Электроразрядные устройства систем управления космических аппаратов : Развитие теории, исследование режимов работы, разработка

• Автор: Куляпин, Владислав Максимилианович
• Шифр специальности: 05.09.03, 05.07.05
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2002
• Место защиты: Уфа
• Количество страниц: 299 с. : ил

ВВЕДЕНИЕ
Совершенствование космических аппаратов, вызванное решением новых задач в области ракетной и космической техники, повышение безопасности полетов, снижение затрат на исследование космического пространства, идет по пути дальнейшего развития схемных и конструктивных решений, повышения рабочих параметров элементов систем управления.
При создании многоразовых космических аппаратов необходимо решить комплекс проблем, связанных с обеспечением управления аппаратом на всех этапах полета. Система управления космическим аппаратом включает бортовой вычислительный комплекс и исполнительный орган объединенную двигательную установку реактивной системы управления ОДУ РСУ. Применение несамовоспламеняющегося топлива в жидкостных ракетных двигателях малой тяги ЖРД МТ, обеспечивающих ориентацию и стабилизацию разрабатываемых космических объектов, значительно повышает безопасность полетов, выдвигает задачу создания систем зажигания двигателей РСУ. Устройства зажигания должны работать в условиях изменения разрежения в широких пределах и невесомости, обеспечить работу в повторно кратковременном режиме и стабильные динамические характеристики.
Наиболее перспективными для режима повторнократковременного включения являются электрические устройства зажигания, использующие в качестве рабочего органа электрический разряд. Идею применения электрических устройств зажигания в системах управления ракетных двигателей предложил академик В.П. Глушко . Однако это направление не развивалось в связи с применением однократных запусков и самовоспламеняющегося топлива. Применение несамовоспламеняющегося топлива выдвинуло необходимость исследования процессов и создания электроразрядных устройств систем управления при изменении давления окружающей среды от атмосферного до космического вакуума.
Неустановившиеся и переходные режимы работы электрических устройств зажигания являются наиболее сложными и малоизученными. В то же время именно переходные режимы в основном определяют надежность и устойчивость системы управления в целом. Следовательно, точность стабилизации, условия безаварийной работы системы управления КА определяется в первую очередь динамическими характеристиками и надежностью устройств зажигания.
В настоящее время имеется большое количество работ, посвященных динамике работы реактивной системы управления. Значительный вклад в разработку динамики ракетных двигателей внесли В.П.Глушко, Е.К.Мошкин, В.А.Махии, М.С.Натанзон 7,5. Развитие теории горения связано с трудами академика Семенова. Проблемы нестационарных процессов воспламенения и горения исследованы в трудах Я.Б.Зельдовича, Р.Е.Соркина, Я.М.Шапиро, .Т.Ерохина, Г.Ю.Мазинга, А.С.Соколика, Л.Н.Хитрина, А. Лефевра, Е.К.Бастреса, К.А.Смита ,,2,4,5, 6. Тепловая теория зажигания, воспламенение частиц и капель, разработка приближенных методов решения задач тепловой теории зажигания разрабатываются в отделении макроскопической кинетики химических реакций Института химической физики АН РФ ,,,,,,,,. В работах О.Б.Брона, М.Ф.Жукова, Б.Н.Золотых, Ю.П.Райзсра исследованы процессы воздействия электрического разряда на материалы ,,. Труды Ю.А.Попова 2,3 посвящены исследованию воздействия электрического разряда на топливо. Труды
.С.Кулсбакина, И.М. Синдеева, В.А.Балагурова 7,3 посвящены исследованию электромагнитных процессов в элементах и устройствах систем управления летательных аппаратов. Методы исследования теплофизических процессов плавления при воздействии электрического разряда разработаны в трудах Рыкалина и его учеников . Исследования процессов плавления и испарения при действии излучения лазеров проведено в работах

.И. Анисимова 3,4,5.

Однако научный и практический опыт в области динамики

электрических устройств зажигания освещен и обобщен явно недостаточно. Имеющиеся отдельные статьи и монографии посвящены в основном частным вопросам. Такое состояние проблемы объясняется рядом причин. Впервые динамические характеристики и срок службы устройств зажигания определяют в основном динамические характеристики и устойчивость запуска двигателей ОДУ. Процессы в устройствах зажигания охватывают широкий круг взаимосвязанных элементарных процессов, включающих электромагнитные процессы в электрических цепях с разрядом, гидродинамические, теплофизические, ионизационные и эмиссионные процессы в канале и на границе электрического разряда. Рассмотрение динамики взаимосвязанных процессов в связи с разработкой электроразрядных устройств систем управления космических аппаратов поставлено в ряд первоочередных задач исследований.
Недостаточная изученность нестационарных процессов в устройствах зажигания объясняется и математическими трудностями, заключающимися в отсутствии методов анализа нестационарных процессов с фазовыми превращениями при действии поверхностного и объемного источников энергии высокой плотности, характерных для процессов зажигания.
Незавершенность теории и отсутствие аналогов устройств зажигания ракетных двигателей не позволяют создать методы их анализа и проектирования. Системы зажигания газотурбинных двигателей создаются на основе опыта предыдущих разработок и длительной отработки на изделии. Характерны два этапа развития авиационных устройств зажигания. Первый связан с системами зажигания для авиационных бензиновых двигателей и второй для реактивных двигателей на керосине. Для авиационных устройств зажигания характерно постоянство применяемого топлива и разовая работа при запуске двигателей в основном на земле. Только в последние годы наметился прогресс в этой области, в частности заметный вклад внесли работы У Г АТУ по повышению эффективности воспламенения топливовоздушных смесей в газотурбинных двигателях . Топливо ракетных двигателей различается
но теплоте сгорания, фазовому составу дисперсной фазы и дисперсионной среды, которые необходимо учитывать при создании устройств зажигания ракетных двигателей. Переходные процессы зажигания также исследованы не полностью. В результате изучения доступной автору патентной и научнотехнической литературы выявлено, что работа в данном направлении у нас в стране и за рубежом не проводилась. В то же время имеются исследования в области электроразрядных устройств газотурбинных двигателей и аппаратов защиты для наземных условий. Однако задачи, решаемые в области наземных условий и в данной работе, носят различный характер, и их методы не пригодны или нерациональны изза качественного различия процессов.
В настоящей работе предпринята попытка провести теоретическое обобщение с единых позиций создать математические модели, развить методы анализа и экспериментального исследования статических и динамических характеристик в целях разработки электроразрядных устройств систем управления космической техники.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность


АлмаАта Республиканской научнопрактической конференции Основные направления развития и применения низкотемпературной плазмы в машиностроении и металлообработке г. Казанский государственный авиационный университет, г. Казань Первом Всесоюзном совещании по лазерной металлургии и лазерноплазменной обработке г. ИМЕТ им. А.А. Байкова АН СССР, г. Москва И Всесоюзной школесеминаре Тепло и массообмен в электрических контактах г. АН Каз. ССР, г. АлмаАта ХХ1У ХХУ1 научно технических конференциях гг. Ленинградский институт авиационного приборостроения, г. Ленинград XXIII XXX научнотехнических конференциях гг. Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе, г. Уфа Третьем китайско российскоукраинском симпозиуме по космической науке и технологии. ХиАн, Китай, сентября г. Междунар. Научнотехнические проблемы космонавтики и ракетостроения апреля г. Королев, Московской обл. ЦНИИмаш IX Всероссийской научнотехнической конференции Исследование, проектирование и отработка регулируемых энергоустановок, Уфимский государственный авиационный технический университет, ноября г. Московском энергетическом университете, Московском авиационном университете, в институте химической физики АН СССР, пос. Черноголовка Московск. Публикации по теме диссертации. Журнал технической физики, в сборниках Института проблем управления АП СССР, Института проблем механики АН СССР, межвузовских сборниках Электрооборудование летательных аппаратов и тематических сборниках. Всего по теме диссертации опубликовано работ, из них статей, по материалам работы получено авторских свидетельств на изобретение, издано 7 учебных пособий, одна программа для ЭВМ зарегистрирована в Роспатенте. Объем работы. Диссертация состоит из введения, восьми глав, заключения, списка литературы из 1 наименований общим объемом 8 страниц. В работе содержится 3 рисунков и габлиц. Глава 1. ПРОБЛЕМЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ УСТРОЙСТВ ЗАЖИГАНИЯ И ЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКИХ АПАРАТОВ. Работа элементов и устройств систем управления определяется условиями эксплуатации летательных аппаратов, а также местом их установки. В результате этого давление, температура, влажность воздуха могут изменяться в широком диапазоне. На рис. С увеличением высоты полета понижаются давление и температура, уменьшаются плотность и влажность воздуха. Давление, равное у поверхности Земли КГ Па, понижается и на высоте ООО м становится в 5 раз меньше, а на высоте км в 0 раз меньше, чем у Земли. Изменение физических свойств окружающего воздуха требует учета их влияния при разработке и эксплуатации элементов систем управления и осложняют условия работы. Короткое замыкание представляет опасный режим, и защита от него является обязательным видом защит практически всех систем управления, предупреждающим возможные аварии, о чем свидетельствует гибель трех американских космонавтов изза короткого замыкания в системе. Появление автоматических и пилотируемых космических кораблей и спутников, вывод на земную орбиту постоянно действующих с длительным временем существования автоматических спутников разнообразного назначения метеорологических, навигационных, связи и телевидения, геологических, разведывательных и т. Рисунок 1. ЖРД, которая предъявляет к ним повышенные и порой противоречивые требования , , 9, 7, 1,3. Появились двигательные установки с большой тягой и различные космические ЛА, которые потребовали создания двигательных установок разнообразного назначения со специфическими параметрами и условиями работы и эксплуатации двигатели разгонные и тормозные, двигатели для коррекции и изменения параметров орбиты, для совершения маневров на орбите при стыковке космических кораблей и т. Такие двигатели, как правило, имеют тягу Н. Двигатели, предназначенные для обеспечения стабилизации и ориентации космического ЛА в пространстве, компенсации малых изменений орбиты, имеют специфические особенности режимов работы по длительности действия, регулирования режима, многократности запуска, работы в условиях космоса, невесомости, длительности существования и т. На рисунке 1. Система управления космического аппарата по принципу построения представляет замкнутую систему автоматического управления, в которую входят рисунок 1.