химической ста-
бильности должен быть совместимым с замедлительным составом, т.е. не
взаимодействовать с ним при длительном контакте. Для того чтобы устра-
нить химический контакт замедлительного заряда с материалом корпуса, канал
корпуса лакируется или химически пассивируется.
Для замедлителей малого диаметра, и особенно снаряженного медленно-
горящими замедлительными композициями, предпочтительны материалы с
низкой теплопроводностью.
1485
Концевой заряд ПВУ обеспечивает выходной импульс устройства и мо-
жет служить следующим целям:
1. Усиление огневого импульса и воспламенение следующего элемента
огневой цепи. Концевой заряд из специальных форсовых воспламенительных
составов практически всегда необходим в случаях, когда замедлительный
элемент снаряжается малогазовыми медленногорящими составами, поскольку
они обладают низкой воспламеняющей способностью и не дают огневого
форса. Отсутствие форса снижает надежность передачи огневого импульса
через технологические зазоры, неизбежные при сборке элементов огневых
цепей.
2. Образование газообразных продуктов, которые при расширении совер-
шают необходимую работу, например движение поршня или стопора в пи-
ромеханическом устройстве. В этом случае концевой заряд изготавливается
из газогенерирующих пиротехнических композиций.
3. Осуществление перехода от горения к детонации для инициирования
работы устройств или элементов с взрывчатым веществом. В качестве кон-
цевого заряда в таких случаях служат заряд инициирующего взрывчатого
вещества или капсюль-детонатор лучевого действия.
4. Выполнение других действий в системе пироавтоматики, например за-
мыкание электроконтактов электропроводными продуктами сгорания кон-
цевого заряда, термодеструкция (перфорация) стенок капсул и т.п.
Пиротехнические замедлительные элементы по конструктивному испол-
нению могут представлять собой:
— заряды замедлительных составов, запрессованные в цилиндрические
втулки или цилиндрические каналы деталей пиротехнических времен-
ных устройств (рисунок 4.6.2);
о/
Рисунок 4.6.2. Пиротехнические замедлительные элементы с цилиндрическими ка-
налами: а, б — замедлительные элементы для миллисекундного и секундного диапа-
зона замедлений; в — замедлительный элемент для единиц миллисекунд; 1 — воспла-
менительный заряд; 2 — запрессовки замедлительного заряда; 3 — концевой заряд
1486
— запрессовки замедлительных составов в дуговые каналы (пазы) различ-
ных деталей (рисунки 4.6.3 и 4.6.4);
— замедлительные элементы в виде огнепроводных шнуров (рисунок 4.6.5).
Наиболее часто применяются замедлительные элементы в виде запрессо-
вок замедлительных составов в цилиндрические каналы. Диаметр пиротех-
нических замедлительных зарядов, как правило, составляет от 2,5 до 6 мм и
определяется как размерами замедлительного устройства, так и свойствами
замедлительной композиции. Стремление к миниатюризации ПВУ вызыва-
ет необходимость снижения диаметра замедлительного элемента. Однако
приближение этого диаметра к критическому диаметру горения пиротехни-
ческого заряда значительно снижает надежность работы замедлителя и мо-
жет привести к его невоспламенению или затуханию при низких значениях
начальных температур и внешних давлений.
Общая длина (высота запрессовки) замедлительного заряда рассчитыва-
ется исходя из средней линейной скорости горения замедлительного заряда
и необходимого времени замедления.
Давление прессования замедлительного заряда должно быть оптимальным
и обеспечивать как достаточную механическую прочность заряда, так и ми-
нимальный разброс по скоростям горения зарядов. Оптимальное удельное
давление прессования зарядов для каждой рецептуры замедлительной ком-
позиции и конструкции замедлительного элемента подбирается эксперимен-
тально. Для обеспечения равномерной плотности по длине прессование за-
медлительных зарядов производится, как правило, в несколько запрессовок
[13].
Для пиротехнических временных устройств с большим временем замед-
ления (десятки секунд и минуты) замедлительные составы могут запрессо-
вываться в дуговые каналы (рисунки 4.6.3 и 4.6.4).
а) 5)
Рисунок 4.6.3. Пиротехнические замедлительные элементы с дуговыми каналами
с односторонним (а) и двусторонним (б) размещением каналов с замедлительными
зарядами: 1 — воспламенительный заряд; 2 — замедлительный заряд
1487
Рисунок 4.6.4. Горение малогазового замедлительного состава в дуговом канале (эле-
менты герметизации демонтированы)
Для создания больших замедлений (до нескольких тысяч секунд) могут
быть применены замедлительные устройства на основе медленногорящего
огнепроводного шнура в неразрушаемой металлической оболочке (рисун-
ки 4.6.5 и 4.6.6) [6, 12].
Рисунок 4.6.5. Замедлительное устройство на основе медленногорящего огнепровод-
ного шнура: 1 — инициатор (электровоспламенитель); 2 — воспламенительный за-
ряд; 3 — замедлительный заряд шнура; 4 — оболочка шнура; 5 — термоизоляция
Рисунок 4.6.6. Замедлительный
элемент в виде огнепроводного
шнура: 1 — узел инициирования;
2 — огнепроводный шнур в теп-
лоизолирующей оболочке
1488
Огнепроводный шнур, обладая определенной пластичностью, может при-
нимать различные пространственные формы, в том числе выполняться в виде
компактной спирали.
В системах пироавтоматики ракетно-космической техники могут приме-
няться пиротехнические программно-временные устройства (ППВУ), кото-
рые обеспечивают заданную последовательность (программу, циклограмму)
работы устройств, входящих в системы пироавтоматики. Варианты ППВУ
обтюрированного типа на основе замедлительных модулей (унифицирован-
ных замедлителей с различными временами замедлений) показаны на рисун-
ках 4.6.7 и 4.6.8.
Рисунок 4.6.7. Схема программно-временного устройства модульного типа: 1 — кор-
пус узла инициирования; 2 — накидная гайка; 3, 7 — корпус замедлительного бло-
ка; 4, 8-10 — замедлительный заряд; 5 — поджимная втулка; 6 — разветвитель; 11 —
контргайка; 12 — заглушка
2
Рисунок 4.6.8. Пиротехническое программно-временное устройство блочного типа:
1 — узел инициирования; 2 — разветвитель; 3 — блоки замедлителей; 4 — огневод
1489
ППВУ блочного типа (рисунок 4.6.8) состоит из набора замедлительных
блоков 3, в которые запрессованы замедлительные и вспомогательные соста-
вы (воспламенительные, форсовые и др.) или смонтированы замедлительные
модули, которые при горении обеспечивают заданные временные интерва-
лы, а также передачу огневых импульсов между собой и в разветвителях 2 за
счет огневого форса. К исполнительным или другим устройствам систем пи-
роавтоматики огневые сигналы транслируются огневодами 4, герметично
смонтированными с блоками замедлителей.
Программно-временное устройство может выдавать огневые команды с
интервалами от 0.01 с и с общей длительностью программы до 600 и более
секунд. Точность выдачи команд при любой начальной температуре в диапа-
зоне от минус 60 °C до плюс 60 °C — не хуже ± 2%, а с учетом температурной
зависимости в указанном диапазоне — не хуже ± 10% [13].
Замедлительные модули (рисунок 4.6.2,а и 4.6.9) представляют собой уни-
фицированные по размерам и конструкции устройства, представляющие со-
бой металлические корпуса (втулки), в которые запрессованы замедлитель-
ные и, при необходимости, другие пиротехнические составы [12]. Замедли-
тельные модули применяются как в составе программно-временных, так и в
качестве элементов других устройств пироавтоматики.
Рисунок 4.6.9. Замедлительные модули
4.6.3. Пиротехнические замедлительные составы
Пиротехнические замедлительные составы (ЗС) являются одним из видов
специальных пиротехнических составов и представляют собой гетерогенные
конденсированные системы, содержащие в определенных соотношениях го-
рючие, окислители и другие компоненты в виде высокодисперсных порош-
ков. Особенностью пиротехнических композиций является то, что химичес-
кие превращения в них протекают, главным образом, в форме горения —
самораспространяющегося экзотермического процесса, протекающего с от-
1490
носительно невысокими линейными скоростями в диапазоне от долей мил-
лиметров до метров в секунду [3, 8]. Горение пиротехнических составов со-
провождается различными эффектами: движением фронта волны горения
пирозарядов с определенной скоростью, выделением тепла, сжатых газов,
генерированием тока и др. На применении этих эффектов основывается ра-
бота средств пироавтоматики, применяемых в различных объектах ракетно-
космической техники: пиропатронов, пиротехнических строповых резаков,
безымпульсных болтов для систем разделения и ряда других [6, 7, 9—11].
От свойств ЗС зависит стабильная и надежная работа пиротехнических
временных устройств. ЗС должны удовлетворять целому комплексу требова-
ний, основными из которых являются:
1. Стабильность и воспроизводимость линейной скорости горения.
2. Низкая зависимость скорости горения от внешнего давления и началь-
ной температуры.
3. Неизменность характеристик при длительном хранении.
4. Способность надежно воспламеняться и устойчиво гореть в узких кана-
лах замедлительных элементов ПВУ в условиях значительного теплоотвода.
5. Достаточная механическая прочность уплотненных зарядов.
6. Технологичность, хорошие сыпучесть и уплотняемость, низкая чувстви-
тельность к механическим воздействиям и электрической искре.
Основные характеристики замедлительных составов
К основным характеристикам ЗС относятся линейная скорость горения и
коэффициенты температурной зависимости и зависимости скорости горения
от давления.
Следует отметить, что эти характеристики ЗС не являются их константа-
ми. Они представляют собой совокупную характеристику свойств ЗС и кон-
струкции ПЗ, включающей диаметр и длину замедлительного заряда, усло-
вия оттока газов, свойства воспламенителя и другие характеристики. Поэто-
му при сравнении и выборе ЗС необходимо руководствоваться данными,
полученными в одинаковых условиях.
Линейная скорость горения определяется как отношение длины замедли-
тельного заряда L (мм) ко времени его сгорания т (секунды):
U= L/t, мм/с.
В зарубежной литературе скорость горения ЗС часто характеризуется от-
носительным временем горения, т.е. временем, за которое сгорает единица
длины замедлительного заряда.
Коэффициент температурной зависимости определяется по формуле
к =т<->~т<+) юо%,
то
1491
где т — время горения заряда ЗС при пониженной (-), повышенной (+) и
нормальной (0) температурах. При наличии линейной зависимости скорости
горения от температуры, присущей большинству ЗС в диапазоне ± 60 °C, тем-
пературная зависимость скорости горения может характеризоваться темпе-
ратурным градиентом — изменением скорости горения, выраженной в мм/с,
при изменении температуры на 1 градус.
Коэффициент чувствительности к внешнему давлению определяется по
формуле
^р = Ь.~тв .100%,
то
где т — время горения заряда ЗС при наименьшем (н), наибольшем (в) и
нормальном (0) внешних давлениях.
Другой важной характеристикой ЗС является объем газов, образующийся
при сгорании 1 г состава. Удельный объем газообразных продуктов указыва-
ется как при температуре горения ЗС, так и приведенный к нормальным
условиям, т.е. при комнатной температуре и нормальном атмосферном дав-
лении. Свойства ЗС характеризуют данные о критическом давлении — наи-
меньшем внешнем давлении, при котором ЗС горит не затухая, критическом
диаметре горения, термостойкости состава, а также о количестве конденси-
рованных продуктов сгорания (выражаются в процентах от исходной массы
ЗС). К другим характеристикам, отражающим свойства ЗС, относятся тем-
пература горения и теплота сгорания, температура самовоспламенения, чув-
ствительность к лучу огня, жгучесть форса пламени, гарантийный срок хра-
нения, технологические и теплотехнические характеристики ЗС.
Малогазоеые замедлительные составы
Для снаряжения герметизированных ПВУ могут применяться только ма-
логазовые ЗС (МЗС). К МЗС относятся композиции, при сгорании которых
удельный объем газообразных продуктов не превышает 5—10 см3/г (при нор-
мальных условиях). МЗС отличаются от других типов ЗС малой зависимос-
тью скоростей горения от внешнего давления.
Основные компоненты МЗС — горючие и окислители — должны отвечать
как общим требованиям к компонентам пиротехнических составов [8], так и
ряду специальных требований, вытекающих из условий функционирования
МЗС. Одним из наиболее важных специальных требований к горючему яв-
ляется то, что его окисление должно происходить в конденсированной фазе,
а продукты окисления должны быть конденсированными при температурах
горения МЗС. Газообразные вещества — продукты окисления горючих —
должны при горении МЗС связываться и превращаться в конденсированные
за счет взаимодействия с другими компонентами, находящимися в зоне ре-
акций в конденсированной фазе горящей композиции.
1492
В продуктах восстановления окислителей должны отсутствовать газооб-
разные вещества, не связывающиеся при горении МЗС в конденсированные,
и вещества, обладающие высокими значениями давления паров при темпе-
ратурах горения МЗС.
Для снаряжения эффективных ПВУ разработаны рецептуры и технологии
изготовления комплекса новых быстро- и медленногорящих пиротехничес-
ких замедлительных составов, имеющих в герметизированных устройствах
скорости горения от 0,6 до 500 мм в секунду [12, 14].
Для создания быстрогорящих малогазовых композиций (таблица 4.6.1) в
качестве основных горючих применены высокодисперсные порошки тугоп-
лавких металлов.
Исследования по оптимизации медленногорящих составов показали це-
лесообразность применения для них в качестве горючих циркония, титана и
боридов этих металлов и смеси окислителей — хроматов бария и свинца, что
обеспечивает необходимый характер продуктов сгорания (объем, механичес-
кие свойства, газопроницаемость и др.) и возможность движения фронта
горения по заряду с заданной низкой скоростью.
Отличительная особенность подхода к построению быстрогорящих мало-
газовых композиций состоит в том, что соотношение их компонентов выб-
рано таким образом, что при горении пиротехнической смеси обеспечивает-
ся полное связывание в термостойкие соединения продуктов восстановления
не только окислителя, но и компонентов воздуха, находящегося в порах ге-
терогенного заряда МЗС.
Таблица 4.6.1. Некоторые характеристики быстрогорящих
замедлительных составов
Индекс состава Средняя скорость горения, мм/с а;, % (±60°С) Удельное газовыделение, см3/г Оптимальный интервал замедлений, с
БМГС 420 11,5 0,5 0,001-0,05
Серия СБИТ от 25 до 145 10,0 0,5 0,005- 1,0
Серия СБТ от 20 до 55 10,0 0,5 0,1 - 1,5
СБЗ-ЗО 30 11,5 1,0 0,1 -0,5
Примечания'.
1) скорость горения составов и коэффициент определены в стальных гермети-
зированных втулках внутренним диаметром 5,25 мм;
2) коэффициент Кр характеризующий зависимость скорости горения МЗС от
начальной температуры, рассчитан по формуле = (^_60°с — ^+бо°с)/ Цо°С’ где Ц*
— линейная скорость горения при температуре Т;
3) характеристики состава СБЗ-ЗО приведены для дугового канала сечением
3,5 х 3,5 мм с элементами герметизации.
1493
Таблица 4.6.2. Характеристики горения медленногорящих и термостойких
замедлительных составов
Индекс состава Средняя скорость горения, мм/с л;, % (±60°С) Удельное газовыделение, см3/г Оптимальный интервал замедлений, с
ЗСМ-1.2 1,2 18,0 5...6 4 и более
МЗС-1 1,0 18,0 5... 8 4 и более
ТЗС-51 0,68 15,0 6...9 3 и более
ТЗС-20 0,6 11,7 3...6 3 и более
Примечание'. Термостойкость составов ТЗС при температуре + 250°С не менее
8 часов.
При создании термостойких медленногорящих малогазовых составов при-
менены термостойкие компоненты, в том числе фторсодержащие неоргани-
ческие соединения и фторполимеры. Основные характеристики медленного-
рящих и термостойких составов приведены в таблице 4.6.2.
Основные характеристики работы герметизированных замедлительных мо-
дулей (ЗМ), снаряженных быстро- и медленногорящими МЗС, приведены в
таблице 4.6.3.
Необходимые временные интервалы, отличающиеся от приведенных в
таблице 4.6.3, можно получить как доработкой ЗМ до необходимого номи-
нала времени замедления подбором соответствующей высоты запрессовки
МЗС, так и набором ЗМ, смонтированных последовательно.
Таблица 4.6.3. Основные характеристики ЗМ с быстро- и медленногорящими
составами
Индекс ЗМ Индекс МЗС Номинальное время работы ЗМ, мс л;, % (±60°С) Средняя скорость горения МЗС в ЗМ, мм/с
БМ-0001 1 2,8 510
БМ-0005 БМГС 5 2,9 330
БМ-001 10 2,3 460
БМ-004 40 7,8 500
БМ-02 200 10,2 100
БМ-04 СБИТ 400 12,2 50
БМ-0125 125 10,8 150
БМ-030 300 12,6 60
БМ-08 СБТ 800 12,8 24
БМ-1 1000 12,9 20
БМ-15 1500 13,2 13
ЗМ-2 ЗСМ-1 2000 15,0 1,2
ЗМ-4 4000 15,2 1,2
ЗМ-7 МЗС-1 7000 16,2 1,1
ЗМ-12 12000 17,3 1,1
ЗМ-20 ТЗС-20 20000 19,4 0,63
1494
4.6.4. Пиротехнические временные устройства
в системах пироавтоматики
Запуск ПВУ может осуществляться от устройств, преобразующих внешние
воздействия, связанные с движением космического аппарата в атмосфере
Земли, в огневые команды.
К таким устройствам пироавтоматики относится, в частности, тепловой
датчик (рисунок 4.6.10). Это датчик порогового типа, срабатывающий при
достижении контролируемым параметром — температурой корпуса — опре-
деленного значения.
1
Рисунок 4.6.10. Тепловой датчик: 1 — корпус с пирозарядом; 2 — огневод
Основой теплового датчика является специальный пиротехнический за-
ряд, размещенный в теплопроводном корпусе 1. Пиротехнический заряд са-
мовоспламеняется при достижении корпусом заданной температуры и дает
огневой импульс, инициирующий ПВУ или последующие устройства огне-
вой или детонационной цепи системы пироавтоматики через огневод 2. Раз-
работаны пиросоставы, имеющие температуры самовоспламенения от 220 до
650 °C. При применении датчиков необходимо учитывать, что температура
самовоспламенения составов зависит от скорости нагрева корпуса датчика,
которая, в свою очередь, определяется траекторией входа КА в атмосферу
Земли и расположением датчика на поверхности аппарата.
Механические воздействия (ускорения, внешнее давление), преобразую-
щие огневые команды пусковыми механизмами инерционного или баромет-
рических типов с ударно-накольными устройствами, вызывают срабатывание
капсюлей-воспламенителей [6, 9].
Трансляция команд между ПВУ и другими устройствами систем пироав-
томатики может осуществляться различными способами: электрическим то-
ком по проводам, детонационным импульсом при помощи детонирующих
шнуров и волноводов, а также огнепроводными шнурами или огневодами [6].
1495
Критериями выбора того или иного способа передачи команд между устрой-
ствами, наряду с назначением и составом системы пироавтоматики, являют-
ся его надежность, стойкость к внешним воздействиям, наличие бортового
источника электрического питания и др. Одним из оптимальных способов
передачи команд между пиротехническими устройствами в виде огневых
импульсов является трансляция управляющих сигналов с помощью огнево-
дов.
Система трансляции огневого сигнала с помощью герметизированных
огневодов эстафетного типа представляет собой набор пиротехнических за-
рядов, соединенных последовательно пустотелыми трубками — огневодами.
Сигнал между пирозарядами передается форсом продуктов сгорания — по-
током раскаленных конденсированных и газообразных продуктов сгорания,
движущихся с высокими скоростями внутри трубки. Для достижения мак-
симальной скорости трансляции огневого сигнала применяются быстрогоря-
щие пиротехнические составы, образующие мощный форс продуктов сгора-
ния. Дальность распространения форса пламени по пустотелой трубке —
огневоду увеличивается при применении промежуточных зарядов, в которых
комбинация пиротехнических составов различных типов обеспечивает пре-
имущественное движение продуктов сгорания от инициирующего заряда к
промежуточным и концевым зарядам огневодов.
Скорость передачи огневого сигнала и максимальная длина огневого ка-
нала, при которой обеспечивается надежная работа огневодов, зависят от
диаметра канала трубки огневода. Так, при внутреннем диаметре канала ог-
невода 3 мм длина канала составляет 1000 мм (скорость передачи сигнала
10,4 м/с), при диаметре 4 мм — 1530 мм (скорость передачи — 15,1 м/с). За-
метное влияние на скорость движения огневого сигнала оказывают радиусы
изгибов изогнутых каналов: при уменьшении радиусов изгибов скорость
передачи сигнала также снижается [15].
Для передачи команд, вырабатываемых всеми пиротехническими про-
граммно-временными устройствами, к другим устройствам в виде электри-
ческих сигналов, могут применяться пиротехнические источники электри-
ческого тока (ПИТ). ПИТ — новый класс резервных химических источни-
ков тока, в котором происходит прямое преобразование химической энергии
пиротехнических композиций в электрическую энергию [16-18]. Электроды
ПИТ (анод и катод) представляют собой заряды из специальных малогазо-
вых пиросоставов, при горении которых возникает разность потенциалов,
достигающая величин до 1,5 В и более. ПИТ выполняются миниатюрными и
герметизированными, они инициируются от любого огневого (теплового)
импульса и могут быть герметично пристыкованы к любому устройству си-
стемы пироавтоматики — например, к ППВУ. Разработаны различные вари-
анты ПИТ, время работы которых может составлять от 1 до 900 с, выходное
1496
напряжение — до 24 В, удельная электрическая мощность достигает 12 Вт/г
и 20 Вт/см3 [17, 18].
Особенностью ПИТ является его легкое интегрирование с огневыми и
электрическими цепями системы и устройств пироавтоматики, а также воз-
можность совмещения его с большинством пиротехнических устройств. ПИТ
существенно расширяет функциональные возможности систем пироавтома-
тики и позволяет связать их с системами радиотелеметрии и радиоуправле-
ния и с устройствами с электрическим задействованием. Среди вариантов
применения ПИТ в системах пироавтоматики можно выделить:
— применение для преобразования «огневого» сигнала в электрический с
целью его последующей трансляции по проводам к другим устройствам
и системам. В этом случае сигнал в виде электрического импульса может
быть передан на значительные расстояния между разнесенными в кос-
мическом объекте пиротехническими устройствами через гибкие и
подвижные соединения, через электрические герморазъемы в гермети-
зированный отсек и для других целей;
— инициирование электровоспламенителей, электродетонаторов или дру-
гих устройств с электрическим задействованием;
— питание первичных цепей электрокоммутационных устройств;
— работа в качестве источника тока в цепях электропитания микроэлек-
тронной техники и электромеханических устройств;
— применение в качестве датчика срабатывания в системах пироавтома-
тики и устройствах, работа которых сопровождается выделением теп-
ла, образованием огневого форса и другими эффектами, способными
инициировать ПИТ.
На основе пиротехнических программно-временных устройств могут быть
созданы системы пироавтоматики нового типа, работа которых может про-
исходить без бортового источника электрического тока.
В качестве иллюстрации возможностей системы пироавтоматики, вклю-
чающей ППВУ и работающей без внешнего источника тока, можно привес-
ти один из вариантов системы пироавтоматики малого КА, предназначенно-
го для доставки полезного груза на Землю [7]. Эта система запускается по двум
сигналам: от аэродинамического нагрева при входе КА в земную атмосферу
при заданной температуре срабатывают тепловые датчики и от перегрузок,
связанных с входом КА атмосферу, срабатывает пусковой инерционный ме-
ханизм с капсюлем-воспламенителем накольного типа. Огневые сигналы от
этих датчиков передаются при помощи быстрогорящих огнепроводных шну-
ров-трансляторов или огневодами к ППВУ. Это устройство по заданной
программе отрабатывает необходимые временные интервалы между срабаты-
ванием исполнительных устройств КА при его движении в атмосфере и при-
землении: на развертывании парашютной системы, отстрелы крышки и стренг
1497
парашютной системы детонирующими удлиненными зарядами, наддув бал-
лонов системы ориентации и на другие операции.
Описанная выше система пироавтоматики обладает высокой надежностью,
которая обеспечивается, в том числе, и дублированием огневых цепей, а также
стойкостью к внешним воздействующим факторам (климатические и радиа-
ционные нагрузки и др.), помехоустойчивостью и значительным сроком су-
ществования в пригодном к работе состоянии.
Таким образом, рассматриваемые ПВУ нового поколения с достаточной
высокой точностью обеспечивают широкий диапазон временных интервалов
— от единиц миллисекунд до сотен и более секунд, способны работать в гер-
метизированных устройствах и системах космических аппаратов, обладают
высокой стойкостью к факторам старта и космического полета и не требуют
для своей работы наличия бортового источника электрического тока. На их
основе могут функционировать системы пироавтоматики с широкими фун-
кциональными возможностями.
Литература
1. Средства поражения и боеприпасы: Учебное пособие/ Под общ. ред.
В.В. Селиванова. — М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2008. — 984 с.
2. Hardt А.Р. Pyrotechnics — Post Falls, Jdacho, USA, Pyrotechnica
Publications, 2001.- 430 p.
3. Энергетические конденсированные системы: краткий энциклопедичес-
кий словарь/ Под ред. Б.Л. Жукова. — М.: Янус-К, 1999. — 596 с.
4. Граевский М.М. Справочник по электрическому взрыванию зарядов. —
М.: Рандеву-АМ, 2000. — 448 с.
5. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В. Принципы проектирова-
ния малых космических аппаратов // Космические исследования. 1994. Т.32.
Вып.5. С. 143 - 148.
6. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С. Средства пироавтоматики для автоном-
ных объектов// Современные проблемы технической химии: Материалы
докладов Всероссийской научно-технической конференции/ Казанский гос.
технологический университет. — Казань, 2003. С. 142 — 153.
7. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В. Комплекс новых пиро-
технических средств для обеспечения функционирования малых космичес-
ких аппаратов// Известия Санкт-Петербургского государственного техноло-
гического института (технического университета). 2007. №1 (27). С. 5—9.
8. Шидловский А. А. Основы пиротехники. — М.: Машиностроение, 1973.
- 320 с.
9. Демьяненко Д.Б., Ефанов В.В. Комплекс бортовых командно-исполни-
тельных пиротехнических средств для малых космических аппаратов // Сб.
науч. тр. НПО им. С.А. Лавочкина. Вып. 3. — М., 2001. С.212-218.
1498
10. Взрывчатые вещества, пиротехника, средства инициирования в после-
военный период: Люди. Наука. Производство. — М.—СПб.: Гуманистика,
2001. - 928 с.
11. Вспомогательные системы ракетно-космической техники / Под ред.
И.В. Тишунина. — М.: Мир, 1970. — 400 с.
12. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Ефанов В.В., Страхов И.Г., Цынбал
М.Н. Пиротехнические временные устройства для объектов космической
техники // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №3 (14). С.35-39.
13. Чулков В.П., Архангельский В.Ю., Вареных Ф.Х., Джангирян В.Г.
Основные процессы и аппараты химической технологии. — Сергиев Посад,
2009. - 529 с.
14. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Страхов И.Г., Цынбал М.Н. Комп-
лекс новых пиротехнических замедлительных составов для временных уст-
ройств пироавтоматики и средств инициирования // Известия Санкт-Петер-
бургского технологического института (технического университета). 2012. №16
(42). С.3-7.
15. Демьяненко Д.Б., Цынбал М.Н., Горячков Д.С. Неразрушаемая сис-
тема трансляции огневого сигнала // Современные проблемы пиротехники:
Материалы IV Всероссийской научно-технической конференции. Сергиев
Посад, 26-27 октября 2006 г. — Сергиев Посад: ИД «Русская пиротехника»,
2007. С. 173-177.
16. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С. Источники электрического тока с
электродами- пиротехническими зарядами для систем пироавтоматики авто-
номных объектов // Известия Российской академии ракетных и артиллерий-
ских наук. — М., 2005. Вып.З (44). С.55-64.
17. Просянюк В.В., Суворов И.С., Куликов А.В., Сигейкин Г.И. Пиро-
технические источники тока — новый класс устройств резервной электроэнер-
гетики // Российский химический журнал (Журнал Российского химического
общества им. Д.И. Менделеева). 2006. №4. Т.50. С.113-119.
18. Химические источники тока: Справочник / Под ред. Н.В. Коровина и
А.М. Скрундина. — М.: Изд-во МЭИ, 2003. — 740 с.
Д.Б. Демьяненко,
СПбГТИ(ТУ)
В.В. Ефанов,
НПО им. С.А.Лавочкина
1499
Научное издание
ПРОЕКТИРОВАНИЕ АВТОМАТИЧЕСКИХ
КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
для фундаментальных научных исследований
Т. 3
Сдано в набор 10.09.13. Подписано в печать 5.02.14.
Бумага мелованная. Формат 70x100 1/16. Печать офсетная.
Усл. печ. л. 37,70. Тираж 1000 экз.
Изд. № 573.
Издательство МАИ-ПРИНТ
(МАИ), Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
Отпечатано ООО «ОСТ-ПРИ НТ»
(МАИ), Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80, ГСП-3 125993
1500
Научно-технический журнал
«Вестник ФГУП «НПО им. С А Лавочкина
выходит пять раз в год.
В нем представлены статьи
по актуальным вопросам
проектирования автоматических космических аппаратов.
Авторами статей являются
ье дущме ученые и с ь циалисты
космической отрасли, институтов РАН,
технических университетов
а также аспиранты.
Журнал является рецензируемым изданием,
включенным в перечень ВАК и в базу данных
«Российский индекс научного цитирования»,
размещенную на информационном портале
«Научная электронная библиотека»
Избранные статьи выходят на английском языке
в журнале «Solar System Research».
Подписной индекс
37156 в каталоге «Газеты и журналы» Роспечати.
http://vestnik.laspace.ru
vestnik@laspace.ru
НГ
НПО им. С Л. Лавочкина созданное в 1937 г., сегодня является головным предприятием
ракетно-космической отрасли по созданию космических комплексов
для фундаментальных научных исследований и одним из ведущих предприятий в России
по разработке и изготовлению космических информационных систем.
Направления деятельности:
- Проектирование, изготовление и испытания автоматических космических awmkub
для планетных (втом числе лунных) и астрофизических исследовании.
- Разработка и изготовление гидрометеорологических космических аппаратов
- Подготовка космических аппаратов (КА) к полету, включая
электрические испытания и подготовку на космодроме.
- Наземные испытания агрегатов и систем КА.
- Разработка и со здание аппаратно-программных комплексов
для испытании и управления полетом.
- Проектирование, изготовление и испытания средств выведения
(разгонных блоков, головных обтекателей и переходных отсеков).
- Баллистическое обеспечение и управление полетом
межпланетных экспедиций и околоземных КА.
С1965 года коллектив НПО активна включился в создание
автоматических космически* комплексов для исследования
Луны, Вен* ры, Марса. Созданные аппараты впервые осуществили
мягкую посадку на Луну («Луна-9»), Венеру («Венера-7 ) и Марс («Марс-3»).
Впервые автоматическими средствами произведен забор
образцов лунного грунта и доставка его на Землю («Луна-16»);
впервые «Луноход» совершил многокилометровый маршрут
по поверхности Луны («Луна-17»);
впервые получены снимки поверхности с* меры («Btwepa-9 )
и картографирование ее Северного полушария с использованием
бортового радиолокатора («Венера-15»);
КА <£ега» пропел комплексные исследования
кометы Галлея. Эти многочисленные экспедиции обеспечили нашей стране
ряд мировых приоритетов в освоении космического пространства.
В 2011 году запущены орбитальные КА нового поколения:
метеорологический аппарат «Электро-Л»;
астрофизическая обсерватория «Спектр-Р» («Радиоастрон»).
Ведется проектирование новых КА для исследования Луны («Луна-Ресурс»,
«Луна-Глоб»), планет («Экзо-Марс», «Марс-Грунт», «Юпитер-Ганимед»,
«Венера-Д» и др.) и малых тел Солнечной системы («Бумеранг», «Апофис»),
для изучения звезд и галактик («Спектр-РГ», «Спектр-УФ», «Спектр-М» и др.),
для использования в социально-экономическом развитии страны («Электро-’Л», < Аркшка-М» и цр.).
Создаются также лал^рарлерные научные КА на базе унифицированной платформы «Карат».
К настоящему времени нашими космическими разгонными блоками типа «Фрегат»
осуществлено около 40 успешных запусков ИСЗ на высокоэнергетические орбиты
с космодромов Байконур, Плесецк и Куру (Гвианскии космический центр).
Россия, 141400,
Московская обл., г. Химки
ул. Ленинградская, д. 24
тел.: +7(495)251-67-44,
факс: +7(495)573-35-95
проМ aspace.ru
www.laspace.ru