К О С М И Ч Е С К А Я 4(31)
ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

2020

октябрь–декабрь

Научно-технический журнал
Журнал выходит ежеквартально

Выпускается с 2013 г.

Главный редактор
член-корр. РАН Соловьев В.А.

Заместитель главного редактора
дтн, профессор Синявский В.В.

Редакционная коллегия
Дфмн Алексеев А.К., академик РАН Алифанов О.М., дтн, профессор Беляев М.Ю.,
дтн, профессор Борзых С.В., академик РАН Зеленый Л.М., дтн, профессор Зубов Н.Е.,
академик РАН Коротеев А.А., член-корр. РАН Кудрявцев Н.Н., дтн Михайлов М.В.,
дмн Мухамедиева Л.Н., академик РАН Пешехонов В.Г., дтн Платонов В.Н.,
академик РАН Попов Г.А., дтн, профессор Рачук В.С., дтн, профессор Салмин В.В.,
дтн, профессор Сапожников С.Б., дтн, профессор Соколов Б.А., дтн Сорокин И.В.,
дтн Улыбышев Ю.П., академик РАН Федоров И.Б., дтн, профессор Филин В.М.,
дтн, профессор Чванов В.К., дтн, профессор Ярыгин В.И.
Содержание
05.07.02 Проектирование, конСтрукция
и ПроизводСтво летательных аППаратов

Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Бакланов А.И., Стратилатов Н.Р., Абрашкин В.И.,
Космодемьянский Е.В., Ткаченко С.И., Салмин В.В., Ткаченко И.С., Сафронов С.Л.
Основные проектные характеристики малых космических аппаратов научного и прикладного назначений на базе унифицированной платформы «Аист-2» ............................................................... 5
Андрейчук П.О., Аракчеев Д.В., Бобе Л.С., Железняков А.Г., Кочетков А.А.,
Романов С.Ю., Сальников Н.А. Применение центробежной вакуумной дистилляции для
регенерации воды из урины и санитарно-гигиенической воды на космической станции ................. 21
Милованов В.А., Гордяев А.С. Обеспечение отказоустойчивости пилотируемых
транспортных кораблей «Союз МС» .................................................................................................................. 32
Рассказов Я.В., Чернышев И.Е., Кобец В.Д. Ограничитель скорости выдвижения кольца
упруго-адаптивного периферийного стыковочного механизма .................................................................... 44
05.07.03 ПрочноСть и теПловые режимы
летательных аППаратов

Софинский А.Н. Напряжённо-дефомированное состояние упругого слоя при локальном нагружении .......... 56
05.07.06 наземные комПлекСы, Стартовое оборудование,
экСПлуатация летательных аППаратов

Кириллов А.С., Пышко А.П., Романенко А.А., Ярыгин В.И. Реакторный исследовательскоиспытательный комплекс .......................................................................................................................................... 69
05.07.07 контроль и иСПытание
летательных аППаратов и их СиСтем

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О., Ломако А.А.,
Бручковская С.И. Методики полётных калибровок спутниковой спектральной аппаратуры ............. 80

Марков А.В., Коношенко В.П., Чурило И.В., Чурило О.В., Соколов В.Г., Горбенко А.В.,
Буслов Е.П., Устинов В.В., Фельдштейн В.А., Скалкин А.С. Экспериментальная
отработка на борту Российского сегмента МКС прототипа системы оперативного определения координат пробоя гермооболочки космической станции ................................................... ..... 91
05.13.01 СиСтемный анализ, уПравление
и обработка информации (техничеСкие науки)

Воронин Ф.А. Информационно-управляющая система Российского сегмента Международной
космической станции ................................................................................................................................................. 104
к иСтории Создания уникальных
коСмичеСкой техники и технологий

Синявский В.В. Обзор разработок и исследований в РКК «Энергия» магнитоплазмодинамических
электроракетных двигателей большой мощности ...................................................................................... 112

Журнал является
рецензируемым изданием
• мнение редакции не всегда совпадает
с точкой зрения авторов статей
• журнал не содержит рекламы
• рукописи не возвращаются
• при перепечатке материалов ссылка
на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна
• плата с аспирантов за публикацию
статей не взимается

Учредитель
ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’
имени С.П. Королёва»
Журнал зарегистрирован в Федеральной службе
по надзору в сфере связи, информационных технологий и массовых коммуникаций. Свидетельство
ПИ № ФС 77-71922 от 13 декабря 2017 г.
© ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’
имени С.П. Королёва»
Журнал «Космическая техника и технологии» включен в РИНЦ согласно договору с НЭБ № 315-05/2014
от 20.05.2014 г.

Журнал «Космическая техника и технологии с 29.05.2017 г. входит в Перечень рецензируемых научных
изданий ВАК Минобрнауки РФ.
Электронную версию журнала «Космическая техника и технологии» можно найти на сайте
http://www.energia.ru/ktt/index.html

SPACE ENGINEERING 4(31)
A N D T E C H N O LO G Y

2020

October – December

Scientific and Technical Journal
Published quarterly

Published since 2013

Editor-in-chief
RAS Corresponding member Soloviev V.A.

Deputy Editors-in-chief
Dr.Sci.(Eng.), Professor Sinyavskiy V.V.

Editorial Advisory Board
Dr.Sci.(Phys.-Math.) Alekseev A.K., RAS academician Alifanov O.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Belyaev M.Yu.,
Dr.Sci.(Eng.), Professor Borzykh S.V., RAS academician Zeleny L.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Zubov N.Ye.,
RAS academician Koroteev А.А., RAS Corr. member Kudryavtsev N.N., Dr.Sci.(Eng.) Mikhaylov M.V.,
Dr.Sci.(Med.) Mukhamedieva L.N., RAS academician Peshekhonov V.G., Dr.Sci.(Eng.) Platonov V.N.,
RAS academician Popov G.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Rachuk V.S., Dr.Sci.(Eng.), Professor Salmin V.V.,
Dr.Sci.(Eng.), Professor Sapozhnikov S.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sokolov B.A., Dr.Sci.(Eng.) Sorokin I.V.,
Dr.Sci.(Eng.) Ulybyshev Yu.P., RAS academician Fedorov I.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor Filin V.M.,
Dr.Sci.(Eng.), Professor Chvanov V.K., Dr.Sci.(Eng.), Professor Yarygin V.I.

CONTENTS
05.07.02 FlyiNg vEhiClES ENgiNEEriNg,
dESigN aNd maNuFaCTuriNg

Kirilin A.N., Akhmetov R.N, Baklanov A.I., Stratilatov N.R., Abrashkin V.I.,
Kosmodemyansky E.V., Tkachenko S.I., Salmin V.V., Tkachenko I.S., Saf ronov S.L.
Main design characteristics of small scientific and applied-purpose spacecraft based
on the Aist-2 unified platform ................................................................................................................................ 5
Andreychuk P.O., Arakcheev D.V., Bobe L.S., Zheleznyakov A.G., Kochetkov A.A.,
Romanov S.Yu., Salnikov N.A. Use of rotary vacuum distillation for water recovery
from urine and hygiene water aboard the space station ............................................................ ...... 21
Milovanov V.A., Gordyaev A.S. Assuring fault tolerance of the Soyuz MS manned
transport spacecraft ....................................................................................................................................................... 32
Rasskazov Ya.V., Chernyshev I.E., Kobets V.D. Extension velocity limiter for the ring
of an elastically adaptive peripheral docking mechanism .................................................................... ..... 44
05.07.03 FlyiNg vEhiClES STrENgTh
aNd ThErmal ENvirONmENTS

Sof inskiy A.N. Strain-stress behaviour of elastic layer in local loading ...................................... ..... 56
05.07.06 grOuNd FaCiliTiES, lauNChiNg EquipmENT,
OpEraTiON OF FlyiNg vEhiClES

Kirillov А.S., Pyshko A.P., Romanenko A.A., Yarygin V.I. The reactor research and test facility ............ 69
05.07.07 ChECkiNg aNd TESTiNg
FlyiNg vEhiClES aNd ThEir SySTEmS

Katkovsky L.V., Belyaev B.I., Siliuk V.O., Litvinovich G.S., Martinov A.O., Lamaka A.A.,
Bruchkovskaya S.I. Procedures for in-flight calibration of satellite spectral equipment ............ 80

Markov A.V., Konoshenko V.P., Churilo I.V., Churilo O.V., Sokolov V.G., Gorbenko A.V.,
Buslov E.P., Ustinov V.V., Feldstein V.A., Skalkin A.S. Experimental development onboard
the ISS Russian segment of the prototype system for quick localization of a puncture
in the space station pressure shell ......................................................................................................................... 91
05.13.01 SySTEmS aNalySiS, CONTrOl
aNd daTa prOCESSiNg (ENgiNEEriNg)

Voronin F.A. Information control system of the Russian segment of the International Space Station .......... ... 104
TOwardS hiSTOry OF dEvElOpmENT
OF uNiquE SpaCE hardwarE aNd TEChNOlOgiES

Sinyavskiy V.V. A review of high-power magnetoplasmodynamic electric propulsion designs and
studies of RSC Energia ......................................................................................................................................... ... 112

The journal is a peer-reviewed publication
• the editorial opinion does not always
coincide with the viewpoints of the contributors
• the journal does not contain any advertising
• manuscripts are not returned
• no material can be reprinted without
a reference to the SPACE ENGINEERING AND
TECHNOLOGY journal
• postgraduate students are not charged
for the publication of their papers

Founder
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia
The journal is registered with the Russian Federal
Surveillance Service for Mass Media and Communications.
Certiicate ПИ №ФС 77-71922 dated December 13, 2017.
© S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia
The Space Engineering and Technology journal is included
in the Russian Science Citation Index in accordance
with the contract with SEL (Scientiic Electronic
Library) No. 315-05/2014 dated May 20, 2014.

The Space Engineering and Technology journal has been on the List of Peer-Reviewed Scientiic Publications
of the State Commission for Academic Degrees and Titles of the Russian Federation Education and Science Ministry
since May 29, 2017
The electronic version of our journal Space Engineering and Technology can be found at
http://www.energia.ru/ktt/index.html

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

УДК 629.783.01.021

оСновные Проектные характериСтики
малых коСмичеСких аППаратов
научного и Прикладного назначений
на базе унифицированной Платформы «аиСт-2»
© 2020 г. кирилин а.н.1, ахметов р.н.2, бакланов а.и.2, Стратилатов н.р.2,
абрашкин в.и.1, космодемьянский е.в.3, ткаченко С.и.1,
Салмин в.в.1, ткаченко и.С.1, Сафронов С.л.1
Самарский национальный исследовательский университет
имени академика С.П. Королёва (Самарский университет)
Московское шоссе, 34, г. Самара, Российская Федерация, 443086, e-mail: ssau@ssau.ru
1

Акционерное общество «Ракетно-космический центр «Прогресс» (АО «РКЦ «Прогресс»)
Ул. Земеца, 18, г. Самара, Российская Федерация, 443009,
e-mail: mail@samspace.ru

2

Акционерное общество ОКБ «Факел» (ОКБ «Факел»)
Московский пр-т, 181, г. Калининград, Российская Федерация, 236001,
e-mail: info@fakel-russia.com
3

Представлено описание унифицированной платформы малого космического
аппарата «АИСТ-2», предназначенной для размещения различных видов научной
аппаратуры, аппаратуры дистанционного зондирования Земли, бортовых обеспечивающих систем. Приводится описание конструкции унифицированной платформы,
основных бортовых систем, наземных средств управления, получения и обработки информации. Представлены результаты проектных проработок, создания
и эксплуатации малых космических аппаратов, построенных на базе унифицированной платформы «АИСТ-2». Подробно описаны конструкция, бортовой
состав, технические характеристики и результаты функционирования первого
в линейке малого космического аппарата — «АИСТ-2Д», запуск которого состоялся 28.04.2016 г. в рамках первой пусковой кампании с космодрома «Восточный»
ракетой-носителем «Союз-2.1а» с блоком выведения «Волга». Описаны результаты
проектных
исследований
по
созданию
перспективных
малых
космических
аппаратов на базе платформы «АИСТ-2», способных функционировать в составе
космической системы мониторинга.
Ключевые слова: малый космический аппарат, унифицированная платформа, проектный облик, дистанционное зондирование Земли, аппаратура
для стереоскопической съёмки, электроракетная двигательная установка.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-5-20

maiN dESigN CharaCTEriSTiCS
OF Small SCiENTiFiC aNd appliEd-purpOSE
SpaCECraFT BaSEd ON ThE aiST-2
uNiFiEd plaTFOrm
kirilin a.N.1, akhmetov r.N.2, Baklanov a.i.2, Stratilatov N.r.2,
abrashkin v.i.1, kosmodemyansky E.v.3, Tkachenko S.i.1,
Salmin v.v.1, Tkachenko i.S.1, Safronov S.l.1
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

5

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

Samara National Research University (Samara University)
34 Moskovskoe shosse, Samara, 443086, Russian Federation,
e-mail: ssau@ssau.ru
1

Joint Stock Company Space Rocket Center Progress (JSC SRC Progress)
18 Zemetsa str., Samara, 443009, Russian Federation,
e-mail: mail@samspace.ru

2

Experimental design bureau Fakel (EDB Fakel)
181 Moskovsky pr-t, Kaliningrad, 236001, Russian Federation,
e-mail: info@fakel-russia.com
3

The description of the unified platform of small spacecraft AIST-2 is presented.
The platform is intended to accommodate various types of science equipment, Earth
remote sensing equipment and onboard support systems. The description of the unified
platform design, main onboard systems, ground control facilities, data acquisition
and processing is given. The results of design studies, construction and operation
of small spacecraft built on the basis of the AIST-2 unified platform are presented.
The design, onboard composition, technical characteristics and results of operation
of the first small spacecraft in the line – AIST-2D which it was launched on April 28,
2016 in the scope of the first launch campaign from the Vostochny Cosmodrome
by the Soyuz-2.1a launch vehicle with the Volga ascent unit are described in detail.
The results of design studies on the development of advanced small spacecraft based
on the AIST-2 platform capable of functioning as part of the space monitoring
system are described.
Key words: small spacecraft, unified platform, design configuration, remote
sensing of the Earth, stereoscopic image equipment, electro-rocket propulsion system.

кирилин а.н.

коСмодемьянСкий е.в.

ахметов р.н.

ткаченко С.и.

бакланов а.и.

Салмин в.в.

Стратилатов н.р.

абрашкин в.и.

ткаченко и.С.

Сафронов С.л.

КИРИЛИН Александр Николаевич — доктор технических наук,
научный руководитель НИИ космического машиностроения Самарского университета,
e-mail: sputnik@ssau.ru
KIRILIN Aleksandr Nikolaevich — Doctor of Science (Engineering),
Scientiic Director of the Institute of Space Engineering at Samara University,
e-mail: sputnik@ssau.ru
6

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

АХМЕТОВ Равиль Нургалиевич — доктор технических наук,
первый заместитель генерального директора – генеральный конструктор АО «РКЦ «Прогресс»,
e-mail: mail@samspace.ru
AKHMETOV Ravil Nurgalievich — Doctor of Science (Engineering),
First Deputy General Director – General Designer of JSC SRC Progress,
e-mail: mail@samspace.ru
БАКЛАНОВ Александр Иванович — кандидат технических наук,
заместитель генерального директора – директор филиала – главный конструктор филиала
АО РКЦ «Прогресс» – НПП «ОПТЭКС», e-mail: optecs@samspace.ru.
BAKLANOV Aleksandr Ivanovich — Candidate of Science (Engineering),
Deputy General Director – Branch Director – General Designer of Branch
of JSC SRC Progress – OPTEKS, e-mail: optecs@samspace.ru.
СТРАТИЛАТОВ Николай Ремирович — кандидат технических наук,
главный конструктор – начальник отделения проектных и научно-исследовательских
разработок космических комплексов и аппаратов АО «РКЦ «Прогресс»,
e-mail: mail@samspace.ru
STRATILATOV Nikolay Remirovich — Candidate of Science (Engineering),
Chief designer – Head of Division of Design and Research Development
of spacecraft at JSC SRC Progress,
e-mail: mail@samspace.ru
АБРАШКИН Валерий Иванович — кандидат технических наук,
доцент кафедры космического машиностроения Самарского университета,
e-mail: sputnik@ssau.ru
ABRASHKIN Valeriy Ivanovich — Candidate of Science (Engineering),
Assistant professor of Department of Space Engineering at Samara University,
e-mail: sputnik@ssau.ru
КОСМОДЕМЬЯНСКИЙ Евгений Владимирович — кандидат технических наук,
генеральный конструктор ОКБ «Факел», e-mail: info@fakel-russia.com
KOSMODEMYANSKY Evgeniy Vladimirovich — Candidate of Science (Engineering),
General Designer of EDB «Fakel», e-mail: info@fakel-russia.com
ТКАЧЕНКО Сергей Иванович — доктор технических наук, профессор
TKACHENKO Sergey Ivanovich — Doctor of Science (Engineering), Professor
САЛМИН Вадим Викторович — доктор технических наук, профессор,
директор НИИ космического машиностроения Самарского университета,
e-mail: sputnik@ssau.ru
SALMIN Vadim Viktorovich — Doctor of Science (Engineering), Professor,
Director of the Research Institute of Space Engineering at Samara University,
e-mail: sputnik@ssau.ru
ТКАЧЕНКО Иван Сергеевич — кандидат технических наук,
доцент кафедры космического машиностроения Самарского университета,
e-mail: innovatore@mail.ru
TKACHENKO Ivan Sergeevich — Candidate of Science (Engineering),
Assistant professor of Department of Space Engineering at Samara University,
e-mail: innovatore@mail.ru
САФРОНОВ Сергей Львович — кандидат технических наук,
доцент кафедры космического машиностроения Самарского университета,
e-mail: saf_kos@mail.ru
SAFRONOV Sergey Lvovich — Candidate of Science (Engineering),
Assistant professor of Department of Space Engineering at Samara University,
e-mail: saf_kos@mail.ru
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

7

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

введение
Современные тенденции в развитии
технологий дистанционного зондирования
Земли (ДЗЗ) направлены на повышение
эффективности космических средств
мониторинга за счет улучшения пространственного разрешения целевой
аппаратуры (ЦА), увеличения полосы
обзора и оперативности доставки информации. Потребители информации нуждаются в уменьшении периодичности
обновления снимков земной поверхности, а в перспективе — в создании технологий потокового видеоизображения.
Одновременно важным требованием
является снижение массы космических
аппаратов (КА) ДЗЗ, сокращение сроков проектирования, изготовления и отработки КА, снижение стоимости за счёт
перехода от создания единичных образцов к линейке КА. Эта цель может
быть достигнута путем внедрения современных методов и технологий проектирования, изготовления и отработки
КА, перехода к концепции унифицированных платформ (УП) с максимальной
степенью заимствования проектных
и технологических решений. Повышение
эффективности космических средств
мониторинга достигается также путём
объединения совокупности однотипных
КА ДЗЗ в космическую систему, функционирующую на основе принципов
гибкого управления и самоорганизации.
1. унифицированная платформа малого
космического аппарата дистанционного
зондирования земли «аиСт-2»
1.1. Современные подходы к созданию
малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли на базе
унифицированных платформ
Современные технологии предусматривают создание малых космических
аппаратов (МКА) на платформенных
принципах, унификацию бортового
и наземного оборудования, рациональное
использование имеющегося научнотехнического задела и новых разработок
бортовой аппаратуры (БА), широкое
использование средств автоматизированного проектирования.
Платформа МКА представляет собой
унифицированный конструктив с составом бортовых обеспечивающих систем,
предоставляющий необходимые условия
8

для функционирования различной ЦА
с близкими эксплуатационными требованиями и предназначенный для создания
на его базе ряда КА.
Создание КА на базе УП широко
применяется отечественными и зарубежными организациями. Использование
платформ имеет ряд преимуществ по
сравнению с индивидуальным изготовлением КА:
• уменьшение расходов на проектирование в связи с серийностью производства и возможностью распределения
стоимости
проектирования
платформы
между всеми спутниками серии;
• увеличение
надёжности
спутников из-за многократных проверок и отработок конструкции и обеспечивающих
систем платформы;
• уменьшение времени производства
спутников до 18–36 месяцев;
• унификация
наземного
испытательного оборудования.
Платформы КА разработки Airbus
Defense and Space (AstroBus-S, AstroBus-L,
Xpress) и Surrey Satellite Technology
Limited (SSTL-300, SSTL HIGH LEO) [1]
имеют
типовые
структуры,
содержат
в себе результаты современных достижений в области проектирования МКА
(конструктивно-компоновочная схема,
модульность, состав и принципы работы
обеспечивающих систем, интерфейсы,
материалы и пр.). В концепции платформ заложены принципы адаптации
обеспечивающей аппаратуры под требования ЦА.
В проекте УП должны быть предусмотрены механические, тепловые, электрические, информационные интерфейсы
для адаптации ЦА. Должна быть возможность в некоторой степени корректировать состав обеспечивающих систем УП в соответствии с требованиями
различной ЦА.
Как показала практика, реализация
УП позволяет существенно повысить
скорость формирования и возобновляемость систем ДЗЗ, сократить сроки
создания новых типов КА, на порядок
уменьшить затраты на их производство
и эксплуатацию.
Важным фактором успешной реализации проекта является также максимальное использование информационных
технологий, таких, например, как технологии параллельного нисходящего проектирования, базирующиеся на решениях
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

САПР Creo Elements/Pro и системе управления инженерными данными Windchill 1.0.
1.2. Конструкция и бортовые обеспечивающие системы унифицированной
платформы малого космического
аппарата «АИСТ-2»
Конструкция платформы. В целях
обеспечения простоты и высокой технологичности конструкции форма корпуса
УП выбрана в виде прямоугольного
параллелепипеда. На классической силовой раме, сваренной из алюминиевого
сплава, закреплены силовые трёхслойные панели (материал В95 [2]) с термоплатами для размещения БА с вклеенными закладными элементами (резьбовые
и гладкие втулки из материала Д16 [2])
и тепловыми трубами системы терморегулирования (материал АД31 [2]).
Для проведения работ с изделием
две боковые сотопанели предусмотрены
съёмными с возможностью их поворота
после предварительного отведения от
корпуса. На панелях с внешней стороны
размещены антенные устройства, датчики системы управления движением,
солнечные батареи. Конструкция рамы
имеет ряд монтажных отверстий, существенно упрощающих установку промежуточной силовой панели и юстировку
ЦА. Конструктивно-компоновочная схема обеспечивает простоту компоновки
и проведения работ с изделием. Схема
технологического членения УП «АИСТ-2»
представлена на рис. 1.
Бортовая система контроля и управления. Система управления УП построена на основе бортовой системы контроля и управления (БСКУ) разработки
ООО «НИЛАКТ РОСТО» (г. Калуга) [3].
Данная аппаратура представляет собой
полноценный бортовой комплекс управления КА. Функционально она содержит
систему телеметрических измерений,
центральное вычислительное устройство,
навигационную аппаратуру, систему поддержания бортовой шкалы времени,
радиолинию управления, систему управления терморегулированием, систему раздачи питания, систему раздачи команд.
Управление МКА, создаваемым на
основе УП, в орбитальном полёте осуществляется по однопунктной технологии
на основе программно-временн́го
метода управления. Управление реализуется путём ежесуточных (до трёх раз
в сутки) сеансов закладки на спутник
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

рабочих программ, содержащих массивы
исходных данных и команд управления
бортовой обеспечивающей и целевой
аппаратуры, их обработку на борту средствами БСКУ и выдачу необходимых
команд управления и исходных данных
в БА в режимах реального и назначенного
времени исполнения.

Рис. 1. Схема технологического членения УП «АИСТ-2»:
1 — устройство отделения; 2 — солнечная батарея;
3 — прибор ориентации по Земле; 4 — моноблок бортовой
системы контроля и управления (БСКУ); 5 — антенна
радиопередачи целевой информации; 6 — передающее
антенное устройство БСКУ; 7 — электромагнит; 8 —
приёмное антенное устройство БСКУ; 9 — бортовая аппаратура контроля, управления и регулирования;
10 — аккумуляторная батарея; 11 — универсальная многофункциональная вычислительная система; 12 — одноосный
измеритель угловых скоростей, 13 — оптическая головка;
14 — двигатель-маховик; 15 — оптический солнечный датчик;
16 — передающее антенное устройство БСКУ; 17 — навигационная антенна потребителя; 18 — солнечный датчик

Система управления движением. Управление движением МКА вокруг центра
масс обеспечивается оригинальной системой
управления движением (СУД), созданной
специалистами АО «РКЦ «Прогресс»
и являющейся одной из ключевых. В состав СУД введена управляющая многофункциональная вычислительная система
разработки НПП «Антарес» [3], обеспечивающая вычислительные средства
в решении задач ориентации и стабилизации, коммутацию питания, выдачу
команд управления, сбор и обработку
телеметрии средств СУД. За счёт внедрения новых подходов система реализована как автономная с минимальным
количеством внешних информационноуправляющих связей. СУД УП решает
следующие функциональные задачи:
9

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

• гашение угловых скоростей после отделения МКА и при повторных
приведениях изделия в ориентированное положение;
• приведение МКА в солнечную
ориентацию и обеспечение одноосной
солнечной ориентации;
• приведение МКА в ориентированное в орбитальной системе координат
(ОСК) положение без использования
информации о программе управления
угловым движением с использованием
информации прибора ориентации по Земле
или звёздного датчика;
• осуществление программных поворотов для быстрого перевода МКА
из солнечной ориентации в ориентацию
в ОСК и обратно.
СУД обеспечивает:
точность ориентации в ОСК:
– по угловому положению
(с использованием прибора
ориентации по Земле)
не хуже 10′;
(с использованием
звездного датчика)
не хуже 2′;
– по угловой скорости
не хуже 0,001 °/с;
динамические характеристики:
– максимальная угловая
скорость
1,0 °/с;
– максимальное угловое
ускорение
0,015 °/с2.
В составе СУД использован комплекс
управляющих двигателей-маховиков разработки АО «НИИ командных приборов»,
а также четыре отдельных волоконнооптических гироскопа, не объединённых
в один прибор (ни конструктивно, ни
программно) [3]. Это решение позволило
снизить массу и стоимость СУД, оставив
точностные характеристики определения
ориентации и стабилизации на уровне
полноразмерных КА.
Магнитная система сброса кинетического момента реализована с использованием высокоэффективных
алгоритмов и бортового программного
обеспечения.
Применён инновационный звёздный
датчик мБОКЗ-2 [4], основанный на
современной КМОП-матрице (впервые
использована на КА в составе звёздного датчика) форматом 2048×2048 пикс
и являющийся прибором лёгкого класса,
не
уступающим
по
характеристикам
большим приборам на ПЗС-матрицах.
Датчик мБОКЗ-2 состоит из двух выносных оптических головок и блока обработки данных.
10

Система электропитания. В системе
электропитания (СЭП) реализованы
следующие инновационные решения:
• применена самая современная
на текущий момент батарея солнечная
(БС), состоящая из арсенид-галлиевых
трехкаскадных фотоэлектронных преобразователей, закреплённых на углепластиковом интегральном каркасе;
• применена одна литий-ионная
аккумуляторная батарея (АБ) ёмкостью
80 А·ч со встроенным устройством выравнивания напряжений аккумуляторов;
• СЭП выполнена по параллельной
структурной схеме с одним электронным преобразователем — регулятором
избыточной мощности БС (регуляторы
заряда и разряда АБ отсутствуют, но
при этом работа АБ и БС обеспечивается за счет согласования их
характеристик, а выходное напряжение
СЭП обеспечивается за счёт стабильных зарядно-разрядных вольтамперных
характеристик АБ);
• контроль и управление СЭП
и её элементов осуществляется микропроцессорным блоком автоматики,
связанным с БСКУ по шине CAN.
Система электропитания обеспечивает
электропитание бортовой аппаратуры
гарантируемой среднесуточной мощностью не менее 285 Вт на конец
третьего года работы аппарата.
В системе расфиксации панелей БС
применены безударные устройства —
тепловые чеки и пружинные фиксаторы.
После подачи напряжения на тепловую
чеку и освобождения фиксаторов
осуществляется отвод (поворот) всего
пакета створок от корпуса КА, затем
после поворота пакета на угол более
70° расфиксируется узел вращения
средней створки, а после её поворота —
и узел вращения концевой створки.
Таким образом осуществляется управляемое
раскрытие
БС,
исключающее
соударение и уменьшающее возмущающие воздействия на МКА. В каждом
узле поворота установлены контактные
телеметрические датчики, замыкающие
свои контакты после полной фиксации
каждой створки в раскрытом положении.
Система обеспечения теплового режима построена на использовании панелей
с внутренними и наружными тепловыми
трубами (ТТ); тепловых труб БА; контурных тепловых труб; цифровых термометров и плёночных электронагревателей,
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

управляемых контроллером теплового
режима, который конструктивно входит
в БСКУ.
Для обеспечения отвода тепла от
мест установки тепловыделяющей БА
применяются панели со встроенными
ТТ, располагаемыми параллельно продольной оси изделия. Шаг между ТТ
выбран, исходя из величины тепловыделения и значения плотности теплового
потока от размещаемой на ней БА.
В состав панелей входят коллекторн ы е Т Т, р а с п о л а г а е м ы е н а о д н о й
из наружных поверхностей панели
перпендикулярно внутренним ТТ. Они
обеспечивают распределение тепловой
нагрузки по поверхности панелей.
Контурные тепловые трубы предназначены для перераспределения теплового
потока между панелями.
Поглощение тепловой нагрузки, получаемой от БА, обеспечивается радиаторами-охладителями,
которые
представляют собой зоны на наружной
поверхности панелей с нанесённым
терморегулирующим покрытием.
Для обеспечения теплового режима
БА, требующей относительно узкого
диапазона температур, используются
плёночные электронагреватели, приклеиваемые на поверхность панелей, и другие
конструктивные элементы.
Важно отметить, что одним из важнейших принципов размещения БА
было выполнение требований электромагнитной совместимости аппаратуры.
Также обеспечивалась минимальность
длины кабелей при сохранении возможности удобного демонтажа БА.
В зависимости от функционального
назначения МКА комплекс обеспечивающих систем может иметь различную
конфигурацию, предусмотренную построением УП. Например, при необходимости
УП может комплектоваться оборудованием с повышенной радиационной стойкостью. Особенностью УП «АИСТ-2»
является также то, что вся БА разработана и изготовлена в России преимущественно на отечественной электронной
компонентой базе.
1.3. Наземные средства управления,
получения и обработки информации
Управление МКА на основе УП
«АИСТ-2» осуществляется наземными
средствами управления, получения и обработки информации, расположенными
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

на базе Центра приёма и обработки информации «Самара» АО «РКЦ «Прогресс» [3].
Наземный комплекс управления (НКУ)
обеспечивает управление МКА при решении им целевых задач и при возникновении нештатных ситуаций на всех этапах
жизненного цикла.
Комплекс радиотехнических средств
приёма информации обеспечивает приём, регистрацию и временное хранение
целевой информации.
Комплекс целевого планирования
обеспечивает планирование работы ЦА,
формирование рабочих программ ЦА
и исходных данных для составления
программы работы МКА, оценку реализуемости программы работы ЦА в части
сохранения энергобаланса МКА.
Комплекс обработки информации
предназначен для обработки целевой
информации, получаемой с борта.
Комплекс хранения и информационного взаимодействия предназначен
для долговременного хранения всей
поступившей информации, организации
информационного взаимодействия.
Центр пользователя научной аппаратуры (НА) предназначен для автоматизированной обработки поступающей
из НКУ информации от НА МКА,
а также для обеспечения данными для
управления и функционирования этой
аппаратуры в процессе орбитального полёта.
2. малый космический аппарат «аиСт-2д»
Первым спутником, созданным на
базе УП «АИСТ-2», является МКА
ДЗЗ «АИСТ-2Д». Литера «Д» означает
«демонстратор» и указывает на то, что
спутник создан для демонстрации возможностей решения большого объёма
актуальных научно-технологических
и прикладных задач.
Задачи создания МКА «АИСТ-2Д»:
• получение информации ДЗЗ высокого разрешения в видимом диапазоне
с использованием оптико-электронной
аппаратуры (ОЭА);
• отработка методов съёмки в ИКдиапазоне;
• отработка
методов
радиолокационного наблюдения земной поверхности и подповерхностных структур
в P-диапазоне частот;
• отработка наземных средств управления МКА, приёма и обработки информации ДЗЗ;
11

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

• проведение комплексных испытаний
и лётной сертификации новой аппаратуры различного назначения в условиях
космического пространства;
• реализация программ проведения
научных экспериментов комплексом
НА МКА.
2.1. Целевая аппаратура малого
космического аппарата «АИСТ-2Д»
Оптико-электронная аппаратура
«Аврора». В состав ЦА МКА входит
О ЭА « А в р о р а » р а з р а б о т к и К р а с н о горского механического завода имени
С.А. Зверева [5], позволяющая получать изображения поверхности Земли
в панхроматическом и мультиспектральном диапазонах. По сочетанию параметров «разрешение – полоса захвата»
эта ОЭА не имеет аналогов среди
отечественных аппаратов.
Уникальной особенностью осесимметричной зеркально-линзовой оптической
системы ОЭА «Аврора», разработанной
по схеме Ричи – Кретьена, является
большое угловое поле зрения и хорошее
значение функции передачи модуляции
на высоких пространственных частотах,
что позволило минимизировать фокусное
расстояние и габариты телескопа,
а также использовать фотоприёмные
ПЗС-матрицы с небольшим размером пикселей.
ОЭА «Аврора» обеспечивает получение информации о земной поверхности
при съёмке в диапазоне высот 350…520 км
с разрешением не хуже 1,48 м, что
соответствует мировому уровню систем
среднего пространственного разрешения.
Полоса захвата при этом составляет
не менее 39,6 км.
ОЭА
«Аврора»
состоит
из
двух
блоков: оптико-механического и блока
управления фокусировкой.
В состав оптико-механического блока
входят:
• зеркально-линзовый объектив, состоящий из корпусной части со светотеплозащитной блендой, узла главного
зеркала, узла вторичного зеркала с механизмом принудительной фокусировки,
линзового корректора;
• фокальный узел.
Установка ОЭА «Аврора» потребовала введения в конструкцию УП узла
крышки, предназначенной для обеспечения
требуемого
теплового
режима
объектива ОЭА и защиты внутреннего
12

объёма объектива ОЭА от попадания
прямого солнечного излучения.
Комплекс оптико-электронной целевой
аппаратуры разработки научно-производственного предприятия «ОПТЭКС»
(филиал АО «РКЦ «Прогресс») включает
в себя [6]:
• один оптико-электронный преобразователь для панхроматического диапазона;
• один оптико-электронный преобразователь для мультиспектрального диапазона;
• два источника питания для оптикоэлектронных преобразователей;
• камеру оптико-электронную ИКдиапазона;
• бортовое запоминающее устройство;
• БА радиолинии передачи цифровой
информации.
Бистатический радиолокатор с синтезированной апертурой МКА «АИСТ-2Д»
является первым в истории космического
ДЗЗ радиолокационным комплексом,
работающим в P-диапазоне частот. Предназначен для наблюдения подповерхностных, укрытых или замаскированных
растительностью объектов, геологического
картографирования, измерения биомассы
растительности и других приложений.
В рамках работ по созданию указанного
радиолокационного комплекса решаются
следующие задачи:
• отработка технологии многопозиционного радиолокационного наблюдения
поверхности Земли в радиодиапазоне;
• апробация технологии детального
томографирования ионосферы Земли
в целях компенсации её разрушающего
влияния на радиолокационный сигнал;
• создание технологического и конструктивного заделов по моностатическому радиолокатору дистанционного зондирования в P-диапазоне на базе МКА.
Аппаратура теплового ИК-диапазона
впервые
использует
микроболометрические фотоприёмники, не требующие
охлаждения,
что
позволяет
устанавливать их на борту малых космических
аппаратов. Данная аппаратура в составе МКА «АИСТ-2Д» обеспечивает
получение информации о земной поверхности
в
тепловом
ИК-диапазоне
8…14 мкм, с помощью которой возможно
обнаружение очагов пожаров.
2.2. Научная аппаратура малого
космического аппарата «АИСТ-2Д»
Научная аппаратура включает в себя
следующие комплекты:
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

• датчик масс-спектрометрический
«ДМС-01» предназначен для экспериментального изучения влияния факторов
космической среды на качество научных
и технологических экспериментов с помощью
анализа
состава
собственной
внешней атмосферы МКА;
• датчик частиц «ДЧ-01» предназначен для:
– экспериментального изучения
деградации образцов поверхностных
элементов КА (оптические стёкла,
терморегулирующие покрытия, солнечные
батареи) под воздействием потоков
высокоскоростных частиц, с учётом
воздействия на исследуемые образцы
других факторов космического пространства: потоков фотонов, ультрафиолета,
а также собственной атмосферы КА;
– исследования воздействия факторов космического пространства на
электронные компоненты (микросхемы памяти, микроконтроллеры и т. д.)
(НА «ЭРИ ИП 1»);
– исследования воздействия атомарного кислорода на наноматериалы
и покрытия;
• аппаратура «МЕТЕОР-М» предназначена для измерения параметров
микрометеоритов и частиц космического
мусора в околоземном пространстве;
• компенсатор микроускорений
«КМУ-1» предназначен для контроля
состояния и компенсации бортовых
микроускорений в низкочастотной части
спектра 0…0,01 Гц, а также решает
задачи, связанные с отработкой алгоритмов управления угловым движением
МКА с помощью системы электромагнитов этой аппаратуры в целях
обеспечения функционирования бортовых НА и ЦА;
• комбинированная экспериментальная
аппаратура (КЭА) предназначена для
проведения лётного эксперимента с перспективными волоконно-оптическими
датчиками, а также экспериментального
изучения фотоэлектрических преобразователей, изготовленных с применением
технологии наноструктурирования.
Вся НА для МКА «АИСТ-2Д» разработана в Институте космического приборостроения Самарского университета.
2.3. Средства выведения
В качестве средства выведения на
орбиту МКА «АИСТ-2Д» с космодрома
«Восточный» применена ракета-носитель
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

«Союз-2.1а» с блоком выведения (БВ)
«Волга» [7] производства АО «РКЦ «Прогресс».
Блок выведения «Волга» обеспечивает
решение следующих задач:
• перевод
одного
или
нескольких КА с опорной орбиты на рабочую
за 60–120 мин.;
• стабилизация головного блока на
всех участках полёта;
• контроль своего состояния и полезной нагрузки в процессе выведения;
• ориентация головного блока
на пассивных участках полёта и перед
отделением КА, а также, в случае
необходимости, обеспечение закрутки
головного блока;
• затопление (или увод) БВ с рабочей орбиты за время, не превышающее 24 ч.
2.4. Общая характеристика малого
космического аппарата «АИСТ-2Д»
МКА «АИСТ-2Д» создан за 32 месяца (в период с 2013 по 2015 гг.). Он
спроектирован на базе УП, в которую
адаптирована ЦА высокого разрешения.
Общий вид МКА «АИСТ-2Д» в орбитальной конфигурации показан на рис. 2.

Рис. 2. Общий вид МКА «АИСТ-2Д» в орбитальной конфигурации: 1 — радиопередающее устройство
радиолокационного комплекса; 2 — антенное приёмное
устройство командно-управляющей навигационной системы; 3 — научная аппаратура (НА) «Метеор-М»;
4 — НА «ДМС-01»; 5 — блок определения координат звёзд;
6 — панель солнечной батареи; 7 — НА «ДЧ-01»; 8 —
оптико-электронная камера инфракрасного диапазона;
9 — прибор ориентации по Земле; 10 — оптико-электронная аппаратура видимого диапазона «Аврора»;
11 — антенна радиолинии передачи цифровой информации; 12 — антенное передающее устройство командноуправляющей навигационной системы

13

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

Основные тактико-технические характеристики МКА «АИСТ-2Д»:
параметры рабочей околокруговой орбиты:
– средняя высота (Н)
490 км;
– наклонение (i)
97,3°;
срок активного
существования
не менее трёх лет;
масса МКА
531 кг.
МКА обеспечивает съёмку земной
поверхности в надире в панхроматическом (ПХ), мультиспектральном (МС)
и инфракрасном (ИК) диапазонах со
следующими характеристиками (с высоты
Н = 490 км):
разрешение (проекция пикселя)
в ПХ-диапазоне
не хуже 1,48 м;
разрешение (проекция пикселя)
в МС-диапазоне
не хуже 4,44 м;
разрешение (проекция пикселя)
в ИК-диапазоне
не хуже 122,5 м;
полоса захвата
(для ПХ и МС)
не менее 39,6 км;
полоса захвата
(для ИК)
не менее 47 км;
длительность
маршрута съёмки
3…300 с;
скорость передачи целевой
информации на наземный
пункт приёма
150 Мбит/с.
Система электропитания МКА обеспечивает питание БА при среднесуточном
энергопотреблении всей БА на уровне
не более 250 Вт.
2.5. Результаты лётно-конструкторских испытаний и целевого функционирования
малого
космического
аппарата «АИСТ-2Д»
Запуск МКА ДЗЗ «АИСТ-2Д» осуществлен 28 апреля 2016 г. совместно
с КА «Ломоносов» (совместная разработка ОАО «Корпорация ВНИИЭМ»
и МГУ имени М.В. Ломоносова) и наноспутником «Samsat-218» (разработка Самарского университета).
Для выполнения миссии в качестве
номинальной была определена схема
полёта БВ «Волга» с двухимпульсным
манёвром выведения на конечную орбиту.
Первый импульс (разгонный) выдан
в апогее орбиты выведения на первом
витке полёта. Второй импульс (разгонный) выдан в апогее переходной орбиты
на втором витке. Отделение полезной
нагрузки произошло на втором витке.
Требуемое местное среднее солнечное
время прохождения восходящего узла
первого после отделения от БВ витка
14

орбиты (11 ч 15 мин) обеспечено временем старта ракеты-носителя. Отделение
МКА «АИСТ-2Д» одновременно с МКА
«Ломоносов» от БВ «Волга» произошло
в 07 ч 07 мин ДМВ.
К III кв. 2020 г. аппаратом отснято
более 50 млн км2 земной поверхности.
Пример целевой информации, полученной МКА «АИСТ-2Д», приведён на рис. 3.
Панхроматические изображения имеют
высокий контраст, высокое качество
цветопередачи и соответствуют заявленным характеристикам по пространственному разрешению. По результатам
лётных испытаний подтверждено разрешение на местности панхроматических
изображений на уровне 1,4–2,1 м,
а мультиспектральных изображений —
на уровне 4,4 м (пресс-релиз АО «РКЦ
«Прогресс» от 6 июня 2016 г.).

Рис. 3. Стадион «Лужники», г. Москва, Россия. Снимок
получен 02.05.2017 г.

В
ходе
эксплуатации
регулярно
проводится работа с камерой КОЭ-ИКД
теплового ИК-диапазона, входящей
в состав комплекса целевой ОЭА, разр а б о т а н н о г о ф и л и а л о м АО « Р К Ц
«Прогресс» — НПП «ОПТЭКС» [3].
Камера создавалась для отработки
в условиях космического полёта новых
технологий съёмки с использованием
неохлаждаемой микроболометрической
матрицы. Проектная разрешающая способность камеры составляет 123 м при
полосе захвата 47 км. Съёмка камерой
КОЭ-ИКД осуществляется как в дневное время, так и в ночное. В дневное
время работа КОЭ-ИКД сопровождается съёмками ОЭА «Аврора» в панхроматическом диапазоне. Наличие двух
источников информации позволяет точнее привязывать и идентифицировать
наблюдаемые объекты.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

Бортовую аппаратуру бистатического
радиолокатора
с
синтезированной
апертурой, работающего в Р-диапазоне
частот, не удалось включить в режим
штатной
работы.
Предположительной
причиной является отсутствие сигнала
на выходе усилителя мощности [8].
Информация,
получаемая
с
МКА
«АИСТ-2Д», используется при решении
следующих категорий задач:
• создание и актуализация картографической основы;
• территориальное планирование;
• актуализация границ поселений, муниципальных районов и городских округов;
• контроль режимов использования
природных ресурсов (выявление вырубок, мест незаконной добычи общераспространенных
полезных
ископаемых,
контроль состояния особо охраняемых
природных территорий, контроль режимов использования водоохранных зон,
зон затопления и подтопления, а также
изменений морфологических особенностей водных объектов и т. п.);
• выявление и контроль состояния
объектов историко-культурного наследия;
• мониторинг развития транспортной
инфраструктуры,
а
также
инфраструктуры сельских и урбанизированных территорий.
Обработка информации, полученной
с НА «ДМС-01», позволила определить
состав внешней атмосферы МКА. В настоящее время изучается её влияние
на оптические характеристики, определяется её воздействие на внешнюю датчиковую
аппаратуру и антенные устройства.
По результатам обработки информации с НА «ДЧ-01» получены начальные
параметры, характеризующие коэффициент спектральной прозрачности образцов

оптических материалов (сорта стёкол),
массу исследуемых покрытий и состояние
образцов электрорадиоэлементов [9].
Научная
аппаратура
«МЕТЕОР-М»
позволила определить прогнозную вероятность взаимодействия метеорных тел
и частиц космического мусора с МКА [10].
Обработка информации с НА «КМУ-1»
позволила получить данные о состоянии
параметров магнитного поля. Определены
значения микроускорений на борту
МКА, которые рассчитывались по данным измерений угловой скорости
вращения спутника, параметров орбитального движения и угловой ориентации, восстановленной по измерениям
магнитного поля [11].
Исследованы
характеристики
элементов НА «КЭА», таких как литийионная АБ (вольт-амперные характеристики); фотоэлектрические преобразователи нового типа (вольт-амперные
характеристики); оптоволоконные датчики
(динамические характеристики).
Анализ изменения элементов орбиты МКА «АИСТ-2Д» проводился с использованием данных системы NORAD.
Согласно доступной информации, период обращения МКА уменьшился на 15 с
за три года полётной эксплуатации, изменение периода обращения по времени
носит линейный характер (рис. 4).
За
этот
же
период
наклонение
орбиты уменьшилось приблизительно
на 0,07°. Средний эксцентриситет орбиты, первоначально равный 0,0013,
уменьшился незначительно и составил
0,0011. При этом изменение эксцентриситета носит колебательный характер
с амплитудой колебаний 0,0002 (рис. 5).
Большая полуось орбиты уменьшилась
с 6 857 до 6 843 км.

Рис. 4. Динамика изменения периода обращения МКА «АИСТ-2Д»

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

15

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

Рис. 5. Динамика изменения эксцентриситета МКА «АИСТ-2Д»

2.6.
Основные
направления
развития проекта малого космического
аппарата дистанционного зондирования
Земли
на
базе
унифицированной
платформы «АИСТ-2»
Несмотря на высокие характеристики
МКА «АИСТ-2Д», его использование
в качестве ключевого элемента многоспутниковой космической системы (КС)
наблюдения имеет ряд ограничений, связанных с отсутствием в составе бортовых
систем
двигательной
установки,
обеспечивающей поддержание параметров
орбиты МКА.
Анализ современного уровня космических систем наблюдения [12] показывает устойчивую тенденцию к увеличению периодичности съёмки одного и того
же объекта до нескольких раз в сутки.
Такая периодичность может быть достигнута путём создания КС наблюдения,
в основе которой находится многоспутниковая группировка МКА. При проектировании подобного рода систем актуальным становится вопрос обеспечения
взаимного
положения
КА,
входящих
в группировку, по фазовому углу, а также поддержание в требуемых пределах
параметров
баллистической
структуры
КС в течение всего срока активного
существования на рабочей орбите. Одним
из путей решения таких задач является
установка на борт двигательной установки малой тяги на основе электрореактивных двигателей.
Оснащение аппарата электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ)
позволяет осуществлять одновременный
групповой запуск МКА с их последующим разведением по фазе. Включение
в бортовой состав ЭРДУ позволяет
также обеспечивать сохранение параметров орбиты, а, следовательно, периодичность
наблюдения
и
повышение
динамических свойств МКА ДЗЗ.
16

Высокий удельный импульс, возможность регулирования в широких пределах выходных характеристик, приемлемые значения массы и габаритов
ЭРДУ на базе ионных двигателей,
стационарных плазменных двигателей
(СПД) и импульсных плазменных двигателей определяют эффективность их
применения в составе МКА.
Одной из особенностей ЭРДУ является возможность выдачи малой величины единичного импульса тяги, высокая
точность дозирования импульсов, практическое отсутствие импульса последействия,
что
обеспечивает
точность
поддержания
орбиты
и
выполнение
особо точной ориентации. Кроме того,
высокий уровень удельной тяги приносит выигрыш по массе МКА при длительном
времени
функционирования
(свыше пяти лет).
Вместе с тем, платформа «АИСТ-2»
предлагает массу возможностей для
модернизации путём установки различных типов ЦА, в т. ч. оптико-электронной (высокодетальной и обзорной),
радиолокационной, гиперспектральной,
инфракрасной.
3. концепция нового малого космического
аппарата на базе уП «аиСт-2»
Одним из примеров модернизации
платформы «АИСТ-2» является проект
МКА обзорного наблюдения, оснащаемый ЭРДУ и двумя ОЭА высокого разрешения «Аврора». На базе этого МКА
п р е д п о л а г а е т с я п о с т р о и т ь КС Д З З
в видимом диапазоне спектра, предназначенную для получения панхроматических одиночных и перекрывающихся
конвергентных
(стереоскопических)
изображений и цветных (спектрозональных) одиночных изображений земной
поверхности.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

Данные ДЗЗ, получаемые такой КС,
должны использоваться для решения
следующих задач:
• создание и обновление топографических карт и планов городов, общегеографических и тематических карт,
ведение
государственного
топографического мониторинга, а также обновление топографических планов в части
объектного состава;
• создание средств топогеодезической информации, в т. ч. цифровых
карт местности;
• контроль загрязнения и деградации природной среды;
• мониторинг чрезвычайных ситуаций
(наводнения,
засухи,
пожары,
оползни и др.);
• инвентаризация природных ресурсов
(сельскохозяйственные
и
лесные
угодья, пастбища, районы промысла морепродуктов и др.) и контроль хозяйственных процессов для обеспечения
рациональной деятельности в сельской,
лесной, рыбной, водной и других отраслях хозяйства;
• контроль застройки территорий и др.
Основные проблемы, которые предполагается решить при создании нового
МКА на базе УП «АИСТ-2», сводятся
к следующему:
• достижение большей информативности получаемых космических снимков
за счёт применения технологий стереоскопического фотографирования, а также применения высокоэффективных алгоритмов управления угловым движением
МКА за счёт программных разворотов
по тангажу и крену с целью маршрутной
съёмки;
• повышение энерговооруженности
МКА за счёт применения поворотных
солнечных
батарей
с
возможностью
постоянной ориентации их на Солнце;
• увеличение срока активного
существования МКА, его способности
к активному управлению орбитой и
функционированию в составе орбитальной группировки.
Перспективный МКА ДЗЗ был
сформирован путём оснащения УП
«АИСТ-2» новой ЦА, состоящей из двух
ОАЭ «Аврора», и ЭРДУ. Состав ЦА
обеспечивает получение высокой точности привязки стереоснимка к геодезическим координатам поверхности Земли,
а ЭРДУ обеспечивает проведение коррекций параметров орбиты в течение
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

всего срока активного существования.
Схема
установки
ЦА
обеспечивает
с высоты 400 км высокую производительность, в т. ч. и в режиме стереосъёмки, а также возможность получения
данных с пространственным разрешением
~0,8 м и с точностью (среднеквадратическим
отклонением)
ортотрансформирования не хуже 5 м без применения
наземных опорных точек (по опорным
точкам не хуже 1,5 м).
Предполагается провести замену
комплекса управляющих двигателеймаховиков на силовой гироскопический
комплекс разработки НИИ «Командных
приборов», состоящий из четырёх гироскопов с кинетическим моментом
5 Нмс. При этом существенно улучшаются динамические характеристики СУД
при общем снижении её массы и сохранении точностных характеристик.
Электрореактивная двигательная установка может быть сформирована на базе
двух СПД (один — рабочий, другой —
резервный) разработки ОКБ «Факел»
(Россия, г. Калининград) [13]. Тяга двигателя СПД-50 составляет 14...20 мН; потребляемая
мощность
—
200…350 Вт;
ресурс — 2 500 ч. Тяга двигателя ПЛАС-34
составляет 10 мН, потребляемая мощность — 100…150 Вт. ЭРДУ обеспечивает
поддержание параметров рабочей орбиты
(компенсация возмущающего воздействия
верхней атмосферы), выполнение операций довыведения МКА в требуемую
точку рабочей орбиты, торможения с
целью схода с орбиты для затопления
отработавшего МКА в районах мирового
океана. Проведены оценки потребного
запаса рабочего тела (ксенона), обеспечивающего расчётное время активного функционирования МКА не менее пяти лет.
Для этого проведён анализ динамических манёвров, совершаемых МКА
в процессе орбитального полёта: поддержание периода обращения за счёт
компенсации силы сопротивления верхней
атмосферы
Земли
на
высотах
~400…450 км; коррекция элементов орбиты: большой полуоси (среднего радиуса
орбиты),
эксцентриситета
наклонения,
аргумента перигея, долготы восходящего
узла. Также оценивались энергетические
затраты
на
поддержание
требуемого
углового
положения
МКА
(фазового
угла) в плоскости орбиты при функционировании спутника в составе орбитальной группировки. Расчёты показали,
17

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

что запас ксенона, гарантирующий пятилетний срок активного функционирования, составляет ~6…8 кг. Рабочее тело
предполагается разместить в двух сферических баках объемом 5 л каждый
при рабочем давлении 20 МПа. Масса
заправленной ЭРДУ составляет 15…20 кг.
Установка на борту МКА ЭРДУ
требует увеличения мощности, вырабатываемой СЭП. Эта задача решается путём
введения в конструкцию солнечной батареи двух дополнительных панелей,
а также узла, обеспечивающего поворот
панелей с целью повышения среднесуточного значения косинуса угла падения
солнечных лучей до 0,5…0,6.
В рамках модернизации конструкции МКА проведена адаптация силовой
рамы и конструкции УП в части установки двух ОЭА и ЭРДУ (бак, двигатели, система подачи и хранения рабочего тела и др.), переноса звёздного
датчика из зоны воздействия струй
плазмы и ряда других необходимых
мероприятий адаптации.
Указанные
направления
модернизации потребовали изменения массовогабаритных характеристик и внутренней
компоновки МКА. Поскольку указанный
спутник целиком ориентирован на задачи
ДЗЗ, вся научная аппаратура, присутствовавшая в составе МКА «АИСТ-2Д»,
была исключена.
заключение
Малый космический аппарат «АИСТ-2Д»,
созданный в кратчайшие сроки (менее трёх
лет) на предприятии АО «РКЦ «Прогресс»,
является примером успешной реализации проекта по созданию современного
многофункционального КА ДЗЗ. В основе
аппарата — унифицированная космическая платформа «АИСТ-2», которая
может использоваться в качестве базовой при проектировании и создании
КА нового типа.
В проект УП заложена возможность
для совершенствования и развития.
В проекте УП предусмотрено конструктивное и схемно-техническое обособление
целевой нагрузки и обеспечивающих
систем. В новых проектах состав целевой аппаратуры может быть изменён,
дополнен или полностью заменён. Обеспечивающая аппаратура способна сформировать на борту аппарата условия
для работы целевой аппаратуры с широким
18

диапазоном требуемых характеристик
по температурному режиму, управляющим воздействиям и энергобалансу. Это
даёт возможность роста целевых характеристик МКА и космических систем,
построенных на его базе.
Структура бортового программного
о б е с п е ч е н и я С УД и в о з м о ж н о с т и
управляющей многофункциональной вычислительной системы позволяют в короткое
время
проводить
модернизацию
СУД в части изменения точностных
и
динамических
характеристик
СУД
путём изменения её приборного состава.
Введение силового гироскопического
комплекса обеспечит УП повышение
динамических характеристик СУД.
В качестве другого направления
модернизации рассмотрено направление
расширения целевого функционала МКА
ДЗЗ, а именно — возможностей по
созданию цифровых моделей рельефа
и трёхмерных цифровых моделей местности путём установки на борт спутника
аппаратуры для проведения стереосъёмки. Создание этих моделей имеет высокую
актуальность и широкое применение.
Кроме того, может быть рассмотрена
возможность доведения разрешающей
способности ОЭА до уровня вплоть
до 0,5 м. При этом по возможностям
съёмки в панхроматическом канале
модернизированный МКА на базе УП
«АИСТ-2» приблизится к зарубежным
КА типа WorldView-1,2 и GeoEye-1. Это
потребует разработки новой оптической
системы с фокусным расстоянием 4 000 мм
и ∅0,5–0,7 м. Характеристики блоков ОЭП
КОЭЦА позволяют обеспечить съёмку
с данной разрешающей способностью.
Опыт разработки, создания, экспериментальной отработки и эксплуатации
МКА ДЗЗ «АИСТ-2Д» открывает возможности для создания линейки КА
на базе УП «АИСТ-2» с минимальными
затратами и сжатыми сроками изготовления, что позволяет рассчитывать
на
создание
в
обозримом
будущем
высокоэффективных
космических
систем мониторинга.
Статья подготовлена в рамках проекта
по
Госзаданию
FSSS-2020-0017
«Разработка теоретических основ, методического и программного обеспечения
для решения задач оперативного мониторинга Земли на основе интеллектуальной обработки и тематической классификации
гиперспектральных
данных
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОСНОвНыЕ прОЕКТНыЕ ХАрАКТЕрИСТИКИ МАЛыХ КОСМИЧЕСКИХ АппАрАТОв

с использованием линейки малых
космических аппаратов на базе платформы «АИСТ».
Список литературы
1. Steimlea C., Gaucheb J.-F., Ernstc H.,
Tourneurd C. Airbus new payload hosting
and end-to-end mission concepts // 68th
International Astronautical Congress:
Unlocking Imagination, Fostering Innovation
and Strengthening Security, IAC 2017.
2017. V. 15. P. 9689–9694.
2. ГОСТ 4784-97. Алюминий и сплавы алюминиевые деформируемые. Марки.
М.: Стандартинформ, 2009. 31 с.
3. Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Шахматов Е.В., Ткаченко С.И., Бакланов А.И.,
Салмин В.В., Семкин Н.Д., Ткаченко И.С.,
Горячкин О.В. Опытно-технологический
малый космический аппарат «АИСТ-2Д».
Самара: Изд-во СамНЦ РАН, 2017. 324 с.
4. А в а н е с о в Г . А . , Б е с с о н о в Р. В . ,
Форш А.А., Куделин М.И. Анализ современного состояния и перспектив развития
приборов звёздной ориентации семейства БОКЗ // Известия вузов. Приборостроение. 2015. Т. 58. № 1. С. 3–13.
5. Герасименко В.В., Андриевский К.М.,
Белая С.В., Гапонов А.Д., Головяшкин С.В.,
Новиков В.Ф., Скляров С.Н., Трифонов С.И.
Оптико-электронная аппаратура «Аврора» для МКА «АИСТ-2Д» // Системы
наблюдения, мониторинга и дистанционного зондирования Земли: материалы
XIII Научно-технической конференции.
Москва, 2016. С. 77–87.
6. Бакланов А.И., Клюшников М.В.,
Гринько А.П. и др. КОЭЦА — комплекс
оптико-электронной
целевой
аппаратуры
для
МКА
«АИСТ-2Д»
//
Сборник материалов конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической
техники». Самара: СамНЦ РАН. 2015.
С. 39–48.
7. Поплевин А.С., Панов Н.А. Построение схемы полёта блока выведения
«Волга» при групповом выведении космических аппаратов в плоскость орбиты
с требуемой угловой дальностью между аппаратами // Вестник Самарского

университета. Аэрокосмическая техника,
технологии и машиностроение. 2017.
Т. 16. № 3. С. 104–113.
8. Горячкин О.В., Маслов И.В., Женгуров Б.Г. Проектный облик малого
космического аппарата с бистатическим
радиолокационным
комплексом
P-VHF
диапазонов
высокого
разрешения
//
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2017. Т. 16. № 4. С. 31–40.
9. Н а д и р а д з е А . Б . , К а л а е в М . П . ,
Семкин Н.Д. Воздействие метеороидов
и техногенных частиц на солнечные
батареи космических аппаратов //
Космические исследования. 2016. Т. 54.
№ 5. С. 392–401.
10. Новомейский Д.Н., Телегин А.М.,
Семкин Н.Д. Физические эффекты
в датчиках высокоскоростных микрочастиц // Датчики и системы. 2018. № 1.
С. 31–35.
11. Абрашкин В.И., Воронов К.Е., Пияков А.В., Дорофеев А.С., Пузин Ю.Я.,
Сазонов В.В., Семкин Н.Д., Филиппов А.С.,
Чебуков С.Ю. Определение вращательного движения малого космического
аппарата «АИСТ-2Д» по данным научной аппаратуры КМУ-1 // Препринты
ИПМ им. М.В. Келдыша. 2017.
№ 57.
С. 1–37.
12. Бакланов А.И. Новые горизонты
космических систем оптико-электронного
наблюдения Земли высокого разрешения // Ракетно-космическое приборостроение и информационные системы.
2018. Ч. I. Т. 5. Вып. 3. С. 17–28; Ч. II.
Т. 5. Вып. 4. С. 14–27.
13. ОКБ «Факел»: полувековой опыт
разработки
лётных
электрореактивных
двигателей для космических аппаратов //
Аэрокосмическое обозрение. 2019. № 5.
С. 14–18. Режим доступа: https://fakelrussia.com/index.php/ru/66-okbfa k e l - p o l u v e k o v o j - o p y t - r a z r a b o t k i letnykh-elektroreaktivnykhdvigatelej-dlya-kosmicheskikhapparatov (дата обращения 24.08.2019 г.).
Статья поступила в редакцию 13.07.2020 г.
Окончательный вариант — 26.08.2020 г.

reference
1. Steimlea C., Gaucheb J.-F., Ernstc H., Tourneurd C. Airbus new payload hosting and end-to-end
mission concepts. 68th International Astronautical Congress: Unlocking Imagination, Fostering Innovation and Strengthening
Security, 2017, vol. 15, pp. 9689–9694.
2. GOST 4784-97. Alyuminii i splavy alyuminievye deformiruemye. Marki [Aluminium and wrought aluminium
alloys. Grades]. Moscow, Standartinform publ., 2009. 31 p.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

19

Кирилин А.Н., Ахметов р.Н., бакланов А.И., Стратилатов Н.р., Абрашкин в.И. и др.

3. Kirilin A.N., Akhmetov R.N., Shakhmatov E.V., Tkachenko S.I., Baklanov A.I., Salmin V.V., Semkin N.D.,
Tkachenko I.S., Goryachkin O.V. Opytno-tekhnologicheskii malyi kosmicheskii apparat «AIST-2D» [Experimental
technological small spacecraft AIST-2D]. Samara: SamNTs RAS publ., 2017. 324 p.
4. Avanesov G.A., Bessonov R.V., Forsh A.A., Kudelin M.I. Analiz sovremennogo sostoyaniya i perspektiv
razvitiya priborov zvezdnoi orientatsii semeistva BOKZ [Analysis of the current state and development prospects
of stellar orientation devices of the BOKZ family]. Izvestiya vuzov. Priborostroenie, 2015, vol. 58,
no. 1, pp. 3–13.
5. Gerasimenko V.V., Andrievskii K.M., Belaya S.V., Gaponov A.D., Golovyashkin S.V., Novikov V.F.,
Sklyarov S.N., Trifonov S.I. Optiko-elektronnaya apparatura «Avrora» dlya MKA «AIST-2D» [Optoelectronic
equipment Aurora for the small spacecraft AIST-2D]. Sistemy nablyudeniya, monitoringa i distantsionnogo
zondirovaniya Zemli: materialy XIII Nauchno-tekhnicheskoi konferentsii. Moscow, 2016. Pp. 77–87.
6. Baklanov A.I., Klyushnikov M.V., Grin'ko A.P. etc. KOETsA — kompleks optiko-elektronnoi tselevoi
apparatury dlya MKA «AIST-2D» [COECA - a complex of optoelectronic target equipment for small
spacecraft AIST-2D]. Sbornik materialov konferentsii Aktual'nye problemy raketno-kosmicheskoi tekhniki.
Samara: SamNTs RAS publ., 2015. Pp. 9–48.
7. Poplevin A.S., Panov N.A. Postroenie skhemy poleta bloka vyvedeniya «Volga» pri gruppovom
vyvedenii kosmicheskikh apparatov v ploskost' orbity s trebuemoi uglovoi dal'nost'yu mezhdu apparatami
[Construction of a flight diagram of the Volga launch unit during the group launch of spacecraft
into the orbit plane with the required angular range between the spacecraft]. Vestnik Samarskogo
universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie, 2017, vol. 16, no. 3, pp. 104–113.
8. Goryachkin O.V., Maslov I.V., Zhengurov B.G. Proektnyi oblik malogo kosmicheskogo apparata
s bistaticheskim radiolokatsionnym kompleksom P-VHF diapazonov vysokogo razresheniya [Conceptual design
of small spacecraft with a high resolution P-VHF band bistatic sar system]. Vestnik Samarskogo universiteta.
Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie, 2017, vol. 16, no. 4, pp. 31–40.
9. Nadiradze A.B., Kalaev M.P., Semkin N.D. Vozdeistvie meteoroidov i tekhnogennykh chastits
na solnechnye batarei kosmicheskikh apparatov [The impact of meteoroids and man-made particles on solar
panels of spacecraft]. Kosmicheskie issledovaniya, 2016, vol. 54, no. 5, pp. 392–401.
10. Novomeiskii D.N., Telegin A.M., Semkin N.D. Fizicheskie effekty v datchikakh vysokoskorostnykh
mikrochastits [Physical effects in sensors of high-speed microparticles]. Datchiki i sistemy, 2018, no. 1, pp. 31–35.
11. Abrashkin V.I., Voronov K.E., Piyakov A.V., Dorofeev A.S., Puzin Yu.Ya., Sazonov V.V., Semkin N.D.,
Filippov A.S., Chebukov S.Yu. Opredelenie vrashchatel'nogo dvizheniya malogo kosmicheskogo apparata
«AIST-2D» po dannym nauchnoi apparatury KMU-1 [Determination of the rotational motion of the small
spacecraft AIST-2D according to the data of the scientific equipment of the CMU-1]. Preprinty IPM
im. M.V. Keldysha, 2017, no. 57, pp. 1–37.
12. Baklanov A.I. Novye gorizonty kosmicheskikh sistem optiko-elektronnogo nablyudeniya Zemli vysokogo
razresheniya [New horizons of space systems of optical-electronic observation of high resolution Earth].
Raketno-kosmicheskoe priborostroenie i informatsionnye sistemy, 2018, part I, vol. 5, issue 3, pp. 17–28;
part II, vol. 5, issue 4, pp. 14–27.
13. OKB «Fakel»: poluvekovoi opyt razrabotki letnykh elektroreaktivnykh dvigatelei dlya kosmicheskikh
apparatov [OKB Fakel: half a century of experience in the development of electric jet engines for spacecraft].
Aerokosmicheskoe obozrenie, 2019, no. 5, pp. 14–18. Available at: https://fakel-russia.com/index.php/ru/
66-okb-fakel-poluvekovoj-opyt-razrabotki-letnykh-elektroreaktivnykh-dvigatelej-dlya-kosmicheskikh-apparatov (accessed
24.08.2019).

20

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

УДК 629.7.048:612.002.68.004.86

Применение центробежной вакуумной диСтилляции
для регенерации воды из урины
и Санитарно-гигиеничеСкой воды
на коСмичеСкой Станции
© 2020 г. андрейчук П.о.1, аракчеев д.в.2, бобе л.С.2, железняков а.г.1,
кочетков а.а.2, романов С.Ю.1, Сальников н.а.2
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
1

АО «Научно-исследовательский и конструкторский институт
химического машиностроения» (АО «НИИхиммаш»)
Ул. Большая Новодмитровская, 14, г. Москва, Российская Федерация, 127015,
e-mail: info@niichimmash.com
2

В связи с планированием освоения Луны и дальнего космоса большое
значение
имеет
организация
санитарно-гигиенического
обеспечения
экипажа
с замкнутым циклом использования воды. В настоящее время в России и США
проводятся работы по исследованию процесса регенерации санитарно-гигиенической
воды с использованием обратного осмоса, как наиболее экономичного в части
энергозатрат. В то же время, в России разработана и проходит опытную
эксплуатацию на Международной космической станции система регенерации воды
из урины СРВ–У–РС, основанная на методе вакуумной дистилляции с рекуперацией
тепловой энергии, затраты электрической энергии в которой сравнимы с затратами
при проведении очистки санитарно-гигиенической воды методом обратного осмоса.
Поэтому были организованы и проведены исследования и испытания прототипа
комплексной системы регенерации воды из урины и санитарно-гигиенической
воды применительно к условиям работы на космической станции. Исследования
показали возможность регенерации санитарно-гигиенической воды, в т. ч. в смеси
с уриной, методом вакуумной дистилляции в системе типа научной аппаратуры
СРВ–У–РС. Полученные результаты обеспечивают разработку комплексной
системы регенерации воды из урины и санитарно-гигиенической воды.
Ключевые слова: космическая станция, система жизнеобеспечения, регенерация
воды, дистилляция, санитарно-гигиеническая вода, урина, рекуперация энергии.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-21-31

uSE OF rOTary vaCuum diSTillaTiON
FOr waTEr rECOvEry FrOm uriNE
aNd hygiENE waTEr aBOard ThE SpaCE STaTiON
andreychuk p.O.1, arakcheev d.v.2, Bobe l.S.2, Zheleznyakov a.g.1,
kochetkov a.a.2, romanov S.yu.1, Salnikov N.a.2
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
1

Scientiic research and design institute of chemical engineering (NIIchimmash)
14 Bolshaya Novodmitrovskaya str., Moscow, 127015, Russian Federation,
e-mail: info@niichimmash.com

2

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

21

Андрейчук п.О., Аракчеев д.в., бобе Л.С., железняков А.Г., Кочетков А.А., романов С.ю., Сальников Н.А.

Due to planning of the Moon and deep space exploration programs, the crew
sanitary hygiene support with a closed loop of hygiene water assumes great importance.
Currently, Russia and the USA are investigating the hygiene water recovery process
using reverse osmosis as the most energy eicient method. In the meantime, the urine
water processor (SRV-U-RS) based on vacuum distillation method with thermal energy
recovery has been developed in Russia and is being tested aboard the ISS.
The processor energy consumption is comparable with the energy consumption
in hygiene water recovery through reverse osmosis. Therefore, research and testing
of a prototype integrated urine water and hygiene water processor as applied to the
space station conditions have been arranged and conducted. The investigations
demonstrated the recoverability of the hygiene water, including its mixture with urine
by vacuum distillation in science hardware SRV-U-RS-type system. The results
obtained ensure development of an integrated urine water and hygiene water processing system.
Key words: space station, life support system, water recovery, distillation,
hygiene water, urine, energy recovery.

андрейчук П.о.

кочетков а.а.

аракчеев д.в.

железняков а.г.

бобе л.С.

романов С.Ю.

Сальников н.а.

АНДРЕЙЧУК Петр Олегович — начальник сектора РКК «Энергия»,
e-mail: рetr.аndreychuk@rsce.ru
ANDREYCHUK Petr Olegovich — Head of Subdepartment at RSC Energia,
e-mail: рetr.аndreychuk@rsce.ru
АРАКЧЕЕВ Дмитрий Викторович — старший научный сотрудник АО «НИИхиммаш»,
e-mail: arakcheev@niichimmash.ru
ARAKCHEEV Dmitry Viktorovich — Senior research scientist at NIIchimmash,
e-mail: arakcheev@niichimmash.ru
БОБЕ Леонид Сергеевич — доктор технических наук, профессор,
начальник отдела АО «НИИхиммаш», e- mail: l_bobe@niichimmash.ru
BOBE Leonid Sergeevich — Doctor of Science (Engineering), Professor,
Head of Department at NIIchimmash, e-mail: l_bobe@niichimmash.ru
ЖЕЛЕЗНЯКОВ Александр Григорьевич — кандидат технических наук,
руководитель Центра РКК «Энергия», e-mail: alexander.g.jeleznyakov@rsce.ru
22

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

ZHELEZNYAKOV Aleksandr Grigoryevich — Candidate of Science (Engineering),
Head of Center at RSC Energia, e-mail: alexander.g.jeleznyakov@rsce.ru
КОЧЕТКОВ Алексей Анатольевич — главный конструктор АО «НИИхиммаш»,
e-mail: a_kochetkov@niichimmash.ru
KOCHETKOV Aleksey Anatolyevich — Chief Designer of NIIchimmash,
e-mail: a_kochetkov@niichimmash.ru
РОМАНОВ Сергей Юрьевич — доктор технических наук, Первый заместитель
генерального директора – первый заместитель главного конструктора, e-mail: post@rsce.ru
ROMANOV Sergey Yuryevich — Doctor of Science (Engineering),
First Deputy General Director – First Deputy General Designer of RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
САЛЬНИКОВ Николай Александрович — научный сотрудник АО «НИИхиммаш»,
e-mail: salnikov@niichimmash.ru
SALNIKOV Nikolay Aleksandrovich — Research scientist at NIIchimmash,
e-mail: salnikov@niichimmash.ru
введение
В настоящее время в основном сформирована структура комплекса систем регенерации воды и атмосферы для перспективных космических станций [1]. В состав
комплекса систем жизнеобеспечения предполагается ввести средства санитарногигиенического обеспечения (ССГО)
с водными процедурами и систему регенерации санитарно-гигиенической воды
(СРВ–СГ). Организуется замкнутый контур водообеспечения, в котором очистка
воды будет проводиться до уровня требований к санитарно-гигиенической воде
(СГВ) [2–5]. В результате ранее проведённых исследований [2, 6–8] была показана эффективность регенерации воды
методом обратного осмоса при организации автономного цикла использования
и очистки СГВ.
В то же время, в России разработана
и проходит опытную эксплуатацию
на Международной космической станции система регенерации воды из урины
(СРВ–У–РС), основанная на методе
вакуумной
дистилляции
с
рекуперацией тепловой энергии, затраты электрической энергии в которой сравнимы
с затратами при проведении очистки
СГВ методом обратного осмоса. Поэтому были организованы и проведены
[8–10] исследования и испытания прототипа комплексной системы регенерации
воды из урины и СГВ на основе конструкторско-технологического макета системы СРВ–У–РС. Исследования показали
реализуемость данного способа регенерации. При осуществлении регенерации
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

СГВ методом вакуумной дистилляции
с предварительной фильтрацией достижима степень извлечения чистой воды
до 98%. При добавлении урины коэффициент извлечения воды пропорционально уменьшается до 85% при дистилляции
только урины.
При извлечении 98% воды из СГВ
и
конечной
концентрации
раствора
обычного бытового моющего средства
«Адажио» 250 г/л химическое потребление кислорода (ХПК) составляет до
40 000 мгО2/дм3. Содержание органических примесей в воде (ХПК), очищенной
методом вакуумной дистилляции, составляет 70–90 мгО2/дм3, неорганические
примеси практически отсутствуют. Наличие СГВ не отражается на содержании
примесей в дистилляте, характерном
при
переработке
урины.
После
доочистки дистиллята в системе регенерации воды из конденсата атмосферной
влаги СРВ-К2М полученная вода может быть использована для питьевых
целей и для электролизного получения
кислорода. При этом в системе СРВ-К2М
дистиллят проходит каталитическую
очистку, на выходе регенерированная
вода насыщается минеральными солями
и микроэлементами и полностью готова
для питья и приготовления пищи.
Среднее энергопотребление системы
при работе по схеме с забортным
вакуумом не превышает 330 Вт. Удельные
энергозатраты на регенерацию составляют не более 85 Вт∙ч/л при регенерации
натурной СГВ и не более 110 Вт∙ч/л —
при регенерации смеси урины и СГВ
при содержании урины более 75%.
23

Андрейчук п.О., Аракчеев д.в., бобе Л.С., железняков А.Г., Кочетков А.А., романов С.ю., Сальников Н.А.

Система регенерации воды из урины
основана на методе дистилляции
с центробежным многоступенчатым вакуумным дистиллятором (ЦМВД) и термоэлектрическим тепловым насосом (ТТН).
Ключевым аппаратом системы является
ЦМВД. Встроенные черпаковые насосы
и вращающиеся диски (теплообменные
поверхности)
дистиллятора
обеспечивают циркуляцию урины и дистиллята
через ТТН и многоступенчатую вакуумную
дистилляцию
с
рекуперацией
теплоты конденсации для испарения воды
из урины. Теплота конденсации пара,
образующегося в 1-й ступени дистиллятора, используется для испарения воды
из урины во 2-й ступени, теплота конденсации пара из 2-й ступени — для
испарения в 3-й и так далее.
Разность температур конденсации
и испарения обеспечивается разностью
давлений.
Давление
уменьшается
от
ступени к ступени. В 1-й ступени исэкспериментальная установка
парение происходит за счёт тепла, получаемого циркулирующей уриной из
Исследования проводились на конствнешнего источника — ТТН. Вакуумнасос
ВН-1
осуществляет
первичное
рукторско-технологическом макете системы
вакуумирование дистиллятора и ресиверегенерации воды из урины СРВ–У–РС,
структурная схема которой приведена на
ра; ВН-2 вакуумирует корпуса ёмкости
рис. 1. Проводилась дистилляция имидистиллята (Е-Д объёмом 5,1 л), ёмкости для воды (ЕДВ) с уриной или
татора СГВ, натурной СГВ после мытья
СГВ (ЕДВ-У (СГВ)) и ёмкости-ресивера
рук и лица, урины и их смеси в различ(Е-Р); ВН-3 дополнительно вакуумирует
ных соотношениях.
дистиллятор при работе
в режиме дистилляции.
Система работает циклически по следующему
алгоритму: вакуумирование дистиллятора и ёмкостей; дистилляция воды
из урины (подаваемой из
ЕДВ-У) до заполнения
ёмкости Е-Д; вытеснение
насосом МН упаренного раствора из контура
дистилляции в ёмкость
ЕДВ-О
исходной
уриной из ЕДВ-У; перекачка дистиллята из ёмкости
Е-Д в ёмкость ЕДВ-Д
для
последующей
доочистки и потребления.
Рис. 1. Система регенерации воды из урины СРВ–У–РС: ЦМВД — центробежный
Далее цикл повторяется.
многоступенчатый дистиллятор; ТТН — термоэлектрический тепловой насос;
Дистиллят из ёмкосМН — насос откачки концентрата; ВН-1, ВН-2, ВН-3 — вакуум-насосы; СС — статический
сепаратор; Ф — сменный фильтр; Е-Р — ёмкость-ресивер; Е-Д — ёмкость заданного ти ЕДВ-Д подаётся блообъёма (5,1 л) для приёма дистиллята; НД — насос откачки дистиллята; ЕДВ-У (СГВ) — ком
подачи конденсата
ёмкость ЕДВ с уриной (исходной санитарно-гигиенической водой); ЕДВ-Д — ёмкость
систему
СРВ-К2М,
ЕДВ для дистиллята; ЕДВ-О — ёмкость для остатка (концентрата); СТР — система в
проходит
сорбционнотерморегулирования; Р — редуктор вакуумной линии, соединенной с космическим вакуумом
Особенностью процесса совместной
регенерации СГВ и урины является режим отвода упаренного раствора. В связи
с пенообразованием при работе с СГВ
отвод
упаренного
раствора
целесообразно проводить не внешним насосом,
а с использованием черпаковых насосов
дистиллятора без его остановки и развакуумирования. Кроме того, следует
обратить особое внимание на предварительное фильтрование и обеззараживание
подаваемой на дистилляцию СГВ.
Полученные результаты создают предпосылки для разработки универсальной
системы регенерации воды, способной
регенерировать воду из различных
источников. Предполагается, что такая
система в штатном режиме будет проводить регенерацию воды из одного источника, а при возникновении нештатной
ситуации принимать на себя потоки
загрязненных вод из других источников.

24

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

каталитическую очистку, соленасыщение,
пастеризацию и используется для потребления. Дистиллят после сорбционнокаталитической очистки может также
подаваться на электролизное получение кислорода.
Коэффициент извлечения воды из исходной жидкости определяется соотношением
Kизвл =

VЕ-Д
(VЕ-Д + Vпр)

,

(1)

где VЕ-Д — объём ёмкости Е-Д, равный
5,0–5,2 л; Vпр — объём промывающей
жидкости, подаваемой насосом МН, задаваемый с пульта управления (0–1,5 л
со скважностью 25 мл).
Ожидаемые
энергетические
параметры при работе на СГВ с использованием
космического вакуума. В пятиступенчатом дистилляторе коэффициент рекуперации тепловой энергии (при КПД = 0,9)
составляет 4,5. В ТТН, установленном
в контуре циркуляции урины (СГВ)
и конденсата, тепло конденсации для
нагрева урины (СГВ) дополнительно
рекуперируется с тепловым коэффициентом k ≈ 2,2–3,5 в зависимости от
разности температур между горячим и
холодным контурами. Таким образом,
средний суммарный коэффициент
рекуперации тепловой энергии составляет ~12,8. При мощности ТТН 215 Вт
производительность ЦМВД составит
(215 Вт · 12,8) : 680 Вт∙ч/л = 4 л/ч (680 Вт∙ч/л —
скрытая теплота испарения воды).
С учётом мощности привода (115 Вт) удельные затраты составят 330 : 4 = 82,5 Вт∙ч/л.
Общий выигрыш в затратах энергии
на дистилляцию составит 8,2.
регенерация имитатора
санитарно-гигиенической воды
Испытания проводились на имитаторе СГВ, представлявшем собой раствор
обычного антибактериального моющего
средства (МС) — жидкого мыла «Адажио» —
в дистиллированной воде. На основании
проведённых ранее натурных экспериментов по мытью рук и лица, душевым
процедурам
и
стирке
белья
[2, 8]
начальная концентрация моющего средства была принята 5 г/л. Исследования
проводились при максимальных коэффициентах извлечения воды до 0,98–0,99,
концентрация МС в ЦМВД составляла
при этом 250–500 г/л. В соответствии
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

с соотношением (1), объём (Vпр) отводимого упаренного раствора (концентрата)
составлял 100–50 мл соответственно коэффициенту извлечения. Работа системы
проводилась в режиме имитации забортного вакуума.
При дистилляции имитатора СГВ
с концентрацией МС 5 г/л при коэффициенте извлечения чистой воды 0,98
(отвод 100 мл концентрата) после выхода
на стационарный режим концентрация
МС в ЦМВД в конце цикла дистилляции составляла 250 г/л — процесс проходил устойчиво. Гидроавтоматы системы
СРВ–У–РС и черпаки ЦМВД работали штатно, без замечаний. Уноса пены
в вакуумную магистраль для сброса
газов при номинальных оборотах ротора
ЦМВД
(n = 1 100 об/мин)
во
время
вакуумирования и проведения дистилляций не обнаружено. Параметры дистилляции имитатора СГВ не отличаются
от параметров работы на дистиллированной воде.
При работе в режиме вытеснения
концентрата наблюдалось снижение объёма доз насоса МН (см. рис. 1): число
ходов насоса превышало расчётное,
необходимое для отвода 100 мл жидкости.
Вероятной
причиной
является
пенообразование. Необходимо отработать режим отвода концентрата за счёт напорного
черпака при вращении ЦМВД. Кроме того, при концентрации МС в циркуляционном контуре, превышающей
250 г/л, наблюдалось снижение скорости
вращения ЦМВД до 1 000 об/мин, которая в ряде случаев восстанавливалась
до штатных значений (1 100±50 об/мин).
При
снижении
оборотов
наблюдался
унос пены в вакуумную магистраль для
сброса газов. Указанные явления объясняются повышением уровня жидкости
в дистилляторе за счёт снижения давления на черпаковом насосе подпитки
при образовании пены.
При дистилляции имитатора СГВ
с концентрацией в циркуляционном контуре 500 г/л скорость вращения ЦМВД
снижалась до 300–500 об/мин и не восстанавливалась. Дистилляция прерывалась.
При повторном включении с данной
концентрацией в контуре дистиллятор не
выходил на заданные обороты и аварийно
останавливался. Вероятно, это вызвано
частичным или полным переходом имитатора
СГВ
из
жидкого
состояния
в состояние плотной пены, при работе
25

Андрейчук п.О., Аракчеев д.в., бобе Л.С., железняков А.Г., Кочетков А.А., романов С.ю., Сальников Н.А.

на которой на черпаке подпитки не
создаётся необходимое противодавление.
Для
лучшего
понимания
специфики
работы на СГВ с концентрацией МС
большей, чем 250 г/л, и определения
мероприятий по доработке ЦМВД необходимы дополнительные исследования.
Можно повысить равномерность концентрирования
СГВ
путём
введения
в циркуляционный контур ёмкости постоянного объёма. Такая организация
дистилляции повысит стабильность работы ЦМВД при концентрировании СГВ.
Качество
дистиллята,
полученного
при экспериментах по дистилляции имитатора СГВ, оценивалось по содержанию
органических
примесей
—
бихроматной окисляемости (ХПК), и по содержанию неорганических примесей — удельной электропроводности (УЭП). Данные
по качеству дистиллята (конденсата)
представлены на рис. 2 и 3.

Рис. 2. Изменение бихроматной окисляемости (ХПК)
дистиллята (конденсата) имитатора санитарно-гигиенической воды в зависимости от концентрации моющего
средства в контуре

Рис. 3. Изменение удельной электропроводности (УЭП)
дистиллята (конденсата) имитатора санитарно-гигиенической воды в зависимости от концентрации моющего
средства в контуре

Результаты
подтвердили
практическое отсутствие капельного уноса жидкости из зоны испарения в зону конденсации. Как видно, показатели ХПК и УЭП
значительно ниже нормируемых ГОСТ [3]
26

для очищенной СГВ. Следует отметить,
что содержание примесей в фильтрате
при обратноосмотической очистке имитатора СГВ несколько выше, чем при
дистилляции.
Проведённые
испытания
по очистке дистиллята в макете блока
сорбционно-каталитической очистки системы СРВ-К2М показали полное соответствие очищенной воды нормативам.
Ресурс по очистке составляет более 1 800 л.
дистилляция имитатора конденсата
атмосферной влаги
Проведены проверочные экспериментальные исследования по дистилляции
имитатора конденсата атмосферной влаги
(КАВ) в конструкторско-технологическом
макете системы СРВ–У–РС. Эксперименты подтвердили, что метод вакуумной
дистилляции малоэффективен для регенерации
воды
из
КАВ.
Летучие
примеси из конденсата переходят в дистиллят в соответствии с константой
распределения. Интегральное содержание
органических примесей в дистилляте
по ХПК составляет 70% от их содержания в исходном имитаторе КАВ.
Содержание
неорганических
примесей
снижается: электропроводность дистиллята в два раза ниже электропроводности
имитатора КАВ.
дистилляция натурной
санитарно-гигиенической воды
Проводилась дистилляция натурной
СГВ, полученной после мытья рук и лица
с
использованием
моющего
средства
«Адажио». В качестве исходной воды
для мытья рук и лица использовалась
дистиллированная
вода.
Перед
подачей на дистилляцию СГВ фильтровалась
в 10 мкм фильтре. Зависимость качества
дистиллята по ХПК и УЭП от концентрации МС в контуре представлена на рис. 4.
Среднее содержание моющего средства (или загрязнений) в СГВ составляло (по УЭП) ~5 г/л. Коэффициент
извлечения чистой воды обеспечивался отводом 100 мл концентрата, что по
расчёту составляет 0,98.
При дистилляции натурной СГВ качество дистиллята по ХПК соответствовало требованиям ГОСТ [3] на СГВ.
Значения ХПК не превышали 100 мгО2/дм3
при норме 150 мгО2/дм3. При ежесуточной
работе качество дистиллята практически
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

не
зависело
от
концентрации
МС.
После простоя конструкторско-технологического макета СРВ–У–РС в течение
21 сут качество дистиллята ухудшилось,
но затем восстановилось. На этот
факт следует обратить особое внимание:
проводить предварительное фильтрование
СГВ и усилить консервирующие свойства моющего средства.

Рис. 4. Зависимость бихроматной окисляемости (ХПК)
и удельной электропроводности (УЭП) дистиллята
(конденсата) от концентрации моющего средства (МС)
в контуре при регенерации натурной санитарно-гигиенической воды: ◆ — ХПК дистиллята при штатном функционировании; ▲ — УЭП дистиллята при штатном
функционировании;
— ХПК дистиллята после простоя
в течение 21 сут;
— УЭП дистиллята после простоя
в течение 21 сут

Гидроавтоматы системы СРВ–У–РС
и черпаки ЦМВД работали на натурной
СГВ без замечаний. Уноса пены в вакуумную магистраль для сброса газов при
номинальных оборотах ротора ЦМВД
(n = 1 100 об/мин) во время вакуумирования и проведения дистилляций не
обнаружено. При отводе концентрата
подтвердились замечания по выдаче недостаточной дозы насосом МН, особенно
после перерыва в работе.
дистилляция смеси урины
и натурной санитарно-гигиенической воды
Дистилляция смеси урины и натурной
СГВ, полученной при мытье рук и лица,
проводилась в следующих соотношениях:
• 25% урины – 75% натурной СГВ,
Kизвл = 0,95;
• 50% урины – 50% натурной СГВ,
Kизвл = 0,90;
• 75% урины – 25% натурной СГВ,
Kизвл = 0,87;
• 100% урины без добавления СГВ,
Kизвл = 0,85.
Качество
дистиллята,
полученного
после регенерации смеси урины и СГВ,
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

удовлетворяет требованиям нормативов
[3]. Дистиллят, полученный после регенерации консервированной урины, требует
дальнейшей доочистки до требований
ГОСТ [3]. Динамика изменения качества дистиллята (конденсата) при изменении соотношения СГВ и урины в регенерируемой
жидкости
представлена
на рис. 5 и 6.

Рис. 5. Динамика изменения бихроматной окисляемости (ХПК) дистиллята при изменении соотношения
санитарно-гигиенической воды и урины в регенерируемой жидкости

Рис. 6. Динамика изменения удельной электропроводности (УЭП) дистиллята при изменении соотношения санитарно-гигиенической воды и урины в регенерируемой жидкости

С увеличением доли урины в регенерируемой жидкости ХПК дистиллята
возрастало. При переходе к регенерации
консервированной урины в дистилляте
наблюдалось незначительное превышение
норматива на СГВ.
При штатных циклах дистилляции
урины значения ХПК дистиллята составляют в среднем 100…200 мгО2/дм3,
что
соответствует
УЭП
на
уровне
100…210 мкСм/см. Таким образом, полученные значения ХПК фильтрата из
урины после работы на СГВ соответствуют значениям ХПК при работе на урине.
С увеличением доли урины в регенерируемой жидкости УЭП дистиллята
в среднем остается на одном уровне,
так как в урине содержится малое количество летучих диссоциирующих соединений, а электропроводность определяется
27

Андрейчук п.О., Аракчеев д.в., бобе Л.С., железняков А.Г., Кочетков А.А., романов С.ю., Сальников Н.А.

количеством таких соединений в МС.
Незначительное
снижение
электропроводности, наблюдаемое на рис. 6, связано
с разбавлением СГВ уриной. При очистке смеси урины и СГВ унос солей
отсутствует. На протяжении всех экспериментов в дистилляте не наблюдалось
превышения нормативов [3] на СГВ.
Проводя сравнение интегральных
показателей содержания органических
(ХПК) и минеральных (УЭП) веществ
в дистилляте после очистки имитатора
СГВ на конструкторско-технологическом
макете СРВ–У–РС, можно сделать вывод
о неизменном содержании минеральных
веществ и слабо нарастающем содержании органических веществ в дистилляте
при регенерации как СГВ, так и смесей
СГВ с уриной. Выпадения солей в осадок
не выявлено.
Основные показатели качества воды,
регенерированной из СГВ при концентрации МС в циркуляционном контуре
250 г/л методами обратного осмоса и вакуумной дистилляции, приведены в таблице.
Как видно, содержание примесей намного
ниже установленных нормативов [3].
Испытания по очистке дистиллята
в макете блока колонок очистки системы
СРВ-К2М без предварительной обработки
в фильтре-реакторе показали, что блок
обеспечивает доочистку не менее 1 100 л.

Очищено 1 125 л (в пересчёте на полноразмерный блок) дистиллята смеси натурной СГВ и урины, при этом ресурс
блока колонок очистки не выработан.
Очищенная вода соответствует требованиям ГОСТ [3] по физико-химическим
показателям.
В ходе испытаний гидроавтоматы
системы СРВ–У–РС и черпаки ЦМВД
работали без замечаний. Уноса пены
в вакуумную магистраль для сброса газов при номинальных оборотах ротора
ЦМВД (n = 1 100 об/мин) во время вакуумирования и проведения дистилляций
не обнаружено.
При работе на натурной СГВ и смеси
натурной СГВ с уриной наблюдались
сбои в работе насоса МН при вытеснении концентрата из ЦМВД. Насос МН
не выдавал номинальную дозу регенерируемой жидкости, что, вероятно, связано с интенсивным пенообразованием
в ёмкости ЕДВ-У (СГВ) с этой жидкостью. По мере увеличения доли урины
в очищаемой жидкости стабильность
работы насоса МН повышается, и при
работе на чистой урине работоспособность
насоса полностью восстанавливается.
Для обеспечения полноценного вытеснения фиксированного объёма концентрированного
остатка
из
контура
ЦМВД в качестве альтернативы насосу

Содержание примесей в исходной (загрязнённой) воде и воде, регенерированной
из санитарно-гигиенической воды (Сгв) при концентрации моющего средства
в циркуляционном контуре 250 г/л, при использовании обратного осмоса и вакуумной дистилляции до 98%
Исходная
загрязнённая СГВ

Концентрат
СГВ в контуре
при Kизвл = 0,98

Обратный
осмос

Вакуумная
дистилляция

Нормы
по ГОСТ Р
50804-95
(не более)

Моющее средство, г/л

до 10

250

до 0,8

до 0,5

0,8*

Показатель pH, ед

6–10

6–8

6,3–8,6

5–7

5–9

до 2 000–5 000

33 000–40 000

100–150

40–90

150

—

—

—

0,7–3,9

80

0,6–1,0

—

0,03–0,90

0,02–1,20

0–7

Азот аммиака, мг/л

до 60

—

0,3–8,7

0–9,6

10

Содержание хлоридов, мг/л

до 300

—

0,7– 0,5

0,2–4,5

350

Содержание сульфатов, мг/л

до 40

—

—

0,1–8,6

250

Примеси

Содержание органических примесей
по бихроматной окисляемости
(ХПК), мгО2/дм3
Общее содержание
органического углерода, мгС/л
Общая жёсткость, мг-экв/л

Примечание. * — Значение получено в результате пересчета показателя химического потребления кислорода.

28

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

МН предлагается два варианта отвода остатка: через вращающийся ЦМВД
при вакуумированных корпусах ёмкости
с исходной жидкостью (ЕДВ-У) и ёмкости остатка или с использованием
ёмкости урины мембранной (ЕУМ) системы СРВ–УМ.
При дистилляции СГВ и смеси СГВ
с уриной использовался вариант работы
СРВ–У–РС с забортным вакуумом. При
этом среднее энергопотребление системы (без пульта управления) не превышало 330 Вт.
При росте содержания урины в регенерируемой жидкости от 0 до 75% наблюдалась стабильная производительность
СРВ–У–РС (3,5–4,0 л/ч). Средняя производительность системы по дистилляту
(конденсату)
в
режиме
дистилляции
(при работе на имитаторе СГВ и смесях:
25% урины – 75% натурной СГВ; 50% урины – 50% натурной СГВ) составила
~4,0 л/ч (при среднем значении давления в ЦМВД 390 мм вод. ст.). Удельные
энергозатраты на дистилляцию составили менее 85 Вт∙ч/л регенерированной
воды. При росте содержания урины
в регенерируемой жидкости от 75 до
100% наблюдалось снижение производительности СРВ–У–РС (до 2,5–3,0 л/ч).
Данное обстоятельство связано с повышением содержания неконденсирующихся
газов в паре и температурной депрессией.

Удельные энергозатраты на дистилляцию составили менее 110 Вт∙ч/л регенерированной воды. Как видно, параметры энергопотребления хорошо совпали
с рассчитанными в первом разделе
статьи
при
анализе
энергетических
параметров системы СРВ–У–РС.
комплексная система регенерации воды
На основе результатов проведённых
работ предложен вариант комплексной
системы регенерации воды, принципиальная структурная схема которой представлена на рис. 7.
Основной
особенностью
системы
является возможность регенерации СГВ
методом вакуумной дистилляции. В этом
случае прошедшая очистку в подсистеме
фильтрации СГВ направляется в подсистему дистилляции СРВ-У. Дистиллят
возвращается в СПВП. Как подтвердили описанные в данной статье исследования, дистилляция конденсата атмосферной влаги нецелесообразна, поэтому
он направляется непосредственно в СРВ-К
на
сорбционно-каталитическую
очистку совместно с дистиллятом. При наличии возможности регенерация СГВ
в замкнутом контуре СПВП–СРВ–СГ
является предпочтительной. При введении в комплекс СЖО витаминной
оранжереи пары воды поступают в СКВ
и затем — в СРВ-К, извлечение воды из солевых
растворов возможно
путём дистилляции в системе СРВ-У.
заключение

Рис. 7. Принципиальная структурная схема комплексной системы регенерации
воды из урины и санитарно-гигиенической воды СРВ–У–СГВ: АСУ–СПК–У —
система приёма и консервации урины; СПВП — система принятия водных процедур
и стирки; СРВ-У — система регенерации воды из урины (ПД — подсистема дистилляции);
СРВ-К — система регенерации воды из конденсата атмосферной влаги; СРВ—СГ —
система регенерации санитарно-гигиенической воды (ПФ — подсистема фильтрации);
СВО-ЗВ — система водообеспечения на запасах воды; ССБО — система сбора отходов;
СКВ — система кондиционирования воздуха; БПК — блок подачи конденсата;
СОВ — система очистки воды для электролиза; «Электрон-ВМ» — система электролизного получения кислорода; СПУГ — система переработки углекислого газа; КАВ —
конденсат атмосферной влаги; СГВ — санитарно-гигиеническая вода; «Загр.» — загрязнённая;
«Рег.» — регенерированная; К — концентрированный остаток; ПВ — вода для потребления

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Метод вакуумной дистилляции показал свою
эффективность при регенерации натурной санитарно-гигиенической
воды и смеси санитарногигиенической воды
с уриной. Система регенерации воды из урины
может
быть
использована как универсальная
система регенерации воды
из урины и санитарногигиенической воды при
условии проведения дополнительных мероприятий по отработке режима
29

Андрейчук п.О., Аракчеев д.в., бобе Л.С., железняков А.Г., Кочетков А.А., романов С.ю., Сальников Н.А.

отвода остатка, фильтрования и обеззараживания
загрязнённой
санитарногигиенической воды.
По результатам исследований предложена принципиальная структурная схема комплексной системы регенерации
воды из урины и санитарно-гигиенической
воды СРВ–У–СГВ.
Список литературы
1. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Романов С.Ю., Андрейчук П.О., Железняков А.Г.,
Синяк Ю.Е. Перспективы развития регенерационного водообеспечения пилотируемых космических станций // Пилотируемые полеты в космос. 2014. № 2(11).
С. 51–60.
2. Сальников Н.А., Бобе Л.С., Кочетков А.А., Синяк Ю.Е. Регенерация санитарно-гигиенической воды на перспективных космических станциях // Авиакосмическая и экологическая медицина.
2017. Т. 51. № 5. С. 47–54.
3. ГОСТ Р 50804-95. Среда обитания космонавта в пилотируемом космическом корабле. Общие медико-технические требования. М.: ИПК Издательство
стандартов, 1995. 118 с.
4. Andreychuk
P.,
Romanov
S.,
Zeleznyakov A., Bobe L., Kochetkov A.,
Tsygankov A., Arakcheev D., Sinyak Yu.
Water supply of long-term space flights
on the basis of physical-chemical processes
for water regeneration // Papers of the
4 9 t h I n t e r n a t i o n a l C o n fe r e n c e o n
Environmental Systems, 7–11 July 2019,
Boston, Massachusetts. Режим доступа:
https://ttu-ir.tdl.org/handle/2346/84923
(дата обращения 26.08.2020 г.).
5. A n d r e y c h u k P. , R o m a n o v S . ,
Zeleznyakov A., Bobe L., Kochetkov A.,
Tsygankov A., Arakcheev D., Sinyak Yu.

The water management on the ISS and
prospective space stations // Papers of the 50th
International Conference on Environmental
Systems, 31 July 2020. Режим доступа:
https://ttu-ir.tdl.org/handle/2346/86448
(дата обращения 26.08.2020 г.).
6. Сальников Н.А., Бобе Л.С., Кочетков А.А., Железняков А.Г., Андрейчук П.О.,
Шамшина Н.А. Применение мембранной
аппаратуры для регенерации санитарногигиенической
воды
на
космической
станции // Космическая техника и технологии. 2018. № 4(23). С. 29–39.
7. Бобе Л.С., Сальников Н.А. Анализ
и расчёт процесса низконапорного обратного осмоса при регенерации санитарногигиенической
воды
//
Космическая
техника и технологии. 2019. № 2(25).
С. 28–35.
8. Аракчеев Д.В., Бобе Л.С., Кочетков А.А., Сальников Н.А. Технология
регенерации санитарно-гигиенической
воды // Авиакосмическая и экологическая
медицина. 2018. Т. 52. № 7s. С. 10–11.
9. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Аракчеев Д.В., Сальников Н.А., Андрейчук П.О.
Регенерация санитарно-гигиенической воды методом вакуумной дистилляции //
Пилотируемые полеты в космос. Сб. материалов XIII международной научнопрактической конференции. 13–15 ноября
2019 г., Звёздный городок. С. 66–67.
10. Бобе Л.С., Кочетков А.А., Аракчеев Д.В., Сальников Н.А., Андрейчук П.О.
Комплексная система регенерации воды
из урины и санитарно-гигиенической воды
для космической станции // Сб. материалов 18-й международной конференции
«Авиация и космонавтика». 18–22 ноября
2019 г. М.: МАИ. С. 129.
Статья поступила в редакцию 15.06.2020 г.
Окончательный вариант — 29.07.2020 г.

reference
1. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Romanov S.Yu., Andreichuk P.O., Zheleznyakov A.G., Sinyak Yu.E. Perspektivy
razvitiya regeneratsionnogo vodoobespecheniya pilotiruemykh kosmicheskikh stantsii [Prospects for development
of regeneration water supply for manned space stations]. Pilotiruemye polety v kosmos, 2014, no. 2(11), pp. 51–60.
2. Sal'nikov N.A., Bobe L.S., Kochetkov A.A., Sinyak Yu.E. Regeneratsiya sanitarno-gigienicheskoi vody
na perspektivnykh kosmicheskikh stantsiyakh [Recycling sanitary/hygienic water in future space stations].
Aviakosmicheskaya i ekologicheskaya meditsina, 2017, vol. 51, no. 5, pp. 47–54.
3. GOST R 50804-95. Sreda obitaniya kosmonavta v pilotiruemom kosmicheskom korable. Obshchie
mediko-tekhnicheskie trebovaniya [Cosmonaut’s habitable environments on board of manned spacecraft. General
medicotechnical requirements]. Moscow, IPK Izdatel'stvo standartov publ., 1995. 118 p.
4. Andreychuk P., Romanov S., Zheleznyakov A., Bobe L., Kochetkov A., Tsygankov A., Arakcheev D., Sinyak Yu.
Water supply of long-term space lights on the basis of physical-chemical processes for water regeneration. Papers
of the 49th International Conference on Environmental Systems, 7–11 July 2019, Boston, Massachusetts. Available
at: https://ttu-ir.tdl.org/handle/2346/84923 (accessed 26.08. 2020).

30

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

прИМЕНЕНИЕ цЕНТрОбЕжНОй вАКууМНОй дИСТИЛЛЯцИИ

5. Andreychuk P., Romanov S., Zheleznyakov A., Bobe L., Kochetkov A., Tsygankov A., Arakcheev D., Sinyak Yu.
The water management on the ISS and prospective space stations. Papers of the 50th International Conference
on Environmental Systems, 31 July 2020. Available at: https://ttu-ir.tdl.org/handle/2346/86448 (accessed 26.08.2020).
6. Sal'nikov N.A., Bobe L.S., Kochetkov A.A., Zheleznyakov A.G., Andreichuk P.O., Shamshina N.A. Primenenie
membrannoi apparatury dlya regeneratsii sanitarno-gigienicheskoi vody na kosmicheskoi stantsii [Use of membrane
equipmentfor hygiene water processing aboard the space station]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018,
no. 4(23), pp. 29–39.
7. Bobe L.S., Sal'nikov N.A. Analiz i raschet protsessa nizkonapornogo obratnogo osmosa pri regeneratsii
sanitarno-gigienicheskoi vody [Analysis and calculation of the process of low-pressure reverse osmosis during recycling
of hygienic water]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2019, no. 2(25), pp. 28–35.
8. Arakcheev D.V., Bobe L.S., Kochetkov A.A., Sal'nikov N.A. Tekhnologiya regeneratsii sanitarno-gigienicheskoi
vody [Sanitary/hygienic water recycling technology]. Aviakosmicheskaya i ekologicheskaya meditsina, 2018, vol. 52,
no. 7s, pp. 10–11.
9. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Arakcheev D.V., Sal'nikov N.A., Andreichuk P.O. Regeneratsiya sanitarnogigienicheskoi vody metodom vakuumnoi distillyatsii [Recycling sanitary/hygienic water using vacuum distillation
technique]. Manned spacelight. Collection of scientiic papers from the 13th International research-to-practice conference,
13–15 November 2019, Zvezdnyi gorodok. Pp. 66–67.
10. Bobe L.S., Kochetkov A.A., Arakcheev D.V., Sal'nikov N.A., Andreichuk P.O. Kompleksnaya sistema regeneratsii
vody iz uriny i sanitarno-gigienicheskoi vody dlya kosmicheskoi stantsii [Integrated system for recycling water
from urine and sanitary/hygienic ware for a space station]. Collected papers of the 18th International conference
Aviation and Space – 2019, 18–22 November 2019. Moscow, MAI publ., p. 129.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

31

Милованов в.А., Гордяев А.С.

УДК 629.784.017

обеСПечение отказоуСтойчивоСти
Пилотируемых транСПортных кораблей «СоЮз мС»
© 2020 г. милованов в.а., гордяев а.С.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
Статья посвящена обеспечению безотказности пилотируемого транспортного
корабля «Союз МС» и безопасности его экипажа, а также анализу обоснованности
требований к отказоустойчивости, предъявленных к кораблю в рамках его участия
в работах по Международной космической станции (МКС). Представлены анализ
методов и результаты работ по обеспечению устойчивости к отказам кораблей
«Союз» на этапах создания и последующей модернизации. Изложена концепция
требований к отказоустойчивости, принятая при проектировании и разработке
корабля «Союз МС», описаны модификации, проведённые на корабле для обеспечения выполнения этих требований. Рассмотрены задачи наземной экспериментальной
отработки и заводских контрольно-проверочных испытаний по предотвращению
отказов в полёте кораблей. Предложен подход к статистическому анализу
замечаний и отказов, выявленных в процессе полёта корабля, позволяющий дать
независимую оценку эффективности испытаний по предотвращению отказов
в полёте. Представлены результаты статистического анализа замечаний
и отказов, зарегистрированных при полётах кораблей «Союз» к МКС (всего 55
кораблей), на основе которых сделан вывод об обоснованности и достаточности
предъявленных требований к отказоустойчивости.
Ключевые слова: пилотируемый транспортный корабль, «Союз», «Союз МС»,
полёт, модернизация, модификация, отказоустойчивость, надёжность, безопасность, замечание, отказ, статистический анализ, Международная космическая
станция, МКС, проектирование, разработка, наземная экспериментальная отработка,
заводские контрольно-проверочные испытания.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-32-43

aSSuriNg FaulT TOlEraNCE
OF ThE SOyuZ mS maNNEd TraNSpOrT SpaCECraFT
milovanov v.a., gordyaev a.S.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,
e-mail: post@rsce.ru
The paper is devoted to assuring a failure-free operation of the Soyuz MS manned
transport spacecraft and the safety of its crew and also to making an analysis of
the validity of fault tolerance requirements specified for the spacecraft in the scope
of its participation in the International Space Station (ISS) activities. The analysis
of methods and the results of work to assure resistance to failures of the Soyuz
spacecraft in the development and the subsequent modernization phases are presented.
The concept of requirements for fault tolerance adopted in the design and
development of the Soyuz MS spacecraft is stated, modifications made onboard

32

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

the spacecraft to fulfill these requirements are described. Objectives of the ground
development test and the plant check-out tests to present failures in the flight
of spacecraft are reviewed. An approach to statistical analysis of comments and failures
detected during the light of the spacecraft is proposed; it allows to give an independent
assessment of the efficiency of tests to prevent failures in flight. The results
of statistical analyses of comments and failures recorded in flights of the Soyuz
spacecraft to the ISS (a total of 55 spacecraft) are presented. Based on the results
a conclusion about the validity and sufficiency of requirements for fault
tolerance is made.
Key words: manned transport spacecraft Soyuz, Soyuz MS, flight, modernization,
modification, fault tolerance, reliability, safety, comment, failure, statistical analysis,
International Space Station, ISS, design, development, ground development test,
plant check-out tests.

милованов в.а.

гордяев а.С.

МИЛОВАНОВ Виктор Александрович — начальник сектора РКК «Энергия»,
e-mail: viktor.milovanov@rsce.ru
MILOVANOV Viktor Aleksandrovich — Head of Subdepartment at RSC Energia,
e-mail: viktor.milovanov@rsce.ru
ГОРДЯЕВ Александр Сергеевич — начальник отдела РКК «Энергия»,
e-mail: aleksandr.gordyaev@rsce.ru
GORDYAEV Aleksandr Sergeevich — Head of Department at RSC Energia,
e-mail: aleksandr.gordyaev@rsce.ru

введение
Ракетно-космическая корпорация
«Энергия» имени С.П. Королёва уделяет
большое внимание совершенствованию
пилотируемого корабля «Союз». Свой
первый полёт этот корабль осуществил
в ноябре 1966 г. Для решения различных задач было создано несколько вариантов пилотируемых кораблей «Союз»,
которые
затем
подвергались
неоднократным модернизациям. Практически
не отразившись на внешнем облике
корабля, они существенно улучшили
его тактико-технические характеристики.
О работах по модернизации корабля
подробно рассказано в статьях [1–3].
Несколько модернизаций корабля было
проведено в процессе решения задач по
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

транспортно-техническому обеспечению
Международной космической станции
(МКС). Полёты к МКС начал корабль
«Союз ТМ». Затем была проведена
его модернизация — появился корабль
«Союз ТМА», затем — «Союз ТМА-М»,
и, наконец, корабль «Союз МС».
Одной из задач, которые ставились
перед РКК «Энергия» в процессе
модернизации корабля, была задача
учёта опыта работ по обеспечению
надёжности и безопасности полётов
стран-партнёров
по
созданию
МКС.
Опыт работ стран-партнёров в этой
части, в т. ч. принятая в России система качества, был учтён в процессе
разработки совместных с NASA документов, которые определили технические требования к модулям и кораблям
33

Милованов в.А., Гордяев А.С.

Российского сегмента (РС) МКС и применяются при взаимодействии с международными партнерами [4].
К числу основных требований, предъявленных к характеристикам пилотируемых космических аппаратов — ПКА
(модулей и кораблей) в составе МКС,
относятся особые требования к безотказности ПКА и безопасности экипажа
ПКА в процессе полёта. Требования
формулируются следующим образом:
• один отказ в системе или ошибка
космонавта не должны приводить
к нарушению выполнения программы
полёта или созданию критичных по
безопасности ситуаций;
• два отказа в системе или две
ошибки космонавтов, либо один отказ
и одна ошибка космонавта в процессе
их работы не должны препятствовать
спасению экипажа и сохранению основного оборудования РС, позволяющего
продолжить программу полета после
проведения необходимых восстановительных работ.
Такие требования были сформулированы в совместных документах Российского космического агентства (РКА)
и NASA в рамках создания МКС [5, 6],
затем были включены в технические
задания (ТЗ) на создание модулей РС
МКС, а потом — в ТЗ на модификации
космических кораблей «Союз» и «Прогресс», созданные после начала полётов на МКС. Наличие этих требований
потребовало проведения комплекса
работ по их обеспечению, а также подтверждению выполнения этих требований
наряду с другими требованиями ТЗ.
Вместе с тем анализ корректности
требований устойчивости именно к двум
отказам применительно к ПКА в отечественной литературе не нашёл должного отражения.
методы и результаты проведения работ
по обеспечению устойчивости
к отказам кораблей «Союз»
На этапе создания корабля «Союз»
основным направлением работ по безопасности полёта являлось обеспечение высокой надёжности. Требование
по устойчивости к отказам в явном
виде не предъявлялось. Фактически
устойчивость к отказам достигалась
структурным и функциональным резервированием, применявшимся для обеспечения
34

надёжности систем корабля. Там, где
резервирование было практически невозможным или нецелесообразным (корпус,
силовые элементы конструкции, ёмкости,
механические агрегаты и т. п.), достижение высокого уровня надёжности обеспечивалось запасами прочности, введёнными
впоследствии
в
действующую
в настоящее время нормативно-техническую
документацию.
Эффективность
этих методов была подтверждена многолетней успешной эксплуатацией кораблей. Их достаточность была признана
Комиссией по безопасности МКС (SRP).
Однако в 2006 г. РКК «Энергия»
приняла решение оценить соответствие
корабля
«Союз
ТМА»
приведённым
выше требованиям по отказоустойчивости. Проведение такой оценки было
признано необходимым с учётом планов
по доработкам корабля и по его модернизации для решения новых задач.
Были организованы и проведены работы
по
системотехническому
анализу
конструкции и систем на предмет соответствия корабля требованиям по отказоустойчивости. Работы были проведены
в рамках анализа видов, последствий
и критичности отказов, который до
этого для корабля не проводился, и
оформления результатов такого анализа соответствия корабля требованиям
по отказоустойчивости в виде отчёта
(работы проводились в соответствии
с требованиями документов [7, 8]).
В рамках анализа были выполнены
следующие работы:
• для всех систем корабля был
проведён анализ свойств их устойчивости к отказам при наихудших видах,
сочетаниях и последствиях отказов.
При анализе последствий возможных
отказов в каждой системе рассматривались, независимо от их вероятности,
все возможные виды отказов в элементах системы (приборах, блоках и узлах):
потеря работоспособности, несанкционированное срабатывание, короткое замыкание, неоткрытие/незакрытие клапана,
потеря герметичности, засорение магистрали, отказ программного
обеспечения и т. п. В системах, где
они присутствовали, были определены
элементы, не обеспечивающие выполнение этих требований. Подразумевалось,
что отказы в элементах могут являться
следствием ошибок экипажа или наземных служб;
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

• на основе материалов по отказоустойчивости агрегатов и систем корабля были проведены анализ и оценка
выполнения требований к отказоустойчивости на уровне корабля в целом.
Были разработаны рекомендации по мерам, направленным на более полное
выполнение этих требований, которое
оценивалось с учетом функционального резервирования между элементами,
в т. ч. — элементами модулей РС МКС,
предназначенными для стыковки корабля.
Был разработан общий перечень мест
в конструкции, схемах всех систем корабля, не удовлетворяющих требованиям
к отказоустойчивости для пилотируемых изделий (так называемый перечень
критичных элементов);
• для критичных элементов (элементов, по которым было выявлено
невыполнение требований) был проведён
анализ возможных последствий их отказов, установлены меры, обеспечивающие
их безотказность и безопасность в полёте.
Поскольку все выявленные критичные элементы корабля «Союз ТМА»
имели большую положительную историю лётных испытаний и высокий
уровень показателей безотказности, для
них не потребовалось дополнительных
мероприятий по повышению их надёжности (в частности, доработок конструкции,
проведения
дополнительных
испытаний, эксплуатационных мероприятий и т. п.). Однако для отдельных
случаев были выработаны рекомендации
по
принятию
дополнительных
конструктивных мер с целью повышения
степени безотказности критичных элементов для их поэтапной реализации
в ходе выполнения планов доработки
и модернизации корабля.
План мероприятий по выполнению
рекомендаций разрабатывался в РКК
«Энергия» с учётом того, что в процессе создания и модификаций корабля
была достигнута высокая степень отработанности его элементов, в т. ч.
в условиях космического полёта. Учитывая
достигнутый высокий уровень отработанности и безотказности систем корабля,
что подтверждается отсутствием отказов кораблей в процессе эксплуатации,
начиная с корабля «Союз Т», реализация корректирующих мер не связывалась
с конкретными сроками или номерами изделий. Выбор корректирующих мер
и времени/этапа их реализации учитывал:
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

• оценку уровня повышения надёжности корабля в результате реализации
данной меры с учётом особенностей программы полёта дорабатываемого корабля;
• наличие имеющегося задела по
конструкторской проработке, экспериментальной отработке новых вариантов;
• материально-технические возможности доработки.
Для корабля «Союз МС» требование устойчивости к отказам реализовалось в виде следующей концепции,
принятой
при
проектировании
и разработке корабля:
• программа полёта должна выполняться при любом одном отказе в аппаратно или функционально резервированной системе (за исключением отказов,
связанных с разгерметизацией отсеков
корабля,
разгерметизацией
гидравлических контуров системы обеспечения
теплового режима — СОТР);
• безопасность экипажа и орбитальной станции должна быть обеспечена
при любых двух отказах в одной системе
или одном отказе в системе, не подлежащей ни аппаратному, ни функциональному резервированию.
Обеспечение устойчивости к отказам
в соответствии с упомянутым планом
мероприятий было выполнено в числе
других мероприятий по модификации
корабля. Но ряд систем подвергся модификации
именно
для
обеспечения
этого требования:
1. Изменена схема размещения двигателей
причаливания
и
ориентации
комбинированной двигательной установки
(КДУ). Это сделано в целях обеспечения выполнения программы полёта
при отказе одного любого двигателя
причаливания и ориентации (ДПО) и
обеспечения безопасности экипажа (возможности реализации режима построения ориентации и стабилизации при
спуске корабля) при двух отказах в подсистеме ДПО КДУ корабля, включая
отказ (разгерметизацию) одного из топливных коллекторов. В состав КДУ
корабля «Союз ТМА» входили 28 ДПО:
16 — большой тяги и 12 — малой.
На новом корабле вместо 12 двигателей
малой
тяги
ДПО-М
установлены
12 двигателей большой тяги ДПО-Б.
Таким образом, подсистема ДПО теперь включает два полностью резервированных коллектора по 14 ДПО-Б в каждом (рис. 1).
35

Милованов в.А., Гордяев А.С.

3. Установлен дополнительный
аккумуляторной батареи в системе
тропитания корабля (рис. 3), что
печило возможность выполнения
раммы полета без использования
нечных батарей (при необходимости).

блок
элекобеспрогсол-

Рис. 1. Космический корабль «Союз МС» в полёте:
1 — бытовой отсек; 2 — спускаемый аппарат; 3 — двигатели
причаливания и ориентации; 4 — приборно–агрегатный отсек

2. Для повышения надёжности выполнения режимов стягивания и герметизации стыка после стыковки корабля
и станции, начиная с «Союз ТМА-08М»,
в системе стыковки и внутреннего перехода
корабля
приводы
стыковочного
механизма
и
приводы
герметизации
стыка заменены на приводы с дублированными электродвигателями (рис. 2).

1

2
Рис. 2. Система стыковки и внутреннего перехода:
1 — дублированный привод стыковочного механизма;
2 — дублированный привод герметизации стыка

36

Рис. 3. Система электропитания корабля: 1 — блоки
питания (4 шт.) в корабле «Союз ТМА»; 2 — установленный
дополнительно пятый блок питания в корабле «Союз МС»

Других доработок не потребовалось —
«Союз ТМА» в части отказоустойчивости
обладал хорошими характеристиками.
Анализ видов, последствий и критичности отказов корабля «Союз МС»
показал, что проведённые мероприятия
повысили
устойчивость
корабля
к
двум отказам. При этом модернизация
(по сравнению с базовым кораблём)
не привела к появлению дополнительных
критичных
элементов,
которые
имеют те же функциональные задачи
и характеристики, структурные и функциональные связи с другими системами
корабля
и,
соответственно,
большую
положительную
историю
лётных
испытаний, высокий уровень показателей безотказности, и не требуют дополнительных мероприятий по повышению
их надёжности.
Во избежание последствий ошибочных
действий
операторов
наземного
комплекса управления и экипажа предусмотрены меры по обеспечению безопасности полётов:
1. Исполнение любой опасной команды на корабле возможно только после
выполнения
предварительных
команд
и операций, которые являются блокировками.
2. Выдача команд из Центра управления полётами (ЦУП) осуществляется
по предварительно утвержденной программе сеанса связи.
3. Все управляющие воздействия от
наземного комплекса управления предварительно отрабатываются на соответствующих наземных моделях.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

4. Снятие блокировок на прохождение опасной команды осуществляется
по командной радиолинии после положительного
результата
телеметрического контроля соответствующего процесса в ЦУП.
5. Все функционально опасные команды, выдаваемые экипажем, исполняются
в системе управления только после
предварительной
выдачи
нескольких
команд, которые снимают соответствующие электрические блокировки. Кроме
того, особо опасные команды имеют
механическую блокировку.
6. Планирование (по возможности)
работы экипажа в ответственных режимах под контролем ЦУП.
эффективность работ по предотвращению
отказов в полёте изделия
и её влияние на надёжность изделий
и безопасность космических полётов
Обеспечение отказоустойчивости ПКА —
не единственное направление работ по
обеспечению безопасности космических
полётов. В общем случае требование
устойчивости к одному и двум отказам
подразумевает, что в процессе полёта
возможно некоторое количество отказов,
но оно должно быть ограниченным;
прогноз этого количества и должен являться обоснованием требования устойчивости ПКА не более чем
к двум отказам.
Резервирование направлено на парирование отказов в полёте, однако их
количество — фактор, от которого стремятся избавиться в процессе подготовки
изделий к пуску. К мероприятиям по
уменьшению количества отказов в процессе полёта относятся следующие:
1. Обеспечение эффективности работ
по предотвращению отказов в полёте
изделия. В этом основную роль играют
экспериментальная
отработка
корабля
в процессе разработки конструкторской
документации и контрольно-проверочные
испытания (КПИ) кораблей в процессе
их изготовления и подготовки к пуску.
В процессе экспериментальной отработки
подтверждается работоспособность систем
и агрегатов изделия в условиях эксплуатации, при этом должны быть выявлены
и устранены недостатки документации,
из-за которых в полёте могут отказать
все или большинство образцов приборов, блоков или узлов, изготовленные
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

по такой документации (должны быть
исключены конструктивные отказы). В
процессе КПИ проверяется работоспособность приборов, блоков и узлов изделия
и отсутствие в них любых отклонений
от требований конструкторской документации — производственных дефектов.
Отказавшие
в
процессе
подготовки
к пуску или дефектные элементы заменяются на работоспособные или ремонтируются. В полёт допускается корабль
с полностью работоспособными приборами, блоками и узлами [9].
2. Обеспечение эффективности работ
по устранению причин отказов в изделии,
выявленных в полёте. Если в процессе
полёта происходят отказы, в обязательном порядке проводится анализ их
причин и принимаются меры, исключающие повторение отказа на последующих
образцах изделия. Устранение конструктивного отказа проводится корректировкой конструкторской документации
с последующим подтверждением эффективности корректировки. Устранение
отказов из-за производственных дефектов
(производственных отказов) заключается
в подтверждении единичности отказа
и обосновании отсутствия необходимости доработок рабочей конструкторской
документации, а также в выполнении
мероприятий,
касающихся
повышения
контроля качества изготовления и эффективности испытаний в части недопуска
потенциальных отказов в полёт корабля.
Повторное
проявление
производственного отказа приводит к доработке конструкторской документации, исключающей
возможность повторения такого отказа
на последующих изделиях (соответственно,
отказ уже должен классифицироваться
как
конструктивный).
Такой
подход
к обеспечению безотказности позволяет
отработать документацию и приводит
к росту надёжности изделия.
В условиях полностью отработанной
документации конструктивных отказов
в ходе полёта не происходит. Однако
даже после полной отработки конструкторской документации для каждого изготавливаемого изделия будет необходимо
обеспечивать эффективность КПИ. Чем
выше эффективность КПИ, тем меньше
будет в полёте отказов из-за производственных дефектов, тем выше в конечном
итоге будет надёжность изделия и тем
меньше потребуется применение резервирования.
37

Милованов в.А., Гордяев А.С.

Пусть q1 — вероятность наличия
дефектов в изделии в результате изготовления до проведения КПИ; q2 —
вероятность невыявления дефектов
в изделии в ходе проведения КПИ,
тогда
q = q1q2 — вероятность наличия
дефектов после изготовления и КПИ.
Соответственно, p1 = (1 – q1) — вероятность отсутствия дефектов в изделии
в результате изготовления (до проведения КПИ); p2 = (1 – q2) — вероятность выявления дефектов в изделии
в ходе проведения КПИ.
Величина p1 является мерой качества изготовления, а величина p2 — мерой
эффективности испытаний.
Вероятность Р отсутствия дефектов
в изделии после изготовления и испытаний можно представить в виде
Р=1–q
или в виде
Р = 1 – (1 – p1)(1 – p2).
(1)
Выражение (1) по виду аналогично выражению для оценки надёжности
дублированной системы. Можно сказать,
что испытания дублируют процесс изготовления с точки зрения непропуска дефектов на эксплуатацию. Из выражения
(1) следует также то, что чем выше
эффективность испытаний, тем выше
вероятность непропуска дефектов на
эксплуатацию (и тем меньше отказов
в изделии в полёте): при p2→1 величина
Р→1 даже независимо от величины p1.
Таким образом, получен количественный
результат,
соответствующий
изложенным выше качественным предпосылкам:
высокоэффективная система КПИ даёт
возможность изготовить изделие с полным отсутствием дефектов. Это позволяет, во-первых, при проектировании
изделия рассматривать резервирование
как не единственный способ обеспечения
высокой надежности изделия и безопасности
полёта. Во-вторых, эффективность испытаний должна быть такова, чтобы реально
обеспечиваемый системой КПИ уровень
числа отказов в полёте изделия на этапе
эксплуатации не превышал такого количества отказов, к какому устойчивость
изделия к отказам будет достаточной.
оценка эффективности работ
по предотвращению отказов в полёте
кораблей «Союз»
Мероприятия по
чества
отказов
в
38

уменьшению колипроцессе
полёта,

рассмотренные выше, в полной мере
реализованы для ТПК «Союз МС».
Однако обеспечивать эффективность работ по предотвращению отказов в полёте
изделия можно лишь в том случае, если
имеется возможность установить наличие отказа и причину каждого произошедшего отказа — это позволяет выявить конкретные работы, в ходе которых
была допущена неэффективность, принять меры по локализации возможных
последствий и устранить причины отказа, в т. ч. допущенную неэффективность.
Для
изделий
ракетно-космической
техники проведение анализа отказов,
произошедших в полёте, является очень
сложной задачей. Обусловлено это недоступностью, в большинстве случаев,
отказавшего оборудования для проведения детального анализа и наличием
факторов космического полёта, которые
не всегда можно учесть при проектировании и конструировании. Анализ,
как правило, производится на основании телеметрической информации, получаемой в процессе полёта, а также
исследований и экспериментов, которые
проводятся
без
наличия
отказавшей
матчасти. Такой анализ позволяет установить
только
наиболее
вероятную
причину отказа.
В качестве примера можно рассмотреть отказ, произошедший на корабле
Союз
ТМА-17М.
23.07.2015 г.
после
выведения корабля на орбиту по ТМИ
было зафиксировано нераскрытие одного из крыльев солнечной батареи.
За 6,5 мин до стыковки после нескольких часов полёта произошло самопроизвольное раскрытие батареи. Отказ
раскрытия батареи не повлиял на выполнение программы полёта — корабль
продемонстрировал устойчивость к такому виду отказа, продолжил полёт
с нераскрывшейся батареей и успешно пристыковался к МКС. Для установления причины отказа в условиях
отсутствия необходимых для анализа
элементов продолжавшего полёт корабля были рассмотрены проектная, конструкторская и технологическая документации, процессы изготовления, сборки,
испытаний, подготовки корабля на техническом комплексе космодрома Байконур,
проведены
экспериментальные
работы. Наиболее вероятной причиной
было определено наложение деформаций элементов конструкции корабля при
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

реальных
нагрузках
и
температурах
в условиях космического полёта на
недостаточность конструктивных зазоров
в элементах конструкции. На всех последующих изделиях необходимые зазоры
были увеличены с корректировкой рабочей конструкторской документации
и доработкой уже изготовленной матчасти.
Выявление
статистических
закономерностей по результатам проведения
анализа отказов становится также достаточно сложной процедурой. Процесс
проведения анализа отказов для ПКА
с целью установления статистических
закономерностей показан на рис. 4.

Рис. 4. Общий вид проведения анализа отказов

Любые выявленные отклонения контролируемого по ТМИ параметра от
установленных пределов, даже если они
никак не повлияли на функционирование изделия, рассматриваются как замечание к функционированию изделия.
Выявленные замечания, а также замечания космонавтов в обязательном порядке
подлежат регистрации с последующим
анализом их причин и принятием мер
по их устранению.
Замечания, зарегистрированные на совокупности нескольких образцов изделия
при испытаниях и эксплуатации, можно
рассматривать
как
поток
замечаний.
Поток
замечаний,
зарегистрированных
в процессе лётных испытаний ПКА,
в рамках решения задачи получения данных по отказам для последующего
статистического анализа распределяется
на следующие составляющие:
• отказ в изделии отсутствует.
К таким должны быть отнесены замечания, которые были зарегистрированы,
но в ходе анализа которых было
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

установлено, что отступления характеристик
системы корабля от требуемых (отказ
или неисправность) отсутствуют. Система корабля отработала так, как предусмотрено
документацией,
и
никаких
мероприятий на корабле по устранению
не требуется (сюда должны быть включены также замечания, которые явились
следствием отказов в наземном оборудовании, ошибок или несанкционированных
действий
наземных
служб
управления, а также отказов в смежных
модулях МКС);
• сбой — самоустраняющийся отказ
или однократный отказ, устраняемый незначительным вмешательством оператора [10];
• отказ в системе;
• отказы в телеметрической системе
бортовых измерений (СБИ).
Замечания вида «Отказ отсутствует»,
«Сбой», «Отказ в СБИ» должны быть
исключены из последующего статистического анализа. Основной задачей СБИ
является получение информации о работоспособности
изделия.
Эта
информация необходима для обеспечения возможности установления причины отказа
(в случае его проявления) и принятия
мер по её устранению, обеспечивая
тем самым надёжность последующих
образцов изделия. Вместе с тем СБИ
и её элементы, не участвующие в управлении изделием, непосредственного
влияния на выполнение программы конкретного полёта не оказывают. При этом
работы по устранению замечаний к СБИ
проводятся так же, как и для других
систем. Отказы СБИ согласно методологии, принятой в РКК «Энергия», в оценках надёжности ПКА не учитываются.
Отказы в системах подразделяются по
причинам на три части.
Одна из них — отказы из-за ошибок
эксплуатации. К ним должны быть отнесены отказы в результате ошибочных
действий экипажа. Такие отказы связаны
с нарушением установленных правил
эксплуатации, поэтому должны быть
классифицированы как эксплуатационные
согласно ГОСТ [10].
Вторая часть — отказы, которые
после проведения анализа были устранены доработкой документации (рабочей
конструкторской, эксплуатационной) или
программного обеспечения, исключающей
их повторение. Такие отказы возникают
из-за недостатков документации, зачастую — из-за несовершенства знаний
39

Милованов в.А., Гордяев А.С.

приводящей к доработкам конструкторской документации (далее по тексту —
прочие причины).
Результаты сводного статистического анализа отказов в системах, зарегистрированных при полётах ТПК «Союз»
к МКС (всего 55 кораблей), проведённого РКК «Энергия» в рамках решения
задачи анализа технического состояния
кораблей, приведены на рис. 5.

о совместном функционировании систем
изделия в условиях космического полёта; они должны быть классифицированы
как
конструктивные
отказы
согласно ГОСТ [10].
Третья часть — единичные, неповторяющиеся для разных образцов ПКА
отказы, как правило, произошедшие по
не установленной по объективным обстоятельствам причине (см. выше), не

а)

б)

в)

г)
Рис. 5. Распределение отказов в системах на кораблях «Союз»: а — распределение всех видов
б — распределение конструктивных отказов; в — распределение эксплуатационных отказов; г — распределение прочих отказов

40

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

отказов;

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

Как видно из приведённых данных
(рис. 5, а), количество отказов всех
видов в полётах корабля ограничено
по величине. При этом никакое сочетание всех отказов не привело к срыву
выполнения программы ни одного из
полётов или к опасному отказу изделия.
Статистический анализ отказов в полёте кораблей «Союз», летавших к МКС,
даёт результаты, приведённые в табл. 1.
Таблица 1
распределение количества всех видов отказов
в системах на кораблях «Союз» (до корабля
«Союз мС-06» включительно, всего 55 полётов)
Количество
отказов
комплектующих
изделий

Частота
проявлений
(количество
изделий)

Вероятность

Интегральная
вероятность

0

6

0,1091

0,1091

1

15

0,2727

0,3818

2

16

0,2909

0,6727

3

11

0,2000

0,8727

4

4

0,0727

0,9454

5

2

0,0363

0,9818

6

1

0,0181

1

7

0

0

1

8

0

0

1

9

0

0

1

Из данных табл. 1 следует, что не
более двух отказов всех видов в кораблях происходило в 67% случаев. Всего
имело место не более шести отказов.
Распределение конструктивных отказов
в системах на кораблях «Союз» представлено на рис. 5, б. Несмотря на проводимые доработки в связи с модернизацией

корабля, количество выявляемых конструктивных отказов не имеет тенденции к существенному росту на кораблях
после проведения доработок. Это свидетельствует о правильности выбранной
концепции эволюционного совершенствования кораблей на фоне текущей программы работ с МКС. Как было отмечено выше, конструктивные отказы —
это отказы, наличие которых свойственно всем или большинству систем, изготовленных по документации, в которой
имеются недостатки. Устранение выявленных в полёте недостатков документации приводит к исключению повторения конструктивного отказа в полётах
последующих образцов изделия. Можно
сказать, что в документации на изделие
перед началом лётных испытаний имеется некоторое интегральное количество
недостатков. В ходе лётных испытаний
и последующих полётов эти недостатки
проявляются (в виде отказов), после
устранения выявленных в одном полёте
недостатков
документации
их
интегральное количество уменьшается, пока
в процессе полётов конструктивные
отказы перестают проявляться, и отработку конструкторской документации
можно считать завершённой (применительно к полётам кораблей «Союз»
изложенное представлено на рис. 6).
Как видно из рис. 6, конструктивных
отказов на кораблях «Союз ТМ» в полётах к МКС не было. Это свидетельствует о завершенности отработки документации этого изделия. То же можно
сказать
о
корабле
«Союз
ТМА».
На корабле «Союз МС», на котором
продолжились доработки, начатые на
корабле «Союз ТМА-М», не исключается возможность продолжения отработки

Рис. 6. Динамика изменения интегрального количества конструктивных отказов на кораблях «Союз»

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

41

Милованов в.А., Гордяев А.С.

документации, и в последующих полётах ограниченное количество конструктивных отказов может проявляться
(см. рис. 5, б).
Распределение эксплуатационных отказов, представленное на рис. 5, в, свидетельствует о высоком уровне подготовки
экипажей кораблей. Эксплуатационные
отказы являются внешними по отношению к собственно кораблю, поэтому
при анализах надёжности корабля их
рассмотрение не требуется. При анализе безопасности такие отказы рассматриваются с позиции подтверждения
достаточности мер, исключающих случайную выдачу опасной команды.
Это отражено в концепции, изложенной выше, принятой при проектировании
и разработке корабля, которая исключает в явном виде опасность выдачи
несанкционированной команды экипажем корабля.
Распределение
количества
отказов,
доработка по которым не проводилась,
приведено на рис. 5, г. Учитывая, что
в распределение включены единичные
неповторяющиеся отказы, с наибольшей
вероятностью можно считать причиной
этих отказов производственные причины. Статистический анализ таких
отказов в полёте кораблей «Союз»,
летавших к МКС, даёт результаты, приведенные в табл. 2.
Таблица 2
распределение количества отказов, доработка
по которым не проводилась, на кораблях «Союз»
(до корабля «Союз мС-06» включительно,
всего 55 полётов)
Вероятность Интегральная
вероятность

Количество
отказов
комплектующих
изделий

Частота
проявлений
(количество
изделий)

0

21

0,3818

0,3818

1

19

0,3454

0,7273

2

12

0,2182

0,9455

3

3

0,0545

1

4

0

0

1

5

0

0

1

6

0

0

1

7

0

0

1

Из данных табл. 2 следует, что не
более двух отказов происходило в 94%
кораблей. Всего отказывало не более
трёх приборов.
42

Как видно из приведённых данных,
эффективность работ в процессе изготовления и КПИ по предотвращению
отказов в полёте кораблей «Союз» является очень высокой, но не абсолютной. Несмотря на все меры по
обеспечению эффективности испытаний
и предпринимаемые усилия по предупреждению возможных отказов, в полёте кораблей «Союз» происходят отказы
в их системах. При этом надёжность
кораблей
в
полёте
свидетельствует
о
том,
что
проявляющиеся
отказы
успешно парируются в ходе полёта
отказоустойчивостью корабля — использованием резервных приборов. Таким
образом, требование устойчивости корабля «Союз» к двум отказам на этапе эксплуатации является технически
корректным — проявление двух отказов
в системах в полёте корабля является
возможным, однако эффективность работ по предотвращению отказов в процессе полёта кораблей такова, что эта
величина не будет превышена в 94%
случаев. В результате проявление не
более двух отказов в процессе полёта
и устойчивость к двум отказам обеспечивает высочайшую надёжность корабля
и безопасность полёта.
выводы
Анализ видов, последствий и критичности отказов корабля «Союз ТМА»
позволил
разработать
и
выполнить
мероприятия, которые обеспечили более
полное соответствие ТПК «Союз МС»
современным требованиям по отказоустойчивости. Результаты сводного анализа отказов в системах, зарегистрированных при полётах ТПК «Союз»
к МКС (всего 55 кораблей) показали, что существующая в РКК «Энергия» система качества при разработке, изготовлении и подготовке к пуску
ТПК «Союз», предусматривающая
• подтверждение в ходе экспериментальной
отработки
работоспособности
всех приборов и систем для условий
полёта корабля;
• допуск корабля к полёту только
при полностью работоспособных приборах;
• выявление и устранение причин
всех выявленных в полёте отказов,
включая подтверждение эффективности
доработок, проведённых для устранения
причины отказа,
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбЕСпЕЧЕНИЕ ОТКАзОуСТОйЧИвОСТИ

обеспечивает
высокую
эффективность
непропуска отказов в полёт, в результате
чего в процессе полёта проявляется не
более двух отказов.
Проявление не более двух отказов
в процессе полёта и устойчивость к двум
отказам обеспечивают высочайшую надёжность корабля и безопасность полёта.
В результате корабль отвечает всем современным требованиям и демонстрирует исключительную надёжность при
доставке людей на орбиту и обратно
на Землю.
Список литературы
1. Ильин А. «Союз ТМА» стал современным. Интервью с Е.А. Микриным //
Новости космонавтики. 2010. № 12. С. 14–17.
2. Красильников А. Новая модификация «Союза» полетит через год // Новости
космонавтики. 2015. № 5. С. 29–31.
3. Красильников А. Модернизированный корабль // Новости космонавтики.
2016. № 9. С. 3–5.
4. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В.
Международное сотрудничество в сфере
пилотируемых полетов. Часть 2. Создание и эксплуатация Международной космической станции // Космическая техника
и технологии. 2017. № 2(17). С. 5–28.

5. SSP 50146. NASA/RSA bilateral
S&MA Process Requirements for International
Space Station. Johnson Space Center. Houston,
Texas. Revision B, March 2004. 179 p.
6. SSP
41163.
Russian
Segment
Specification International Space Station
Program. Johnson Space Center. Houston,
Texas. Revision J, 28 November 2008. 435 p.
7. ГОСТ 27.310–95. Надежность в
технике. Анализ видов, последствий и
критичности отказов. Основные положения. М.: Госстандарт России, 1995. 15 с.
8. SSP 30234. Failure Modes and Efects
Analysis and Critical Items List Requirements
for Space Station. International Space Station
Program. National Aeronautics and Space
Administration. International Space Station
Program Johnson Space Center. Houston, Texas.
Revision F, July 2002. 97 p.
9. Надёжность и эффективность в
технике. Экспериментальная отработка
и испытания. Справочник / Под ред. Авдуевского В.С. М.: Машиностроение, 1989.
Т. 6. 376 с.
10. ГОСТ 27.002-2015. Межгосударственный стандарт. Надёжность в технике.
Термины и определения. М.: Стандартинформ, 2016. 23 с.
Статья поступила в редакцию 15.11.2019 г.
Окончательный вариант — 31.08.2020 г.

reference
1. Il'in A. «Soyuz TMA» stal sovremennym. Interv'yu s E.A. Mikrinym [Soyuz TMA became modern.
Interview with E.A. Mikrin]. Novosti kosmonavtiki, 2010, no. 12, pp. 14–17.
2. Krasil'nikov A. Novaya modifikatsiya «Soyuza» poletit cherez god [A new version of Soyuz will
fly in a year’s time]. Novosti kosmonavtiki, 2015, no. 5, pp. 29–31.
3. Krasil'nikov A. Modernizirovannyi korabl' [The upgraded spacecraft]. Novosti kosmonavtiki, 2016,
no. 9, pp. 3–5.
4. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskii V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe
sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast' 2. Sozdanie i ekspluatatsiya Mezhdunarodnoi kosmicheskoi
stantsii [International cooperation in the sphere of manned lights. Part 2. Development and operation
of the International Space Station]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 2(17), pp. 5–28.
5. SSP 50146. NASA/RSA bilateral S&MA Process Requirements for International Space Station.
Johnson Space Center. Houston, Texas. Revision B, March 2004. 179 p.
6. SSP 41163. Russian Segment Specification International Space Station Program. Johnson Space
Center. Houston, Texas. Revision J, 28 November 2008. 435 p.
7. GOST 27.310–95. Nadezhnost' v tekhnike. Analiz vidov, posledstvii i kritichnosti otkazov. Osnovnye
polozheniya [Dependability in technics. Failure mode, effects and critically analysis. Basic principles].
Moscow, Gosstandart Rossii publ., 1995. 15 p.
8. SSP 30234. Failure modes and effects analysis and critical items list requirements for Space Station.
International Space Station Program. National Aeronautics and Space Administration. International Space
Station Program Johnson Space Center. Houston, Texas. Revision F, July 2002. 97 p.
9. Nadezhnost' i effektivnost' v tekhnike. Eksperimental'naya otrabotka i ispytaniya. Spravochnik [Reliability
and effectiveness in technology. Experimental development and tests. Handbook]. Ed. by Avduevskiy V.S.
Moscow, Mashinostroenie publ., 1989. Vol. 6, 376 p.
10. GOST 27.002-2015. Nadezhnost' v tekhnike. Terminy i opredeleniya [Dependability in technics.
Terms and definitions]. Moscow, Standartinform publ., 2016. 23 p.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

43

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

УДК 62-585.7:629.7.027.7

ограничитель СкороСти выдвижения кольца
уПруго-адаПтивного Периферийного
Стыковочного механизма
© 2020 г. рассказов я.в., чернышев и.е., кобец в.д.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
Стыковочное кольцо упруго-адаптивного стыковочного механизма по сигналу
первого контакта выдвигается пружинными механизмами штанг для улучшения
условий сцепки. При этом оно достигает большой скорости, и на пассивный стыковочный интерфейс оказываются неприемлемые ударные нагрузки. В настоящей
работе рассмотрены ограничитель скорости выдвижения стыковочного кольца,
его аналитическая модель, краткая методика расчёта его параметров. Описаны
упрощённая модель выдвижения кольца при первом контакте, способ определения
коэффициента вязкостного трения шарико-винтового преобразователя стыковочного
механизма, являющегося параметром модели. Приведены методика, результаты
и сравнение моделирования выдвижения стыковочного кольца с предложенным
замедлителем и без него. Показано, что при наличии ограничителя скорости
выполняются требования Международного стандарта по импульсному нагружению
пассивного интерфейса. Приведён приемлемый по массогабаритным параметрам
вариант конструктивной реализации ограничителя скорости.
Ключевые
слова:
стыковка
космических
аппаратов,
упруго-адаптивный
стыковочный механизм, устройство стягивания, ограничитель скорости, механический
регулятор.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-44-55

EXTENSiON vElOCiTy limiTEr
FOr ThE riNg OF aN ElaSTiCally adapTivE
pEriphEral dOCkiNg mEChaNiSm
rasskazov ya.v., Chernyshev i.E., kobets v.d.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
The docking ring of an elastically adaptive docking mechanism on the initial
contact signal is extended by spring-loaded mechanisms of the rods in order to improve
capture conditions. In the process, it reaches a high velocity, which applies unacceptably
high impact loads to the docking interface. This paper discusses an extension velocity
limiter for the docking ring, its analytical model, and a brief procedure for calculating
its parameters. It describes a simplified model for ring extension during initial contact,
and a method for determining viscous friction coefficient of the ball-screw pair
of the docking mechanism, which is a parameter in the model. It presents the procedure,
results and comparison of simulations of the docking ring extension both with the use
of the proposed retarder and without it. It is demonstrated that the use of the velocity
limiter permits to meet the requirements of the International Standard for pulsed loads
on the passive interface. The paper describes a design option for velocity limiter that
has acceptable mass and dimensions.
Key words: spacecraft docking, elastically adaptive docking mechanism, retraction device,
velocity limiter, mechanical governor.

44

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

раССказов я.в.

чернышев и.е.

кобец в.д.

РАССКАЗОВ Ярослав Владимирович — начальник сектора – заместитель начальника отдела
РКК «Энергия», e-mail: yaroslav.rasskazov@rsce.ru
RASSKAZOV Yaroslav Vladimirovich — Head of Subdepartment – Deputy Head of Department
at RSC Energia, e-mail: yaroslav.rasskazov@rsce.ru
ЧЕРНЫШЕВ Иван Евгеньевич — ведущий инженер-программист РКК «Энергия»,
e-mail: post@rsce.ru
CHERNYSHEV Ivan Evgenyevich — Lead software engineer at RSC Energia,
e-mail: post@rsce.ru
КОБЕЦ Виктор Дмитриевич — инженер-конструктор 3 категории РКК «Энергия»,
e-mail: post@rsce.ru
KOBETS Viktor Dmitrievich — Engineer-designer 3 category at RSC Energia,
e-mail: post@rsce.ru

введение
Стыковка космических кораблей —
управляемый механический процесс их
сборки на орбите. Она начинается при
первом контакте стыковочных агрегатов
двух кораблей, сближающихся с заданной скоростью. Кинетическая энергия
сближения используется для образования
первичной механической связи — сцепки.
По достижении сцепки энергия сближения
поглощается устройствами стыковочного агрегата, а затем им же обеспечивается
выравнивание и стягивание кораблей.
Стягивание применяется для образования жёсткого и, как правило, герметичного соединения космических аппаратов
(КА) и образования между ними электрических и гидравлических связей [1].
Для обеспечения возможности стыковки кораблей различных стран разработан
Международный стандарт на интерфейсы стыковочных систем (IDSS IDD [2]).
В связи с этим РКК «Энергия» разрабатывает проект стыковочного агрегата,
соответствующего IDSS IDD в части
интерфейсных размеров, кинематических,
силовых и других параметров. Частью
этого агрегата является новый упруго№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

адаптивный стыковочный механизм (СтМ),
в котором реализован новый принцип
поглощения кинетической энергии сближения КА через накопление, и который
выполняет функцию стягивания [3].
При первом контакте стыковочного
кольца блок управления выдаёт команду на освобождение пружинных механизмов устройств накопления энергии,
вследствие чего кольцо под действием
пружин выдвигается навстречу пассивному интерфейсу и выравнивается относительно него за счёт сил реакции направляющих
элементов
с
находящимися
на них защелками. Это необходимо
для улучшения условий сцепки.
Потенциальная энергия этих пружинных механизмов определяется силой
срабатывания защёлок, ходом кольца,
а также — жёсткостью пружины, и не
может быть уменьшена. Однако, этой
энергии достаточно для создания ударного воздействия кольца на пассивный
интерфейс с амплитудой силы большей,
чем задана в IDSS IDD.
Поэтому в настоящей работе предлагаются устройство, ограничивающее скорость выдвижения стыковочного кольца,
и методика расчёта его параметров.
45

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

Описаны
также
упрощённая
модель
выдвижения кольца при первом контакте, способ определения коэффициента
вязкостного
трения
шарико-винтового
преобразователя (ШВП) СтМ, являющегося параметром модели. Выполнено
моделирование выдвижения стыковочного
кольца с предложенным замедлителем
и без него, а также сравнение результатов
моделирования. Испытания ограничителя
скорости в настоящее время не проводились ввиду отсутствия материальной
части, но планируются в будущем.
упруго-адаптивный стыковочный механизм
и процесс выдвижения кольца
В упруго-адаптивном периферийном
СтМ применяется шесть штанг, условно группируемых парами, как указано
на схеме (рис. 1). Стыковочный механизм имеет три характерных положения:
переднее (ПП), в котором все штанги
имеют максимальную длину; исходное
(ИП), в котором СтМ готов к стыковке, и конечное (КП) — когда штанги
имеют
минимальную
длину.
Между
штангами в каждой паре находится
крепление тросового устройства стягивания (ТУС) [4].

Рис. 1. Кинематическая схема упруго-адаптивного стыковочного механизма (СтМ): 1 — кольцо СтМ (фрагмент); 2 — 3-степенн́й шарнир вращения; 3, 4 — винт
и гайка шарико-винтового преобразователя; 5 — подшипник; 6 — корпус штанги; 7 — 2-степенн́й шарнир
вращения; 8 — основание СтМ; 9 — силовой редуктор;
10 — управляемая обгонная муфта; 11 — спиральный
пружинный механизм; 12 — подшипники; 13 — редуктор;
14 — кулачки; 15 — пружина; 16 — барабан намотки троса

46

Выдвижение стыковочного кольца из
КП производится за счёт сил действия
пружинных механизмов (ПМ). Скорость
этого перемещения задаётся скоростью
размотки троса. В ИП (находится ниже
ПП на величину xmax) возможность
удлинения штанг блокируется, а привод
ТУС не выключается до образования
заданного люфта на кулачках. По сигналу первого контакта штанги освобождаются, и кольцо быстро выдвигается
навстречу пассивному интерфейсу для
совмещения с ним. По достижении сцепки возможность удлинения штанг снова блокируется, и вся кинетическая
энергия движения КА с этого момента
расходуется на укорачивание штанг и
закрутку их ПМ. Стягивание выполняется включением привода ТУС на втягивание тросов.
Для парирования образования тросовых петель при гашении энергии используются пружины, натягивающие трос
силой
fнат,
и
кулачки,
развязывающие выходной вал силового редуктора с барабаном намотки троса (БНТ).
Величина силы fнат определяется экспериментально и уточняется с использованием динамической математической
модели СтМ.
Пружины в штанге в ПП кольца
обеспечивают осевую силу на кольце
fR,ПП
, которая должна быть больше fR,min
,
х
х
—
сила
противодействия
где
fR,min
х
выдвижению с заданным запасом, включающая силы fнат, сопротивления защёлок
кольца
и
трения.
Соответствующая
сила штанги fs ПП определяется с использованием кинематической модели с учётом
геометрии
СтМ
[5]
и
возможности
появления
его
неуправляемых
конфигураций [6].
Вид диаграммы осевого сопротивления
кольца СтМ и сжатия его штанг приведён на рис. 2. Величины осевых сил
, fR,ИП
и fR,КПх на кольце при его нахождении
fR,ПП
х
х
в ПП, ИП и КП определяются аналогично работе [7]. Цель — выбор жёсткости штанг, при которой кинетическая
энергия сближения КА расходуется на
изменение длины штоков при просадке
кольца. Силам fR,ПП
, fR,ИП
и fR,КПх соответствуют
х
х
ходы кольца хRПП, хRИП и хRКП, силы fs ПП, fsИП,
fs КП и ходы qsПП, qsИП, qsКП штоков штанг.
Причем силы fR,ПП
, fR,ИП
, fR,КПх , fR,max
должны
х
х
х
быть меньше или равны

fR,IDSS
( fR,IDSS
—
х
х

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

максимальная сила, заданная в IDSS;
fR,max
— максимальная сила статического
х
сопротивления кольца при просадке).
Работа при выдвижении кольца из
ИП в ПП по сигналу первого контакта
без учёта потерь на трение равна потенциальной энергии пружинных механизмов штанг (заштрихованная область
на рис. 2, а). Для её снижения пружинными механизмами реализуется минимально возможная жёсткость.
Однако, моделирование функционирования СтМ, согласно работе [8], показало,
что с выбранной характеристикой жёсткости возможно превышение заданного
* динамичесв работе [2] уровня fR,max
х
кого всплеска силы (рис. 3). Поэтому
необходимо ограничение скорости выдвижения кольца.

кинематическая схема
ограничителя скорости
Сила,
разгоняющая
кольцо,
реализуется пружинами штанг. Для стабилизации скорости кольца необходимо
создать на нём равенство сил. Причём тормоз (например, фрикционный
[1, 9]) в данном случае неприменим,
так
как
при
возможной
околонулевой
скорости
кольца
и
малой
относительной
скорости
стыкующихся
кораблей срабатывание защёлок реализуется только за счёт сил пружин,
а
тормоз
будет
противодействовать
им, уменьшая силу fR,ПП
. Поэтому ограх
ничитель скорости должен создавать
силу сопротивления, зависящую от скорости кольца.

а)

б)

Рис. 2. Диаграммы осевого сопротивления кольца (а) и сжатия штанги (б)

а)

б)
Рис. 3. Компоненты интерфейсной силы ( fR,x, fR,y, fR,z ) на пассивном космическом аппарате (ПКА) (а) и скорости
vR,x, vR,y, vR,z кольца относительно основания стыковочного механизма (СтМ) (б)

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

47

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

Возможными
местами
размещения
рассматриваемого устройства являются:
• штанги
(ограничение
скорости
вращения гайки шарико-винтового преобразователя — ШВП);
• тросы (ограничение линейной скорости троса);
• БНТ (ограничение скорости его
вращения).
Компоновка СтМ не позволяет размещение дополнительных элементов на
штанге. Кроме того, для сохранения симметрии необходимо размещение сразу
шести
ограничителей,
что
нецелесообразно ввиду расхода массы на корпусные и переходные детали. Ограничение
линейной скорости троса требует существенной доработки кинематической
схемы СтМ: добавления блоков, прижимных элементов и т. п. Все эти элементы
существенно
снижают
ресурс
троса.
Таким образом, принято решение ограничивать
скорость
вращения
БНТ
(поз. 16 на рис. 1).
Известен ряд вращательных ограничителей скорости. В частности, применяемые в стыковочных устройствах
электромагнитные демпферы [1], регуляторы различных конструкций на основе
принципа Уатта [10] и прочие. Однако,
они не могут быть применены без изменений, поскольку необходимо, чтобы
они
не
препятствовали
возможности
быстрого наматывания троса на барабан
под
воздействием
пружины
намотки
троса при просадке кольца. Поэтому
в конструкцию ограничителя должна быть
введена обгонная муфта. Кинематическая
схема предлагаемого устройства ограничения скорости приведена на рис. 4.

Рис. 4. Кинематическая схема ограничителя скорости выдвижения кольца: 1 — барабан намотки троса;
2 — трос; 3 — зубчатый венец; 4 — мультиплексор; 5 —
корпус; 6 — кулачки; 7 — обгонная муфта

48

Ограничитель скорости выдвижения
кольца работает следующим образом.
При разматывании троса во время выдвижения кольца вращение барабана намотки троса передаётся на входной вал
обгонной
муфты.
Муфта
ориентирована так, что сцепляется при размотке
троса.
Скорость
вращения
входного
(и выходного) валов муфты увеличивается на мультиплексоре с передаточным
отношением i. На выходном валу мультиплексора размещаются кулачки, центробежная сила на которых прижимает
их к внутренней поверхности неподвижного корпуса. Тем самым создаётся
тормозной момент, зависящий от скорости выдвижения троса. При втягивании троса или в случае, когда приведённая скорость троса меньше приведённой
скорости
кулачков,
обгонная муфта расцепляется, не препятствуя
движению барабана.
аналитическая модель и определение
параметров ограничителя скорости
При ограничении скорости выдвижения кольца обгонная муфта включена
и обеспечивает связь с высокой жёсткостью, поэтому в аналитической модели
наличие этой муфты не учитывается.
Расчётная схема к аналитической модели представлена на рис. 5. При заданной скорости троса V устройство должно
создавать на нём силу Fторм, равную по
модулю силе действия пружин. При этом
достигается постоянная скорость движения кольца.
Параметры
аналитической
модели,
представленной на рис. 5, определяются
следующим образом:
• скорость вращения барабана при
скорости троса V составляет ωбар = 2V/d;
• угловая скорость вращения вала (и
кулачков) после редуктора равна ωкул = iωбар;
• так как известное положение центра
масс полукруга RЦМ = (4/3π)Rкул = 0,424Rкул
[11], кулачки испытывают центростремительное ускорение величиной
2
2
aц.с. = ωкул
RЦМ = 0,424ωкул
Rкул;
• центростремительное ускорение
прижимает оба кулачка к барабану с силой Fцб = aц.с.mкул, где mкул = πR2кулhρ —
масса двух кулачков (ρ — плотность;
h — толщина кулачка);
• отношение расстояний от центра
вращения кулачка до его центра масс
и фрикционной накладки составляет
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

k = lЦМ/lнакл, поэтому прижимная сила
кулачка к барабану составляет Fкул = kFцб
(правило рычага);
• коэффициент трения между кулачком и барабаном составляет μ, сила
трения обоих кулачков равна Fтр = μFкул;
• тормозной момент кулачков составляет Mкул = RкулFтр;
• тормозной момент от кулачков на
барабане составляет Mбар = iMкул;
• сила торможения на тросе равна
Fторм = 2Mбар /d.
Таким образом, зависимость силы торможения троса от его скорости:
Fторм =

10,66R4кулµ ρ h i3 k
d

3

V 2,

где числовой коэффициент возникает
из-за того, что RЦМ = 0,424Rкул [11].

Поскольку все значения, кроме V,
в правой части выражения являются
постоянными, можно выполнить замену:
K=

10,66R4кулµ ρ h i3k
d

,

(1)

3

тогда зависимость силы торможения на
тросе от скорости его движения приводится к виду Fторм = KV2, откуда
K = Fторм /V2.

(2)

Численное
значение
коэффициента
K является параметром динамической
модели выдвижения кольца. Оно должно
быть реализовано в конструкции ограничителя скорости. Входящие в уравнение (1) параметры ограничителя скорости
зависят от используемых материалов, компоновки и определяются конструктором.

Рис. 5. Расчётная схема ограничителя скорости для аналитической модели

динамическое моделирование
выдвижения кольца
Для оценки влияния ограничителя
скорости на динамику выдвижения кольца и амплитуду ударного воздействия
разработана динамическая модель, схема которой приведена на рис. 6. Сцепка
не моделируется.
В приведённой модели рассматривается осевое выдвижение выровненного
кольца из ИП в ПП под воздействием
пружин в штангах. Кольцо при этом
связано упругим тросом с вращающимся
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

БНТ, который подматывается пружиной
заданной жёсткости. Предусмотрена возможность учёта гистерезиса при сжатии
и растяжении упругих элементов через
коэффициенты
демпфирования.
Моделируются процесс зацепления обгонной
муфты
и
функционирование
ограничителя скорости. Модель является специализированной и не претендует на
универсальность. В данном случае в отсутствие материальной части необходимо
было оценить характер влияния ограничителя скорости на движение стыковочного кольца.
49

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

Рис. 6. Схема динамической модели ограничителя скорости выдвижения кольца: a — проектная проработка конструкции; б — кинематическая схема; в — расчётная схема

Примечание. Описание параметров приведено в таблице.

50

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

Параметры ограничителя скорости выдвижения кольца
Обозначение

Наименование

Fударн

Сила удара в передний упор, Н

kударн

Жесткость ударного взаимодействия, Н/м

xmax

Расстояние от ИП до ПП, м

Fпруж

Сила действия пружин из моделей [7, 8] в зависимости от направления движения кольца, Н
Масса стыковочного кольца, кг

mR
xR, VR, aR

Кинематические параметры кольца, м, м/с, м/с2
Радиус барабана намотки троса (БНТ), м

RБНТ

Сила растяжения троса, Н

Fтр

Жёсткость трёх тросов (из Е = 100 ГПа), Н/м

kтр

Момент инерции одного БНТ (из 3D-модели), кг∙м2

JБНТ

Приведённая к кольцу масса БНТ, кг

(э)
mБНТ

ϕБНТ, ωБНТ, εБНТ

Кинематические параметры БНТ, рад, рад/с, рад/с2

xБНТ, VБНТ, aБНТ

Приведённые кинематические параметры БНТ, м, м/с, м/с2
Сила пружины подмотки троса (зависит от угла поворота БНТ), Н

Fпр,БНТ

Приведённая сила деформации в муфте, Н

Fдеф

Приведённая жёсткость трёх муфт, Н/м

kм
привед
Jторм

Приведённый момент инерции трёх тормозов (исх. данные из 3D-модели), кг∙м2

(э)
mкул

Приведённая к кольцу масса трёх тормозов, кг

ωкул, εкул
∆xкул, Vкул, aкул

Кинематические параметры тормоза (угловые скорость и ускорение кулачков), рад/с, рад/с2
Приведённые кинематические параметры тормоза, м, м/с, м/с2

Fторм

Приведённая сила торможения кулачками, Н

kV,торм

Коэффициент связи Vкул и Fторм, Н/(м/с)2

стр
см
сV,ШВП
Fвяз, Fсух

Коэффициент демпфирования троса
Коэффициент демпфирования в жёсткости муфты
Приведённый коэффициент вязкостного трения в ШВП штанги, Н/(м/с)
Силы вязкостного и сухого трения в ШВП, Н

определение трения
в шарико-винтовом преобразователе
Сила сухого трения Fсух равна силе
страгивания (измеряется динамометром).
Определение
приведённого
линейного
коэффициента вязкостного трения ШВП
производилось на имеющейся матчасти —
ШВП в сборе с кронштейнами.
К винту прикреплялся груз заданной массы. Масса выбиралась такой,
чтобы сила гравитации Fграв (суммарный вес винта и груза) совпадала с
приведённой средней силой действия
пружины
штанги
упруго-адаптивного
СтМ. Кронштейн фиксировался неподвижно, винт поднимался, а затем отпускался в свободное падение с блокированием его проворота в гайке. С помощью высокоскоростной камеры фиксировалось положение винта в зависимости
от времени (рис. 7, а).
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Использовалось три ШВП. Выполнялось
пять бросков. Первый ШВП использовался
один раз, два других — дважды. Частота
съёмки камерой — 120 кадров в секунду.
Видео обрабатывалось покадрово. Был построен график положений метки на винте. Из
графика первого броска дифференцированием получены точки зависимости скорости от времени и определена аппроксимирующая кривая второго порядка. КПД ШВП
η определён по результатам испытаний подобного ШВП на вертикальном статическом
стенде. Результаты испытаний сравнивались
с результатами моделирования по расчётной
схеме, представленной на рис. 7, б, в. Варьировался коэффициент CV . Зависимости положения метки и скорости движения винта
от времени накладывались на результаты
измерения. Коэффициент CV вязкостного трения ШВП определялся по критерию минимума среднеквадратичного отклонения теоретической кривой от средней измеренной.
51

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

Уравнение движения модели (рис. 7, в)
решалось численно для каждого шага
интегрирования i следующим образом
(выбрано ∆t = 10–4 c):
t 0 = 0; V

= 0; S
0

= 0; a
0

F
=
0

грав

–F

сух

mг + mэ ;i = 1 … N ,

Сравнение
экспериментальных
данных с полученными в результате моделирования для наилучшего CV приведены
на рис. 8. Точки средних скоростей
временн́х участков на рис. 8, б получены дифференцированием экспериментальной кривой № 1 (рис. 8, а).

t i =t i –1 + ∆t ,
F
ai=
V

i

=V

S i =S

грав

i –1

i –1

– C V V i –1 – F
mг + mэ

сух

,

+ a i ∆t ,
+V

∆t .

i –1

а)

а)

б)

б)

Рис. 8. Графики положения S (а) и скорости V кольца (б)
для эксперимента и модели

результаты динамического моделирования
и конструкторской проработки
ограничителя скорости

в)
Рис. 7. Схема экспериментальной установки (а) и расчётная схема её динамической модели (б — определение
эквивалентной массы; в — уравнение движения)

52

Динамическое моделирование выдвижения кольца выполнялось по расчётной схеме, описанной в настоящей работе
(см. рис. 6). Параметры процесса (см. таблицу)
определялись различными способами:
• kударн — по результатам анализа
жёсткости пассивного кольца при центральном ударе;
• xmax, Fпруж, mR, RБНТ, Fпр,БНТ — заданные свойства СтМ;
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

• kтр, cтр, cМ — справочные значения;
привед
(э)
(э)
• JБНТ, mБНТ
, k М,
, mкул
—
Jторм
результаты анализа 3D-модели варианта
реализации конструкции;
• cV,ШВП, Fсух — получены в результате
описанного выше эксперимента;
• Fударн, xR, VR, aR, Fтр, ϕБНТ, ωБНТ,
εБНТ, xБНТ, VБНТ, aБНТ, Fдеф, ωкул, εкул,
∆xкул, Vкул, aкул, Fвяз — определяются
для каждого шага интегрирования в соответствии с расчётной схемой;
• kV,торм — выбираемый параметр.
Графики скоростей кольца СтМ и
силы его взаимодействия с пассивным
интерфейсом приведены на рис. 9 (одинаковый масштаб, сцепка не моделировалась). По итогам анализа результатов
моделирования
с
ограничителем скорости и без него можно сделать
следующие выводы в отношении СтМ
с ограничителем скорости:
• максимальная скорость стыковочного кольца снижается и соответствует
заданной VRmax согласно уравнению (2);

• амплитуда импульсного динамического воздействия стыковочного
кольца на пассивный интерфейс
снижается до заданного в работе [2]
*
уровня ( fR,max
х ).
Конструкция
разработанного
ограничителя скорости выдвижения кольца упруго-адаптивного периферийного
СтМ приведена на рис. 10. Согласно уравнению (1), коэффициент
K может быть реализован разными
параметрами конструкции, число
которых увеличивается за счёт
вариантов применяемости различных
материалов, технологий и кинематических схем, а также объёмных ограничений, поэтому формирование
замысла устройства минимальной
массы и его реализация являются
отдельной творческой задачей и в данной работе не рассматриваются.
В данном случае демонстрируется один
из вариантов конструкции приемлемых габаритов и массы.
Наличие ограничителя скорости

Оцениваемые
параметры

Нет

Есть

Зависимость
скорости VR кольца
от времени t

Зависимость силы
взаимодействия
с пассивным
интерфейсом Fударн
от времени

Рис. 9. Влияние ограничителя
стыковочным интерфейсом

№ 4(31)/2020

скорости

на

процесс

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

выдвижения

кольца

и

его

взаимодействия

с

пассивным

53

рассказов Я.в., Чернышев И.Е., Кобец в.д.

internationaldockingstandard.
com
(дата
обращения
10.08.2020 г.).
3. Патент РФ № 2657623.
Периферийный
стыковочный
механизм.
Яскевич А.В., Павлов В.Н.,
Чернышев
И.Е.,
Рассказов Я.В., Земцов Г.А., Карпенко А.А.; патентообладатель — ПАО «РКК «Энергия»; заявка 2017119305 от
01.07.2017 г.; опубликовано
14.06.2018 г.
4. Рассказов Я.В. ДвухРис. 10. Приемлемый по массогабаритным параметрам вариант конструк- сателлитный
циклоидный
тивной реализации ограничителя скорости выдвижения кольца упругоредуктор Давида в устадаптивного стыковочного механизма: 1 — кулачки; 2 — обгонная муфта;
ройстве стягивания пери3 — входной вал; 4 — редуктор
ферийного стыковочного
Приведённый вариант ограничителя
механизма // Приводы и компоненты
скорости на 20% легче электромагнитмашин. 2019. № 3–4. С. 10–14.
5. Чернышев И.Е. Комбинированная
ного демпфера со сравнимыми характеристиками, оценка параметров которого
модель 6-степенной платформы Гью–
Стюарта для проектирования перспекпроводилась согласно работе [1].
тивного
стыковочного
механизма
//
Итоги
диссертационных
исследований.
заключение
Т. 4. Материалы IV Всероссийского конкурса молодых ученых. М.: РАН, 2012.
В представленной статье рассмотре129 с.
ны ограничитель скорости выдвижения
6. Мисюрин С.Ю., Ивлев В.И., Косастыковочного кольца, его аналитическая
рев А.А., Костин А.В. Определение границ
модель и краткая методика расчёта парамёртвых положений в механизмах с одметров. Описаны упрощённая динаминой и нескольким степенями свободы //
ческая модель выдвижения кольца упругоадаптивного стыковочного механизма при
Проблемы машиностроения и автомапервом контакте, способ определения
тизации. 2008. № 3. С. 50–55.
7. Яскевич А.В. Чернышев И.Е. Выкоэффициента вязкостного трения
шарико-винтового преобразователя стыкобор
параметров
накопителя
энергии
вочного механизма, являющегося парамедля нового периферийного стыковочного
тром этой модели. Приведены методика,
механизма
//
Космическая
техника
результаты
и
сравнение
моделироваи технологии. 2019. № 2(25). С. 55–66.
8. Яскевич А.В. Особенности динания выдвижения стыковочного кольца
с предложенным замедлителем и без него.
мики стыковки космических аппаратов
Показано, что при наличии замедлителя
при использовании периферийного мевыполняются требования Международного
ханизма с накоплением кинетической
стандарта по импульсному нагружению
энергии
сближения
//
Космическая
техника и технологии. 2019. № 4(27).
пассивного интерфейса. Приведён приемлемый по массогабаритным парамеС. 109–120.
9. Чернавский С.А. Проектирование
трам вариант конструктивной реализации
ограничителя скорости.
механических
передач.
М.:
Машиностроение, 1976. 597 с.
10. Крайнев А.Ф. Словарь-справочник
Список литературы
по механизмам. М.: Машиностроение,
1987. 560 с.
1. Сыромятников В.С. Стыковочные
11. Тарг С.М. Краткий курс теоретиустройства космических аппаратов. М.:
ческой механики. 20-е изд. М.: Высшая
Машиностроение, 1984. 216 с.
2. International
Docking
System
школа, 2010. 416 с.
Standard
(IDSS)
Interface
Deinition
Статья поступила в редакцию 01.09.2020 г.
Document (IDD). Режим доступа: http://
Окончательный вариант — 06.10.2020 г.
54

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОГрАНИЧИТЕЛь СКОрОСТИ выдвИжЕНИЯ КОЛьцА

reference
1. Syromyatnikov V.S. Stykovochnye ustroistva kosmicheskikh apparatov [Spacecraft docking assemblies].
Moscow, Mashinostroenie publ., 1984. 216 p.
2. International Docking System Standard (IDSS) Interface Definition Document (IDD). Available at:
http://internationaldockingstandard.com (accessed 10.08.2020).
3. Patent RU № 2657623. Periferiinyi stykovochnyi mekhanizm [Peripheral docking mechanism].
Yaskevich A.V., Pavlov V.N., Chernyshev I.E., Rasskazov Ya.V., Zemtsov G.A., Karpenko A.A.; the patent owner —
PAO «RKK «Energiya»; application 2017119305 of 01.07.2017; published 14.06.2018.
4. Rasskazov Ya.V. Dvukhsatellitnyi tsikloidnyi reduktor Davida v ustroistve styagivaniya periferiinogo
stykovochnogo mekhanizma [David's two-satellite cycloid reducer in a retraction device for peripheral
docking mechanism]. Privody i komponenty mashin, 2019, no. 3–4, pp. 10–14.
5. Chernyshev I.E. Kombinirovannaya model' 6-stepennoi platformy Gough–Stewart dlya proektirovaniya
perspektivnogo stykovochnogo mekhanizma [Combined model of 6-DoF Gough-Stewart platform for designing
advanced docking mechanism]. Dissertation studies results. Vol. 4. Materials of the 4th All-Russia Young
Scientists Competition. Moscow, RAS publ., 2012. 129 p.
6. Misyurin S.Yu., Ivlev V.I., Kosarev A.A., Kostin A.V. Opredelenie granits mertvykh polozhenii
v mekhanizmakh s odnoi i neskol'kim stepenyami svobody [Determining the boundaries of dead-center positions
in mechanisms with one and multiple degrees of freedom]. Problemy mashinostroeniya i avtomatizatsii, 2008,
no. 3, pp. 50–55.
7. Yaskevich A.V., Chernyshev I.E. Vybor parametrov nakopitelya energii dlya novogo periferiinogo
stykovochnogo mekhanizma [Choice of energy accumulator parameters for a new peripheral docking mechanism].
Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2019, no. 2(25), pp. 55–66.
8. Yaskevich A.V. Osobennosti dinamiki stykovki kosmicheskikh apparatov pri ispol'zovanii periferiinogo
mekhanizma s nakopleniem kineticheskoi energii sblizheniya [Spacecraft docking dynamic features by using
a peripheral mechanism with accumulation of approach kinetic energy]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii,
2019, no. 4(27), pp. 109–120.
9. Chernavskii S.A. Proektirovanie mekhanicheskikh peredach [Mechanical transmission design]. Moscow,
Mashinostroenie publ., 1976. 597 p.
10. Krainev A.F. Slovar'-spravochnik po mekhanizmam [Dictionary-handbook on mechanisms]. Moscow,
Mashinostroenie publ., 1987. 560 p.
11. Targ S.M. Kratkii kurs teoreticheskoi mekhaniki. 20-e izd. [A short course in theoretical mechanics.
20th edition]. Moscow, Vysshaya shkola publ., 2010. 416 p.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

55

Софинский А.Н.

УДК 539.3/.4

наПряженно-деформированное СоСтояние
уПругого Слоя При локальном нагружении
© 2020 г. Софинский а.н.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В
трёхмерной
постановке
рассмотрена
задача
локального
нагружения
упругого слоя. Решение краевой задачи для действия сосредоточенной силы
построено в виде комбинации двух составляющих. Первая — классическое решение
теории упругости А. Лява; вторая — решение, форма которого предложена
И.М. Рапопортом. Специфика второй составляющей в том, что она описывает
точечный краевой эффект, быстро затухающий по мере удаления от точки
приложения силы. Это решение построено в форме рядов — разложений по собственным функциям вспомогательного несамосопряженного дифференциального
оператора. Сходимость рядов обеспечивается быстрым ростом собственных
значений. Затухание к нулю на бесконечности обусловлено экспоненциальным
законом убывания функций Макдональда. Решение о действии сосредоточенной
силы используется как функция влияния для определения компонентов вектора
перемещений, тензоров деформаций и напряжений в задаче о произвольном
локальном нагружении упругого слоя. В результате аналитическое решение
сингулярной задачи даёт возможность корректно определить напряженнодеформированное состояние в зоне локального нагружения.
Ключевые слова: прочность, напряжённо-деформированное состояние, теория
упругости, дифференциальные уравнения, ряды, функции Бесселя.

DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-56-68

STraiN-STrESS BEhaviOur
OF ElaSTiC layEr iN lOCal lOadiNg
Soinskiy a.N.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
The paper studies the problem of a local loading of an elastic layer in 3D perspective.
The solution of the boundary value problem subject to a concentrated force
is constructed as a combination of two components. The first component is a classical
solution of A. Lyav theory of elasticity, the second one is a solution proposed
by I.М. Rapoport. The second component is distinctive in that it describes
a point edge effect rapidly damping while moving off from the point of force
application. This solution is built in a series form, namely, proper decompositions
of the auxiliary nonself-adjoint differential operator. The convergence of series
is ensured by a rapid growth of eigenvalues. Dying-away to zero at infinity
is caused by the exponential law of Macdonald functions damping. The solution
of the concentrated force action is used as a kernel to determine displacement
vector components, tensors of deformations and strains in the problem of arbitrary
local loading of an elastic layer. Eventually, analytical solution of the singular problem
makes it possible to reasonably determine the strain-stress state in a local loading zone.
Key words: strength, stress-strain behavior, theory of elasticity, differential
equations, series, Bessel functions.

56

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ

СОФИНСКИЙ Алексей Николаевич — кандидат технических наук,
заместитель начальника отделения – начальник отдела РКК «Энергия»,
e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru
SOFINSKIY Aleksey Nikolaevich — Candidate of Science (Engineering),
Deputy Head of Division – Head of Department at RSC Energia,
e-mail: alexey.soinskiy@rsce.ru
СофинСкий а.н.

введение
Расчётное или экспериментальное
определение напряжённо-деформированного состояния (НДС) является центральной частью любой задачи о прочности конструкций ракетно-космической
техники. Значительная часть задач
расчёта НДС приводит к решению
краевой задачи с необходимостью аналитического или численного интегрирования системы сингулярных дифференциальных уравнений в частных
производных в окрестности особой точки.
Высокоградиентный характер изменения
функций, полученных в качестве решения и описывающих напряжённое
состояние с высоким показателем изменяемости, требует, как правило, не только
определения величины напряжений,
но и точного их позиционирования
относительно зон конструкций, требующих повышенного внимания. Знание
точных координат действующих напряжений необходимо, например, для зон
сварного шва, термического разупрочнения, места расположения выявленного
дефекта конструкции или структуры
материала и т. п. Примеры специфического подхода к решению задач прочности для подобных зон оболочечных
конструкций изложены в работах [1–3].
Развитие
вычислительной
техники,
повышение её возможностей, разработка
соответствующих программных продуктов
привели к почти полному вытеснению
аналитических
методов
численными,
а из численных — практически стопроцентному использованию метода
конечных элементов. Однако получение
с их помощью корректного результата
в окрестности особой точки связано
с некоторыми сложностями. Значительное число работ, посвящённых исследованию
локального
нагружения,
построено на теории пластин и оболочек.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Однако,
как
известно,
теория,
построенная
на
гипотезе
неизменяемости
нормального
элемента
(гипотезе
Кирхгофа–Лява), вносит в результаты
погрешность порядка h/R, за исключением особых случаев, характерным
примером которых является НДС
с высоким показателем изменяемости.
В данной статье рассмотрена задача
о действии сосредоточенной силы на
упругий слой. Причём отличительной
особенностью подхода является то обстоятельство, что задача определения
НДС в окрестности точки действия
силы рассматривается в трёхмерной постановке. Полученное решение использовано как функция влияния (функция
Грина) в задаче о произвольной нагрузке, распределённой по произвольной области.
однородные уравнения равновесия
При отсутствии поверхностных
и массовых сил уравнения равновесия
в перемещениях и граничные условия
для
упругого
слоя,
ограниченного
h
, в цилиндрической
2
системе координат записываются следующим образом [4]:
→
→
h
h
–
<z< ,
grad div u + (1 – 2ν)∇2 u = 0
2
2

плоскостями z = ±

∂u ∂w
+
=0 ,
∂z
∂r
∂v
1 ∂w
+ .
=0 ,
∂z
r ∂ϕ
→

ν div u + 


2 ν)

z=±

h
,
2

(1)

∂w
=0
∂z

где u, v, w — проекции вектора пере→
мещения u на координатные оси;
57

Софинский А.Н.

→

div u =

∇2 =

∂v
∂u
1
∂w
+
u+
+
;
∂ϕ
∂r
r
∂z

u = χ(z)

1 ∂
1 ∂2
∂2
∂2
.
.
.
+
+
+
r 2 ∂ϕ2 ∂z 2
∂r 2 r ∂r

Классическое решение А. Лява, соответствующее прогибу пластины (функция
w — чётная, а u и v — нечётные):
u=

v=

∂θ1
2 – ν 3 ∂θ0
h2 ∂θ0
.
z
–z
+
;
∂r
3ν
2ν ∂r
∂r

∂Ψ
v = –χ( z)
,
∂r

2(1 – ν)
θ0.
ν
Вторая группа функций, являющихся
решением краевой задачи (1), ищется в форме, предложенной И.М. Рапопортом [5]:
∂Φ
,
∂r

v = (1 – 2ν)f (z)

1 . ∂Φ
,
r ∂ϕ

w = 2(1 – 2ν)

f = c1
g = c1

(4)

Подставляя
перемещения
(2)
в
уравнение и граничные условия (1)
и учитывая систему (4), получим для
функций f(z) и g(z) систему дифференциальных уравнений
2ν

d 2f d 2g λ2
–
= (1 – 2ν)f,
dz2 dz2 h2

–

d2f
d2g λ2
–
2(1
–
ν)
= (1 – 2ν)g
dz2
dz2 h2

h
h
<z<
2
2

(5)

(2)

;

∂q
∂f
–
Φ
∂z
∂z

νf – (1 – ν)g = 0,
h
z=± .
df
dg
2
ν
– (1 – ν)
=0
dz
dz

(6)

Общее решение системы (5)

λz
λz
λz
λz
λz
λz
cos
+ c2
+ c3
sin
+ c4 ,
h
h
h
h
h
h
λz
λz
λz
cos
– 2(1 – 2ν)sin
h
h
h

+ c2sin

λz
λz
λz
λz
λz
sin
+ 2(1 – 2ν)cos
+ c4cos
+ c3
h
h
h
h
h

λ
λ
λ
λ
cos – 2(1 – ν) sin
+ c2sin = 0,
2
2
2
2

c1 (1 – 2ν) cos

λ
λ
λ
λ
+
sin
– c2cos = 0,
2
2
2
2

λ
λ
λ
λ
c3
sin + 2(1 – ν) cos
– c4cos = 0,
2
2
2
2
c3 (1 – 2ν) sin
58

,

с граничными условиями

Граничные условия (6) дают систему
однородных алгебраических уравнений
c1

λ2
Φ = 0,
h2

µ2
∇2Ψ – 2 Ψ = 0
h

∇2θ1 =

u = (1 – 2ν)f (z )

(3)

где Φ и Ψ — функции r и ϕ, являющиеся
решением уравнений

2 – ν 1 ∂θ0
1 ∂θ1
h2 1 ∂θ0
. .
.
z3 .
–z
+
;
3ν
r ∂ϕ
2ν r ∂ϕ
r ∂r

где θ0 и θ1 — гармоническая и бигармоническая функции переменных r и ϕ, соответственно, удовлетворяющие соотношению

,

w=0

∇2Φ –

w = z 2θ 0 + θ 1,

1 ∂Ψ
.
,
r ∂ϕ

λ
λ
λ
λ
–
cos
+ c4sin = 0.
2
2
2
2

(7)

Ненулевые решения этой системы
имеют место при равенстве нулю её
определителя. Из чего следуют два
трансцендентных уравнения для вычисления параметра λ:
λ + sinλ = 0;

(8)

.

λ – sinλ = 0.

(9)

Для двух пар собственных функций
f(z), g(z) и f′(z), g′(z), соответствующих
собственным значениям λ и λ′, согласно системам (5), (6) будет иметь
место равенство:
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ
h/2

(λ – λ′ )(1 – 2ν)
2

2

∫ (f f′ – g g′)dz =

–h/2

h/2

=h

∫

2

2ν

–h/2

= h2z

d2f′ d2g′
d2f
d2g
d2f
d2g
d2g ′
d2f′
–
f′
–
–
2(1
–
ν)
g′
–
2ν
–
f
+
–
2(
1
–
ν)
g dz =
dz2
dz2
dz2
dz2
dz2
dz2
dz2
dz2

|

df′
dg ′
dg′
df′
df
dg
df
dg
2ν
–
f′ –
– 2(1 – ν)
g′ – 2ν
–
f+
– 2(1 – ν)
g
dz
dz
dz
dz
dz
dz
dz
dz

(ff′ – gg′)dz = 0.

(10)
c(2) =

Для определения постоянных из системы (8) условие ортогональности (10)
дополним условием нормирования:
(ξ) – gj(k) (ξ)]dξ = 1

2
(
k)

2

–1/2

(k = 1, 2; j = 1, 2, 3, …).

fj

(1)

=

λ(1)
z
j

2(1 – 2ν) cos

g

(1)
j

=

h

λ(1)
j

sin

λ(2)
z
j
h

λ(2)
j

cos

λ(2)
z
j

1

№ 4(31)/2020

–

λ(2)
2(1 – 2ν) sin
2

.

λ(1)
z
j
h

2

– cos

λ(1)
j
2

+ 1 – 2ν cos

λ(1)
z
j
2

,

λ(1)
z
j
h

+ sin

2

λ(1)
j
2

– 2ν cos

λ(1)
z
j

,

h

λ(2)
z
j
h

+ sin2

λ(2)
j
2

λ(2)
z
j

+ 1 – 2ν sin

h

.

(12)

,

2

λ(2)
j

h

cos

λ(2)
z
j
h

– cos2

λ(2)
j
2

– 2ν sin

λ(2)
z
j
h

2

Подставляя перемещения (3) в уравнение (1) и учитывая уравнение (4),
получим для функции χ дифференциальное уравнение
d2χ
µ2
+
χ=0
dz2
h2

1

2

1

2(1 – 2ν) sin

sin

;

2
λ(1)
z
j

2(1 – 2ν) sin

gj(2) =

h

λ(1)
j

1
2(1 – 2ν) cos

fj(2) =

(11)

1

z = –h/2

Таким образом, собственные функции краевой задачи (5), (6), соответствующие собственным значениям λ(k), удовлетворяющие условиям ортогональности
(10)
и
нормирования
(11),
можно
записать в следующем виде:

1
/
2
j

λ(1)
2

2(1 – 2ν) cos

–h/2

∫ [f

1

c(1) =

h/2

∫

= 0,

Вычисляя интегралы с учётом соотношений (9), получим значения постоянных:

из которого следует условие биортогональности собственных функций, соответствующих различным собственным значениям:
при λ ≠ λ′

z = h/2

h
h
<z<
2
2

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

с граничными условиями
dχ
=0
dz
Для собственных
место равенство

z=±
функций

h
.
2
χ

имеет

59

Софинский А.Н.

h/2

h/2

∫ χ χ dz = h ∫

π2(k2 – j2)

2

j k

–h/2

из которого
нальности:

d2χj
d2χk
d2χj
d2χk
2
χ
–
χ
dz
=
h
z
χ
–
χ
dz2 j
dz2 k
dz2 k dz2 j

–h/2

следует

условие

ортого-

2 cos π j

h/2

∫

при j ≠ k

2 sin π j

С учетом условия нормирования
1/2

j = 1, 2, 3,…

2
j

–1/2

собственные функции краевой
получат следующее выражение:
u=ξ–

задачи

z
h

= 0,
z = –h/2

j = 2, 4, 6, ...
(13)
j = 1, 3, 5, ...

Таким образом, общее решение однородных уравнений равновесия с однородными граничными условиями (1)
в виде линейной комбинации полученных выше функций запишется в следующем виде:

∂θ1
∂ϑ1
h2 ∂θ0
1 ∂ϑ0
2 – ν ∂ϑ0
∂θ2
∂ϑ
.
.
– 2 –z
+
+
+ z2 .
+
+ z3
∂r
2 ∂r
3ν
∂r
∂r
2ν ∂r
∂r
∂r
∂Φj

2

∞

+

h

χj =

χjχkdz = 0.

–h/2

∫ χ dξ = 1,

z

|

z = h/2

Σ Σ (1 – 2ν) fj(k) (z) ∂r
j=1 k=1

+ χ(k)
(z)
j

1 ∂Ψj
.
r ∂ϕ

;

1 ∂ϑ1 1 ∂ϑ2
h2 1 ∂θ0 1 ∂θ1 1 ∂θ2
1 ∂ϑ0
.
.
. .
+
v = η–
–
–z
+ .
+ .
+ z2 .
r ∂ϕ
r ∂ϕ
2 r ∂ϕ
r ∂ϕ
r ∂ϕ
r ∂ϕ
+ z3

2 – ν 1 ∂ϑ0 ∞
. .
+Σ
3ν
r ∂ϕ j = 1
∞

w = θ1 + θ2 – zθ0 + Σ

2

Σ (1 – 2ν) fj(k) (z)
k=1

2

Σ 2(1 – ν)
j=1 k=1

неоднородные уравнения
→

При действии системы массовых Q
→
→
и поверхностных сил q+ и q– уравнения
равновесия с граничными условиями
приобретают вид
1
→
→
→
G
grad div u + ∇2 u + Q = 0
1 – 2ν
h
h
<z< ;
2
2

τrz = qr+, τϕz = qϕ+, σz = q+z

z=

h
;
2

h
.
2
Введя через δ-функцию эквивалентные
массовые силы
τrz = qr–, τϕz = qϕ–, σz = q–z

60

z=–

1 ∂Ψj
1 ∂Φj
.
(z) .
– χ(k)
;
j
2 ∂r
r ∂ϕ

dgj(k) dfj(k)
–
Φj,
dz
dz

где ϑ2 и θ2 — гармонические функции,
выделенные из бигармонических ϑ1 и θ1.

–

(14)

→

→

P = Q+ δ z–

h →+
h →–
q +δ z+
q ,
2
2

получим неоднородное векторное уравнение с однородными граничными условиями, которые запишем в перемещениях
1
→
→
→
grad div u + ∇2 u + P = 0
G
1 – 2ν
–

h
h
<z< ;
2
2

∂u
∂w
+
= 0,
∂z
∂r
∂v
1 ∂w
+ .
= 0,
∂z
r ∂ϕ
→

v div u + (1 – 2ν)

z=±

h
.
2

(15)

∂w
=0
∂z

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ

Подставляя перемещения (14) и учитывая, что
∂
→ →
→
grad div u e r =
(div u);
∂r

Введем трёхмерные функции нагрузки
R(r, ϕ, z), Φ(r, ϕ, z), Z(r, ϕ, z), определив
их с помощью следующих уравнений:
∂R
+
∂r

1 ∂Φ
.
= Pr,
r ∂ϕ

1 ∂R ∂Φ
.
–
= Pϕ,
r ∂ϕ ∂r

→ →

grad div u e ϕ =
.

(16)

→ →

grad div u e z =

∂z
= Pz.
dz

1 →
e;
r r

∇2 e r = –

В проекциях на оси цилиндрической
системы координат уравнение равновесия
записывается следующим образом
1
→
→ →
G
grad div u + ∇2 u e r + Pr = 0;
1 – 2ν

→

∇2 u e r = ∇2 u –

G

1
→
→ →
grad div u + ∇2 u e z + Pz = 0,
1 – 2ν

∇2 u e ϕ = ∇2 v –

→→

→→

∞

+

(1 – ν)

∞

G Ψ1 +

Σ χj (z)
j=1

∇2Ψj –

∇2Φ(k)
–
j
π2j2
h2

λj(k )
h

2 ∂v
1
;
u– 2 .
2
r ∂ϕ
r
2 ∂u
1
;
v+ 2 .
2
r ∂ϕ
r

∇2 u e z = ∇2 w,

получим

z2
h2 2
2–ν 2
∇ θ0 – z∇2θ2 + ∇2ϑ0 + z3
∇ θ0 +
2
2ν
3ν

ϑ3 – z

2

Σ Σ (1 – 2ν) fj(k) (z)
j=1 k=1

→

∂eϕ
→
= – er ,
∂ϕ

→→

→

где e r, e ϕ, e z — единичные векторы осей
координат.
1 – 2ν

1 →
e ;
r2 ϕ

из чего следует, что

1
→
→ →
grad div u + ∇2 u e ϕ + Pϕ = 0;
1 – 2ν

2G(1 – ν) 2
∇ ϑ2 +
1 – 2ν

→

∇2 e ϕ = –

∂er
→
= e ϕ;
∂ϕ

G

→

∂
→
(div u);
∂z

а также, что
→

→

1 ∂
→
.
(div u);
r ∂ϕ

2

Φj(k) + R = 0,

Ψj2 + Φ = 0,

.

(17)

ν
ν
h2
1 – 2ν
ν
2
2
2
2G (1 – ν)
∇ϑ2 +
ϑ
–
z
∇
θ
+
∇
ϑ
+
z
∇2ϑ0 +
0
2
4ν(1 – ν)
1–ν
1–ν
2(1 – ν)
(1 – ν)2 3

+ z3

1+ν
∇2θ0 +
3ν

2

∞

Σ Σ

j=1 k =1

(1 – 2ν) g

(k)
j

∇2Φj(k ) –

λ(k)
j
h2

Φj(k)

+Z=0

Из граничных условий получаем
ϑ3 =

h
h
1–ν
Z r, ϕ,
+ Z r, ϕ, –
4G
2
2

h
h
3ν
∇ θ0 =
Z r, ϕ,
– Z r, ϕ, –
3
Gh
2
2
2

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

3ν
=
Gh3

,
h/2

∫

Pz(r, ϕ, z)dz.

–h/2

61

Софинский А.Н.

С
учётом
ортогональности
и
нормирования
первого и третьего уравнений системы (16) получим
h2 2
1 – 2ν
1
∇ ϑ0 + ∇2ϑ2 +
ϑ3 =
24
ν(1 – ν)
Gh
h2(8 – 3ν) 2
G
∇ θ0 + ∇2θ2 =
2Gν
Gh3

∇Φ

(1)
j

2

λ(1)2
j

–

h

2

λ(2)2
j

∇2Φ(2)
–
j

где b

(1)
j

1
=
2(1 – ν)(1 – 2ν)

bj(2) =

h

2

(1)
j

∇2Ψj –

∫ [(1 – ν)R – νZ] dz;
–h/2

h/2

∫ [(1 – ν)R – νZ] zdz;
–h/2

2

Φ(2)
+ bj(2) ∇2θ0 =–
j

∫

1
2(1 – ν)G

∫ (f

R – gj(1)Z)dz;

(1)
j

–h/2

h/2

∫ (f

R – gj(2)Z)dz,

(2)
j

–h/2

–h/2
h/2

∫ {2(1 – ν)[2(2 – ν)z

2

– 3h2] fj (2)– [4(1 – ν 2)z2 – 3h 2] gj(2) }zdz.

–h/2
h/2

h/2

h/2

–
h/2

∫

∫

–h/2

Φχjdz.

–h/2

действие сосредоточенной силы

z

z
z

Φdz;

–h/2

h/2

∫ Zdz = ∫ ∫ P (x)dxdz = [z ∫ P (x)dx]
–h/2

π2j2
1
Ψ =–
h2 j
G

h/2

[(1 – ν)fj(1) – νgj(1) ] z2dz;

Из второго уравнения системы (17)
получим

∫

–h/2 –h/2

h
zPz(z)dz =
2

Будем считать, что в области r < ρ
действуют эквивалентные массовые силы
1
h
δ(z – ).
πρ2
2

Функции нагрузки, определяемые уравнениями (16), при r > ρ равны нулю,
а при r < ρ
z

R = Φ = 0; Z =

∫ P (x)dx.
z

–h/2

Учитывая свойства δ-функции, а также
формулу Дирихле для интегралов, зависящих от параметра, получим для r < ρ
z

1

∫ P dz = – πρ
z

–h/2

62

2

,

h/2
–h/2

z

–

–h/2
h/2

h/2

∫ P (z)dz – ∫ zP (z)dz =
z

z

–h/2

0 .

–h/2

По той же схеме получаем равенство
нулю следующих выражений:
h/2

P = Pz = –

из

h/2

1
12(1 – ν)(1 – 2ν)

1
Ψ1 = –
Gh

функций

h/2

1
Φ + b ∇ θ0 = –
2(1 – ν)G
(1)
j

собственных

h/2

∫ zZdz = 0;
–h/2

∫g

Zdz = 0.

(k)
j

–h/2

В результате уравнения для определения функций в формулах (14)
приобретают вид
для r < ρ:
ϑ3 = –

1–ν
;
4 πGρ2

∇2ω = 0;

ϑ0 = ϑ3 + ω;
∇ 2ϑ 1 =

1+ν
ϑ 0;
ν

h2 2
1 – 2ν
∇ ϑ0 + ∇2ϑ2 +
ϑ = 0;
24
ν(1 – ν) 3
∂ξ
1
2
+ ξ = ϑ0,
r
∂r
ν
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ

λ(1)2
j

∇2Φ(1)
–
j

h

2

∇2Ψj = –

Φ(j 1) = –bj(1) ∇2ϑ0 (j = 1, 2 , 3 , . . . ) ;
π2j2
Ψ = 0 ( j = 2, 4, 6, ...);
h2 j

3ν
;
Gh3πρ2

∇2θ0 = –

∇2θ1 =

2(1 – ν)
θ0;
ν

2

(2)
j

∇Φ

h2(8 – 3ν) 2
∇ θ2 = –
∇ θ0;
2Gν
(2)
j

∇Φ

λ(2)2
j

–

h2

Φ = – b ∇ θ0 (j = 1, 2, 3, ...);
(2)
j

2

(2)
j

πj
Ψ = 0 ( j = 1, 3, 5, ...);
h2 j

h

2

λ(2)2
j

–

h2

Φ(2)
=
j

для r > ρ
∇2ϑ0 = 0;

∇ 2ϑ 1 =

∂ξ
1
2
+ ξ = ϑ0;
2
∂r
ν
2

(1)
j

∇Φ

–

λ(1)2
j
2

h

–
∇2Φ(2)
j
∇2Ψj = –

π2j2
∇ Ψj = – 2 Ψj = 0
h

(1)
j

∇2θ1 =

λ(2)2
j
h2

∂ξ
1
+ ξ = 0;
2
∂r

∂
∂r

Φ = 0;

∇2θ0 = 0;

1+ν
ϑ 0;
ν

2

2(1 – ν)
θ0;;
ν

∇2θ2 = 0;

Φ(2)
= 0 (j = 1, 2, 3, ...);
j

π2j2
Ψ = 0 (j = 1, 3, 5, ...).
h2 j

Решив уравнения, выполнив при r = ρ
∂ϑ0
сопряжения функций ξ, ϑ0, ϑ1, ϑ2,
,
∂r
∂
(ϑ1 + ϑ2) и переходя к пределу при ρ → 0,
∂r
получим выражения для искомых функций:
θ0 = –

θ1 = –

3ν
lnr + c1;
Gh3πρ2

3 ( 1 – ν) 2
1 – ν 2
r (ln r– 1 ) +
r c1 ;
3
4 πGh
2 ν

при r > ρ.

Φ(2)
=0
j

λ(2)
j

Φj(2) = cj″ I0

(19)

h

имеющее

3ν
bj(2),
Ghπρ2λ(2)2
j

r –

решение уравнения (19), стремящееся к
нулю на бесконечности,
λ(2)
j

Φj(2) = cj′K0

2 2

∇2Ψj = –

3ν
b (2) при r < ρ, (18)
Gh3πρ2 j

Решение уравнения (18),
конечное значение при r = 0,

2

2

λ(2)2
j

∇2Φ(2)
–
j

h

r ,

где I0 и K0 – модифицированные функции
Бесселя первого и второго рода нулевого порядка.
Условия непрерывности функций Φ(2)
j
и их производных при r = ρ дают алгебраическую
систему
для
определения
произвольных постоянных
λ(2)
j

cj′K0

h

–cj′K1

ρ + cj″ I0

λ(2)
j
h

λ(2)
j
h

ρ + cj″ I1

ρ =–

λ(2)
j
h

3ν
bj(2),
Ghπρ2λ(2)2
j

ρ =0.

Учитывая
свойство
определителя
Вронского для функций Бесселя
I n (x )

d K n (x )
d x

– Kn(x)

dIn(x)
dx

=–

1
x

,

определяем значение постоянной
(2)
j

cj′= –b

λ(2)
3ν
j
I
ρ.
(2) 1
h
Ghπρλj

Переходя к пределу
lim
ρ→0

λ(2)
λ(2)
1
j
j
,
I1
ρ =–
2h
h
ρ
3ν
.
2πGh3

3(8 – 3ν)
lnr + c2.
θ2 = –
40πGh

получим cj′= –b(2)
j

Для функций Φj и Ψj получаем

Формулу
для
вычисления
коэффи(2)
циентов bj
можно представить в следующем виде:

Φ(1)
= 0; Ψj = 0 (j = 1, 2, 3, …);
j
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

63

Софинский А.Н.

bj(2) =

1
×
12(1 – ν)(1 – 2ν)

b(2)
=
j

h4
6 ν 2(1 – 2ν)

sin2

× {2(1 – ν)[2(2 – ν)J1 – 3h2J2] – 4(1 – ν)J3 – 3h2J4},
h/2

h/2

∫f

где J1 =

(2)
j

(z)z dz;
3

∫f

J2 =

(2)
j

–h/2

∫

и решение уравнений (18), (19)

(z)zdz;

h/2

g(2)
(z)z3dz;
j

∫

J4 =

–h/2

g(2)
(z)zdz.
j

4 πG 2(1 – 2ν) sin2

Подставляя в интегралы значения функций (12) и учитывая уравнения (9),
получим
после
ряда
преобразований
значения коэффициентов

∞

4πG 2(1 – 2ν)

u=–

– z3

λj(2)

K0

λ(2)
j
h

r .

2

Подстановкой
найденных
функций
в формулы (14) получаются выражения
для перемещений

3ν
3ν
3(8 – 3ν)
3(1 – ν) 2
1–ν 2
r lnr +
c1r + c2 – zc –
lnr + z2 c1 –
lnr –
–
3
3
2πGh3
2πGh
40πGh
4πGh
2ν
1

–

h

=–
Φ(2)
j

–h/2

w=–

2

–h/2

h/2

J3 =

1
λj(2)

Σ
j=1

1

dgi(2) dfi(2)
–
dz
dz

2(1 – ν)

sin2

λj(2)

K0

λj
h

r ,

2

9(6 – ν) 1
1
3(1 – ν)
1–ν
1 – 2ν 1
1–ν
.
.
+
cr + z
r ln r +
+
–
cr –
3
40πGh
2πGh
2
r
2ν
8πGν r
2ν

1 – 2ν
2–ν . 1
+
3
2πGh
r
4πGh 2(1 – 2ν)

λj(2)

∞

Σ
j=1

λj

sin2

Напряжения, соответствующие
формулам теории упругости:

этим

(2)

K1

λj
h

r f(2)
.
i

2
перемещениям,

определённые

по

известным

σr =

2
1
3(1 + ν)
3(3 + ν)
9(6 – ν) 1 1 + ν
1+ν
1 – 2ν
.
–
h 2 +
πGhc + z
lnr +
–
–
πGhc1 +
r2
πh
r
2h2
4h2
40
ν
ν
8ν

+ z3

2–ν 1
1
.
+
2
2
2h
r
4h 2(1 – 2ν)

σϕ =
– z3

2
πh

λj(2)
λj(2)

sin2

λj(2)

K0

h

r [νgi(2) – (1 – ν)fi(2)] –

h
λj(2)r

K1

λj(2)
h

r (1 – 2ν)fi(2)

;

2

1
3(1 + ν)
3(1 + 3ν) 9(6 – ν) 1
1+ν
1+ν
1 – 2ν
.
h 2 +
πGhc + z
lnr +
–
–
πGhc1 –
2
2
2
r
r
2h
4h
40
ν
ν
8ν

2–ν 1
1
.
+
2
2
2h
r
4h 2(1 – 2ν)

σz =

64

∞

Σ
j=1

∞

Σ

λj(2)

j=1

sin2

λj(2)

1
2

2πh 2(1 – 2ν)

K0

λ(2)
j
h

r ν(gi(2) – fi(2)) +

h
λj(2)r

K1

λ(2)
j
r (1 – 2ν)fi(2)
h

;

2
∞

Σ
j=1

λj(2)
sin2

λj(2)

K0

λj(2)
h

r [(1 – ν)gi(2) – νfi(2)];

2
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ

z2 6
3
– 2. +
h r
2r

1
τrz =
2πh

1

λj(2)

∞

Σ
j=1

2(1 – 2ν)

Набор произвольных постоянных с,
с1, с2 служит для удовлетворения граничным условиям на боковой цилиндрической
поверхности. Эти граничные условия
могут быть поставлены либо на линии
боковой поверхности, либо интегрально.
Например, для круглой пластинки
радиуса а, защемлённой по контуру,
w

0

=–

4πG

d
[(1 – ν) gi(2) – νfi(2)] .
dz

r

h

2
∂
w0
= 0;
∂
r

w0 = 0;

u0 = 0

при r = а,

где w0 и u0 — перемещения точек срединной
плоскости:
u

1

2ν 1 1 ν
.
cr ;

8νπG r
2ν

0

3(8 – 3ν)
3(1 – ν) 2
1–ν 2
r lnr +
c 1r + c2 –
lnr –
3
40πG h
4πG h
2ν
1

–

λj(2)

sin2

λj(2)

K1

λj(2)

∞

2(1 – 2ν)

Σ
j =1

K

λj(2)

2

sin

λj (2)
0

h

r 2(1 – ν)

d g i (2)
d f i (2)
–
dz
dz

;
z =0

2

dw0
1–ν
3(8 – 3ν) 1
3(1 – ν)
1
.
=–
r lnr +
+
c1r –
+
3
dr
ν
40πGh
r
4πGh
2

+

1

∞

4πG 2(1 – 2ν)

Σ
j=1

λj(2)
sin2

λj(2)

K1

λj(2)
h

dgi(2)
dfi(2)
–
dz
dz

r 2(1 – ν)

.
z=0

2

Перемещения, удовлетворяющие условиям защемления:

w=–

– z2

2
3(1 – ν) 2 r
1
3(8 – 3ν)
r
3(1 – ν) 2
r
1 – 2ν
.
r
ln
+
a
–1 + z
–
lnr
–
a2
8πGh3
a2
40πGh
a
4πGh3
a
4(1 – ν)πG

3ν
3ν
r
ln
+
2πGh3
4πGh3
a

u=

– z3

1

∞

–Σ
j=1

4πG 2(1 – 2ν)

r2
1 – 2ν 1
.
1– 2 +z
a
8νπG r

λj(2)

∞

Σ
j=1

sin2

Для свободно опёртой круглой пластинки граничные условия могут быть
поставлены в следующем виде:
h/2

∫ σ dz = 0;
r

–h/2

№ 4(31)/2020

sin2

λj(2)

K0

λj(2)
h

r 2(1 – ν)

dgi(2)
df (2)
– i ;
dz
dz

2

3(1 – ν)
3(8 – 3ν) r
9(6 – ν) 1
.
.
–
r ln r –
+
3
2
2πGh
40πGh
a
40πGh r

2–ν 1
1 – 2ν
.
+
3
2πGh r
4πGh 2(1 – 2ν)

w0 = 0;

1

.

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

λj(2)

K1

λj(2)
h

r fi(2).

2
h/2

∫ σ zdz = 0;
r

при r = a.

–h/2

Перемещения, удовлетворяющие условиям свободного опирания пластинки:
65

Софинский А.Н.
2
3 3ν
3(3 + ν)(1 – ν) 2 r
1
r
ν 2
r
1 – 2ν
.
r ln
+
a
–1 – z
–
ln
–
2
a2
8(1+ ν)πGh3
a
a
40πGh
4πGh3
a
ν
πG
4


3

w=–

– z2

3ν
3ν(1 – ν)
r
1
ln
–
+
3
3
4πGh
4(1 + ν)πGh
a
4πG 2

u=

2
1 – 2ν 1
1–ν r
.
.
1+
+z
8νπG r
1 + ν a2

– z3

2–ν 1
1 – 2ν
.
+
3
2πGh r
4πGh 2(1 – 2ν)

2ν

λj(2)

∞

Σ
j=1

sin2

Полученные функции, описывающие
напряженно-деформированное
состояние
упругого слоя при действии сосредоточенной силы, состоят из двух частей.
Первая часть — классическое решение
в форме А. Лява — характеризует
напряжённо-деформированное состояние,
распространяющееся по всей пластине.
Произвольные постоянные в этом решении
служат для удовлетворения граничным
условиям на боковой поверхности.
Следует отметить, что основная часть
решения А. Лява совпадает с решением,
которое дает классическая теория изгиба
пластинок,
построенная
на
гипотезе
Кирхгофа, что позволяет в случае, если
размеры
пластины
в
плане
велики
сравнению

с

толщиной

(

h
<< 1),
a

описывать общее напряжённо-деформированное состояние с помощью решений
классической теории пластинок.
Вторая часть функций представлена
рядами по собственным функциям краевых задач. Зависимость членов ряда
от координат в плоскости пластинки
определяется модифицированными функциями Бесселя второго рода (в литературе встречаются и другие названия
этих функций: функции Бесселя мнимого аргумента второго рода, функции

66

λj
h

r 2(1 – ν)

dgi
df
– i
dz
dz

;

2

λj(2)

K1

λj(2)
h

r fi(2).

2
Макдональда) нулевого и первого
порядков. Функции K0(х), K1(х) быстро
убывают (по экспоненциальному закону)
с ростом модуля аргумента x. В соответствии с этим напряжённо-деформированное состояние, характеризуемое рядами,
имеет характер точечного краевого эффекта и быстро затухает по мере удаления от точки приложения нагрузки.
Дифференциальный оператор, описывающий краевую задачу, является несамосопряжённым [6]. Поэтому его собственные
значения λj(k) — корни трансцендентных
уравнений (9) — комплексные. Комплексными
являются
также
собственные
функции (7), включая их составную
λj(k)
λjk)
r .
r , K1
часть — функции K0
h
h
Однако, то обстоятельство, что собственные
значения — попарно сопряжённые комплексные числа, следовательно, попарно
сопряжёнными являются соответствующие
значения
собственных
функций
(7),
функций Макдональда и их произведений, делает сумму ряда вещественной.
Первые пять значений корней уравнений (9) — λj(1) и λj(2) — приведены
в таблице.
Как видно из таблицы, модули собственных значений возрастают с ростом номера собственного значения, что
обуславливает хорошую сходимость рядов и позволяет ограничиться суммой
трёх-четырёх пар членов ряда.

1

2

3

4

5

k=1

4,212±i2,251

10,713±i3,103

17,073±i3,551

23,398±i3,859

29,708±i4,090

k=2

7,498±i2,769

13,900±i3,352

20,239±i3,717

26,555±i3,983

32,860±i4,193

j
λj(k)

s2

K0

3(1 – ν)
r
3(1 – ν)
9(6 – ν) 1
.
–
r ln
–
r+
3
2πGh
a
2πGh(1 + ν)
r
40πGh

местное напряжённодеформированное состояние

по

1
λj

∞

Σ
j=1

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

НАпрЯжЕННО-дЕфОрМИрОвАННОЕ СОСТОЯНИЕ упруГОГО СЛОЯ

силы, построенные в виде разложений
по
собственным
функциям
несопряжённого дифференциального оператора,
описывающего краевую задачу (5), (6),
в декартовой системе координат записываются следующим образом:

местное напряжённо-деформированное
состояние при действии
произвольной нагрузки
Функции, описывающие точечный краевой эффект вблизи действия сосредоточенной
x
u(x, y, z) =
4πGh

1 – 2ν
2(x 2 + y 2)

y
4πGh

v (x , y, z) =

Σ

sin2

Σ
j=1

4πGh 2(1 – 2ν)

sin2

λj(2)

sin2

λj(2)

K1

h

(x2 + y2) fi(2) ;

K1

λj(2)
h

(x 2 + y 2) fi(2) ;

2
dgj(2) dfj(2)
2(1
–
ν)
–
.
(x + y )
dz
dz

λj(2)

K0

λj(2)

2
λj(2)

∞

Σ
j=1

1

∞

λj(2)

j=1

1 – 2ν
2(x 2 + y 2)

1

w (x , y , z) = –

λj(2)

∞

2

h

2

2

Если в области х, y ∈ s действуют эквивалентные силы Р(х, у), то упругие перемещения
могут быть найдены интегрированием соответствующих функций по области s:
u=

x
4πGh

y
v=
4πGh



2ν
2
x  y2

1 – 2ν
2(x2 + y2)

1

w =–

j= 1

s

sin2

∫∫P(x′, y′) Σ

j=1

s

sin2
1

∫∫P(x′, y′) Σ

j=1

s

2

sin

λj(2)

λj(2)

λj(2)

K0

εxy =

∂u
;
∂x

εy =

1 ∂u
∂v
;
+
2 ∂y ∂x
εzx =

γху = 2 εху;

∂v
;
∂y

εz =

εyz =

λj(2)
h

∂w
;
∂z

1 ∂v
∂w
;
+
2 ∂z
∂y

γzх = 2 εzх;

E
[ε + ν(εy + εz)];
1 – ν2 x
E
[ε + ν(εz + εx)];
σy =
1 – ν2 y
σx =

№ 4(31)/2020

h

(x – x′)2 + (y – y′)2 fi(2) dx′dy′;

K1

λj(2)

(x – x′)2 + (y – y′)2 fi(2) dx′dy′;

h

(x – x′) + (y – y′)
2

2

2(1 – ν)

dgj(2) dfj(2)
–
dz
dz dx′dy′.

2

1 ∂w ∂u
;
+
2 ∂x ∂z
γуz = 2 εуz;

λj(2)

2

Компоненты
тензоров
деформаций
и напряжений определяются по известным
формулам теории упругости:
εx =

K1

2

λj(2)

∞

∞

4πGh 2(1 – 2ν)

λj(2)

∞

∫∫P(x′, y′) Σ

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

σz =

E
[ε + ν(εy + εx)];
1 – ν2 z

τху = G γху; τуz = G γуz;

τzх = G γzх.

заключение
На основе трёхмерных уравнений
теории упругости получено явное решение краевой задачи о действии сосредоточенной силы на упругий слой, описывающее точечный краевой эффект.
Решение построено как разложение по
собственным биортогональным функциям вспомогательной несамосопряжённой
краевой задачи в виде быстросходящихся рядов. Функции, формирующие
ряд, дополняют классическое решение
67

Софинский А.Н.

краевым эффектом, быстро затухающим
по мере удаления от точки приложения
силы,
что
обеспечивается
экспоненциальным
законом
убывания
функций Макдональда.
Решение для сосредоточенной силы
в качестве функции влияния использовано в задаче о произвольном локальном
нагружении упругого слоя. Компоненты
вектора перемещений получены в виде
определённых интегралов по области
действия нагрузки. Компоненты тензоров деформаций и напряжений получаются в соответствии с известными
формулами теории упругости дифференцированием функций перемещений.
Список литературы
1. Софинский А.Н. Влияние искажения формы конструкции на её несущую
способность // Космическая техника
и технологии. 2016. № 2(13). C. 34–44.
2. Безмозгий И.М., Софинский А.Н.,
Чернягин А.Г. Напряжённо-деформированное состояние и прочность сварной

оболочки с тоннельной трубой // Космическая техника и технологии. 2016.
№ 3(14). C. 43–55.
3. Софинский А.Н. Инженерная методика
оценки
несущей
способности
и ресурса конструкции с дефектом //
Космическая
техника
и
технологии.
2020. № 2(29). C. 36–49. DOI 10.33950/
spacetech-2308-7625-2020-2-36-49.
4. Ландау
Л.Д.,
Лифшиц
Е.М.
Теоретическая физика: Уч. пос. в 10 т.
Т. VII. Теория упругости. М.: Физматлит,
2003. 264 с.
5. Рапопорт И.М. Трёхмерная задача
теории упругости для области, заключённой между двумя параллельными
плоскостями // Доклады АН СССР. 1970.
Т. 191. № 4. С. 787–790.
6. Камке Э. Справочник по обыкновенным дифференциальным уравнениям.
М.: Наука, 1976. 576 с.
Статья поступила в редакцию 28.02.2020 г.
Окончательный вариант — 03.07.2020 г.

reference
1. Sofinskiy A.N. Vliyanie iskazheniya formy konstruktsii na ee nesushchuyu sposobnost' [Impact
of structural shape distortion on its load-bearing capability]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016,
no. 2(13), pp. 34–44.
2. Bezmozgiy I.M., Sofinskii A.N., Chernyagin A.G. Napryazhenno-deformirovannoe sostoyanie i prochnost'
svarnoi obolochki s tonnel'noi truboi [Mode of deformation and strength of welded shell with tunnel pipe].
Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 3(14), pp.43–55.
3. Sofinskiy A.N. Inzhenernaya metodika otsenki nesushchei sposobnosti i resursa konstruktsii s defektom
[Engineering procedure for evaluating the load-bearing capacity and life of a defective structure].
Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2020, no. 2(29), pp.36–49.
4. Landau L.D., Lifshits E.M. Teoreticheskaya fizika v 10 t. T. VII Teoriya uprugosti [Theoretical
Physics in 10 vol. Vol. VII: The theory of elasticity]. Moscow, Fizmatlit publ., 2003. 264 p.
5. Rapoport I.M. Trekhmernaya zadacha teorii uprugosti dlya oblasti, zaklyuchennoi mezhdu dvumya
parallel'nymi ploskostyami [Three-dimensional problem in the theory of elasticity for an area between
two parallel planes]. Doklady AN SSSR, 1970, vol.191, no. 4, pp. 787–790.
6. Kamke E. Spravochnik po obyknovennym differentsial'nym uravneniyam [Handbook of ordinary
differential equations]. Moscow, Nauka publ., 1971. 576 p.

68

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

УДК 621.039.55

реакторный
иССледовательСко-иСПытательный комПлекС
© 2020 г. кириллов а.С., Пышко а.П., романенко а.а., ярыгин в.и.
АО «Государственный научный центр Российской Федерации – Физико-энергетический
институт имени А.И. Лейпунского» (АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»)
Пл. Бондаренко, 1, г. Обнинск, Калужская обл., Российская Федерация, 249033,
e-mail: postbox@ippe.ru
В статье представлен обзор истории развития и текущего состояния реакторного
исследовательско-испытательного
комплекса
АО
«ГНЦ
РФ–ФЭИ»,
предназначенного для сборки, исследований и полномасштабных ресурсных энергетических испытаний космических ядерных энергетических установок (ЯЭУ) с термоэмиссионным реактором-преобразователем. Представлены ведущие специалисты,
которые принимали участие в создании и работе данного комплекса. Обсуждаются
наиболее важные технологические интерфейсы и работы по их модернизации,
проводимые в последние годы. Авторы рассматривают использование безмасляной
системы откачки в составе данного комплекса при обезгаживании и ресурсных
испытаниях реактора-преобразователя. Предложены современные технические
решения для разработки автоматизированной системы специзмерений, предназначенной для регистрации характеристик испытываемой ЯЭУ, в т. ч. вольт-амперных
характеристик совместно с теплофизическими и ядерно-физическими параметрами
наземного прототипа космической ЯЭУ.
Ключевые
слова:
реакторный
исследовательско-испытательный
комплекс,
термоэмиссионный реактор-преобразователь, ресурсные испытания, безмасляная
система откачки, автоматизированная система специзмерений, вольт-амперные
характеристики.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-69-79

ThE rEaCTOr rESEarCh aNd TEST FaCiliTy
kirillov а.S., pyshko a.p., romanenko a.a., yarygin v.i.
Joint Stock Company State Scientiic Centre of the Russian Federation – Institute
for Physics and Power Engineering named after A.I. Leypunsky (JSC SSC RF – IPPE)
1 Bondarenko sq., Obninsk, Kaluga region, 249033, Russian Federation,
e-mail: postbox@ippe.ru
The paper describes an overview of the history of development and the current
state of JSC SSC RF–IPPE reactor research and test facility designed for assembly,
research and full-scale life energy tests of space nuclear power plants with a thermionic
reactor. The leading specialists involved in development and operation of this facility
are represented. The most significant technological interfaces and upgrade operations
carried out in the recent years are discussed. The authors consider the use of an oil-free
pumping system as part of this facility during degassing and life testing. Proposed are
up-to-date engineering solutions for development of the automated special measurement
system designed to record nuclear power plants performance, including volt-ampere
characteristics together with thermophysical and nuclear physical parameters of a ground
prototype of the space nuclear power plant.
Key words: reactor research and test facility, thermionic reactor, life energy tests,
oil-free pumping system, automated special measurement system, volt-ampere characteristics.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

69

Кириллов А.С., пышко А.п., романенко А.А., Ярыгин в.И.

кириллов а.С.

Пышко а.П.

романенко а.а.

ярыгин в.и.

КИРИЛЛОВ Андрей Сергеевич — инженер-исследователь АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»,
e-mail: akirillov@ippe.ru
KIRILLOV Andrey Sergeevich — Research engineer at JSC SSC RF – IPPE,
e-mail: akirillov@ippe.ru
ПЫШКО Александр Павлович — кандидат физико-математических наук,
начальник отдела АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»,
e-mail: pyshko@ippe.ru
PYSHKO Aleksandr Pavlovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics),
Head of Department at JSC SSC RF – IPPE,
e-mail: pyshko@ippe.ru
РОМАНЕНКО Андрей Анатольевич — главный специалист отдела АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»,
e-mail: romanenko@ippe.ru
ROMANENKO Andrey Anatolyevich — Chief specialist of Department at JSC SSC RF – IPPE,
e-mail: romanenko@ippe.ru
ЯРЫГИН Валерий Иванович — доктор технических наук, профессор,
главный научный сотрудник АО «ГНЦ РФ – ФЭИ»,
e-mail: ecs-yar@ippe.ru
YARYGIN Valery Ivanovich — Doctor of Science (Engineering), Professor,
Chief research scientist at JSC SSC RF – IPPE,
e-mail: ecs-yar@ippe.ru

введение
Реакторный исследовательско-испытательный комплекс (далее — ИК зд. 224)
[1] сооружен в ФЭИ (в настоящее время
АО «ГНЦ РФ–ФЭИ») в 1964 г. в рамках
программы ОКР «ТОПАЗ». Назначение
комплекса:
• сборка космических ядерных энергетических установок (КЯЭУ) с термоэмиссионным реактором-преобразователем
(ТРП) и жидкометаллическим контуром
охлаждения (ЖМК);
• проведение различных проверок,
исследований и как финальный этап –
проведение полномасштабных наземных
ресурсных энергетических испытаний по
программе, имитирующей работу КЯЭУ
в составе космического аппарата (КА);
70

• разборка испытанного ТРП с последующим исследованием неактивированных образцов критически важных узлов,
электродов, топлива и др. после разделки
в горячих камерах;
• временное хранение высокоактивных фрагментов в колодцах-отстойниках
с последующей дезактивацией и отправкой
на переработку и захоронение.
После завершения в 1988 г. программы
«ТОПАЗ» (КЯЭУ 1-го поколения) и проведения ряда мероприятий по модернизации и реконструкции ИК зд. 224
поддерживается в рабочем состоянии и
сохраняет
технологическую
готовность
к использованию в ОКР по созданию ЯЭУ
2-го поколения с ТРП суб- и мегаваттного диапазонов выходной электрической
мощности [2–4].
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

Настоящая статья с учетом преемственности использования технологических интерфейсов в текущем состоянии
уникального ИК зд. 224 рассматривает
техническую возможность и выработку
мотивации его использования проектантами ЯЭУ прямого преобразования
тепловой энергии в электрическую при
реакторных и электронагревных испытаниях
энергетических установок космического и наземного назначений.
Актуальность и практическая важность такого подхода к проблеме создания
соответствующей национальной экспериментальной базы обусловлена утвержденной Президентом РФ стратегией развития космической ядерной энергетики
на период до 2030 г. [5].
Кроме того, в рамках этой стратегии
разрабатываются ЯЭУ с машинным
преобразованием тепловой энергии в
электрическую с использованием газоохлаждаемого ядерного реактора в цикле Брайтона, испытательная база
которых рассматривается в проекте
DEMOCRITOS [6].
ик зд. 224 — исторический аспект
Объектами исследований и испытаний в ИК зд. 224 были экспериментальные образцы ЯЭУ «ТОПАЗ» для
семи наземных и двух лётно-конструкторских испытаний (ЛКИ) в составе
КА «Плазма-А» (рис. 1, табл. 1) [7–9].

а)

б)
Рис. 1. ЯЭУ «ТОПАЗ»: а — принципиальная схема: 1 — блок
системы подачи пара цезия и приводов органов регулирования;
2 — термоэмиссионный реактор-преобразователь; 3 — трубопровод жидкометаллического контура охлаждения (ЖМК);
4 — радиационная защита; 5 — компенсационный блок
ЖМК; 6 — холодильник-излучатель; 7 — силовая рама; б —
внешний вид КЯЭУ «ТОПАЗ» в составе КА «Плазма-А»

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Таблица 1
наземные ресурсные энергетические
испытания яэу «тоПаз»
Номер
установки
Год
испытаний

4С

5С

6С

7С

10С

11С

14С

1970 1971 1972–73 1975–77 1979 1982 1984

Длительность
испытаний,
сут

50

67

108

215

221

208

306

Тепловая
мощность
ТРП, кВт

170

180

180

150

150

150

150

Суммарная
электрическая
мощность
обеих
секций, кВт

6,6

5,1

8,2

8,8

8,8

7,2

7,2

Основные характеристики ТРП «ТОПАЗ»:
выходная электрическая
мощность (основная секция)
5–7 кВт;
тепловая мощность
130–150 кВт;
ядерное топливо
UO 2;
загрузка топлива (по 235U)
11,5 кг;
обогащение топлива
(по 235U)
90%;
замедлитель нейтронов
ZrHx;
отражатель нейтронов
Be;
спектр нейтронов
промежуточный;
масса реактора
320 кг;
диаметр активной зоны
280 мм;
длина активной зоны
364 мм;
толщина отражателя
80 мм;
органы регулирования
реактивности 12 вращающихся барабанов
из Be с накладками из B4C;
теплоноситель
NaK.
Характеристики КЯЭУ «ТОПАЗ» при
ЛКИ КА «Плазма-А»:
максимальная электрическая
мощность на клеммах
рабочей секции
5,6 кВт;
напряжение на клеммах
рабочей секции
32 В;
ток рабочей секции
180 А;
напряжение насосной
секции
1,1 В;
ток насосной секции
1 200 А;
максимальная температура
теплоносителя на выходе из ТРП
610 °С;
подогрев теплоносителя
в активной зоне
70–80 °С;
расход паров цезия
6–20 г/сут;
давление паров цезия
266–730 Па;
масса ЯЭУ
(без аккумуляторных батарей)
980 кг;
71

Кириллов А.С., пышко А.п., романенко А.А., Ярыгин в.И.

площадь
холодильника-излучателя
7 м 2;
длина ЯЭУ
4,7 м;
максимальный диаметр ЯЭУ
1,3 м.
Реализация проекта ИК зд. 224, разработанного специалистами АО «ГСПИ»,
потребовала огромного напряжения и
самоотдачи от специалистов Физикоэнергетического института (ФЭИ). Постепенно сложилась системная команда,
высокий квалификационный уровень и
ответственность
которой
признавались
не только руководством Министерства
среднего машиностроения, но и кооперацией предприятий СССР, участвующих
в ОКР по программе «ТОПАЗ». В результате системных и комплексных работ
по программе «ТОПАЗ» в ФЭИ сложилась уникальная Школа по прямому
преобразованию
энергии,
сохранившая
свои компетенции и в настоящее время.
Ключевой вклад в основание Школы
прямого преобразования тепловой (ядерной) энергии в электрическую в ФЭИ
внесли
А.И. Лейпунский,
И.И. Бондаренко, В.Я. Пупко, В.А. Малых, В.И. Субботин. Среди основных участников создания и эксплуатации комплекса здания
224
при
отработке
ЯЭУ
«ТОПАЗ»
также следует отметить А.И. Ельцова,
И.П. Засорина, Д.М. Овечкина.
На рис. 2 показана технологическая
схема ИК зд. 224, на которой выделены
инженерные интерфейсы вакуумной системы безмасляной откачки и системы
специальных измерений выходных характеристик, модернизация которых будет
обсуждаться ниже.

Рис. 2. Технологическая схема ИК зд. 224: 1 — система
жидкометаллического контура охлаждения; 2 — система
охлаждения; 3 — система вакуумирования; 4 — безмасляная
система откачки вакуумной камеры/изделия; 5 — автоматизированная система специзмерений; ОР-1 и ОР-2 —
отделения разделки (горячие камеры)

72

Наиболее
важные
технологические
интерфейсы ИК зд. 224 в период испытаний ЯЭУ «ТОПАЗ» (до модернизации
и реконструкции) показаны на рис. 3.
Вакуумная камера (ВК) была изготовлена из малоактивируемого алюминиевого
сплава марки АМГ-3 и имела объём 45 м3
(внутренний диаметр — 2,5 м; высота без
крышки и подставки — 9,44 м; толщина
водяного зазора рубашки охлаждения — 12 см).
Система откачки ВК форвакуумными
насосами обеспечивала давление остаточного газа в ВК ~2,5 Па вместе с двумя
диффузионными насосами ~0,65 Па за время не менее пяти часов.
В целом технические характеристики
всех технологических интерфейсов ИК
зд. 224 удовлетворяли требованиям технического задания того времени, предъявляемым к наземным энергетическим
испытаниям ЯЭУ.
модернизация и реконструкция ик зд. 224
По проектно-сметной документации
АО «ГСПИ» в 1985–1992 гг. ИК зд. 224
был
частично
модернизирован
для
испытаний
перспективных
ЯЭУ
суби мегаваттной величин электрической
мощности с утилизируемой непреобразованной тепловой мощностью, ограниченной значением 2 МВт, и ресурсом
работы оборудования до трёх лет (рис. 4).
После модернизации обеспечены следующие технические характеристики систем теплоотвода: (3) — до 0,8 МВт; (4) —
до 1,2 МВт; расход охлаждающей воды —
до 70 м3/ч при температуре 25–70 °С.
После замены масляных диффузионных систем откачки на безмасляные турбомолекулярные насосы типа ВМН-500
(7) скорость откачки увеличится до
100 л/с с достижением давления остаточных газов в ВК до 5⋅10–5 мм рт. ст.
Автоматизированная система специзмерений (АССИ) в структуре автоматизированной системы управления технологическими процессами (АСУТП) ИК
зд. 224
—
комплекс
аппаратно-программных средств, предназначенный для
измерений
электротеплофизических
и
нейтронно-физических параметров технологических процессов на всех этапах
жизненного цикла испытываемой ЯЭУ
(сборка, пуск, наладка, испытания и т. д.),
в т. ч. регистрации вольт-амперных характеристик (ВАХ) с выходной электрической
мощностью до 1 МВт.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

а)

б)

в)

г)

е)

д)

ж)

Рис. 3. Технологические интерфейсы ИК зд. 224: а — технологический зал ИК зд. 224; б — пульт управления ИК зд. 224;
в — вид на крышку биологической защиты; г — ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) «ТОПАЗ» на стапеле физической
сборки; д — вид на стапель физической сборки; е — вакуумная камера для размещения ЯЭУ «ТОПАЗ»; ж — установка
крышки с ЯЭУ «ТОПАЗ» в вакуумную камеру

В период 2014–2016 гг. специализированной организацией АО «ФЦНИВТ
«СНПО «Элерон» [10] был выполнен
значительный объём строительно-монтажных
работ по «Первому пусковому комплексу»
реконструкции ИК зд. 224, предусмотренных «ФЦП РЯОК-2020», в ходе которых
завершены следующие работы:
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

• проведён современный ремонт
фасада ИК зд. 224;
• обустроены эвакуационные выходы, проведена замена бетонных перекрытий над центральным и малым залами,
заменено кровельное покрытие крыши;
• в обеспечение основных операций маршрутной технологии по приёмке
73

Кириллов А.С., пышко А.п., романенко А.А., Ярыгин в.И.

и сборке составных частей испытуемого изделия в технологическом зале (ТЗ)
возведены участки сборки (зал сборки
реакторного модуля), отделочные работы
в ТЗ и прилегающих помещениях (вспомогательных участках);

• в обеспечение современных правил радиационной и ядерной безопасности было реконструировано хранилище
электрогенерирующих
каналов
(ЭГК)
ТРП, расположенное на погрузочноразгрузочной площадке зд. 224;
• в обеспечение выполнения требований
современных нормативных документов на
грузоподъёмное оборудование на ИК зд. 224
проведена его полная замена выпускаемыми
российской промышленностью системами.
актуальные технологические
интерфейсы ик зд. 224,
разработка которых продолжается

Рис. 4. Принципиальная схема технологических интерфейсов после модернизации, обеспечивающих наземные
энергетические испытания: 1 — насос водяной; 2 — теплообменник «вода ВК / вода внешней системы охлаждения»
(градирня); 3 — внешняя система охлаждения ВК (градирня); 4 — водяная система отвода непреобразованной
теплоты; 5 — биологическая защита; 6 — автоматизированная система специзмерений; 7 — вакуумная система
откачки; 8 — реактор (источник тепла); 9 — вакуумная камера; 10 — радиационная защита; 11 — холодильник-излучатель; 12 — теплообменник «жидкометаллический
теплоноситель/вода»

а)

Особое место в технологических интерфейсах ИК зд. 224 занимают современная
безмасляная система откачки вакуумной камеры и изделия, а также система
специзмерений, к сожалению, не реализованные на текущем этапе реконструкции, но верифицированные на стадии
отработки технических решений.
Необходимость замены масляной системы откачки связана с требованием улучшения
вакуумной
гигиены
(уменьшение давления и парциального спектра
остаточного газа) при обезгаживании и
в процессе ресурсных энергетических
испытаний изделия. В связи с этим
предлагается схема безмасляной откачки
с применением мощного турбомолекулярного насоса типа ВМН-500 (рис. 5).

б)

Рис. 5. Схема безмасляной откачки: а — внешний вид турбомолекулярного насоса ВМН-500; б — схема вакуумной системы
с насосами ВМН-500: 1 — датчик вакуума; 2 — запорная арматура; 3 — турбомолекулярные насосы типа ВМН-500; 4 — система
охлаждения; 5 — форвакуумные насосы типа АВЗ-90; 6 — выхлоп в спецвентиляцию

74

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

Внедрение безмасляной системы откачки
в ИК зд. 224 позволяет, кроме увеличения
скорости откачки, существенно уменьшить
давление остаточных газов и улучшить
спектр остаточных газов путём исключения
углеводородных компонентов, характерных
для масляной системы откачки (рис. 6).

а)

б)
Рис. 6. Спектральный состав остаточных газов в системах откачки: а — паромасляная откачка (ДВН-500),
суммарное давление остаточных газов ~2⋅10–3 мм рт. ст.;
б — безмасляная система откачки (ВМН-500), суммарное
давление остаточных газов ~2⋅10–5 мм рт. ст.

тепловая мощность ЯЭУ, работа выхода
электродов и т. д. Существуют косвенные
методы их определения, основанные на
использовании математических моделей
ЭГК, сравнении экспериментальных и расчётных данных, согласовании результатов
измерений в различных режимах испытаний.
Таким образом, в АССИ необходимо
выполнять не только сбор и обработку
экспериментальных данных, но и диагностику, моделирование и прогнозирование технического состояния ЯЭУ.
Следует предусмотреть гибкость в выборе методов и средств измерений в процессе испытаний.
Предлагается
вариант
построения
АССИ, в котором технические решения
обусловлены опытом эксплуатации обладающего аналогичными функциями автоматизированного ИИК (информационноизмерительного комплекса) в ходе предреакторных
испытаний
лабораторных
термоэмиссионных преобразователей энергии (ТЭП) с плоской и цилиндрической
геометрией электродов на электрофизических стендах [12], а также представленными на рынке современных средств
автоматизации
измерений
приборами,
позволяющими выполнять часть этих
функций более эффективно.
При таком подходе в состав АССИ
входят:
• модули сбора данных для измерения сигналов датчиков экспериментальной установки;
• программируемая электронная нагрузка и блок резистивной нагрузки для
регистрации ВАХ;
• блок коммутации для подключения объекта испытаний к нагрузочным
устройствам и переключения режимов
регистрации ВАХ;
• компьютер для управления процессом измерений и отображения, обработки и сохранения его результатов,
а также обмена данными с сервером баз
данных АСУТП (рис. 7).

Основными параметрами, измерения
которых требуются в АССИ, являются [11]:
• электрический ток и напряжение
электрического тока объекта испытаний
(ЯЭУ, отдельных ЭГК или групп ЭГК,
теплового макета);
• температуры узлов экспериментальной установки (теплоносителя, трубопроводов, цезиевого резервуара, корпуса
ЭГК и т. д.);
• давление теплоносителя,
откачиваемых газов и т. д.;
• расход теплоносителя;
• плотность потока нейтронов;
• состав откачиваемых газов.
Многие важные параметры не могут быть измерены
непосредственно,
например,
температуры
электродов
и
тепловыделяющих элементов, Рис. 7. Структурная схема автоматизированной системы специзмерений
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

75

Кириллов А.С., пышко А.п., романенко А.А., Ярыгин в.И.

В автоматизированной системе специзмерений необходимо использовать специально разработанное авторами программное обеспечение, предоставляющее
оператору удобный графический интерфейс, возможности управления процессом
измерений в режиме реального времени,
реализацию гибкого алгоритма обработки
экспериментальных данных, интеграцию
с расчётными комплексами [12].
Модули сбора данных осуществляют сбор информации от датчиков, её
предварительную обработку и передачу
управляющему устройству по цифровому интерфейсу. Модули выпускаются
производителями систем сбора данных
и различаются по типам поддерживаемых датчиков, количеству измерительных
каналов, диапазонам и погрешностям
измерения, быстродействию, интерфейсам
передачи данных [13].
В качестве примера рассмотрим модули ввода/вывода компании «КонтрАвт»
[14, 15]. Измерения унифицированных
аналоговых сигналов тока и напряжения
обеспечивают модули AI-8UI и AI-8TC,
сравнительные характеристики которых
приведены в табл. 2.
Модули AI-8TC предназначены, в основном, для измерения термоЭДС термопар (до 50 мВ). Модули AI-8UI более
универсальны, но отличаются меньшей
точностью измерения сигналов в диапазоне до 50 мВ. Точность преобразования
AI-8UI и AI-8TC составляет 0,1% от диапазона измерения, длительность опроса
входного сигнала одного измерительного
канала 0,1 с.
Модули ввода/вывода объединяются
в сеть по интерфейсу RS-485. Для связи
с компьютером требуется преобразователь интерфейсов, например, IC-USB/485,
для подключения к USB-разъёму.
Датчики расхода, как правило, содержат магнитоуправляемый контакт, кратковременно замыкаемый при прохождении
через сечение трубопровода определённого
количества жидкости. Подсчет количества

замыканий может выполняться модулемсчётчиком импульсов ЭРКОН-315.
Для контроля плотности потока нейтронов предназначены ионизационные камеры. Сигнал тока ионизационной камеры
может быть измерен модулем ввода
аналоговых сигналов, если его предварительно усилить с помощью микросхемы
инструментального усилителя.
Контроль вакуумных условий и состава вакуумно-цезиевых коммуникаций
проводится датчиками вакуума с использованием
вакуумметров
и
массспектрометров.
В ходе испытаний ЯЭУ/ЭГК используются следующие режимы исследования
электрических характеристик:
• регистрация статических (изомощностных) ВАХ;
• ресурсные испытания;
• регистрация динамических (изотермических) ВАХ.
В ходе регистрации статических ВАХ
ток изменяется ступенчато в широком
диапазоне (сотни ампер) с шагом не
более 1–10 А. В конце каждой ступени
(импульса) измеряются ток и напряжение. В связи с тем, что изменение
тока приводит к изменению температурных полей ЯЭУ/ЭГК, длительность
каждого импульса должна быть достаточно высокой для окончания возникающих в начале нового импульса переходных процессов.
При ресурсных испытаниях ЯЭУ/ЭГК
в течение длительного времени находится в определенной точке. Периодически
выполняется регистрация динамических
ВАХ для диагностики внутренних параметров ЯЭУ/ЭГК.
При регистрации статических ВАХ
и
проведении
ресурсных
испытаний
ЯЭУ/ЭГК подключается к резистивной
нагрузке, которая представляет собой
группу последовательно и параллельно
соединенных резистивных элементов, коммутируемых с помощью контакторов
или транзисторных ключей.
Таблица 2

Сравнительные характеристики аналоговых модулей сбора данных
Модуль
AI-8UI
AI-8TC

76

Диапазоны измерения напряжения

Диапазоны измерения тока

±150 мВ; ±250 мВ; ±500 мВ; ±1 В; ±2 В; ±5 В; ±10 В;
(0…1) В; (0…2) В; (0…5) В; (0…10) В

±20 мА;
(0…20) мА; (4…20) мА

(0…50) мВ; (0…150) мВ; (0…500) мВ; (0…1 000) мВ

(0…20) мА; (4…20) мА

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

В состав блока резистивной нагрузки
также входят группа токоизмерительных шунтов, рассчитанных на различные диапазоны измерения тока, и модуль
AI-8UI
для
измерения
напряжения
ЯЭУ/ЭГК с потенциометрических выводов
и падения напряжения на подключенном
шунте для определения тока ЯЭУ/ЭГК.
Алгоритм регистрации динамических
ВАХ приведен на рис. 8. Ток I из
рабочей точки Iраб.точка сначала переходит
скачком до минимального значения Iмин,
затем ступенчато изменяется до максимального значения Iмакс и обратно и возвращается в рабочую точку. В отличие
от статических ВАХ, длительность каждого импульса должна быть достаточно
низкой (не более ∆tимп = 100…500 мкс),
чтобы избежать значительного изменения
температурного режима (более 5–10°).
Кроме того, для стабилизации температурных полей ЯЭУ/ЭГК между группами импульсов возможны паузы до
∆tпауза = 100…200 мс,
при
которых
ток
возвращается в рабочую точку.

В качестве примера рассмотрим серию
электронных нагрузок AEL-88xx компании «Актаком» [17]. Максимальная
мощность нагрузок данной серии составляет 10…100 кВт в зависимости от
модели, максимальный ток 240…500 А,
максимальное напряжение 150…500 В.
Для увеличения электрического тока и,
соответственно, электрической мощности
нагрузки одной модели можно соединять
параллельно.
Установка параметров может выполняться как с цифровой клавиатуры на
передней панели прибора, так и с компьютера командами SCPI. Для реализации
алгоритма изменения электрического тока
при регистрации динамических ВАХ имеется возможность работы по заданному
списку, позволяющая создавать сложные
последовательности
входных
сигналов
с частотой переключения до 25 кГц.
Погрешность установки/измерения
электрического тока составляет 0,15% от
установленного значения +0,2% от диапазона; погрешность установки/измерения
напряжения — 0,015% от установленного
значения +0,03% от диапазона.
Алгоритмы измерений и принципы построения АССИ успешно верифицированы на этапе предреакторных исследований и испытаний экспериментальных
ТЭП и электрогенерирующих элементов
на электрофизических стендах и будут
использованы на следующем этапе реконструкции ИК зд. 224.
заключение

Рис. 8. Алгоритм изменения тока ЭГК при регистрации
динамических вольт-амперных характеристик

Для регистрации динамических и статических ВАХ может быть использована
программируемая электронная нагрузка —
прибор, предназначенный для имитации
различных режимов работы нагрузки
при исследовании источников электропитания [16]. В составе электронной
нагрузки присутствуют стабилизатор,
измеритель параметров протекающего
электрического тока и напряжения и ряд
других вспомогательных узлов. Стабилизатор обеспечивает различные режимы
работы нагрузки (стабилизация тока, напряжения, мощности или сопротивления).
Измеренные значения электрического
тока и напряжения могут быть выведены
на дисплей на передней панели прибора
или переданы в управляющее устройство.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

ИК зд. 224 был и остается уникальным
реакторным комплексом, обеспечивающим
заключительный этап ОКР проведения
наземных ресурсных энергетических испытаний и подготовки к лётно-конструкторским испытаниям ЯЭУ прямого преобразования тепловой энергии
в электрическую.
Подтвердивший свою высокую эффективность в процессе реализации ОКР
по программе создания КЯЭУ 1-го поколения «ТОПАЗ», модернизированный
после её завершения и частично реконструированный в объёме «Первого испытательного комплекса», ИК зд. 224
обеспечивает потенциальную возможность
проведения реакторных и тепловых испытаний ЯЭУ и их демонстраторов
субмегаваттного класса при разработке
КЯЭУ 2-го поколения и мегаваттного
77

Кириллов А.С., пышко А.п., романенко А.А., Ярыгин в.И.

диапазона выходной электрической мощности со значением утилизируемой тепловой мощности до 2 МВт при проектировании ЯЭУ и тепловых демонстраторов различного назначения.
Созданная в ГНЦ РФ–ФЭИ научная
Школа прямого преобразования энергии,
наличие высококвалифицированных специалистов, обеспечивающих системные
и комплексные исследования и испытания в текущих и перспективных НИОКР
в области разработки специальных ЯЭУ
различного назначения, продолжающих
совершенствовать технологические интерфейсы ИК зд. 224 с использованием
элементной и расчётно-методической базы
современного поколения, создают предпосылки
актуализации
использования
ИК зд. 224 в национальных программах
развития космической и наземной ядерной энергетики.
Список литературы
1. Экспериментальная база отрасли
в Государственном научном центре Российской Федерации – Физико-энергетическом
институте имени А.И. Лейпунского. Обнинск: Изд-во ФГУП «ГНЦ РФ–ФЭИ»,
2005. 88 с.
2. Романов А.В. Теория комплексной
оптимизации проектирования космических аппаратов с ядерными термоэмиссионными энергетическими установками.
СПб.: Изд-во ООО «НПО “Профессионал”»,
2010. 472 с.
3. Андреев П.В., Гулевич А.В., Ярыгин В.И. и др. Физико-технические возможности термоэмиссии для современных
проектов создания КЯЭУ мегаваттного
класса // Труды Международной конференции «Ядерные и инновационные технологии для космоса» (NETS 2012), США,
2012. Доклад № 3014.
4. Ярыгин В.И. Ядерная энергетика
прямого преобразования в космических
миссиях XXI в. // Известия вузов. Ядерная энергетика. 2013. Вып. 2. С. 5–20.
5. Стратегия развития космической
ядерной энергетики на период до 2030
года // Новости ВПК от 14.08.2019.
Интерфакс-АВН. Режим доступа: http://
www.vpk.name/news/2019-08-14 (дата обращения 01.11.2019 г.).
6. Андрианов Д.И., Захаренков Л.Э.,
Каревский А.В., Кирюшин Е.Н., Ошев Ю.А.,
Попов А.В., Попов С.А., Семёнкин А.В., Солодухин А.Е., Терехов Д.Н., Штонда С.Ю.
78

Особенности
организации
наземной
экспериментальной
отработки
мощных
ядерных энергодвигательных установок
космического назначения // Космическая
техника и технологии. 2018. № 2(21).
С. 41–53.
7. Пупко В.Я. История работ по летательным аппаратам на ядерной энергии
для космических и авиационных установок в ГНЦ РФ ФЭИ. Обнинск: ФЭИ,
2000. 56 с.
8. Грязнов Г.М. Космическая атомная
энергетика и новые технологии (Записки директора). М.: ФГУП «ЦНИИатоминформ», 2007. 136 с.
9. Ярыгин В.И., Ружников В.А., Синявский В.В. Космические и наземные ядерные энергетические установки прямого
преобразования энергии: Монография. М:
НИЯУ МИФИ, 2015. 364 с.
10. Сайт компании ФЦНИВТ «СНПО
«Элерон».
Режим
доступа:
http://
www.eleron.ru (дата обращения 01.11.2019 г.).
11. Синявский В.В. Методы и средства
экспериментальных исследований и реакторных испытаний термоэмиссионных
сборок. М.: Энергоатомиздат, 2000. 375 с.
12. Кириллов А.С., Ярыгин В.И. Современный информационно-измерительный
комплекс для проведения исследований
и испытаний термоэмиссионных преобразователей тепловой энергии в электрическую // Известия вузов. Ядерная
энергетика. 2018. Вып. 2. С. 137–145.
13. Денисенко В.В. Компьютерное управление технологическим процессом, экспериментом, оборудованием. М.: Горячая
линия – Телеком, 2009. 608 с.
14. Кириллов А.С., Агафонов В.Р. Интеллектуальные модули ввода сигналов термопар с объектов термоэмиссионной экспериментальной установки //
Научно-технический вестник Поволжья.
2016. № 3. С. 65–68.
15. Сайт компании «КонтрАвт». Режим доступа: http://www.kontravt.ru (дата
обращения 01.11.2019 г.).
16. Афонский А.А. Электронные нагрузки Актаком — средство повышения
эффективности
испытаний
источников
электропитания // Контрольно-измерительные приборы и системы. 2011. Вып. 1.
С. 11–16.
17. Сайт торговой марки «Актаком».
Режим
доступа:
http://www.aktakom.ru
(дата обращения 01.11.2019 г.).
Статья поступила в редакцию 19.02.2020 г.
Окончательный вариант — 10.08.2020 г.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

рЕАКТОрНый ИССЛЕдОвАТЕЛьСКО-ИСпыТАТЕЛьНый КОМпЛЕКС

reference
1. Eksperimental'naya baza otrasli v Gosudarstvennom nauchnom tsentre Rossiiskoi Federatsii –
Fiziko-energeticheskom institute imeni A.I. Leipunskogo [Experimental facilities of the industry at the National
Scientific Center of the Russian Federation – Leipunky Institute for Physics and Power Engineering].
Obninsk: FGUP GNTs RF–FEI publ., 2005. 88 p.
2. Romanov A.V. Teoriya kompleksnoi optimizatsii proektirovaniya kosmicheskikh apparatov s yadernymi
termoemissionnymi energeticheskimi ustanovkami [Theory of comprehensive optimization for systems engineering
of spacecraft powered by nuclear thermionic units]. SPb.: OOO NPO Professional publ., 2010. 472 p.
3. Andreev P.V., Gulevich A.V., Yarygin V.I. et al. Fiziko-tekhnicheskie vozmozhnosti termoemissii dlya
sovremennykh proektov sozdaniya KYaEU megavattnogo klassa [Physical and engineering potentialities offered
by thermal emission for advanced designs of megawatt space nuclear power systems]. Proceedings
of
the
International
Conference
Nuclear
and
Emerging
Technologies
for
Space
(NETS
2012),
USA, 2012. Paper № 3014.
4. Yarygin V.I. Yadernaya energetika pryamogo preobrazovaniya v kosmicheskikh missiyakh XXI v. [Directconversion nuclear power in space missions of the XXIst century]. Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika,
2013, issue 2, pp. 5–20.
5. Strategiya razvitiya kosmicheskoi yadernoi energetiki na period do 2030 goda [Development strategy
for nuclear power-generation in space for the period until 2030]. MIC news dated 14.08.2019. Interfax-AVN.
Available at: http://www.vpk.name/news/2019-08-14 (accessed 01.11.2019).
6. Andrianov D.I., Zakharenkov L.E., Karevskii A.V., Kiryushin E.N., Oshev Yu.A., Popov A.V.,
Popov S.A., Semenkin A.V., Solodukhin A.E., Terekhov D.N., Shtonda S.Yu. Osobennosti organizatsii nazemnoi
eksperimental'noi otrabotki moshchnykh yadernykh energodvigatel'nykh ustanovok kosmicheskogo naznacheniya
[Special aspects of organizing ground developmental tests of high-power nuclear power generation
units for space applications]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 2(21), pp. 41–53.
7. Pupko V.Ya. Istoriya rabot po letatel'nym apparatam na yadernoi energii dlya kosmicheskikh
i aviatsionnykh ustanovok v GNTs RF FEI [A history of work on nuclear powered flying vehicles for
space and airborne installations at the Institute for Physics and Power Engineering (NSC RF FEI)].
Obninsk: FEI publ., 2000. 56 p.
8. Gryaznov
G.M.
Kosmicheskaya
atomnaya
energetika
i
novye
tekhnologii
(Zapiski
direktora) [Space nuclear power engineering and new technologies (Director’s notes)]. Moscow,
FGUP TsNIIatominform publ., 2007. 136 p.
9. Yarygin V.I., Ruzhnikov V.A., Sinyavskiy V.V. Kosmicheskie i nazemnye yadernye energeticheskie
ustanovki pryamogo preobrazovaniya energii: Monografiya [Space- and ground-based direct power
conversion nuclear power systems: Monograph]. Moscow, NIYaU MIFI publ., 2015. 364 p.
10. AO FTsNIVT «SNPO «Eleron». Available at: http://www.eleron.ru (accessed 01.11.2019).
11. Sinyavskiy
V.V.
Metody
i
sredstva
eksperimental'nykh
issledovanii
i
reaktornykh
ispytanii
termoemissionnykh sborok [Methods and means of experimental studies and reactor tests of thermionic
assemblies]. Moscow, Energoatomizdat publ., 2000. 375 p.
12. Kirillov A.S., Yarygin V.I. Sovremennyi informatsionno-izmeritel'nyi kompleks dlya provedeniya
issledovanii i ispytanii termoemissionnykh preobrazovatelei teplovoi energii v elektricheskuyu [Advanced
data measurement system for studies and tests on thermionic converters of heat into electrical power].
Izvestiya vuzov. Yadernaya energetika, 2018, issue 2, pp. 137–145.
13. Denisenko V.V. Komp'yuternoe upravlenie tekhnologicheskim protsessom, eksperimentom, oborudovaniem
[Computerized
control
of
the
manufacturing
processes,
experiment,
equipment].
Moscow,
Goryachaya
liniya – Telekom publ., 2009. 608 p.
14. Kirillov A.S., Agafonov V.R. Intellektual'nye moduli vvoda signalov termopar s ob"ektov termoemissionnoi
eksperimental'noi ustanovki [Smart modules for inputting thermocouple signals from experimental thermionic facilities].
Nauchno-tekhnicheskii vestnik Povolzh'ya, 2016, no. 3, pp. 65–68.
15. NPF «KontrAvt». Available at: http://www.kontravt.ru (accessed 01.11.2019).
16. Afonskii A.A. Elektronnye nagruzki Aktakom — sredstvo povysheniya efektivnosti ispytanii istochnikov
elektropitaniya [AKTAKOM electronic loads as the means of improving eiciency of tests on power supply sources].
Kontrol'no-izmeritel'nye pribory i sistemy, 2011, issue 1, pp. 11–16.
17. Website of the AKTAKOM brand. Available at: http://www.aktakom.ru (accessed 01.11.2019).

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

79

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

УДК 528.8.089.6

методики ПолЁтных калибровок
СПутниковой СПектральной аППаратуры
© 2020 г. катковский л.в., беляев б.и., Силюк о.о., литвинович г.С.,
мартинов а.о., ломако а.а., бручковская С.и.
Научно-исследовательское учреждение
«Институт прикладных физических проблем имени А.Н. Севченко»
Белорусского государственного университета
(НИИПФП им. А.Н. Севченко БГУ)
Ул. Курчатова, 7, г. Минск, Республика Беларусь, 220045, e-mail: niipfp@bsu.by
В работе приведены разработанные методики калибровки в полёте спутниковой
спектральной аппаратуры (путём решения прямой и обратной задач теории
переноса излучения в атмосфере) с использованием квазисинхронных подспутниковых измерений. Также представлены результаты обработки и анализа
нескольких сеансов многоуровневых измерений наземных тестовых объектов, проведённых на аэродроме «Зябровка» (Республика Беларусь, Гомельская область).
При наземных и авиационных измерениях использовались спектральные приборы,
разработанные в отделе аэрокосмических исследований НИИПФП им. А.Н. Севченко БГУ для обеспечения наземных тестовых спутниковых полигонов. Приводятся результаты верификации наземных, авиационных и космических измерений.
Для верификации наземных и космических измерений использовались данные
мультиспектрального спутникового аппарата Sentinel-2.
Ключевые слова: полётные калибровки, подспутниковый полигон, коэффициенты
спектральной яркости, натурные измерения.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-80-90

prOCEdurES FOr iN-FlighT CaliBraTiON
OF SaTElliTE SpECTral EquipmENT
katkovsky l.v., Belyaev B.i., Siliuk v.O., litvinovich g.S.,
martinov a.O., lamaka a.a., Bruchkovskaya S.i.
A.N. Sevchenko Institute of Applied Physical Problems of Belarusian State University (IAPP of BSU)
7 Kurchatov str., Minsk, 220045, the Republic of Belarus,
e-mail: niipfp@bsu.by
The paper presents procedures developed for in-flight calibration of satellite
spectral equipment (by solving direct and inverse problems in the theory of radiation
transfer in the atmosphere) using quasi-synchronous sub-satellite point measurements.
Also presented are the results of processing and analysis of several sessions
of multi-level measurements conducted at the Zyabrovka test range (Republic of Belarus,
Gomel region). Measurements taken from ground and air used spectral instrumentation
developed at the Airspace Research department of Sevchenko IAPP of BSU to support
satellite test ranges on the ground. Verification results are provided for measurements
taken on the ground, in air and in space. Used for verification of the ground
and space measurements were data from the multi-spectral spacecraft Sentinel-2.
Key words: in-flight calibrations, sub-satellite test range, spectral brightness coefficients,
field measurements.

80

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

МЕТОдИКИ пОЛёТНыХ КАЛИбрОвОК СпуТНИКОвОй СпЕКТрАЛьНОй АппАрАТуры

катковСкий л.в.

мартинов а.о.

беляев б.и.

СилЮк о.о.

ломако а.а.

литвинович г.С.

бручковСкая С.и.

КАТКОВСКИЙ Леонид Владимирович — доктор физико-математических наук,
доцент, заведующий лабораторией НИИПФП БГУ, e-mail: katkovskyl@bsu.by
KATKOVSKY Leonid Vladimirovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics),
Associate Professor, Head of the Laboratory at IAPP of BSU, e-mail: katkovskyl@bsu.by
БЕЛЯЕВ Борис Илларионович — доктор физико-математических наук,
профессор, заведующий отделом НИИПФП БГУ, e-mail: remsens@mail.ru
BELYAEV Boris Illarionovich — Doctor of Science (Physics and Mathematics),
Professor, Head of Department at IAPP of BSU, e-mail: remsens@mail.ru
СИЛЮК Ольга Олеговна — младший научный сотрудник НИИПФП БГУ,
e-mail: remsens@mail.ru
SILIUK Volha Olegovna — Junior research scientist at IAPP of BSU,
e-mail: remsens@mail.ru
ЛИТВИНОВИЧ Глеб Святославович — младший научный сотрудник НИИПФП БГУ,
e-mail: remsens@mail.ru
LITVINOVICH Gleb Svyatoslavovich — Junior research scientist at IAPP of BSU,
e-mail: remsens@mail.ru
МАРТИНОВ Антон Олегович — научный сотрудник НИИПФП БГУ,
e-mail: remsens@mail.ru
MARTINOV Anton Olegovich — Research scientist at IAPP of BSU,
e-mail: remsens@mail.ru
ЛОМАКО Алексей Андреевич — младший научный сотрудник НИИПФП БГУ,
e-mail: remsens@mail.ru
LAMAKA Aleksey Andreevich — Junior research scientist at IAPP of BSU,
e-mail: remsens@mail.ru
БРУЧКОВСКАЯ Светлана Игоревна — младший научный сотрудник НИИПФП БГУ,
e-mail: remsens@mail.ru
BRUCHKOVSKAYA Svetlana Igorevna — Junior research scientist at IAPP of BSU,
e-mail: remsens@mail.ru
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

81

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

введение
Полётные
калибровки
спутниковой
съёмочной аппаратуры требуют проведения трёхуровневых (или двухуровневых) спектральных измерений
подстилающих поверхностей исследуемых районов, в т. ч. получения
эталонных спектральных данных участков земной поверхности на тестовых
полигонах, выполненных наземными (авиационными)
спектральными
системами,
которые могут быть редуцированы (по
спектральному и пространственному
разрешению) к данным спутниковых сенсоров. Наземные, авиационные и космические
съёмки
проводятся
квазисинхронно, по возможности — в одинаковых
условиях наблюдения (время съёмки,
углы и т. д.).
Методы полётных калибровок спектральных оптических приборов ис пользуют модели переноса излучения,
которые, в свою очередь, требуют наличия информации о полном спектральном пропускании атмосферы (прямом и диффузном) и коэффициентах
спектральной яркости (КСЯ) подстилающей поверхности в месте проведения
измерений, что является задачей наземных подспутниковых измерений.

При наличии квазисинхронных с космическими наземных измерений спектров отражения одной и той же поверхности (объекта) калибровка приборов на борту может осуществляться
двумя способами:
• первый — путём решения прямой задачи теории переноса излучения
в атмосфере: по измеренным на Земле
КСЯ тестовой площадки и оптическим
параметрам атмосферы (минимально,
по спектральным оптическим толщинам
атмосферы) рассчитывается спектральная плотность энергетической яркости
(СПЭЯ) уходящего излучения на верхней границе атмосферы, которая затем непосредственно сравнивается со
СПЭЯ, измеренной из космоса (с учётом
спектральных чувствительностей каналов);
• второй способ — путём решения
обратной задачи оптики атмосферы: по
измеренному из космоса спектру и оптическим толщинам атмосферы (или
без них, если такие наземные измерения
отсутствуют) выполняется атмосферная
коррекция космических спектров, т. е.
восстанавливаются КСЯ (альбедо) подстилающей поверхности, которые сравниваются с КСЯ, полученными в наземных
измерениях по тестовой площадке (блоксхемы обоих способов показаны на рис. 1).

Рис. 1. Блок-схемы методики полётных калибровок и валидации аэрокосмических измерений

Примечание. СПЭЯ — спектральная плотность энергетической яркости; КСЯ — коэффициент спектральной яркости.

82

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

МЕТОдИКИ пОЛёТНыХ КАЛИбрОвОК СпуТНИКОвОй СпЕКТрАЛьНОй АппАрАТуры

Поскольку решение прямой задачи переноса
излучения
всегда
выполняется
с более высокой точностью, нежели
обратной, целесообразно строить методику
калибровки спутниковых спектральных
приборов по первому способу. Кроме
того, при этом способе можно непосредственно рассчитать калибровочные (поправочные) коэффициенты для каждого канала
спутникового сенсора (сравнивая измеренные и рассчитанные по наземным данным
спектры яркости уходящего излучения).
При наземных измерениях КСЯ тестовой
площадки
вначале
измеряется
непосредственно спектрорадиометром,
откалиброванным по СПЭЯ, спектральная
яркость
отражённого
излучения
тестовой площадки полигона. Затем измеряется реперный спектр эталонного
отражательного экрана (молочное стекло),
который устанавливается на тестовую
площадку. КСЯ тестовой площадки ρλ
получают делением СПЭЯ площадки
на СПЭЯ эталонного экрана. При этом,
в соответствии с методикой наземных
измерений, КСЯ измеряются во многих
точках
тестовой
площадки
(количество точек определяется степенью однородности площадки), размер которой
должен соответствовать элементу разрешения (пикселю) спутникового сенсора. Затем результат усредняется по
всем точкам измерений.
Спектральная
оптическая
толщина
атмосферы
не
может
быть
получена прямыми измерениями, её измерения являются косвенными, и оптические
толщины вычисляются с использованием
решений обратной задачи переноса излучения в атмосфере на основе измеренных спектров рассеянного атмосферой излучения Солнца в соответствии
с методикой, изложенной в работе [1],
во многом аналогичной методике, применяемой для обработки измерений всемирной сети AERONET [2].
натурные измерения спектров отражения
тестовых объектов для полётных калибровок
космических систем
В августе–сентябре 2018 г. были проведены натурные наземные и авиационные измерения с целью исследования спектральных отражательных характеристик природных поверхностей, которые потенциально могут использоваться
в качестве подспутниковых полигонов
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

(тестовых объектов) в ходе экспериментов с осуществлением квазисинхронной
съёмки спутниковой аппаратурой. Наземные и авиационные измерения проводились в Гомельской области в районе
аэродрома «Зябровка».
В ходе нескольких серий натурного
эксперимента проводились самолётные
и наземные измерения следующих объектов:
• аэродром
«Зябровка»:
бетонная
взлётно-посадочная полоса (ВПП) протяженностью 3 км и шириной 80 м; растительность у аэродрома (смесь луговой
растительности с преобладанием осоки
острой); координаты: 52.303930; 31.164946;
• терриконы Гомельского химического завода: отвалы непереработанного
фосфогипса ярко-белого или серого цвета
площадью ~1,5 км2; координаты: 52.432246;
30.837927.
При проведении площадных авиационных и наземных измерений использовались фотоспектрорадиометры ФСР
(разработка НИИПФП им. А.Н. Севченко
БГУ) [3, 4] (авиационное базирование)
и ССП-600Н [4, 5] (наземные измерения),
представленные на рис. 2, а, б. Данная
аппаратура комплектовалась обзорными
видеокамерами для фото- и видеопривязки регистрируемых данных. Для атмосферных измерений использовался спектрометр
ССП-600, показанный на рис. 2, в.
Все спектрометры изготовлены по единой оптической схеме однотипных полихроматоров с использованием вогнутой
дифракционной решётки. Такая схема
сводит к минимуму количество оптических
элементов полихроматора и, соответственно, повышает вибро- и ударостойкость
спектрометров, что немаловажно при проведении полевых и авиационных измерений. Спектральный диапазон приборов составляет 400–900 нм, спектральное
разрешение ~4 нм.
Результаты валидации наземных и
спутниковых измерений. Валидация данных наземного спектрометрирования, которые потенциально могут использоваться
для калибровок спутниковой аппаратуры,
была проведена с изображениями на эту
территорию мультиспектрального сенсора Sentinel-2В [6]. Поскольку для мультиспектрального сенсора Sentinel-2B доступны данные как для верхней границы
атмосферы, так и приведённые к уровню Земли, то последние непосредственно
использовались для сравнения с наземными
измерениями.
83

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

а)

б)

в)

Рис. 2. Внешний вид приборов ФСР (а), ССП-600Н (б) и ССП-600 (в)

Полученные при наземных измерениях
спектры различных типов подстилающей
поверхности B(λ) сворачиваются с функциями чувствительности каналов сенсора
Sentinel-2B [6], лежащими в спектральном
диапазоне наших измерений, по формуле:
∞

∫S
0

Bi =

(λ)B (λ)d λ

sa t
i

,

∞

∫S

sa t
i

(λ)d λ

0

где Sisat(λ) — функция спектральной чувствительности i-го канала спутникового сенсора; B(λ) — измеренный спектр поверхности.
Таким образом, спектр с высоким разрешением, полученный при наземных
измерениях, преобразуется в спектр КСЯ
из четырёх спектральных точек и может
непосредственно сравниваться с аналогичным спектром из четырёх точек пикселя
спутникового изображения подстилающей
поверхности, соответствующих значениям эффективных КСЯ в каналах B, G, R,
NIR спутника.
Ниже представлены некоторые результаты валидации наземных и спутниковых измерений. Табл. 1, 2 содержат
информацию о местах и датах наземной и спутниковой съёмок и результатах валидации измерений от 15.08.2018 г.,
в табл. 3, 4 представлена эта информация
об измерениях от 20.09.2018 г.
Результаты
сравнения
иллюстрируются в табл. 2, 4, где приведены значения
ошибок ∆, рассчитываемых по формуле:

|

∆= 1–

84

|

Bi
·100%,
Bi sat

где Bi sat — СПЭЯ в канале спутникового
сенсора (Sentinel-2B).
Можно выделить следующие причины
возникновения различий:
• помеха бокового подсвета (возникает на спутниковых данных);
• инструментальная
погрешность
(~5% для Sentinel-2B; ~5% — для приборов);
• ошибки взаимной привязки и согласования пространственного разрешения;
• узкое поле зрения приборов (при
наземных измерениях большое влияние
оказывает неоднородность растительного
покрова);
• неучтённые различия в условиях
измерения (например, угол съёмки —
в данном исследовании полагалось, что все
измерения проводятся в надир).
Анализируя значения ∆ из табл. 2, 4,
можно отметить следующее. Валидация
по насыпанной древесной щепе предсказуемо имеет большие различия ввиду
того, что поверхность насыпи древесных опилок не является ламбертовской
и недостаточно протяжённа, что обуславливает возможное наличие смеси различных типов подстилающей поверхности
в одном пикселе спутникового изображения. Различие наземных и спутниковых измерений по бетонной ВПП снова
не превышает допустимую погрешность
в первых трёх каналах. Результаты валидации по растительности на территории
аэродрома не обладают стабильностью
ввиду высокой неоднородности растительного покрова и небольшого углового поля зрения спектрометра наземных измерений ССП-600, что не
позволяет нивелировать эту неоднородность путём пространственного усреднения.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

МЕТОдИКИ пОЛёТНыХ КАЛИбрОвОК СпуТНИКОвОй СпЕКТрАЛьНОй АппАрАТуры

Таблица 1
данные о спутниковых и наземных измерениях на аэродроме «зябровка» 15.08.2018 г.
Sentinel-2B, участок RGB-изображения (14.08.2018 г., 12:05:49)

Наземные измерения

Метка 1,
древесная щепа,
15.08.2018 г.,
12:54

Метка 2,
ВПП,
15.08.2018 г.,
10:50

Метка 3,
трава,
15.08.2018 г.,
11:15

Метка 4,
трава,
15.08.2018 г.,
11:29

Примечание. КСЯ — коэффициент спектральной яркости.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

85

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

Таблица 2
результаты валидации наземных и космических
данных от 15.08.2018 г.
Тип поверхности

∆, %
B

G

R

NIR

Метка 1,
древесная щепа

14,51

12,48

5,89

14,59

Метка 2, ВПП

1,45

1,81

1,27

7,49

Метка 3, трава

0,49

1,40

14,70

34,25

Метка 4, трава

2,27

6,10

4,33

10,30

Примечание. ВПП — взлётно-посадочная полоса.

Что касается валидации по терриконам
Гомельского химического завода, наблюдается хорошее совпадение результатов наземных и космических измерений
в первых трёх каналах и несколько
большее различие в ближнем инфракрасном диапазоне.
По проведённым сеансам измерений
можно сделать следующие выводы:
1. Наиболее подходящими объектами,
которые могут использоваться в качестве эталонных калибровочных площадок на подспутниковых полигонах, являются бетонная поверхность, а также терриконы Гомельского химического
завода.
Поверхность
этих
объектов
является
достаточно
однородной
и
с постоянными по времени свойствами.
К тому же, бетонная взлётная полоса
является идеально ровной поверхностью.
На площади терриконов также можно
найти участки с ровной поверхностью.
2. Наибольшее различие в инфракрасном диапазоне для терриконов и,
в некоторых случаях, для бетонной взлётной полосы объясняется влиянием второго порядка дифракции, присутствующего в используемом для наземных
измерений спектрометре ССП-600 и дающего
подъём
спектра
в
ближнем
ИК-диапазоне, над устранением влияния
которого ведется работа.
3. Растительность на территории аэродрома (как, видимо, и в большинстве
других мест) не является удовлетворительной
подстилающей
поверхностью
для подспутникового полигона ввиду
своей высокой неоднородности и непостоянства
характеристик
отражения
во времени. Единственным вариантом,
когда растительность может быть использована для полётных калибровок,
являются синхронные наземные и космические съёмки, и когда для наземных
съёмок применяются спектрометры
86

с широким полем зрения (для сглаживания неоднородностей), либо используется съёмка с беспилотных носителей с небольшой высоты. Зелёная,
сухая растительность, различные виды
трав и голая почва, обладающие различными коэффициентами отражения, обуславливают большое различие значений соседних пикселей в исследуемых
каналах сенсора Sentinel-2B.
Результаты
валидации
наземных
и авиационных измерений. Использование самолётных измерений спектров
земной поверхности для сопоставления
с космическими зачастую является более удобным методом калибровки или
валидации. Существуют такие типы
подстилающей поверхности, на которых
наземные измерения трудноосуществимы (водные поверхности, труднодоступные места, возвышенности, лесные
массивы),
в
то
время
как
современный уровень развития маломассогабаритной спектральной аппаратуры
и беспилотных летательных аппаратов
позволяет спектрометрировать такие участки без особых затрат.
В соответствии с методикой, показанной на рис. 1, с использованием наземных измерений КСЯ и оптических
толщин атмосферы расчётным способом получаем смоделированный спектр
СПЭЯ подстилающей поверхности на
известной самолётной высоте, который
сравниваем со спектром СПЭЯ, измеренным с борта самолёта.
Самолётные измерения проводились с борта летательного аппарата
Авиатика МАИ-890У фотоспектрорадиометром ФСР в спектральном диапазоне
400–900 нм [3, 4]. Наземные измерения
КСЯ различных типов подстилающей
поверхности проводились при помощи
модернизированного малогабаритного солнечного спектрополяриметра ССП-600Н
в спектральном диапазоне 400–900 нм
[4, 5]. С помощью ССП-600Н проводились также измерения оптических характеристик
атмосферного
аэрозоля
в
спектральном диапазоне 400–500 нм для
расчёта аэрозольной оптической толщины как одного из входных параметров моделирования спектра излучения
на заданной высоте в программах расчёта
переноса
излучения
(например,
LibRadTran) в соответствии с оптическими
моделями атмосферы, предложенными
в работах [7, 8].
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

МЕТОдИКИ пОЛёТНыХ КАЛИбрОвОК СпуТНИКОвОй СпЕКТрАЛьНОй АппАрАТуры

Таблица 3
данные о спутниковых и наземных измерениях на аэродроме «зябровка» 20.09.2018 г.
Sentinel-2B, участки RGB-изображения (20.09.2018 г., 11:56:19)

Наземные измерения

Метка 1,
трава
20.09.2018 г.,
14:50

Метка 2, ВПП,
20.09.2018 г.,
14:21

Метка 3,
растительность,
20.09.2018 г.,
15:22

Метка 4,
ярко-белый
участок
терриконов,
20.09.2018 г.,
10:23

Примечание. КСЯ — коэффициент спектральной яркости.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

87

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

В табл. 5 представлены результаты
валидации самолётных и наземных измерений на аэродроме «Зябровка», которые
проводились 15.08.2018 г. и 20.09.2018 г.
по методике, описанной выше. Результаты представлены для трёх типов
поверхностей: взлётно-посадочная полоса
аэродрома «Зябровка», растительность на
полигоне (смесь луговой растительности),
терриконы Гомельского химического завода.

Таблица 4
результаты валидации наземных и космических
данных от 20.09.2018 г.
Тип поверхности

∆, %
B

G

R

NIR

Метка 1, трава

26,89

28,06

12,02

7,28

Метка 2, ВПП

4,36

28,95

38,01

23,32

Метка 3, растительность

2,96

1,40

2,52

1,71

Метка 4, терриконы

5,69

1,85

1,35

13,86

Таблица 5
результаты валидации самолётных измерений и расчётов в LibRadTran по результатам наземных измерений
15.08.2018 г.
Сведения

ВПП,

Сравниваемые спектры СПЭЯ

20.09.2018 г.
Сведения

Сравниваемые спектры СПЭЯ

ВПП,

280 м,

360 м,

R2 = 0,81

R2 = 0,73

ВПП,

ВПП,

370 м,

750 м,

R2 = 0,82

R2 = 0,50

Трава,

Трава,

270 м,

350 м,

R2 = 0,99

R2 = 0,89

Трава,

Терриконы,

680 м,

550 м,

R2 = 0,97

R2 = 0,87

Примечание. СПЭЯ — спектральная плотность энергетической яркости; ВПП — взлётно-посадочная полоса;
сплошная линия — самолётные измерения; точечная линия — расчёт по данным наземных измерений.

88

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

МЕТОдИКИ пОЛёТНыХ КАЛИбрОвОК СпуТНИКОвОй СпЕКТрАЛьНОй АппАрАТуры

В таблице также приведены сведения
о высоте полёта при авиационных измерениях и рассчитанные коэффициенты
детерминации R2.
Из анализа приведённых в табл. 5
спектров можно видеть, что для ВПП
наблюдаются более значительные отклонения измеренного и модельного спектров, так же как и для одного измерения для растительности (высота 350 м),
для которого имеется расхождение в
ближней ИК-области спектра. С учётом
того, что самое значительное влияние
на уровень сигнала (высоту спектра) на
этих высотах в атмосфере оказывает альбедо подстилающей поверхности,
можно указать две наиболее вероятные
причины указанных расхождений. Первая из них: при теоретических расчётах
использовался средний спектр альбедо
по разным точкам поверхности, тогда
как при измерениях на определённой
высоте
регистрируется
спектр
вполне определённого участка поверхности,
который может быть как выше (более
светлая поверхность), так и ниже (более
тёмная поверхность) среднего спектра.
В особенности это может иметь место
для ВПП, которая достаточно неоднородна по оттенку. Так же как и для
спектра растительности с высоты 350 м,
в поле зрения прибора мог оказаться
участок с меньшим значением альбедо
в ближней ИК-области спектра (смешанный спектр), например, сухая трава
или частично — бетонная полоса. Вторая возможная причина расхождений —
помеха бокового подсвета. В модельных
спектрах LibRadTran она не учитывается (расчёт соответствует интенсивности
излучения
вдоль
одного
бесконечно
узкого луча для поверхности с заданным
альбедо), тогда как при реальных измерениях
помеха
бокового
подсвета
играет заметную роль, и чем больше
высота, тем она сильнее.
заключение
Проведённая
валидация
наземных
спектральных данных с квазисинхронными
авиационными
и
космическими измерениями показала правильность
и работоспособность разработанной методики
калибровки
бортовых
сенсоров
(авиационных и космических), пригодность использованной спектральной аппаратуры (фотоспектрорадиометр ФСР
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

и солнечный спектрополяриметр ССП-600)
для проведения полётных калибровок
в качестве приборов для наземного
и
авиационного
спектрометрирования
эталонных площадок подстилающей поверхности. Полученные погрешности
сравнения наземных спектров с авиационными и космическими, как правило,
лежат в пределах суммарных погрешностей сравниваемых приборов и погрешностей, обусловленных спецификой
объектов и условий измерений.
Список литературы
1. Мартинов А.О., Катковский Л.В.,
Станчик В.В., Беляев Б.И. Исследование
атмосферы с помощью сканирующего
солнечного спектрополяриметра // Журнал
Белорусского государственного университета. Физика. 2018. № 3. С. 20–30.
2. Dubovik O., King M. D. A flexible
inversion
algorithm
for
retrieval
of
aerosol optical properties from Sun and
sky radiance measurements // Journal
of Geophysical Research. 2000. V. 105.
Issue D16. P. 20673–20696.
3. Станчик В.В., Хомицевич А.Д. Фотоспектрорадиометр для полевых измерений спектров отражения объектов //
Материалы IV межд. науч.-практ. конференции «Прикладные проблемы оптики,
информатики, радиофизики и физики
конденсированного состояния». Минск,
2017. С. 145–147.
4. Катковский Л.В., Беляев Б.И., Сосенко В.А., Абламейко С.В. Аппаратнопрограммный комплекс «Калибровка»
для наземного спектрометрирования
подстилающей поверхности и атмосферы // Материалы VII Белорусского
космического конгресса. Минск, 2017.
Т. 2. С. 36–40.
5. Катковский Л.В., Мартинов А.О.,
Крот Ю.А., Бручковская С. И., Ломако А.А.,
Силюк О.О., Станчик В.В., Хомицевич А.Д.
Солнечный спектрополяриметр ССП-600 //
Материалы 9-ой международной научнотехнической конференции «Приборостроение 2016». Минск, 2016. С. 182–183.
6. Sentinel-2 Mission. Режим доступа:
https://sentinel.esa.int/web/sentinel/missions/
sentinel-2 (дата обращения 13.06.2019 г.).
7. Katkovsky L.V. Parameterization of
outgoing radiation for quick atmospheric
correction
of
hyperspectral
images
//
Atmospheric and Oceanic Optics. 2016. V. 29.
№ 9. P. 778–784.
89

Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О. и др.

8. Гинзбург А.С., Мельникова И.Н.,
Самуленков Д.А., Сапунов М.В., Катковский Л.В. Простая оптическая модель
безоблачной и облачной атмосферы для
расчёта потоков солнечной радиации //

Современные проблемы дистанционного
зондирования Земли из космоса. 2016.
Т. 13. № 2. С. 132–149.
Статья поступила в редакцию 18.09.2020 г.
Окончательный вариант — 08.10.2020 г.

reference
1. Martinov A.O., Katkovskii L.V., Stanchik V.V., Belyaev B.I. Issledovanie atmosfery s pomoshch'yu
skaniruyushchego
solnechnogo
spektropolyarimetra
[Atmospheric
studies
using
a
scanning
solar
spectropolarimeter]. Zhurnal Belorusskogo gosudarstvennogo universiteta. Fizika, 2018, no. 3, pp. 20–30.
2. Dubovik O., King M. D. A flexible inversion algorithm for retrieval of aerosol optical properties
from Sun and sky radiance measurements. Journal of Geophysical Research, 2000, vol. 105, issue D16,
pp. 20673–20696.
3. Stanchik V.V., Khomitsevich A.D. Fotospektroradiometr dlya polevykh izmerenii spektrov otrazheniya
ob"ektov [Photospectroradiometer for field measurements of reflection spectra of objects]. Proceedings
of the 4th International workshop Applied Problems in Optics, Information Science, Radio Physics,
and Condensed Matter Physics. Minsk, 2017, pp. 145–147.
4. Katkovskii L.V., Belyaev B.I., Sosenko V.A., Ablameiko S.V. Apparatno-programmnyi kompleks
«Kalibrovka» dlya nazemnogo spektrometrirovaniya podstilayushchei poverkhnosti i atmosfery [Hardware and
software system Kalibrovka for ground-based spectrometry of the underlying surface of the atmosphere].
Proceedings of the 7th Belarus Space Congress. Minsk, 2017, vol. 2, pp. 36–40.
5. Katkovskii L.V., Martinov A.O., Krot Yu.A., Bruchkovskaya S.I., Lomako A.A., Silyuk O.O., Stanchik
V.V., Khomitsevich A.D. Solnechnyi spektropolyarimetr SSP-600 [Solar spectropolarimeter SSP-600].
Proceedings of the 9th International Scientific and Technical Conference Instrumentation Technology 2016.
Minsk, 2016, pp. 182–183.
6. Sentinel-2 Mission. Available at: https://sentinel.esa.int/web/sentinel/missions/sentinel-2 (accessed 13.06.2019).
7. Katkovsky
L.V.
Parameterization
of
outgoing
radiation
for
quick
atmospheric
correction
of hyperspectral images. Atmospheric and Oceanic Optics, 2016, vol. 29, no. 9, pp. 778–784.
8. Ginzburg A.S., Mel'nikova I.N., Samulenkov D.A., Sapunov M.V., Katkovskii L.V. Prostaya
opticheskaya model' bezoblachnoi i oblachnoi atmosfery dlya rascheta potokov solnechnoi radiatsii [Simple
optical model of cloudless and cloudy atmosphere for calculating solar radiation fluxes]. Sovremennye
problemy distantsionnogo zondirovaniya Zemli iz kosmosa, 2016, vol. 13, no. 2, pp. 132–149.

90

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

УДК 629.78.018:620.165.29

экСПериментальная отработка
на борту роССийСкого Сегмента мкС
ПрототиПа СиСтемы оПеративного оПределения
координат Пробоя гермооболочки
коСмичеСкой Станции
© 2020 г. марков а.в.1, коношенко в.П.1, чурило и.в.1, чурило о.в.1, Соколов в.г.1,
горбенко а.в.1, буслов е.П.2, устинов в.в.2, фельдштейн в.а.2, Скалкин а.С.2
1

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
2

Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш)
Ул. Пионерская, 4, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: corp@tsniimash.ru

Повышение безопасности эксплуатации космической станции в условиях
возрастающего засорения околоземного космоса является одной из главных задач
при проектировании станции. Наряду с мерами по снижению риска пробоя
гермооболочки
станции
в
результате
столкновения
с
метеороидом
или
осколком космического мусора путём защиты гермооболочки модулей с помощью
экранов необходима разработка мероприятий и средств по снижению катастрофических последствий пробоя.
Одним из главных факторов, обеспечивающих успешное парирование аварийной ситуации, вызванной разгерметизацией станции при пробое, является
время, необходимое для нахождения места пробоя, определяющее возможные
сценарии действий экипажа при проведении спасательных операций и их результат. Рассматриваемая в статье система оперативного определения координат
пробоя (СООКП) обеспечивает надежную, практически мгновенную, регистрацию
момента и места пробоя.
Предлагаемая концепция построения СООКП основана на использовании
пьезоэлектрических датчиков акустической эмиссии, распределенных по внутренней поверхности гермооболочки модуля и соединённых с электронным блоком
обработки сигналов от датчиков. В статье представлены результаты работ
по научно-техническому обоснованию принципов работы СООКП, проведенных
РКК «Энергия» и ЦНИИмаш, а также результаты экспериментальной отработки
прототипа такой системы на служебном модуле Международной космической станции (МКС) в космическом эксперименте «Отклик» в рамках Программы
научно-прикладных исследований Российского сегмента МКС.
Ключевые слова: Международная космическая станция, Российский сегмент
МКС, метеороид, космический мусор, гермооболочка, система оперативного определения координат пробоя, пьезоэлектрический датчик, космический эксперимент,
высокоскоростной удар, пробой.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-91-103

EXpErimENTal dEvElOpmENT ONBOard
ThE iSS ruSSiaN SEgmENT OF ThE prOTOTypE SySTEm
FOr quiCk lOCaliZaTiON OF a puNCTurE
iN ThE SpaCE STaTiON prESSurE ShEll
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

91

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

markov a.v.1, konoshenko v.p.1, Churilo i.v.1, Churilo O.v.1, Sokolov v.g.1,
gorbenko a.v.1, Buslov E.p.2, ustinov v.v.2, Feldstein v.a.2, Skalkin a.S.2
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,
e-mail: post@rsce.ru

1

Central Research Institute for Machine Building (TsNIImash)
4 Pionerskaya str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,
e-mail: corp@tsniimash.ru
2

Improving safety of space station operations at the time when the near-Earth
space is getting increasingly littered with space junk is one of the principal problems
in space station design. Along with the measures to reduce the risk of the station
pressure shell penetration resulting from
a collision with a meteoroid or a piece
of space debris that involve protection of the module pressure shells with shields, there
is also a need for developing measures and equipment aimed at mitigating catastrophic
consequences of the penetration.
One of the key factors allowing successful recovery from an emergency situation
caused by station depressurization in case of a puncture is the time needed to locate
the puncture, which determines possible scenarios for crew actions during recovery
operations and their result. The Immediate Puncture Localization System (IPLS) presented
in this paper provides reliable and virtually immediate detection of the time and location
of the penetration.
The proposed concept for the IPLS architecture is based on the use of piezoelectric
sensors of acoustic emissions distributed over the inner surface of the pressurized shell
of the module that are connected to an electronic unit for processing signals from
the sensors. The paper presents the results of studies of the scientific and engineering
feasibility of the IPLS operating principles conducted at RSC Energia and TsNIIMash,
as well as results of developmental tests on a prototype of such a system in the Service
Module of the International Space Station (ISS) in the space experiment Otklik
conducted under the Applied Research Program of the ISS Russian Segment.
Key words: International Space Station, ISS Russian Segment, meteoroid, space
debris, pressure shell, immediate puncture localization system, piezoelectric sensor, space
experiment, high-velocity impact, penetration.

МАРКОВ Александр Викторович — руководитель НТЦ РКК «Энергия»,
e-mail: аlexander.v.markov@rsce.ru
MARKOV Aleksandr Viktorovich — Head of STC at RSC Energia,
e-mail: аlexander.v.markov@rsce.ru
КОНОШЕНКО Виктор Петрович — начальник отделения РКК «Энергия»,
e-mail victor.konoshenko@rsce.ru
KONOSHENKO Viktor Petrovich — Head of Division at RSC Energia,
e-mail victor.konoshenko@rsce.ru
ЧУРИЛО Игорь Владимирович — кандидат технических наук,
начальник отдела РКК «Энергия», e-mail igor.churilo@rsce.ru
CHURILO Igor Vladimirovich — Candidate of Science (Engineering),
Head of Department at RSC Energia, e-mail igor.churilo@rsce.ru
ЧУРИЛО Олег Владимирович — ведущий инженер РКК «Энергия»,
e-mail oleg.churilo@rsce.ru
CHURILO Oleg Vladimirovich — Lead engineer at RSC Energia,
e-mail oleg.churilo@rsce.ru
92

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

СОКОЛОВ Вячеслав Георгиевич — кандидат физико-математических наук,
начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: vyacheslav.sokolov@rsce.ru
SOKOLOV Vyacheslav Georgievich — Candidate of Science (Physics and Mathematics),
Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: vyacheslav.sokolov@rsce.ru
ГОРБЕНКО Андрей Владимирович — ведущий инженер-математик РКК «Энергия»,
e-mail: andrey.v.gorbenko@rsce.ru
GORBENKO Andrey Vladimirovich — Lead engineer-mathematician at RSC Energia,
e-mail: andrey.v.gorbenko@rsce.ru
БУСЛОВ Евгений Павлович — кандидат технических наук,
ведущий инженер ЦНИИмаш, e-mail: jbuslov@mail.ru
BUSLOV Evgeniy Pavlovich — Candidate of Science (Engineering),
Lead engineer at TsNIImash, e-mail: jbuslov@mail.ru
УСТИНОВ Владимир Васильевич — кандидат технических наук,
начальник сектора ЦНИИмаш, e-mail: marustin@mail.ru
USTINOV Vladimir Vasilyevich — Candidate of Science (Engineering),
Head of Subdepartment at TsNIImash, e-mail: marustin@mail.ru
ФЕЛЬДШТЕЙН Валерий Адольфович — доктор технических наук,
главный научный сотрудник ЦНИИмаш, e-mail: dinpro@mail.ru
FELDSTEIN Valeriy Adolfovich — Doctor of Science (Engineering),
Chief research scientist at TsNIImash, e-mail: dinpro@mail.ru
СКАЛКИН Александр Сергеевич — начальник сектора ЦНИИмаш,
e-mail: alex-ckalkin@yandex.ru
SKALKIN Aleksandr Sergeevich — Head of Subdepartment at TsNIImash,
e-mail: alex-ckalkin@yandex.ru

введение
В настоящее
время
актуальной
задачей является обеспечение безопасной
эксплуатации космической станции
в условиях всё возрастающей засорённости околоземного космоса «космическим мусором» [1]. При проектировании
Международной космической станции
(МКС) эта задача была решена [2, 3]
введением в конструкцию корпусов модулей станции специально разработанной экранной защиты, обеспечивающей
приемлемый риск пробоя гермооболочки
станции осколком «космического мусора», а также разработкой мероприятий
по парированию аварийной ситуации,
связанной с её пробоем. Одним из
таких мероприятий является сокращение
времени на поиск пробитого модуля
с помощью датчиков воздушного потока,
установленных в межмодульных люках
и подключённых к системе автоматического определения пробитого модуля.
Такая система обеспечивает обнаружение
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

пробитого модуля спустя пять минут
после пробоя, требуемых на отключение
системы вентиляции модулей. В случае
отказа системы резервный вариант
определения пробитого модуля путём
последовательного ручного перекрытия
экипажем межмодульных люков требует
~30 мин. Эти задержки снижают вероятность успешного парирования аварийной
ситуации экипажем [4].
В начале работ по проекту МКС
в РКК «Энергия» и ЦНИИмаш прорабатывался вариант оперативного определения места пробоя с помощью системы
акустических датчиков, установленных
в разных местах гермооболочки и соединённых с блоком регистрации и обработки акустических сигналов, поступающих от датчиков. В этом направлении
были проведены поисковые и опытноконструкторские работы, завершившиеся проведением космического эксперимента «Регистрация ударов метеорных
и техногенных частиц по внешним элементам конструкции станции с помощью
93

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

пьезоэлектрических датчиков» (шифр
«Отклик») в рамках реализации «Долгосрочной программы научно-прикладных
исследований и экспериментов, планируемых на РС МКС до 2024 года».
Регистрация частиц, представляющих
реальную опасность пробоя гермооболочки космической станции, в диапазоне
размеров 0,1…10,0 мм необходима для уточнения модели метеороидно-техногенной
среды,
используемой
при
проектных
расчётах вероятности пробоя, зависящей
от технических характеристик экранной защиты. Решение этой задачи требует использования детекторов ударов
частиц с очень большой площадью [5].
В качестве детектирующей поверхности могут быть использованы разворачиваемые элементы конструкции станции
(панели солнечных батарей, радиаторы),
а регистрация ударов осуществляется
с помощью датчиков акустических волн,
генерируемых при ударе. Детектирование
ударов микрочастиц с помощью пьезоэлектрических датчиков использовалось
на ранних стадиях освоения космического пространства. Однако, при использовании пьезодатчиков на околоземных космических аппаратах сравнение
результатов с данными, получаемыми
другими методами (в частности, с полученными с помощью конденсаторных
пробойных датчиков [6]), показало, что
частота регистрации ударов частиц
пьезодатчиками значительно превосходит
частоту
регистрации
конденсаторными
датчиками. Это было связано с чувствительностью
пьезоэлектрических
датчиков к влиянию помех, вызываемых
механическим, электрическим и тепловым
воздействиями окружающей среды. Электронные средства обработки сигналов
от датчиков в то время были слишком
примитивны, что не позволяло надёжно
селектировать полезный сигнал от помех.
Это явилось причиной охлаждения интереса исследователей к использованию
пьезоэлектрических датчиков для регистрации ударов частиц. В связи с развитием электроники интерес к использованию
пьезоэлектрических
датчиков
для регистрации ударов микрочастиц
значительно повысился [7–9].
Идея космического эксперимента «Отклик» заключалась в том, чтобы сделать внешнюю поверхность конструкции
служебного модуля (СМ) Российского
с е г м е н т а ( Р С ) М КС ч у в с т в и т е л ь н о й
94

к ударам метеороидных и техногенных
частиц. Это достигается путём размещения пьезоэлектрических датчиков на
внутренней поверхности гермооболочки
модуля. При ударе частицы по внешним
элементам конструкции модуля (противометеороидным экранам, радиаторам, защитным
кожухам)
возникают
волны
деформации, которые по элементам крепления
достигают
гермооболочки
модуля и могут быть зарегистрированы
пьезоэлектрическими
датчиками,
установленными на внутренней поверхности
гермооболочки на достаточно большом
расстоянии друг от друга (2–3 м). Датчики соединяются экранированными проводами с электронным блоком, обеспечивающим преобразование и обработку
сигналов от датчиков. Измеряя разность
времени прихода фронта волны деформации в гермооболочке, вызываемой ударом,
к разным датчикам, можно определить
координаты места удара. При использовании системы датчиков (10–15 шт.)
вся поверхность гермооболочки модуля
может
быть
сделана
чувствительной
к ударам частиц. Параметры ударного
воздействия (время, местоположение удара
на гермооболочке, интенсивность удара)
записываются в запоминающее устройство и периодически (один раз в неделю) передаются через систему бортовых измерений на Землю. Предполагалось,
что полученная информация позволит
уточнить интенсивность потоков метеороидных и техногенных частиц на орбите МКС в ненаблюдаемом другими
средствами диапазоне размеров частиц
(0,1…1,0 мм), близких к диапазону, представляющему опасность пробоя гермооболочки модуля (5…10 мм).
Удары достаточно крупных частиц
(размером более 0,5 мм) могут сопровождаться пробоем внешних элементов
конструкции (кожухов, радиаторов, противометеороидных экранов) с образованием кратеров на внешней поверхности гермооболочки. Амплитуда регистрируемых при этом сигналов будет
значительно превышать сигналы от ударов более мелких частиц, что позволит
выделять их и проводить обследование
места удара как изнутри, так и при
проведении операций на поверхности
станции с целью определения масштаба повреждения и возможного ремонта
гермооболочки. В случае пробоя гермооболочки такая система может практически
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

мгновенно
сообщить
о
координатах
места пробоя, что значительно повысит
эффективность мероприятий по ликвидации его последствий, сокращая время
на поиск места пробоя. Вероятность
таких ударов достаточно мала, поэтому
в программе эксперимента дополнительно были предусмотрены работы экипажа по имитации ударов изнутри с целью
определения точности регистрации координат места пробоя.
Таким образом, в космическом эксперименте «Отклик» предполагалось решить
две задачи:
• получение научной информации
о потоке метеороидных и техногенных
частиц в диапазоне размеров частиц,
не регистрируемых другими экспериментальными средствами;
• экспериментальная отработка аппаратуры для оперативного определения
координат места пробоя гермооболочки
СМ в реальных условиях эксплуатации
на орбите.
научно-технические разработки
в обоснование технического облика
системы оперативного определения
координат пробоя гермооболочки мкС
На начальном этапе разработки РС
МКС в 1995 г., в связи с повышенными
требованиями по защите МКС от метеороидов и осколков «космического
мусора» по сравнению со станцией
«Мир», российским руководством проекта
был организован конкурс на предложения по техническому облику системы
оперативного определения координат пробоя (СООКП) гермооболочки станции.
По результатам конкурса в качестве рабочего был выбран вариант, предложенный независимо двумя коллективами
авторов — РКК «Энергия» (А.П. Жежеря,
С.М. Тратников, Э.С. Алгасов, В.Г. Еремин) и ЦНИИмаш (А.С. Скалкин, В.Г. Соколов, Г.Н. Сунцов, Ю.В. Яхлаков) —
и основанный на использовании пьезоэлектрических
датчиков
акустической
эмиссии, устанавливаемых на внутренней поверхности гермооболочки модулей.
Дальнейшие
работы
по
реализации
СООКП проводились этими организациями согласованно.
ЦНИИмаш
проводил
исследования
по следующим направлениям:
• разработка математических моделей
генерации ударных волн в гермооболочке
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

при
высокоскоростном
ударе
(пробое) и проведение расчётов параметров
этих волн;
• получение экспериментальных данных по параметрам акустических сигналов, генерируемых пьезоэлектрическими
датчиками в гермооболочке при пробое
на высокоскоростных ударных стендах.
При высокоскоростном пробое металлической стенки ударником в ней возбуждается ударная волна, сопровождаемая плавлением и испарением материала
ударника и стенки. Исследования показали, что на расстоянии нескольких
толщин стенки от места удара эта ударная волна затухает и превращается
в акустические колебания стенки.
По первому направлению были проведены расчёты параметров упругих волн,
возбуждаемых
в
стенке
гермоотсека
СМ при ударе и пробое [10]. Результаты
расчётов показали, что при высокоскоростном пробое корпуса СМ в нём
возбуждаются волны растяжения-сжатия,
имеющие форму узкого кольца шириной
порядка нескольких сантиметров, расширяющегося в радиальном направлении.
Интенсивность волны падает пропорционально

1
. На расстоянии ~1 м от точки
r

удара радиальное ускорение в волне имеет
порядок 107 м/c2, а деформация стенки
~0,1%. Расчёты показали, что на расстоянии более метра от места пробоя интенсивность волны деформации стенки,
генерируемой при пробое, достаточно
высока, а фронт волны составляет десятки микросекунд.
При ударе частицы без пробоя в стенке корпуса модуля возбуждается преимущественно изгибная упругая волна.
В отличие от случая пробоя эта волна
значительно сильнее «размывается»
и не имеет чётко выраженных фронтов.
По второму направлению были проведены экспериментальные работы по
испытаниям различных типов датчиков на воздействие акустических волн,
генерируемых при ударах и пробоях
имитатора стенки гермоотсека модуля
МКС. Испытания 12 типов датчиков
проводились с помощью пневматического
ружья
на
созданной
баллистической
мини-трассе, где на общем основании
были закреплены все необходимые элементы — ружьё, защитная бленда, держатель образцов-мишеней и регистрирующая
95

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

аппаратура. По результатам испытаний
были отобраны типы пьезоэлектрических
датчиков,
имеющие
предпочтительные
характеристики, а также разработаны
рекомендации по способам крепления
датчиков к стенке гермоотсека.
Испытания датчиков на основе пьезокерамики ЦТС-19 проводились в условиях, приближённых к натурным, на
макете стенки гермоотсека СМ вафельной
конструкции на баллистической установке МБУ, обеспечивающей пробой
макета стенки с помощью алюминиевого ударника ∅6,74 мм, ускоренного до
3,85 км/с. На рис. 1 и 2 приведены
осциллограммы сигналов, полученных от
датчиков, расположенных от места пробоя на расстоянии 61 см (датчик № 50)
и 10 см (датчик № 40). Амплитуда сигналов составила более 0,25 В на расстоянии
61 см и более 2,5 В — на расстоянии 10 см.

Рис. 1.
Осциллограмма
сигнала
от
акустического
датчика № 50, расположенного на расстоянии 61 см от
точки пробоя (приход фронта волны 206,5 мкс; амплитуда > 0,25 В)

Рис. 2.
Осциллограмма
сигнала
от
акустического
датчика № 40, расположенного на расстоянии 10 см
от точки пробоя (приход фронта волны 141,5 мкс;
амплитуда > 2,5 В)

Результаты
испытаний
пьезоэлектрических датчиков на основе пьезокерамики на баллистической установке
и взрывном стенде ЦНИИмаш показали, что при размерах чувствительного
96

элемента до 20 мм и толщинах 0,5–1,0 мм
амплитуда сигналов составляет несколько
вольт вблизи точки удара; до 0,5 В —
на расстоянии 0,5–0,7 м и 0,02–0,05 В —
на расстоянии 1,3 м.
РКК «Энергия» проводила работы
по СООКП по следующим направлениям:
• разработка и экспериментальная
отработка основных технических принципов регистрации факта и определения
места пробоя;
• определение аппаратурного состава
системы и алгоритма обработки сигналов
от датчиков.
Работа СООКП должна осуществляться в следующей последовательности:
• контроль ударного воздействия и
определение факта наличия удара (пробоя);
• определение координат места удара;
• выдача информации экипажу;
• выдача телеметрической информации.
Общая схема построения СООКП
была определена следующим образом.
На оболочке корпуса модуля МКС
устанавливается порядка 15–20 датчиков
акустической эмиссии, по сигналам от
которых можно установить факт удара.
Определение времени прихода волны
возмущения от удара к различным датчикам основано на выработке признака
превышения сигнала над уровнем шума.
Алгоритм определения координат удара основан на использовании всех сигналов, поступающих от датчиков, что
исключает получение ошибочных данных,
связанных с неисправностями датчиков
и других элементов аппаратуры. На рис. 3
схематично представлена развёртка поверхности оболочки модуля МКС, на
которой располагаются датчики. Датчики фиксируют время прихода ударной
волны к каждому из них. Исходим из
предположения, что волна распространяется с одинаковой во все стороны скоростью С. Если удар произошёл в точке
А, то датчик D7 первый зафиксирует
приход ударной волны. Обозначим dTi
разность между абсолютным временем
прихода ударной волны на датчик Di
и абсолютным временем прихода ударной
волны
на
датчик,
который
первым
зафиксировал её приход (D7). Время, за
которое ударная волна дошла до ближайшего датчика, обозначим T0. При N
датчиках,
зафиксировавших
приход
волны, имеем N показателей датчиков
(экспериментальные величины dTi) и N
координат датчиков (Xi, Yi).
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

Рис. 3. Схема локации места удара: D1—D20 — датчики;
А — место удара; С — скорость волны

Координаты удара (Xуд, Yуд) находятся
из следующего выражения:
T  +d T i 



C

X i

X уд)2 + (Y i

Y уд)2 ,

(1)

где Xi, Yi — координаты i-го датчика;
Xуд, Yуд — координаты искомой точки;
С — скорость распространения ударной
волны; Т0 — абсолютное значение времени хода волны от места удара до
ближайшего датчика.
В выражении (1) присутствует четыре неизвестных коэффициента: Xуд, Yуд,
Т0, С. При регистрации N сигналов
с запаздываниями dTi в точках с координатами Xуд, Yуд задача определения
коэффициентов решается методом наименьших квадратов, то есть находятся
такие
коэффициенты,
чтобы
среднее
квадратичное отклонение (σ) расчётных
величин dTi от величин, которые зафиксированы каждым из датчиков, было
минимально.
N
i

∑

dT i + T 0 –

σ=

1
C

2

X i – X у д )

N

2

+ (Yi – Yуд)

2

.

Для
определения
четырёх
неизвестных коэффициентов Xуд, Yуд, Т0 и С
путём нахождения минимальной величины σ используется метод покоординатного спуска (метод Гаусса – Зейделя)
[11]. Для проверки эффективности алгоритма он был реализован в виде
программы для персонального компьютера
(ПК). Проведено модельное исследование
работы алгоритма с использованием разработанной программы, подтвердившее
его эффективность.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Экспериментальная проверка алгоритма определения координат места удара
проводилась на испытательном стенде,
в состав которого входили:
• фрагмент обечайки вафельной
конструкции из алюминиевого сплава,
имитирующий корпус модуля станции;
• датчиковая аппаратура, укрепленная на внутренней поверхности фрагмента обечайки;
• усилитель выходных сигналов;
• аналого-цифровой преобразователь;
• ПК со специальным программным
обеспечением
по
обработке
сигналов
от датчиков.
Удар имитировался падением на панель
железного шарика с определенной высоты. При испытаниях использовались
высокочастотные датчики акустической
эмиссии резонансного типа. В качестве
чувствительных элементов применялись
кристаллы цилиндрической формы ∅10 мм
и толщиной 1 мм, изготовленные из пьезокерамики марки ПЭСДП.
Макетный эксперимент показал, что
рассчитанные координаты мест ударов
имеют погрешность, величина которой
зависит от расположения места удара
по отношению к датчикам. Причём при
нанесении удара в местах, окружённых
установленными датчиками, погрешность
определения места удара не превышала
15 см. При нанесении же удара на краю
панели погрешность возрастала до 30 см.
Частота опроса сигналов датчиков в
данных испытаниях составляла ~20 кГц,
что обуславливает погрешность в определении времени прихода волны ~0,5.10–3 с.
При скорости распространения волны,
равной 3 000 м/с, это соответствует
расстоянию, равному 15 см. При повышении частоты опроса в 10 раз точность определения места удара должна
повыситься до ~1,5 см.
С целью апробирования принципов,
заложенных в проект СООКП, в натурных условиях эксплуатации на орбите
был разработан и в 1999 г. включён
в программу научно-прикладных исследований РКК «Энергия» на МКС космический эксперимент «Регистрация
ударов метеорных и техногенных частиц
по
внешним
элементам
конструкции
станции с помощью пьезоэлектрических
датчиков» (шифр «Отклик»). Разработка аппаратуры для космического эксперимента «Отклик» проводилась с 2009
по 2013 г. в ОКБ «Феррит» (г. Воронеж).
97

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

Состав научной аппаратуры «отклик»
Блок-схема системы обработки информации от пьезоэлектрических датчиков
изображена на рис. 4.

Рис. 4. Блок-схема
от датчиков

системы

обработки

сигналов

Состав научной аппаратуры (НА) «Отклик»:
• блок контроля;
• консоль оператора;
• пьезоэлектрические первичные преобразователи (датчики) с предварительным
усилителем (13 шт.) (рис. 5);
• кабельная сеть.

Рис. 5. Пьезоэлектрический датчик

Блок контроля осуществлял следующие
функции:
• приём нормированных аналоговых
сигналов от датчиков;
• формирование выходной информации;
• выдача ТМ-информации в БИТС;
• перезагрузка алгоритмов диагностики и корректировка констант;
98

• приём данных, имитирующих работу
датчиков,
при
проведении
проверок
работы блока контроля.
Датчики с предварительным усилителем предназначены для преобразования
акустических
колебаний
в
гермооболочке, вызванных ударом метеороидной
или техногенной частицы, в электрический сигнал и передачи его в блок
контроля. В качестве чувствительного
элемента датчиков используется вибропреобразователь АР28И (разработчик —
ООО «Глобал Тест», г. Саров, Нижегородская обл.), показавший лучшую
помехоустойчивость по сравнению с другими акустическими датчиками.
Технические характеристики НА «Отклик»:
напряжение источника
питания
23–29 В;
мощность, потребляемая НА
от источника питания:
— в установившемся режиме
не более 75 Вт;
— при максимальной загрузке
центрального процессора
не более 110 Вт;
количество подключённых
датчиков
13 шт.;
скорость обработки
сигнала
100 000 выборок/с.
наземная отработка
научной аппаратуры «отклик»
Калибровочные испытания пьезодатчиков при высокоскоростном ударном
воздействии на макет гермооболочки,
имитирующем столкновение с метеороидной или техногенной частицей, проводились на высокоскоростном ударном
стенде в ЦНИИмаш. Схема и общий
вид экспериментальной установки приведены на рис. 6. Крепление экрана,
имитирующего радиатор СМ, к корпусу
макета
соответствовало
реальной конструкции.
Имитация ударного воздействия при
пробое и непробое экрана производилась с помощью алюминиевых шариков
∅2 мм, выстреливаемых из пороховой
пушки со скоростью 700–800 м/с. С помощью поглотителя в виде нескольких
слоёв картона скорость ударника снижалась до величины 100–150 м/с, обеспечивающей имитацию импульса реальной
частицы в режиме непробоя экрана
с
минимальной
величиной
импульса
10–3 кг⋅м/с. При этом амплитуда сигналов от датчиков, расположенных на расстоянии несколько метров от места
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

удара,
превышала
фоновый
уровень
в несколько раз. При средних скоростях
соударения для техногенных (10 км/с)
и метеороидных (20 км/с) частиц этот
импульс соответствует реальным частицам размером ≈0,5 мм. Таким образом,
экспериментальная отработка режима

а)

регистрации
подтвердила
возможность
регистрации частиц с размерами в десятые
доли миллиметра.
Испытания с пробоем экрана показали,
что при пробое экрана сигналы от датчиков имеют четкую границу прихода акустической волны от места удара (рис. 7).

б)

Рис. 6. Испытательная установка: а — схема: 1 — пороховая баллистическая установка; 2 — экран; 3 — датчики;
4 — макет фрагмента корпуса СМ; 5 — ложемент; 6 — силовой пол; б — общий вид

Рис. 7. Сигналы от датчиков в испытании № 15 (диаметр ударника 2 мм, скорость 800 м/с, пробой экрана)

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

99

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

Разность времён прихода фронта акустической волны, пропорциональная разности расстояний от датчиков до места удара, использовалась в алгоритме
точного определения места удара в режиме регистрации пробоя экрана. Как
следует из рис. 7, разность времени
прихода фронта акустической волны
к датчикам соответствует разности расстояний датчиков от места удара, что
обеспечивает возможность измерения координат места удара.
Проведение эксперимента
«отклик» на рС мкС
Научная аппаратура «Отклик» была
доставлена на РС МКС в мае 2014 г.
в составе транспортного грузового корабля «Прогресс-М-23М». На внутренней
поверхности гермооболочки служебного
модуля РС МКС космонавтами были
установлены 13 датчиков акустической
эмиссии путём вворачивания датчиков
в установочные гнёзда, приклеенные к
гермооболочке в специально подготовленных местах на заключительном этапе
наземной подготовки СМ.
Результатом эксперимента являлась
информация, передаваемая в сеансах связи в виде набора файлов с цифровыми
массивами. Частично результаты передавались в виде фотографий экрана
консоли оператора, снимаемых членом
экипажа во время проведения сеанса по изменению параметров настройки аппаратуры.
Космический эксперимент «Отклик»
выполнялся на РС МКС с 2014 по 2018 гг.
В течение периода времени с июня 2014
по декабрь 2015 г. основная задача заключалась в нахождении такой комбинации параметров настройки НА (коэффициента усиления и порога чувствительности), при которой регистрация
ударов от внутренних источников в виде
различных
электромеханических
приборов сводилась к минимуму. Изменения параметров производились экипажем
по радиограммам. Кроме того, экипаж
периодически (один раз в неделю) производил фотографирование записей параметров
регистрируемых
сигналов
на
экране консоли оператора и передавал
их на Землю. Передача информации осуществлялась также по телеметрии.
Анализ результатов, полученных при
различных значениях параметров настройки
100

НА, показал, что регистрация слабых
ударных воздействий, характерных для
частиц малого размера (доли миллиметра)
и не сопровождаемых пробоем внешних
элементов конструкции модуля (радиаторов, защитных кожухов и противометеороидных
экранов),
маскируется
многочисленными сигналами от внутренних источников ударов, вызываемых
работой электромеханических устройств
бортовых систем. На рис. 8 представлено
распределение источников ударных воздействий, вызываемых работой бортовых систем, полученное по результатам
анализа
сигналов,
зарегистрированных
НА «Отклик».

Рис. 8. Расположение источников акустических сигналов
по левому борту: ■ — места расположения датчиков

Перечень
внутренних
источников
зарегистрированных акустических сигналов, идентифицированных по результатам
статистической обработки зарегистрированных сигналов, представлен в таблице.
Перечень внутренних источников акустических
сигналов, зарегистрированных на «отклик»
№ точки

Источник сигналов

1

Блок очистки атмосферы

2

Блок разделения и перекачки конденсата,
коллектор КВ, блок колонок очистки

3

Привод электромеханический Б16М

4

Блок очистки от микропримесей

5

Вентилятор, блок контроля и фильтрации

6

Коммутатор матричный

7

Каюта космонавта

8

Блок очистки от микропримесей, вентилятор

Для подавления сигналов от внутренних источников акустических сигналов и выделения сигналов, вызываемых
пробоем внешних, экранирующих гермооболочку, элементов, параметры настройки аппаратуры (коэффициент усиления
и порог регистрации) были установлены
в максимальные значения в течение
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

одного года. Результаты такого длительного экспонирования представлены
на рис. 9. Сигналы от внутренних источников
регистрировались
только
в
двух местах (блок очистки атмосферы
(точка
№ 1)
и
электромеханический
привод вращения солнечных панелей
(точка № 3)). Отмеченный звёздочкой
сигнал предположительно может быть
вызван внешним воздействием, связанным
с пробоем радиатора. Оценки с использованием модели техногенной среды показали,
что такое событие может происходить
в среднем с частотой около одного раза в год.

Рис. 10. Взаимное расположение источников ударов
и зарегистрированных сигналов: большие синие квадраты —
места расположения датчиков; большие розовые квадраты —
места нанесения ударов; малые красные квадраты —
места регистрации сигналов

заключение

Рис. 9. Результаты длительной регистрации при максимальных значениях параметров настройки: большие
синие квадраты — места расположения датчиков; малые
красные квадраты — места внутренних ударов; области № 1
и 3 — расположение источников внутренних ударов; ☆ —
предположительно, внешний удар

Дополнительной
задачей
являлось
определение точности регистрации координат ударов путём нанесения космонавтом ударов по внутренней поверхности
корпуса с помощью ручного инструмента (удлинитель в виде металлического стержня) в заранее определённых
местах. С этой целью было проведено
три сеанса работы экипажа. В целях
безопасности удары наносились не по
вафельной части гермооболочки, а по
шпангоутам и кронштейнам крепления
иллюминатора. На рис. 10 представлено
распределение
координат
ударов,
зарегистрированных в одном из сеансов,
по поверхности гермооболочки относительно мест нанесения ударов. Разброс
зарегистрированных
координат
ударов
не превышает 0,5 м и связан с неидентичностью силы нанесения отдельных
ударов, что вызывает погрешность в определении времени прихода акустической
волны к датчикам на фоне шумовых помех.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Результаты космического эксперимента «Отклик» подтвердили возможность
использования пьезоэлектрических датчиков, закреплённых на внутренней поверхности гермооболочки, для создания
штатной системы оперативного определения координат места пробоя гермооболочки в результате удара метеороидной
или техногенной частицы.
Разброс
регистрируемых
координат
места точечного ударного воздействия
на гермооболочку, имитируемого космонавтом с помощью ручного инструмента,
не превышал 0,5 м. С учётом того, что
удар наносился не по гермооболочке,
а по местам крепления оборудования
и шпангоутам, а также учитывая слабость имитируемого удара по сравнению
с высокоскоростным ударом, сопровождаемым пробоем гермооболочки, следует
ожидать, что в реальных условиях
пробоя сигнал будет значительно
превышать шумовой фон, и точность
определения координат пробоя существенно повысится.
Как показали результаты экспериментов, проведенных на ударных стендах
ЦНИИмаш, величина акустического
сигнала при пробое гермооболочки на
порядок величины превышала соответствующую величину при непробое. Это
даёт основание путём введения пороговых элементов во входных цепях усилителей сигналов от датчиков регистрировать
только факты пробоя.
101

Марков А.в., Коношенко в.п., Чурило И.в., Чурило О.в., Соколов в.Г. и др.

Анализ вероятности катастрофических
последствий пробоя гермооболочки РС
МКС, проведённый в работе [4], показал,
что использование СООКП снизит вероятность потери станции в результате
пробоя,
сопровождаемой
эвакуацией
экипажа, в три раза (с 3,716 до 1,190%)
по сравнению с реализованной в настоящее время на МКС технологией нахождения пробитого модуля с использованием
датчиков
потока
воздуха,
установленных в межмодульных люках,
и в 30 раз (с 36,60 до 1,19%) — по сравнению с нештатным вариантом, связанным с ручным перекрытием межмодульных люков. Определение точного места
пробоя
даёт
дополнительные
шансы
оперативного ремонта гермооболочки.
Альтернативная концепция системы
определения координат пробоя основана на фиксации переднего фронта звуковой волны, распространяющейся в атмосфере модуля от точки пробоя, датчиками
акустического давления, расположенными внутри объёма модуля. Такая система
разрабатывалась ЦНИИмаш совместно
с РКК «Энергия» и экспериментально
отрабатывалась в космическом эксперименте «Пробой» [12, 13].
При разработке штатной бортовой
системы СООКП целесообразно использовать опыт, полученный при экспериментальной отработке обоих вариантов
системы. Для повышения точности и надёжности срабатывания штатной системы
СООКП возможно объединение двух систем.
В заключение авторы статьи хотели
бы отметить большой вклад, который
внесли на начальной стадии этих работ бывшие сотрудники РКК «Энергия»
и ЦНИИмаш: Жежеря Александр Павлович (дтн, ПАО «РКК «Энергия»),
Яхлаков Юрий Викторович (ктн, АО
«ЦНИИмаш»), Сунцов Герман Николаевич (ктн, АО «ЦНИИмаш»), а также
выразить благодарность разработчикам
НА «Отклик» (ОКБ «Феррит», г. Воронеж) за высокий профессионализм, обеспечивший надежность работы аппаратуры.
Список литературы
1. Preservation of Near-Earth Space
for Future Generations / Ed. by J.A.
Simpson. Cambridge University Press, 1994.
DOI: https://doi.org/10.1017/CBO9780511564925.
2. Christiansen E.L. Design Practices
for Spacecraft Meteoroid/Debris (M/D)
102

Protection // Proceedings of Hypervelocity
Shielding Workshop, Galveston, Texas, USA,
March 8–11, 1998. P. 1–9.
3. Марков
А.В.,
Коношенко
В.П.,
Беглов Р.И., Соколов В.Г., Горбенко А.В.
Основные направления и результаты
работ по защите Российского сегмента
МКС от метеороидов и космического
мусора // Космическая техника и технологии. 2018. № 4(23). С. 16–28.
4. Соколов В.Г., Горбенко А.В. Анализ
последствий повреждения конструкции
Российского сегмента МКС, вызванного
столкновением с осколком космического
мусора // Космическая техника и технологии. 2019. № 4(27). С. 65–76.
5. Bauer W., Romberg O., Wiedemann C.,
Drolshagen G., Vorsmann P. Development
of in-situ Space Debris Detector //
Advances in Space Research. 2014. V. 54.
Issue 9. P. 1858–1869.
6. Ковалёв И.И., Коношенко В.П., Соколов В.Г., Сорокин И.В., Соловьёв В.В.
Регистрация микрометеороидных и техногенных частиц с помощью конденсаторных датчиков, установленных на
служебном модуле МКС // Доклад на
Международном Астронавтическом конгрессе (IAC). Глазго, Великобритания,
сентябрь 2008 г. IAC-08-А6.5.1.
7. Prosser W.H., Gorman M.R., Humes D.H.
Acoustic Emission Signals in Thin Plates
Produced by Impact Damage // Journal
of Acoustic Emission. 1999. V. 17(1–2).
P. 29–36.
8. Schafer F., Janovsky R. Impact sensor
network for detecting of hypervelocity
impacts on spacecraft // IAC-04-IAA.5.12.04,
55th International Astronautical Congress
2004, Vancouver, Canada.
9. Liu Wugang, Sun Fei, Pang Baojun,
Zhang Wei Acoustic emission detection
and location for hypervelocity impacts //
Proceedings of the Fourth European Conference
on Space Debris, Darmstadt, Germany,
18–20 April 2005.
10. Фельдштейн В.А. Упругие волны
в
оболочках,
возбуждаемые
сосредоточенным импульсом // Космонавтика и ракетостроение. 2017. Вып. 6(99).
С. 38–45.
11. Корн Г., Корн Т. Справочник по
математике
для
научных
работников
и инженеров. М.: Наука, 1970. С. 575–576.
12. Половнев А.Л. Определение координат точки пробоя высокоскоростной
частицей на борту служебного модуля
Международной космической станции //
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

эКСпЕрИМЕНТАЛьНАЯ ОТрАбОТКА НА бОрТу рС МКС

Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. 2009. № 138.
С. 198–204.
13. Авершьев С., Липницкий Ю., Макаревич Г., Мамадалиев Н., Пелипенко Л.,
Половнев А., Скалкин А., Третьяков П.,
Шоколов А. Пробой стенки гермоотсека

космического
аппарата
высокоскоростной частицей с образованием акустических волн // Учёные записки ЦАГИ.
2015. Т. XLVI. Вып. № 1. С. 42–51.
Статья поступила в редакцию 05.03.2020 г.
Окончательный вариант — 07.08.2020 г.

reference
1. Preservation of Near-Earth Space for Future Generations. Ed. by J.A. Simpson. Cambridge University
Press, 1994. DOI: https://doi.org/10.1017/CBO9780511564925.
2. Christiansen E.L. Design Practices for Spacecraft Meteoroid/Debris (M/D) Protection. Proceedings
of Hypervelocity Shielding Workshop, Galveston, Texas, USA, March 8–11, 1998, pp. 1–9.
3. Markov A.V., Konoshenko V.P., Beglov R.I., Sokolov V.G., Gorbenko A.V. Osnovnye napravleniya
i rezul'taty rabot po zashchite Rossiiskogo segmenta MKS ot meteoroidov i kosmicheskogo musora [Main
areas and results of work to protect the ISS Russian Segment from meteoroids and space debris].
Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 4(23), pp. 16–28.
4. Sokolov
V.G.,
Gorbenko
A.V.
Analiz
posledstvii
povrezhdeniya
konstruktsii
Rossiiskogo
segmenta MKS, vyzvannogo stolknoveniem s oskolkom kosmicheskogo musora [Аnalysis of consequences
of structural damage to the ISS Russian segment caused by collision with space debris]. Kosmicheskaya
tekhnika i tekhnologii, 2019, no. 4(27), pp. 65–76.
5. Bauer W., Romberg O., Wiedemann C., Drolshagen G., Vorsmann P. Development of in-situ Space
Debris Detector. Advances in Space Research, 2014, vol. 54, issue 9, pp. 1858–1869.
6. Kovalev I.I., Konoshenko V.P., Sokolov V.G., Sorokin I.V., Solov'ev V.V. Registratsiya mikrometeoroidnykh
i tekhnogennykh chastits s pomoshch'yu kondensatornykh datchikov, ustanovlennykh na sluzhebnom module
MKS [Micrometeoroid and space debris particle registration by means of condensing sensors
on-board ISS Service module]. Report presented on International Astronautics Congress (IAC), Glazgo, UK,
September 2008, IAC-08-A6.5.1.
7. Prosser W.H., Gorman M.R., Humes D.H. Acoustic emission signals in thin plates produced by impact
damage. Journal of Acoustic Emission, 1999, vol. 17(1–2), pp. 29–36.
8. Schafer F., Janovsky R. Impact sensor network for detecting of hypervelocity impacts on spacecraft.
IAC-04-IAA.5.12.04, 55th International Astronautical Congress 2004, Vancouver, Canada.
9. Liu Wugang, Sun Fei, Pang Baojun, Zhang Wei. Acoustic emission detection and location for
hypervelocity impacts. Proceedings of the Fourth European Conference on Space Debris, Darmstadt,
Germany, 18–20 April 2005.
10. Feldshtein V.A. Uprugie volny v obolochkakh, vozbuzhdaemye sosredotochennym impul'som [Elastic
waves
in
shells
excided
by
concentrated
momentum].
Kosmonavtika
i
raketostroenie,
2017,
issue 6(99), pp. 38–45.
11. Korn G., Korn T. Spravochnik po matematike dlya nauchnykh rabotnikov i inzhenerov [Mathematical
handbook for scientists and engineers]. Moscow, Nauka publ., 1970. P. 575–576.
12. Polovnev
A.L.
Opredelenie
koordinat
tochki
proboya
vysokoskorostnoi
chastitsei
na
bortu
sluzhebnogo modulya Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [Coordinates determination of puncture point
caused by high-velocity particle on-board of the Service module of International Space Station]. Nauchnyi
vestnik MGTU GA. Ser. Aeromekhanika i prochnost', 2009, no. 138, pp. 198–204.
13. Aversh'ev S., Lipnitskii Yu., Makarevich G., Mamadaliev N., Pelipenko L., Polovnev A., Skalkin A.,
Tret'yakov P., Shokolov A. Proboi stenki germootseka kosmicheskogo apparata vysokoskorostnoi chastitsei
s obrazovaniem akusticheskikh voln [Spacecraft pressure wall penetration by high velocity particle
accompanied by acoustic waves generation]. Uchenye zapiski TsAGI, 2015, vol. XLVI, issue 1, pp. 42–51.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

103

воронин ф.А.

УДК 004.3:004.41:004

информационно-уПравляЮщая СиСтема
роССийСкого Сегмента международной
коСмичеСкой Станции
© 2020 г. воронин ф.а.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
Рассматривается разработка информационно-управляющей системы (ИУС)
Российского сегмента Международной космической станции (РС МКС). Информационно-управляющая система служит для обеспечения проведения космических
экспериментов
в
автоматическом
или
ручном
режиме
управления
от
экипажа. В целях создания высокотехнологичных условий проведения научных
исследований на РС МКС в РКК «Энергия» ведутся работы по модернизации
ИУС на служебном модуле, созданию ИУС на планируемом многоцелевом лабораторном модуле «Наука» и научно-энергетическом модуле. В работе рассмотрены
этапы и принципы модернизации ИУС.
Практическим результатом модернизации ИУС служебного модуля стало
проведение ряда высокотехнологичных научных экспериментов. В 2014 г. на МКС
были установлены две съёмочные камеры. В настоящее время идёт подготовка
к лётным испытаниям эксперимента с научной аппаратурой «Икарус».
Опыт, полученный в ходе проведения экспериментов, позволяет утверждать,
что ИУС РС МКС станет современной системой, позволяющей в автоматическом режиме реализовывать самые амбициозные космические эксперименты
на базе МКС.
Ключевые слова: информационно-управляющая система, МКС, космические
эксперименты, научная аппаратура.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-104-111

iNFOrmaTiON CONTrOl SySTEm
OF ThE ruSSiaN SEgmENT
OF ThE iNTErNaTiONal SpaCE STaTiON
voronin F.a.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,
e-mail: post@rsce.ru
The development of Information Control System (ICS) of the Russian Segment
of the International Space Station (ISS RS) is considered. This ICS is intended
for automatic and manual control of space experiments. To create high-tech
conditions for scientific experiments on the ISS RS, RSC Energia performs operations
for the ICS modernization on the Service Module, as well as the creation of ICS
on the planned Multipurpose Laboratory Module and Science Power Module. The ICS
modernization phases and principles are reviewed.

104

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ИНфОрМАцИОННО-упрАвЛЯющАЯ СИСТЕМА рОССИйСКОГО СЕГМЕНТА

The conduct of a series of high-tech scientific experiments was a practical result
of the Service Module ICS modernization. In 2014 two cameras were installed on the ISS.
Today scientific experiment Icarus is being prepared for flight tests.
The experience gained during experiments carried out allows to suggest that
the ISS RS ICS will become a modern system allowing to implement the most ambitious
experiments in the automatic mode on the ISS.
Key words: Information Control System, ISS, space experiments, science hardware.

ВОРОНИН Федор Андреевич — аспирант, ведущий инженер-математик
РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
VORONIN Fedor Andreevich— Post-graduate, Lead engineer-mathematician
at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru

воронин ф.а.

введение
Со времен запуска первых орбитальных
станций и до сегодняшнего дня одним
из перспективнейших направлений использования ракетно-космической техники
является проведение научных космических экспериментов (КЭ) [1]. Схема
проведения экспериментов менялась с
течением времени. Первые эксперименты, проводимые на орбитальной станции
«Салют», представляли собой выполнение измерений, передачу данных на
Землю и их запись на магнитные носители для дальнейшей передачи постановщику КЭ. С запуском станций «Салют-4»
и особенно «Салют-6, 7» данный подход
изменился, появились первые средства
для
управления,
контроля,
экспрессобработки научной информации в Центре
управления полётами (ЦУП), что привело
к появлению термина «управляемый эксперимент» [2]. Данный подход позволил
повысить качество получаемых научных
данных. При выполнении экспериментов
на орбитальном комплексе «Мир» появилась возможность передавать научную
информацию некоторым постановщикам
и участникам исследований благодаря
наличию специальных каналов связи
между ЦУП и, например, Институтом
космических исследований РАН, европейскими центрами управления и др. [3].
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Проведение управляемых
экспериментов на мкС
В настоящее время главной площадкой для реализации управляемых экспериментов является Международная космическая станция (МКС). По сравнению
со своими предшественниками (станции
«Салют», «Мир») созданию МКС сопутствовало существенное развитие вычислительной
техники,
что
значительно
расширило возможности по реализации
управляемых экспериментов [3].
Ранее процесс создания информационно-управляющих систем (ИУС) и их
программного обеспечения (ПО) для
проведения научных экспериментов на
долговременных орбитальных станциях
не регламентировался формализованными
технологиями. В связи с увеличением
количества проводимых на борту МКС
экспериментов необходимо было уйти
от частного подхода при их реализации
и разработать открытую автоматическую
систему, позволяющую легко интегрировать новые эксперименты в её состав,
унифицировав вопросы управления и
контроля работоспособности экспериментальной аппаратуры.
Ключевыми модулями Российского
сегмента (РС) МКС для проведения
КЭ являются служебный модуль (СМ) и
планируемые многоцелевой лабораторный
105

воронин ф.А.

модуль «Наука» (МЛМ), научно-энергетический модуль (НЭМ) [1]. В целях
создания высокотехнологичных условий
проведения научных исследований на РС
МКС в РКК «Энергия» ведутся работы
по созданию информационно-управляющей
системы
на
новых
модулях,
модернизации на уже существующих
и объединению их вместе с бортовым
комплексом управления (БКУ) в единую
информационную среду [4, 5].
ИУС представляет собой отдельную
по отношению к БКУ систему, которая непосредственно отвечает за выполнение целевой функции МКС. В целом управление научной аппаратурой
на станции строится по иерархическому принципу.
Верхним
уровнем
управления
по
отношению к ИУС являются БКУ РС
МКС и наземный комплекс управления.
ИУС, в свою очередь, управляет непосредственно комплексом целевых нагрузок, являющимся самым нижним уровнем
в данной иерархии. Другими словами, БКУ отвечает за функционирование
и управление РС МКС в целом, а ИУС
реализует целевую функцию станции —
проведение научных экспериментов посредством комплекса целевых нагрузок.
Ключевым элементом ИУС, обеспечивающим координированное управление
и контроль полезных нагрузок, является
бортовая цифровая вычислительная
система. В состав задач данной системы входят:
• получение управляющих команд
и информационных ресурсов из БКУ, их
дешифровка, обработка и маршрутизация
в аппаратуру целевых нагрузок;
• предоставление
вычислительных
ресурсов
для
реализации
алгоритмов управления оборудованием целевых нагрузок;
• сбор по цифровым интерфейсам
телеметрической и статусной информации от аппаратуры целевых нагрузок,
её кодировка и передача через БКУ
по радиоканалам на наземные пункты управления;
• управление и контроль бортовыми средствами электропитания комплекса
целевых нагрузок;
• приём информации о результатах работы научной аппаратуры, её временное хранение и маршрутизация для
сброса на наземные станции с использованием имеющихся на борту МКС радио106

средств, обеспечивающих возможности
передачи больших массивов данных.
Следует отметить, что обеспечение
работы полезных нагрузок имеет ряд
ключевых особенностей. В первую очередь, это изменчивость состава аппаратуры — аппаратура одних экспериментов
доставляется на борт, другая отключается
в связи с окончанием тех или иных
экспериментов. Таким образом, состав
научной аппаратуры может значительно
изменяться с течением времени.
Другой ключевой особенностью является то, что научная аппаратура в большинстве случаев поставляется сторонними организациями, имеет разные количественные и качественные составы,
различные интерфейсы обмена данными
и различную программную реализацию.
Таким образом, ИУС должна иметь возможность интегрировать в состав комплекса
целевых
нагрузок
абсолютно
разную аппаратуру и уметь учитывать
специфику её функционирования.
В качестве аппаратной платформы
был спроектирован сотрудниками РКК
«Энергия» и изготовлен в компании
«Элкус» (г. Санкт-Петербург) компьютер
БКИПН (блок контроля интерфейсов
полезных нагрузок) (рис. 1). Компьютер
обладает следующими характеристиками:
• процессор Celeron 400 МГц;
• оперативная память 512 Мб;
• твердотельные диски 8 и 32 Гб;
• две платы CAN-200РС104 (по два
канала CAN-интерфейса на каждой плате);
• интерфейсная плата, обеспечивающая
поддержку интерфейса MIL STD 1553B
и выдачу 48 дискретных команд типа
«сухой контакт» и восьми телеметрических
сигналов типа «ключ»;
• два канала RS422;
• один канал интерфейса Ethernet
10/100 Base T;
• два канала интерфейса USB1.1; 8-bit
Digital I/O Port.
Семь компьютеров БКИПН планируется использовать в качестве вычислительных средств в ИУС СМ и МЛМ
РС МКС. Следует отметить, что использование
вычислительных
средств
одной модели позволит повысить аппаратную надежность системы и обеспечит
её унификацию [4].
Программное обеспечение для компьютеров ИУС на новой аппаратной платформе было разработано в РКК «Энергия» с участием автора. Основными
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ИНфОрМАцИОННО-упрАвЛЯющАЯ СИСТЕМА рОССИйСКОГО СЕГМЕНТА

принципами разработки ПО являлись его
модульность и возможность унификации
для различных компьютеров ИУС.

Рис. 1. Внешний вид компьютера БКИПН
контроля интерфейсов полезных нагрузок)

(блок

Так как ИУС состоит из совокупности
однотипных взаимозаменяемых компьютеров, одним из ключевых требований
при разработке ПО является его максимальная унификация. Ввиду вышеописанных особенностей ИУС, при проектировании ПО необходимо было обеспечить
решение ряда ключевых задач. Во-первых,
непостоянство целевой аппаратуры накладывает требование на обеспечение
программной
поддержки
периодически
меняющегося состава полезных нагрузок
с минимальными затратами на создание
и верификацию нового ПО. Во-вторых,
имеющийся набор различных логических и физических интерфейсов диктует
необходимость
обеспечения
программной
поддержки
каждого
интерфейса.
В-третьих, предъявляется одно из базовых требований для всех управляющих
бортовых компьютеров — работа в режиме
реального времени.
Для обеспечения унификации ПО
между всей совокупностью имеющихся бортовых компьютеров ИУС на различных модулях МКС оно было разделено на две основные части: ядро ПО
и функциональное ПО.
Ядро ПО представляет собой неизменное базовое ПО, одинаковое для
всех компьютеров ИУС. В базовом ПО
реализованы функционал приёма управляющей информации, базового конфигурирования для применения на различных компьютерах и различных модулях,
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

служба времени, служба диспетчеризации
компонентов ПО, формирование телеметрических массивов, обеспечение функционального ПО имеющимся набором
интерфейсов.
Функциональное ПО, в свою очередь,
является уникальным и используется
для непосредственного управления и
контроля каждой полезной нагрузки.
Функциональное
ПО
разрабатывается
индивидуально для каждой конкретной
полезной нагрузки, учитывает специфику её функционирования и принципы управления.
Другими словами, базовое ПО создано
безотносительно специфики управления
конкретными
полезными
нагрузками,
а непосредственно вся реализация определенного КЭ сосредоточена в функциональном ПО, которое отдельно создается для каждой полезной нагрузки. При
таком разделении базовое ПО только
предоставляет общие интерфейсы — обмен
данными по интерфейсам MIL STD 1553B,
CAN, Ethernet, RS-422, маршрутизацию
данных, приём команд управления, выдачу телеметрии и т. п. Эти программные
компоненты предоставляют весь необходимый набор функций, которые используются ПО для управления конкретной
специфической научной аппаратурой.
В новом компьютере ИУС СМ стала
доступна информация о текущем угловом
и пространственном положении МКС,
которая поступает непосредственно из
системы управления движением и навигации с минимальными задержками.
Это открыло путь к проведению различных сложных КЭ по наблюдению
за земной поверхностью и атмосферой,
за Солнцем и другими космическими
объектами. Следует заметить, что компьютер ИУС использует данную информацию не только в алгоритмах управления
полезными нагрузками, но и передает
её по каналу Ethernet всем заинтересованным потребителям, имеющим соответствующий интерфейс приёма и передачи данных.
Наличие базового ПО со стандартными интерфейсами для всех компьютеров
ИУС РС МКС значительно упрощает
и сокращает сроки его разработки и отработки, а также уменьшает затраты
на последующее сопровождение. При этом
значительно унифицируются и удешевляются наземные средства, необходимые
для его отладки [5, 6].
107

воронин ф.А.

этапы разработки иуС мкС
Запланирована поэтапная разработка
ИУС. В настоящее время решаются задачи первого этапа — вопросы модернизации ИУС на СМ РС МКС. На
СМ уже установлен компьютер ТВМ1-Н
СМ – это компьютер БКИПН и разработанное ПО [7].
На втором этапе все существующие
компьютеры ИУС СМ будут заменены
на компьютеры БКИПН.
На третьем этапе должны быть решены задачи разработки ИУС МЛМ [1].
В состав ИУС МЛМ входят три компьютера ТВМ1-Н, ТВМ2-Н, ЦВМ-Н. Все
приборы объединены в сеть Ethernet,
обеспечивают обмен с научной аппаратурой по шине CAN внутри и снаружи
гермоотсека. В отличие от СМ, где вопрос места установки научной аппаратуры
прорабатывается
индивидуально,
в ИУС МЛМ предусмотрены универсальные места, предоставляющие механические, электрические и информационные
интерфейсы специально для подключения научной аппаратуры.
Четвертый этап модернизации ИУС
будет выполнен после введения НЭМ
в состав РС МКС [1]. Таким образом,
после запуска модулей МЛМ и НЭМ
на РС МКС будет организована единая
локальная вычислительная сеть управления научной аппаратурой и проведения экспериментов, которая обеспечит
возможность использования аппаратных
и информационных ресурсов одного модуля
для
проведения
экспериментов
на других.
В результате первого этапа модернизации ИУС появилась возможность проведения ряда высокотехнологичных научных
экспериментов.

аппаратуры
эксперимента
«Дальность»
осуществлялись с компьютера ТВМ1-Н
СМ. Дополнительно компьютер ТВМ1-Н
СМ осуществлял обработку баллистиконавигационной информации в формат,
необходимый для аппаратуры эксперимента «Дальность».
В 2014 г. совместно с канадской компанией UrtheCast начался эксперимент
по дистанционному зондированию Земли
с помощью системы оптических телескопов «Напор-МиниРСА» [9]. Система
оптических
телескопов
представляет
собой две камеры, установленные на
борту РС МКС. Первая камера среднего
разрешения устанавливается неподвижно
на внешней поверхности СМ по направлению в надир. Камера предназначена
для съёмки поверхности и получения
изображений в виде полос шириной
37,7 и 47,4 км с проекцией пикселя на
поверхность
Земли 5,4 м (для высоты
орбиты 350 км). Вторая камера высокого разрешения устанавливается на двухосную
платформу
наведения
(ДПН)
(рис. 2). Данная камера предназначена
для видеосъёмки участка подстилающей
поверхности размером 5,36×3,56 км с проекцией пикселя на поверхность Земли
1,15 м (для высоты орбиты 350 км) со
скоростью три кадра в секунду (время
экспозиции одного кадра 0,3 с). Установка
на поворотной платформе позволяет осуществлять слежение за точкой на земной
поверхности, небесным телом и снимать
видеоизображения выбранного объекта.
При реализации данного эксперимента
ТВМ1-Н СМ осуществляет наведение
ДПН на цели съемки, обеспечивает
управление и контроль аппаратуры системы оптических телескопов.

результаты эксплуатации иуС
В 2013 г. был проведен эксперимент
«Дальность», целями которого являлись
исследование и использование сигналов
системы глобального времени с борта
МКС для уточнения параметров орбитального движения [8]. Результаты эксперимента применяются при создании
наземных систем определения параметров орбитального движения космического
аппарата,
использующих
беззапросные
измерения наклонной дальности и радиальной скорости. Управление и контроль
108

Рис. 2. Двухосная платформа наведения и камера высокого разрешения: 1 — камера высокого разрешения; 2 — двухосная платформа наведения

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ИНфОрМАцИОННО-упрАвЛЯющАЯ СИСТЕМА рОССИйСКОГО СЕГМЕНТА

В настоящее время совместно с Германским центром авиации и космонавтики (DLR), институтом орнитологии Макса Планка, немецкой компанией SpaceTech
GmbH проводятся лётные испытания научной аппаратуры «Икарус» КЭ «Ураган» [10]. Главной задачей эксперимента
является
слежение
за
перемещением
животных, на которых закреплены датчики. На внешней поверхности МКС
установлена
антенна, предназначенная
для приёма информации от датчиков
с их местоположением. Компьютер ТВМ1-Н
СМ отвечает за управление приборами,
принимающими данные от датчиков.
заключение
В статье была рассмотрена модернизация информационно-управляющей системы Российского сегмента МКС. В процессе
проведения
экспериментов
компьютер
ТВМ1-Н СМ зарекомендовал себя как
надёжное вычислительное средство, предоставляющее широкий набор интерфейсов для подключения научной аппаратуры, а выбранный подход к проектированию ПО позволит интегрировать
в него алгоритмы по управлению будущей научной аппаратурой и обеспечит
проведение модернизации ИУС.
Разработана архитектура ИУС на основе унифицированных аппаратно-программных средств с возможностью её
последующего расширения на новых модулях РС МКС, что существенно отличает
её от средств контроля и управления
научной аппаратурой, существующих на
МКС, где каждый компьютер был уникальным и не предполагал унификации.
Разработаны универсальные протоколы обмена между научной аппаратурой
и компьютерами ИУС РС МКС.
Разработано программное обеспечение
для компьютеров ИУС на новой аппаратной платформе с учётом принципов
его модульности и возможности унификации для различных компьютеров ИУС.
Новизной, относительно программного
обеспечения, разрабатываемого для компьютеров МКС, является возможность
использования «ядра» ПО ИУС на всех
компьютерах без его повторной разработки.
Ключевой особенностью и новизной
является то, что новый компьютер ТВМ1-Н
СМ передаёт информацию о текущем
угловом и пространственном положении
МКС по каналу Ethernet всем заинтере№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

сованным потребителям. Практика проведения научных экспериментов на борту
МКС показала, что указанный набор данных достаточен практически для любого
проводимого эксперимента. Передаваемые параметры движения МКС позволяют
определять её текущее положение и ориентацию,
а
также
экстраполировать
данные параметры на заданное время.
Разработка новой ИУС позволила
эффективно выполнить ряд новых приоритетных КЭ на РС МКС и получить
научные результаты исследований.
Опыт, полученный в ходе первого
этапа модернизации, позволяет утверждать, что созданная на новых принципах и
оборудовании ИУС Российского сегмента
МКС станет современной системой, позволяющей
в
автоматическом
режиме
реализовывать самые амбициозные космические эксперименты на МКС, которая является уникальной космической
лабораторией.
Эффективность
проведённой
модернизации
подтверждается
результатами,
полученными
в
ходе
сопровождения космических экспериментов
с использованием ИУС.
Список литераторы
1. Микрин Е.А. Перспективы развития отечественной пилотируемой космонавтики (к 110-летию со дня рождения
С.П. Королёва) // Космическая техника
и технологии. 2017. № 1(16) . С. 5–11.
2. Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях. М.: Машиностроение,
1984. 264 с.
3. Беляев М.Ю. Пути и методы повышения эффективности целевого использования
орбитальных
станций
/
В сб. «Проблемы и задачи повышения
эффективности программ исследований
на космических кораблях и орбитальных
станциях» // Ракетно-космическая техника. Труды. Королёв: РКК «Энергия».
2011. Сер. XII. Вып. 1–2. С. 16–27.
4. Микрин Е.А., Марков А.В., Сорокин И.В., Гусев С.И., Путан Д.Б., Дунаева И.В. Применение новых информационных технологий для повышения эффективности целевого использования Российского сегмента МКС / Материалы XXXVI
академических чтений по космонавтике //
Комиссия РАН по разработке научного
наследия пионеров освоения космического
пространства. М.: 2012. С. 449–450.
109

воронин ф.А.

5. Воронин Ф.А., Пахмутов П.А., Сумароков А.В. О модернизации информационно-управляющей системы Российского
сегмента
Международной
космической
станции // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Приборостроение. 2017. № 1.
C. 109–122. DOI: 10.18698/0236-3933-20171-109-122.
6. Воронин Ф.А., Харчиков М.А. Сопровождение проведения научных экспериментов на Международной космической станции (на примере эксперимента
«Напор-Мини РСА») // РАН, ГК «Роскосмос», Комиссия РАН по разработке
научного наследия пионеров освоения
космического
пространства, МГТУ
им. Н.Э. Баумана. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. 363 с.
7. Воронин Ф.А., Дунаева И.В. Информационно-управляющая система для
проведения научных экспериментов на
Международной космической станции //
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2017. Т. 16. № 1. С. 20–30.
DOI: 10.18287/2541-7533-2017-16-1-20-30.

8. Харчиков М.А., Воронин Ф.А., Карташев С.В. Программно-математическая
модель прибора GTS-2, установленного
на РС МКС // Молодежный научнотехнический вестник. Электронный журнал. Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана.
2014. № 7. С. 489–495.
9. Микрин Е.А., Гусев С.И., Дунаева И.В, Воронин Ф.А., Пахмутов П.А.,
Карташев С.В. Реализация на РС МКС
эксперимента по дистанционному зондированию Земли с помощью системы
оптических телескопов // Труды ХХХIХ
Академических чтений по космонавтике.
Москва, январь 2015 г. С. 402.
10. Беляев М.Ю., Викельски М., Лампен М., Легостаев В.П., Мюллер У., Науманн В., Тертицкий Г.М., Юрина О.А.
Технология изучения перемещения животных и птиц на Земле с помощью аппаратуры ICARUS на Российском сегменте
МКС // Космическая техника и технологии. 2015. № 3(10). С. 38–51.
Статья поступила в редакцию 23.12.2019 г.
Окончательный вариант — 16.09.2020 г.

reference
1. Mikrin E.A. Perspektivy razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki (k 110-letiyu so dnya rozhdeniya
S.P. Koroleva) [Outlook for our country’s manned spacelight development (to mark the 110th anniversary
of S.P. Korolev]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16), pp. 5–11.
2. Belyaev M.Yu. Nauchnye eksperimenty na kosmicheskikh korablyakh i orbital'nykh stantsiyakh
[Scientific experiments on spacecraft and space stations]. Moscow, Mashinostroenie publ., 1984. 264 p.
3. Belyaev M.Yu. Puti i metody povysheniya effektivnosti tselevogo ispol'zovaniya orbital'nykh stantsii.
V sb. Problemy i zadachi povysheniya effektivnosti programm issledovanii na kosmicheskikh korablyakh
i orbital'nykh stantsiyakh [Ways and means to improve the efficiency of the designated use of space
stations. In coll. vol. Challenges increase the effectiveness of research programs on space ships and space
stations]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev: RKK Energiya publ., 2011,
issue 1–2, pp. 16–27.
4. Mikrin E.A., Markov A.V., Sorokin I.V., Gusev S.I., Putan D.B., Dunaeva I.V. Primenenie novykh
informatsionnykh tekhnologii dlya povysheniya effektivnosti tselevogo ispol'zovaniya Rossiiskogo segmenta
MKS. Materialy XXXVI akademicheskikh chtenii po kosmonavtike [The use of new information technologies
to improve the efficiency of target use of the ISS Russian Segment. Materials XXXVI Academic Conference
on Astronautics]. RAS Commission on developing scientific heritage of the pioneers of space exploration.
Moscow, 2012. Pp. 449–450.
5. Voronin F.A., Pakhmutov P.A., Sumarokov A.V. O modernizatsii informatsionno-upravlyayushchei sistemy
Rossiiskogo segmenta Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [On information-control system modernization
introduced in the Russian segment of International Space Station]. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana.
Ser. Priborostroenie, 2017, no. 1, pp. 109–122. DOI: 10.18698/0236-3933-2017-1-109-122.
6. Voronin F.A., Kharchikov M.A. Soprovozhdenie provedeniya nauchnykh eksperimentov na Mezhdunarodnoi
kosmicheskoi stantsii (na primere eksperimenta «Napor-Mini RSA») [Support of scientific experiments
at the International Space Station (for example, Napor-Mini RSA experiment)]. RAS, State Corporation
Roskosmos, the RAS Commission on developing scientific heritage of the pioneers of space exploration, MGTU
im. N.E. Baumana. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2015. 363 p.
7. Voronin F.A., Dunaeva I.V. Informatsionno-upravlyayushchaya sistema dlya provedeniya nauchnykh
eksperimentov na Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [Information control system for space experiments
onboard International Space Station]. Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika,
tekhnologii i mashinostroenie, 2017, vol. 16, no. 1, pp. 20–30. DOI: 10.18287/2541-7533-2017-16-1-20-30.
8. Kharchikov M.A., Voronin F.A., Kartashev S.V. Programmno-matematicheskaya model' pribora GTS-2,
ustanovlennogo na RS MKS [Software-mathematical model of GTS-2 devices installed on the ISS RS].
Molodezhnyi nauchno-tekhnicheskii vestnik. MGTU im. N.E. Baumana publ., 2014, no. 7, pp. 489–495.

110

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ИНфОрМАцИОННО-упрАвЛЯющАЯ СИСТЕМА рОССИйСКОГО СЕГМЕНТА

9. Mikrin E.A., Gusev S.I., Dunaeva I.V, Voronin F.A., Pakhmutov P.A., Kartashev S.V. Realizatsiya
na RS MKS eksperimenta po distantsionnomu zondirovaniyu Zemli s pomoshch'yu sistemy opticheskikh
teleskopov [Implementation of the experiment on the ISS RS remote sensing of the Earth by
means
of
optical
telescope
system].
Proceedings
XXXX
Academic
Conference
on
Astronautics.
Moscow, January2015, p. 402.
10. Belyaev M.Yu., Vikel'ski M., Lampen M., Legostaev V.P., Myuller U., Naumann V., Tertitskii G.M.,
Yurina O.A. Tekhnologiya izucheniya peremeshcheniya zhivotnykh i ptits na Zemle s pomoshch'yu
apparatury ICARUS na Rossiiskom segmente MKS [Technology for studying movements of animals
and birds on Earth using ICARUS equipment on the Russian segment of the ISS]. Kosmicheskaya
tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 3(10), p. 38–51.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

111

Синявский в.в.

К истории создания уникальных космической техники и технологий
УДК 629.78.036.72:621.313.53

обзор разработок и иССледований
в ркк «энергия» магнитоПлазмодинамичеСких
электроракетных двигателей большой мощноСти
© 2020 г. Синявский в.в.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsce.ru
По инициативе С.П. Королёва в 1959 г. в ОКБ-1 (сейчас РКК «Энергия») был
создан комплекс «Высокотемпературной энергетики и электроракетных двигателей»,
которому была поручена разработка ядерных электроракетных двигательных
установок для тяжелых межпланетных кораблей. В качестве источника электроэнергии была выбрана ядерная энергетическая установка на основе термоэмиссионного реактора-преобразователя, в качестве электроракетных двигателей —
стационарный
низковольтный
магнитоплазмодинамический
(МПД)
двигатель
большой мощности (0,5–1,0 МВт) с ресурсом в тысячи часов. Приведены результаты
выполненного РКК «Энергия» совместно со смежными организациями огромного
комплекса поисковых, проектно-конструкторских, материаловедческих и экспериментально-испытательных работ по МПД-двигателю, в т. ч. результаты создания
и ресурсных 500-часовых испытаний МПД-двигателя с подводимой электрической
мощностью 500–600 кВт с литием в качестве рабочего тела. Впервые в мире
был создан и успешно испытан в космосе МПД-двигатель мощностью 17 кВт
на литии. Подчеркивается, что до настоящего времени ни по достигнутой
мощности двигателя при длительной работе на стационарном режиме, ни по
полученным характеристикам, ни по ресурсу достижения РКК «Энергия» того
времени еще никто не превзошел.
Ключевые слова: марсианский экспедиционный корабль, ядерная электроракетная двигательная установка, электроракетный двигатель, ЭРД, магнитоплазмодинамический двигатель, литий, катод, анод, барий, испытания ЭРД в космосе.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2020-4-112-133

a rEviEw OF high-pOwEr
magNETOplaSmOdyNamiC ElECTriC prOpulSiON
dESigNS aNd STudiES OF rSC ENErgia
Sinyavskiy v.v.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,
e-mail: post@rsce.ru
At the initiative of S.P. Korolev, in 1959, Special Design Bureau № 1 (now RSC
Energia) established the High-temperature Power Engineering and Electric Propulsion
Center which was tasked with development of nuclear electric propulsion for heavy
interplanetary vehicles. Selected as the source of electric power was a nuclear power

112

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

unit based on a thermionic converter reactor, and selected as the engine was
a stationary low-voltage magnetoplasmodynamic (MPD) high-power (0,5–1,0 MW)
thruster which had thousands of hours of service life. The paper presents the results
of extensive efforts in research, development, design, materials science experiments,
and tests on the MPD-thruster, including the results of development and 500-hours
life tests of an MPD-thruster with a 500–600 kW electric power input that used
lithium propellant. The world’s first lithium 17 kW MPD-thruster was built and
successfully tested in space. The paper points out that to this day nobody has surpassed
the then achievements of RSC Energia neither in thruster output during long
steady-state operation, nor in performance and service life.
Key words: Martian expeditionary vehicle, nuclear electric rocket propulsion system,
electric rocket thruster, magnetoplasmodynamic thruster, lithium, cathode, anode,
barium, electric propulsion tests in space.

СИНЯВСКИЙ Виктор Васильевич — доктор технических наук,
профессор, научный консультант РКК «Энергия»,
e-mail: viktor.sinyavsky@rsce.ru
SINYAVSKIY Victor Vasilievich — Doctor of Science (Engineering),
Professor, Scientiic consultant at RSC Energia,
e-mail: viktor.sinyavsky@rsce.ru
СинявСкий в.в.

введение
Проектные работы по осуществлению
полёта человека к Марсу, имеющему
из всех планет Солнечной системы
природные условия, наиболее близкие
к земным, начались в ОКБ-11 практически с самого зарождения пилотируемой космонавтики [1, 2]. С.П. Королёв,
не только мечтавший о межпланетных
пилотируемых полётах, но и понимающий необходимость создания для их
осуществления новых технологий и новой техники, неоднократно подчеркивал,
что для полёта на Марс нужны новые
двигатели на основе атомной энергии [3, 4]. Для обеспечения полёта
рассматривалось три класса двигателей:
жидкостные ракетные (ЖРД), ядерные
1

В настоящей статье название организаций приведены такими, как они назывались во время описываемых событий
(при первом упоминании указывается
и современное наименование). Так, ОКБ-1
было переименовано в ЦКБЭМ, затем
в НПО «Энергия», в настоящее время —
РКК «Энергия».
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

ракетные (ЯРД), электроракетные (ЭРД).
Сравнительный
анализ
применения
этих двигателей показал, что использование ЭРД позволяет сократить начальную массу марсианского экспедиционного
комплекса
(МЭК)
с
блочной
сборкой на орбите Земли более чем
в три раза относительно использования
ЖРД (примерно с 1 700 до 500 т) [4].
Поэтому в 1958 г. после успешного
полёта первого искусственного спутника Земли по указанию С.П. Королёва проектные отделы ОКБ-1 приступили
к исследованиям с целью создания
и использования мощных ЭРД для межпланетных сообщений, с электропитанием от ядерной энергетической установки
(ЯЭУ) [2, 4, 5].
В двигательном отделе, руководимом
М.В. Мельниковым,
в
котором
были
созданы рулевые двигатели и двигатели
для разгонных блоков, обеспечившие
Советскому Союзу приоритет в исследовании космоса (в т. ч. пилотируемыми
аппаратами), были организованы сектор
по разработке перспективных ЭРД и небольшая группа проектантов по исследованию
возможностей
использования
113

Синявский в.в.

атомной энергии в космических программах, прежде всего для электропитания
таких двигателей [6].
Эти работы получили мощный импульс после включения в 1959 г. в состав
ОКБ-1 расположенного рядом артиллерийского ЦНИИ-58, в котором в конце
1940-х гг. по инициативе И.В. Курчатова
было создано специальное конструкторское
бюро (СКБ-7), успешно занимавшееся
атомной тематикой.
В этом СКБ в начале 1950-х гг. под
научным руководством Лаборатории измерительных приборов № 2 АН СССР
(ЛИПАН — сейчас НИЦ «Курчатовский
институт») были созданы исследовательские водо-водяные реакторы, установленные
в
Польше,
Чехословакии,
Румынии, Египте [7]. Затем под научным руководством Физико-энергетического
института (ФЭИ, г. Обнинск) последовала
разработка исследовательского реактора
на быстрых нейтронах с натриевым
теплоносителем, который был установлен
в ФЭИ и проработал 50 лет [8]. В конце 1950-х гг. в СКБ-7 был разработан
аванпроект первой в СССР космической
термоэлектрической ЯЭУ электрической
мощностью до 3 кВт (впоследствии —
ЯЭУ
«Бук»,
длительно
эксплуатировавшаяся в космосе в составе космического аппарата (КА) морской разведки
«УС-А» [9, 10]). После объединения
ЦНИИ-58 с ОКБ-1 все эти работы были
переданы в другие организации [6].
После
объединения
предприятий С.П. Королёв на основе коллектива
специалистов-атомщиков из ЦНИИ-58
и специалистов по ЭРД из ОКБ-1 сформировал комплекс 7 «Высокотемпературной энергетики и электроракетных
двигателей», руководителем которого назначил своего заместителя профессора
М.В. Мельникова [6]. Комплексу была
поручена разработка ядерных электроракетных
двигательных
установок
(ЯЭРДУ) для тяжелых межпланетных
кораблей [6, 11].
выбор энергодвигательных установок
для обеспечения полетов
тяжелых межпланетных кораблей
В 1960 г. был разработан первый
проект экспедиции с кораблём для
обеспечения посадки человека на поверхность Марса [1, 2]. В этом концептуальном проекте марсианской экспедиции
114

было принято решение об использовании для межпланетного перелёта электроракетной двигательной установки (ЭРДУ)
мегаваттной мощности с ядерным источником электроэнергии [12].
После сравнительного исследования
космических ЯЭУ с различными схемами преобразования тепловой энергии
в электрическую (газотурбинной, паротурбинной и с непосредственным термоэмиссионным преобразованием энергии)
была выбрана схема с термоэмиссионным реактором-преобразователем (ТРП)
вследствие возможности создания
источника электроэнергии мегаваттной
мощности с простыми тепловой и электрической схемами, отсутствием движущихся частей и, следовательно,
повышенной
надежностью
и
минимальными, относительно других схем,
массой и габаритами [11].
Одновременно были выполнены проектно-поисковые исследования по выбору типа ЭРД для ЭРДУ большой мощности, которые привели к обоснованию
использования магнитоплазмодинамического
(МПД)
двигателя
непрерывного действия большой мощности [5, 11].
Высокие значения мощности и другие
требования
к
параметрам
двигателя
делали оптимальным выбор единичного
модуля МПД-двигателя с потребляемой
электрической мощностью 0,5–1,0 МВт.
Минимизация джоулевых потерь
в сильноточных шинах решалась оптимальной компоновкой энергодвигательного блока (ЭДБ), когда блок МПДдвигателей располагался непосредственно
у ТРП, а баки с рабочим телом (РТ)
двигателей (литием) — внутри холодильника-излучателя ЯЭУ (рис. 1). По
такой схеме были выполнены ЭДБ
экспедиционных
кораблей
нескольких
проектов марсианской экспедиции [12],
проект ядерного электроракетного двигателя (ЯЭРД) мегаваттной мощности
(ЯЭРД-2200 [11]), а также начальные
проекты околоземного межорбитального
буксира (МБ) субмегаваттной электрической мощности.
Первый (поисковый) этап развития
работ по созданию ЭДБ на основе
термоэмиссионной ЯЭУ и сильноточного
МПД-двигателя для марсианского экспедиционного корабля (МЭК) был завершен в 1962 г. одновременно с окончанием эскизного проекта ракеты-носителя
(РН) Н1 [1, 2].
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

В 1965 г. в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ, бывшее ОКБ-1)
совместно с ФЭИ был разработан эскизный проект ЯЭРД-2200 (руководители разработки — М.В. Мельников
и Ю.А. Бровальский), в котором предусматривалась разработка МПД-двигателей
с удельным импульсом 5 500 с при
КПД = 0,55 [11].

Рис. 1. Макет энергодвигательного блока электрической мощностью 7,5 МВт на основе термоэмиссионной
ЯЭУ
с
МПД-двигателями,
размещенными
вблизи ТРП, и системой хранения и подачи рабочего
тела (лития) внутри холодильника-излучателя на
основе длинномерных натриевых тепловых труб

Еще один проект экспедиции на Марс,
использующий и развивающий концепцию проекта 1960 г., был выполнен
в 1969 г. [1, 2, 5]. МЭК должен был
собираться на околоземной орбите с использованием модификации РН Н1 (H1M).
На корабле также использовались МПДдвигатели непрерывного действия большой
мощности (500–1 000 кВт), электрическая
мощность ТРП составляла 15 МВт.
Проект МЭК, разработанный в 1987 г.
НПО
«Энергия»
под
руководством
В.П. Глушко [1], использовал многие
технические
решения
проектов
1960
и 1969 гг. Особенность этого проекта —
использование РН «Энергия» [13] в качестве средства доставки блоков корабля
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

на сборочную орбиту. Для межпланетного перелёта использовались две независимые ЯЭРДУ, каждая из которых
представляла собой пакет МПД-двигателей,
питаемых от термоэмиссионной ЯЭУ
электрической мощностью 7,5 МВт. Использование двух автономных ЯЭРДУ
позволило резко увеличить надёжность
и
безопасность
межпланетного
перелёта, имея в виду, что и при одной
работающей ЯЭРДУ экипаж мог быть
возвращен на Землю с любой точки
траектории полёта [1].
В дальнейшем НПО «Энергия» был
выполнен еще ряд проектов марсианской
экспедиции как с ядерными, так и солнечными
источниками
электроэнергии
мощностью 15–24 МВт и ЭРДУ — как на
основе МПД-двигателей большой мощности (0,5–1,0 МВт), так и на основе
нескольких сот электроракетных двигателей с анодным слоем (ДАС) мощностью
50 кВт с КПД = 0,7 и удельным импульсом 3 000–9 000 с [1, 2]. Потеря некоторого
интереса
к
использованию
в ЭРДУ МПД-двигателей была связана
как с пониманием сложностей создания
испытательной базы и отработки таких
мощных двигателей [14], так и с успехами НПО «Энергия» совместно с Центральным научно-исследовательским институтом машиностроения (ЦНИИмаш)
в разработке ЭРД типа ДАС мощностью
25–35 кВт [5, 15] для межорбитального
буксира (МБ) «Геркулес» с общей электрической мощностью 550 кВт [16].
Проектно-конструкторские разработки,
экспериментальные исследования
и наземная экспериментальная отработка
мПд-двигателей большой мощности
для межпланетных задач (1958–1977 гг.)
Предпосылки
разработки
электроракетных двигателей. Как уже отмечалось,
исследования по созданию ЭРД большой мощности с электропитанием от
ЯЭУ были начаты еще в ОКБ-1 после
успешного вывода на околоземную орбиту первого искусственного спутника
Земли и в связи с интересом к исследованию планет Солнечной системы [1, 2].
Работы начались с оценки их преимуществ
по сравнению с другими типами двигателей, предназначенных для реализации
межпланетных задач.
Принцип работы наиболее эффективных ЭРД заключается в ионизации РТ
115

Синявский в.в.

с
последующим
ускорением
образовавшейся плазмы до больших скоростей (десятки километров в секунду)
в электромагнитном (или электрическом)
поле. Основным преимуществом ЭРД
в сравнении с другими типами реактивных
двигателей является достижение высокого удельного импульса, определяемого
высокой скоростью истечения плазменной струи, обеспечивающей тягу. Так,
если ЖРД имеет удельный импульс
300–400 с, то для решения межпланетных задач необходим удельный импульс порядка 4 000–6 000 с и более.
Это дает большую экономию РТ и возможность значительно (в разы) увеличить доставляемую на орбиту назначения
полезную нагрузку [17].
К
достоинствам
МПД-двигателей,
помимо высокой плотности тяги, можно
отнести
большую
электрическую
мощность единичного модуля в сочетании с высокими достижимыми значениями удельного импульса и КПД при
возможности непосредственной стыковки (без преобразователя напряжения)
с космической ЯЭУ на базе низковольтного ТРП. При этом в ЦКБЭМ был
выбран МПД-двигатель с собственным
магнитным
полем,
что
существенно
упрощало задачу по его созданию, поскольку
отсутствовала
необходимость
разработки источника магнитного поля
достаточно
большой
величины
[5].
В МПД-двигателе РТ на входе в двигатель ионизируется, а затем ускоряется
электромагнитными силами с использованием собственного (или внешнего)
магнитного поля при разрядных токах,
превышающих тысячи ампер [18].
Поиск и исследование схемно-технических решений МПД-двигателя большой мощности. В качестве рабочего
тела МПД-двигателя непрерывного действия большой мощности был выбран литий. Кроме требуемой малой атомной
массы РТ выбор лития был обоснован
также тем, что система хранения и подачи
(СХП) лития оптимально сочетается
с высокотемпературной ЯЭУ (на базе
ТРП) и имеет минимальную, по сравнению с СХП на других РТ, массу, несмотря
на малую плотность лития. При проектировании МПД-двигателей использовались
следующие физические свойства лития [5]:
плотность при 0 °С
0,539 г/см3;
температура плавления
180,5 °С;
теплота плавления
717 ккал/кмоль;
116

температура кипения
1 611 К;
теплота парообразования
4 606 ккал/кг;
потенциал ионизации
5,39 В.
При работе МПД-двигателя литий
от специальной системы подачи и дозировки РТ подается в жидком состоянии
заданным
расходом
в
нагретый
до
температуры ~1 000 °С испаритель, после
которого пар лития ионизируется и
поступает
в
разрядный
промежуток.
Образовавшаяся плазма ускоряется в собственном магнитном поле сильноточного
дугового разряда.
При проектировании первых МПДдвигателей в ЦКБЭМ использовались
следующие уравнения (фактически это
была инженерная математическая модель
разработанного двигателя) [5, 18].
В зоне ускорения (между катодом
и анодом) выполняется условие:
Нϕ2/(8π Р) > 1,

(1)

— собственное магнитное поле
где Нϕ
тока разряда; Р — давление плазмы.
При выполнении условия (1) тяга F
для осесимметричного ЭРД выражается
известной формулой [19]:
F = аI2(ln Rа /Rк + ξ),
где I — ток разряда; ξ — коэффициент,
равный ~0,5; Rа, Rк
— радиусы анода
и катода, соответственно; а — размерный
множитель.
Средняя массовая скорость истечения
плазмы определяется как
< V > = F/G,
где G — секундный расход РТ.
Тяговый КПД двигателя вычисляется
по формуле:
η = F2/2GN,
где N — электрическая мощность, потребляемая двигателем.
Первая
конструкция
сильноточного
коаксиального МПД-двигателя на литии
(Э1860-12) в ЦКБЭМ была разработана
группой В.А. Соловьёва (рис. 2) [5].
Двигатель включал в себя протяжённый вольфрамовый катод 5, внутри которого располагались нагреватель 4 и вольфрамовый анод 3 в виде сопла Лаваля.
Испаритель лития, выполненный в виде
нагреваемой трубки из ниобия, имел
два участка: прямой 1, расположенный
вне двигателя, и кольцевой 2 с отверстиями для выхода пара лития, размещённый внутри двигателя.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

называть «сильноточный торцевой двигатель» (СТД) или, между собой, —
«торцевик» [5].
Накопленный опыт позволил группе
В.П. Агеева в ЦКБЭМ уже в 1966–1968 гг.
разработать,
изготовить
и
испытать
конструкцию мощного МПД-двигателя
Э4170-521, в которой были решены многие проблемы, такие как выбор размеров,
конструкции
и
формы
электродов,
защита изоляторов от теплового воздействия разряда, организация подачи
и испарения РТ (лития), запуск двигателя при относительно низком напряжении, а также выбор материалов
и оптимальной технологии изготовления
узлов двигателя (рис. 3).
Рис. 2. Конструкционная схема первого сильноточного
МПД-двигателя на литии Э1860-12: 1 — испаритель
лития; 2 — распределитель пара лития; 3 — анод;
4 — нагреватель; 5 — катод

Катод и анод двигателя выполнялись
методом плазменного напыления вольфрама на алюминиевую оправку с её
последующим химическим фрезерованием (вытравливанием). Испытания этого
двигателя, проведенные ЦНИИмаш на
стенде в отделе В.Г. Панкратова, показали, что колебания тока и напряжения разряда при испытании были
столь велики, что не позволяли определить даже вольт-амперную характеристику
(ВАХ) двигателя.
Этот двигатель также неоднократно
испытывался в Калининградском филиале ОКБ «Заря» (сейчас ОКБ «Факел»).
В то время там находился один из лучших горизонтальных стендов для испытаний ЭРД на литии при больших разрядных токах, который обслуживался
квалифицированным коллективом. Однако при испытаниях в горизонтально
установленном двигателе длинный вольфрамовый катод изгибался вниз уже
при предварительном разогреве, значительно уменьшая зазор между катодом
и анодом, что приводило к прогару
анода. Серия испытаний этого двигателя
показала, что не удалось добиться его
стационарной работы с удовлетворительными параметрами [5]. В то же
время проведённые исследования показали, что в коаксиальном двигателе
работает только торцевая поверхность
катода, поэтому в дальнейших исследованиях этот тип двигателя стали
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 3. Конструкция мощного МПД-двигателя разработки
группы В.П. Агеева: 1 — блок катода; 2 — испаритель;
3, 4 — нагреватели; 5, 9 — изоляторы; 6 — нейтральная вставка;
7 — анод; 8 — агрегат перемещения стартового нагревателя

В конструкции двигателя были впервые
реализованы следующие новые предложения:
• блок катода 1 со шнековым испарителем 2 и расположенным внутри
него графитовым нагревателем 3, обеспечивающим подачу пара лития в катод
и запуск двигателя при напряжении
~40–50 В при помощи стартового нагревателя 4, с приводом 8;
• защита изоляторов 5 от непосредственного воздействия разряда производилась с помощью нейтральных вставок 6;
• радиационно-охлаждаемый
вольфрамовый анод 7, изготовленный с применением плазменного напыления с последующим отжигом в водороде.
117

Синявский в.в.

Катод двигателя стержневого типа,
предложенный в НИИТП (сейчас ГНЦ РФ
«Центр Келдыша») [5], выполнялся из
монокристаллических вольфрамовых стержней ∅10 мм, запрессованных в плату, изготовленную из вольфрамового сплава МВ-52.
Недостатки двигателя были прежде всего
связаны с изготовлением и эксплуатацией
стержневого катода, так как требовалась
селективная сборка деталей катода из тугоплавких, плохо обрабатываемых деталей.
При работе двигателя из-за рекристаллизации вольфрама стержни охрупчивались и ломались в месте заделки в плату.
Двигатель со стержневым катодом нельзя было испытывать в вертикальном положении. Следует также отметить, что
во второй половине 1960-х гг. из-за несовершенства конструкции МПД-двигателей
время их работы, как правило, ограничивалось секундами. Это приводило к тому,
что двигатель не успевал выйти на стационарные режимы (тепловой и по расходу РТ),
и, как следствие, часто резко завышались
характеристики испытываемого двигателя.

Выбор профиля анода. В следующей
модификации двигателя Э4170-521 был
значительно усовершенствован блок катода [18]. Впервые катод был изготовлен в виде вольфрамовых проволочек
(∅2 мм), запрессованных в вольфрамовую
обойму. При этом пайка молибденового
испарителя осуществлялась припоем 153
(на основе ванадия) в вакууме при
температуре ~1 600 °С, нагреватель катода
был выполнен из графита марки В-1.
Усовершенствованный таким образом
СТД (МПД-двигатель по международной
классификации) позволил провести экспериментальные исследования различных
профилей анода с целью определения
влияния профиля на характеристики
двигателя. Исследовались МПД-двигатели
Э4170-521 (рис. 4) с монотонно расширяющимся анодом, с сужающимся анодом,
анодом с горловиной (типа сопла Лаваля)
и с цилиндрическим анодом. Эксперименты показали, что малые изменения
профиля анода практически не влияют
на характеристики двигателя.

Рис. 4. Конструкция мощного МПД-двигателя Э4170-521 с различными вариантами анодов: а — с монотонно
расширяющимся; б — с сужающимся; в — с горловиной; г — электросхема включения МПД-двигателя; 1 — монотонно
расширяющийся анод; 2 — сужающийся анод; 3 — анод в виде сопла Лаваля; 4 — многополостной проволочный катод;
5 — испаритель лития; 6 — изоляторы; 7 — нагреватель; 8 — нейтральная вставка

118

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

Конструкции
всех
МПД-двигателей
состояли из анода, имеющего один из
указанных выше профилей (см. рис. 4):
многополостного проволочного катода 4;
шнекового испарителя лития 5; изоляторов 6; графитового нагревателя 7 и
нейтральной вставки 8. Эксперименты
проводились с одним и тем же блоком
катода. Испытания проводились на установившемся тепловом режиме и показали, что выбор профиля анода может
оказать существенное влияние на характеристики и работоспособность двигателя. Однако, вывод относительно выбора
оптимального
профиля
анода
МПД-двигателя все же трудно было
сделать, так как каждый из них имеет
определённые преимущества, недостатки
и свои области рационального использования.
На рис. 5 и 6 приведены обобщенные результаты серии этих исследований. Наибольшая тяга при одинаковых
токах разряда соответствует монотонно
расширяющемуся профилю 1, наименьшая — с анодом в виде сопла Лаваля 3.
При этом удельный импульс наибольший у двигателя с анодом в виде сопла
Лаваля 3, наименьший — у двигателя
с монотонно расширяющимся анодом 1.
Сужающийся 2 и цилиндрический 4
профили анода имеют характеристики,
занимающие промежуточные значения.

Рис. 5. Экспериментальная зависимость тяги модели
МПД-двигателя от тока разряда для различных профилей анода: 1 — монотонно расширяющегося; 2 — сужающегося; 3 — с горловиной типа сопла Лаваля; 4 — цилиндрического

Наибольшие токи разряда при заданном расходе РТ достижимы для МПДдвигателя с профилем анода в виде сопла Лаваля. Наибольшие расходы РТ
для достижения того же тока разряда
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

необходимы для двигателя с монотонно
расширяющимся профилем анода. Отметим, что этот нетривиальный вывод
авторов работ из ЦКБЭМ [18] резко отличался от вывода, приведенного
в работе [19], где указано, что «наилучшим является анод в форме сопла
Лаваля». При этом, однако, сообщалось,
что уже при токе 2 600 А анод плавился.

Рис.
6.
Экспериментальная
зависимость
удельного
импульса двигателя от тока разряда для различных
профилей анода: 1 — монотонно расширяющегося; 2 —
сужающегося; 3 — с горловиной типа сопла Лаваля;
4 — цилиндрического

Выбор проволочного катода. Длительную стационарную работу двигателя (десятки часов) удалось реализовать
только при внедрении предложенного
в ЦКБЭМ проволочного катода, в котором вольфрамовые проволоки диаметром
1–2 мм были плотно упакованы в вольфрамовую обойму [18]. По сравнению
с стержневым катодом, технологически
трудно реализуемым, было получено
новое качество — катод стал работать
в режиме многополостного катода, что
позволило получить миделевую плотность тока более 100 А/см2 при длительной
работоспособности.
Обнаруженные кризисные явления
в
МПД-двигателе
и
предложенные
способы увеличения предельного тока.
В конце 1960-х гг. на семинаре А.И. Морозова в Институте атомной энергии
им. И.В. Курчатова (сейчас — НИЦ «Курчатовский институт») в докладе начальника отдела Калининградского филиала
ОКБ «Заря» (сейчас — ОКБ «Факел»)
Ю.Г. Прохорова были изложены пессимистические соображения по поводу возможности достижения в МПД-двигателе
удельного импульса более 2 500–3 000 с.
119

Синявский в.в.

Действительно, так как тяга прямо
пропорциональна квадрату тока, то для
увеличения удельного импульса необходимо при постоянном расходе РТ повышать разрядный ток. Однако, в ЦКБЭМ
В.П. Агеев с сотрудниками обнаружили
явление предельного режима, заключающееся в резком увеличении разрядного напряжения при достижении разрядным током некоторого предельного
значения (при данном расходе лития)
(рис. 7, 8). Попытки увеличения предельных токов путем профилирования анода
или подачи части РТ в анод не дали
значительного эффекта.
В работе [19] кризисные явления
в сильноточном МПД-двигателе объясняются отжатием потока плазмы от анода
и её разогревом в прианодной области,
а также определено, что «увеличение
предельного тока Iпр возможно путём
повышения концентрации плазмы в прианодной области за счёт дополнительной
подачи рабочего тела».

в который плотно упакован пакет из
вольфрамовых проволок или герметично
встроен пористый вольфрамовый вкладыш (рис. 9, б).

Рис. 7. Осциллограмма разрядного тока (1) и напряжения
(2) при критических режимах работы МПД-двигателя

Рис. 8. Вольт-амперная характеристика МПД-двигателя:
1 — без внешнего магнитного поля; 2 — с управляемым
внешним магнитным полем; точка А — кризис тока

Островский В.Г. в ЦКБЭМ [5, 18]
провёл экспериментальное исследование
подачи части РТ через анод сильноточного МПД-двигателя. На рис. 9 показаны конструкции двигателей с подачей
части РТ через анод. На выходной
кромке анода установлен открытый к
выходу из двигателя коллектор (рис. 9, а),
120

Рис. 9. Конструкции МПД-двигателей с подачей части
рабочего тела (лития) через: а — анод с пакетом из вольфрамовых проволок; б — анод с пористым цилиндрическим
вольфрамовым вкладышем. 1 — шнековый катод-испаритель
лития; 2 — анод; 3 — проволочный катод; 4 — нейтральная
вставка; 5 — коллектор; 6 — пакет из вольфрамовых проволок;
7 — пористый цилиндрический вольфрамовый вкладыш

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

Испытания МПД-двигателя электрической мощностью до 100 кВт с подачей части лития через анод показали,
что благодаря такой подаче происходит
увеличение предельного тока на 10–20%
при соответствующем увеличении тяги и удельного импульса. Однако,
относительно
небольшой
эффект
в
улучшении параметров за счёт частичной подачи РТ через анод и трудности,
связанные с осуществлением подачи
лития в вольфрамовый анод, вряд
ли
оправдывают
применение
расходных анодов.
Под руководством В.П. Агеева в ЦКБЭМ
для
нахождения
путей
увеличения
предельных токов были проведены специальные экспериментальные исследования. Эффективным оказалось создание
на выходной кромке анода небольшого соленоидального магнитного поля
(~104 А/м)
[18].
Для
подтверждения
эффективности способа увеличения предельных токов и, соответственно, удельных
характеристик
МПД-двигателей
было решено испытать разработанный
и изготовленный в ЦКБЭМ двигатель
большой
мощности
(Э5610-521
ОК)
на стенде Калининградского филиала
ОКБ «Заря». Блок катода этого двигателя состоял из литой вольфрамовой
обоймы внутренним ∅100 мм, в которую запрессован пакет из вольфрамовых проволок. С обоймой был герметично соединен испаритель лития,
выполненный
в
виде
коаксиальных
цилиндров
из
молибденового
сплава
ВМ-1 с набивкой молибденовой проволокой
∅1,5 мм. Стык испарителя герметизировался пайкой (припой 153).
Герметизация
резьбового
соединения
вольфрамовой обоймы катода с испарителем осуществлялась слоем вольфрама, который был нанесен методом
плазменного напыления в вакуумной
камере при нагреве деталей до ~1 500 °С.
Такой метод плазменного напыления
дал возможность нанести слой вольфрама пористостью, не превышающей
1–2%, что позволило исключить травление пара лития через это резьбовое
соединение.
Замена шнекового испарителя на
испаритель
с
набивкой
проволокой
упростила
технологию
его
изготовления и обеспечила устойчивое, без
пульсаций, испарение лития при расходах до 0,35 г/с.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Анод двигателя был выполнен в виде
конуса из вольфрама длиной 400 мм.
Диаметр анода на входе составлял
190 мм при угле раскрытия 10°. Ток
к катоду и аноду подводился по ниобиевым шинам толщиной 12 мм. Изоляторы
изготавливались
из
материала АБН. Соленоид выполнялся из
ниобиевой трубки (12×1) и располагался у выходной кромки анода. Соленоид
состоял
из
девяти
витков.
Испытания этого двигателя на стационарных режимах (в течение нескольких
часов)
показали
хорошую
работоспособность
всех
узлов
двигателя в широком диапазоне токов
и расходов лития: удельный импульс
достигал 5 000 с, а тяговый КПД —
60% [18]. В 1970 г. этот двигатель
прошёл 10-часовые испытания.
Не уступал проволочному (мультиканальному) катоду при длительной
работоспособности и пористый катод,
изготовленный горячим прессованием
вольфрамовых сферических гранул малого диаметра [5]. Пористость катода
составляла 30%, при этом пар лития
в
катод
подавался
через
шлицы
шнекового испарителя, изготовленного
из молибдена и герметично соединённого с пористым элементом катода методом плазменного напыления
вольфрама. Этот катод испытывался
в составе двигателя Э5287-521 большой мощности. Диаметр анода двигателя составлял 190 мм, диаметр катода 70 мм. При испытании двигателя
были
получены
высокие
удельные
значения параметров: при токе разряда
~7 000 А КПД достигал значений ~0,5
при удельном импульсе выше 6 000 с
и тяге до 500 г.
Особо
следует
подчеркнуть,
что
впервые в процессе испытаний всех
типов магнитоплазмодинамических двигателей было обнаружено изменение
цвета истекающей струи плазмы. При
менее напряжённых режимах работы
струя плазмы имела малиновый цвет,
как показано на рис. 10, что соответствовало резонансному уровню возбуждённых атомов лития с длиной волны
6 708 Å.
На
напряжённых
режимах
работы цвет струи изменялся и становился ярко-зелёным, что соответствовало резонансному уровню возбуждённых ионов лития с длиной
волны 5 485 Å.
121

Синявский в.в.

Рис. 10. Магнитоплазмодинамический электроракетный
двигатель в вакуумной камере. Результаты испытаний:
подводимая электрическая мощность 500 кВт; рабочее
тело — литий; удельный импульс 55 км/с; КПД 0,55;
ресурс — почти 500 ч (прекращение испытаний из-за отказа стенда)

исследования возможностей
увеличения ресурса мПд-двигателя
до нескольких тысяч часов
Исследования катода как ресурсоопределяющего элемента. К концу 1960-х гг.
одной из главных была задача обеспечения
длительного
ресурса
мощного
МПД-двигателя и, прежде всего, его
наиболее нагруженного узла — катода,
так как из всех элементов двигателя он
имеет
максимальные
плотность
тока
и температуру и подвержен бомбардировке тяжелыми частицами (ионами).
По
мнению
разработчиков
мощного
МПД-двигателя в ЦКБЭМ, именно катод
ограничивал его ресурс работы [18].
В работах [5, 18] описан достаточно
большой комплекс проектно-конструкторских и экспериментально-испытательных
работ по решению проблемы существенного повышения ресурса МПДдвигателя большой мощности. Ниже излагаются результаты этих разработок
и исследований.
В качестве основной схемы катода
была исследована многополостная система, в частности, вышеупомянутый простой её вариант — проволочный катод,
представляющий собой пакет из вольфрамовых проволок, запрессованных в
вольфрамовую обойму, через который
подаётся РТ в виде газа или пара.
Такой катод представляет собой совокупность большого числа (до нескольких тысяч) полых катодов, образованных
промежутками между проволоками [18].
122

К этому времени на кафедре физики
МАИ и в Калининградском филиале
ОКБ «Заря» были проведены испытания проволочного катода как в составе моделей двигателей на малых токах
(до ~1 кА), так и в составе сильноточных двигателей продолжительностью
до 100 ч. Было показано, что их работоспособность определяется прежде всего
плотностью тока на катоде и расходом,
приходящимся на единицу миделевой
поверхности катода.
Для планомерного исследования ресурсных характеристик катодов в ЦКБЭМ
была разработана и изготовлена конструкция модели двигателя с разборным
катодом (рис. 11), экспериментальные
исследования которой были проведены
В.Н. Ковалевым и Г.К. Клименко на стенде кафедры Э-8 МВТУ им. Н.Э. Баумана
с участием В.Г. Островского.

Рис. 11. Двигатель Э4916-521, предназначенный для
исследований блока катода: 1 — анод; 2 — катод; 3 – нейтральная вставка; 4 — испаритель; 5 — ампула с барием;
6 — корпус блока катода; 7, 8, 9 — изоляторы; 10 — нагреватель

Было проведено несколько десятков длительных испытаний (~20 ч каждое)
предложенных в ЦКБЭМ различных конструкций многополостных вольфрамовых
катодов (проволочных, стержневых, пористых, спиральных, дырчатых), выполненных в т. ч. и из монокристаллического
вольфрама. Было показано, что при работе
многополостного катода в режиме полых
катодов условия в полостях сохраняются
в том диапазоне, в котором ионизационная длина свободного пробега электрона
меньше характерного размера полости,
т. е. внутри полостей происходит ионизация РТ. Эти условия, в основном,
определяются типом РТ, его расходом
и характерным размером полостей катода.
В
начале
внутреннего
столба
плазмы есть активная зона, перед которой
атомы
РТ
(газа
или
пара)
еще не ионизованы. Привязка разряда к стенкам катода и, соответственно,
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

максимальная температура катода устанавливаются, в основном, в активной
зоне. Количество работающих полостей
зависит от тока из единичной полости,
связанного с расходом РТ через полость.
На рис. 12 приведены полученная зависимость величины тока из единичной
полости проволочного катода (диаметр
проволоки 1 мм) от давления пара лития
в ней [20] и аналогичная кривая для
ртути, полученная в работе [21].

Рис. 12. Экспериментальные зависимости величины
тока из единичной полости катода от давления
рабочего тела для лития и ртути: 1 — ток 2 380 А;
2 — 2 000 А; 3 — 1 200 А; 4 — 1 000 А; 5 — 800 А; 6 — 500 А;
7 — 300 А

При увеличении тока или уменьшении расхода РТ количество работающих полостей возрастает, однако при
этом температура и падение потенциала
у катода практически не изменяются.
Снижение расхода лития ниже некоторого предельного значения приводит к
прекращению его ионизации в полостях
и переходу разряда на торцевую поверхность катода. Этот режим сопровождается значительным повышением температуры и ростом катодного падения
потенциала.
Плотность
термоэмиссионного тока, рассчитанная по формуле
Ричардсона–Дешмана, при измеренных
параметрах
совпадает
с
плотностью
тока, определённой по отношению тока
к поверхности, измеренной по следам
эрозии катода. Эрозия многополостного
катода происходит в основном из-за
процессов испарения материала катода
(вольфрама) в полостях и «выдувания»
испарившегося вольфрама рабочим телом. На рис. 13 показана зависимость
удельной
скорости
уноса
материала
катода от расхода лития, отнесённого
к его торцевой поверхности, и от плотности тока на катоде.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 13.
Зависимость
удельной
скорости
уноса
материала катода (вольфрама) от расхода лития,
отнесённого к его торцевой поверхности, и плотности
тока в многополостном катоде: 1 — плотность тока
100 А/см2; 2, 3 — 160 А/см2 (2 — при токе 500 А; 3 — при
токе 500 А); 4 — 240 А/см2

Исследования
показали,
что
при
работе на литии в режиме многополостного катода катодное распыление мал́
из-за низкого катодного падения потенциала. При этом температура катода
составляет 3 000–3 100 К, скорость уноса
вольфрама с единицы поверхности катода ~10–6 г/(с⋅см2) и возрастает с увеличением расхода РТ. При работе проволочного катода в диффузном режиме
(когда разряд выносится из полостей на
торцы проволок) скорость уноса вольфрама растёт с уменьшением расхода,
отнесённого к торцевой поверхности,
что объясняется увеличением температуры катода и катодного падения потенциала. Указанная величина скорости
уноса вольфрама с единицы поверхности катода ограничивает ресурс его
работы значением, не превышающим
нескольких сотен часов. Это было установлено при длительных испытаниях
(продолжительностью ~100 ч) на моделях МПД-двигателя при токе разряда
0,3–1,0 кА. Увеличение тока до 5–10 кА
усложняет процессы на катоде из-за
существенного
увеличения
давления
плазмы в центральной области наружной
поверхности
катода
(магнитное
сжатие) и соответствующего перераспределения расхода РТ через полости
123

Синявский в.в.

катода. Определение закона распределения тока на поверхности сильноточного многополостного катода и факторов, влияющих на него, необходимо
для прогнозирования величины и характера эрозии, а, следовательно, ресурса
катода.
Неравномерность
уноса
материала катода с его поверхности
подтверждают
длительные
испытания
МПД-двигателя
при
больших
токах.
При этом характерна аномальная эрозия
с периферийных полостей катода.
Учитывая зависимость величины тока
из единичной полости от давления пара
лития (см. рис. 12), авторы работы [18]
предположили, что значение плотности
тока из единичной полости iп связано
с расходом лития, отнесённым к его
торцевой поверхности q, зависимостью
iп = a q,

(2)

где a — постоянный коэффициент. Если
также считать, что многополостной катод образован совокупностью цилиндрических полостей, по которым протекает
РТ, то при выполнении у катода
условия (2) можно показать, что распределение плотности тока по радиусу
многополостного
катода
описывается
уравнением Бесселя:
X2J″ + XJ′ – X2J = 0,

(3)

где J — плотность тока на поверхности
катода; J′ и J″— первая и вторая производные от J; Х = R A; где А = 2π/с2a21/Vп;
причем Vп — скорость истечения из полости.
Решение уравнения (3), удовлетворяющего условию конечности при R ≈ 0,
показывает, что плотность тока резко возрастает к периферии катода, что подтверждается экспериментально и может
быть
причиной
повышенной
эрозии
периферийных полостей катода. С этим
явлением можно бороться, например,
принудительным перераспределением расхода РТ через различные области многополостного катода [18].
ЦКБЭМ были разработаны и исследованы варианты конструкций многоканальных катодов (проволочный, пористый, дырчатый, спиральный и др.) [5, 18],
которые
позволили
повысить
равномерность распределения РТ и плотности
тока на катоде, технологичность, прочность
и некоторые другие параметры катода.
Однако, практически не удавалось снизить температуру катода, тем самым
значительно увеличивая его ресурс.
124

Катоды, изготовленные из вольфрамовой проволоки, легированной активирующими присадками (в частности,
окисью иттрия), снижающими работу
выхода материала катода, дали лишь
кратковременный (порядка нескольких
часов) эффект снижения температуры
катода до 2 400 К с возрастанием температуры до 2 900 К через 3 ч 40 мин работы
двигателя. С учётом особенностей работы катодов МПД-двигателей (большие
плотности тока, подача пара лития через
полости катода, ионная бомбардировка
и т. д.) необходимо было решить задачу
возобновления активирующего покрытия
в активной зоне полых катодов, так как
готовых её решений не существовало.
В частности, рассмотренный в работе
[22] «безэрозионный» катод с возобновляемой цезиевой плёнкой оказался
неприемлем для МПД-двигателей, так
как для достижения требуемых рабочих
плотностей тока (более 100 А/см2) необходим слишком большой расход цезия, препятствующий получению высоких параметров. При испытании МПД-двигателя
на цезии (в широком диапазоне расходов
РТ) не происходит образования устойчивой
плёнки цезия на катоде, вследствие этого
температура катода при высоких плотностях
тока остаётся недопустимо высокой.
Существенно повысить ресурс работы катода МПД-двигателя непрерывного
действия впервые в мировой практике
удалось уже в НПО «Энергия» В.Г. Островскому путём установки во внутренней полости блока многополостного катода ампулы, содержащей активирующую присадку на основе бария (барий
и окись бария) и снабжённой дозатором
(рис. 14) [20].
Поступление бариевой активирующей
присадки в полости многополостного
катода или через поры вольфрамовой
губки (в случае применения пористого
катода) в активную зону и на наружную
поверхность катода происходит как миграцией адсорбированных атомов, так и
кнудсеновским течением пара. Достигнув эмитирующей поверхности, барий
мигрирует от каждой полости (поры) на
расстояние, определяемое коэффициентом
миграции и временем жизни атомов на
поверхности. Время жизни определяется
энергией адсорбции бария на поверхности вольфрама и температурой поверхности.
На
рабочей
поверхности
вольфрама барий (и его окисел) заметно
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

снижает работу выхода электронов вольфрама. В течение срока службы катода
барий медленно расходуется испарением
с эмитирующей поверхности и течением
из полостей, пополняясь за счёт запасённой в ампуле активирующей присадки. Исследования показали, что скорость уноса бария и окиси бария мала
и составила лишь 0,1–0,5% от величины
расхода основного РТ (лития).

запасённого в полости двигателя, хватило
бы на многие тысячи часов. В этом
двигателе испаритель лития располагался
в центральной части блока катода,
а ёмкость, содержащая активирующее
вещество, выполнена из тугоплавкого
металла в виде тора, охватывающего
испаритель лития и нагреватель. Ёмкость
содержит пористый вкладыш с высокой пористостью, пропитанный активирующим веществом, а в стенке ёмкости,
сообщающейся с внутренней полостью
катода, выполнены равномерно расположенные по окружности калиброванные
отверстия для выхода активирующего
вещества в полость катода.

Рис. 14. Стационарный МПД-двигатель большой мощности: 1 — изоляторы; 2 — крепёжные детали; 3 — нагреватель; 4 — блок катода-испарителя; 5 — нейтральная
вставка; 6 — ампула, содержащая активирующую присадку; 7 — анод; 8 — управляющий соленоид

Использование
активирующей
присадки на основе бария в многополостных
(пористых) катодах МПД-двигателя позволило на ~1 300 К снизить температуру
катода и таким образом на несколько
порядков уменьшить скорость эрозии
вольфрама [20]. На рис. 15 приведены
фотографии пористых катодов ∅18 мм,
испытанных на литии при плотности
тока на катоде ~100 А/см2 без активирующей присадки (а) и с активирующей
присадкой на основе бария (б).
Поверхность пористого катода, работавшего на литии без активирующей
присадки,
имеет
следы
оплавлений,
характерные для катодов, работающих
при высоких температурах (> 3 000 К).
Внешний вид катода, работавшего на
литии с активирующей присадкой, показывает отсутствие оплавлений [20].
После проведенных 133-часовых испытаний бариевого катода в составе модели двигателя было рассчитано количество бария в ампуле, необходимого для
длительной работы МПД-двигателя (до
500 ч) на мощности до 500 кВт. Позднее,
уже в РКК «Энергия», В.Г. Островским
была предложена конструкция мощного
МПД-двигателя [23], в которой бария,
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

а)

б)

Рис. 15. Пористые катоды, отработавшие в составе
двигателя Э4916-521 на литии при плотности тока
≈100 А/см2: а — 40 ч без активирующей присадки; б — 133 ч
с активирующей присадкой на основе бария

Создание и ресурсные испытания
в нПо «энергия» мПд-двигателя
электрической мощностью 500 квт
Разработка
эффективных
многополостных (или пористых) катодов и методов управления током разряда на
аноде при одновременном выполнении
других указанных выше требований позволили НПО «Энергия» создать мощный
МПД-двигатель непрерывного действия.
На начальном этапе исследований казалось, что создание электродов позволяет получить высокий КПД двигателя.
Однако
на
стационарных
режимах
работы двигателя авторы работы [18]
обнаружили явление кризиса тока, которое подробно изложено в ряде работ,
например, в источнике [19]. Однако, это
явление, связанное с процессом замыкания
электронного тока на аноде, пока не имеет
надёжного теоретического объяснения.
Ниже приведены некоторые результаты экспериментов, во время которых
125

Синявский в.в.

МПД-двигатель работал на докритических и критических режимах. На приведённых выше (см. рис. 7) характерных осциллограммах тока и напряжения
разряда видно наступление и развитие
явления кризиса тока при работе двигателя при постоянном расходе РТ (лития)
[20], характеризующееся резким увеличением разрядного напряжения при небольшом увеличении тока при постоянном расходе лития. Проведённые изменения распределения температуры анода
во времени позволили сделать вывод о том,
что кризис тока связан с прианодными
процессами, а КПД при наступлении кризиса тока (точка «А» на рис. 8) начинает
падать
вследствие
увеличения
потерь
в анод.
Как
показали
исследования
[18],
наиболее эффективным средством повышения критического тока является
управляющее магнитное поле. Выше на
рис. 8 приведена ВАХ МПД-двигателя
с управляющим магнитным полем, для
сравнения дана также характеристика
с выключенным управляющим магнитным
полем. При этом управляющее магнитное поле короткого соленоида позволило добиться полного устранения
привязок разряда на выходной кромке
анода в широком диапазоне токов. Было
замечено, что место привязки разряда
при наложении магнитного поля смещается от выходной кромки внутрь
анода, и наблюдалось равномерное по
азимуту и длине горение разряда на различных по ширине поясах. Такое эффективное средство защиты выходной
кромки
МПД-двигателя
от
привязок
при мощности ~100 кВт, токе разряда
~3 кА и расходе лития 0,01 г/с обеспечило получение высоких значений
удельного импульса, достигавших в экспериментах 8 000–9 000 с, причём МПДдвигатель на этих режимах стационарно
работал многие часы.
Стендовая база и ресурсные испытания
мПд-двигателя мощностью 500 квт
Отработка такого сложного изделия,
каким является МПД-двигатель большой мощности, — это непрерывная череда
повторяющихся снова и снова проектноконструкторских работ, поиска новых
конструкционных
решений,
передовых
технологий, изготовлений и испытаний
двигателей на стенде.
126

Создание стендовой базы НПО «Энергия»
для
испытаний
МПД-двигателя
мощностью 500 кВт оказалось задачей
сложной. Кроме обычных систем (вакуумирования,
сильноточного
электропитания, измерения и др.) необходимо
было создать:
• систему прямого измерения тяги
двигателя;
• систему дозированной подачи лития;
• систему торможения и конденсации высокоскоростной струи литиевой
плазмы и др.
Поэтому
приходилось,
в
прямом
смысле, изобретать и эти системы [5].
Например, В.А. Соловьёв предложил вытеснительную систему подачи лития;
В.П. Агеев,
В.Г. Островский
и
тогда
ещё аспирант МАИ Е. Китаев — систему
прямого
измерения
тяги;
В.П. Агеев,
Ю.В. Бесчастных, А.А. Мартинсон, В.Г. Островский — тормозное конденсационное
устройство. Особо следует подчеркнуть,
что за семь лет (1968–1974 гг.) этими
инженерами было получено более 70
авторских свидетельств на изобретения,
более 50 из которых были внедрены
в производство [5].
При
создании
экспериментальной
базы для ресурсных испытаний МПДдвигателей большой мощности учитывались результаты и предыдущий опыт
исследований и испытаний. На имевшихся стендах такие двигатели были
экспериментально проверены при мощностях и времени работы, определяемых возможностями стендов. На стендах
НПО «Энергия» и смежных организаций были проведены испытания при
электрических мощностях 900–1 000 кВт
в течение нескольких секунд и 500–600 кВт —
в течение десятков и сотен часов. Были
получены ВАХ стационарного МПДдвигателя при мощности до 500 кВт в широком диапазоне расходов лития и токов
разряда (рис. 16, а), которые показали,
что зависимость тяги от разрядного
тока является квадратичной (рис. 16, б).
При мощности ~500 кВт напряжение
разряда составляло ~60 В [18]. Выход
на режим с более высоким значением
напряжения ограничивался возникновением
паразитных пробоев на токоподводах
тягоизмерительного устройства.
Удельный импульс, зафиксированный
в
испытаниях
двигателя
мощностью
~500 кВт, достигал 5 000 с (рис. 17), тяговый КПД 60% (рис. 18). Как отмечалось
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

выше, при достижении высоких удельных характеристик, как правило, визуально изменяется окраска плазменной
струи, истекающей из МПД-двигателя,
работающего на литии.

открытой, что обеспечивало снижение
её температуры при работе двигателя, а
также устранение паразитных пробоев.
Конический анод из вольфрама был изготовлен методом плазменного напыления
в
контролируемой
среде.
Соленоид
из молибденового листа располагался
у выходной кромки анода.

Рис. 17. Зависимость удельного импульса МПД-двигателя
мощностью ~500 кВт от разрядного тока и расхода
— 0,13 г/с; ▲ — 0,33–0,36 г/с;
— 0,1 г/с;
лития (г/с):
— 0,24–0,26 г/с; ● — 0,026 г/с; ◆ — 0,28–0,30 г/с

Рис. 16. Экспериментальные вольт-амперные характеристики (а) и зависимости тяги от тока (б)
МПД-двигателя мощностью до 500 кВт при расходе
лития: — 0,08 г/с; — 0,13 г/с; ▲ — 0,33–0,36 г/с; — 0,1 г/с;
— 0,24–0,26 г/с; ◆ — 0,28–0,30 г/с

НПО «Энергия» был разработан и изготовлен стационарный МПД-двигатель
мощностью 500–600 кВт для проведения
ресурсных испытаний [5, 18]. В его
конструкции были реализованы почти
все технические решения, способствующие повышению характеристик и работоспособности. В частности, блок проволочного катода содержал капсулу с
дозатором, наполненную активирующей
присадкой на основе бария; молибденовый испаритель лития имел возможность испарять до 0,4 г/с лития. При
этом катод был выполнен так, что расход пара лития в периферийной области
катода был меньшим, чем в центральной его части. Нейтральная вставка была
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Рис. 18. Зависимость КПД МПД-двигателя мощностью ~500 кВт от разрядного тока и расхода
лития (г/с):
— 0,08 г/с;
— 0,13 г/с; ▲ — 0,33—0,36 г/с;
— 0,24–0,26 г/с; ◆ — 0,28–0,30 г/с

Ресурсные испытания этого МПДдвигателя проводились на созданном
малом литиевом стенде НПО «Энергия»
под руководством В.П. Грицаенко. При
потребляемой мощности 450–500 кВт двигатель в стационарном режиме работал
~500 ч, при этом он сохранял работоспособность
и
рабочие
параметры.
Прекращение испытаний было связано
с нарушением работоспособности стенда.
Попутно
отрабатывались
системы
стенда, в частности, тягоизмерительное
127

Синявский в.в.

устройство, благодаря чему параметры
двигателя
ежемесячно
приближались
к полученным при испытаниях МПДдвигателя в Калининградском филиале
ОКБ «Заря». При испытании двигателя
такой мощности в поддон вакуумной
камеры ежечасно выбрасывается примерно килограмм лития, т. е. через каждые
100 ч работы необходимо удалить из
камеры ~100 кг лития. Это делалось напуском воды в камеру с небольшим расходом (выщелачивание). При этом образовывались щёлочь и водород. Скорость
образования водорода должна быть небольшой
во
избежание
образования
гремучей смеси водорода с кислородом
воздуха. Однако, в августе 1976 г. (к тому
времени суммарная наработка МПДдвигателя
составила
∼620 ч),
ночью,
при выщелачивании лития с увеличенным расходом воды (с нарушением инструкции) произошел взрыв, и стенд
был уничтожен. В результате экспериментальные работы по МПД-двигателям
большой мощности в НПО «Энергия»
были прекращены.
Однако, до настоящего времени ни
по достигнутой мощности двигателя при
длительной работе на стационарном режиме, ни по полученным характеристикам, ни по ресурсу достижения РКК
«Энергия» того времени еще никто не
превзошел [24]. Например, в энциклопедии
[19] приведены конструкции СТД средней и большой мощности, разработанные
и исследованные в ЦНИИмаш. Приведены в основном ВАХ, мало говорящие
об эффективности двигателя, указано
лишь, что «в СТД возможно получить
тягу до 2 Н» (крайне малая величина).
В статье «Золотой век двигателей»
[25] отмечена работа РКК «Энергия»
по созданию МПД-двигателей большой
мощности на литии с ресурсом в несколько тысяч часов.
Наиболее активное участие в создании МПД-двигателей большой мощности
в ОКБ-1 – ЦКБЭМ – НПО «Энергия» –
РКК «Энергия» принимали В.П. Агеев,
Ю.В. Бесчастных, А.М. Долгопятов, Ф.И. Елфимов, А.А. Мартинсон, В.Г. Островский,
А.Л. Сидельников, И.Г. Усов [5].
В течение рассматриваемого периода
работ коллектив разработчиков МПДдвигателей тесно сотрудничал как с другими подразделениями РКК «Энергия»,
так и со смежными организациями,
включая ОКБ «Факел», ГНЦ РФ «Центр
128

Келдыша», Центральный научно-исследовательский институт машиностроения
(ЦНИИмаш), Центральный институт
авиационного машиностроения (ЦИАМ),
НИИ прикладной механики и электродинамики (НИИПМЭ), Московский
авиационный институт (МАИ), Московский государственный технический университет (МГТУ) им. Н.Э. Баумана и др.
Результаты работ по МПД-двигателям,
в том числе на газообразных РТ, и ЭРДУ
на их основе приведены также в источниках [14, 26, 27] и др.
Создание и испытания модели
мПд-двигателя мощностью 17 квт в космосе
Осенью 1972 г. по предложению В.П. Агеева, всегда считавшего, что разрабатываемые в ракетном КБ изделия должны летать в космосе, был сформулирован и обоснован проект проведения
космического эксперимента с моделью
МПД-двигателя, названной генератором
плазмы (ГП). Одной из задач эксперимента с ГП, кроме испытания в космосе
прототипа
МПД-двигателя
мощностью
17 кВт (ток разряда до 700 А), была
проверка влияния двигателя на литии
на работу систем КА. Установку ГП предлагалось смонтировать с наружной стороны бытового отсека корабля «Союз»
в
беспилотном
отработочном
полёте
(изделия 11Ф732 № 3Л). Электропитание
двигателя обеспечивалось аккумуляторными батареями. Время работы в связи
с этим ограничивалось ёмкостью батареи
и составляло несколько минут. Это наложило
отпечаток
на
конструкцию
модели МПД-двигателя.
Впервые была предложена и разработана модель двигателя без автономной
системы подачи РТ. Необходимый расход лития обеспечивался расположенным
внутри ёмкости нагревателем. В.Г. Островский, И.Г. Усов, Е.А. Знак, Л.А. Сидельников разработали ряд конструкций
последовательно усовершенствованных
вариантов ГП (рис. 19), которые были
изготовлены в НПО «Энергия» и испытаны сначала на кафедре физики
МАИ, а затем в НПО «Энергия» на
малом литиевом стенде под руководством В.П. Грицаенко.
Отработку проводили А.А. Мартинсон,
В.Г. Островский, В.П. Агеев, Ю.В. Бесчастных.
Многополостной дырчатый вольфрамовый
катод 4 [5] был герметично связан с
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

ёмкостью, содержащей пористый вкладыш из тугоплавкого металла 6, пропитанный литием (масса лития ~9 г).
Внутри ёмкости был установлен нагреватель 7 из проволоки из вольфрамрениевого сплава ВР-27. Вольфрамовый
анод 1 в виде сопла был последовательно связан с магнитной катушкой 2, выполненной из ниобиевого листа и необходимой для согласования разрядного
напряжения двигателя с напряжением
аккумуляторной батареи. Катод 4 изолировался от анода с помощью вольфрамовой нейтральной вставки 3 и изоляторов 5 из алюмонитрида бора.

Рис. 19. Генератор плазмы лития мощностью 17 кВт,
испытанный в космосе: 1 — анод; 2 — соленоид; 3 — нейтральная вставка; 4 — дырчатый катод; 5 — изоляторы;
6 — аккумулятор лития; 7 — нагреватель

Реализация эксперимента задерживалась из-за большого количества проверок
(боялись возгорания лития, срабатывания пиросредств из-за больших токов
ГП и т. д.). Наконец 13 декабря 1976 г.
было проведено первое включение ГП,
расположенного снаружи бытового отсека
отработочного варианта корабля «Союз»
(КА «Космос-869»). ГП прекрасно проработал несколько минут на номинальном
режиме, на мощности ~17 кВт.
Космический
эксперимент
подтвердил надежность запуска и устойчивой
работы модели МПД-двигателя и его
хорошую совместимость с бортовыми
системами КА. Было получено много
уникальной информации, в частности, о
влиянии истекающей из ГП струи литиевой плазмы на командно-измерительный
комплекс. Например, при определённой
ориентации струи плазмы не проходили
команды на выключение ГП, кроме
того, зашкалили датчики ориентации
(инфракрасная вертикаль), которые забыли отключить при работе ГП, как
этого требовала инструкция.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

В проводимых позже другими организациями
исследованиях
в
космосе
моделей
МПД-двигателей
не
только
учитывался опыт НПО «Энергия» при
испытаниях ГП, но и в подготовке
таких исследований были задействованы
участники создания и испытаний ГП [5].
Так, по просьбе Института космических
исследований (ИКИ РАН) для проведения аналогичных экспериментов на
баллистической траектории В.П. Агеев,
В.Г. Островский и Ю.В. Бесчастных сконструировали ГП с коротким временем
нагрева. В этом ГП помимо лития было
запасено небольшое количество цезия,
позволившего с минимальной паузой
произвести запуск ГП сначала на цезии.
По мере разогрева ГП разрядным током
он продолжил работу на литии. Включение ГП было произведено с корабля
в районе Бразилии, ГП прекрасно отработал на баллистической траектории.
В конце 1980-х гг. двигателистам
отделения 07 НПО «Энергия» было
предложено курирование космического
эксперимента, предложенного НИИТП,
который во многом повторял космический эксперимент с ГП 1976 г. [5].
Существенным отличием было то, что
система с ГП доставлялась на космическую орбитальную станцию «Мир»,
а затем космонавтами монтировалась
на крышке люка состыкованного с ней
грузового
корабля
«Прогресс
М-4».
Космический
эксперимент
проводился после расстыковки грузового корабля
со станцией «Мир». Система состояла из
трёх ГП, один из которых располагался
под углом 45° к оси изделия. Генераторы работали на различных щелочных
металлах. Металлическое РТ, как и в
космическом эксперименте с ГП в НПО
«Энергия», было запасено в пористом
вкладыше [5].
После того как корабль «Прогресс М-4»
отстыковался от станции «Мир» и удалился от неё на достаточное расстояние,
было
проведено
несколько
сеансов
работы ГП. Программа эксперимента
была выполнена полностью, были получены уникальные результаты, доложенные на международной конференции по
ЭРД, состоявшейся в Италии в 2007 г. [28].
заключение
Работы по электроракетным двигателям и электроракетным двигательным
129

Синявский в.в.

установкам в ОКБ-1 – ЦКБЭМ – НПО
«Энергия» – РКК «Энергия» им. С.П. Королёва проводятся более 50 лет. Можно
выделить следующие основные этапы
создания и исследования электроракетных
двигателей и электроракетных двигательных установок в РКК «Энергия».
1. По программе разработки Марсианской экспедиции с мощной ЭРДУ, питаемой
от термоэмиссионной ядерной энергетической установки, в 1966–1970 гг. РКК «Энергия» (тогда ОКБ-1, а затем — ЦКБЭМ)
совместно со смежными организациями
проведён огромный комплекс проектноконструкторских, материаловедческих и
экспериментально-испытательных работ по
стационарному
низковольтному
МПДдвигателю большой мощности (0,5–1,0 МВт)
с ресурсом в тысячи часов.
2. РКК «Энергия» впервые в мировой практике был создан стационарный
МПД-двигатель на литии электрической
мощностью 100–500 кВт, с высокими
удельными параметрами и существенно меньшими габаритами, чем во всех
других типах электроракетных двигателей аналогичных параметров. Так, созданный РКК «Энергия» МПД-двигатель
мощностью 500 кВт имеет поперечные
размеры примерно такие же, как и ионный ЭРД мощностью 30–40 кВт.
3. Был создан стенд для исследований МПД-двигателей большой мощности
на литии, на котором впервые в мире
(в 1975–1976 гг.) проведены ресурсные
500-часовые
испытания
стационарного
МПД-двигателя на литии электрической
мощностью 500 кВт с высокими удельными параметрами (удельным импульсом
5 000 с и тяговым КПД 60%).
4. Для проверки работоспособности
МПД-двигателя в космосе, влияния истекающей струи литиевой плазмы на
приборы
и
устройства
космического
аппарата, а также на работу средств
связи и телеметрии, был создан и
в 1976 г., впервые в мире, успешно
испытан в космосе МПД-двигатель на
литии мощностью 17 кВт с питанием от
аккумуляторных батарей.
В течение рассматриваемого периода
коллектив разработчиков МПД-двигателей
в ОКБ-1 – ЦКБЭМ – НПО «Энергия» –
РКК «Энергия» тесно сотрудничал со
смежными организациями, включая ОКБ
«Факел», ГНЦ РФ «Центр Келдыша»,
ЦНИИмаш,
ЦИАМ,
МАИ,
МГТУ
им. Н.Э. Баумана и др.
130

В
настоящее
время
вновь
возник интерес к использованию МПДдвигателей в перспективных программах исследования и освоения дальнего
космоса. По мнению автора настоящей статьи, а также ряда специалистов по электроракетным двигательным
установкам [14], использование МПДдвигателей большой мощности безальтернативно в ЭРДУ мегаваттного класса, в т. ч. для обеспечения пилотируемых полётов к Марсу [4, 12] и доставки
на его орбиту неделимых грузов большой массы [17], доставки к планетамгигантам и их спутникам энергоёмких
исследовательских
и
технологических
КА большой массы [14, 29].
Список литературы
1. Безяев И.В., Стойко С.Ф. Обзор
проектов пилотируемых полётов к Марсу // Космическая техника и технологии.
2018. № 3(22). С. 17–31.
2. Горшков Л.А., Синявский В.В., Стойко С.Ф. Межпланетные проекты С.П. Королёва и их развитие в РКК «Энергия» //
В кн.: С.П. Королёв. Энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия»,
2014. С. 240–259.
3. С.П. Королёв. Энциклопедия жизни
и творчества. Королёв: РКК «Энергия»,
2014. 704 с.
4. Синявский В.В. Ядерные электроракетные двигательные установки в проектах пилотируемых полётов к Марсу //
Тез. докл. XLII академических чтений
по космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2018. С. 16–17.
5. Островский В.Г., Сухов Ю.И. Разработка, создание и эксплуатация электроракетных двигателей в ОКБ-1 – ЦКБЭМ –
НПО «Энергия» – РКК «Энергия» (1958–
2011) // Ракетно-космическая техника.
Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия». 2011. Вып. 3–4. 188 с.
6. Синявский
В.В.
К
100-летию
со дня рождения М.В. Мельникова —
соратника С.П. Королёва и руководителя
комплекса
высокотемпературной
космической
ядерной
энергетики
и электроракетных двигателей // Тез.
докл. XLIV академических чтений по
космонавтике. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2020.
7. Худяков А., Худяков С. Гений артиллерии. М.: ИД «Звонница-МГ», 2007.
С. 522–551.
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

8. К истории создания и эксплуатации
исследовательского реактора на быстрых
нейтронах БР-5 (БР-10). 1959–2009 гг.:
статьи, воспоминания, фотодокументы /
Гос. корпорация «Росатом», ГНЦ РФ –
ФЭИ
им. А.И. Лейпунского.
Обнинск:
ГНЦ РФ–ФЭИ, 2009. С. 134–138.
9. Гудилин В.Е., Синявский В.В. Космический аппарат радиолокационной морской разведки «УС-А» с ЯЭУ «Бук»
в качестве источника электроэнергии //
В кн.: С.П. Королёв. Энциклопедия жизни и творчества. Королёв: РКК «Энергия», 2014. С. 135–138.
10. Землянов А.Б., Косов Г.Л., Траубе В.А. Система морской космической
разведки и целеуказания (История создания). СПб.: Галея Принт, 2002. 216 с.
11. Сухов
Ю.И.,
Синявский
В.В.
Обзор работ РКК «Энергия» имени
С.П. Королёва по термоэмиссионным ядерным энергетическим установкам большой мощности космического назначения // Ракетно-космическая техника.
Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия». 1995. Вып. 3–4. С. 13–28.
12. Синявский В.В. Ядерные электроракетные двигатели для полёта на Марс //
Земля и Вселенная. 2017. № 5. С. 28–43.
13. Ракетно-космическая
корпорация
«Энергия» им. С.П. Королёва. 1946–1996.
М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с.
14. Гусев Ю.Г., Пильников А.В., Суворов С.Е. Сравнительный анализ выбора
ЭРДУ большой мощности на основе
отечественных ЭРД и перспективы их
применения в системах межорбитальной транспортировки и для исследования
дальнего космоса // Космическая техника
и технологии. 2019. № 4(27). С. 45–55.
15. Захаренков Л.Э., Семёнкин А.В.,
Солодухин А.Е. Экспериментальное исследование
многодвигательной
системы на базе нескольких одновременно
работающих
электроракетных
двигателей с анодным слоем // Космическая
техника и технологии. 2016. № 1(12).
С. 39–56.
16. Островский В.Г., Синявский В.В.,
Сухов Ю.И.
Межорбитальный электроракетный буксир «Геркулес» на основе
термоэмиссионной ядерно-энергетической
установки // Космонавтика и ракетостроение. 2016. № 2(87). С. 68–74.
17. Синявский
В.В.,
Юдицкий
В.Д.
Одноразовые ядерные электроракетные
буксиры для доставки на орбиту Марса
неделимых грузов большой массы //
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2.
С. 75–81.
18. Агеев В.П., Островский В.Г. Магнитоплазмодинамический двигатель большой мощности непрерывного действия
на литии // Известия РАН. Энергетика.
2007. № 3. С. 82–95.
19. Энциклопедия низкотемпературной
плазмы / Под ред. В.Е. Фортова. М.: Наука, 2000. Т. IV. 319 с.
20. Островский В.Г. Создание и исследование термоэмиссионного катода для
электроракетных двигателей с ресурсом
в несколько тысяч часов. Дисс. … канд. тех.
наук. Калининград: НПО «Энергия», 1973.
21. Philip C.M. A study of hollow cathode
discharge characteristics // AIAA. 1971.
V. 9. № 11. P. 2191–2196.
22. Дюжев Г.А., Старцев Е.А., Школьник С.М., Юрьев В.Г. Низкотемпературный безэрозионный катод на большие
плотности тока // ЖТФ. 1978. Т. 48.
Вып. 10. С. 2113–2117.
23. Патент RU 2351800 С1. Российская
Федерация.
Магнитоплазмодинамический двигатель. Островский В.Г.;
патентообладатель — ОАО РКК «Энергия»;
заявка 2007129605/06 от 02.08.2007 г. //
Изобретения. 2009. № 10.
24. Ageev V.P., Ostrovsky V.G., Petrosov V.A. High-current stationary plasma
accelerator of high power // IEPC-93-117.
P. 1071–1075.
25. Andrenucci M. History of electric
propulsion the golden age // 5th International
spacecraft
propulsion
conference
Space
propulsion 2008, Heraklion, Crete, Greece.
May 5–8 2008. P. 40.
26. Кубарев Ю.В. Полёты на Марс,
электрореактивные двигатели настоящего
и будущего // Наука и технологии
в промышленности. 2006. № 2. С. 19–35.
27. Пилотируемая экспедиция на Марс /
Под ред. А.С. Коротеева. М.: Российская
академия
космонавтики
им. К.Э. Циолковского, 2006. 320 с.
28. Gorshkov
O.A.,
Shutov
V.N.,
Kozubsky K.N., Ostrovsky V.G., Obukhov V.A.
Development of high power magnetoplasmadynamic thrusters in the USSR // 30th
IEPC-2007-136. 2007.
29. Масленников А.А., Синявский В.В.,
Юдицкий В.Д. О возможности добычи
термоядерного топлива гелия-3 из атмосферы Юпитера // Известия РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 121–124.
Статья поступила в редакцию 24.08.2020 г.
Окончательный вариант —30.09.2020 г.
131

Синявский в.в.

reference
1. Bezyaev I.V., Stoyko S.F. Obzor proektov pilotiruemykh poletov k Marsu [A review of projects
for manned missions to Mars]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 3(22), pp. 17–31.
2. Gorshkov L.A., Sinyavskiy V.V., Stoiko S.F. Mezhplanetnye proekty S.P. Koroleva i ikh razvitie
v RKK «Energiya» [Interplanetary projects of S.P. Korolev and their development at RSC Energia].
In: S.P. Korolev. Encyclopedia of his life and work. Korolev: RKK Energiya publ., 2014. Pp. 240–259.
3. S.P. Korolev. Entsiklopediya zhizni i tvorchestva [S.P. Korolev. Encyclopedia of his life and work].
Korolev: RKK Energiya publ., 2014. 704 p.
4. Sinyavskiy V.V. Yadernye elektroraketnye dvigatel'nye ustanovki v proektakh pilotiruemykh poletov
k Marsu [Nuclear-powered electrical propulsion systems in projects for manned missions to Mars]. Abstracts
of XLII academic readings on cosmonautics. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2018. Pp. 16–17.
5. Ostrovskiy V.G., Sukhov Yu.I. Razrabotka, sozdanie i ekspluatatsiya elektroraketnykh dvigatelei
v OKB-1 – TsKBEM – NPO «Energiya» – RKK «Energiya» (1958– 2010) [Development and operation of
electric propulsion thrusters and electric propulsion systems at OKB-1–TsKBEM–NPO Energia–RSC Energia
(1958–2010)]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev: RKK Energiya publ., 2011. 188 p.
6. Sinyavskiy V.V. K 100-letiyu so dnya rozhdeniya M.V. Mel'nikova — soratnika S.P. Koroleva i rukovoditelya
kompleksa vysokotemperaturnoi kosmicheskoi yadernoi energetiki i elektroraketnykh dvigatelei [On the occasion
of centenary of the birth of M.V. Melnikov — an associate of S.P. Korolev and the head of the unit for hightemperature space nuclear power engineering and electric propulsion]. Abstracts of XLIV Academic Readings
on Cosmonautics. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2020.
7. Khudyakov A., Khudyakov S. Genii artillerii [A genius of artillery]. Moscow, ID Zvonnitsa-MG publ.,
2007. Pp. 522–551.
8. K istorii sozdaniya i ekspluatatsii issledovatel'skogo reaktora na bystrykh neitronakh BR-5 (BR-10).
1959-2009 gg.: stat'i, vospominaniya, fotodokumenty [Towards a history of development and operation
of the fast neutron research reactor BR-5 (BR-10). 1959 – 2009: articles, reminiscences, photographic
documents]. State Corporation Rosatom, GNTs RF – FEI im. A.I. Leipunskogo. Obninsk: GNTs RF–FEI publ.,
2009. Pp. 134–138.
9. Gudilin V.E., Sinyavskiy V.V. Kosmicheskii apparat radiolokatsionnoi morskoi razvedki «US-A»
s YaEU «Buk» v kachestve istochnika elektroenergii [Maritime radar surveillance spacecraft US-A with the
nuclear power system Buk as its source of electric power]. In: S.P. Korolev. Entsiklopediya zhizni i tvorchestva.
Korolev: RKK Energiya publ., 2014. Pp. 135–138.
10. Zemlyanov A.B., Kosov G.L., Traube V.A. Sistema morskoi kosmicheskoi razvedki i tseleukazaniya
(Istoriya sozdaniya) [Maritime space surveillance and targeting system (development history)]. SPb.: Galeya
Print publ., 2002. 216 p.
11. Sukhov Yu.I., Sinyavskiy V.V. Obzor rabot RKK «Energiya» imeni S.P. Koroleva po termoemissionnym
yadernym energeticheskim ustanovkam bol'shoi moshchnosti kosmicheskogo naznacheniya [Review of work
done at S.P. Korolev RSC Energia on high-power thermionic nuclear power generation systems for space
applications]. Raketno-kosmicheskaya tekhnika. Trudy. Ser. XII. Korolev: RKK Energiya publ., 1995,
issue 3–4, pp. 13–28.
12. Sinyavskiy V.V. Yadernye elektroraketnye dvigateli dlya poleta na Mars [Nuclear-powered
electrical propulsion engines for missions to Mars]. Zemlya i Vselennaya, 2017, no. 5, pp. 28–43.
13. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» im. S.P. Koroleva. 1946–1996 [S.P. Korolev Rocket
and Space Corporation Energia. 1946–1996]. Moscow, RKK Energiya publ., 1996. 670 p.
14. Gusev Yu.G., Pil'nikov A.V., Suvorov S.E. Sravnitel'nyi analiz vybora ERDU bol'shoi moshchnosti na
osnove otechestvennykh ERD i perspektivy ikh primeneniya v sistemakh mezhorbital'noi transportirovki i dlya
issledovaniya dal'nego kosmosa [Tradeoff analysis of high-power electric propulsion systems based
on domestic electric propulsion engines and potential for their use in orbit-to-orbit transfer systems and
deep space exploration]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2019, no. 4(27), pp. 45–55.
15. Zakharenkov L.E., Semenkin A.V., Solodukhin A.E. Eksperimental'noe issledovanie mnogodvigatel'noi
sistemy na baze neskol'kikh odnovremenno rabotayushchikh elektroraketnykh dvigatelei s anodnym sloem
[Experimental study of multi-thruster system based on several simultaneously operating electric propulsion
thrusters with anode layer]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 1(12), pp. 39–56.
16. Ostrovskiy V.G., Sinyavskiy V.V., Sukhov Yu.I. Mezhorbital'nyi elktroraketnyi buksir «Gerkules»
na
osnove
termoemissionnoi
yaderno-energeticheskoi
ustanovki
[Electrically-propelled
orbital
transfer
vehicle Hercules based on a thermionic nuclear power system]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2016,
no. 2(87), pp. 68–74.
17. Sinyavskiy V.V., Yuditskiy V.D. Odnorazovye yadernye elektroraketnye buksiry dlya dostavki na orbitu
Marsa nedelimykh gruzov bol'shoi massy [Expendable nuclear power generation and propulsion tugs
for delivery to the Martian orbit of indivisible large-mass cargos]. Izvestiya RAN. Energetika,
2012, no. 2, pp. 75–81.
18. Ageev
V.P.,
Ostrovskii
V.G.
Magnitoplazmodinamicheskii
dvigatel'
bol'shoi
moshchnosti
nepreryvnogo deistviya na litii [Continuous-action high-power lithium magnetoplasmadynamic engine].
Izvestiya RAN. Energetika, 2007, no. 3, pp. 82–95.
19. Entsiklopediya nizkotemperaturnoi plazmy [Encyclopedia of low-temperature plasma]. Ed. by V.E. Fortov.
Moscow, Nauka publ., 2000, vol. IV, 319 p.

132

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

ОбзОр рАзрАбОТОК И ИССЛЕдОвАНИй в рКК «эНЕрГИЯ»

20. Ostrovskiy V.G. Sozdanie i issledovanie termoemissionnogo katoda dlya elektroraketnykh dvigatelei
s resursom v neskol'ko tysyach chasov [Development and study of a thermionic cathode for electric
thrusters with service life of several thousand hours]. Diss. … kand. tekh. nauk. Kaliningrad,
NPO Energiya, 1973.
21. Philip C.M. A study of hollow cathode discharge characteristics. AIAA, 1971, vol. 9, no. 11, p. 2191–2196.
22. Dyuzhev G.A., Startsev E.A., Shkol'nik S.M., Yur'ev V.G. Nizkotemperaturnyi bezerozionnyi katod na
bol'shie plotnosti toka [Low-temperature erosion-free cathode for high current densities]. ZhTF, 1978, vol. 48,
issue 10, pp. 2113–2117.
23. Patent RU 2351800 S1. Russian Federation. Magnitoplazmodinamicheskii dvigatel' [Magnitoplasmadynamic
thruster]. Ostrovskiy V.G.; the patent owner — OAO RKK Energiya; application 2007129605/06 of 02.08.2007.
Izobreteniya, 2009, no. 10.
24. Ageev V.P., Ostrovsky V.G., Petrosov V.A. High-current stationary plasma accelerator of high power.
IEPC-93-117, pp. 1071–1075.
25. Andrenucci M. History of electric propulsion the golden age. 5th International spacecraft propulsion
conference Space propulsion 2008, Heraklion, Crete, Greece. May 5–8 2008, pp. 40.
26. Kubarev Yu.V. Polety na Mars, elektroreaktivnye dvigateli nastoyashchego i budushchego [Missions
to Mars, electrical propulsion of the present and the future]. Nauka i tekhnologii v promyshlennosti, 2006,
no. 2, pp. 19–35.
27. Pilotiruemaya ekspeditsiya na Mars [Manned mission to Mars]. Ed. by A.S. Koroteev. Moscow, Rossiiskaya
akademiya kosmonavtiki im. K.E. Tsiolkovskogo publ., 2006. 320 p.
28. Gorshkov O.A., Shutov V.N., Kozubsky K.N., Ostrovsky V.G., Obukhov V.A. Development of high power
magnetoplasmadynamic thrusters in the USSR. 30th IEPC-2007-136, 2007.
29. Maslennikov A.A., Sinyavskiy V.V., Yuditskiy V.D. O vozmozhnosti dobychi termoyadernogo topliva
geliya-3 iz atmosfery Yupitera [On the feasibility of mining nuclear fuel helium-3 from Jovian atmosphere].
Izvestiya RAN. Energetika, 2006, no. 1, pp. 121–124.

№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

133

тематичеСкий указатель
журнала «коСмичеСкая техника и технологии»
за 2020 год
05.07.10 инновационные технологии
в аэрокосмической деятельности

к конструкциям
3(30), 24–34.

Липаев А.М., Зобнин А.В., Усачев А.Д., Молотков В.И., Жуховицкий Д.И., Наумкин В.Н.,
Петров О.Ф., Фортов В.Е., Пустыльник М.Ю.,
Носенко В., Хагль Т., Томас Х.М., Тома М.Х.,
Зориг Р., Штетнер А., Алямовская В.А., Орр А.,
Лавренко Е.Г. Научная аппаратура «Плазменный кристалл–4» для исследования комплексной
(пылевой) плазмы на борту Международной космической станции. 1(28), 5–22.

Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Бакланов А.И.,
Стратилатов
Н.Р.,
Абрашкин
В.И.,
Космодемьянский Е.В., Ткаченко С.И., Салмин В.В.,
Ткаченко И.С., Сафронов С.Л. Основные проектные характеристики малых космических аппаратов
научного и прикладного назначения на базе
унифицированной платформы «Аист-2». 4(31), 5–20.

Инака К., Ичимизу С., Йошизаки И., Kихира К.,
Лавренко Е.Г., Прохорова А.В., Прудкогляд В.О.,
Сорокин И.В., Tакахаши С., Tанака Х., Фудзии Т.,
Ямада
М.
Технология
получения
высококачественных
кристаллов
белков
на
МКС
при выполнении совместных российско-японских
экспериментов. 2(29), 5–25
05.07.02 Проектирование, конструкция
и производство летательных аппаратов
Гузенберг А.С., Телегин А.А., Юргин А.В.
Расходные
характеристики
систем
очистки
атмосферы от диоксида углерода в условиях
гермообъема космической станции. 1(28), 23–33.
Межин В.С., Обухов В.В. Метод расчета
энергетической спектральной плотности вибраций конструкций крупногабаритного навесного
оборудования малой массы, входящего в состав
космического аппарата. 2(29), 26–35.
Софинский А.Н. Инженерная методика оценки
несущей способности и ресурса конструкции
с дефектом. 2(29), 36–49.
Махин И.Д., Носачёв С.Н., Каравцев С.И.
Технологические особенности сварки неповоротных
стыков тонкостенных тепловых труб из алюминиевых сплавов для модулей МКС. 3(30), 5–13.
Зайцев А.М., Шачнев С.Ю., Грубый С.В.
Оптимизация
режимов
резания
при
фрезеровании карманов обечайки с вафельной конструкцией. 3(30), 14–23.
Алямовский А.И., Давыдов Д.Я., Земцова Е.В.,
Копыл
Н.И.
Результаты
экспериментальных
исследований высокотемпературных клеевых композиций на бисмалеимидной основе применительно

134

ракетно-космической

техники.

Андрейчук П.О., Аракчеев Д.В., Бобе Л.С.,
Железняков А.Г., Кочетков А.А., Романов С.Ю.,
Сальников Н.А. Применение центробежной вакуумной дистилляции для регенерации воды
из урины и санитарно-гигиенической воды на
космической станции. 4(31), 21–31.
Милованов В.А., Гордяев А.С. Обеспечение
отказоустойчивости пилотируемых транспортных
кораблей «Союз МС». 4(31), 32–43.
Рассказов Я.В., Чернышев И.Е., Кобец В.Д. Ограничитель скорости выдвижения кольца упругоадаптивного периферийного стыковочного механизма. 4(31), 44–55.
05.07.03 Прочность и тепловые режимы
летательных аппаратов
Черкасов С.Г., Лаптев И.В., Городнов А.О.
Термодинамическая модель процессов в криогенных
топливных баках. 2(29), 50–60.
Софинский А.Н.
состояние упругого
жении. 4(31), 56–68.

Напряженно-деформированное
слоя при локальном нагру-

05.07.05 тепловые, электроракетные двигатели
и энергоустановки летательных аппаратов
Носкин Г.В., Харагезов Е.И., Хаванов Е.С.,
Бесчастный Р.А. Первичные химические источники тока в электроснабжении возвращаемых
космических аппаратов. 1(28), 34–41.
Белоглазов А.П., Еремин А.Е., Немыкин С.А., Журавлев А.Ю. Оценка возможности использования
углеродного материала в конструкции холодильникаизлучателя космического аппарата. 1(28), 42–47.
Синявский В.В. Обзор
ментальных исследований

результатов эксперинейтронно-физических

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

характеристик
термоэмиссионных
реакторовпреобразователей на быстрых нейтронах. 2(29), 61–83.
Хаванов Е.С., Бесчастный Р.А., Фатеев Д.А.
Использование блоков суперконденсаторов в системе электроснабжения возвращаемого аппарата
пилотируемого транспортного корабля 2(29), 84–91.
Демьяненко Ю.В., Космачев Ю.П., Афанасьев А.А.
Исследование антикавитационных характеристик
агрегатов подачи кислородно-водородного двигателя, работающих на кипящем водороде. 3(30), 35–44.
Мякочин А.С., Никитин П.В., Побережский С. Ю.,
Шкуратенко А.А. Метод и средства определения
коэффициентов
теплопереноса
в
органических
жидкостях и растворах. 3(30), 45–55.
Безняков А.М., Немиров А.В., Стеганов Г.Б.
Математическая модель канала электропотребления
космического аппарата в условиях неравномерного
поступления энергии. 3(30), 56–65.
05.07.06 наземные комплексы, стартовое
оборудование, эксплуатация летательных аппаратов
Спирин А.И., Николаева О.А. Методические
подходы к парированию аварийных ситуаций на
Международной космической станции. 1(28), 48–59.
Аюкаева Д.М., Воронин Ф.А., Полуаршинов М.А.,
Харчиков М.А. Интеграция управляемой научной аппаратуры на борт Российского сегмента
Международной космической станции. 3(30), 66–75.
Кириллов А.С., Пышко А.П., Романенко А.А.,
Ярыгин В.И. Реакторный исследовательско-испытательный комплекс. 4(31), 69–79.
05.07.07 контроль и испытание
летательных аппаратов и их систем
Хамиц И.И., Поздняков С.С., Филиппов И.М.,
Бурылов Л.С., Плетнев И.В., Медведев Н.Г., Фалин К.А., Чернецова А.А., Зарубин В.С., Горбунов Ю.В.
Испытания макета трансформируемого модуля космических и планетных станций. 1(28), 60–70.
Галеев А.Г., Егоров Ф.А., Поляхов А.Д., Потапов В.Т., Сизяков Н.П., Соколовский А.А. Системы
обеспечения безопасности стендовых испытаний
кислородно-водородных двигательных установок.
1(28), 71–84.
Тупицын Н.Н. Исследование радиального разгара отверстий в титановых оболочках емкостей
высокого давления с кислородсодержащим газом.
2(29), 92–99.
№ 4(31)/2020

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

Велюханов В.И., Коптелов К.А., Басов А.А. Метод
регулирования
температуры
хладоносителя
при жидкостном термостатировании космических
аппаратов и особенности проектирования климатических испытательных камер с его использованием.
3(30), 76–81.
Катковский Л.В., Беляев Б.И., Силюк О.О., Литвинович Г.С., Мартинов А.О., Ломако А.А., Бручковская С.И. Методики полетных калибровок спутниковой спектральной аппаратуры. 4(31), 80–90.
Марков А.В., Коношенко В.П., Чурило И.В.,
Чурило О.В., Соколов В.Г., Горбенко А.В., Буслов Е.П.,
Устинов И.В., Фельдштейн В.А., Скалкин А.С. Экспериментальная отработка на борту Российского
сегмента МКС прототипа системы оперативного
определения
координат
пробоя
гермооболочки
космической станции. 4(31), 91–103.
05.07.09 динамика, баллистика,
управление движением летательных аппаратов
Брагазин А.Ф., Усков А.В. Перелёты со встречей
продолжительностью от одного до двух витков
между околокруговыми компланарными орбитами.
1(28), 85–97.
Богданов К.А., Тимаков С.Н., Зыков А.В., Субботин А.В. Релейная автономная система управления
группировкой спутников, базирующейся на низкой
околоземной орбите. 1(28), 98–110.
Гунченко
М.Ю.,
Улыбышев
Ю.П.
Критерий
точности и анализ многоспутниковых систем непрерывного наблюдения Земли. 1(28), 111–118.
Богер А.А., Тимаков С.Н., Зыков А.В., Субботин А.В., Сумароков А.В. Управление параметрами
солнечно-синхронных орбит спутников-осветителей.
2(29), 100–107.
Брагазин А.Ф., Усков А.В. Перелеты со встречей
продолжительностью не более витка между близкими околокруговыми компланарными орбитами.
3(30), 82–93.
05.13.01 Системный анализ,
управление и обработка информации
Белоногов О.Б. Методы многомерной сплайнинтерполяции-экстраполяции
для
аппроксимации
гидравлических
характеристик
элементов
рулевых машин ракетных блоков. 1(28), 119–125.
Некрасов В.В. Построение с помощью графов
математической модели микроконтроллерной системы управления двигателя-маховика в режиме

135

заданной скорости для высокодинамичных космических аппаратов. 1(28), 126–134.
Белоногов О.Б. Методы расчета частотных характеристик разомкнутых сервоприводов и систем
управления. 2(29), 108–114.
Белоногов О.Б. Моногармонический метод расчета
частотных
характеристик
динамической
жесткости нелинейных динамических объектов.
3(30), 94–102.
Павлов А.Н., Павлов Д.А., Воротягин В.Н. Метод использования нечетких гиперграфов для
оценивания структурно-технологической живучести
элементов системы управления ориентацией автоматических космических аппаратов. 3(30), 103–113.
Алексеев П.А., Кротов А.Д., Кухарчук О.Ф.,
Пышко А.П., Ярыгин В.И. Обзор программных комплексов и результатов расчетно-экспериментальных

исследований и оптимизации характеристик систем
с термоэмиссионным преобразованием энергии. 3(30),
114–128.
Воронин
Ф.А.
Информационно-управляющая
система Российского сегмента Международной космической станции. 4(31), 104–111.
к истории создания уникальных
космической техники и технологий
Хамиц И.И., Лебедев Г.В., Овчинников А.Г., Хомяков М.К., Овсянникова Н.Ю., Евсеенко О.В. Аварийное
спасение экипажа пилотируемого транспортного корабля «Союз» на участке выведения (к истории создания
уникальной космической техники). 2(29), 115–129.
Синявский В.В. Обзор разработок и исследований в РКК «Энергия» магнитоплазмодинамических
электроракетных двигателей большой мощности.
4(31), 112–133.

авторСкий указатель
журнала «коСмичеСкая техника и технологии»
за 2020 год
а
Абрашкин В.И. 2020, 4(31), 5
Алексеев П.А. 2020, 3(30), 114
Алямовский А.И. 2020, 3(30), 24
Алямовская В.А. 2020, 1(28), 5
Андрейчук П.О. 2020, 4(31), 21
Аракчеев Д.В. 2020, 4(31), 21
Афанасьев А.А. 2020, 3(30), 35
Ахметов Р.Н. 2020, 4(31), 5
Аюкаева Д.М. 2020, 3(30), 66
б
Бакланов А.И. 2020, 4(31), 5
Басов А.А. 2020, 3(30), 76
Безняков А.М. 2020, 3(30), 56
Белоглазов А.П. 2020, 1(28), 42
Белоногов О.Б. 2020, 1(28), 119;
2(29), 108; 3(30), 94
Беляев Б.И. 2020, 4(31), 80
Бесчастный Р.А. 2020, 1(28), 34;
2(29), 84
Бобе Л.С. 2020, 4(31), 21
Богданов К.А. 2020, 1(28), 98
Богер А.А. 2020, 2(29), 100
Брагазин А.Ф. 2020, 1(28), 85;
3(30), 82
Бручковская С.И. 2020, 4(31), 80
Бурылов Л.С. 2020, 1(28), 60
Буслов Е.П. 2020, 4(31), 91

136

в
Велюханов В.И. 2020, 3(30), 76
Воронин Ф.А. 2020, 3(30), 66;
4(31), 104
Воротягин В.Н. 2020, 3(30), 103
г
Галеев А.Г. 2020, 1(28), 71
Горбенко А.В. 2020, 4(31), 91
Горбунов Ю.В. 2020, 1(28), 60
Гордяев А.С. 2020, 4(31), 32
Городнов А.О. 2020, 2(29), 50
Грубый С.В. 2020, 3(30), 14
Гузенберг А.С. 2020, 1(28), 23
Гунченко М.Ю. 2020, 1(28), 111
д
Давыдов Д.Я. 2020, 3(30), 24
Демьяненко Ю.В. 2020, 3(30), 35
е
Евсеенко О.В. 2020, 2(29), 115
Егоров Ф.А. 2020, 1(28), 71
Еремин А.Е. 2020, 1(28), 42
ж
Железняков А.Г. 2020, 4(31), 21
Журавлев А.Ю. 2020, 1(28), 42
Жуховицкий Д.И. 2020, 1(28), 5
з
Зайцев А.М. 2020, 3(30), 14
Зарубин В.С. 2020, 1(28), 60

Земцова Е.В. 2020, 3(30), 24
Зобнин А.В. 2020, 1(28), 5
Зориг Р. 2020, 1(28), 5
Зыков А.В. 2020, 1(28), 98; 2(29), 100
и
Инака К. 2020, 2(29), 5
Ичимизу С. 2020, 2(29), 5
Йошизаки И. 2020, 2(29), 5
к
Катковский Л.В. 2020, 4(31), 80
Каравцев С.И. 2020, 3(30), 5
Кирилин А.Н. 2020, 4(31), 5
Кириллов А.С. 2020, 4(31), 69
Kихира К. 2020, 2(29), 5
Кобец В.Д. 2020, 4(31), 44
Коношенко В.П. 2020, 4(31), 91
Коптелов К.А. 2020, 3(30), 76
Копыл Н.И. 2020, 3(30), 24
Космачев Ю.П. 2020, 3(30), 35
Космодемьянский Е.В. 2020, 4(31), 5
Кочетков А.А. 2020, 4(31), 21
Кротов А.Д. 2020, 3(30), 114
Кухарчук О.Ф. 2020, 3(30), 114
л
Лавренко Е.Г. 2020, 1(28), 5; 2(29), 5
Лаптев И.В. 2020, 2(29), 50
Лебедев Г.В. 2020, 2(29), 115
Липаев А.М. 2020, 1(28), 5

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

№ 4(31)/2020

Литвинович Г.С. 2020, 4(31), 80
Ломако А.А. 2020, 4(31), 80
м
Марков А.В. 2020, 4(31), 91
Мартинов А.О. 2020, 4(31), 80
Махин И.Д. 2020, 3(30), 5
Медведев Н.Г. 2020, 1(28), 60
Межин В.С. 2020, 2(29), 26
Милованов В.А. 2020, 4(31), 32
Молотков В.И. 2020, 1(28), 5
Мякочин А.С. 2020, 3(30), 45
н
Наумкин В.Н. 2020, 1(28), 5
Некрасов В.В. 2020, 1(28), 126
Немиров А.В. 2020, 3(30), 56
Немыкин С.А. 2020, 1(28), 42
Никитин П.В. 2020, 3(30), 45
Николаева О.А. 2020, 1(28), 48
Носачёв С.Н. 2020, 3(30), 5
Носенко В. 2020, 1(28), 5
Носкин Г.В. 2020, 1(28), 34
о
Обухов В.В. 2020, 2(29), 26
Овсянникова Н.Ю. 2020, 2(29), 115
Овчинников А.Г. 2020, 2(29), 115
Орр А. 2020, 1(28), 5
П
Павлов А.Н. 2020, 3(30), 103
Павлов Д.А. 2020, 3(30), 103
Петров О.Ф. 2020, 1(28), 5
Плетнев И.В. 2020, 1(28), 60
Побережский С. Ю. 2020, 3(30), 45
Поздняков С.С. 2020, 1(28), 60
Полуаршинов М.А. 2020, 3(30), 66
Поляхов А.Д. 2020, 1(28), 71
Потапов В.Т. 2020, 1(28), 71
Прохорова А.В. 2020, 2(29), 5
Прудкогляд В.О. 2020, 2(29), 5

№ 4(31)/2020

Пустыльник М.Ю. 2020, 1(28), 5
Пышко А.П. 2020, 4(31), 69;
3(30), 114
р
Рассказов Я.В. 2020, 4(31), 44
Романенко А.А. 2020, 4(31), 69
Романов С.Ю. 2020, 4(31), 21
С
Салмин В.В. 2020, 4(31), 5
Сальников Н.А. 2020, 4(31), 21
Сафронов С.Л. 2020, 4(31), 5
Сизяков Н.П. 2020, 1(28), 71
Силюк О.О. 2020, 4(31), 80
Синявский В.В. 2020, 2(29), 61;
4(31), 112
Скалкин А.С. 2020, 4(31), 91
Соколов В.Г. 2020, 4(31), 91
Соколовский А.А. 2020, 1(28), 71
Сорокин И.В. 2020, 2(29), 5
Софинский А.Н. 2020, 2(29), 36;
4(31), 56
Спирин А.И. 2020, 1(28), 48
Стеганов Г.Б. 2020, 3(30), 56
Стратилатов Н.Р. 2020, 4(31), 5
Субботин А.В. 2020, 1(28), 98;
2(29), 100
Сумароков А.В. 2020, 2(29), 100
т
Tакахаши С. 2020, 2(29), 5
Tанака Х. 2020, 2(29), 5
Телегин А.А. 2020, 1(28), 23
Тимаков С.Н. 2020, 1(28), 98;
2(29), 100
Ткаченко И.С. 2020, 4(31), 5
Ткаченко С.И. 2020, 4(31), 5
Тома М.Х. 2020, 1(28), 5
Томас Х.М. 2020, 1(28), 5
Тупицын Н.Н. 2020, 2(29), 92

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

у
Улыбышев Ю.П. 2020, 1(28), 111
Усачев А.Д. 2020, 1(28), 5
Усков А.В. 2020, 1(28), 85;
3(30), 82
Устинов И.В. 2020, 4(31), 91
ф
Фалин К.А. 2020, 1(28), 60
Фатеев Д.А. 2020, 2(29), 84
Фельдштейн В.А. 2020, 4(31), 91
Филиппов И.М. 2020, 1(28), 60
Фортов В.Е. 2020, 1(28), 5
Фудзии Т. 2020, 2(29), 5
х
Хаванов Е.С. 2020, 1(28), 34;
2(29), 84
Хагль Т. 2020, 1(28), 5
Хамиц И.И. 2020, 1(28), 60;
2(29), 115
Харагезов Е.И. 2020, 1(28), 34
Харчиков М.А. 2020, 3(30), 66
Хомяков М.К. 2020, 2(29), 115
ч
Черкасов С.Г. 2020, 2(29), 50
Чернецова А.А. 2020, 1(28), 60
Чернышев И.Е. 2020, 4(31), 44
Чурило И.В. 2020, 4(31), 91
Чурило О.В. 2020, 4(31), 91
ш
Шачнев С.Ю. 2020, 3(30), 14
Шкуратенко А.А. 2020, 3(30), 45
Штетнер А. 2020, 1(28), 5
Ю
Юргин А.В. 2020, 1(28), 23
я
Ямада М. 2020, 2(29), 5
Ярыгин В.И. 2020, 4(31), 69;
3(30), 114

137

Издатель
Четырежды ордена Ленина,
ордена Октябрьской Революции
ПАО «Ракетно-космическая
корпорация “Энергия” им. С.П. Королёва»
Научный редактор
Синявский В.В.
Редакторская группа
Черных О.А.
Лосикова А.А.
Дизайн и верстка
Кузнецова Т.В.
Разработка макета и дизайн обложки
Милехин Ю.Н.
Паук Е.В.
Фотограф
Григоренко Н.А.
Перевод
Сектор переводов контрактной
документации РКК «Энергия»
Адрес редакции
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв,
Московская область,
Российская Федерация, 141070
Тел. 8(495)513-87-46
E-mail: ktt@rsce.ru
http://www.energia.ru/ktt/index.html
Подписной индекс 40528 («Пресса России»)
Дата выхода в свет 30 III, VI, IX, XII мес.

Подписано в печать 19.11.2020 г. Формат 60×84/8.
Бумага мелованная. Цифровая печать.
Объем 17,25 печ. л. Тираж 200 экз. Заказ № 8557
Оригинал-макет подготовлен редакцией журнала
«Космическая техника и технологии»
Отпечатано с готового оригинал-макета
в типографии ПАО «РКК “Энергия” им. С.П. Королёва»