Розглянуто алгоритми виявлення лінійного тренда в параметрах електричних ракетних рушійних контрольованих установок. Тренд є інформативною ознакою стану рушійної установки. Для виявлення лінійного тренда використано обчислення коефіцієнтів рангової кореляції, а рішення про наявність тренда прийнято за критерієм Неймана - Пірсона. Цифрове моделювання процесів дозволило визначити граничні характеристики виявлення лінійного тренда.

Розглянуто алгоритми, які можна використовувати під час вирішення задач поточного контролю стану об'єкта, яким є електрична ракетна двигунна установка. Запропоновано алгоритми виявлення лінійного тренда інформативних ознак параметрів при значному рівні шуму. Отримано кінцеві співвідношення для реалізації запропонованих алгоритмів.

Сформульовано наближені моделі просторового розподілу параметрів струменів газу та плазми електрореактивного двигуна. Показано, що моделі адекватні чисельному та фізичному експериментам.

Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры на эффективность холловского двигателя малой мощности при различных расходах рабочего тела (ксенона). Показано, что использование проводящих полюсных наконечников (вместо диэлектрических) на переднем срезе разрядной камеры приводит к увеличению кпд двигателя ~ на 1 - 2 %.

Сравнена эффективность двух типов электрических ракетных двигателей космических аппаратов: с постоянной и регулируемой по величине тягой. Бортовым источником электрической энергии служат солнечные батареи. Оптимальное управление исследовано с помощью принципа максимума Понтрягина. Учет реальных особенностей регулировочной характеристики рассматриваемой двигательной системы позволяет сделать вывод о незначительности потерь эффективности при замене регулируемого двигателя существенно более простым двигателем постоянной тяги.

Представлены результаты предварительных экспериментов по исследованию СПД малой тяги, обработанных методом наименьших квадратов. Полученные результаты позволили выбрать основные факторы, влияющие на работу СПД, выбрать интервалы варьирования этих факторов и построить план полного факторного эксперимента. Проведенный эксперимент по этому плану представлен построенной регрессионной моделью работы СПД. Результаты работы показали, что для исследования СПД можно использовать планы полных факторных экспериментов.

Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры (РК) на локальные характеристики плазмы в холловском двигателе малой мощности. Полученные данные свидетельствуют о значительном влиянии проводимости стенок РК на локальные характеристики плазмы, что, в конечном счете, приводит к изменению интегральных характеристик двигателя и уровня колебаний электромагнитного поля.

Розроблено метод підвищення тяги стаціонарного плазмового двигуна (СПД) шляхом впливу на рух нейтральних часток робочого тіла (в тому числі іонів, що нейтралізувалися) за умови їх взаємодії зі спеціально створеною рельєфною поверхнею розрядної камери (РК). З метою визначення можливого наслідку такого впливу досліджено закономірності запалювання розряду в сучасних моделях СПД. Установлено нову залежність напруги запалювання розряду від параметрів процесу. Передбачено, що швидкість ерозії РК експериментальної моделі (з рельєфом на РК) у порівнянні з РК стандартної моделі СПД не збільшується.

Розроблено математичну модель розвитку основного газового розряду в самонагрівних газорозрядних порожнистих високоемісійних катодах (СГПВК) від таунсендівського до тліючого режиму, в якій враховано рівняння ланцюга електроживлення, рівняння швидкості додаткової іонізації в допоміжному розряді, зміну тиску газу уздовж осі розрядного проміжку, що дозволяє оптимізувати час розвитку та щільність струму основного тліючого розряду залежно від параметрів допоміжного розряду та ланцюга електроживлення. Запропоновано нове технічне рішення пристрою газопідвідного тракту з додатковими, введеними безпосередньо перед входом у СГПВК, ресивером і дроселем, що дозволяє зменшити час відновлення та глибину "провалу" масової витрати газу в момент запуску й оптимізувати діаметр отвору доданого дроселя, тиск газу перед додатковим ресивером та об'єм доданого ресивера за часом.

Рассмотрены электрореактивные двигательные установки (ЭРДУ) перемещения, стабилизации орбит и ориентации космических аппаратов. Показано, что для этих задач существует своя оптимальная скорость истечения рабочего вещества двигательной установки, которая существенно больше скорости истечения рабочего вещества из тепловых двигателей. Приведены удовлетворяющие законам сохранения математические модели электрореактивных движителей, их систем подачи рабочего вещества и электропитания. Рассмотрены версии реализации этих математических моделей. Дано описание динамических процессов в электрореактивных движителях, системах питания и управления ЭРДУ. Изложены полученные алгоритмы регулирования расхода рабочего вещества, напряжения подсистем электрореактивных движителей и управления режимами работы ЭРДУ.

Раскрыты актуальные проблемы проектирования газоразрядных полых высокоэмиссионных катодов (ГПВК). Предложены математическая модель, методика и программа расчетов стационарных рабочих процессов, параметров и характеристик ГПВК. Основные процессы в полости и во внешнем столбе катодов описаны в электрогазодинамическом приближении. Анализ функции распределения быстрых электронов по энергии выполнен средствами физической кинетики. Предложена методика расчета интегральных и локальных характеристик, позволяющая в зависимости от разрядного тока и расхода плазмообразующего газа для избранной схемы катода получить вольт-амперные и вольт-расходные характеристики, зависимости мощности разряда и электронного пучка, а также зависимости температуры различных участков поверхности полости от тока. Разработаны эрозионная модель и расчетно-эмпирическая методика прогнозирования ресурса ГПВК с использованием калибруемой по результатам эксперимента зависимости коэффициента термостимулированного катодного распыления от температуры поверхности и энергии бомбардирующих частиц.

Рассмотрены механизмы и процессы зажигания самостоятельного разряда в газоразрядных приборах при самонагревном запуске. Раскрыты особенности физических процессов (тепловых, газо- и электродинамических, эрозионных), происходящих при зажигании газоразрядных полых высокоэмиссионных катодов (ГПВК). Предложены основные пути решения задач гарантированного запуска ГПВК. Приведены результаты экспериментальных пусковых характеристик и рабочих процессов ГПВК в составе стационарных плазменных двигателей. Разработана математическая модель развития тлеющего разряда в безнакальном катоде-компенсаторе. Изучено влияние параметров вспомогательного поддерживающего разряда, расхода газа и диаметра отверстия диафрагмы на формирование основного разряда. Уделено внимание вопросам оптимизации геометрических и газодинамических параметров безнакального катода-компенсатора и газопроводящего тракта.

Показано, что в настоящее время единственным количественным показателем надежности газорозрядных полых високоэмиссионных катодов (ГПВК) является физический ресурс как детерминированная величина, характеризующая время их безотказной работы. Описан расчетно-экспериментальный способ оценки и методики прогнозирования ресурса ГПВК на основе форсированных и укороченных испытаний. Представлен бесконтактный экспрес-метод измерения скоростей массоуноса материала катода на основе оптической эмиссионной спектроскопии и продемонстрирована эффективность его использования. Описан бесконтактный метод измерений профиля и скорости эрозии элементов ГПВК на основе лазерно-индуцированной флуоресценции.

Розв'язано задачу про перехід космічного апарату з максимальною масою корисного навантаження з фіксованої кругової орбіти на задану некомпланарну до неї кругову орбіту в сферичному гравітаційному полі. Космічний апарат оснащено електрореактивною системою двигуна сталої потужності з акумулятором енергії. Розглянуто випадки двигунних систем з регульованою та нерегульованою (сталою за величиною) тягами. Проведено оцінку збільшення маси корисного навантаження під час застосування акумулятора енергії в системі двигуна для обох випадків. Вказано оптимальні залежності керувань від часу та оптимальні співвідношення між масовими параметрами, що характеризують систему двигуна космічного апарата. Одержано області зміни параметрів, за яких використання акумулятора енергії має сенс.

Проведены исследования эффективности трех способов управления величиной тяги маршевого электрического ракетного двигателя (ЭРД) межорбитального транспортного аппарата. Бортовым источником энергии для ЭРД является солнечная батарея. Сравниваются классические концепции ЭРД с регулируемой и нерегулируемой по величине тягой и двигателем с регулируемой кусочно-постоянной тягой. На интересных с практической точки зрения примерах межорбитальных переходов в численном эксперименте подтверждена возможность для двигателя третьего типа такого режима управления, который мало отличается по эффективности от оптимального управления двигателем с регулируемой тягой, но сохраняет простоту практической реализации закона управления, присущую классическому релейному управлению нерегулируемым двигателем с возможностью многоразового включения.

Представлена разработанная численная модель магнитной системы Холловского двигателя мощностью до 100 Вт. Моделирование магнитной системы выполнено в расчетном пакете ANSYS. Приведены результаты исследования влияния геометрии элементов магнитной системы на распределение параметров магнитного поля в ускорительном канале двигателя и за его срезом. Рассмотрен способ управления профилем магнитного поля за счет изменения взаимного расположения полюсных наконечников. Достоверность полученных численных результатов подтверждена экспериментальными исследованиями.

Рассмотрены величины, связанные с работой ПИД. Для определения интервалов варьирования факторов проведены предварительные однофакторные эксперименты. Для разрядного напряжения, тока цепи (ТЦ) экранного электрода, ТЦ ускоряющего электрода проведен корреляционный анализ. Для тех откликов, где коэффициент корреляции близок к единице, построены линейные зависимости. Приведенные представления о возможных входных и выходных величинах исследуемой модели позволили сделать вывод о возможности использования плановых экспериментов для построения регрессионных моделей.

Приведена постановка задачи имитационного моделирования газодинамических процессов в канале СПД в предпусковом состоянии. Предложен метод решения поставленной задачи с использованием модели твердых сфер и бинарной автоматной модели. Сравнены результаты расчетов простейшей задачи предложенным методом и в системе AnSYS. Приведены сравнительные графики распределения измеренной и рассчитанной предложенным методом концентрации ксенона на протяжении канала СПД.

Приведены результаты экспериментального исследования влияния повышения кпд СПД малой мощности на его ресурсные характеристики. Показано, что повышение тягового кпд двигателя путем изменения конфигурации магнитного поля приводит к снижению скорости эрозии изолятора РК.

Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры на эффективность холловского двигателя малой мощности при различных расходах рабочего тела (ксенона). Показано, что в рассмотренном диапазоне мощностей (40 - 160 Вт) использование проводящих полюсных наконечников приводит к увеличению КПД холловского двигателя по сравнению с двигателем с диэлектрическими наконечниками на ~ 1 - 2 %. При этом слой ионизации и ускорения смещается к аноду, а уровень колебаний возрастает.