Двигатели коррекции


Способ тестирования двигателей коррекции космического аппарата

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции. Последние проводят одними и теми же ДК и судят об уровне тяги этих ДК. Для достоверного знания тяг пары взаимно противоположных ДК время от времени проводят последовательные контрольные включения этой пары равными импульсами. Невязку по суммарному импульсу тяги вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы. В результате получают достоверные уровни тяг работавших ДК. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат и повышение точности определения тяги ДК по данным траекторных измерений, а также повышение точности коррекций орбиты КА.

 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для коррекции параметров движения космического аппарата (КА).

1. Предприятию из уровня техники известен способ коррекции элементов орбиты геостационарных космических аппаратов, основанный на определении тяг двигателей по данным траекторных наземных измерений. Суть данного способа заключается в следующем.

1. Проводят траекторные измерения.

Траекторные измерения проводят с использованием средств наземного комплекса управления (НКУ), взаимно разнесенных по территории РФ на значительные расстояния. Траекторные измерения могут проводиться как радиотехническими, так и оптическими средствами, при этом измеряемыми параметрами могут быть наклонная дальность (пункт измерения - КА), скорость изменения наклонной дальности, а также экваториальные координаты - прямое восхождение и склонение КА.

Измерительная информация передается по каналам связи с измерительных пунктов НКУ в баллистические центры, в которых производится обработка этой информации и определение фактических элементов орбиты КА.

Траекторные измерения представляют собой штатный цикл измерений текущих навигационных параметров (ИТНП), количество сеансов измерений и количество интервалов между сеансами составляет для суточного интервала и наличия двух пунктов наземных измерений от 4 до 6.

2. Прикладывают тестовое воздействие.

Для этого в запланированное время производят включение двигателя коррекции (ДК) требуемого направления тяги и отрабатывают импульс, обеспечивающий изменение корректируемого параметра, например периода обращения.

Длительность тестового воздействия выбирается такой, чтобы она, с одной стороны, приводила к небольшим изменениям элементов орбиты, а с другой стороны, чтобы эти изменения были достаточными для надежного определения по ним величины тяги ДК. Так, например, при тяге двигателя 0,08 Н (8 гс) длительность тестового воздействия для КА с массой 2000 кг на геостационарной орбите составляет порядка 2 ч, а соответствующий транверсальный импульс ~575 Нс, что соответствует изменению периода обращения КА, в зависимости от углов установки ДК, на (2,5-24,5) с. При ошибке определения этого параметра 0,1 с погрешность определения тяги составляет менее 5% - хороший результат. Случайная составляющая погрешности реализации тяги составляет 3%, значит истинная тяга определится с погрешностью F(1±0,03)·0,05=0,05F, т.е. те же 5%.

3. Проводят траекторные измерения.

Траекторные измерения проводят аналогично п.1. Тяга ДК определяется по фактической величине изменения корректируемого параметра - периода обращения.

4. Определяют фактическую величину изменения корректируемого параметра и определяют тягу ДК.

Тяга ДК определяется по фактической величине изменения корректируемого параметра - периода обращения.

По мере необходимости пп.1-4 повторяют для каждого ДК двигательной установки коррекции.

Через некоторый промежуток времени, так как на сроке активного существования КА систематическая составляющая тяги непостоянна, повторяют полный цикл (пп.1-4) тестирования всех ДК.

5. Прикладывают корректирующее воздействие.

Для этого в расчетное время производят включение ДК требуемого направления тяги. При этом длительность работы ДК устанавливают исходя из значения тяги, полученного при тестовом включении. В результате включения ДК обеспечивается изменение корректируемого параметра, например периода обращения КА. Однако, в связи с тем, что тяга двигателя коррекции может меняться, достижение требуемого значения корректируемого параметра, как правило, не может быть осуществлено за одно приложение корректирующего воздействия.

6. Проводят траекторные измерения и уточняют тягу ДК. Операцию проводят аналогично пп.3, 4.

7. Прикладывают корректирующее воздействие.

Производят включение ДК требуемого направления тяги на время, определенное исходя из тяги ДК, полученной по тестовому и предыдущему включениям.

При необходимости пп.6, 7 повторяют до достижения требуемой точности корректируемого параметра.

Недостатком способа 1 является то, что:

1 - полный цикл тестирования всех ДК, число которых с учетом резервных схем достигает на КА до 16 условных номеров, совокупно растягивается, по крайней мере, на месяц и включает в себя дополнительно к штатному расписанию 16 штатных циклов ИТНП;

2 - требуемое значение корректируемого параметра достигается, как правило, за две коррекции в течение 2-х суток, при этом требуется планирование двух штатных циклов ИТНП.

Это очень затратный способ, от которого, хотя он и предельно надежен, по возможности надо отходить. Он применялся, когда коррекции параметров орбиты КА проводились не чаще одного раза в месяц. В настоящее время, когда коррекции параметров орбиты КА могут проводиться с частотой раз в сутки и даже менее, можно утверждать, что:

1 - в отсутствие автономной бортовой навигации либо возможности ежесуточных ИТНП средствами НКУ способ практически не применим;

2 - при наличии автономной бортовой навигации либо возможности ежесуточных ИТНП средствами НКУ имеется более эффективный способ определения (уточнения) тяги ДК, изложенный ниже.

2. В практике ОАО «ИСС» чаще используется другой способ уточнения тяг ДК. В нем применяется эвристический подход: есть начальные условия (НУ) движения по предыдущему ИТНП, есть текущие параметры (условия) движения, есть отработанный план коррекций, включающий в себя до двух условных номеров ДК, решается задача прогнозирования движения (прихода в текущие условия движения) без больших погрешностей. В способе-аналоге 2 выполняется следующая последовательность операций (несущественные детали опускаются).

1. Отрабатывается план коррекций.

2. Проводят траекторные измерения.

При наличии автономной (бортовой) радионавигации траекторные измерения ведутся в непрерывном режиме.

3. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА.

4. Уточняют управляющие ускорения по изменению орбитальных параметров. Уточнение не позволяет определять управляющие ускорения точнее диапазона значений ускорений, оговоренных заводом-изготовителем. Оно гарантирует отслеживание аномальной работы ДК, и, в случае затяжной и, возможно, постоянной ситуации, когда (пока) отказ ДК не зафиксирован на борту КА, все-таки рассчитывать план коррекций.

5. Выполняют программу расчета (составления) плана коррекций КА на шаговый интервал.

Шаговый интервал составляет 1 сутки - при наличии автономной бортовой навигации либо ежесуточных ИТНП (в общем - ежесуточных траекторных измерений - ЕТИ) и более суток - при отсутствии ЕТИ.

6. В зависимости от организации баллистического обеспечения полета КА на борт КА заносятся план коррекций и управляющие ускорения либо только уточненные управляющие ускорения.

Далее пп.1-6 повторяются в течение всего времени работы КА по целевому назначению.

Погрешность такого способа превышает погрешность, оговоренную заводом-изготовителем двигательной установки. Дело в том, что определение тяги двух ДК на интервале плана (от 1 суток) и даже определение тяги одного ДК, при единичном включении малой (как правило) длительности при ЕТИ, представляет не решаемую удовлетворительно задачу. Задача определения тяги более двух ДК решения не имеет. При наличии ЕТИ принципиально важно, что при расчете параметров коррекции (одно-два включения двигателя(ей) на суточном интервале) всегда исходят из того, что изменение контрольного корректируемого параметра, которым чаще всего выступает период обращения (он изменяется всегда - при коррекциях долготы и при коррекциях наклонения), можно считать свободным от ошибок управления центром масс КА, поскольку последние не успевают влиять на результаты коррекций, поскольку ЕТИ исключает возможность их накопления. Однако использование контрольной (в части определения периода обращения) плоскости, например, для геостационарного КА, традиционно совпадающей с плоскостью XOZ инерциальной геоцентрической экваториальной системы координат (ось X направлена в точку Весны) при проведении ежесуточных коррекций и ЕТИ, не позволяет полностью исключить методические погрешности расчета периода обращения и его изменения за коррекцию, первая из которых может сильно сказываться на качестве процесса удержания КА. Ошибка ΔТ1 определения сидерического периода обращения оценивается для средств траекторных измерений в 0,1 с; изменение периода за коррекцию [наклонения] орбиты на сутках номинально составляет (1-2) с, и уточнение ускорений от работы двигателей (относительная погрешность, согласно способу 1, 5%) позволяет соответственно рассчитывать на погрешность ΔТ2 знания [изменения] периода не более 0,1 с. И ΔТ и ΔТ2 - величины небольшие, однако реальное отклонение сидерического периода обращения от ожидаемого составляет до 1,5 с. Причина объяснима на таком примере. Если середине активного участка (АУ) соответствует время tAУ, а пересечению плоскости XOZ, по сидерическому периоду обращения традиционно принимаемой за контрольную, соответствует время tXOZ, отстоящее от tAУ на полупериод (сидерический период обращения до коррекции считаем истинным), получим сидерический период, в который войдет лишь половина реализованной за коррекцию средней скорости КА, а при близких значениях tAУ и tХОZ, когда tXOZ>tАУ, в сидерическом периоде реализованная за коррекцию средняя скорость КА и вовсе не отразится. А планировать коррекции надо на каждые и каждые сутки. Указанная погрешность в 100% (1,5 с), конечно, недопустима, а если говорим о геостационарных КА, - не позволяет рассчитывать на удержание узких областей и проводить тонкую коллокацию (удержание нескольких КА в одной и той области). Такая ошибка приводит к тому, что тяга только одного ДК на шаге коррекций, состоящем из работы этого ДК, рассчитанная по данным ЕТИ (лучший вариант уточнения тяги), зачастую отличается от реальной предписываемой заводом-изготовителем более чем на величину, предписываемую тем же заводом-изготовителем (к примеру - более 11% от номинала для стационарных плазменных ДК). Такая ошибка, пусть не в полной мере, возникает при расчете параметров коррекции из-за представления, что сразу за временем пересечения контрольной плоскости следует АУ, что реализованный импульс весь должен перейти в соответствующее изменение периода обращения. В Приложении приведен соответствующий пример, в котором от НУ произведено: прогнозирование параметров пассивного движения центра масс КА на двое суток; прогнозирование параметров движения центра масс КА с тягой на АУ, расположенном сразу за tХОZ(1); прогнозирование параметров движения центра масс КА с тягой на АУ, расположенном посередине между tXOZ(1) и tXOZ(2); прогнозирование параметров движения центра масс КА с тягой на АУ, расположенном непосредственно перед tXOZ(2). Время tXOZ(0) совпадает со временем НУ.

Плюс ко всему сказанному - ошибка прогнозирования моментов пересечения контрольной плоскости из-за погрешности знания тяги ДК.

ЕТИ не позволяют, даже с грубыми знаниями тяг ДК, накапливать ошибки управления центром масс КА. Однако качество управления напрямую связано с требованиями поддержания спутниковых систем при штатной эксплуатации КА. Грубое знание тяг ДК приводит к грубым ошибкам прогнозирования движения КА, что не позволяет с помощью коррекций рассчитывать на высокое качество реализации эволюции КА на орбите.

Целью предлагаемого изобретения является создание надежного и оперативного способа определения тяги ДК и повышение точности коррекций параметров движения центра масс КА.

Поставленная цель достигается способом тестирования ДК КА, заключающимся в том, что прилагают корректирующее воздействие путем включения ДК; проводят ежесуточные траекторные измерения; определяют параметры движения центра масс КА; на выбранном, по соображениям стабильности систематической составляющей погрешности тяг ДК, интервале времени набирают статистику по наработкам ДК - фактические длительности работы и условные номера ДК, а также изменения периода обращения КА; из имеющегося набора данных выбирают те, которые удовлетворяют условию следования одного за другим включений одного и того же ДК; данные суммируют и рассчитывают средние тяги по каждому работавшему ДК; прикладывают тестовое воздействие к корпусу КА последовательными включениями двух ДК противоположного направления тяги равными импульсами, отличие от нуля реализованного приращения периода переводят в невязку по суммарному импульсу тяги, которую вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы, и получают достоверные уровни тяг работавших ДК.

Реализация предлагаемого способа предполагает выполнение следующей последовательности операций.

1. Отрабатывается план коррекций. Эта операция аналогична п.1 способа 2.

2. Проводят траекторные измерения.

Эта операция аналогична п.2 способа 2. При наличии автономной (бортовой) радионавигации траекторные измерения ведутся в непрерывном режиме.

3. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА. Операция аналогична п.3 способа 2.

В результате имеют интересующий период обращения КА.

4. Набирают данные по наработке ДК - фактические длительность и условный номер ДК, также - изменение периода обращения. При непрерывном процессе баллистического обеспечения полетом КА всегда имеются данные предыдущих траекторных измерений.

Интервал накопления данных выбирается по соображениям стабильности систематической составляющей погрешности тяг ДК. Он составляет порядка 2 месяцев.

5. Из имеющегося набора данных выбирают те, которые удовлетворяют условию следования одного за другим включений одного и того же ДК.

В выборку не принимаются включения ДК, между которыми произошла уточняющая смена уровня тяги.

6. Данные суммируют и рассчитывают средние тяги по каждому работавшему

ДК.

Тягу по результатам траекторных измерений рассчитывают по известным методикам, например, по формуле [П.Е.Эльясберг «Введение в теорию полета ИСЗ», М.: Наука, 1965 г.]:

FУН=mКА⋅μ⊕⋅∑ΔTУНi6π⋅R2⋅∑τУНi ,

где FУН - тяга ДК, Н;

ΔТУНi,τУНi - соответственно приращение периода обращения и длительность работы ДК с условным номером (УН) i-й строки данных, с;

mКА - масса КА, кг;

µ⊕ - гравитационный параметр Земли, м3/с2;

R - радиус круговой орбиты, м.

Суть подхода к определению тяги по изменению периода обращения заключается в том, что, если коррекции на N-суточном интервале проводятся регулярно (ежесуточно) примерно в одно и то же звездное время, одним и тем же ДК и имеют одинаковую длительность, на изменение периода обращения влияет только работа ДК, разность ошибок прогнозирования положения КА при ЕТИ на длительном интервале набора данных по наработкам ДК равна нулю.

7. Прикладывают тестовое воздействие.

Для проверки достоверности полученных тяг ДК и достаточности выбранных данных по наработке ДК необходимо провести экспериментальную сверку взаимного соответствия тяг взаимно противоположных ДК. Только после такой сверки с успешным исходом расчетные тяги можно считать реальными.

Для этого в запланированное время проводят непосредственно следующие друг за другом включения двух ДК взаимно противоположного направления тяги равными импульсами, когда длительность каждого включения обеспечивает изменение периода обращения на одну и ту же величину.

8. Проводят траекторные измерения. Эта операция аналогична п.2.

9. Выполняют программу определения параметров движения центра масс КА. По результатам определения периодов обращения до и после тестового включения ДК определяют изменение периода обращения ΔТmесm.

Операция аналогична пп.3, 4.

10. Определяют невязку по суммарному импульсу тяги.

Невязку ΔJ определяют по соотношению:

ΔJ=mКА⋅μ⊕⋅ΔТmecm6π⋅R2 .

11. Невязку ΔJ вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы и получают достоверные уровни тяг работавших ДК.

Достоверные уровни тяг работающих ДК получают из соотношений:

Fdocm.УН1=FУН1+ΔJ2τmecm.1 - для одного ДК из пары и

Fdocm.УН2=FУН2+ΔJ2τmecm.2 - для другого ДК из пары.

Далее пп.1-10 повторяются в течение всего времени работы КА по целевому назначению.

Следует отметить.

1. Для успешного выполнения плана коррекций требуется не только хорошее знание тяги ДК (то же - изменения корректируемого параметра движения), но и точное прогнозирование параметров движения на момент расчета параметров коррекции. Все параметры движения на любой момент времени определяются оскулирующими, т.е. мгновенными, текущими. Кроме интересующего нас периода обращения. Здесь важно иметь в виду все то, что сказано выше о положении контрольной плоскости. Однако это выходит за рамки способа тестирования ДК и относится уже к способу коррекции параметров орбиты. Да, с каким именно текущим периодом обращения имеем дело, нам неизвестно, но изменение периода обращения за коррекцию одним и тем же ДК знаем точно, следовательно, знаем хорошо тягу ДК, а это, в конце концов, оказывается самым главным в реализации баллистического обеспечения полета КА.

2. После определения достоверных значений уровней тяг пары ДК можно пользоваться всем набором данных по этим ДК, за исключением примыкающих к ним данных по другим ДК, для дальнейшего уточнения, и, что важно, полученные данные можно с успехом использовать в случае перехода в режим баллистического обеспечения полета КА, который описан в способе 2, т.е. когда траекторные измерения (ИТНП) проводятся раз неделю и реже.

Предлагаемый способ тестирования ДК КА позволяет определять тяги (управляющие ускорения) без лишних затрат и с высокой точностью, последовательно - по мере необходимости, для каждого ДК.

Способ тестирования двигателей коррекции космического аппарата (КА), заключающийся в том, что прикладывают корректирующее воздействие путем включения двигателей коррекции (ДК), проводят ежесуточные траекторные измерения, определяют параметры движения центра масс КА на интервале времени, выбранном по соображениям стабильности систематической составляющей погрешности тяг ДК, набирают статистику по наработкам ДК - фактическим длительностям работы и условным номерам ДК, а также изменениям периода обращения КА, из имеющегося набора данных выбирают те, которые удовлетворяют условию следования одного за другим включений одного и того же ДК, выбранные данные суммируют и рассчитывают средние тяги по каждому работавшему ДК, прикладывают тестовое воздействие к корпусу КА равными импульсами путем последовательных включений двух ДК противоположного направления тяги, отличие от нуля реализованного приращения периода переводят в невязку по суммарному импульсу тяги, которую вносят поровну с противоположным знаком в реализованные импульсы, и получают достоверные уровни тяг работавших ДК.

www.findpatent.ru

двигатель коррекции - это... Что такое двигатель коррекции?

 двигатель коррекции

космонавт. motore di correzione

Dictionnaire technique russo-italien. 2013.

  • двигатель закрытого типа
  • двигатель левого вращения

Смотреть что такое "двигатель коррекции" в других словарях:

  • жидкостный ракетный двигатель коррекции — ЖРД коррекции Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для изменения скорости при коррекции траектории движения перемещаемого аппарата на пассивном участке. [ГОСТ 17655 89] Тематики двигатели ракетные жидкостные Синонимы ЖРД коррекции …   Справочник технического переводчика

  • жидкостный ракетный двигатель малой тяги коррекции — ЖРДМТ коррекции Ндп. корректирующий ЖРДМТ [ГОСТ 17655 89] Недопустимые, нерекомендуемые корректирующий ЖРДМТ Тематики двигатели ракетные жидкостные Синонимы ЖРДМТ коррекции …   Справочник технического переводчика

  • электрический ракетный двигатель — ракетный двигатель, в котором для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата. Применяется для коррекции траектории и ориентации космических аппаратов. Электрические ракетные… …   Энциклопедический словарь

  • Стационарный плазменный двигатель — Стационарные плазменные двигатели СПД  стационарный плазменный двигатель. Разработан в опытном конструкт …   Википедия

  • Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… …   Википедия

  • Электрический ракетный двигатель — (ЭРД)  ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц[1]. Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель. Комплекс, состоящий из… …   Википедия

  • Жидкостный ракетный двигатель — (ЖРД)  химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно , двух и трёхкомпонентные ЖРД. Содержание 1 История …   Википедия

  • жидкостный ракетный двигатель малой тяги — ЖРДМТ Ндп. микро ЖРД малый ЖРД жидкостный ракетный малый двигатель импульсный двигатель Жидкостный ракетный двигатель тягой не более 1600 Н. Пояснения ЖРДМТ используют в качестве исполнительного органа системы управления космических летательных… …   Справочник технического переводчика

  • ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ракетный двигатель, в котором в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата. Применяется для коррекции траектории и ориентации космических аппаратов.… …   Большой Энциклопедический словарь

  • Корректирующий ракетный двигатель —         ракетный двигатель, включаемый в космическом полёте для коррекции направления и значения скорости полёта космического аппарата. Обычно К. р. д. Жидкостный ракетный двигатель многократного запуска, работающий на долгохранимом топливе …   Большая советская энциклопедия

  • Электрический ракетный двигатель — (ЭРД)         Ракетный двигатель (РД), в котором в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата (обычно солнечные или аккумуляторные батареи).… …   Большая советская энциклопедия

polytechnic_ru_it.academic.ru

двигатель коррекции - это... Что такое двигатель коррекции?

 двигатель коррекции n

1) Av. Abgleichmotor, Stützmotor

2) astronaut. Steuertriebwerk

Универсальный русско-немецкий словарь. Академик.ру. 2011.

  • двигатель кормового шпиля
  • двигатель коррекции положения

Смотреть что такое "двигатель коррекции" в других словарях:

  • жидкостный ракетный двигатель коррекции — ЖРД коррекции Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для изменения скорости при коррекции траектории движения перемещаемого аппарата на пассивном участке. [ГОСТ 17655 89] Тематики двигатели ракетные жидкостные Синонимы ЖРД коррекции …   Справочник технического переводчика

  • жидкостный ракетный двигатель малой тяги коррекции — ЖРДМТ коррекции Ндп. корректирующий ЖРДМТ [ГОСТ 17655 89] Недопустимые, нерекомендуемые корректирующий ЖРДМТ Тематики двигатели ракетные жидкостные Синонимы ЖРДМТ коррекции …   Справочник технического переводчика

  • электрический ракетный двигатель — ракетный двигатель, в котором для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата. Применяется для коррекции траектории и ориентации космических аппаратов. Электрические ракетные… …   Энциклопедический словарь

  • Стационарный плазменный двигатель — Стационарные плазменные двигатели СПД  стационарный плазменный двигатель. Разработан в опытном конструкт …   Википедия

  • Ракетный двигатель — реактивный двигатель, источник энергии и рабочее тело которого находится в самом средстве передвижения. Ракетный двигатель единственный практически освоенный для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли и применения в… …   Википедия

  • Электрический ракетный двигатель — (ЭРД)  ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц[1]. Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель. Комплекс, состоящий из… …   Википедия

  • Жидкостный ракетный двигатель — (ЖРД)  химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно , двух и трёхкомпонентные ЖРД. Содержание 1 История …   Википедия

  • жидкостный ракетный двигатель малой тяги — ЖРДМТ Ндп. микро ЖРД малый ЖРД жидкостный ракетный малый двигатель импульсный двигатель Жидкостный ракетный двигатель тягой не более 1600 Н. Пояснения ЖРДМТ используют в качестве исполнительного органа системы управления космических летательных… …   Справочник технического переводчика

  • ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ракетный двигатель, в котором в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата. Применяется для коррекции траектории и ориентации космических аппаратов.… …   Большой Энциклопедический словарь

  • Корректирующий ракетный двигатель —         ракетный двигатель, включаемый в космическом полёте для коррекции направления и значения скорости полёта космического аппарата. Обычно К. р. д. Жидкостный ракетный двигатель многократного запуска, работающий на долгохранимом топливе …   Большая советская энциклопедия

  • Электрический ракетный двигатель — (ЭРД)         Ракетный двигатель (РД), в котором в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата (обычно солнечные или аккумуляторные батареи).… …   Большая советская энциклопедия

universal_ru_de.academic.ru

Ракетный двигатель импульсного блока коррекции

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности ракетным двигателям импульсного типа с малым временем работы и значительными нагрузками, воздействующими на заряд. Ракетный двигатель импульсного блока коррекции содержит корпус, заряд твердого топлива в виде пучка топливных трубок, воспламенительное устройство, размещенное в головной части двигателя, и расходное сопло. Топливные трубки удерживаются на несущей пластине в головной части двигателя шляпкой цилиндрических штифтов, скрепленных с каналом топливных трубок. На несущей пластине для размещения штифтов выполнено во взаимопротивоположных направлениях нечетное количество параллельных прорезей. Изобретение позволяет повысить надежность и массовое совершенство двигательной установки коррекции. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к двигательным установкам (ДУ) с зарядами твердого ракетного топлива, используемым в качестве средств газодинамической коррекции траектории управляемых ракет, реактивных снарядов и артиллерийских боеприпасов.

ДУ коррекции представляет собой ракетный двигатель импульсного типа с малым (n·10-3 с) временем работы, высокими расходными характеристиками, газодинамическими и полетными нагрузками, воздействующими на заряд.

По этой причине, выполненные, как правило, с зарядами вкладного типа в виде пучка топливных трубок такие двигатели не должны содержать присопловых диафрагм в качестве опорной поверхности заряда, иначе имеющее место разрушение топливных трубок в конце горения может привести к аномальному повышению давления и разрушению корпуса ДУ.

Другой особенностью ДУ коррекции является головное расположение воспламенительного устройства. Необходимость создания множества корректирующих импульсов на траектории снаряда и требования по компактному размещению обеспечиваются попарной компоновкой ДУ на снаряде с последовательным срабатыванием зарядов каждой пары двигателей в одно сопло, размещение в котором воспламенительного устройства не возможно.

Известны ДУ импульсного типа с зарядами твердого ракетного топлива «щеточного» типа, не содержащие опорных присопловых диафрагм. Заряды таких ДУ выполнены в виде плотного пучка тонкосводных топливных трубок, заделанных концом в «каблук» из эластичного полимерного состава путем заливки и отверждения состава в форму с последующей приклейкой «каблука» на дно камеры либо заливкой и отверждением состава непосредственно на дно (патент Франции 2439174, С 06 В; 2165094, F 42 B).

Их недостатком является необходимость присоплового размещения воспламенительного устройства и последействие, вызванное догоранием топливных трубок в заделке, не позволяющее реализовать требуемую величину импульса тяги в заданном отрезке времени. В снарядах, стабилизируемых вращением, это приводит к нарушениям программы коррекции.

Известны ДУ с зарядами в виде пучка трубок, каждая из которых крепится к несущей пластине, установленной по стыку корпуса с передним дном двигателя, с помощью металлического стержня, склеенного с каналом трубки этил-(ацетил)-целлюлозным клеем, и удерживается шляпкой стержня в отверстии пластины за счет того, что диаметр шляпки больше диаметра отверстия пластины (патент США 3278356, класс 156-294). За счет отсутствия заделки концов топливных трубок в крепящий состав исключается их догорание, что позволяет обеспечить требуемую величину корректирующего импульса в течение заданного времени. Вышеописанный заряд взят прототипом предлагаемого изобретения.

Недостатком прототипа является ограничение по плотности заряжания камеры двигателя (заполнению сечения камеры топливными трубками), поскольку наличие перемычек между отверстиями пластины исключает возможность плотной упаковки трубок.

Другим недостатком является невозможность головного размещения воспламенительного устройства ввиду отсутствия газоходов в несущей пластине из-за перекрытия отверстий шляпками стержней, крепящих элементы заряда.

Технической задачей настоящего изобретения явилось повышение надежности, массового совершенства (плотности заряжания) ДУ коррекции, оптимизация их конструкции и рабочего процесса.

Техническая задача решена путем использования в них вкладного заряда в виде пучка топливных трубок, каждая из которых подвешена на круглой несущей пластине за воспламенительным устройством в головной части двигателя, для чего на несущей пластине во взаимопротивоположных направлениях выполнены сквозные параллельные прорези, в которые помещены цилиндрические штифты, скрепленные с каналом топливной трубки клеевым составом и имеющие шляпку на противоположном конце с диаметром, превышающим ширину прорези несущей пластины.

Существо изобретения поясняется следующими фигурами.

На фиг.1 приведена конструкция ракетного двигателя импульсного блок коррекции.

На фиг.2 показана конструкция штифтов.

На фиг.3 показана несущая пластина для размещения штифтов.

Двигатель включает в себя корпус 1, воспламенительное устройство 2, размещенное в головной части, заряд твердого топлива и расходное сопло 3.

Заряд выполнен в виде пучка тонкосводных трубок 4, каждая из которых подвешена на круглой несущей пластине 5 за воспламенительным устройством 2 и удерживается на ней шляпкой цилиндрического штифта 6, скрепленного с каналом топливной трубки 4 клеевым составом. Штифты, как это показано на фиг.2, могут быть сплошными, или с центральным отверстием, используемым в качестве дополнительного газохода.

Для снижения нагрузки на торцы топливных трубок от перепада давления при срабатывании воспламенительного устройства диаметр уступа штифта, прилегающего к торцу топливной трубки, может быть выполнен диаметром, равным наружному диаметру топливной трубки.

На несущей пластине 5 для размещения штифтов 6 во взаимопротивоположных направлениях выполнены сквозные параллельные прорези шириной h, как это показано на фиг.3.

Число прорезей при этом может быть нечетным (3, 5, 7 ... m, где m - отношение внутреннего диаметра корпуса двигателя и наружного диаметра топливных трубок) и четным (2m).

На основе экспериментальных данных размеры конструктивных элементов двигателя предлагается при этом устанавливать из соотношения:

d/D≤0,37V;

h≤0,65d,

где d - диаметр шляпки штифта, мм;

D - наружный диаметр топливной трубки, мм;

h - ширина прорези на несущей пластине, мм;

V - объем полости между воспламенительным устройством и несущей пластиной, см3.

Так, например, при V=2 см3 для размещения в корпусе двигателя внутренним диаметром 21 мм пучка 7 топливных трубок получим:

Dmax≤7 мм, который с учетом допусков может быть принят равным 6,9-0,2 мм (Dnom=6,8 мм). Тогда:

d≤0,37·2·6,8≤5 мм;

h≤3,25 мм.

Предлагаемое исполнение несущей пластины 5 и соотношение размеров позволяет:

1) формировать плотные пучки, обеспечивая более высокие плотности заполнения сечения камеры топливом и массовое совершенство двигателя в сравнение с прототипом;

2) сохранить газоходы в несущей пластине и реализовать необходимое в ДУ коррекции головное размещение воспламенительного устройства;

3) повысить надежность функционирования ДУ коррекции за счет исключения аномальных подъемов давления при разрушении топливных трубок в конце горения по сравнению с двигателями-аналогами с зарядом, опирающимся на присопловую диафрагму.

1. Ракетный двигатель импульсного блока коррекции, содержащий корпус, заряд твердого топлива в виде пучка топливных трубок, удерживаемых на несущей пластине в головной части двигателя шляпкой цилиндрических штифтов, скрепленных с каналом топливных трубок, воспламенительное устройство и расходное сопло, отличающийся тем, что воспламенительное устройство размещено в головной части двигателя, а на несущей пластине для размещения штифтов выполнено во взаимопротивоположных направлениях нечетное количество параллельных прорезей.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что диаметр шляпки штифта и ширина прорези несущей пластины устанавливаются из соотношения

d/D≤0,37V;

h≤0,65d,

где d - диаметр шляпки штифта, мм;

D - наружный диаметр топливной трубки, мм;

h - ширина прорези на несущей пластине, мм;

V - объем полости между воспламенительным устройством и несущей пластиной, см3.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что штифты выполнены с центральным отверстием.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что диаметр уступа штифта, прилегающего к топливной трубке, выполнен равным наружному диаметру топливной трубки.

www.findpatent.ru

ракетный двигатель импульсного блока коррекции - патент РФ 2289034

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности ракетным двигателям импульсного типа с малым временем работы и значительными нагрузками, воздействующими на заряд. Ракетный двигатель импульсного блока коррекции содержит корпус, заряд твердого топлива в виде пучка топливных трубок, воспламенительное устройство, размещенное в головной части двигателя, и расходное сопло. Топливные трубки удерживаются на несущей пластине в головной части двигателя шляпкой цилиндрических штифтов, скрепленных с каналом топливных трубок. На несущей пластине для размещения штифтов выполнено во взаимопротивоположных направлениях нечетное количество параллельных прорезей. Изобретение позволяет повысить надежность и массовое совершенство двигательной установки коррекции. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2289034

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к двигательным установкам (ДУ) с зарядами твердого ракетного топлива, используемым в качестве средств газодинамической коррекции траектории управляемых ракет, реактивных снарядов и артиллерийских боеприпасов.

ДУ коррекции представляет собой ракетный двигатель импульсного типа с малым (n·10-3 с) временем работы, высокими расходными характеристиками, газодинамическими и полетными нагрузками, воздействующими на заряд.

По этой причине, выполненные, как правило, с зарядами вкладного типа в виде пучка топливных трубок такие двигатели не должны содержать присопловых диафрагм в качестве опорной поверхности заряда, иначе имеющее место разрушение топливных трубок в конце горения может привести к аномальному повышению давления и разрушению корпуса ДУ.

Другой особенностью ДУ коррекции является головное расположение воспламенительного устройства. Необходимость создания множества корректирующих импульсов на траектории снаряда и требования по компактному размещению обеспечиваются попарной компоновкой ДУ на снаряде с последовательным срабатыванием зарядов каждой пары двигателей в одно сопло, размещение в котором воспламенительного устройства не возможно.

Известны ДУ импульсного типа с зарядами твердого ракетного топлива «щеточного» типа, не содержащие опорных присопловых диафрагм. Заряды таких ДУ выполнены в виде плотного пучка тонкосводных топливных трубок, заделанных концом в «каблук» из эластичного полимерного состава путем заливки и отверждения состава в форму с последующей приклейкой «каблука» на дно камеры либо заливкой и отверждением состава непосредственно на дно (патент Франции 2439174, С 06 В; 2165094, F 42 B).

Их недостатком является необходимость присоплового размещения воспламенительного устройства и последействие, вызванное догоранием топливных трубок в заделке, не позволяющее реализовать требуемую величину импульса тяги в заданном отрезке времени. В снарядах, стабилизируемых вращением, это приводит к нарушениям программы коррекции.

Известны ДУ с зарядами в виде пучка трубок, каждая из которых крепится к несущей пластине, установленной по стыку корпуса с передним дном двигателя, с помощью металлического стержня, склеенного с каналом трубки этил-(ацетил)-целлюлозным клеем, и удерживается шляпкой стержня в отверстии пластины за счет того, что диаметр шляпки больше диаметра отверстия пластины (патент США 3278356, класс 156-294). За счет отсутствия заделки концов топливных трубок в крепящий состав исключается их догорание, что позволяет обеспечить требуемую величину корректирующего импульса в течение заданного времени. Вышеописанный заряд взят прототипом предлагаемого изобретения.

Недостатком прототипа является ограничение по плотности заряжания камеры двигателя (заполнению сечения камеры топливными трубками), поскольку наличие перемычек между отверстиями пластины исключает возможность плотной упаковки трубок.

Другим недостатком является невозможность головного размещения воспламенительного устройства ввиду отсутствия газоходов в несущей пластине из-за перекрытия отверстий шляпками стержней, крепящих элементы заряда.

Технической задачей настоящего изобретения явилось повышение надежности, массового совершенства (плотности заряжания) ДУ коррекции, оптимизация их конструкции и рабочего процесса.

Техническая задача решена путем использования в них вкладного заряда в виде пучка топливных трубок, каждая из которых подвешена на круглой несущей пластине за воспламенительным устройством в головной части двигателя, для чего на несущей пластине во взаимопротивоположных направлениях выполнены сквозные параллельные прорези, в которые помещены цилиндрические штифты, скрепленные с каналом топливной трубки клеевым составом и имеющие шляпку на противоположном конце с диаметром, превышающим ширину прорези несущей пластины.

Существо изобретения поясняется следующими фигурами.

На фиг.1 приведена конструкция ракетного двигателя импульсного блок коррекции.

На фиг.2 показана конструкция штифтов.

На фиг.3 показана несущая пластина для размещения штифтов.

Двигатель включает в себя корпус 1, воспламенительное устройство 2, размещенное в головной части, заряд твердого топлива и расходное сопло 3.

Заряд выполнен в виде пучка тонкосводных трубок 4, каждая из которых подвешена на круглой несущей пластине 5 за воспламенительным устройством 2 и удерживается на ней шляпкой цилиндрического штифта 6, скрепленного с каналом топливной трубки 4 клеевым составом. Штифты, как это показано на фиг.2, могут быть сплошными, или с центральным отверстием, используемым в качестве дополнительного газохода.

Для снижения нагрузки на торцы топливных трубок от перепада давления при срабатывании воспламенительного устройства диаметр уступа штифта, прилегающего к торцу топливной трубки, может быть выполнен диаметром, равным наружному диаметру топливной трубки.

На несущей пластине 5 для размещения штифтов 6 во взаимопротивоположных направлениях выполнены сквозные параллельные прорези шириной h, как это показано на фиг.3.

Число прорезей при этом может быть нечетным (3, 5, 7 ... m, где m - отношение внутреннего диаметра корпуса двигателя и наружного диаметра топливных трубок) и четным (2m).

На основе экспериментальных данных размеры конструктивных элементов двигателя предлагается при этом устанавливать из соотношения:

d/D 0,37V;

h 0,65d,

где d - диаметр шляпки штифта, мм;

D - наружный диаметр топливной трубки, мм;

h - ширина прорези на несущей пластине, мм;

V - объем полости между воспламенительным устройством и несущей пластиной, см3.

Так, например, при V=2 см3 для размещения в корпусе двигателя внутренним диаметром 21 мм пучка 7 топливных трубок получим:

D max 7 мм, который с учетом допусков может быть принят равным 6,9-0,2 мм (Dnom=6,8 мм). Тогда:

d 0,37·2·6,8 5 мм;

h 3,25 мм.

Предлагаемое исполнение несущей пластины 5 и соотношение размеров позволяет:

1) формировать плотные пучки, обеспечивая более высокие плотности заполнения сечения камеры топливом и массовое совершенство двигателя в сравнение с прототипом;

2) сохранить газоходы в несущей пластине и реализовать необходимое в ДУ коррекции головное размещение воспламенительного устройства;

3) повысить надежность функционирования ДУ коррекции за счет исключения аномальных подъемов давления при разрушении топливных трубок в конце горения по сравнению с двигателями-аналогами с зарядом, опирающимся на присопловую диафрагму.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Ракетный двигатель импульсного блока коррекции, содержащий корпус, заряд твердого топлива в виде пучка топливных трубок, удерживаемых на несущей пластине в головной части двигателя шляпкой цилиндрических штифтов, скрепленных с каналом топливных трубок, воспламенительное устройство и расходное сопло, отличающийся тем, что воспламенительное устройство размещено в головной части двигателя, а на несущей пластине для размещения штифтов выполнено во взаимопротивоположных направлениях нечетное количество параллельных прорезей.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что диаметр шляпки штифта и ширина прорези несущей пластины устанавливаются из соотношения

d/D 0,37V;

h 0,65d,

где d - диаметр шляпки штифта, мм;

D - наружный диаметр топливной трубки, мм;

h - ширина прорези на несущей пластине, мм;

V - объем полости между воспламенительным устройством и несущей пластиной, см3.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что штифты выполнены с центральным отверстием.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что диаметр уступа штифта, прилегающего к топливной трубке, выполнен равным наружному диаметру топливной трубки.

www.freepatent.ru

Тонкая подстройка — журнал За рулем

Казалось бы, для правильной работы впрыскового двигателя достаточно обычного лямбда-регулирования, о котором мы не раз говорили, то есть изменения состава рабочей смеси в цилиндрах по сигналу датчика остаточного кислорода в отработавших газах. Но в реальности этого мало — в силу различных причин постепенно меняются и характеристики датчиков, и состояние двигателя, порой нестабильны и показатели топлива. Чтобы избавить от необходимости частых подрегулировок, логично решили, что электронный блок управления должен сам приспосабливаться к подобным переменам. Это назвали «самообучением» системы.

Кроме текущего коэффициента коррекции К, ныне применяются как минимум еще два. Это аддитивная и мультипликативная составляющие коррекции самообучения.

Производители автомобилей и диагностического оборудования различных марок до сих пор не договорились о единых обозначениях параметров — каждый придумывает сокращения по своему вкусу. Мы обозначим аддитивную составляющую коррекции самообучения Кад, а мультипликативную Км. Первая отвечает за работу двигателя при минимальных оборотах холостого хода, вторая — при частичных нагрузках.

Кад принято обозначать в процентах. Обычные пределы его изменения — от —10 до +10%. Км — показатель безразмерный, как и уже известный коэффициент коррекции времени впрыска К. Изменяется Км от 0,75 до 1,25. Предельные значения любого из этих коэффициентов свидетельствуют о значительном отклонении состава смеси от стехиометрии. Если Км станет меньше 0,78 или больше 1,22, система самодиагностики включит в комбинации приборов контрольную лампу «проверь двигатель». Этот же сигнал будет подан, если Кад перевалит за 8-процентный барьер — как в положительную, так и отрицательную сторону. Контроллер зафиксирует коды неисправностей РО171 и РО172 — смесь слишком бедная либо богатая. (Второй символ О в обозначении кода говорит о том, что это общий код согласно протоколу OBD — и расшифровывается одинаково для любого автомобиля).

Зачем же нужны два дополнительных коэффициента? Напомним: текущий коэффициент коррекции К быстро реагирует на постоянно происходящие колебания состава смеси — но этим его роль и исчерпывается. А вот коэффициенты Кад и Км учитывают влияние долговременных, медленно меняющихся факторов, возникших в результате работы двигателя, — например, постепенную потерю им компрессии из-за износа, загрязнение фильтров, чувствительного элемента ДМРВ и т.д.

Рассмотрим изменения коэффициентов на примере. Пока двигатель холодный и лямбда-регулирования нет, текущий коэффициент коррекции К = 1. Режим адаптации еще не работает. Чтобы он включился, должны быть выполнены следующие условия: двигатель прогрет выше +85°С, проработал с момента пуска 10 минут, есть лямбда-регулирование, коэффициент К меняется в положенных узких пределах, то есть 0,98–1,02.

Если двигатель работает с частичной нагрузкой, в дело вступает коэффициент мультипликативной коррекции Км. Блок управления в какой-то момент времени t1 начинает плавно увеличивать параметр адаптации Км. Допустим, он увеличился до 1,01. Смесь стала богаче на 1%. Соответственно, параметр текущей коррекции впрыска К реагирует на это и переходит в диапазон 1,12–1,16 при среднем значении 1,14. Но К еще очень далек от единицы, поэтому блок продолжает увеличивать Км. Это будет продолжаться, пока смесь не вернется к стехиометрии, то есть К = 1,0. К этому моменту Км = 1,15. В итоге блок управления «научился» работать с учетом отклонений в ДМРВ, погрешность которого учтена в результатах адаптации, а коэффициент К коррекции времени впрыска, как и положено, вновь колеблется в пределах 0,98–1,02 — и готов скомпенсировать внезапное обогащение либо обеднение смеси на 25%. Коэффициент Км, в отличие от К, записывается в энергозависимую память контроллера и хранится там даже при выключенном зажигании. При последующих пусках, включая холодные, без лямбда-регулирования, контроллер будет учитывать погрешность ДМРВ.

Аддитивная составляющая коррекции самообучения Кад тоже отслеживает изменения коэффициента К — но лишь при минимальных оборотах холостого хода. Ее размерность — проценты. Изменение состава смеси, определяемое коэффициентом Кад, можно рассчитать по формуле, которую мы представим в упрощенном виде, так как на составе смеси сказываются и другие параметры, которые здесь не рассматриваются. Итак, состав смеси меняется на величину: Кад.100/нагрузка. О параметре нагрузки мы говорили в прошлом материале — для исправного прогретого двигателя на холостом ходу он близок к 20%. Допустим, Кад = 2% — в этом случае состав смеси соответствует 10-процентному обогащению. А если Кад = —5%, то смесь обеднится на 25%. А если двигатель не обкатан? Параметр нагрузки больше, около 25%. В этом случае при Кад = 2% произойдет обогащение смеси на 8%. Как работает эта форма адаптации, рассмотрим на примере.

Допустим, во впускной коллектор подсасывался воздух, обедняя смесь на 10%. Сначала это компенсировал текущий коэффициент коррекции времени впрыска К — он увеличился до 1,1 и этим привел смесь к стехиометрии. Но после включения адаптации получаем: Кад = 2%, а коэффициент К = 1,0.

При повторных пусках блок управления учитывает ранее подкорректированное значение Кад — и даже на режиме прогрева, когда лямбда-регулирования нет, это обеспечивает устойчивую работу двигателя.

...Но вот подсос устранили. Смесь стала богатой. На это сразу отреагирует коэффициент коррекции времени впрыска К — он снизится до 0,9. Топливоподача снизилась на 10%, смесь вернулась к стехиометрии. После включения адаптации Кад начнет уменьшаться, пока коррекция времени впрыска не вернется к величине К = 1,0.

Отметим в заключение: чтобы коэффициенты Км, Кад и время впрыска после устранения неисправности вернулись к номинальным значениям, долго ждать не надо. Достаточно воспользоваться функцией диагностического прибора «сброс адаптаций» или отключить аккумулятор.

Допустим, что Кад = 0, К = 1,0. Это их нейтральные значения. Но вот ДМРВ, например, состарился — и смесь стала на 15% бедней. Блок управления начнет приводить ее к стехиометрии и увеличит подачу топлива на 15%. В этом случае коэффициент К будет колебаться в пределах 1,13–1,17 (среднее значение 1,15). Вот тут и включается процесс адаптации: параметр «базовая адаптация смеси» принимает значение «ДА». Задача адаптации — компенсировать ошибки топливодозирования и вернуть к номинальному значению 1,0 коэффициент К.

Ошибка в тексте? Выделите её мышкой! И нажмите: Ctrl + Enter

www.zr.ru

Применение «Российской концепции импульсной коррекции» для повышения точности ракетного и артиллерийского оружия Текст научной статьи по специальности «Электроника. Радиотехника»

_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «ИННОВАЦИОННАЯ НАУКА» №4/2016 ISSN 2410-6070_

Заключение

В данной статье предложена многослойная технология реализации изделий СВЧ-электроники, таких как направленные ответвители, фазовращатели, фильтры, различного рода делители и сумматоры мощности и т.д. Использование данной технологии, позволяет добиться значительных успехов в достижении массогабаритной минимальности, что наглядно представлено на примере гибридного моста, который реализуется по двум концепциям: традиционной микрополосковой и многослойной. При сохранении равного уровня электрических характеристик, многослойный гибридный делитель занимает объем меньше в 6 раз, чем микрополосковый.

Значительным преимуществом данной технологии является возможность достижения высокой плотности компоновки сложных радиотехнических устройств, использующих изделия СВЧ-электроники. Список использованной литературы

1. Справочник по расчету и конструированию СВЧ полосковых устройств: справочник / С. И. Бахарев, В. И. Вольман, Ю. Н. Либ; под ред. В.И. Вольмана. - М.: Радио и связь, 1982. - 328 с.

2. Малорацкий, Л. Г. Проектирование и расчет СВЧ элементов на полосковых линиях / Л. Г. Малорацкий, Л. Р. Явич. - М., Сов. Радио, 1972. - 232 с.

3. ГОСТ 21702-76 Устройства СВЧ. Полосковые линии - М: Изд-во стандартов, 1977. - 4 с.

4. Фельштейн, А. Л. Синтез четырехполюсников и восьмиполюсников на СВЧ / А. Л. Фельдштейн, Л. Р. Явич. - 2-е изд. - М.: Связь, 1971. - 385 с.

5. Малорацкий, Л. Г. Микроминиатюризация элементов и устройств СВЧ / Л. Г. Малорацкий. - М.: Сов. Радио, 1976. - 216 с.

References

1. Volman V.I. (ed.). Spravochnik po raschetu i konstruirovaniyu SVCH poloskovykh ustroystv [Calculation and Design of Microwave Microstrip Devices]. Moscow, Radio i Svyaz, 1982. 328 p.

2. Maloratsky L.G., Yavitch L.R. Proektirovaniye i raschyot SVCH elementov na poloskovykh liniyakh [Design and Calculation of Microwave Microstrip Elements]. Moscow, Sov. Radio Publ., 1972. 232 p.

3. GOST 21702-76. Ustroistva SVCH. Poloskovye linii [Microwave Devices. Microstrips]. Moscow, Standart Publ. House, 1977. 4 p.

4. Felstein A.L., Yavitch L.R. Sintez chetyrekhpolyusnikhov i vos'mipolyusnikhov na SVCH [The Synthesis of Microwave Quadrupoles and Octupoles]. Moscow, Svyaz Publ., 1971. 385 p.

5. Maloratsky L.G. Mikrominiatyurizatsiya elementov i ustroystv SVCH [Microminiaturization of Microwave Elements and Devices]. Moscow, Sov. Radio Publ., 1976. 216 p.

© Дударев Н.В., Даровских С.Н., 2016

УДК 623.451

В.Н. Зубов

К.т.н., доцент

Факультет «Специальное машиностроение» МГТУ им. Н.Э. Баумана Г. Москва, Российская Федерация

ПРИМЕНЕНИЕ «РОССИЙСКОЙ КОНЦЕПЦИИ ИМПУЛЬСНОЙ КОРРЕКЦИИ» ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ТОЧНОСТИ РАКЕТНОГО И АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ

Аннотация

В статье изложена суть российской концепции импульсной коррекции траектории полета артиллерийских боеприпасов и ракет ^СТС-технология), позволяющая существенно повысить точность

_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «ИННОВАЦИОННАЯ НАУКА» №4/2016 ISSN 2410-6070_

стрельбы. Описано устройство и функционирование мины 3Ф5 «Смельчак», оснащенной импульсными двигателями коррекции. Представлены предложенные российскими предприятиями современные идеи по модернизации существующего неуправляемого артиллерийского и ракетного оружия на базе концепции импульсной коррекции.

Ключевые слова

RCIC-технология, импульсные двигатели коррекции, лазерная головка коррекции, мина, снаряд, ракета,

точность стрельбы.

Основателем российской школы корректируемых самонаводящихся артиллерийских боеприпасов был выпускник МГТУ им. Н.Э. Баумана, лауреат Ленинской премии, Генеральный конструктор и генеральный директор ЗАО Научно-технический комплекс «Автоматизация и механизация технологий» (НТК «Аметех») Вишневский Владимир Серафимович. «Идея создания простого в эксплуатации, технологичного в производстве и эффективного в бою вооружения для меня всегда была актуальна, - вспоминал он. - Поэтому корректируемое вооружение - продукт моих размышлений на эту тему уже с середины 1960-х годов». Эта идея была реализована в инновационной для того времени «российской концепции импульсной коррекции» (в западных публикациях Russian Concept of Impulse Correction - RCIC), приоритет которой подтвержден авторским свидетельством от 16 марта 1967 года.

За 50 лет, прошедших с тех пор, концепция импульсной коррекции получила широкое распространение. Она была реализована не только в снарядах и ракетах, создаваемых российскими предприятиями, но и за рубежом.

Первым российским боеприпасом с импульсной коррекцией была 240-мм мина ЗФ5 «Смельчак», разработанная под руководством В.С. Вишневского. Мина «Смельчак» (рис. 1) представляет собой боеприпас длиной 1,635 м и массой 134 кг. В головной части мины под сбрасываемым баллистическим колпаком расположена оптико-электронная головка коррекции (1) с флюгерным устройством, блок электроники (2) и элементы взрывателя. Флюгерное устройство имеет четыре аэродинамические поверхности, которые при взаимодействии с набегающим потоком воздуха ориентируют головку по направлению вектора скорости мины, что не позволяет головке потерять цель из поля зрения. Далее следует осколочно-фугасная боевая часть (3), которая содержит 21,4 кг многокомпонентного взрывчатого вещества, соответствующего 32 кг тротила. Взрыватель мины можно установить на замедленный или мгновенный подрыв. За боевой частью расположен блок из шести камер твердотопливных импульсных двигателей коррекции (5). Камеры двигателей коррекции расположены параллельно друг другу. Каждые две камеры объединены одним общим соплом. Пороховые газы через клапан выходят в одно общее для двух двигателей сопло (4). Три сопла корректирующих двигателей радиально расположены на поверхности корпуса мины под углом 120° относительно друг друга и смещены назад относительно центра масс мины. В хвостовой части мины расположены шесть стальных стабилизаторов (6).

Для наведения мины на цель передовая разведывательная группа из трех человек выдвигается в район цели, находит цель и устанавливает на ней перекрестие прицела переносного лазерного целеуказателя-дальномера. На огневой позиции производится выстрел миной «Смельчак». Во время полета мины перед началом участка коррекции с неё сбрасывается баллистический колпак, обнажается лазерная головка коррекции и раскрываются аэродинамические плоскости флюгерного устройства. На последних 2-3 секундах полета мины целеуказатель-дальномер самостоятельно переключается в режим целеуказания, и цель подсвечивается импульсами лазерного излучения в невидимом глазу диапазоне длин волн. В это время головка коррекции мины улавливает отраженный от цели лазерный луч и выдает команды на запуск какого-либо одного из шести двигателей коррекции. При истечении

Рисунок 1 - 240-мм мина 3Ф5 «Смельчак»

_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «ИННОВАЦИОННАЯ НАУКА» №4/2016 ISSN 2410-6070_

пороховых газов через сопло двигателя коррекции возникает поперечная сила тяги, которая разворачивает и смещает мину на траектории в сторону уменьшения промаха. Если величина промаха не выбрана полностью, то с головки и электронного блока дается сигнал на срабатывание второго двигателя и т.д. (рис. 2).

Круговое вероятное отклонение мины «Смельчак» составляет 1,8 м во всём диапазоне дальностей стрельбы от 1,5 до 9,2 км, что считается высоким показателем точности для артиллерийских боеприпасов.

Мина «Смельчак» обладала эксплуатационной безопасностью, высокой надежностью, низкой стоимостью, высокой точностью и прекрасно зарекомендовала себя в боевых условиях в Афганистане. Успех коллектива сотрудников под руководством B.C. Вишневского был отмечен сразу пятью премиями: Ленинской, Государственной и денежными премиями трех степеней совета министров СССР. Участникам разработки вручено 200 орденов и медалей.

Концепция импульсной коррекции траектории, используемая в мине «Смельчак», реализована также в 152-мм корректируемом снаряде 3ОФ38 «Сантиметр» и их модификациях - мине «Смельчак-М», модернизированном 152-мм снаряде 3ОФ75 «Сантиметр-М» (рис. 3) и его экспортном варианте 155-мм снаряде «Сантиметр-1». Все эти боеприпасы предназначены для поражения бронетанковой техники, пусковых установок, долговременных оборонительных сооружений, мостов и переправ. Снаряд «Сантиметр» успешно применялся в Афганистане и во время первой войны в Чечне.

На базе RCIC-технологии специалистами ЗАО НТК «Аметех» было предложено модернизировать существующие в России неуправляемые артиллерийские и авиационные боеприпасы для повышения их боевой эффективности до уровня высокоточного оружия, а также создать новые.

Так, предлагалось создать корректируемые боеприпасы для стрельбы из отечественных танковых и противотанковых пушек калибром 100-125 мм на дальности до 5 км. Прорабатывались возможности создания комплекса «Бета» для 120-мм миномета и комплекса «Фирн-1» для 130-мм пушки М-46. Для ракет 122-мм реактивной системы залпового огня «Град» предлагался комплекс импульсной коррекции «Угроза-1М» с пассивным/полуактивным лазерным наведением. Предлагалось разработать 120-мм корректируемый артиллерийский снаряд для зарубежных танковых пушек.

В области авиационного вооружения разработчики ЗАО НТК «Аметех» предложили модернизировать существующие авиационные неуправляемые ракеты С-5, С-8, С-13, и создать на их основе комплекс корректируемого авиационного вооружения «Угроза» для поражения точечных целей. По замыслу разработчиков, ракеты должны иметь отделяемый самонаводящийся модуль с импульсными двигателями коррекции (рис. 4). Такая модернизация позволит увеличить дальность эффективного применения оружия в 3-5 раз.

Технология импульсной коррекции получила дальнейшее развитие и на других российских предприятиях. Так, ОАО «НПО «Сплав» (г. Тула) в середине 2000-х гг. предложил свой вариант корректируемой 80-мм авиационной ракеты С-8КОР1 (рис. 5). Ракета С-8КОР1 оснащена полуактивной лазерной ГСН и блоком импульсных двигателей коррекции.

Таким образом, под руководством выдающегося отечественного конструктора В.С. Вишневского была предложена и отработана RCIC-технология, позволяющая в очень короткий промежуток времени буквально «бросить» боеприпас в сторону цели и устранить промах при минимальном времени подсветки цели лазером.

МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «ИННОВАЦИОННАЯ НАУКА» №4/2016 ISSN 2410-6070

Рисунок 4 - Макет отделяемого самонаводящегося модуля ВМ-8 ракеты С-8Кор. НТК «Аметех»

Рисунок 5 - Макет модифицированной 80-мм авиационной ракеты С-8КОР1 (справа). НПО «Сплав»

По мнению В.С. Вишневского, <ЖСГС-технология является устойчивой базой для низкозатратной модернизации обычного артиллерийского и бомбового вооружения в обеспечении повышения его эффективности до уровня специализированного высокоточного оружия в интересах укрепления военного могущества Вооруженных сил нашей страны и успешной конкуренции на международном рынке вооружений».

© Зубов В.Н., 2016

УДК:502.55:621.57 (043)

Калыбек уулу М старший преподаватель

Кыргызского Государственного университета строительства, транспорта и архитектуры им. Н.

Исанова.

г. Бишкек, Кыргызская Республика И. Абдурасулов доктор технических наук, профессор заведующий кафедры «Инженерные сети и оборудование зданий» Кыргызско - Российского

Славянского университета им.Б.Н.Ельцина.

г. Бишкек, Кыргызская Республика К.К. Бейшекеев доктор технических наук

заместитель директора отдела реализации проекта Департамента водного хозяйства и мелиорации

Кыргызской Республики г. Бишкек, Кыргызская Республика

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ГОМОГЕННЫХ ЗАРЯДОСЕЛЕКТИВНЫХ МЕМБРАН В ЭЛЕКТРОДИАЛИЗНЫХ АППАРАТАХ ДЛЯ УДАЛЕНИЯ ОДНОЗАРЯДНЫХ КАТИОНОВ

Аннотация

В статье приведены способы получения заряд селективных электромембран для опреснения соляноватых вод для целей орошения, которые позволяют удаления однозарядных катионов.

cyberleninka.ru


Смотрите также