автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Оптимизация работы и динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата

На правах рукописи

ГОЛИКОВСКАЯ КЛАРА ФЕДОРОВНА

ОПТИМИЗАЦИЯ РАБОТЫ И ДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Специальность 05.07.02 Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

Красноярск 2003

Работа выполнена в Сибирском государственном аэрокосмическом университете имени академика М.Ф. Решетнева

Научный руководитель - доктор технических наук, профессор,

заслуженный деятель науки и техники РФ, Краев Михаил Васильевич

Официальные оппоненты - доктор технических наук, профессор

Антамошкин Александр Николаевич

Ведущая организация - ФГУП Центральное конструкторское бюро «Геофизика»

Защита состоится «16» октября 2003 г. в 14-00 часов на заседании диссертационного совета ДС 212.023.01 при Сибирском государственном аэрокосмическом университете имени академика М.Ф. Решетнева по адресу: 660014, г. Красноярск, проспект имени газеты «Красноярский рабочий», дом 31.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф. Решетнева.

Автореферат разослан «

кандидат физико-математических наук, с.н.с. Абрамова Галина Михайловна

Учёный секретарь диссертационного совета, д.т.н., профессор

М.В. Краев

Общая характеристика работы

Актуальность работы:

Современные тенденции развития авиационно-космической техники направлены на повышение качества проектирования, которое основано на использовании более совершенных расчетных методик и математических моделей, отражающих более корректно процессы, происходящие как в отдельных агрегатах, так и в целом всего летательного аппарата.

Процесс проектирования КА - это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта. Тепловое проектирование аппарата - неотъемлемая часть общего процесса проектирования, его обязательная составляющая и важнейший вид инженерной деятельности при разработке КА.

Основной задачей этого направления проектирования является обеспечение температурных режимов бортового радиотехнического комплекса (БРТК), отдельных функциональных приборов, различных электромеханических устройств, больших пространственных конструкций, антенно-фидерных устройств (АФУ). Их функционирование и заданные параметры, надежность и ресурс работы во многом определяются температурными условиями, при которых эти устройства выполняют свои задачи. Большой объем и, зачастую, противоречивость температурных требований, обязательных к реализации в процессе проектирования, обуславливают особую значимость теплового проектирования и взаимную увязку тепловых потоков с общими задачами проектирования КА.

КА является автономным объектом и распределение температур в нем определяется полем внешних тепловых потоков, свойствами поверхности аппарата и ориентацией его в пространстве. Одна и та же поверхность КА, ориентированного по-разному относительно поля внешних тепловых потоков, будет иметь разную температуру, энергопотребление бортовой аппаратуры, тепловые связи в аппарате и ряд других факторов. При этом многие элементы и приборы аппарата работоспособны в строго определенных диапазонах температур, которые могут составлять ±0,5°. Контейнерный вариант компоновки космического аппарата обеспечивает тепловой режим бортовой аппаратуры для особо точных приборов с заданным диапазоном температурного режима. Поэтому современный КА немыслим без специальной бортовой системы — системы обеспечения теплового режима (СОТР).

Экспериментальная отработка КА требует создания уникальной экспериментальной базы, поэтому их натурные испытания связаны со значительными материальными затратами. Расчета )-?6йр№ЯВ6МвПМ1М|ш>1 анализа и

БИБЛИОТЕКА I С.ПелЛ^г-уЛ 03

проверки теплового режима и эффективности СОТР играют весьма важную роль в решении задачи обеспечения теплового режима КА.

КА находится под воздействием большого числа дестабилизирующих факторов, влияющих на его тепловой режим, а именно: временная и количественная неравномерность внешнего теплообмена, временная и количественная неравномерность внутренней тепловой нагрузки, определяемой программой работы БРТК и ее целевой направленности. В этих условиях обеспечение требуемых температурных условий представляет собой сложную научно-техническую задачу и ее решение возлагается на сервисную систему - систему терморегулирования (СТР), которая включает в себя большой набор терморе-гулирующих мероприятий и теплозащитных мер единой целевой направленности.

Практика создания современных высокоэффективных систем регулирования теплового режима аппарата использованием новых принципов, новых материалов, новых физических эффектов и других новых решений, определяющих общую структуру создаваемой системы, включает выбор наилучшего сочетания значений параметров системы (геометрических размеров, энергетических характеристик, режимных параметров и т.п.). В процессе проектирования подобных систем необходимо учитывать высокую степень надежности и большой ресурс активной работы на орбите.

Тепловое проектирование систем, как правило, проводится на основе математического моделирования СТР и процессов теплообмена КА с определенной степенью детализации, зависящей от поставленной задачи исследования. С этой целью в соответствии с агрегатным принципом проектирования в структурной схеме КА выделяются характерные агрегаты, выполняющие определенные функции и для них после анализа особенностей процессов и условий взаимосвязи с учетом поставленной задачи исследований формируются математические модели процесса теплообмена КА и регулирования температурного режима.

Анализ таких сложных систем известными методами гармонического баланса, широко применяющегося в инженерных расчетах нелинейных систем, или методами г-преобразований для импульсных систем вызывает дополнительные осложнения, возникновение которых почти невозможно предвидеть. Известно, что точность приближенного описания при решении на ЭВМ является функцией шага квантования (интегрирование исходных уравнений), выбранного для приближенного выражения системы. Фактическое определение величины шага связано с большими трудностями. Очевидно, что в сложных системах переходные процессы в значительной мере зависят от величины управляющих и возмущающих воздействий. Таким образом, можно

ожидать, что йьгбЙр {&змера шага будет определяться вообще локальным уси-

1

< . <>•.--

лением или локальной постоянной Липшица. При использовании переменного размера шага необходимо использование программ интегрирования, которые могут регулировать размер своего шага в соответствии с оценками местных ошибок, однако в этом случае машинное время, а, следовательно, стоимость анализа оказываются чрезвычайно большими, что экономически нецелесообразно при инженерном анализе большого числа различных вариантов системы.

При размещении бортовой аппаратуры в космическом аппарате при выполнении различных задач возможны два варианта. В первом случае бортовая аппаратура располагается внутри космического аппарата в герметичном контейнере, что позволяет использовать высокоточную аппаратуру с определенным диапазоном работоспособности. Во втором случае применяется бесконтейнерный вариант, т.е. бортовая аппаратура расположена непосредственно на рамах и корпуса космического аппарата, что позволяет вырабатывающееся тепло бортовой аппаратуры отводить непосредственно в космическое пространство. Однако, для использования особо точных приборов бесконтейнерный вариант непригоден, т.к. данная аппаратура работоспособна лишь в определенном, как правило, узком температурном диапазоне.

Для анализа СТР КА с высокой степенью стабилизации температурного режима использован частотный метод анализа, как наиболее информативный, и позволяющий с помощью логарифмических частотных характеристик при выборе оптимального варианта системы терморегулирования и анализе ее особенностей при относительно небольшой трудоемкости с сохранением достаточной точности расчетов определить статическую и динамическую точность регулирования, запас устойчивости системы терморегулирования, параметры вынужденных колебаний и качество переходного процесса.

Задача динамического анализа системы терморегулирования космического аппарата и оптимизации работы является актуальной, так как предполагает определение основных параметров системы терморегулирования до натурных испытаний и дает возможность уменьшения материальных затрат и времени разработки.

Цель работы:

Создание особо точной системы терморегулирования гермоотсека в диапазоне изменения температур ±0,25°С космического аппарата с длительным ресурсом работы при известных параметрах режима относительно заданных по техническим условиям.

Научная новизна и практическая ценность:

Разработаны математические модели внутреннего и внешнего теплообмена гермоотсека с учетом особенностей конструктивного исполнения космического аппарата. Проработана методика применения частотного метода рас-

чета переходных процессов для анализа процессов теплообмена в системе терморегулирования космического аппарата.

На основе результатов экспериментально-теоретических исследований разработано программное обеспечение по расчету динамических характеристик системы терморегулирования заданного диапазона отклонения температуры в герметичном отсеке космического аппарата. Использование результатов работы:

Результаты теоретических исследований, методики и программа расчета <

динамических характеристик использованы в разработках НПО Прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева и в учебном процессе Сибирского государственного аэрокосмического университета им. акад. М.Ф. Решетнева.

Исследования проводились в соответствии с тематикой НИР, являющейся составной частью ряда важнейших научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, выполненных согласно постановлений Правительства и планов соответствующих министерств, что определило практическую направленность работ и использование результатов в работах по тематикам «Контур-Д», «Ураган», «Муссон».. Значительная часть исследований проводилась в рамках работ поддержанных программами Минобразования РФ и грантами Краевого фонда Фундаментальных исследований:

-тема №158 (1988-1992гг) «Контур-Д» «Расчет температурного режима автономных замкнутых систем»,

-№1К.38 «Ураган» (1989-1992гг) номер гос.регистрации Х-63617 «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования»,

-1К.49 «Муссон» (1992-1994гг) № гос. регистрации 01.90.0011793 «Выбор алгоритма, разработка математической модели и исследование динамических процессов в подсистеме точного регулирования отсека аппаратуры БСУ», -№1К.11 (1991-1992гг.) «Расчетный анализ и уточнение (выбор) параметров подсистемы жалюзи СТР для минимизации влияния на точность стабилизации температур, изготовление согласующего устройства стенда»,

-Грант Красноярского Краевого Фонда науки №3/27 1993г «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования КА». Апробация работы:

Основные результаты работы докладывались на следующих конференциях и совещаниях:

-Международной конференции «Космонавтика XXI век», Москва, 1991; -Международной научно-технической конференции «Спутниковые системы связи и навигации», Красноярск, 1997;

- Международной научно-технической конференции «САКС-2001», Красноярск, 2001;

- Международной научно-технической конференции «САКС-2002», Красноярск, 2002;

- Научно-технических семинарах кафедры «Двигатели летательных аппаратов» СибГАУ, 1996-2003гг.

На защиту выносится: Оптимизация работы и динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата на основе принципов исследования теории автоматического регулирования, которые позволяют на необходимом количественном уровне решать задачи выбора алгоритма управления, основных параметров контура регулирования и обеспечивать теоретические и экспериментальные исследования динамики элементов системы терморе1улирования и системы в целом с учетом особенностей конструкции космического аппарата и заданных значений регулирования температуры в диапазоне ±0,25°С.

Личное участие. Все основные результаты получены лично автором. Результаты, полученные другими исследователями, а также результаты совместных исследований с соавторами отмечаются в тексте и снабжены ссылками на соответствующие источники.

Публикации. Материалы диссертации опубликованы в 14 научных работах, среди которых 6 статей.

Структура и объём работы« Диссертация состоит из введения, пяти глав и выводов. Работа содержит 173 страницы основного текста, 51 рисунок и 2 таблицы. Список используемой литературы включает 129 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, сформулирована цель, область исследований, приведен перечень конкретных задач, которые необходимо решать для достижения поставленной цели.

Первая глава посвящена обзору существующих и перспективных конструкций различных систем, обеспечивающих заданный тепловой режим бортовой аппаратуры космических аппаратов. Исследованию тепловых режимов КА посвящено много работ, следует отметить следующих авторов: Анфимова H.A., Александрова О.Г., Васильева E.H., Малоземова В.В., Кудрявцевой Н.С., Загара О.В., Залетаева C.B., Капиноса Ю.В., Кобранова Г.П., Дж. Лукаса, Никитина В.В. и др.

Рассмотрены различные системы терморегулирования: пассивные и активные. Выявлены недостатки существующих систем и тенденции совершенствования систем терморегулирования. Приведены расчеты внешних тепло-

вых потоков в зависимости от орбиты и ориентации космического аппарата относительно Солнца и Земли и результирующего теплового потока в зависимости от положения створок жалюзи.

Проведённый анализ существующих литературных источников и научно-технических отчётов показывает, что в последние десятилетия существует устойчивый научно-практический интерес к моделированию и разработке расчётной методики обеспечения теплового режима космических аппаратов.

Вторая глава посвящена построению математической модели задачи параметрической оптимизации заданной структуры с выбранными типами агрегатов и связями между ними и состоит в выборе необходимых конструктивных параметров, которые, определяя конкретные агрегаты из заданных типов, обеспечивают такое распределение температур, давлений и расходов в системе, которое удовлетворяет техническому заданию на систему и оптимизирует критерий качества ее работы.

По результатам предварительного анализа для обеспечения требуемой стабильности температуры газа ^ выбрана схема пропорционального регулирования, в которой в установившемся состоянии каждому значению отклонения температур от номинальной соответствует определенное значение угла открытия створок жалюзи. Функция, описывавшая выбранную зависимость положения створок жалюзи от отклонения температуры от номинальной, имеет вид:

Фг=0 при 01<-О.5

ф2=(е1+0.5)фгаах при -0.5<91<0.5

ф2=фшах При 9^0.5

Канал управления функционально включает в себя следующие элементы:

-термометр сопротивления;

-устройство измерения отклонения температуры и преобразования его в величину пропорциональную требуемому углу поворота;

-устройство формирования сигналов переключения с основного канала управления на резервный;

-устройство измерения угла положения створок жалюзи; -устройство вычисления и анализа разности углов (требуемого и измеряемого);

-устройство формирования управляющих сигналов;

-электропривод;

-датчики импульсов.

Электропривод обеспечивает вращение выходного вала привода жалюзи. Датчики импульсов формируют одиночные импульсы с дискретно-

стью ф* углового положения вала. Контакты датчика должны находиться в замкнутом состоянии в положениях вала ср*(К-1) ,где К-целое число, причем

ф1тах=ф к шах.

Вышеописанный алгоритм управления положением створок жалюзи реализуются в блоке управления следующим образом:

- измерение температуры. Уравнение динамики чувствительного элемента определяется соотношением:

W43^=(«f Lfa-O, (i)

ах

где (с/и)ш произведение массы на теплоемкость чувствительного элемента;

{aF\3 произведение площади на коэффициент теплоотдачи от газа к чувствительному элементу;

- изменение отклонения сопротивления AR термометра сопротивления от номинальной величины:

AR=aT643, (2)

где сст температурный коэффициент;

- вычисление требуемого угла поворота по формуле:

нтр=шт[лк-к1р[ (3)

где Кф' коэффициент с размерностью Ом;

INT стандартная функция Фортрана (усечение);

- измерение положений N„3M выходных валов привода жалюзи, определяемых как алгебраическая сумма числа размыкания контактов соответствующего датчика импульсов:

NWM = \<Р\ = К* -<Pl- (4)

Т

- определение величины и знака и разности -требуемого и измеренного значения углов

AN=NTP-NH3M. (5)

Реверсивный электропривод створок жалюзи моделируется нелинейной характеристикой типа "трехпозиционный релейный элемент", вид которой изображен на рис. 1а, форма сигнала на выходе нелинейности показан на рис. 16. Для гарантированного уменьшения времени работы двигателей приводов жалюзи за время эксплуатации из условия достаточности ресурса выбранного двигателя в систему регулирования введен модулятор сигнала по времени, который с дискретностью Ах производит замыкание цепи прохождения управляющего сигнала подачи питания на привод жалюзи.

Блок управления периодически (60±5)с анализирует величину и знак разности. При разности ДЫ=0 формируется сигнал на открытие соответствующих створок жалюзи. При уменьшении разности ДЖ-1 и снимается сигнал на открытие жалюзи. При разности ДЫ=0 формируется сигнал на закрытие створок жалюзи. При увеличении разности Д^О сигнал на закрытие снимается.

- в -С -тС

- > 1 1

' < Г шС С -В

ЛЫ

% Ъп я

2л

а) б)

Рис.1.Вид нелинейной характеристики и форма сигнала на выходе

нелинейности

дя

®г к/

(Г^^ + ЛГзЖ,

Рис.2 Структурная схема канала управления регулирования температуры гермоотсека космического аппарата

Структурная схема канала управления и регулирования температуры представлена на рис.2. Вторым нелинейным элементом в структурной схеме является механический люфт створок относительно вала привода жалюзи.

При динамическом анализе системы регулирования систему можно считать непрерывной на интервале времени, равным шагу модулятора Ат.

Модулятор в системе управления и регулирования температуры математически моделируется звеном с чистым запаздыванием.

В результате проделанной работы выполнен анализ основного и резервного канала регулирования теплового состояния отсека БСУ, разработан алгоритм управления системой терморегулирования, представлена расчетная схема объекта и разработана математическая модель динамики теплообмена отсека БСУ с использованием обыкновенных дифференциальных уравнений.

В Третьей главе проведен расчет внешнего теплообмена искусственного спутника Земли (ИСЗ) цилиндрической формы. Поверхность его изолирована слоями экранно-вакуумной теплоизоляцией за исключением двух радиационных поверхностей, одна из которых регулируется с помощью створок жалюзи. Отражением участками аппарата инфракрасного излучения можно пренебречь, что дает возможность разделить задачу на внутреннюю и внешнюю. К внутренней задаче относится определение потоков, зависящих от температурного поля ИСЗ. Внешняя задача сводится к определению составляющих тепловых потоков, не связанных с температурными участками поверхности и может рассматриваться независимо от внутренней задачи.

В состав внешних тепловых потоков, падающих на поверхность ИСЗ и его элементы, включаются: прямое излучение Солнца, отраженное от Земли солнечное излучение и собственное излучение Земли. Уравнение для расчета внешних лучистых тепловых потоков, падающих на ИСЗ от указанных источников излучения, в общем виде может быть представлено

ИГ)*Еб{Г)с1Ш{7)

1

+ — ж

¡м(г)*ЕОТР(г)4со(г]

(О)

ОТР

\»(г)*ЕС0Б(г)с1а{г)

СОБ

Собственное излучение планеты и отраженное от нее излучение Солнца принимаются диффузными. Спектральное распределение интенсивности уходящего излучения в телесном угле обзора планеты одинаково. Спектр отраженного от планеты солнечного излучения совпадает со спектром прямого излучения Солнца.

Для определения потока падающего внешнего теплового излучения необходимо знать радиационные характеристики Земли, Солнца и обобщенные геометрические характеристики системы Земля - Солнце - рассматриваемая

поверхность ИСЗ; относительный мидель .угловой коэффициент ф] и комбинированный угловой коэффициент фг.

У ИСЗ регулируемый тепловой поток отводится за счет эффективной площади излучения радиационной поверхности путем открытия створок жалюзи.

В случае, если радиационные поверхности находятся на теневой стороне орбиты ИСЗ, отраженный поток солнечной радиации на них не падает, и можно считать =0-

Прямой солнечный поток на теневую часть ИСЗ влияния не оказывает.

Подсчет лучистых потоков проводится по методу "Лучистого сальдо" развитым Г. Л. Поляковым. В основу метода положен баланс лучистых потоков для каждой поверхности с одновременным введением эффективного лучистого потока, состоящего из излучаемого и отраженного потоков.

Эффективный лучистый поток представляется в виде

б ЭФ =втл +(1-е)*вп4Я (7)

Уравнение теплового баланса I - ой поверхности

к=\

Система уравнений с п - неизвестными , СЬ ,••••, имеет вид \ [1 - (1 - г,)фп -... - (1 - е,)фт £„ = а„

(о)

Решение системы линейных уравнений (3.21) по правилам теории линейной алгебры имеет вид

(9)

а

где А - главный определитель системы;

А{ - присоединительный определитель.

Для определения количества тепла, поглащенного 1 -й поверхностью, используем выражение

О«)

*=1

Выполнены расчеты внешних и внутренних тепловых потоков КА для определения лучистых тепловых потоков при многократном отражении в системе радиационная поверхность КА-жалюзи.. Для определения тепловых потоков рассмотрены внутренняя и внешняя задачи, по внутренней задаче определены потоки, зависящие от температурного поля ИСЗ, во внешней задаче

определены составляющие тепловых потоков, не связанных с температурными участками поверхности.

Четвёртая глава посвящена формированию расчетной модели с учетом конструкции гермоотсека КА.

Объект представляет собой комплект приборов блока системы управления (БСУ), закрепленный на приборной раме, теплоизолированный поропла-стом и имеющий автономный контур терморегулирования. Для поддержания требуемой температуры Т=(25±0,5)оС в отсеке БСУ применена активная одноконтурная газовая система терморегулирования (СТР).

Для регулирования величины отводимого теплового потока от изделия предусмотрены две различные системы терморегулирования, которые могут работать как самостоятельно, так и совместно.

Основная система предназначена для изменения температуры газа, циркулирующего внутри отсека путем включения- выключения секций электрообогревателей (ЭО). Площадь радиационной поверхности и ее расположение на изделии выбраны таким образом, что отвод тепла от изделия в окружающее пространство идет интенсивнее, чем теплоподвод от работающего оборудования отсека. Для покрытия этого дефицита тепла и предназначено тепло, выделяемое секциями ЭО.

Кроме того, предусмотрен вариант совместной работы этих систем, когда поддержание требуемого температурного диапазона в отсеке осуществляется за счет изменения числа включенных секций ЭО при фиксированной либо

1-5 - расчетные блоки; Тг температура газа на входе в отсек БСУ; Т2-температура газа на границе расчетных блоков; Т3- температура газа на выходе из отсека БСУ; Т4- температура газа на входе в газовод; Т5- температура газа на границе расчетных блоков; Тэо- температура электрообогревателей; Тпр-температура прибора БСУ; Твеш.- температура вентилятора; Тпсг температура стенки термоконтейнера в четвертом расчетном блоке; Тгк2- температура стен-

ки термоконтейнера в пятом расчетном блоке; Q30- тепло, выделяемое электрообогревателями; Q„p- тепло, выделяемое прибором БСУ; Овент- тепло, выделяемое вентилятором; QpC3b Qp«2- результирующие тепловые потоки.

В соответствии с вышеизложенным предлагается моделируемый объект разбить на пять блоков (рис.3):

1) границами первого блока являются шпангоут верхнего днища и поперечное сечение отсека

Тепловыделяющими элементами блока являются: секции электрообогревателей (ЭО) с температурой Тэо. В результате конвективного теплообмена, идущего при коэффициенте теплоотдачи а,0 между секциями ЭО и циркулирующим газом, температура последнего повышается с Т] (температура газа на входе в приборный отсек) до Т2 (температура газа на границе между первым и вторым блоками);

Резервная система осуществляет регулирование теплового состояния отсека БСУ за счет изменения эффективной площади излучения радиационной поверхности путем изменения углового положения створок жалюзи относительно изделия. Створки жалюзи имеют сдублированный электропривод, работой которого управляет блок управления системы терморегулирования (БУСТР) в соответствии с алгоритмом управления, заложенным в его программное обеспечение. Створки жалюзи представляют собой плоский каркас, на котором закреплена ЭВТИ. Максимальный угол раскрытия жалюзи равен 100°.

2) второй блок граничит с первым и доходит до вентилятора. Тепловыделяющим элементом блока является прибор блока системы управления с температурой Тпр. В результате конвективного теплообмена, идущего при коэффициенте теплоотдачи а„р между прибором и циркулирующим газом, температура последнего повышается с Т2 до Т3 (температура газа на границе между вторым и третьим блоками);

3) в состав третьего блока входит вентилятор с электроприводом, который и является тепловыделяющим элементом. В результате конвективного теплообмена, идущего при коэффициенте теплоотдачи а^ит между электродвигателем с температурой Тв=нт и циркулирующим газом, температура последнего повышается с Тз до Т4 (температура на выходе из приборного отсека);

4) четвертый блок расположен в канале между газоводом и цилиндрической вставкой ГК. Газ, перемещаясь в этом канале, в результате конвективного теплообмена, идущего при коэффициенте теплоотдачи arai со стенкой ГК, имеющей температуру Тге], охлаждается от температуры Т4 до Т5 (температура на границе между четвертым и пятым блоками). Результирующий тепло-

вой поток через регулируемую радиационную поверхность площадью Ега1 вследствие лучистого теплообмена с окружающей средой равен 0рИ1-

5) пятый блок расположен в канале между газоводом и цилиндрической вставкой ГК. Газ, перемещаясь в этом канале, в результате конвективного теплообмена, идущего при коэффициенте теплоотдачи а^ между стенкой ГК с температурой Т^, охлаждается от температуры Т5 до Т). Результирующий тепловой поток через нерегулируемую радиационную поверхность площадью Бпа вследствие лучистого теплообмена с окружающей средой равен (2рез2.

Дифференциальное уравнение изменения средне интегральной температуры по времени имеет вид:

(ст), ^=а+№№ - г, ) (11)

ат

где С; и Го; — удельная теплоемкость и масса 1 -го источника тепла;

О, - энерговыделение, определяемое программой полета;

а! - коэффициент теплоотдачи от ¡-го источника тепла площадью Р|

к газу;

Тг - температура газа;

Т; - средне интегральная температура ¡-го источника тепла.

Т^^ЩТ^у^сЫуск. (12)

Решение системы уравнений дает среднее значение показателя для каждого элемента.

Математическая модель теплового состояния космического аппарата (КА) должна в достаточной степени отражать структуру и характерные особенности рассматриваемых процессов, иметь подробное формализованное математическое описание в виде системы уравнений и функциональных соотношений, а также моделирующий алгоритм, определяющий последовательность операции, необходимых для получения искомых результатов.

Процессы, протекающие в агрегатах и элементах СТР, характеризуются основными физическими законами: сохранения массы и энергии, количества движения или момента количества движения в сочетании с обобщенными законами вязкого трения Ньютона, теплопроводности Фурье и лучистого теплообмена Стефана-Больцмана.

Эти процессы могут быть представлены уравнениями неразрывности:

= 0 (13)

от

движения

^- + сИу(рии) + Чр-с1М~р/ = 0 (14)

от

баланса энергии

рС, = -¿V д-Лу ¿+ Чиурд (15)

Уравнения (4.1)-(4.3), дополненные зависимостями физических свойств участвующих в процессе сред от температуры, давления, координат и времени, составляют замкнутую систему.

Для описания динамики теплообмена принимаем следующие допущения:

1) пренебрегаем длительностью распространения тепла в стенках термоконтейнера и газовода, то есть считается, что при больших коэффициентах теплопроводности и малых толщинах стенки вклад градиента температур по сечению стенки и потока в расчеты будет пренебрежимо мал по сравнению с теплоотдачей путем конвекции;

2) пренебрегаем теплообменом путем излучения между элементами внутри отсека, так как считаем, что при низких характерных температурах элементов (Т„от=25°С) вклад излучения будет мал по сравнению с теплоотдачей путем конвекции;

3) пренебрегаем изменением теплофнзических свойств газа из-за незначительных изменений его температуры (25±0,5°);

4) пренебрегаем теплообменом отсек БСУ - соседние отсеки.

Процесс теплообмена в отсеке БСУ будет описываться системой уравнений, представляющих собой уравнения теплового баланса для каждого элемента объекта (секции электрообогревателей, прибор БСУ, вентилятор, стенка термоконтейнера, газ на входе и выходе из прибора, газ на входе и выходе из вентилятора):

(ст\1ип ■ = (а р)вент . (Г3 - Ткит )+ <2кнт

{ст\ ■ (Г4 -Г3)= (аР)юит ■ (Гкнт -Г3) (««)», ■ ■^' (а П*, • (ТА - Тгк1)+ {ст)г ■ (Г4 -Г5)= (а ■ (Г4 -Тгк1) = Р)^ ■ (Т5 -

Но такой подход к решению системы уравнений связан с определенными трудностями вычислительного характера. Достижение требуемой точности расчетов приводит к значению расчетного шага порядка 10 "2 -Й0секунды, хотя характерное время управления СТР равно 1-^3 минутам.

С точки зрения экономичности алгоритма рассматриваемое сочетание аналитического и численного решения ведет к сокращению времени расчета. С этой целью систему уравнений (4.10) необходимо преобразовать в систему уравнений в отклонениях.

В Пятой главе проведен динамический анализ и рассчитаны частотные характеристики системы терморегулирования.

Предварительный анализ динамики системы показал, что в системе возникают несимметричные колебания, причем существенное влияние на частоту и амплитуду оказывают не только возмущающие факторы 0,т и 0РЕЗ, но и конструктивные параметры канала регулирования и управления СТР. Поэтому главной задачей динамического анализа системы является подбор конструктивных параметров, обеспечивающих наименьшие значения амплитуды и частоты автоколебаний, что, в свою очередь, приводит к повышению точности стабилизации температуры в гермоотсеке и увеличению ресурса работы системы в целом.

Анализ переходных процессов, представленных на (рис.4-5) для теневой и солнечной орбиты, характеризуемой постоянным значением при фиксированных положениях угла открытия створок жалюзи, показывает, что в системе реализуются субгармонические колебания, т.е. период автоколебательных процессов есть величина кратная периоду модулятора хи.

Для определения динамической точности, устойчивости и параметров вынужденных колебаний системы терморегулирования КА с помощью логарифмических частотных характеристик воспользуемся преобразованиями Лапласа. Уравнение динамики объекта регулирования в преобразованиях Лапласа запишем в виде

(Т^2 + ГвЫ5)10, = (7^5 + К,)К2ЩРт + (ТЦЬ Б + Кг)КхЦ)пр (17)

Согласно выражения (10) передаточная функция объекта регулирования имеет следующий вид

т.е. объект регулирования представляет собой интегрирующее звено с замедлением.

Так как комплексные коэффициенты гармонической линеаризации являются функциями амплитуд входных сигналов

-0,1

-0,2

-0,3

Рис. 4 Изменения отклонения температуры от номинального значения времени (солнечная орбита)

(р2,гр -102,с

53

52

51

50

49

48

Рис.5. Изменение отклонения температуры от положения створок

q2

б-

Ôïï Ш

Рис.6. Зависимость a2=f(ai).

U.

50"

0"

-50-

Ф.г.рад

-я/2

■ i,i miiii_i i il mil

-0

-я/2

ÎO'5

10

10"3

10

Рис.7. Амплитудные характеристики

связь между амплитудами Э) и а2 вследствие хорошей фильтрации линейной части канала между нелинейными элементами выразится в виде

ЧзщК-ред

а2 = ахМ

S-КрщдК q3ml или окончательно можно записать

+qp2) + q[w] + q'i

а2 — а^Крщ • -

2 2 в)

(20)

(21)

(КРЩК*)2(Ч2Х + +а2 + 2КпдК*я[ ' На основании системы уравнений (6), с учетом (7), (8) и (9) и структурной схемы (рис.2.), передаточная функция канала регулирования температуры запишется в виде

wPEr(S)=-

(22)

(S + KfmK q^W^S + W™ -1) Из условий работы электропривода створок жалюзи амплитуда входного сигнала на релейном элементе принимает дискретные значения ai=l,2,3 ...п. На рис.6 представлена рассчитанная по выражению (14) зависимость а2 = f(ai), которая показывает, что при значениях ш, не превышающих величины 0,01с'1, амплитуды а2 при различных амплитудах ai существенно отличаются друг от друга. С увеличением частоты а2 уменьшается, при этом уменьшается и влияние ai на величину а2.

Так как необходимым условием работы второго нелинейного элемента является условие а2<Ь, определены пределы частот системы для различных значений амплитуд а,.

Структурная схема системы автоматического регулирования, включающая в себя герметичный контейнер и канал регулирования температуры, имеет передаточную функцию, определяемую соотношением

периодическое решение линеаризованной системы получим при условии = (24)

т.е. периодическое решение имеет место, когда амплитудно-фазовая характеристика разомкнутой системы

№Р(ш,а) = Wob{i(o)WPEГ{iw,a)KII (25)

проходит через точку на комплексной плоскости с координатами (-1'Д0). Данное уравнение решается графически. Для этой цели представим уравнение (24) в виде

= • (26)

представим частотные характеристики объекта регулирования и канала регулирования в виде

ФоЪ(1ю)=Щв>)е"»-, ФРЕГ(т,а)Кп =д(а)е* (27)

тогда условия гармонического баланса запишутся следующим образом

20^Я(ю) = 2018—Ц,

9(в.®) (28)

у = -зг - у

где у=аг£К,^регОсй,а); aгgW0b(i<в). Амплитудно-частотные характеристики, входящие в выражение (28), определяются из передаточных функций объекта и канала регулирования.

Для определения амплитуд и частот вынужденных колебаний в системе на рис.8 построены логарифмические амплитудные частотные характеристики линейной части системы 201 %Н(а>) (кривая 1) и фазовая характеристика

(кривая 2), а также показаны положения характеристики 20 ^ ^ ^

объединенного звена канала регулирования я(а,ю) при двух значениях коэффициента Кп=5,10 (кривые 3 и 4 соответственно) и его фазовые характеристики (кривые 5 и 6) - {-л-у) . Расчет логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик проводился при Кп=5 и 10, определяющих режим работы релейного элемента.

Анализ полученных амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик объекта и канала регулирования (рйс.7) показывает, что амплитудные характеристики канала регулирования (кривые 3 и 4) пересекают характе-

ристику 2ЩН(а>) (кривая 1) в точках В] и В2, а фазовые (кривые 5 и 6) - характеристику у/(со) в точках В[,В2 . Точки в1,в[ , а также точки в2,в'2 лежат на соответствующих вертикалях и пересекают ось частот соответственно при значениях а, =1.8-Ю'2с~' и ш2 =з.8-Ю"2с"' . Полученные таким образом значения частот со; и й>2 являются частотами вынужденных колебаний рассматриваемой нелинейной дискретной системы терморегулирования, амплитуды вынужденных колебаний определяются по кривым 3 и 4.

Результаты тепловакуумных испытаний подтвердили наличие в системе вынужденных субгармонических колебаний, причем экспериментальные и расчетные значения различаются по частоте не более, чем на 18%. Проведенными численными экспериментами установлено, что при Кп=5 амплитуда колебаний меньше, чем при Кп=10, следовательно, и динамическая точность системы в этом случае выше. Однако при этом число включений и время работы электропривода створок жалюзи больше, чем в случае Кп=10.

Повышение динамической точности при Кп=10 с сохранением числа включений и времени работы электропривода можно достичь уменьшением шага модулятора.

Таким образом, с помощью логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик с учетом технических условий и ограничений, заданных на систему, можно проводить анализ и синтез одноконтурных нелинейных дискретных систем терморегулирования КА

Основные результаты и выводы

1. На основе теоретических исследований существующих и перспективных конструкций различных систем, обеспечивающих тепловой режим бортовой аппаратуры КА выявлены недостатки и тенденции совершенствования СТР. Рассмотрена одноконтурная система терморегулирования как наименее энергоемкая.

2. Разработанные алгоритмы расчета лучистого теплообмена с учетом многократных переотражений и переизлучений, а также экранирования элементов конструкций ЛА от излучения Солнца и планеты позволили провести расчеты внешних тепловых потоков в зависимости от орбиты и ориентации КА относительно Солнца и Земли.

3. Разработанная математическая модель динамики теплообмена отсека БСУ с использованием дифференциальных уравнений позволила выявить влияние возмущающего фактора и шага модулятора на частоту автоколебаний и влияние ее на работу системы.

4. В качестве частотного метода исследования применен метод гармонической линеаризации, что позволило рассчитать переходные процессы

системы высокоточной стабилизации температурного режима приборного отсека бортовой аппаратуры КА в диапазоне ±0,25° с учетом конструктивных особенностей КА.

5. Разработанная программно-аппаратная продукция использована на реальном навигационном спутнике «Глонасс», что позволило снизить на 15% энергопотребление электропривода створок жалюзи, снизить на 21% число включений данного электропривода и уменьшить на 40% максимальное абсолютное отклонение температуры гермоконтейнера КА.

6. Результаты научной работы используются в учебном процессе при чтении курсов «Автоматика и регулирование» и «Системы терморегулирования KJIA» на кафедре «Двигатели летательных аппаратов» Сибирского государственного аэрокосмического университета им. акад. М.Ф. Решетнева. Разработанная программно-аппаратная продукция реализуется при проведении практических работ на модели навигационного спутника производства НПО Прикладной механики им.акад. М.Ф. Решетнева.

Основные положения диссертации отражены в следующих работах:

1. Голиковская К.Ф., Краев М.В., Никитин В.В., Ибрагимов Ю.А. Загар О.В.Динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата// Тезисы доклада международной НПК «Космонавтика-XXI век», Москва, 1991.(сентябрь, 1991)С.110-154.

2. Голиковская К.Ф., Краев М.В., Ибрагимов Ю.А., Никитин В.В. Исследование динамических характеристик системы терморегулирования. Отчет по НИР, КИКТ, Красноярск, 1991г. 39с.

3. Голиковская К.Ф., Никитин В.В. Описание программ для расчета параметров СТР отсека гермоконтейнера, Отчет по НИР, Красноярск, КИКТ,1992. 32с.

4. Голиковская К.Ф., Никитин В.В. Разработка расчета и проведение численных экспериментов по влиянию конструктивных параметров на точ- с ность стабилизации температуры. Отчет по НИР, Красноярск, КИКТ, 1992. 38с.

5. Голиковская К.Ф., Никитин В.В. Описание программ для расчета параметров СТР гермоконтейнера (отчет по НИР), Красноярск, КИКТ, 1992. 32с.

6. Голиковская К.Ф., Никитин В.В., Краев М.В., Загар О.В., Казеев В.Р. Динамический анализ одноконтурной системы терморегулирования космического аппарата// Изв. Вузов. Авиационная техника. 1994. №2. С.38-44.

7. Golikovskaya K.F., Nikitin V.V., Krayev M.V., SagarO.V., Kaseev V.P. Dynamic analysisof the SP thermoregulating single-loop system. Russian aero-nautis vol 37-1994. Allerton press Inc/Nev York. Pp.34-38.

8. Голиковская К.Ф., Краев М.В. Оптимизация режима работы привода системы терморегулирования космического аппарата// Проблемы развития теплоэнергетики и пути их решения. Вестник КГТУ. Вып. 8. Красноярск: Изд. КГТУ. 1997. С.45-49.

9. Голиковская К.Ф., Краев М.В., Никитин В.В., Загар О.В. Оптимизация проектных параметров системы терморегулирования космического аппарата// Спутниковые системы связи и навигации: Труды международной научно-практической конференции (30 сентября-3 октября 1997г.) В 4-х томах. Т.2/ Отв.ред. М.К.Чмых.. Красноярск: Изд-во КГТУ, 1997. С.38-43.

Ю.Голиковская К.Ф., Никитин В.В. Лабораторный практикум по курсу "Автоматика и регулирование ДУ" , Красноярск, САА,2000. 23с.

11.Голиковская К.Ф., Краев М.В. Выбор и оптимизация параметров системы терморегулирования космического аппарата// Тезисы доклада международной НПК «Сакс-2001», Красноярск, САА. 2001.( 1-4 дек., 2001, г.Красно-ярск)/САА.-Ч.2.-Красноярск, 2001. С.156-158.

12.Голиковская К.Ф., Краев М.В. Математическая модель и оптимизация теплообмена герметичного отсека блока системы управления КЛА// Тезисы доклада международной НПК «Сакс-2002», Красноярск, СибГАУ. 2002.( 6-7 дек., 2002, г. Красноярск)/ СибГАУ. Красноярск, 2002.С.145-147.

13.Голиковская К.Ф., Краев М.В. Математическая модель теплообмена отсека блока системы управления КЛА// Вестник СибГАУ, Красноярск: Изд. СибГАУ. 2002. С.140-146.

14.Голиковская К.Ф., Краев М.В., Загар О.В. Динамический анализ и частотные характеристики СТР КА// Вестник СибГАУ, Красноярск: Изд. СибГАУ. 2003. С.140-146.

Соискатель

14 3 9 6

Отпечатано в типографии «Город», г. Красноярск, ул. Юности, 24а. Тираж 90 экз.

Условные обозначения.

Введение.

Глава 1. МЕТОДЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ.

1.1. Системы терморегулирования.

1.2. Обзор характерных компоновок конструкций систем терморегулирования.

1.3. Перспективы развития систем терморегулирования.

1.4. Анализ существующих методов расчета СТР.

1.5. Внешние источники тепла и основные задачи расчета.

1.6. Математические модели внешнего теплообмена космического аппарата.

Выводы по главе.

Глава 2. Моделирование систем терморегулирования.

2.1. Анализ существующих методов проектирования систем терморегулирования.

2.2. Методы оптимизации систем терморегулирования.

2.3. Тепловые схемы космических аппаратов.

2.4. Моделирование подсистемы регулирования температуры.

Оыводы по главе.

Глава 3. РАСЧЕТ ВНЕШНЕГО ТЕПЛООБМЕНА.

3.1. Орбита искусственного спутника земли.

3.2. Внешние тепловые потоки ИСЗ.

3.3. Расчет лучистых тепловых потоков для регулируемой радиационной поверхности.

Выводы по главе.

Глава 4. КОНСТРУКЦИЯ ОТСЕКА АППАРАТУРЫ И АЛГОРИТМ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ.

4.1. Формирование расчетной модели.

4.2. Алгоритм управления системы терморегулирования.

4.3. Расчетная схема.

4.4. Математическое моделирование системы терморегул ирования.

Выводы по главе.

ГЛАВА 5.ДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ И 1ICCЛЕДОВА11ИЕ ПЕРЕХОДНЫХ « ПРОЦЕССОВ КАНАЛА РЕГУЛИРОВАНИЯ.=.:

5.1. Динамическое моделирование системы терморегулирования и

I определение параметров автоколебаний.

5.2. Методы расче та переходных процессов.

5.3. Динамический анализ контура регулирования системы точной термостабилизации.

5.4. Анализ полученных результатов. j Выводы по главе.

Создание высоконадежных и эффективных систем ракетной и ракетно-космической техники (РКТ), обеспечивающих по своим тактико-техническим характеристикам высокий уровень выполнения программ в экстремальных условиях, является неотъемлемой задачей повышения обороноспособности страны и дальнейшего освоения космического пространства. В настоящее время к ракетно-космическим модулям (РКМ) предъявляются все более высокие требо-. вания по параметрам, условиям работы и надежности при широком спектре выполняемых программ /1,19,42,43,49/. Решение поставленных задач предопределяет необходимость дальнейшего совершенствования теории процессов, протекающих в системах подачи РКМ, что повышает качество проектирования, ускоряет отработку и сдачу более совершенных образцов РКТ в эксплуата-цню/52,57,59,66,67,76,83/.

Процесс проектирования КА - это путь компромиссных решений между разнохарактерными по решаемым задачам направлениями общего процесса проектирования при выполнении единой цели создания оптимального проекта. Тепловое проектирование аппарата - неотъемлемая часть общего процесса проектирования, его обязательная составляющая и важнейший вид инженерной -деятельности при разработке КА/56,68,69/.

Основной задачей этого направления проектирования является обеспечение температурных режимов бортового радиотехнического комплекса (БРТК), отдельных функциональных приборов, различных электромеханических устройств, больших пространственных конструкций, антенно-фидерных устройств (АФУ) и т.п. Их нормальное функционирование и выходные параметры, а также надежность и ресурс работы во многом определяются температурными условиями, при которых эти устройства выполняют свои функции. Большой объем и, зачастую, противоречивость температурных требований, обязательных к реализации в процессе проектирования, обуславливают особую значимость теплового проектирования и взаимной увязки тепловых аспектов с общими задачами проектирования КА/79/.

КА, находящийся вне пределов атмосферы планеты, является автономным объектом, распределение температур в котором определяется полем внешних тепловых потоков, свойствами поверхности аппарата, ориентацией его в пространстве (в космосе одна и та же поверхность, ориентированная по-разному относительно поля, внешних тепловых потоков, будет иметь разную температуру), энергопотреблением бортовой аппаратуры, тепловыми связями в аппарате и рядом других факторов. Вместе с тем многие элементы и приводы аппарата работоспособны в строго определенных диапазонах температур. Поэтому современный КА немыслим без специальной бортовой системы - системы обеспечения теплового режима (СОТР)/82,87,103/.

Экспериментальная отработка требует создания уникальной экспериментальной базы, поэтому их отработка при натурных испытаниях связана со значительными материальными затратами, поэтому расчетно-теоретические методы анализа и проверки теплового режима и эффективности СОТР играют весьма важную роль в решении задачи обеспечения теплового режима КА.

В орбитальном полете КА находится под воздействием большого числа дестабилизирующих факторов, влияющих на его тепловой режим, а именно: временная и количественная неравномерность внешнего теплообмена, временная и количественная неравномерность внутренней тепловой нагрузки, определяемой программой работы БРТК и ее целевой направленности. В этих условиях обеспечение требуемых температурных условий представляет собой сложную научно-техническую задачу и ее решение возлагается на сервисную систему - систему терморегулирования (СТР), которая включает в себя большой набор терморегулирующих мероприятий и теплозащитных мер единой целевой направленности.

Практика создания высокоэффективных систем регулирования теплового режима помимо использования новых принципов, новых материалов, новых физических эффектов и других новых решений, определяющих общую структуру создаваемой системы, включает выбор наилучшего сочетания значений параметров системы (геометрических размеров, энергетических характеристик, режимных параметров и т.п.)/51/. В процессе проектирования подобных систем необходимо учитывать и такие факторы, как возможность практической реализации элементов, входящих в структуру системы, наличие элементов в серийном производстве, высокую степень надежности, их стоимость /3,11,16,19,21, 97,98/.

Особенности теплообмена в космическом пространстве не позволяют использовать для обеспечения теплового режима готовые, апробированные в земных условиях технические решения. Развитие космической техники обусловлено качественным отличием каждой новой серии аппаратов от предыдущей, что не дает в полной мере воспользоваться ранее разработанными решениями без оценки их достаточности. Трудности же, а иногда и невозможность воспроизведения условий теплообмена КА во время полета при испытаниях в земных условиях делают часто расчет единственным средством получения информации о распределении температур по элементам КА. Например, на теплообмен в объемах жидкости или газа в земных условиях влияет естественная конвекция, которая отсутствует во время эксплуатации К А, если в нем не создается искусственная тяжесть/78,95/.- Сложно воспроизвести поля внешних тепловых потоков в установках, имитирующих внешний теплообмен в космическом пространстве/25,26/. Эти трудности усугубляются еще и тем, что для любого КА характерно большое количество вариантов условий внешнего теплообмена.

Тепловое проектирование подобных систем должно проводиться на основе математического моделирования системы терморегулирования и процессов теплообмена КА с определенной степенью детализации, зависящей от поставленной задачи исследования/22,23,38/. С этой целью в соответствии с агрегатным принципом в структурной схеме КА выделяются характерные агрегаты, выполняющие определенные функции и для них после анализа особенностей процессов и условий взаимосвязи с учетом поставленной задачи исследований строится математическая модель процесса теплообмена КА и регулирования температурного режима/53,70,71,74/.

Очевидно, что разные задачи, поставленные перед тепловыми расчетами, требуют различных математических моделей /85,88/. Например, математическая модель, предназначенная для прогнозирования теплового режима в процессе эксплуатации КА, должна наиболее полно рассматривать процессы теп- лообмена. Модель же для проведения расчетов с целью выбора средств СОТР должна быть по возможности простой, учитывающей только главные тепловые связи. Она призвана помочь быстро оценить большое количество вариантов СОТР. Таким образом, степень сложности математической модели зависит от содержания поставленной задачи/108/.

Анализ таких сложных систем известными методами гармонического баланса, широко применяющегося в инженерных расчетах нелинейных систем, или методами Z-преобразований для импульсных систем /96,100,101,104, 109,111/ вызывает дополнительные осложнения, возникновение которых почти невозможно предвидеть. Известно, что точность приближенного описания при решении на ЭВМ является функцией шага квантования (интегрирование исходных уравнений), выбранного для приближенного выражения системы /90,96/. Фактическое определение величины шага связано с большими трудностями. Очевидно, что в сложных системах переходные процессы в значительной мере зависят от величины управляющих и возмущающих воздействий. Таким образом, можно ожидать, что выбор размера шага будет определяться вообще локальным усилением или локальной постоянной Липшица. При использовании переменного размера шага необходимо использование программ интегрирования, которые могут регулировать размер своего шага в соответствии с оценками местных ошибок, однако в этом случае машинное время, а, следовательно, стоимость анализа оказываются чрезвычайно большими, что экономически нецелесообразно при инженерном анализе большого числа различных " вариантов системы.

При размещении бортовой аппаратуры в КА при выполнении различных .задач возможны два варианта. В первом случае бортовая аппаратура располагается внутри КА в герметичном контейнере, что позволяет использовать высокоточную аппаратуру с определенным диапазоном работоспособности. Во втором случае применяется бесконтейнерный вариант, т.е. бортовая аппаратура расположена непосредственно на рамах и корпусе КА, что позволяет вырабатывающееся тепло бортовой аппаратуры отводить непосредственно в космическое пространство. Однако, для использования особо чувствительных приборов бесконтейнерный вариант непригоден, т.к. данная аппаратура работоспособна лишь в определенном, как правило, узком температурном диапазоне.

Выбран контейнерный вариант обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры для особо точных приборов с заданным диапазоном температурного режима fiim±Q,5°С.

Исходя из вышеизложенного, для анализа систем терморегулирования космических аппаратов с высокой степенью стабилизации температурного режима БРТК в представленной работе использован частотный метод анализа, как наиболее информативный, и позволяющий с помощью логарифмических частотных характеристик при выборе оптимального варианта СТР и анализе ее особенностей при относительно небольшой трудоемкости с сохранением достаточной точности расчетов определить статическую и динамическую точность регулирования, запас устойчивости СТР, параметры вынужденных колебаний и качество переходного процесса.

Актуальность работы: задача динамического анализа СТР КА и оптимизации работы является актуальной, так как предполагает определение основных параметров системы терморегулирования до натурных испытаний и дает возможность уменьшения материальных затрат и времени разработки.

Целью данной работы Создание особо точной системы терморегулирования гермоотсека в диапазоне ±0,5°С с учетом конструктивных особенностей космического аппарата с длительным ресурсом работы.

Научная новизна и практическая ценность: Разработаны математические модели внутреннего и внешнего теплообмена гермоотсека с учетом особенностей конструктивного исполнения космического аппарата. Проработана методика применения частотного метода расчета переходных процессов для анализа процессов теплообмена в системе терморегулирования космического аппарата.

На основе результатов экспериментально-теоретических исследований разработано программное обеспечение по расчету динамических характеристик системы терморегулирования заданного диапазона отклонения температуры в герметичном отсеке космического аппарата.

Реализация результатов работы. Результаты теоретических исследований, методики и программы расчета динамических характеристик системы терморегулирования космического аппарата использованы в разработках НПО Прикладной механики им.акад. М.Ф. Решетнева и в учебном процессе Сибирского государственного аэрокосмического университета им.акад. М.Ф. Решетнева.

Исследования проводились в соответствии с тематикой НИР, являющейся составной частью ряда важнейших научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, выполненных согласно постановлений Правительства и планов соответствующих министерств, что определило практическую направленность работ и использование результатов в работах по тематикам «Кон-тур-Д», «Ураган», «Муссон». Значительная часть исследований проводилась в рамках работ поддержанных программами Минобразования РФ и грантами КФФИ: тема №158 (1988-1992гг) «Контур-Д» «Расчет температурного режима автономных замкнутых систем», №1К.38 «Ураган» (1989-1992гг) номер гос.регистрации Х-63617 «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования», 1К.49 «Муссон» (1992-1994гг) № гос. регистрации 01.90.0011793 «Выбор алгоритма, разработка "математической модели и исследование динамических процессов в подсистеме точного регулирования отсека аппаратуры БСУ», №1К.11 (1991-1992гг.) «Расчетный анализ и уточнение (выбор) параметров подсистемы жалюзи СТР для минимизации влияния на точность стабилизации температур, изготовление согласующего устройства стенда», Грант Красноярского Краевого Фонда науки №3/27 1993 г «Разработка математической модели и исследование динамических процессов системы терморегулирования КА».

Апробация работы. Основные результаты докладывались на следующих конференциях и совещаниях:

- Международной конференции «Космонавтика XXI век», Москва, 1991;

- Международной научно-технической конференции «Спутниковые системы связи в навигации», Красноярск, 1997;

- Международной научно-технической конференции «САКС-2001», Красноярск, 2001;

- Международной научно-технической конференции «САКС-2002», Красноярск, 2002;

- Научно-технических семинарах кафедры «Двигатели летательных аппаратов» СибГАУ, 2000-2003гг.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 13 печатных работ, в которых отражены полученные результаты.

На защиту выносятся: Оптимизация работы и динамический анализ системы терморегулирования космического аппарата на основе принципов исследования в теории автоматического регулирования, которые позволяют на необходимом качественном уровне решать задачи выбора алгоритма управления, основных параметров контура регулирования и обеспечивать теоретические и экспериментальные исследования динамики элементов системы терморегулирования и системы в целом с учетом особенностей конструкции космического аппарата и заданных значений регулирования температуры в диапазоне ±0,25°С.

В соответствии с этой целью были решены следующие задачи: разработаны математические модели внешнего и внутреннего те-плообменов термоконтейнера с учетом теплообмена КА в целом; разработана методика расчетных исследований динамических процессов в СТР КА.

Таким образом, показано, что целесообразно проводить анализ и синтез одноконтурных нелинейных дискретных систем терморегулирования КА с помощью логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик с учетом технических условий и ограничений, заданных на систему.

Личное участие. Все основные результаты получены лично автором, результаты, полученные другими исследователями, а также результаты совместных исследований с соавторами отмечаются в тексте и снабжены ссылками на соответствующие источники.

Выводы по главе

Выполнен математический анализ переходных процессов для теневой и солнечной орбит, который показал, что в системе реализуются субгармонические колебания. Период автоколебаний кратен периоду модулятора, что позволяет выбрать наилучшие и наихудшие параметры автоколебаний.

Исследованы переходные процессы канала регулирования системы высокоточной стабилизации температурного режима ±0,5° приборного отсека бортовой аппаратуры. Рассчитана передаточная функция системы терморегулирования приборного отсека КА. При определении устойчивости системы и условий возникновения колебаний использован метод эквивалентной гармонической линеаризации.

Выявлено влияние возмущающего фактора и шага модулятора на частоту автоколебаний и влияние ее на работу системы. Для определения параметров автоколебаний применен графический метод.

Рассчитаны конструктивные параметры канала регулирования, обеспечивающие динамическую точность системы стабилизации температуры и высокий ресурс работы (до 10 лет).

Полученные динамические частотные характеристики позволили сделать вывод, что в системе имеются вынужденные колебания, рассчитаны частоты и амплитуды вынужденных колебаний рассматриваемой нелинейной дискретной системы терморегулирования.

Выявлено, что с учетом технических условий и ограничений, заданных на систему, с помощью логарифмических амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик можно проводить анализ и синтез одноконтурных нелинейных дискретных систем терморегулирования КА, что согласуется с экспериментальными данными.

На основе ме тодов динамического анализа и оптимизации разработанная программно-аппаратная продукция использована на реальном навигационном спутнике «Глонасс», что позволило снизить на 16% энергопотребление электропривода створок жалюзи, снизить на 21% число включений дан ного электропривода и уменьшить на 40% максимальное абсолютное откло нение температуры термоконтейнера КА.

155 Заключение

1. Проведены теоретические исследования существующих и перспективных конструкций различных систем, обеспечивающих тепловой режим бортовой аппаратуры КА. Выявлены недостатки существующих систем и тенденции совершенствования СТР. Рассмотрена одноконтурная система терморегулирования как наименее энергоемкая.

2. Разработаны алгоритмы расчета лучистого теплообмена с учетом многократных переотражений и переизлучений, а также экранирования элементов конструкций JIA от излучения Солнца и планеты. Проведены расчеты внешних тепловых потоков в зависимости от орбиты и ориентации КА относительно Солнца и Земли

3. Разработана математическая модель динамики теплообмена отсека БСУ с использованием дифференциальных уравнений. Выявлено влияние возмущающего фактора и шага модулятора на частоту автоколебаний и влияние ее на работу системы.

4. Исследованы переходные процессы канала регулирования системы высокоточной стабилизации температурного режима ±0,25° приборного .отсека бортовой аппаратуры космического аппарата с учетом конструктивных особенностей.

5. Рассчитана передаточная функция системы терморегулирования приборного отсека КА. В качестве частотного метода исследования применен метод гармонической линеаризации.

6. На основе методов динамического анализа и оптимизации разработанная программно-аппаратная продукция использована на реальном навигационном спутнике «Глонасс», что позволило снизить на 15% энергопотребление электропривода створок жалюзи, снизить на 21% число включений данного электропривода и уменьшить на 40% максимальное абсолютное отклонение температуры термоконтейнера КА.

7. Результаты научной работы используются в учебном процессе при чтении курсов «Автоматика и регулирование» и «Системы терморегулирования KJIA» на кафедре «Двигатели летательных аппаратов» Сибирского государственного аэрокосмического университета им. акад. М.Ф. Решетнева. Разработанная программно-аппаратная продукция реализуется при проведении практических работ на модели навигационного спутника производства НПО Прикладной механики им.акад.М.Ф. Решетнева

1. Алифанов Н.А. Идентификация процессов теплообмена летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1979. 217с .

2. Альтов В.В., Залетаев С.В., Копяткевич P.M., Белевский Е.П., Елгин А.П. Математическое моделирование тепловых режимов космического аппарата с помощью пакета программ ТЕРМ.// Космонавтика и ракетостроение. 2001. №23. С. 110-118.

3. Аминов В.Р. Исследование динамических характеристик космических конструкций при наземных испытаниях// Космические исследования, 1997. Т.35.№1. С.102-106.

4. Аминов В.Р. Определение динамических характеристик нелинейных космических конструкций по экспериментальным данным// Космические исследования, 1997. Т.35. №5. С.549-554.

5. Аминов В.Р. Определение динамических характеристик упругого КА при частотных испытаниях// Космические исследования, 1996. Т.34. №1. С.87-93.

6. Андерсен Д., Таниехил Дж., Плетчер Р. Вычислительная гидромеханика и теплообмен: В 2-х т, -М: 1990.-728с.

7. Андрейчук О.Б., Малахов Н.11. Тепловые испытания космических аппаратов.- М.: Машиностроение, 1982. -143с.

8. Аоки М. Введение в методы оптимизации. М.: Наука, 1977, - 344с.

9. Банди Б. Методы оптимизации. М.: Радио и связь, 1988, -126 с.

10. Бахвалов Н.С. Численные методы. М.: Наука, 1975. 322 с.

11. Бесекерскпй В.А., Попов Е-Г1. Теория систем автоматического регулирования. М.:Наука. 1966.-992 с.

12. Блох А.Г. Основы теплообмена излучением.-М.: Госэнергоиздат, 1962.-331с.

13. Бородин В.М., Каюмов О.Р., Скимель В.И., Федоров Ю.Н. К задаче определения динамических параметров космического аппарата по результатам оптических измерений// Космические исследования, 1995. Т.33. №5. С.491-497.

14. Булычев Ю.Г., Манин А.П. Математические аспекты определения движения летательных аппаратов.- М.: Машиностроение, 2000.-256с.

15. Бураков В.А., Щербакова И.В., Яньков А.А. Численное моделирование температурных полей приборного отсека космического аппарата методом конечных элементов // Исследования по баллистике и смежные вопросы механики. 1998. №2. С.80-85, 178.

16. Васильев Е.Н., Деревянко В.А., Косенко В.Е. Расчет теплообмена в негерметичных космических аппаратах// Теория и эксперимент в современной физике: Юбилейный выпуск научных статей/ Красноярский государственный университет. Красноярск, 2000. С.76-78.

17. Вильяме Р. Проектирование СТР с двухфазным аммиачным теплоносителем для ОКС. SAE Techn. Pap. Ser. 1987, N 871506.

18. Глушицкий И.В. Охлаждение бортовой аппаратуры авиационной техники.-М.Машиностроение, 1987.-184с.

19. Голиковская К.Ф., Краев М.В., Загар О.В.Динамический анализ и частотные характеристики СТР КА// Вестник СибГАУ, Красноярск: Изд.СибГАУ. 2003г.

20. Голиковская К.Ф., Краев М.В. Выбор и оптимизация параметров системы терморегулирования космического аппарата// Материалы международной НПК «Сакс-2001», Красноярск, САА. 2001. .( 1-4 дек., 2001, г.Красноярск)/САА.-Ч.2.-Красноярск,2001 .С. 156-158.

21. Голиковская К.Ф., Краев М.В. Оптимизация режима работы привода системы терморегулирования космического аппарата// Проблемы развития теплоэнергетики и пути их решения. Вестник КГТУ. Вып.8. Красноярск: Изд. КГТУ. 1997. С.45-49.

22. Голиковская К.Ф., Краев М.В., Ибрагимов Ю.А., Никитин В.В. Исследование динамических характеристик системы терморегулирования. Отчет по НИР номер 75(э.З) Красноярск Завод-ВТУЗ, 1991г. Номер г.рег X-63617.

23. Голиковская К.Ф., Никитин В.В. Разработка расчета и проведение численных экспериментов по влиянию конструктивных параметров на точность стабилизации температуры. Отчет по НИР номер 75(э.6), Красноярск, КИКТ, 1992г. Номер гос.рег Х-63617.

24. Голиковская К.Ф., Никитин В.В., Краев М.В., Загар О.В., Казеев В.Р. Динамический анализ одноконтурной системы терморегулирования космического аппарата// Изв. Вузов. Авиационная техника. 1994. №2.

25. Девятов Б.Н., Демиденко Н.Д., Охорзин В.А. Динамика распределенных процессов в технологических аппаратах, распределенный контроль и управление-Красноярск .'Красноярское книжное издательство, 1976.-3 Юс.

26. Джеферсон К.Т. Термостабилизация комплекса бортового оборудования, предназначенного для зондирования атмосферы Земли с помощью радара. SAEI Techn. Pap, Ser . 1987 N871443.

27. Дульнев Г.Н., Тарновский Н.Н. Тепловые режимы электронной аппаратуры. M.-JL: Энергия, 1971.-248с.

28. Дульнев Г.Н., Парфенов ВГ., Сигалов А.В. Методы расчета теплового режима приборов. М.: Радио и связь, 1990г.

29. Емихиро И. Конструкция СТР японского ИСЗ MOS-1. Ргос. 14-th Int. Symp. Space Tecnol. And Sci.1984.

30. Жилин В.А. Международная спутниковая система морской связи ИНМАРСАТ: Справочник.-Л.: Судостроение, 1988.- 160с.

31. Загар О.В. Теоретические и экспериментальные исследования статических и динамических устройств систем терморегулирования: Методическое пособие- Красноярск, КИКТ, 1990. 55с.

32. Залетаев В.М., Капинос Ю.В., Сургучев О.В. Расчет теплообмена космического аппарата. М.: Машиностроение, 1979. 208 с.

33. Зарубин B.C. Температурные поля в конструкции летательных аппаратов (Методы расчета), М: Машиностроение- 1978.-184с.

34. Иващенко Н.Н. Автоматическое регулирование. М.: Машиностроение, 1978, - 736с.

35. Иконников О.А., Медведев А.В. К исследованию линейных динамических процессов и систем высоких порядков// Материалы международной НПК «Сакс-2001», Красноярск, САА. 2001.( 1-4 дек., 2001, г.Красноярск)/САА.-Ч.2.-Красноярск,2001 .С.270-272.

36. Инженерный справочник по космической технике. Изд.2-е, перераб. и доп. Под ред. А.В. Солодова, М.: Воениздат, 1977.- 430с.

37. Ишков С.А., Милокумова О.Л., Салмин В.В. Оптимизация замкнутых межпланетных перелетов Земля-Марс-Земля с малой тягой//' Космические исследования, 1995. Т.ЗЗ. №2. С.210-219.

38. Квасников JI.A., Пантюхов А.С. Тепловые режимы излучения солнечной энергетической установки// Тезисы XXIII. Научные чтения по космонавтике. (26-29 января 1999г., Москва). М.: Война и мир, 1999. С.145-150.

39. Кобранов Г.П., Цветков А.П., Белов А.И., Сухнев В.А. Внешний теплообмен космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1977. -104с.

40. Когут А.Т. Линеаризация рядами Тейлора с учетом высших производных// Материалы международной НПК «Сакс-2001», Красноярск, САА. 2001.( 1-4 дек., 2001, г.Красноярск)/САА.-Ч.2.-Красноярск,2001 .С.264-267.

41. Коптелов К.А., Романов С.Ю., Цихоцкий В.М. Кондиционирование воздуха на пилотируемых орбитальных станциях// Холодильный бизнес.-1999.-№3.-С.6-7.

42. Космонавтика: Энциклопедия/ Гл.ред. В.П.Глушко; Ред.коллегия: В.П.Бармин, К.Д.Бушуев, В.С.Верещагин и др.- М.:Сов энциклопедия, 1985.-528с.

43. Краев М.В. Малорасходные насосы ракетно-космических модулей Автореф.дис.докт.техн. наук. Красноярск, 1987. 23с.

44. Кремнев Р.С., Смирнов А.И., Горкин С.С. Краткое описание космического аппарата «Прогноз-2М» в проекте «Интербол»// Космические исследования, 1996. Т.34. №4. С.363-370.

45. Макаренко Ф.А. Постановка задачи определения орбит ИСЗ наилучшего приближения// Космические исследования, 1996. Т.34. №1. С.110-112.

46. Малаховский Е.Е. Точность стабилизации гибких КА и нормирование механических воздействий от внутренних источников возмущений// Космические исследования, 1997. Т.35. №5. С.543-548.

47. Малаховский Е.Е., Позняк Э.Л., Шуляка А.А. Гибкий управляемый аппарат при возмущениях от внутренних источников// Космические исследования, 1995. Т.ЗЗ. №5. С.538-545.

48. Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1980. - 232с.

49. Малоземов В.В., Кудрявцева Н.С. Оптимизация систем терморегулирования космических аппаратов.- М.Машиностроение, 1988.-134с.

50. Малоземов В.В., Рожнов В.Ф., Правецкий В.Н. Системы жизнеобеспечения экипажей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1986, -584с.

51. Маркелов В.В. Анализ тенденций разработок автоматических космических аппаратов// Омский научный вестник / ОмГТУ. Омск, 2000. Вып. 10. С.53-57.

52. Мельников JI.H., Утехин Б.А. Виртуальная реальность и оптимальный микроклимат кабины космического корабля //Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. Ежемесячный научно-технический журнал.-2002.-№11.-С. 16-21

53. Мигай В.К. Моделирование теплообменного энергетического оборудования.-JT. :Эмергоатомиздат:.Ленингр. отд-ние, 1987.-264с.

54. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды. Под редакцией академика Петрова Г.И. М. : Машиностроение, 1971.-380с.

55. Моделирование тепловых режимов космического аппарата и окружающей его среды. Под ред. Акад. Г.И.Петрова.- М.-.Машиностроение. 1971.- 382с.

56. Моисеев Н.Н. Математические задачи системного анализа.-М.: Наука. 1981.-128с.

57. Моисеев Н.Н. Математика ставит эксперимент. -М.:11аука, 1979. -115с.

58. Научные чтения по авиации и космонавтике 1979-80г. Системы обеспечения жизнедеятельности и безопасности экипажей летательных аппаратов --М. :ВИНИТИ: 1983 .-220с.

59. Никитин В.В. Динамические частотные характеристики системы терморегулирования космического аппарата//Космические исследования, 1996. Т.34. №5. С.538-543.

60. Никитин В.В., Александров О.Г., Загар О.В. Регулирование температурного режима герметичного контейнера космического аппарата// Известия вузов: Авиационная техника. 1991. №1. С.69-72.

61. Никитин В.В., Неверов А.С., Краев В.М. Система термостабилизации бортовых систем КА на основе сублимации криогенных газов. Тезисы докладов 3-го Российско-Китайского семинара по аэрокосмической технике, Красноярск, САА, 1994. С.75-76.

62. Основы теплоотдачи в авиационной и ракетно-космической технике. Под ред. профессора Кошкина В.К., М.: Машиностроение, 1975. 272 с.

63. Панкратов Б.М. Основы теплового проектирования транспортных космических систем.-М.Машиностроение, 1988.-304с.

64. Петерсен Г. Разработка системы терморегулирования КЛА ISPM. SAE Techn. Pap., Sef. 1984 ,N 841120.

65. Петерсон Г.П. Системы терморегулирования для бортового оборудования космических аппаратов// Аэрокосмическая техника. 1987г. №8.С.97-104,

66. Проектирование надежных спутников связи. Афанасьев В.Г., Верхо-туров В.И., Заславский В.А. и др. /Под редакцией академика М.Ф.Решетнева.Т.2,- Томск: МГП «РАСКО», 1993. -221с.

67. Разработка математической модели объекта: Отчет о МИР (промежуточный) /Красноярский институт космической техники (КИКТ); Руководитель Краев М.В. ГР 01.90.0011793.

68. Резников Г.В. Расчет и конструирование систем охлаждения ЭВМ. М.: Радио и связь, 1988. - 24с.

69. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов.

70. B.А. Аксаментов, С.М.Беднов, С.В. Залетаев, В.В. Малоземов и др. ГОН-ТИ. Т1, 1988.- 130с.

71. Сайга Р., Комияма Т. Система терморегулирования японского экспериментального модуля// Астронавтика и ракетодинамика.1990. №47. С.5-15.

72. Самарский А.А. Введение в численные методы. М.: Наука, 1987. -288с.

73. Самарский А.А., Попов Ю.П. Вычислительный эксперимент:-М.-3нание.1983. -115с.

74. Сиротин А.Н. О задаче синтеза оптимального по энергозатратам управления переориентацией и полным торможением вращающегося сферически симметричного твердого тела// Космические исследования, 1995. Т.ЗЗ. №2. С.174-180.

75. Слеттери Дж.С. Теория переноса импульса, энергии и массы в сплошных средах.-М. :Энергия, 1978 .-448с.

76. Создание эффективных систем охлаждения и термостабилизации энергетических установок.- Научно-технический отчет по теме 204-91-К1, МАИ, 1993. 169с.

77. Соустин Б.П., Иванчура В.И., Чернышев А.И. Исляев U1.H. Системы электропитания космических аппаратов. Новосибирск. В.О.:Наука, 1994.-318с.

78. Сю Д., Мейер А. Современная теория автоматического управления и ее применение. М.: Машиностроение, 1972, - 552с.

79. Теплообмен в энергетических установках космических аппаратов/ Под ред. В.К. Кошкина. М.'Машиностроение, 1975. -272с.

80. Теплообмен и тепловой режим космических аппаратов/ Под ред. Дж. Лукаса.М.:Мир, 1974.-543.

81. Теплопередача, терморегулирование и тепловые трубы на КЛА. Материалы 17-го совещания, Орлеан (США) 1979 г. и 14-ой конференции, Орландо(США), 1999.

82. Турчак А.И., Основы численных методов, М,:Наука, 1987.- 320 с.

83. Утюбаев Г.Ш. Интервальные методы для динамических систем с неопределенностями в параметрах// Вестник САА: Сборник научных трудов. Красноярск, 2001. Вып.2. С.29-38.

84. Утюбаев Г.Ш. О сходимости одношаговых методов интервальных методов для динамических систем// Вопросы матем. анализа: Сб. ст. КГТУ. Красноярск, 2001. С. 149-153.

85. Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. М., высшая школа, 1967.

86. Хайрер 3., Нерсетт С., Ваннер Г. Решение обыкновенных дифференциальных уравнений. Нежесткие задачи.- М.: Мир, 1990.-512с.

87. ХерринМ, Пафферсон Д. Предварительное проектирование СТР для обитаемых отсеков долговременной ОКС. SAE Techn. Pap-. Ser . 1987, N871505.

88. Холостова О.В. Параметрический резонанс в задаче о нелинейных колебаниях спутника на эллиптической орбите// Космические исследования, 1996. Т.34. №З.С.312-316.

89. Хохулин B.C. Модифицированный метод «скелетных» структур в задачах моделирования теплового режима конструкции// Тепловое проектирование систем. Сб.науч.тр.- М.: Издательство МАИ, 1990. С.40-48.

90. Цыпкин Я.З. Релейные автоматические системы. М.: Паука, 1974, -576с.

91. Черноусько Ф.Л. Оценивание фазового состояния динамических систем. М.:Наука, 1988.-158с.

92. Шевяков А.А., Яковлева P.B. Инженерные методы расчета динамики теплообменных аппаратов, М.'Машиностроение, 1968.-320с.

93. Ярошевский В.А. О критериях оптимизации теплового режима КА при входе в атмосферу// Космические исследования, 1997. Т.35. №1. С.91-98.

94. Akau R.L., Larson D.W. Thermal Control of Space X-Ray Experiment. AIAAPap., 1987,1572.-115p.

95. Anabie R.V. Radiant Cooling. Applied Optics, 1970.-25p.

96. Baumann J.E. Performance Testing of the Motorized Thermal Shade Sys-tew,. AIAAPap, 1987Д969.Р.111-122.

97. Emery A. F., Johansson O.K. Radiation Heat Transfer Calculations for Space Stractures. AIAA Pap., 1987, 1522.P. 125-134.

98. Fox В., Brewster L. Design Assistant for Spacecraft Thermal Management System. Proc. of Int. Energy Conversion Engineering Conference. 1985.P. 18-24.

99. Han.H. Motorized Thermal Shade System for Spacecraf. Proc. 14-th Int. Symp. Space Techn. and Sci. 1984.P.25-31.

100. Harwell R. Advanced Thermal Control Tecniques for Emerging Communications Sattelite- ATAA 19-th Thermo-physics Conference Snow-mass,1984.P.25-33. *

101. Heat Transfer and Thermal Control Systems: Technic Papers from AIAA 15-th Aerospace Science; Meeting.,New York: 1977.P.124-135.

102. Helene R. Schembert. Optimization of V-groove Radiator Configuration. AIAA Pap., 1987, 1506.P.18-35.

103. Hye A. Space Station Active Thermal Control Modelling. AIAA Pap.,1988, 473.F.75-81.

104. Petrick S., Bard S. Desidn, Fabrication, and Dynamic Testing of a V-groove Radiator Mechanical Development Unit. AIAA Pap., 1988, 473.P.22-32.

105. Rasbach C. Thermal Design and Performance of a V-groove Isolation Radiator. AIAA Pap.,1988, 557.P.29-42.

106. Schidt R., Gustafson E. Space Station Active Thermal Control System Modelling. AIAA Pap., 1987. 1468.P.60-71.

107. Slachmuylders E., Stroom C. Future Trend In Spacecraft Thermal Cantrol Designs. Proc. Of 1 nternational Symp. Environ. And Thermal System for Space Vehicles. Toulouse. 1983. p.18-27.

108. Tanaka K., Machida T. Big Thermal Shade Designing. AIAA Pap., 1985, 1075. P.43-52.

109. Tomana H., Akira O. Space Station Thermal Control. Proc . 14-th I ntersoc. Symp . Space Technol and Sci., Tokyo , 1984. P.88-95.

110. Wise P. C. Spacecraft Thermal Control Technology: Design Challing into 1990's. Acta Astronautica, 1986. P.43-45.

111. Рёгаработзниая пренрачшио-шпаратнаа продушды реализуется при проведении Г1р£исп1ческих работ на модели ыавигащюыного спутника производства I-IIIO Прикладх-юп мехашши им акад. МФ. РешетПеваS

112. ДОКОЕОДЦТСЛЪ uliP л паев ».et#i&uyibnnK сектора

113. ПРОТОКОЛ -ДОПОЛНЕНИЕ к Договору о совместной деятельности No-fW от " 4и T&bjlJj 1993 г.г.Красноярск1. У А 1994г.

114. Краевой фонд'науки (далее по тексту "ФОНД") в лице директора, д.ф.-м.н. Франка Александра Максовича действующего на основании устава;

115. Научно-проивЕодотаенное объединение прикладной механикидалее по тексту "ПРЕДПРИЯТИЕ") в лице 38М. генерального КОН'СТруКТОрЭ

116. Исляева Шахиазама Наоиповичадействующего на основании У О ГЭВЗ :

117. Автор проекта Краев Михаил Васильевич, паспорт УШ-БА, J; 695734>

118. Ф.И.О. руководителя, паспортные данные, прописка)-04.03.80 г. кштян Ленинским Р03Д г.Красноярска, Иркутская 5 кв 19далее по тексту "ИСПОЛНИТЕЛЬ")

119. ЯВЛЯЯСЬ участниками совместной деятельности по Договору No 3/27от " 15" пентягтя 1993 г.,(далее по тексту "ДОГОВОР")

120. Произведенная ИСПОЛНИТЕЛЕМ научно-техническая продукция (далее по тексту "ПРОДУКЦИЯ")представляет собой разработана проттгашнснатюратная продукция на основеметодов динамичэпкогп анализа и оптимизации в практику прпек»-жирования-^--1.-:-.---•

121. Приемка и оценка ПРОДУКЦИИ произведена в соответствии с действующим законодательством, условиями ДОГОВОРА и коммерческой практикой России надлежаще уполномоченными представителями сторон.работа выполнена в полном оооиэетогдии о техническим заданием

122. Г (выполнена в полном соответствии с Техническим заданиеми календарным плаиоми Календарным планом (Приложения No 1,2 к ДОГОВОРУ), Если не полностью -указать обязательства > ИСПОЛНИТЕЛЯ и сроки завершения работы)

123. ПРЕДПРИЯТИЕ, в соответствии с п.1.2.2 ДОГОВОРА, обязуется до конца 1995 г. в полном объеме финансировать и внедрить в производство (реализовать) разработанную ПРОДУКЦИЮ.

124. В соответствии с п. 1.2.1. ДОГОВОРА ФОНД вправе экспонировать ПРОДУКЦИЮ без дополнительного 1 согласования с иными участниками.

125. Полученные в результате использования ПРОДУКЦИИ доходы (прибыль) распределяются между сторонами в соответствии с п.2.1 ДОГОВОРА. Взаиморасчеты оформляются в виде Протоколов распределения прибыли, надлежаще подписываемыми сторонами.

126. Налог на прибыль, полученную каждой стороной в ходе совместной деятельности, уплачивается каждой из сторон самостоятельно.

127. Стороны подчеркивают: возмещение убытков и упущенной выгоды производится с учетом их индексации на момент предъявления требования о возмещении убытков и упущенной выгоды.

128. Стороны согласились, что они не будут (не вправе) ссылаться на какие-либо форс-мажорные обстоятельства как основания освобождения от ответственности.

129. ПРОТОКОЛ вступает в силу с момента его подписания всеми сторонами.

130. Односторонний отказ от исполнения ПРОТОКОЛА не допускается.

131. ПРОТОКОЛ составлен в 3-х подлинных экземплярах, по одному для каждой из сторон. Каждый экземпляр имеет одинаковую юридическую силу.14.. Реквизиты и подписи сторон: "ФОНД"