Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ST-40 HALL TRUSTER TESTING WITH LaB6 HOLLOW CATHODE
Get PDFThe results of experimental investigation of the ST-40 Hall thruster operating with a heating hexaboride cathode are presented. The readiness of the heating hollow cathode to the thruster start was assessed by reducing the cathode keeper voltage from the start value of 100 V to 15 ... 17 V, when an internal discharge in the hollow cathode occurred. Various cyclograms of the thruster start are considered with the definition of the purpose of the cyclogram, which ensures reliable thruster start. Three cyclograms of the thruster start are investigated: with the thruster’s electromagnet coils switched on; with the coils off; without switching off the voltage at the hollow cathode keeper, which made it possible to restart the thruster without preheating the hollow cathode. The obtained cyclograms make it possible to ensure a reliable start of the ST-40 thruster when operating with a heating hexaboride hollow cathode. In the course of laboratory research, the PPU-300 power processing unit was used. It ensured the stabilization of the discharge power in the thruster’s accelerating channel and stabilization of the currents supplied to the central and external coils of the thruster. The main operating characteristics and parameters of the ST-40 thruster were obtained for three fixed values of the discharge power: 265, 281, 300 W and a change in the mass flow rate of the working substance (Xenon) through the anode unit of the thruster 0.7 ... 1.3 mg/sec. Experimental investigation of the ST-40 thruster in a wide range of parameters made it possible to determine the optimal thruster’s parameters that provide the maximum values of thrust and specific impulse for the given values of the discharge power in the accelerating channel of the thruster and the minimum discharge current. The process of the thruster’s parameters optimizing was carried out by changing the currents flowing through the internal and external coils of the thruster. In the course of experimental research, it was found that the inner coil and the serially connected outer coils can be connected in parallel and powered by a single power supply. Experimental studies have confirmed the correctness of the adopted technical solutions in the development of the ST-40 Hall thruster and the heating hexaboride hollow cathode.Наведено результати експериментальних досліджень Холловсого двигуна ST-40, який працює з накальним гексаборидним катодом. Готовність накального полого катоду до запуску двигуна оцінювалась за зниженням напруги на кіпері катоду з напруги холостого ходу 100 В до 15 ... 17 В, коли в катоді виникав внутрішній розряд. Розглянуті різні циклограми запуску двигуна з метою визначення циклограми, яка забезпечує надійний запуск двигуна. Досліджені три циклограми запуску двигуна: з ввімкнутими котушками електромагніту двигуна; з вимкнутими котушками; без вимкнення напруги на кіпері катоду, що забезпечило можливість повторного включення двигуна без попереднього нагріву катоду. Отримані циклограми дозволяють забезпечити надійний запуск двигуна ST-40 при його роботі з накальним гексаборидним катодом. В процесі лабораторних досліджень використовувалась система перетворення енергії PPU-300, Яка забезпечувала стабілізацію потужності розряду в прискорювальному каналі двигуна та стабілізацію струмів, які подавались в центральну та зовнішні котушки двигуна. Отримані основні робочі характеристики і параметри двигуна для трьох фіксованих значень потужності розряду: 265, 281, 300 Вт і зміні витрат робочої речовини (ксенон) через анодний блок двигуна 0.7 ... 1.3 мг/сек. Експериментальні дослідження двигуна ST-40 в широкому діапазоні параметрів дозволило визначити оптимальні параметри двигуна, які забезпечують максимальні величини тяги та питомого імпульсу для завданих значень потужності розряду в прискорювальному каналі двигуна і мінімальному струмі розряду. Процес оптимізації параметрів двигуна здійснювався шляхом зміни струмів, які притікали через внутрішню та зовнішні котушки двигуна. В процесі експериментальних досліджень визначено, що внутрішню котушку і послідовно включені зовнішні котушки можна з’єднати і живити одним джерелом електроживлення. Проведені експериментальні дослідження підтвердили правильність прийнятих технічних рішень при розробці Холловського двигуна ST-40 і накального гексаборидного катоду.The results of experimental investigation of the ST-40 Hall thruster operating with a heating hexaboride cathode are presented. The readiness of the heating hollow cathode to the thruster start was assessed by reducing the cathode keeper voltage from the start value of 100 V to 15 ... 17 V, when an internal discharge in the hollow cathode occurred. Various cyclograms of the thruster start are considered with the definition of the purpose of the cyclogram, which ensures reliable thruster start. Three cyclograms of the thruster start are investigated: with the thruster’s electromagnet coils switched on; with the coils off; without switching off the voltage at the hollow cathode keeper, which made it possible to restart the thruster without preheating the hollow cathode. The obtained cyclograms make it possible to ensure a reliable start of the ST-40 thruster when operating with a heating hexaboride hollow cathode. In the course of laboratory research, the PPU-300 power processing unit was used. It ensured the stabilization of the discharge power in the thruster’s accelerating channel and stabilization of the currents supplied to the central and external coils of the thruster. The main operating characteristics and parameters of the ST-40 thruster were obtained for three fixed values of the discharge power: 265, 281, 300 W and a change in the mass flow rate of the working substance (Xenon) through the anode unit of the thruster 0.7 ... 1.3 mg/sec. Experimental investigation of the ST-40 thruster in a wide range of parameters made it possible to determine the optimal thruster’s parameters that provide the maximum values of thrust and specific impulse for the given values of the discharge power in the accelerating channel of the thruster and the minimum discharge current. The process of the thruster’s parameters optimizing was carried out by changing the currents flowing through the internal and external coils of the thruster. In the course of experimental research, it was found that the inner coil and the serially connected outer coils can be connected in parallel and powered by a single power supply. Experimental studies have confirmed the correctness of the adopted technical solutions in the development of the ST-40 Hall thruster and the heating hexaboride hollow cathode
HYDRO-GAS-DYNAMIC MODEL OF MOTION OF GAS-SATURATED LIQUID IN A CENTRIFUGAL POROUS PUMP
Get PDFAn approach has been developed to the formation of a theoretical model of the movement of a gas- saturated liquid in the flow path of a porous centrifugal pump, as an assembly of the system for feeding the reaction mass of liquid-propellant rocket engines. The developed approach is based on a physical model of the turbulent motion of a gas-liquid mixture, within which conservation equations are used. Two models are proposed that describe the movement of a gas-liquid mixture in the flow path of a centrifugal porous pump in a two-phase one- dimensional formulation and a quasi-homogeneous one, complementing each other. A porous impeller of a closed- type centrifugal pump of constant width is considered. The energy losses of the gas-liquid mixture flow at the inlet to the pump impeller, as well as the losses of disk friction associated with rotation in a fixed housing, are not taken into account. The parameters of the viscous and inertial hydraulic resistance coefficients of the porous body are used. In particular, the influence of the static pressure gradient in a gas-saturated liquid and the friction force on the accumulation of gas at the inlet to the impeller and the stability of the liquid supply by the pumping unit is noted. The use of the developed approach makes it possible, by calculation methods, to evaluate the values of parameters characterizing the movement of gas-liquid media in centrifugal porous pumps of the designed systems for feeding propellant components to liquid-propellant rocket engines, to reduce the amount of experimental testing of new and modernized propulsion systems for space stages and launch vehicles.Розвинуто підхід до формування теоретичної моделі руху газонасиченої рідини у проточній частині відцентрового насоса пористого типу, як агрегату системи постачання робочих тіл рідинних ракетних двигунів. Розвинений підхід базується на фізичній моделі турбулентного руху газорідинної суміші, в рамках якої використовуються рівняння збереження. Запропоновано дві моделі, що описують рух газорідинної суміші в проточній частині пористого відцентрового насоса в двофазній одновимірній постановці і квазигомогенной, що доповнюють один одного. Розглядається пористе робоче колесо відцентрового насоса закритого типу постійної ширини. Втрати енергії потоку газорідинної суміші на вході в робоче колесо насоса, а також втрати дискового тертя, пов'язані з обертанням закритогоробочого колеса у нерухомому корпусі не враховуються. Використані параметри в'язкісного та інерційного коефіцієнтів гідравлічного опору пористого тіла. Зокрема, відзначається вплив градієнта статичного тиску в газонасиченій рідині та сили тертя, на накопичення газу на вході у робочому колесі та стійкість подачі рідини насосним агрегатом. Використання розвиненого підходу дозволяє розрахунковими методами провести оцінку величин параметрів, що характеризують рух газорідинних середовищ у відцентрових пористих насосах проектованих систем подачі компонентів палива рідинних ракетних двигунів, скоротити обсяг експериментального відпрацювання нових та модернізованих систем рухових установок космічних щаблів та ракет-носіїв.An approach has been developed to the formation of a theoretical model of the movement of a gas- saturated liquid in the flow path of a porous centrifugal pump, as an assembly of the system for feeding the reaction mass of liquid-propellant rocket engines. The developed approach is based on a physical model of the turbulent motion of a gas-liquid mixture, within which conservation equations are used. Two models are proposed that describe the movement of a gas-liquid mixture in the flow path of a centrifugal porous pump in a two-phase one- dimensional formulation and a quasi-homogeneous one, complementing each other. A porous impeller of a closed- type centrifugal pump of constant width is considered. The energy losses of the gas-liquid mixture flow at the inlet to the pump impeller, as well as the losses of disk friction associated with rotation in a fixed housing, are not taken into account. The parameters of the viscous and inertial hydraulic resistance coefficients of the porous body are used. In particular, the influence of the static pressure gradient in a gas-saturated liquid and the friction force on the accumulation of gas at the inlet to the impeller and the stability of the liquid supply by the pumping unit is noted. The use of the developed approach makes it possible, by calculation methods, to evaluate the values of parameters characterizing the movement of gas-liquid media in centrifugal porous pumps of the designed systems for feeding propellant components to liquid-propellant rocket engines, to reduce the amount of experimental testing of new and modernized propulsion systems for space stages and launch vehicles
КОНСТРУКТОРСЬКО-ТЕХНОЛОГІЧНА СИСТЕМА З РОЗРОБКИ І ЕКСПЛУАТАЦІЇ НАДЛЕГКИХ СУБОРБІТАЛЬНИХ РАКЕТНИХ КОМПЛЕКСІВ
Get PDFAbstract. Vehicles are called suborbital if they either move along a ballistic trajectory with a flight velocity sufficient to reach altitudes of up to 100 km or more, but insufficient for becoming an orbiter, or fly to altitudes of 100 km or more strictly vertically, but do not become artificial satellites of the planet, even if they reach sufficient velocity at some point. In both the first and second cases, this will be considered a space flight if its height exceeds 100 km (the Kármán line). Despite the active development of the suborbital rocket science in the world as a means of solving many scientific and technical problems in the space and defense industries, scientific research and engineering education, the development of suborbital rocket science in Ukraine has so far remained, at best, at the level of achievements of the 1960s and 1970s and has been supported by numerous amateurs. This article presents the results of the creation and development of a design and technological system for the development and operation of ultralight suborbital rocket systems as the basis for the creation of new models of domestic space rocket systems, rocket and missile weapons systems, the development of innovative technologies in the field of rocket science in general, practical training of highly qualified specialists for the space industry. This paper presents structural and layout diagrams of the developed suborbital rockets, design and technological solutions for the creation of on-board radio-electronic equipment and rocket engines, design modeling, bench and flight tests. The presented design and technological system is already used today at Oles Honchar Dnipro National University for comprehensive practical training of specialists in the field of creation and operation of rocket technology and missile and rocket weapons.Анотація. Суборбітальними називаються апарати, які або рухаються по балістичній траєкторії зі швидкістю польоту, яка дозволяє їм досягти висот до 100 км і більше, але є меншою першої космічної швидкості, або політ на висоти 100 км і більше відбувається при строго вертикальному наборі швидкості, і літальний апарат не може стати штучним супутником планети, навіть якщо має достатню за величиною швидкість. І в першому, і в другому випадку політ буде вважатися космічним, якщо його висота перевищить 100 км (лінію Кармана). Незважаючи на активний розвиток світового суборбітального ракетобудування, як засобу вирішення багатьох науково-технічних задач в космічній і оборонних галузях, в наукових дослідженнях та інженерній освіті, розвиток суборбітального ракетобудування в Україні до теперішнього часу залишався, в кращому випадку, на рівні здобутків 60 - 70 років, і підтримувався за рахунок нечисельних аматорів. В даній статті представлені результати науково-практичного підходу до створення і розвитку конструкторсько-технологічної системи з розробки і експлуатації надлегких суборбітальних ракетних комплексів як основи для створення нових зразків вітчизняних ракетно-космічних систем, систем ракетно-реактивного озброєння, розвитку інноваційних технологій в галузі ракетобудування в цілому, практичної підготовки висококваліфікованих фахівців для космічної галузі. Наведені конструктивно-компонувальні схеми розроблених суборбітальних ракет, конструктивно-технологічні рішення при створенні бортового радіоелектронного обладнання і ракетних двигунів, моделювання конструкцій, проведення стендових і льотних випробувань. Представлена конструкторсько-технологічна система вже сьогодні використовується в Дніпровському національному університеті імені Олеся Гончара для комплексної практичної підготовки фахівців в галузі створення і експлуатації ракетної техніки і ракетно-реактивного озброєння
INVESTIGATION OF THE INFLUENCE OF THE ROUGHNESS OF THE SURFACE OF CARBON PLASTIC ON THE HERMETICITY OF DIFFERENT JOINTS IN SPACECRAFT ROCKET TECHNOLOGY
Get PDFАнотація. Стаття присвячена питанню забезпечення герметичності роз'ємного фланцевого з'єднання з вуглепластику, яке працює у кріогенному середовищі. При проектуванні деталей з композиту одночасно вирішується завдання з проектування, створення матеріалу та технології їх виготовлення. Виходячи з цієї особливості композитів, досконалість технології виготовлення є одним із найважливіших параметрів, що визначає склад усієї конструкції. Таким чином, для отримання виробів, що володіють високим коефіцієнтом вагової ефективності та виконують вимоги, що застосовуються при проектуванні ракетно-космічної техніки, необхідна розробка та постійне вдосконалення технології. У ракетно-космічній галузі широко застосовуються полімерні композиційні матеріали, і в першу чергу вуглепластики, при виготовленні силових елементів, термостійких панелей та герметичних оболонок, експлуатація яких потребує високих параметрів питомої міцності, температуростабільності та герметичності. Так, використання вуглепластиків виправдано високими показниками питомої міцності та жорсткості, що дозволяє мінімізувати масу більшості деталей, що мають форму тіл обертання. При виготовленні виробів ракетно-космічної техніки, а саме кріогенних трубопроводів і паливних баків із вуглепластику істотно впливає на герметичність виконання роз’ємних з’єднань. Це зумовлено високою різницею коефіцієнтів лінійного температурного розширення елементів що знаходяться в контакті вважаючи різну схему армування, матеріал ущільнень та жорсткості контактних поверхонь. Велику увагу приділено питанню формування якісної поверхні вуглепластика, у тому числі складно профільної, виключаючи механічну обробку деталі. В роботі виготовлені дослідні конструкції роз'ємного фланцевого з'єднання кріогенного трубопроводу пропускною здатністю Ø146 мм із вуглепластику. Ефективність прийнятих конструктивно-технологічних рішень підтверджена випробуваннями на герметичність рідким азотом та газоподібним гелієм. Представлено оцінку отриманих результатів та висновки щодо виконаної роботи.Annotation. The article is devoted to the issue of ensuring the tightness of a detachable flange joint made of carbon fiber, which operates in a cryogenic environment. When designing parts from a composite, the tasks of designing, creating a material and technology for their manufacture are simultaneously solved. Based on this feature of composites, the perfection of manufacturing technology is one of the most important features that determine the appearance of the entire structure. Thus, in order to obtain products with a high coefficient of weight efficiency and meeting the requirements used in the design of rocket and space technology, it is necessary to develop and constantly improve manufacturing technology. In the rocket and space industry, polymer composite materials, and primarily сarbon fiber reinforced polymer, are widely used in the manufacture of load-bearing elements, heat-resistant panels and sealed shells, the operation of which requires high parameters of specific strength, temperature stability and tightness. The above parameters must be ensured with a long-term influence of the propellant components of the launch vehicle. The design of detachable connections significantly affects the tightness аж a cryogenic pipeline. This is due to the high difference in the coefficients of linear thermal expansion of the materials of the elements that are in contact, the seal material, as well as the roughness of their surface. So, the use of сarbon fiber reinforced polymer is really done by high indicators of the pet's softness and hardness, which allows minimizing the mass of more details to shape the shape of the body wrap. Much attention is paid to the problem of forming a high-quality surface of сarbon fiber reinforced polymer, including complex profiled surfaces, excluding machining of the part. In this Works, experimental designs of a detachable flange connection of a cryogenic pipeline with a capacity of Ø146mm made of carbon fiber were made. The effectiveness of the adopted design and technological solutions was confirmed by leak tests with liquid nitrogen and gaseous helium. An assessment of the results obtained and conclusions on the work done are presented
WAYS OF IMPROVING THE TECHNOLOGY OF MANUFACTURING ELEMENTS PHOTOELECTRIC POWER PLANTS
Get PDFАнотація. Зростаючий інтерес до відновлюваних джерел енергії викликаний екологічними міркуваннями з одного боку, і обмеженістю традиційних ресурсів – з іншого. При цьому особливе місце серед альтернативних, відновлюваних екологічно чистих джерел енергії займають напівпровідникові фотоелектричні перетворювачі (ФЕП), за допомогою яких відбувається пряме перетворення сонячної радіації в електричну енергію. Фотоелектричні перетворювачі мають ряд переваг у порівнянні з традиційними джерелами енергії – практично необмежений ресурс сировини у вигляді сонячного випромінювання, відносно прості у виготовленні і обслуговуванні, довговічні, оскільки не мають рухомих частин та тертя між ними, не містять механічних елементів, що призводять до механічних втрат при передачі енергії, вони є, практично, чистими енергетичними пристроями, що не забруднюють навколишнє середовище. На території України енергія сонячної радіації протягом одного середньорічного світлового дня становить у середньому 4 кВт·год на 1 м2 (в літні дні – до 6-6,5 кВт·год), тобто близько 1500 кВт·год на рік на кожен квадратний метр, що еквівалентно 15 млрд. м3 умовного палива щороку. Але проблема використання та запуску у масштабне виробництво ФЕП – висока ціна. Здешевлення можливо за умови використання доступних і недорогих матеріалів та використання простих конструкцій, що визначається складом напівпровідникових шарів та їх поєднанням. До недавнього часу фотоелектричні перетворювачі виготовлялися, в основному, з монокристалічного кремнію який має досить високу вартість, при виробництві витрачається велика кількість енергії і праці, які майже не окупляться за період експлуатації, тому й використовувалися переважно для апаратів космічного призначення. Удосконалення та впровадження нових технологій виготовлення конструктивних елементів сонячних енергетичних установок дозволить знизити вартість і стане новим кроком у розвитку стійкого та екологічно чистого енергетичного сектора.Abstract. The increasing interest in renewable energy sources is driven by environmental concerns and the limited availability of traditional resources. Among the various alternative and eco-friendly sources, semiconductor photovoltaic converters (PVCs) hold a prominent position. These converters facilitate the direct conversion of solar radiation into electrical energy, offering several advantages over conventional sources. PVCs benefit from an abundant raw material resource in the form of solar radiation, which is virtually unlimited. They are relatively easy to manufacture and maintain, boasting durability due to the absence of moving parts and friction. Moreover, PVCs are environmentally friendly, as they operate without emitting pollutants. In Ukraine, the average solar radiation during a typical daylight day amounts to approximately 4 kWh per square meter, with summer values reaching 6-6.5 kWh. This corresponds to an annual average of 1500 kWh per square meter, equivalent to a staggering 15 billion cubic meters of conventional fuel. Such solar resources present significant opportunities for sustainable energy generation in the country. Nevertheless, the widespread adoption of PVCs faces challenges primarily due to their high cost. However, cost reduction strategies can be implemented through the use of affordable materials and simplified designs that optimize the composition of semiconductor layers. Traditionally, PVCs relied heavily on expensive monocrystalline silicon, making them primarily suitable for space applications. Fortunately, advancements in manufacturing technologies and the exploration of alternative materials offer the potential for cost reductions and broader PVC implementation. The development and application of innovative manufacturing techniques, along with the design of efficient structural components for solar energy installations, will pave the way for a more affordable, sustainable, and environmentally friendly energy sector
THE CONCEPT OF THE AIRLOCK MODULE OF MOON BASE
Get PDFАнотація. Вивчення та дослідження Місяця останнім часом вийшли на новий етап та набувають все більших масштабів. Цей процес, що здійснюється зараз автоматичними міжпланетними станціями, в своєму подальшому розвитку продовжиться пілотованими експедиціями, спочатку – короткочасними, згодом – більш тривалими. Зрештою буде забезпечено постійну присутність людей на поверхні Місяця. Для цього будуть створені місячні бази. Необхідно зауважити, що роль людини в космонавтиці залишиться вирішальною. Зокрема це стосується проведення різноманітної діяльності безпосередньо на поверхні Місяця. При цьому перебування людей забезпечуватимуть герметичні внутрішні приміщення місячних баз, а виходи на поверхню та повернення будуть вимагати наявності спеціальних перехідних відсіків, призначених для сполучення цих приміщень (без їх розгерметизації) з поверхнею Місяця – шлюзових модулів. Метою проведених робіт була розробка концепції одного з таких модулів – шлюзового. Було проведено аналіз стану робіт над шлюзовими модулями у світі, враховано вихідні дані та обмеження, які впливають на конструкцію та характеристики модулю, опрацьовано концепцію його використання, зокрема – визначено функції та необхідне для роботи на Місяці обладнання. Розроблено конструкцію модулю, описано його системи. Орієнтовно обчислено енергоспоживання. Обрано найбільш раціональну компоновку обладнання та систем всередині модуля. Здійснено оцінки конструкції та вигляду скафандру для роботи на поверхні Місяця. В результаті концептуального проєктування було одержано деякі характеристики та сформовано вигляд шлюзового модуля. Описано засоби доставки модуля на Місяць, у тому числі надважка ракета космічного призначення, навколомісячний космічний буксир та посадочна платформа. Концептуальні проробки шлюзового модуля з застосуванням новітніх методів проєктування, зокрема 3D-моделювання, показали, що його характеристики знаходяться на сучасному рівні. Проведені роботи дозволяють зробити висновок про те, що шлюзовий модуль місячної промислово-дослідницької бази – важливий та перспективний засіб вивчення та освоєння Місяця.Annotation. The study and exploration of the Moon has recently entered a new stage and is gaining in scale. This process, which is currently being carried out by automatic interplanetary stations, will be further developed by manned expeditions, initially short-term, and later-longer ones. Eventually, a permanent human presence on the moon surface will be ensured. Moon bases will be established for this purpose. It should be noted that the role of humans in astronautics will remain crucial. In particular, this applies to conducting various activities directly on the moon surface. At the same time, the stay of people will be ensured by the sealed interior of the moon bases, and access to the surface and return will require special transitional compartments designed to connect these rooms (without depressurizing them) with the moon surface – airlock modules. The purpose of the work was to develop the concept of one of these modules – the airlock module. An analysis of the state of work on airlock modules in the world was conducted, the initial data and limitations affecting the design and characteristics of the module were taken into account, and the concept of its use was developed, in particular, the functions and equipment necessary for work on the Moon were determined. The module design is developed and its systems are described. The power consumption was estimated. The most rational arrangement of equipment and systems inside the module was selected. The design and appearance of the space suit for work on the moon surface are evaluated. As a result of the conceptual design, some characteristics were obtained and the appearance of the airlock module was formed. The means of delivering the module to the Moon are described, including an super heavy launch vehicle, a moon space tug, and a lander. Conceptual studies of the airlock module using the latest design methods, including 3D modeling, have shown that its characteristics are at the state-of-the-art level. The work carried out allows us to conclude that the airlock module of the moon industrial research base is an important and promising means of studying and exploring the Moon
АНАЛІЗ ВПЛИВУ КОНСТРУКТИВНИХ ПАРАМЕТРІВ НАСОСА РІДИННОГО РАКЕТНОГО ДВИГУНА ВЕРХНЬОГО СТУПЕНЯ НА ЙОГО КАВІТАЦІЙНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Get PDFAbstract. The phenomenon of cavitation is inherent in all vane machines, the working medium of which is liquid. With a certain combination of input pressure, flow rate, rotor speed, and the gas saturation of the working fluid in the vane machine, cavitation may occur. Cavitation negatively affects the power characteristics of the vane machines. It leads to a drop in the power parameters for the pumps and damage to their flowing parts. And also at times increases the pulsation of pressure at the pump outlet and vibration. This is especially dangerous for LPRE chambers, as the pulsation of pressure leads to the appearance of low-frequency oscillations of the chamber itself. Therefore, it is so important, even at the design stage, to determine the cavitation perfection of the LPRE vane pump and take measures to increase it.When developing the RD861K engine, high demands were placed on the power perfection of the oxidizer pump. The efficiency of the oxidizer pump RD861K should be 5% higher than that of the oxidizer pump RD861 (pump prototype).To increase the efficiency of the oxidizer pump of the RD861K engine, a number of design parameters was changed (compared to the prototype). These works were crowned with success, the required efficiency value was achieved. However, some of the taken measures had a negative impact on the cavitation perfection of the pump.This study is devoted to the analysis of the influence of the design parameters of the RD861K engine pump (which make it possible to increase its efficiency) on its cavitation properties. During the analysis, it was determined how the design parameters affect the nature of the cavitation characteristicof the oxidizer pump RD861K and RD861. It is also established how a concrete design change affects the value of the suction specific speedof the pump. In addition to the above studies, an analysis was made of cavitation characteristics of pumps operating on a gas-containing two-phase liquid. Based on the results of the analysis, the dependence of the decrease in therelativesuction specific speedof the pump on the amount of gas supplied to the inlet to the pump was constructed. The results of this study allow us to estimate the magnitude of cavitation pump failure at the design stage, depending on the design features of its flowing part when working liquid withoutgas and on the gas-liquid two-phase mixture.Анотація. Явище кавітації властиве всім лопатевим машинам, робочим тілом яких є рідина. При певному поєднанні вхідного тиску, витрати робочої рідини, частоти обертання ротора, а також величини газонасичення робочої рідини в лопатевій машині може виникнути кавітація. Кавітація негативно впливає на енергетичні характеристики лопатевої машин. Вона також призводить до пошкодження їх проточної частини. Так як насос РРД є лопатевою машиною (для РРД з насосною системою подачі робочого тіла), виникнення кавітації в рази підвищує пульсацію тиску на виході з насоса, а також вібрацію. Особливо це небезпечно для камер РРД, так як пульсація тиску призводить до виникнення низькочастотних коливань самої камери.При розробці двигуна РД861К до насоса окислювача було пред'явлено високі вимоги по величині ККД. Його ККД має бути на 5 % вищим, ніж у насоса прототипу.
Для підвищення ККД насоса окислювача двигуна РД861К було змінено ряд конструктивних параметрів (порівняно з прототипом). Дані роботи увінчалися успіхом, необхідна величина ККД була досягнута. Однак деякі з проведених заходів негативно позначилися на кавітаційній досконалості насоса.Дане дослідження присвячене аналізу впливу конструктивних параметрів насоса двигуна РД861К (які дозволяють збільшити його ККД) на його кавітаційні властивості. У ході аналізу було визначено, як відрізняється характер кавітаційних характеристики насосів окислювача двигунів РД861 і РД861К. Також визначено вплив зміни конструктивних параметрів насоса окислювача двигуна РД861К на величину його кавітаційного коефіцієнта швидкохідності. Крім вищезазначених досліджень, проведено аналіз кавітаційних характеристик насосів, що працюють на газорідинній суміші. За результатами аналізу побудовано залежність зменшення відносної величини кавітаційного коефіцієнту швидкохідності насоса від кількості вільного газу, що подається на вхід у насос. Результати дослідження дозволяють оцінити величину кавітаційного коефіцієнта швидкохідності насоса на етапі проектування в залежності від його конструктивних параметрів при роботі на чистій рідині та на газорідинній суміші
СИСТЕМА ПЕРЕТВОРЕННЯ ЕНЕРГІЇ ТА УПРАВЛІННЯ ЕЛЕКТРИЧНОЇ РАКЕТНОЇ ДВИГУННОЇ УСТАНОВКИ
Get PDFAbstract. The report presents the results of the development of the PPU-500, which is part of the SPS-500 electric propulsion system based on the ST-40 Hall thruster. PPU-500 contains all power supplies necessary for the operation of the propulsion system: discharge; electromagnet; cathode heater and keeper; power supplies for valves and heaters of the storage and feeding working substance, as well as a standby power supply that ensures the standby mode of PPU operation.The converter of the discharge power supply is built using a bridge topology with a phase-shifted output power control circuit. The remaining power supplies are built according to the topology of a step-down synchronous converter with current or voltage stabilization. The discharge power supply is a controlled power supply. The power supplies for the cathode heater and electromagnet current sources are. The accuracy of power supplies output parameters in not worse than 1.5%. The valves of the feeding system are controlled in order to stabilize the pressure in the receiver by periodically turning on/turning off the high- and low-pressure valves. For control the valves, signals taken from pressure sensors installed in the receiver are used. The PPU control unit ensures an accuracy of maintaining pressure in the receiver no worse than 2.5%. The control unit of the PPU is built using a microcontroller with an ARM core. It implements the functions of monitoring the condition of the program, restoring the program firmware if an integrity violation is detected, and the ability to remotely flash a new version. To communicate the SPS-500 with the on-board control system, a galvanically isolated CAN interface is used. It can be also the RS485/RS42 interface.During operation of the propulsion system, operating parameters are measured using multi-channel ADCs and DACs. The obtained data, on the one hand, is used to assess the current state of the propulsion system and control Hall thruster operating modes. On the other hand, they are transmitted as telemetry signals reflecting the current state of the SPS-500, operating mode and emerging emergency conditions of the equipment. PPU is possible to alternately control two thrusters. Solid-state switches are used to switch the corresponding power sources.Testing of the PPU-500 as part of the SPS-500 propulsion system with the ST-40 Hall thruster and a flight prototype of the working substance feeding system confirmed the technical solutions adopted. The operating efficiency of PPU-500 for the nominal operating mode of the propulsion system is 94%.Анотація. У доповіді наведено результати розробкисистеми перетворення електричної енергії та управління PPU-500, яка входить до складу рушійної установки SPS-40 на базі Холловського двигуна ST-40. PPU-500 містить усі необхідні для роботи рушійної установки джерела електроживлення: розряду; електромагніту; нагрівача та кіперу катода; джерела електроживлення клапанами та нагрівачів системи подачі робочої речовини, а також джерело, що забезпечує режимочікування роботи PPU.Перетворювач джерела електроживлення розряду побудований замостовою топологією зі схемою фазо-зсувного управління вихідною потужністю. Інші джерела електроживлення побудовані за топологією понижуючого синхронного перетворювача зі стабілізацією струму або напруги. Джерело електроживлення розряду є керованим джерелом потужності. Джерела електроживлення нагрівача катода та електромагніту є джерелами струму.Управління клапанами системи подачі з метою стабілізації тиску в ресивері здійснюється періодичним включенням клапанів високого та низького тиску. Для керування клапанами використовуються сигнали, що знімаються з датчиків тиску, встановлених у ресивері. Блок управління PPU забезпечує точність підтримки тиску в ресивері не гірше за 2.5%.Управляюча частина PPU побудована з використанням мікроконтролера з ARM-ядром. В схемі реалізовані функції контролю програми, можливість відновлення прошивки програми при виявленні порушення цілісності та можливості віддаленої прошивки нової версії програми. Для зв'язку рушійної установки SPS-500 з бортовою системою управління використовується інтерфейс CANабо RS485/RS42. Вимірювання робочих параметрів рушійної установки здійснюються за допомогою багатоканальних АЦП та ЦАП. Отримані дані використовуються для оцінки поточного стану рушійної установки та управління режимами роботи двигуна. З іншого боку, отримані дані передаються, як сигнали телеметрії, що відображають поточний стан рушійної установки, режими роботи двигуната аварійні стани, що виникають під час роботи.При розробці PPU передбачена можливість почергового управління двома двигунами. Для перемикання відповідних джерел живлення застосовані електронні комутатори.Випробування PPU-500 у складі рушійної установки SPS-40 з двигуном ST-40 і льотним зразком системи подачі робочої речовини підтвердили прийняті технічні рішення. ККД PPU-500 при номінальному режимі роботи рушійної установки становить 94%
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ ОБРАБОТКИ ЦИФРОВЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ ПРИ КОНТРОЛЕ ПОВЕРХНОСТЕЙ ОБЪЕКТОВ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ
Get PDFПоверхні технічних об'єктів, які недоступні для візуального спостереження досліджені шляхом вивчення цифрових зображень, що містять інформацію про їх стан та якість. Отримані дані дозволяють порівнювати та визначати класи нормальних та аномальних цифрових зображень. Результати та висновки візуального аналізу були підтверджені статистичною обробкою матричних вимірювань цифрових зображень. У контексті відсутності апріорних даних щодо статистичних закономірностей експериментальних вимірювань яскравості цифрових зображень технічних об'єктів, що розробляються та недоступні для спостереження, їх стан та якість слід контролювати всебічно та поетапно. На першому етапі шляхом візуального аналізу цифрових зображень проводиться їх класифікація з виділенням класу аномальних цифрових зображень та класу зображень, поверхні яких вважаються нормальними. На другому етапі за допомогою статистичної обробки вимірювальних матриць формуються дані для візуально-аналітичного аналізу та перевірки гіпотез про стан контрольованих поверхонь технічних об'єктів та підтвердження результатів їх класифікації візуальним оглядом цифрових зображень. Методи обробки матриць експериментальних вимірювань - це оцінка їх математичних очікувань, дисперсій, коефіцієнтів кореляції, емпіричних функцій та законів розподілу ймовірностей. Ці інтегровані оцінки є інформативними показниками статистичної однорідності вимірювальних зразків як випадкових величин. Вони використовуються при проектуванні, розробці та випробуванні ракетно-космічних об’єктів. В результаті роботи запропоновано новий метод візуально-аналітичної обробки цифрових зображень для контролю поверхонь об'єктів ракетно-космічної техніки під час їх проектування та випробувань.State control method of visual inaccessible surfaces of technical objects was examined by research of digital images which contains information about their state and quality. Received data lets classity compare and mark out the classes of normal and abnormal digital images. Results and conclusion of visual analysis were confirmed by statistical treatment of matrix measurements of digital images. In the context of a lack of a priori data on the in formativeness and statistical regularities of experimental matrices for measuring the brightness of digital images of technical objects being developed and inaccessible for observation, their condition and quality should be monitored in a comprehensive manner and in stages. At the first stage, by visual analysis of digital images, their classification is carried out with the allocation of a class of anomalous digital images and a class of images, the controlled surfaces of which are considered normal. At the second stage, by means of statistical processing of measurement matrices, data are generated for visual - analytical analysis and verification of hypotheses about the state of the controlled surfaces of technical objects and confirmation of the results of their classification by visual examination of digital images. Methods of processing matrices of such experimental measurements are an estimation of their mathematical expectations, variances, correlation coefficients, empirical functions and probability distribution laws. These integrated estimates are informative indicators of statistical homogeneity of measurement samples as random variables. They are used in the design, development and testing of rocket and space technology facilities. As a result of the work, a new method of visual-analytical processing of digital images was proposed to control the surfaces of objects of rocket and space technology during their design and testing.Поверхности технических объектов, которые недоступны для визуального наблюдения, исследованы путем изучения цифровых изображений, содержащих информацию об их состоянии и качестве. Полученные данные позволяют сравнивать и определять классы нормальных и аномальных цифровых изображений. Результаты и выводы визуального анализа были подтверждены статистической обработкой матричных измерений цифровых изображений. В контексте отсутствия априорных данных о статистических закономерностях экспериментальных измерений яркости цифровых изображений технических объектов, которые разрабатываются и недоступны для визуального наблюдения, их состояние и качество следует контролировать последовательно и поэтапно. На первом этапе путем визуального анализа цифровых изображений проводится их классификация с выделением класса аномальных цифровых изображений и класса изображений, поверхности которых считаются нормальными. На втором этапе с помощью статистической обработки экспериментальных измерений формируются данные для визуально-аналитического анализа и проверки гипотез о состоянии контролируемых поверхностей технических объектов. Обработка матриц экспериментальных измерений - это оценка их математических ожиданий, дисперсий, коэффициентов корреляции, эмпирических функций и законов распределения вероятностей. Эти интегрированные оценки являются информативными показателями статистической однородности измерительных данных как случайных величин. Они используются при проектировании, разработке и испытаниях объектов ракетно-космической технике. В результате работы предложен новый метод визуально-аналитической обработки цифровых изображений для контроля поверхностей объектов ракетно-космической техники при проектировании и испытаниях
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ШАГОВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ПРИВОДАХ АНТЕНН СИСТЕМ ПРОГРАММНОГО СОПРОВОЖДЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ЗЕМНОЙСТАНЦИИ
Get PDFУ зв'язку зі стрімким зростанням кількості програм зі створення та експлуатації малогабаритних студентських супутників, виникає необхідність реалізації радіолінії «Земна станція – КА» з використанням технологій програмних алгоритмів і фізичної реалізації механізмів управління системами автоматизованого супроводу супутника антеною земної станції. Оскільки такі системи експлуатуються в різноманітних погодних умовах, в основному при різних швидкостях вітру, то необхідно забезпечити можливість протистояти таким навантаженням. Сьогодні використовують черв'ячні редуктори з ефектом самогальмування, однак вони дорогі у виробництві і мають низький ККД. Тому для забезпечення гнучкості та універсальності системи управління було прийнято рішення замінити черв'ячний редуктор звичайним двохелементним редуктором і кроковим двигуном. Така реалізація дозволяє зменшити кількість вузлів зі статичним механічним коефіцієнтом передачі (редуктор із заданим коефіцієнтом передачі) і замінити їх вузлами з можливістю програмного регулювання швидкості обертання. Основною перевагою такої реалізації системи управління є наявність постійного моменту на валу двигуна в робочому режимі за будь-якої швидкості обертання, що дозволяє підтримувати плавність руху антеною системи навіть при малих кутах переміщення без коливального ефекту. Такий спосіб реалізації дозволяє використовувати цей підхід у складі систем на базі антени з діаграмою спрямованості від 5 до 30 градусів.In connection with the rapid growth of programs for the creation and operation of small-sized student satellites, it becomes necessary to implement a radio link earth station - spacecraft using software algorithms technologies and physical implementation of control mechanisms for automated satellite tracking systems with an antenna earth station. Since such systems operate in different weather conditions, mainly at different wind speeds, it is necessary to provide the ability to withstand such loads. Today, worm gearboxes are used, which have a self-braking effect, but they are expensive to manufacture and have low efficiency. Therefore, to ensure the flexibility and versatility of the control system, it was decided to replace the worm gearbox with a conventional two-element gearbox and a stepper motor. This implementation makes it possible to reduce the number of nodes with static mechanical transmission ratios (gearbox with a given transmission ratio) and replace them with nodes with the ability to programmatically control both the rotation speed and the transmission ratio itself. The main advantage of such implementations of the control system is the presence of a constant torque on the motor shaft in the operating mode at any speed of rotation, which allows maintaining the smooth movement of the antenna system even at small angles of movement without oscillatory effect. This implementation method allows using this approach as part of antenna-based systems with a radiation pattern from 5 to 30 degrees.В связи со стремительным ростом числа программ по созданию и эксплуатации малогабаритных студенческих спутников, возникает необходимость реализации радиолинии «Земная станция — КА» с использованием технологий программных алгоритмов и физической реализации механизмов управления системами автоматизированного сопровождения спутника антенной земной станции. Поскольку такие системы эксплуатируются в различных погодных условиях, в основном при разных скоростях ветра, то необходимо обеспечить возможность противостоять таким нагрузкам. Сегодня используют червячные редукторы, которые обладают эффектом самоторможения, однако они дороги в производстве и отличаются низким КПД. Поэтому для обеспечения гибкости и универсальности системы управления было принято решение заменить червячный редуктор обычным двухэлементным редуктором и шаговым двигателем. Такая реализация позволяет уменьшить количество узлов со статическим механическим коэффициентом передачи (редуктор с заданным коэффициентом передачи) и заменить их узлами с возможностью программного регулирования скорости вращения. Основным преимуществом такой реализации системы управления является наличие постоянного момента на валу двигателя в рабочем режиме при любой скорости вращения, что позволяет поддерживать плавность движения антенной системы даже при малых углах перемещения без колебательного эффекта. Такой способ реализации позволяет использовать этот подход в составе систем на базе антенны с диаграммой направленности от 5 до 30 градусов