Perfection of control systems of space vehicles

Full Text

Основными показателями качества космических аппаратов (КА) является их надежность и срок активного существования (САС) на орбите [1]. С целью обеспечения надежной работы на первом спутнике ПС-1 («Простейший спутник первый»), запущенном 4 октября 1957 года, выполненном в виде сферического контейнера диаметром 580 мм, состоящего из двух сферических полуоболочек, изготовленных из листового сплава АМг6 толщиной 2 мм (см. рисунок) [2], использовалась система терморегулирования, при которой тепловой режим внутри объема спутника обеспечивался вентилятором, включавшимся от термореле при температуре, равной или выше 30 °С. При этом циркулирующий в системе терморегулирования азот осуществлял передачу тепла «холодной» задней полуоболочке спутника, излучавшей избыток тепла в космическое пространство. При понижении температуры азота до 20-23 °С вентилятор выключался, что приводило (в отсутствие конвекции) к значительному увеличению теплового сопротивления между радиационной поверхностью и внутренним объемом поверхности корпуса и, таким образом, предотвращало дальнейшее снижение температуры [3]. Срок активного существования спутника ПС-1 на орбите составил 3 месяца: запуск - 4 октября 1957 года, сход с орбиты - 4 января 1958 года. Конструктивная схема первого искусственного спутника Земли: 1 - сдвоенное термореле системы терморегулирования; 2 - радиопередатчик; 3 - контрольные термо- и барореле; 4 - антенна, 5 - аккумуляторная батарея; 6 - вентилятор; 7 - диффузор; 8 - дистанционный переключатель; 9 - экран [4] А 17 апреля 2000 года впервые в нашей стране состоялся запуск телекоммуникационного спутника SESAT-1 (Siberia-Europe Satellite) - первого космического аппарата, изготовленного в ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнёва» («ИСС»), САС которого в течение 10 лет отмечали на предприятии 18 апреля 2010 года. Спутник SESAT-1 стал базой для разработки и изготовления космических аппаратов серии «ЭкспрессАМ», которые сегодня составляют основу орбитальной телекоммуникационной группировки России [5]. Причем согласно Техническим требованиям к космическому аппарату «Экспресс АМУ2» [6], запуск которого запланирован на 2016 год [7], предусмотрен срок его активного существования не менее 15 лет с момента окончательной или условной приемки КА на орбите, что и было спрогнозировано ране [8]. SEASAT-1 был построен на базе модифицированной спутниковой герметичной платформы «КАУР-4» (МСС-727), где полезная нагрузка находится в непроницаемом отсеке и охлаждение производится с помощью активной газожидкостной системы терморегулирования (СТР), обеспечивающей поддержание температуры на выходе теплоносителя из радиатора 27 ± 1 °С [9], что гарантирует колебания температуры аппаратуры в отсеке в пределах не более 10 °С, в результате чего срок службы был увеличен до 10 лет. ОАО «ИСС» отвечала за проектирование, изготовление и испытания платформы спутника, элементов терморегулирования модуля полезной нагрузки, сборку и испытания в целом, а также за создание наземного комплекса управления и обучение заказчика управлению новым для него космическим аппаратом. Компания Alcatel Space (ныне Thales Alenia Space) обеспечивала проектирование, изготовление, испытания и поставку в «ИСС» модуля полезной нагрузки спутника [10]. Зарубежные специалисты вычислили, что в таком температурном режиме их бортовая аппаратура сможет отработать двойной САС. Назначение и классификация СТР и состав агрегатов двухконтурной (газожидкостной) СТР приведен в работе [11]. Активная СТР содержит нагнетатель жидкого теплоносителя (98 % изооктан) - электронасосный агрегат (ЭНА), регулятор прямого действия - терморегулятор (ТР), который в схеме спутника SESAT задублирован клапаном-регулятором (КР), работающим по сигналам бортовой цифровой вычислительной машины. Для совершенствования такого типа СТР предложено в наземных условия моделировать гидравлическую схему, поскольку при работе ТР или КР [12] возможно возникновение резонансных явлений, которые могут привести к повреждению сварных швов и разгерметизации. Этот метод был внедрен на СТР спутника SESAT. При этом были смоделированы резонансы, в результате чего был выбран способ подавления колебаний путем введения в конструкцию ТР трущейся пары, обеспечивающей возвратно-поступательные движения его трехходового клапана, перепускающего теплоноситель или через радиатор-излучатель (РИ), или мимо него на теневой стороне орбиты. В зависимости температуры теплоносителя трехходовой клапан может находиться и в промежуточном состоянии. Таким образом, регулирование теплового режима КА осуществляется путем изменения площади РИ. Второй способ, предлагаемый в усовершенствованных СТР, - это изменение расхода газа Gt в газовом контуре и расхода теплоносителя Gt в жидкостных 186 Авиационная и ракетно-коамическая техника контурах. Для реализации вышеуказанного метода предлагается применять нагнетатели газа - вентиляторы (В) и нагнетатели жидкости - ЭНА [13] с рабочими лопатками, изготовленными из материала с «памятью формы», например из никелида титана Ni-Ti, которые изменяют кривизну профиля и угол атаки в зависимости от температуры, что приводит к увеличению или уменьшению расхода рабочего тела. Такие В и ЭНА являются регуляторами температуры прямого действия. Для определения расчётных случаев и получения параметров системы используем уравнение теплового баланса КА в общем виде [13]: EmcdTi = (бнар - бвн ) dt-бизл^ , где mi, c, dTi - масса, удельная теплоёмкость и температура i-го элемента; бнар, бвн и бизл - соответственно, наружный, внутренний и излученный РИ тепловые потоки. Величина внутреннего теплового потока оценивается по затратам мощности в узлах КА и зависит от программы работы энергоустановок и бортовой аппаратуры (БА), для регулирования температуры которой и служит СТР. Отвод тепла осуществляется изменением от поверхности РИ КА площадью Fp со степенью черноты s. Для определения расчетного значения площади РИ принимаем допущение об осреднении его температуры, учитываем интенсивность циркуляции жидкого теплоносителя, толщину обшивки и небольшой шаг между витками трубопроводов [11]. С учетом указанного допущения величина площади излучающей поверхности герметичного отсека Fp определяется при помощи следующих соотношений: F = бвн ± бэ p Є • G • Tp - qmra’ q^o =As • qs •(K+ а • 9m • fE )+Є • qE • Фm • Fm. Расчет средней температуры РИ выполняют путем последовательных приближений с использованием дополнительных зависимостей вида T +T T = вх вых - д* 1р 2 г- р> дг р = бвн - бэ , г-р а • Fp где Дг_р - перепад температуры между средней температурой РИ и температурой жидкостного теплоносителя в канале радиационного теплообменника. Анализ полученного соотношения для Fp показывает, что площадь РИ зависит как от внутреннего тепловыделения бвн аппаратуры КА, так и от внешней тепловой нагрузки qnOTjj, действующей на КА. Эти факторы являются определяющими при рассмотрении основных расчетных случаев для ТР КА [14]. Расчетными случаями будем называть наиболее характерные для анализируемого ТР тепловые режимы, которые реализуются в условиях длительного функционирования КА в космическом пространстве [15; 16]. Выбор расчетных случаев для решаемой задачи определяется совокупностью следующих факторов: 1) ориентацией космического аппарата на рабочей орбите (при заданных параметрах орбиты); 2) условиями освещенности КА на орбите функционирования (пребыванием аппарата на освещенном ts или теневом Tt участках орбиты); 3) уровнем энергопотребления аппаратуры (Nmax или Nmm). Из всех возможных случаев ориентации КА на рабочей орбите выделим два положения, различающиеся, прежде всего, действующей на КА внешней тепловой нагрузкой qnOTjj: - положение I - продольная ось КА находится в плоскости орбиты и ориентирована по направлению местной вертикали; - положение II - продольная ось КА находится в плоскости орбиты и плоскости местного горизонта. Для каждого из указанных положений определим три характерных расчетных случая: - 1а (11а) - энергопотребление Nmax, КА находится на освещенном участке орбиты ts; - Іб (11б) - энергопотребление Nmin, КА находится на освещенном участке орбиты функционирования ts, значение длительности импульса тепловыделений аппаратуры, размещенной внутри герметичного отсека, удовлетворяет неравенству хп <ts; - Ів (ІІв) - энергопотребление Nmin, когда КА находится на теневом участке рабочей орбиты xt. Работа В и ЭНА происходит в сети КА, которая характеризуется гидросопротивлением в зависимости от расхода рабочей жидкости. С другой стороны, необходимо расчётным путем [13] и при экспериментальных исследованиях В и центробежных ЭНА с лопатками из материала с «памятью формы» [17], например из никелида титана (55 вес. % Ni + 45 вес. % Ti), более известного под названием нитинол, определить расходно-напорные характеристики при различных температурах и, наложив их на характеристики сети КА, определить рабочие точки. Эффектом памяти формы обладают также сплавы систем Cu-Al-Ni и Cu-Al-Zn и др. Применение лопаток в центробежном насосе, изготовленных из никелида титана, обладающего эффектом памяти формы [18], которые изменяют геометрию в результате изменения температуры рабочей среды, описано в патенте РФ № 98500 на полезную модель [19].

About the authors

Genry Gavrilovich Krushenko

Siberian State Aerospace University named after academician M.F. Reshetnev; Institute of Computational Modeling of Siberian branch of Russian Academy of Sciences

Email: genry@icm.krasn.ru
octor of Engineering Sciences, professor of the Department of Aircraft engines; hief researcher

Vasilina Valerjevna Golovanova

Saint-Petersburg State University of Aerospace Instrumentation; FGUP “Development laboratory “Arsenal” named after M.V. Frunze”

Email: vasilin-a@rambler.ru
postgraduate student, leading engineer of the Department of special-purpose programmes

References

Supplementary files