СИСТЕМА ВОЗДУШНОЙ ПОСАДКИ ОРБИТАЛЬНОГО САМОЛЕТА

Полезная модель относится к области авиакосмической техники, в частности, к многоразовым авиакосмическим системам (МАКС) с горизонтальным воздушным стартом орбитального самолета (ОС)и воздушной посадкой на самолет-носитель (СН).
Известны (см. Шкадов Л.М., Плохих В.П., Володин СВ., Кобзев В.И. «О возможности посадки орбитального самолета на самолет-носитель при спуске с орбиты» 5-ый Международный научно-технический симпозиум. Авиационные технологии 21 века. 17-28/8, 1995 г.) системы выведения на околоземные орбиты, предусматривающие различные виды старта с наземных, воздушных и морских комплексов. Возможным вариантом является применение в качестве первой ступени многоразовой космической транспортной системы (МКТС) дозвукового самолета-носителя (СН) или экраноплана морского базирования. В качестве второй ступени предусматривается применение орбитального самолета (ОС) с ЖРД или ЖРД + ГПВРД.
Одной из основных концепций МКТС является система с СН и ОС в качестве второй ступени. В зависимости от типа двигательной установки (ДУ) ОС может оснащаться внешним топливным баком или быть одноступенчатым. МКТС с первой ступенью выполнен в виде экраноплана на основе использования техники судостроения и амфибийных транспортных систем, использующих экранный эффект при полете вблизи земной и водной поверхности. Такая МКТС при старте с акватории рассматривается в
широком интервале взлетных масс, вплоть до нескольких тысяч тонн, что намного больше, чем у сухопутных самолетов. Благодаря этому практически снимается ограничение на стартовую массу ОС и его нагрузка может быть увеличена. В режиме воздушной посадки ОС на самолет-носитель (СН) алгоритм управления при сближении ОС и СН определяет точность посадки в воздухе, показывает возможность отработки ошибок слежения и посадки ОС на носитель в полете.
Траектория полета ОС-1 на этапе наведения строится исходя из требований, определяемых поставленной задачей обеспечения требуемого времени на проведение встречи и заданной точности выведения в окрестность СН-2.
Однако в структуре СН-2 не определены условия и энергетические возможности при контакте с ОС.
Известна (свидетельство на полезную модель №0024990. 25/12-01) система воздушной посадки орбитального самолета, включая самолет-носитель (СН), с отделяемым внешним топливным баком орбитальный самолет, крепящийся на электромеханических замках на фюзеляже самолета-носителя, системы автоматического управления с вычислителями управления тягой двигателей, установленные на самолете-носителе и орбитальном самолете системы навигации, содержащие спутниковые и навигационные системы, инерциальные навигационные системы, системы воздушных сигналов, радиовысотомеры, связанные с САУ, центральные вычислители, вычислители посадки, соединенные с ними устройства сопряжения и коммутации с адаптерами ввода и вывода информации, пульты управления с системами отображения информации, электромагнитнуй) систему воздушной посадки (ЭСВП), состоящее из электромагнитных соленоидов бегущего магнитного поля, расположенных ритмически на балках фюзеляжа СН, в концевых зонах ЭСВП расположены компенсирующие обмотки, создающие пульсирующие потоки, противоположные потокам продольного краевого эффекта и электромагнитные замки крепления ОС.
Однако в данной системе не определены энергетические возможности при контакте ОС и СН в условиях воздушной посадки. При условии использования углеводородного топлива для привода электрогенераторов питания электромагнитных соленоидов весовые характеристики системы неудовлетворительны.
Целью разработки полезной модели системы воздушной посадки орбитального самолета (ОС) является решение проблемы энергопитания для обеспечения всеазимутальной посадки, расширения диапазона мест посадки МАКС, повышения точности и безопасности полета, а также обеспечение высокой эксплуатационной гибкости и выживаемости в аварийных ситуациях.
Для решения указанной задачи в систему воздушной посадки (СВП) орбитального самолета, содержащие бортовое оборудование  - системы автоматического управления (САУ) с вычислителями управления тягой двигателей (ВУТД), системы навигации, установленные на СН и ОС, и состоящие из спутниковых навигационных системы (СНС), инерциальных навигационных систем (ИНС), систем воздушных сигналов (СВС), радиовысотомеров (РВ), связанные с САУ, центральных вычислителей систем, вычислителей посадки, соединенных с устройствами сопряжения и коммутации (УСК), включающие адаптеры ввода и вывода информации, пульты управления с системами отображения информации СОИ, электромагнитные замки крепления ОС, электромагнитную систему воздушной посадки (ЭСВП), состоящую из электромагнитного экрана, размещенного на ОС, и ряда электромагнитных соленоидов бегущего магнитного поля, расположенных ритмически на балках фюзеляжа СН, при этом компенсирующие обмотки соленоидов размещены в концевых зонах ЭСВП, а источник электроснабжения ЭСВП выполнен в виде взрывного магнитогидродинамического генератора со сверхпроводящей магнитной системой, установленной внутри задней части центроплана фюзеляжа двухбалочного триплана, а выход которого соединен со входными обмотками ЭСВП.
На фиг.1 изображена общая схема системы воздушной посадки ОС на СН-триплан с использованием ЭСВП, установленной на балках фюзеляжа. и
На фиг.2 представлена схема оборудования электропитания системы воздушной посадки, на фиг.3 - блок-схема оборудования СВП.
На фиг.4 изображена схема электромагнитной системы торможения воздушной посадки.
Структурная схема бортового оборудования ОСВП приведена на фиг.1, 3 где изображены:
1 - орбитальный самолет (ОС);
2 - самолет-носитель (СН);
3 - космическая часть спутниковой навигационной системы;
4, 5 - антенно-фидерная система - спутниковые антенны бортовой части СНС;
6 - бортовая часть СНС-аппаратура потребителя, включающая радиоинтерферометрический приемник;
7 - инерциальная навигационная система (ИНС);
8 - система воздушных сигналов (СВС);
9 - радиовысотомер (РВ);
10 - система автоматического управления (САУ)
11, 23 - вычислители управления тягой двигателей (ВУТД);
12, 16 - устройства сопряжения и коммутации (УСК);
13, 17 - адаптеры ввода информации;
14, 18 - адаптеры вывода информации;
15 - аппаратура межсамолетного обмена;
19 - навигационный комплекс ОС;
20 - СНС орбитального самолета;
21 - ИНС орбитального самолета;
22 - САУ ОС;
24, 30 - центральные вычислители;
25, 35 - вычислитель действительных координат;
26 - блок формирования изображений;
27, 31 - система отображения информации (СОИ);
28, 32 - пульты управления;
29, 33 - лазерные дальномеры;
34, 38 - вычислители посадки;
36 - логический блок запрета посадки;
37 - блок прогноза;
39, 45 - телевизионные камеры (ТВК);
40, 46 - электроприводы ТВК;
41, 47 - вычислители стыковочных механизмов;
42, 43, 44, 48, 49, 50 - электромеханические механизмы стыковки (замки);
51 - электромеханическая система торможения;
52 - электропроводящий экран.
На фиг 2:
53 - магнитогидродинамический взрывной генератор (МГД.8Г),
54 - сверхпроводящая магнитная система (СПМС);
55 - заряд взрывчатого вещества (ВВ);
56 - поток плазмы;
57 - фронт плазмы;
58 - электроды;
59 - сверхпроводящие обмотки;
60, 61 - криостат;
62 - обмотки;
63 - взрывная камера.
На фиг.4.
64, 65 - электропроводящие шины;
66 - пазы обмотки - соленоидов.
Система воздушной посадки (СВП) орбитального самолета (ОС) -1 включающая самолет - триплан-носитель - 2, ОС-1 с отделяемым внешним топливным баком (ВТБ), крепящийся на электромеханических замках на фюзеляже СН - 2, системы автоматического управления 10 и 22, вычислители управления тягой двигателей 11 и 23, системы навигации, установленные на СН 6-9, 12 и ОС - 19 и состоящие из СНС - 6, ИНС - 7, СВС - 8, РВ - 9, связанные с САУ - 10, вычислители посадки 38 и 34, центральные вычислители 24 и 30, соединены» с УСК 12 и 16, включающие адаптеры ввода 13 и 17 и вывода 14 и 18 информации, пульты управления 28 и 32 с системами СОИ 27 и 31. На ОС - 1 и СН - 2 установлены СНС - 6, 20 (радиоинтерферометры) замкнутые телевизионные системы наблюдения и контроля 39, 40 и 45, 46 электромеханических замков 42-44 и 48-50 для воздушной посадки ОС - 1, и соединены с СОИ - 27 и 31, установленных на пультах управления 28, 32. Аппаратура межсамолетного обмена информацией 15 связана с УСК 12 и 16. Лазерные дальномеры 29 и 33 соединены с системой центральных вычислителей 24 и 30. Блок прогноза параметров посадки 37 соединен с логическим блоком запрета посадки 36, соединен с вычислителем 38 посадки. Вычислители действительных координат 25 и 35 соединены соответственно с центральными вычислителями 24 и 30; 51 и 52 -электромагнитная система воздушной посадки установлен» на балках фюзеляжа СН, и электропроводящий экран на ОС. Источники электроснабжения ЭСВП - 51 - магнитогидродинамический генератор 53 со сверхпроводящей магнитной системой 54, выход которого соединен со входами обмоток ЭСВП 51.
Сведения, подтверждающие возможность достижения положительного результата. Система работает следующим образом.
Управление СВП ОС основано на определении расчетной траектории спуска и посадки на СН и требует значительного объема вычислений, реализованных в центральном вычислителе 30 ОС.
Управление по прогнозируемой траектории использует приближенное решение уравнений движения космических летательных аппаратов. С помощью алгоритма управления вычисляется прогнозирование траектории. Алгоритм определяет аналитические выражения для дальности до точки начала полета по самолетной траектории, вычисления бокового сноса в зависимости от угла атаки α и угла крена γ, а также выражения для их чувствительности к параметрам управления. Ограничение аэродинамического нагрева, которое является основным показателем, определяющим форму траектории, обеспечивается за счет соответствующего выбора соотношения высоты и скорости корабля.
ОС-1, способный маневрировать в атмосфере за счет аэродинамических сил, по окончании полета по орбите входит в атмосферу по траектории, близкой к круговой.
Траектории входа в атмосферу достаточно пологие для обеспечения малых нагрузок и ограничений конвективного нагрева ОС, за счет этого время спуска существенно возрастает. Алгоритм управления, вырабатывая команды на изменение углов α и γ, обеспечивает переход к полету по самолетной траектории в заданной области при ограничениях на аэродинамический нагрев и перегрузки.
Траектория спуска ОС-1 обеспечивает малые ускорения торможения и скорости нагрева, что накладывает ограничения на изменение угла наклона 9 траектории спуска. Управление сближением ОС-1 и СН-2 предусматривает использование бортовых систем, следящих за целью и выдающих информацию о движении ОС-1 относительно СН-2. Основными параметрами относительного движения являются компоненты векторов
относительной дальности D и относительной скорости . Величины D,  измеряются с достаточной точностью с помощью лазерных дальномеров 29, 33. Угловые скорости линии визирования определяются с помощью датчиков угловых скоростей.
y
Вертикальное наведение, т.е. выведение ОС-1 на высоту полета СН-2, совмещается по времени с горизонтальным наведением, проводимым большую часть времени на высотах, на которых располагаемые боковые перегрузки ОС максимальны. Однако, окончание вертикального наведения должно совмещаться по времени с окончанием горизонтального наведения и обеспечивать заблаговременный выход ОС на высоту СН. Вертикальное наведение может вестись путем задания вертикальной скорости V ОС-1 (угла наклона траектории θ к горизонту) или определенного программного закона изменения высоты и скорости полета в функции времени.
Процесс дальнего наведения заканчивается захватом СН-2 бортовыми средствами наведения ОС-1 и переходом на самонаведение ОС-1 по сигналам бортовых средств наведения. Причаливание заключается в проведении маневра, обеспечивающего подход
ОС-1 к СН-2 с нулевой или минимальной относительной скоростью и с требуемой относительной ориентацией ОС и СН. Процесс причаливания заканчивается соприкосновением стыковочных узлов обоих аппаратов (параллельное соединение ЛА).
Условия причаливания определяются характеристиками измеряемых средств, влиянием аэродинамических сил, типов стыковочных механизмов, динамикой процесса столкновения объектов.
Причаливание осуществляется в ручном, полуавтоматическом и автоматическом режимах. Режим ручного управления происходит без автоматической обратной связи. Для автоматического причаливания необходимо наведение, при котором в соответствии с измеряемыми значениями параметров движения вырабатываются управляющие сигналы, реализуемые системой управления ориентации линии визирования и угловые отклонения от номинальной линии сближения.
Этап стыковки начинается с момента первого контакта стыковочных механизмов и завершается окончательным соединением стыковочных аппаратов.
Стыковочные аппараты должны:
- уменьшать разность скоростей между аппаратами до нуля и рассеивать относительную кинетическую энергию;
- после первого контакта обеспечивать между аппаратами механическую связь для избежания отскакивания их друг от друга;
- точно выравнивать оси аппаратов;
- после срабатывания основных замков обеспечить достаточную жесткость соединения.
Стыковочные механизмы предназначены в основном для стыковки "сотрудничающих" объектов и состоят из двух основных узлов. Один из узлов жестко связан с корпусом ОС, а другой, включающий подвижные части, соединен с корпусом СН-2 через совокупность пружин и демпферов, гасящих относительную кинетическую энергию и компенсирующих начальные смещения.
Управляемые замкнутые телевизионные системы (ТС), установленные на СН-2, 39-27 и ОС-1 45-31 предназначены для наблюдения и контроля процесса стыковки и контакта замков 42-43-44 и 48-49-50. ТС состоит из передающей телевизионной камеры (ТВК), преобразователя световой энергии в электрический сигнал, канала связи и преобразователя электрического сигнала в изображение. ТС включает комплекс технических средств - оптическое устройство с источником освещения - телевизионную камеру, усилитель-формирователь полного сигнала, развертывающее устройство, генератор синхронизирующих импульсов, усилитель и селектор
сигналов - преобразователь "сигнал-свет" - видеоконтрольное устройство (ВКУ). ТВК 39 и 45 с трансфокаторами установлены в зонах расположения электромеханических замков стыковки. ВКУ-СОИ 27 и 31 системы отображения информации установлены на пультах управления 28 и 32. Управление телевизионными камерами 39 и 45 осуществляется дистанционно с помощью электроприводов 40 и 46.
Лазерная система сближения и наведения размещена на обоих объектах ОС-1 и СН-2. При работе, когда СН-2 находится на стационарной траектории полета, ОС-1 маневрирует для сближения с ним. Системы углового слежения используются в ОС-1 и ОН-2. Системы обеспечивают широкое поле зрения в режиме обнаружения и узкое поле для уменьшения влияния фона и повышения угловой точности при слежении.
В качестве информационного ядра навигационной системы ОС служит инерциальная навигационная система ИНС-7, коррекция нарастающих погрешностей которой осуществляется с помощью спутниковой навигационной системы (СНС) - 6. Приемное устройство, принимающее навигационные сигналы спутников СНС-6, функционирует в двух диапазонах частот, что дает возможность исключить погрешности, обусловленные рефракцией лучей в атмосфере.
Для улучшения разрешающей способности и повышения точности измерений углов и координат используется интерферометр, антенны которого содержат сильно разнесенные между собой элементы. Если наблюдаемые источники излучения двигаются относительно интерферометра на расстояниях, соизмеримых с его базой (расстояния между антенными устройствами), то наряду с дальностями до цели можно измерять углы положения объекта.
В аппаратуре потребителей измеряется псевдодальность по оценке задержки огибающей псевдослучайных последовательностей и радиальная псевдоскорость по оценке доплеровского смещения частоты несущей. В сигналы кодов закладывается соответствующий массив служебной информации, содержащий эффемериды, альманах, частотно-временные поправки, метки времени, сведения о работоспособности бортовой аппаратуры СНС; по результатам измерений в аппаратуре потребителей при использовании служебной информации решается навигационно-временная задача.
Дальность измеряют путем фиксации времени (разности времени) распространения огибающей простых сигналов или фазы (разности фаз) модулирующих псевдослучайных последовательностей. Радиальные скорости фиксируются по оценке доплеровского смещения несущих частот. Углы положения объекта вычисляются интерферометрическим способом с фазовым отсчетом.
Адаптер ввода - связи 13 с бортовым оборудованием обеспечивает ввод информации с бортовых цифровых систем. Адаптер 13, 17 ввода данных обеспечивает одновременный прием на ЦВ-24 разнородной асинхронной информации в полном объеме (от каждого источника) с точностью временной привязки принимаемых параметров не хуже 0,001с.Временная привязка, наряду с априорными данными (преобразование, транспортное запаздывание), необходима для дальнейшей синхронизации информации и приведения ее к шкале единого времени и одного информационного потока по стандарту RS-232,
Диспетчер ЦВ-24 осуществляет две основные функции:
- распределяет процессорное время ЦВ между вычислителями;
- производит обмен данными между отдельными вычислителями и блоками.
При распределении процессорного времени модулям присваиваются приоритеты, наивысший приоритет от датчиков "своего" ЛА и ОС. Управление им передается диспетчером сразу при поступлении информации, при передаче управления используется аппарат системных прерываний. Вычислители, производящие вычислительные операции и обработку входного потока информации, функционируют в определенной последовательности, которая заложена в диспетчере.
Вычислители ЦВ 23 и 24 предназначены для обработки информации с целью получения заданных точностных характеристик и позволяет производить комплексную обработку информации (КОИ), поступающей от СНС-4, ИНС-5, СВС-6.
В системе МАКС между ОС-1 и СН-2 через аппаратуру межсамолетного обмена 15 предусмотрен информационный обмен по координатам широты и долготы, составляющих скоростей, высоте и текущему времени. В вычислителе действительных координат 23 решаются задачи определения точностных характеристик ИНС-5, формирование значений координат, составляющих скоростей и истинного курса. С помощью калмановской фильтрации осуществляется оценивание параметров полета и далее производится КОИ.
Плазменные магнитно-гидродинамические(МГДЙ-взрывные генераторы (МГДВГ), используемые в ЭСВП, фиг.2. - преобразователи химической энергии взрывчатого вещества. В МГДВГ расширяющиеся продукты детонации проталкивают электропроводную плазму, образованную за головной ударной волной, через поперечное магнитное поле МГД-канала. Электроды МГД-канала соединяются с нагрузкой - со входными обмотками ЭСВП. Быстрое расширение газообразных продуктов детонации позволяет использовать сохраняемые МГД-канал и взрывную камеру. Неразрушаемость конструкции МГДВГ позволяет реализовать частотно-периодический режим работы
9
устройства. Уровень мощностей ~10 Вт и токов 0,5 Ма, эффективность преобразования энергии взрывчатого вещества (ВВ) в электрическую 5-10%. Предельный уровень генерируемой энергии оценивается величиной 10 Мдж. Удельная энергия единичного импульса определяется параметрами магнитной системы и при использовании сверхпроводниковых компонентов составляет 0,3-0,5 Дж/ч. МГДВГ обладает практически мгновенной готовностью к производству энергии, если магнитная система сверхпроводящая.
5
3
-4
3
Применение конденсированных ВВ в качестве первичного топлива позволяет осуществить генерацию сильных ударных волн, скорости которых при давлении окружающего газа меньше атмосферного достигают 8-12 км/с. Начальное давление рабочего газа выбирается в диапазоне 0,1-10 КПа с тем, чтобы развиваемые ударные давления не привели к разрушению установки. Если на входе в МГД - канал удается сформировать ударную волну, то за ее фронтом движется ударно-нагретый газ с температурой около 10. Удельное теплосодержание такой плазмы (~10Дж/г) примерно в 20 раз превышает теплосодержание исходного BB (~5×10Дж/г), однако из-за низкой плотности (~10г/см) плазмы за ударной волной удается сосредоточить только ~ 1% начальной энергии ВВ. Расширяющиеся продукты детонации (ПД) быстро охлаждаются до температуры порядка комнатных и становятся практически неэлектропроводными. Ударно-нагретый газ и продукты детонации разделены контактной поверхностью, причем плотность ПД за контактной поверхностью на порядок превышает плотность ударного газа. Такой слоистый поток движется в МГД-генераторе в поперечном магнитном поле. Принцип генерации импульса электроэнергии аналогичен обычному МГД-генератору. Отличие обусловлено наличием мощного неэлектропроводного "поршня" ПД.
2
2
В ортогональной системе координат индуцированное электрическое поле UB-E (здесь U - скорость, В - магнитное поле, Е - выходное электрическое поле,  вызывает поперечный, от одного электрода к другому, дрейф зарядов, и во внешней цепи возникает электрический ток. Так как положительные и отрицательные заряды дрейфуют в противоположных направлениях, в МГД-канале возникает электрическое поле поляризации, направленное навстречу индуцированному. Когда внешняя цепь разомкнута (R=∞). Ток отсутствует и поляризационное поле в точности.компенсирует индуцированное. В этом случае поле Е также, как и ток, равно нулю. При коротком замыкании генератора (R=0) поляризованное поле отсутствует, плотность индуцированного тока j=σ(UB-E) максимальна. В промежуточном случае
2
1
2
поляризационное поле составляет величину к(ЦВ-Е), где к=R/(R+R) - коэффициент нагрузки, и плотность тока равна j=σ(1-K)(UB-E).
2
При протекании тока I в электрической нагрузке генератора R выделяется энергия . Возникающая в плазменном потоке с объемом V электромагнитная (пондеромоторная) сила  совершает над плазмой механическую работу ,часть которой диссипируется в плазме в элементах конструкции МГД-канала, а полная часть этой работы выделяется во внешней электрической нагрузке. Отбор электрической энергии сопровождается торможением плазменного сгустка, а при сильном взаимодействии плазмы с магнитным полем наблюдается также торможение неэлектропроводного поршня продуктов детонации, толкающего плазменный сгусток. В таком режиме ПД совершает работу против пондеромоторных сил, действующих непосредственно на электропроводный сгусток плазмы.
j
0
В линейной схеме МГДВ-генератора (фиг.2) поперечное магнитное поле Во создается седлообразной магнитной системой. В объеме электродной системы МГД-канала сосредоточено до 15% полной энергии магнитной системы. Магнитное поле b, созданное индуцированным в МГД-канале током, в области перед плазменным сгустком складывается с полем В.
0
Для эффективного использования энергии газового потока длина электродов во много больше поперечных размеров МГД-канала (l»h»a). Максимальное индуктивное сопротивление 0,1 Ом при времени нарастания тока в нагрузке ~10 мкс (время прохода плазменным сгустком неоднородного участка магнитного поля на входе в электродную систему); омическое сопротивление плазмы на этом участке также 0,1 Ом. При движении сгустка плазмы по МГД-каналу одновременно с уменьшением индуктивности токового контура уменьшается и внутреннее омическое сопротивление за счет роста длины сгустка и его прогреве.
0
0
Индуцированные электрические поля и В при характерных скоростях плазмы 8-10 км/с и В=5 тл достигают значения 500 в/см, высота канала h=30 см, l«3-4 м. Напряжение на омической нагрузке может достигать значения 5кв при предельном токе для МГД-генераторе на уровне 0,5-1 Ма и длительности импульса тока до 1 мс.
0
0
п
i
п
0
Подключение нагрузки на выходе электродной системы осуществляется с применением индуктивно-омической нагрузки. В МГД-канале с размерами b×h×l в однородном магнитном поле В с постоянной скоростью движется плазменный сгусток длиной l. Сопротивление сгустка r=h/(σbl)=const, а безразмерная длительность импульса τ=t/t*∈[0, 1], где t*=l/u - масштаб времени.
i
н
i
1
1
0
п
0
0
0
пл
пл
пл
п
п
0
Эквивалентная электрическая схема с нагрузкой включает в себя внутреннее сопротивление генератора r, сопротивление нагрузки r, индуктивность нагрузки L (размерную) и переменную во времени собственную индуктивность электрической системы L, зависящую от ее геометрии и способа включения нагрузки. При условии u=const, L(τ)=L(1-τ)+L, где L=μ(h/b)lk - индуктивность системы плоскопараллельных токовых шин, К=К(h/b) - геометрический фактор электродной схемы, L - минимальная конечная (паразитная) индуктивность электродной системы (L«L).
н
L
k
н
1
п
н
В случае r=0 МГД-генератор работает в режиме индуктивного накопителя электрической энергии Qb конечной индуктивности контура, L=L+L(τ) (паразитной индуктивностью L пренебрегаем). Накопленная к концу процесса энергия (может быть выделена на омическом сопротивлении r, подключенном к генератору в момент времени τ≥1.
2
н
н
Импульсный МГД-генератор эффективно работает в варианте индуктивного накопителя электромагнитной энергии при подключении индуктивной нагрузки - одновиткового соленоида сечением 0,9 см, индуктивность соленоида L=1,1 мкГн, R=35÷280 ом, ε=2,7 при заряде гексогена массой 40 г.
Сверхпроводящая магнитная система [СПМС) обеспечивает после зарядки практически полную автономность; небольшая стационарная мощность нужна лишь для управления и диагностики,
В сверхпроводящем магните ток, создающий магнитное поле, протекает по сверхпроводнику, вследствие чего омические потери в обмотке весьма малы. Сверхпроводящий магнит намотан сверхпроводящим проводом, состоящим из волокон сверхпроводящего материала, сплава ниобия с титаном, заключенных в матрице из несверхпроводящего металла. Обмотку сверхпроводящего магнита помещают в криостат, поддерживающий температуру ниже температуры перехода проводов обмотки в сверхпроводящее состояние.
Параметры сверхпроводящего магнита ограничены свойствами сверхпроводящего провода значением его критической температуры, критическим магнитным полем и током. Ниобий-титановые сверхпроводящие магниты позволяют получать при 4,2° магнитную индукцию В<10 Тл, хладоагентом служит жидкий или газообразный гелий.
Достоинством сверхпроводящего магнита является малое потребление энергии, в основном на компенсацию теплоты, поступающей через теплоизоляцию криостата, по несверхпроводящим проводам, а также в омических контактах. В сверхпроводящих магнитах с постоянной индукцией расход энергии в тысячу раз меньше, чем омические
потери в резистивных обмотках. Генератор работает со свехпроводящими магнитами с полем до 5 Тл, энергия генерируемых импульсов составляет 5 Мдж при частоте смены зарядов до 1Гц. Генератор выполнен с двухсторонним истечением продуктов детонации из взрывной камеры. Предусмотрено поперечное секционирование электродов МГД-канала, что позволяет иметь высокое напряжение на нагрузке.
Принцип действия ЭСВП основан на взаимодействии изменяющего магнитного поля с электропроводящим экраном, результатом которого является возникновение электромагнитных сил, под действием которых обеспечивается взвешивание, угловая стабилизация и заданное перемещение движущегося ЛА-ОС-1 над поверхностью СН-2 на начальном этапе без механического контакта.
ЭСВП дает возможность существенно повысить летно-технические характеристики ЛА и технико-экономическую эффективность ЛА, оборудованных такой системой.
ЭСВП формирует электромагнитное поле на балках фюзеляжа ЛА-СН-2, на ОС-1 устанавливается электропроводящий экран. Повышается надежность посадочной системы за счет исключения механического контакта с СН-2, а также повышается безопасность этапа посадки, за счет управляемого магнитного поля сокращается конечная фаза стыковки ЛА. Снимается зависимость требуемого состояния поверхности СН-2 (коэффициент механического сцепления) от погодных условий. Более эффективно влияет на положение самолета на СН-2 за счет соответствующего управления как аэродинамическими, так и электродинамическими сигналами.
В ЭСВП-линейном асинхронном тормозе экран перемещается прямолинейно против действия бегущего магнитного поля, создаваемого линейным индуктором с распределенной обмоткой.
Индуктор содержит кольцевые катушки, ферромагнитные шайбы корпуса. При подключении катушек к сети электроснабжения СН-2 и циклическом изменении последовательности чередования фаз создается бегущее магнитное поле с периодически изменяющимся направлением движения, благодаря чему подвижный элемент экран ЛАОС-1 тормозится.
эм
ин
н
эм
1
1
1
1
ин
1
Анализ системы при движении экрана с переменной скоростью строится на основе баланса сил, действующих на экран: электромагнитной силы F, силы инерции F, нагрузочной силы F и силы, ограничивающей движение экрана (со стороны упругих демпферов), т.е. при заданных параметрах обмоток имеем F=f(S), где скольжение S=(V-V)/V, V - скорость потока, V - скорость экрана ЛА. Сила инерции F=mdv/dt=n VdS/dt.
н
огр
Силы F и F обычно зависят от смещения экрана
Δ
н
oгp
Таким образом F и F зависят от , а сумма всех сил, равная нулю, дает движение, связывающее S и t, что позволяет найти V(t). Поскольку экран ферромагнитный, заметную роль при больших скоростях играет поверхностный эффект, т.к. из-за больших значений магнитной проницаемости глубина проникновения электромагнитного поля АВ намного меньше, чем для немагнитных материалов.
B
B
B
В электромагнитной тормозящей системе магнитный индуктор с обмотками, имеющими уменьшающийся по длине шаг, создает бегущее с понижающейся скоростью магнитное поле, которое воздействует на тормозящийся экран ЛА. Разность скоростей поля V и ЛА V необходимо поддерживать такой, чтобы скольжение S=(V-V)/V имело примерно постоянное значение (S≈0,1-0,3). В противном случае, при больших S недопустимо возрастают электрические потери в тормозящемся объекте, пропорционально S. Краевые эффекты поперечный, продольный и поверхностный ухудшают эффективность преобразования энергии и требуют специальных мер для ослабления своего действия.
x
z
x
y
x
x
Поперечный краевой эффект связан с наличием у токовых линий продольных составляющих f, вызывающих дополнительные потери и создающие бесполезные поперечные силы f=jB. Поперечный краевой эффект увеличивает индуктивное сопротивление рассеяния вторичного контура. Для уменьшения j на боковых стенках канала укладываются металлические шины, удельная проводимость которых выше, чем у контура, благодаря этому токи j замыкаются по шинам, и действие поперечного эффекта снижается. Продольный краевой эффект связан с конечной длиной индуктора в направлении движения волны индукции, из-за чего в канале появляются пульсирующие магнитные потоки, создающие вихревые токи и дополнительные потери.
1
2
3
4
1
e
1
2
На фиг.4 изображен канал индуктора, длина которого равна длине волны поля В. В момент времени магнитная индукция в центре направлена сверху вниз, а в концевых зонах - снизу вверх. Торцевые поверхности T и Т сердечника индуктора снизу от канала имеют северную полярность, а поверхности Т и Т - южную. Поэтому на торцах сердечника возникают шунтирующие потоки рассеяния Ф. Они замыкаются через зазор в рабочей зоне канала и смещают всю кривую поля вниз по сравнению с кривой B для бесконечной длины на значение B через половину периода в момент времени t картина поля будет обратной и т.д.
Таким образом, из-за конечной длины сердечника индуктора на его концах возникают шунтирующие потоки, создающие пульсирующее поле в рабочей части канала 5, и подводящих магистралях, что приводит к снижению кпд и системы.
1
1
к
к
1
Пульсирующая индукция B при неизменных Ф будет тем меньше, чем длиннее канал, поэтому в длинных каналах продольный краевой эффект играет небольшую роль. Подавления этого эффекта - размещение в концевых зонах компенсирующих катушек Ф, токи в которых создают пульсирующий поток Ф, противоположный потоку Ф продольного краевого эффекта.
в
в
в
х
Поверхностный краевой эффект связан с тем, что магнитное поле, изменяющееся с частотой ω=2πf, проникает в среду с проводимостью Δ. Относительно любой точки движущего ЛА бегущее магнитное поле изменяется с частотой ωs, поэтому глубина проникновения в тело ЛА Δ. Если глубина Δ мала, магнитное поле не проникает в глубь обшивки ЛА, что ухудшает рабочие характеристики системы; необходимо иметь Дв»5, Поверхностный эффект приводит к тому, что линии магнитного поля искривляются вдоль промежутка ЛА - поверхность СН, существенно возрастает продольное магнитное поле В и связанные с ним потоки рассеяния.
1
1
я
y
x
z
y
1
1
К экрану примыкает распределенная многофазная обмотка с током I, создающая синусоидальную волну магнитной индукции В, бегущую со скоростью V, фиг.3. По оси Y расположены ненасыщенные стальные сердечники, а боковые (по оси Z) стенки - непроводящие. Пусть скорость ЛА V меньше V. Тогда в системе координат, связанной с магнитным потоком, каждый элемент экрана движется влево, и в нем наводится ЭДС и токи плотностью j, направление которых находится по правилу правой руки. Эти токи образуют замкнутые вихревые линии (пунктир), которые перемещаются вслед за волной индукции. Поперечные составляющие тока j, взаимолействуя с B, согласно правилу правой руки создают удельную объемную силу f=jB, стремящуюся затормозить экран в направлении, противоположном движению волны магнитного поля (вдоль X). Эти процессы лежат в основе принципа действия системы электромагнитной посадки. Относительное движение экрана и волны поля характеризуются скольжением S=(V-V)/V. Когда экран двигается против поля (1<S<∞), система работает в режиме электромагнитного тормоза.
Преимущество ЛА схемы триплан - повышение безопасности и эффективности, а также снижение массы и стоимости СН и ЭСВП.
Наличие переднего крыла более равномерно распределяет аэродинамическую подъемную силу самолета по длине фюзеляжа, включая хвостовое оперение, облегчает балансировку самолета при выпуске и уборке закрылков, а также повышает продольное
демпфирование. Подъемная сила переднего крыла резко разгружает фюзеляж, уменьшая в 2-3 раза изгибающие моменты. Это дает возможность, в частности, сечение фюзеляжа делать с меньшим миделями и большей аэродинамической несущей поверхностью.
Создание ЭСВП дает возможность существенно повысить летно-технические характеристики и технико-экономическую эффективность ЛА, оборудованных такой системой. Применение ЭСВП позволяет:
- повысить безопасность этапов воздушной посадки;
- улучшить масса-габаритные, а в связи с этим и летно-технические характеристики ЛА;
- более эффективно влиять на положение ОС на СН за счет соответствующего управления как аэродинамическими, так и электродинамическими силами.
пoc
- обеспечивается мягкая посадка ОС массой 50-150 т с посадочной скоростью до 100 м/с, вертикальной скоростью от 3 до 6 м/с, при порывах ветра 15 м/с, а также его торможение с перегрузкой 2-3 единицы, V=180-240 км/час.