Исследование и разработка бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.11.07, кандидат наук Егоров Максим Сергеевич

• Егоров Максим Сергеевич
• кандидат наук
• 2016

Оглавление диссертации кандидат наук Егоров Максим Сергеевич

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1 Малые космические аппараты и лазерные космические

буксиры

1.1 Обзор исследований

1.2 Концепция применения космических аппаратов с лазерной

тягой

1.3 Проекты космических аппаратов с лазерной тягой для организации околоземных межорбитальных полетов

1.4 Телескопические оптические системы малых космических аппаратов

1.5 Концентраторы лазерного пучка и их компоновка для

лазерных реактивных двигателей

1.6 Выводы к Главе

Глава 2 Двухзеркальный оптический концентратор лазерного

реактивного двигателя

2.1 Особенности оптической схемы концентратора лазерного

пучка

2.2 Принципы построения двухзеркальной схемы оптического концентратора лазерного пучка

2.2.1 Модель расчета геометрии оптического концентратора

2.2.2 Метод расчета оптического концентратора

2.3 Результаты расчета конкретного варианта аэрокосмического лазерного реактивного двигателя

2.4 Выводы к Главе

Глава 3 Малый космический аппарат с лазерной реактивной тягой

3.1 Сценарии маневров на околоземных орбитах

3.1.1 Коррекция высоты орбиты низкоорбитальных спутников

3.1.2 Очистка геостационарной орбиты от космического

мусора

3.2 Общая компоновка оптической системы малого

космического аппарата с лазерной реактивной тягой

3.2.1 Приемный телескоп

3.2.2 Оптическая турель

3.2.3 Оптический переключатель

3.2.4 Блок лазерных реактивных двигателей

3.3 Рабочие характеристики лазерного двигателя и бортовой оптической системы малого космического аппарата

3.4 Перспективы использования малых космических аппаратов с лазерной тягой и предложения по дальнейшему развитию

работы

3.5 Выводы к Главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ПРАКТИЧЕСКИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ А. Оценка термодеформации зеркала под действием

мощного лазерного излучения

ПРИЛОЖЕНИЕ Б. Схемы экспериментальных исследований

ПРИЛОЖЕНИЕ В. Модель расчета орбитального движения

космического аппарата

ПРИЛОЖЕНИЕ Г. Акты использования

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ

КА - космический аппарат

LOTV - Laser Orbital Transfer Vehicle (межорбитальный транспортный аппарат с

лазерным двигателем)

ЭРД - электрореактивный двигатель

ОС - оптическая система

ЛРД - лазерный реактивный двигатель

0 - дифракционный угол расходимости лазерного излучения

БОС - бортовая оптическая система

КПД - коэффициент полезного действия

е- эксцентриситет

АКЛРД - аэрокосмический лазерный реактивный двигатель КДУ - корректирующая двигательная установка

МЛРД - маршевый лазерный реактивный двигатель ОЛРД - лазерный реактивный двигатель ориентации

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование и разработка бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой»

Актуальность работы

В настоящее время широкое применение получили малые космические аппараты (КА) массой менее 1000 кг в силу коротких сроков их разработки и внедрения, наличия возможности вывода малых спутников ракетами-носителями легкого класса или ракетами-носителями тяжелого класса в качестве «попутной» нагрузки, быстрой адаптации аппаратов под конкретный вид решаемых задач и т.п.

Традиционно для орбитального маневра малых КА используются силовые установки на основе химических и электрореактивных двигателей. Однако в области разработки аппаратов с лазерной тягой за прошедшие десятилетия выполнены многочисленные экспериментальные и теоретические исследования в России, США, Германии, Японии, Китая, Австралии, Бразилии, Англии. Результаты этих исследований широко освещены в трудах международного симпозиума по реактивной тяге, создаваемой лучистой энергией [1]. Разработаны и испытаны макеты лазерных реактивных двигателей, отличающиеся разнообразием конструктивных и технических решений. Двигатели с лазерной тягой обладают принципиальными преимуществами перед обычными силовыми установками, в частности, такими как: использование удаленного источника лазерной энергии и экологически безопасного рабочего вещества (топлива), малая энергетическая стоимость одного Ньютона реактивной тяги (единицы Н/Вт). Следует отметить повышенный интерес в мире к решению вопросов по созданию дешевых средств выведения на орбиту КА (стоимостью менее 1000$/кг) с использованием лазерной тяги. В частности, в 2016 году в рамках 11-ого международного симпозиума по лазерной абляции с использованием мощных лазеров и направленной энергии впервые состоялся семинар по подготовке «дорожной карты» по коммерциализации систем направленной энергии для запусков космических аппаратов на околоземную орбиту [URL: http://www.usasymposium.com/hpla/workshop.php].

Существует несколько проектов по созданию космических аппаратов на основе лазерной реактивной тяги. В качестве космического буксира, например, предложен лазерный орбитальный аппарат LOTV [2,3]. Проекты ЬОТУ не получили своего развития из-за больших масс и габаритов. Принципиальным недостатком космического буксира LOTV является необходимость использования мощных лазеров (от 500 кВт), а также доставки этого излучения к LOTV на расстояния до 40000 км, требующие разработки особых методов управления лазерным пучком [4].

Для практической реализации проектов по использованию лазерной тяги в космосе требуется создание малого космического аппарата со специальной бортовой оптической системой, которая позволит как принимать энергию от удаленного лазерного источника, так и доводить ее до лазерного реактивного двигателя. Малый космический аппарат на основе лазерной реактивной тяги, рассматриваемый нами, отличается малыми массогабаритными размерами, более мобилен и может использоваться как для мониторинга околоземного космического пространства, так и для удаления космического мусора, осмотра космических станций, обслуживания крупных межпланетных пилотируемых аппаратов (кораблей) во время продолжительных космических миссий и т.п. Малые габариты и масса, а также мобильность аппарата позволяют обеспечить ему высокую орбитальную маневренность, сократить расход рабочего вещества и продолжительность маневра, увеличить количество маневров на одной заправке рабочего вещества (топлива).

Несмотря на достигнутые успехи в разработке различных схем лазерных реактивных двигателей и исследовании вопросов формирования реактивной тяги в наземных и лабораторных условиях [1], мало изучены вопросы, касающиеся построения бортовых оптических систем малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой, без которых невозможно реализовать преимущества лазерной тяги, как в практическом, так и в теоретическом плане. Следует отметить практически полное отсутствие в печати информации по конструкциям таких космических аппаратов.

Приведенные обстоятельства и аргументы указывают на актуальность обоснования и разработки бортовых оптических систем перспективных малых КА с лазерной реактивной тягой.

Цель диссертационной работы и решаемые задачи

Целью диссертационной работы является исследование и разработка бортовой оптической системы для малого космического аппарата с лазерной реактивной тягой, обеспечивающей орбитальный маневр аппарата независимо от пространственного расположения лазерного источника излучения.

Достижение поставленной цели обеспечивается решением следующих задач:

1. Выполнить анализ условий фокусировки лазерного пучка оптическими концентраторами для инициирования механизмов формирования лазерной реактивной тяги.

2. Создать модель и провести теоретические исследования оптического концентратора, обеспечивающего оптимальные условия фокусировки лазерного пучка.

3. Провести теоретические и экспериментальные исследования по оценке влияния искажений лазерного пучка и погрешностей согласования осей лазерного пучка на эффективность формирования лазерной тяги.

4. Разработать принципы построения, структуру, компоновку и алгоритм функционирования бортовой оптической системы малого КА с лазерной тягой для обеспечения эффективного приема и преобразования энергии излучения в реактивную тягу в условиях орбитального маневра аппарата независимо от пространственного положения лазерного источника энергии.

5. Обосновать компоновку бортовой оптической системы.

Научная новизна диссертационной работы

Практически все результаты численных и экспериментальных исследований, проведенных автором или при его непосредственном участии, получены впервые.

На базе детального анализа имеющихся в литературе данных и результатов, полученных автором в процессе работы:

1. Разработана и научно обоснована модель расчета, найдены геометрические соотношения концентратора лазерного пучка, состоящего из двух конусообразных зеркальных поверхностей с внеосевыми асферическими образующими второго порядка, позволяющая обеспечить оптимальные условия фокусировки лазерного пучка в реактивное сопло лазерного двигателя.

2. Установлена экспериментально связь между отклонениями параметров лазерного пучка, степенью рассогласования осей пучка и концентратора с величиной удельного импульса реактивной отдачи лазерного двигателя.

3. Впервые предложены основные принципы компоновки бортовой оптической системы малого космического аппарата с лазерной тягой.

4. Впервые разработана бортовая оптическая система малого КА для приема и формирования лазерного излучения на основе специальных оптических элементов и систем, включающих в себя оптические турели и оптические шарниры, обеспечивающая независимость орбитального маневра аппарата от его пространственного расположения относительно лазера.

5. Проведены теоретические исследования по обоснованию функциональных возможностей и массогабаритных ограничений бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной тягой.

Теоретическая и практическая значимость результатов

1. Теоретически определены условия оптимальной фокусировки лазерного излучения в сопло лазерного двигателя, позволяющие определить принципы разработки двухзеркального концентратора лазерного пучка.

2.Разработана оригинальная оптическая схема двухзеркального оптического концентратора лазерного реактивного двигателя на основе двух сопряженных оптических поверхностей второго порядка при совмещении их фокальных областей, обеспечивающая оптимальную фокусировку лазерного излучения в сопло для формирования эффективной реактивной тяги.

3.Теоретически и экспериментально определены допустимые отклонения в схеме оптического концентратора от идеальной, что позволяет снизить технические требования на изготовление оптического концентратора.

4.Предложен макет аэрокосмического лазерного реактивного двигателя с использованием разработанной схемы двухзеркального оптического концентратора, позволяющая применить ее в качестве реактивного двигателя для малых космических аппаратов с лазерной тягой, т.к. обладает такими преимуществами, как легкость конструкции, возможность согласования концентратора с оптическими системами (телескопами) космических аппаратов для формирования тяги

5.Теоретически обоснована схема оригинальной бортовой оптической системы на основе оптических турелей и оптических шарниров, которую предлагается использовать при создании космических аппаратов нового типа для мониторинга окружающего космического пространства, коммуникационных систем связи, развития интернета и т.п.

6.Технические решения по компоновке бортовой оптической системы могут быть использованы в космических лазерных системах передачи и приема лазерной энергии.

Методология и методы исследования

Для разработки принципов построения лазерных систем реактивной тяги используются методы проектирования сложных оптических систем в технике и рабочих платформ космических аппаратов с реактивными двигателями. Для анализа распространения излучения в оптических системах используются методы геометрической оптики. Для численного моделирования оптической системы и анализа влияния искажений лазерного пучка на условия фокусировки в разрабатываемых концентраторах лазерных двигателей и оптических системах космических аппаратов используется программное обеспечение ZEMAX (Radiant Zemax, LLC). Использованы методы расчета орбитального движения космического аппарата для оценки возможности маневрирования в околоземном пространстве.

Экспериментальные исследования основаны на использовании макетов аэрокосмического лазерного реактивного двигателя, разработанного ранее.

Основные положения и результаты, выносимые на защиту:

1.Двухзеркальный концентратор лазерного реактивного двигателя на основе асферических конусообразных оптических элементов с сопряженными оптическими поверхностями путем совмещения их фокальных областей обеспечивает радиальную фокусировку лазерного пучка на заданном расстоянии от оси симметрии концентратора без образования оптического пробоя в промежуточном кольцевом фокусе.

2.Результаты экспериментальных исследований зависимости удельного импульса реактивной отдачи от величины отклонения параметров лазерного пучка и степени рассогласования осей лазерного пучка и концентратора, позволяющие обосновать применение аэрокосмического лазерного реактивного двигателя в составе бортовой оптической системы космического аппарата для формирования эффективной реактивной тяги.

3.Принципы компоновки бортовой оптической системы малого космического аппарата с лазерной реактивной тягой, включающие в себя:

- использование приемного внеосевого телескопа с изменяемым направлением визирной оси для приема лазерной энергии, выход которого оптически согласован с двухзеркальным концентратором лазерного реактивного двигателя с помощью оптических элементов: переключателя, шарниров и турели,

- согласование размеров апертуры приемного внеосевого телескопа с передающей телескопической системой лазерного источника энергии с выполнением условий оптимального пространственного и углового совмещения их оптических осей с целью минимизации энергетических потерь на уровне дифракционного предела при приеме лазерной энергии,

- фиксирование общей оси оптической системы как строительной оси малого космического аппарата, относительно которой осуществляется компоновка бортовой аппаратурой и привязка ориентации аппарата в пространстве к направлению визирной оси приемного телескопа,

что обеспечивает независимость орбитального маневра аппарата от направления на лазерный источник излучения.

4.Структурная схема и алгоритм функционирования бортовой оптической системы малого КА с лазерной тягой, включающей в себя: а) внеосевой афокальный телескоп без центрального экранирования, б) оптическую турель для изменения направления визирной оси и ее согласования с базовой осью аппарата, в) оптические переключатели для управления направлением лазерного пучка в зависимости от направления орбитального маневра аппарата, г) двухзеркальный концентратор для ввода лазерной энергии в реактивное сопло и формирования эффективной реактивной тяги, обеспечивающие прием и доставку лазерного излучения в сопло с минимальными потерями.

Достоверность полученных результатов обеспечивается применением основных законов оптики при разработке бортовой оптической системы, совпадением результатов теоретических расчетов с экспериментальными данными других исследователей и с данными, полученными лично автором, а также экспертизой Федерального института промышленной собственности с выдачей Патента РФ.

Практическая реализация результатов работы

В рамках международного проекта МНТЦ № 1801 «Исследование возможности применения лазерных движителей в космосе» разработана и испытана модель аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (АКЛРД). На АКЛРД совместно с соавторами получен Патент РФ № 2266420 от 08.10.2003.

В совместных работах с ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева» использованы оптические схемы компоновки малых аппаратов с лазерной тягой для оценки возможности использования лазерных двигателей на аппаратах, разрабатываемых в рамках создания систем беспроводной передачи энергии. Результаты работы представлены в докладе в ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева» и отражены в отчете по НИР, что подтверждено актом использования.

Результаты диссертационной работы частично использовались в совместных научно-исследовательских работах с ОАО «Корпорация «Комета» и отражены в отчете по НИР, что подтверждено актом использования.

Апробация работы. Материалы диссертационной работы представлены с докладом на Втором Международном симпозиуме по тяге, создаваемой лучистой энергией (18ББР, Сендай, Япония, 2003), Третьей Всероссийской школе по лазерной физике для аспирантов, молодых ученых и специалистов (Саров, Россия, 2009), Молодёжной конференции на тему: «Новые материалы и технологии в ракетно-космической и авиационной технике» (ЦПК Гагарина, Звездный городок, 2011), Конференции молодых специалистов и Научно-техническом семинаре по результатам составной части НИР «Теоретические и экспериментальные исследования базовых элементов технологии беспроводной передачи электрической энергии между космическими аппаратами ближним инфракрасным монохроматическим излучением» (ОАО «РКК «Энергия»», Королев, 2012), VIII Международной конференции молодых ученых и специалистов «Оптика-2013» (Санкт-Петербург, 2013).

Материалы диссертационной работы опубликованы в трудах конференций: Международный симпозиум по тяге, создаваемой лучистой энергией (1ББЕР, 2004, 2005, 2006, 2010), а также в изданиях из перечня ВАК. В 2006 и 2009 г.г. исследования по тематике диссертации в рамках конкурса на лучшую научно -исследовательскую работу отмечены премией Губернатора Ленинградской области и Санкт-Петербургского научного центра Российской академии наук для молодых ученых.

Объем и структура диссертации

Материалы диссертации изложены на 144 страницах, включая перечень принятых сокращений, введение и три главы, содержащие обзор литературы, результаты собственных исследований и разработок автора, заключение, список литературы из 103 наименований и 4 приложения. Диссертационная работа содержит 42 рисунка и 16 таблиц.

ГЛАВА 1. МАЛЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ И ЛАЗЕРНЫЕ

КОСМИЧЕСКИЕ БУКСИРЫ

1.1 Обзор исследований

Анализ исследований по лазерной тяге с первых работ в этом направлении и по настоящее время [1] показывает, что эти исследования проводились в несколько последовательных этапов.

На первом этапе, в 70-х годах прошлого столетия, выполнялись исследования механизмов формирования лазерной тяги при поглощении лазерной энергии. В связи с тем, что не было достаточной ясности о том, какой тип лазера является более предпочтительным для создания лазерной тяги, прорабатывалась идея совмещения концентратора и сопла в виде единого элемента при использовании как для непрерывных, так и для импульсно-периодических лазеров. Осуществлялся подбор топлива и его характеристик поглощения лазерного излучения, которые оказывают влияние на процесс разработки конкретной модели лазерного двигателя и на обеспечение стабильности формирования тяги. В основном исследования первого этапа были направлены на то, чтобы доказать основные преимущества лазерной тяги перед другими типами тяги.

Второй этап, в 80-х годах прошлого столетия, ознаменован исследованиями вопросов, связанных с созданием мощных лазеров наземного и космического базирования, и связанных с ними вопросов прохождения излучения через атмосферу Земли. Также осуществлялась разработка крупногабаритных телескопов для транспортировки лазерной энергии на большие расстояния и многое другое. Наиболее выдающимися результатами этого этапа являются разработка демонстрационной модели cветового аппарата (Lightcraft Technology Demonstrator), которая была испытана с использованием СО2-лазера мощностью 10 кВт, и разработка в Национальной Ливерморской лаборатории (США) матричного концентратора лазерного пучка, позволяющего легко инициировать

локальные пробои газа с последующим формированием единой лазерной детонационной волны.

Исследования второго этапа показали, в частности, что лазерные системы запуска аппаратов на околоземную орбиту потенциально реализуемы при соответствующем прогрессе в разработке мощных лазеров, силовой и адаптивной оптики.

В период 90-х годов, который можно назвать третьим этапом исследований по лазерной тяге, наблюдается переход к решению вопросов применения лазерной тяги в космическом пространстве. Исследования в этом направлении были вызваны несколькими причинами:

- сокращением исследований по разработке мощных лазеров из-за прекращения финансирования программы "Звездных войн",

- для реальных пусков аппаратов на околоземную орбиту требуется мощность излучения порядка 1 МВт на 1 кг полезной нагрузки, что приводит к необходимости разработки специальных лазерных систем реактивной тяги.

Кроме того, существуют ограничения и на использование лазерного излучения в космосе на больших расстояниях. Связаны они с наличием дифракционной расходимости лазерного пучка, а также с необходимостью использования крупногабаритных оптических телескопов для передачи и приема лазерной энергии. Например, при удалении аппарата на расстояние около 300 000 км (расстояние до Луны) для приема энергии лазерного излучения с длиной волны 1,06 мкм (наиболее перспективные лазеры космического базирования) потребуется телескоп с диаметром главного зеркала около 100 м. Такое приемное зеркало будет иметь массу около 40 тонн даже при современной технологии изготовления космических зеркал.

В рамках этих исследований было показано, что для перевода космического аппарата, например, с низких околоземных орбит на геостационарную орбиту за непродолжительное время наиболее оптимальными являются лазерные двигатели с удельным импульсом на уровне 750-2500 с. Впервые была предложена концепция межорбитального аппарата, названного как Лазерный орбитальный

транспортный аппарат (LOTV - Laser Orbital Transfer Vehicle). Такая же лазерная система могла быть использована для перевода целой флотилии аппаратов с геостационарной орбиты на окололунные орбиты [2].

В Японии для реализации межорбитальных космических полетов в околоземном космическом пространстве и обслуживания развивающейся сети космических аппаратов различного назначения (спутники космической связи и т.д.) предложена своя концепция использования аппарата типа LOTV в рамках более общей концепции Лазерной космической энергетической системы (LE-NET) [3].

С начала XXI века и по настоящее время сформировалось два основных направления в разработке систем лазерной тяги:

- запуск аппаратов на околоземные орбиты,

- организация межорбитальных полетов аппаратов с использованием лазерного излучения на основе малых космических аппаратов.

Развитие этих направлений связано, в частности, с необходимостью решения одной из важных проблем современной космонавтики - космического мусора, накопившегося на околоземных орбитах. Существует значительное количество различных проектов по удалению космического мусора [5], которые предполагают использование как пассивных, так и активных методов удаления техногенных объектов с околоземных орбит. К пассивным методам относится, например, использование взаимодействия электрического поля Земли с электродинамическим фалом длиной несколько сотен метров, предварительно разворачиваемым на удаляемом спутнике, либо солнечных парусов, когда используется сила давления солнечного ветра для торможения спутника или верхней ступени ракет-носителей. Предлагается использовать огромные сети, гарпуны и т.п. Недостатками такого метода являются неуправляемость процесса и продолжительное время удаления мусора.

В качестве активного метода предлагается использование специальных космических буксиров [6-9], собирающих на орбитах крупногабаритные объекты космического мусора и уводящие их, затем, на орбиты хранения или затопления

на Земле. Например, проект европейского космического буксира CX-OLEV [6] предполагает использовать буксир для увода отработавших КА на орбиту захоронения, довывода новых КА на точки стояния на орбите и т.п. Буксир CX-OLEV массой 1200 кг сможет транспортировать спутники и фрагменты космического мусора массой до 2500 кг с использованием электрореактивной двигательной установки, состоящей из четырех двигателей PPS-1350 [10] тягой 80 мН каждого, и энергопитанием 4-3.62 кВт в течение 12 лет функционирования. Запас характеристической скорости составит 2370 м/с (полный запас 3220 м/с).

В [11] предлагается создание космического буксира с ядерной электрореактивной двигательной установкой мегаваттного класса для очистки геостационарной орбиты от неработающих спутников. По оценкам [6], использование космических буксиров позволит увести до 750 КА с геостационарной орбиты в течение 10 лет. На геостационарной орбите таких объектов свыше 1500 [12], и, чтобы освободить эту орбиту для новых современных космических аппаратов может потребоваться до 20 лет.

Хотя концепция космического буксира-«мусорщика» проста и понятна, однако для практической реализации она требует дополнительного обоснования и детальной технической и технологической проработки. Так, при выполнении своей миссии тяжелый аппарат-мусорщик (массой несколько тонн) должен каждый раз подходить на достаточно близкое расстояние к космическому объекту для его захвата, что потребует большого расхода ракетного топлива на один маневр, десятки - сотни килограмм.

Следует, также, отметить одно из перспективных направлений развития современной космической техники - миниатюризацию космических аппаратов, всех их компонентов и систем при увеличении сроков их функционирования [13]. Аппараты малого класса условно разделяются по массе [14]: фемто-КА (до 0,1 кг), пико-КА (0,1 - 1 кг), нано-КА (1 - 10 кг), микро-КА (10 - 100 кг), мини-КА (100 -500 кг) и малые КА (500 - 1000 кг).

Создание нового поколения аппаратов с малыми габаритами, не уступающих по функциональным возможностям большим и тяжелым аппаратам, возможно благодаря [14,15]:

- инновационным решениям в области микроэлектроники,

- использованию современных оптических и конструкционных материалов, таких как ситалл, церодур, карбид кремния, углепластики, инвар и других,

- повышению надежности бортовых систем,

- созданию ракет-носителей легкого класса,

- возможности использования «попутного» запуска,

- низкой стоимости разработки.

Тяжелые КА создаются по принципу «все в одном», и как показала практика, отказ в работе тяжелого КА приводит к срыву выполнения целевой программы. Использование малых КА в случае отдельных отказов одного из них в системе идентичных КА не приводит к завершению целевой программы благодаря дублированию функций отдельными аппаратами.

Анализ современных спутниковых систем [16-19] показывает, что в околоземном космическом пространстве перспективно использовать малые КА. Разрабатываемые в настоящее время малые КА характеризуются: а) высокой надежностью в эксплуатации, б) возможностью быстрой модификации для решения широкого круга задач, в) сравнительно малыми сроками разработки (не более 3-5 лет).

Круг задач, решаемых с помощью малых КА, достаточно широк [16,19-23]:

- мониторинг и контроль окружающей среды и зон чрезвычайных ситуаций, дистанционное зондирование Земли,

- навигация и связь, включая использование в глобальной сети Интернет, на основе большого числа мини-, микро-, нано-спутников, а в перспективе (с 2020 г.) и на основе пико-спутников,

- топография и разведка минеральных ресурсов,

- отработка технологий в интересах науки, образования, бизнеса, сельского хозяйства,

- контроль за перемещением наземных и воздушных объектов,

- удаление космического мусора и отработавших КА с околоземных орбит,

- текущий технический контроль состояния крупных космических станций.

Во всех случаях требуется легкий надежный космический аппарат, способный к сложному орбитальному маневру без больших затрат топлива и энергопитания.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Егоров Максим Сергеевич, 2016 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Труды международного симпозиума по реактивной тяге, создаваемой лучистой энергией (International Symposium on Beamed Energy Propulsion) / AIP Conference Proceedings. Vol.664 (2003). Vol.702 (2004). Vol.766 (2005). Vol.830 (2006). Vol.997 (2008). Vol.1230 (2010). Vol.1402 (2012).

2. Jakubowski A.K. Space-based laser-powered orbital transfer vehicle: project SLICK // Virginia polytechnic institute and state university, 1988. - 225 p.

3. Tsujikawa Y., Imasaki K., Niino M., Minami Y., Hatsuda Y. Japanese activity on the laser application in space // Proceedings of SPIE. AHPLA Conference, Osaka, Japan. 1999. Vol. 3885. - PP. 54-64.

4. Romanov N. A., Rodionov A. Yu., Sherstobitov V. E., Semenov V. E. Optical Problems of Laser Radiation Transport in the LOTV Concept // AIP Conference Proceedings. 2004. Vol.702. - PP. 310-321.

5. Kaplan M.H. Space debris realities and removal // Proceedings of Improving Space Operations Workshop (SOSTC), 25 May 2010.

6. Liou J.-C. Orbital Debris Modeling / NASA Orbital Debris Program Office. Johnson Space Center, Houston, Texas. 2012. - 43 p.

7. Doug Caswell, Gianfranco Visentin, Guillermo Ortega. ConeXpress Orbital Life Extension Vehicle // European Space Agency bulletin. 2006. No. 127. - PP. 55-61.

8. Galabova K.K., Weck O. D. Economic justification for retirement of geosynchronous communication satellites via space tugs // Massachusetts Institute of Technology. 2004. - PP. 1-19.

9. Moorer D.F., Schaub H. Hybrid Electrostatic Space Tug / US Patent 2011/0036951 A1. 2011. - 16 p.

10.Space propulsion PPS-1350 stationary plasma thruster [Электронный ресурс] // Снекма, 2011. - Режим доступа:

http://www.snecma.com/file/download/fiche pps1350-g ang 2011.pdf 11.Масленников А.А. Проектно-баллистические исследования возможностей специализированного космического аппарата мусорщика на основе ядерной

электроракетной двигательной установки мегаваттного класса по очистке геостационарной орбиты от неработающих спутников // Известия Российской академии наук. Энергетика. 2012. № 2. - С. 142-150.

12. Choc R., Jehn R. Classification of geosynchronous objects. Produced with the DISCOS Database // European Space Agency. Germany. 2015. Issue 17. - 169 p.

13. Алифанов О. М., Медведев А. А., Соколов В. П. Малые космические аппараты как эволюционная ступень перехода к микро и наноспутникам // Труды МАИ: электронный журнал. 2011. Вып. 49. - С. 1-8.

14. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходненко В.П. Концептуальные вопросы создания и применения малых космических аппаратов // Вопросы электромеханики. ВНИИЭМ. 2010. Т.114. - С. 15-26.

15. Блинов В.Н., Иванов Н.Н, Сеченов Ю.Н. Малые космические аппараты. / Справочное пособие. Книга 3. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2010. - 348 с.

16. Севастьянов Н.Н., Бранец В.Н., Панченко В.А., Казинский Н.В., Кондранин Т.В., Негодяев С.С. Анализ современных возможностей создания малых космических аппаратов для дистанционного зондирования Земли // Труды МФТИ. 2009. Т.1. №3. - С. 14-22.

17. Буравин А.Е. Малые спутники связи на геостационарной орбите: ниша и перспективы // Технологии и средства связи. 2006. №3. - С. 82-85.

18. Волоцуев В.В., Ткаченко И.С., Сафронов С.Л. Выбор проектных параметров универсальных платформ малых космических аппаратов // Вестник Самарского ГАУ. 2012. Т. 33. №2. - С. 35-46.

19. Горбунов А.В. Малые космические аппараты - новые средства дистанционного зондирования Земли из космоса // Труды электромеханики. ВНИИЭМ. 2005. Т. 100. - С. 12-29.

20. Головко М.Г., Безуглый В.А., Бондаренко С.Г., Рубаха Ю.А., Покровский Р.О. Технические аспекты борьбы с космическим мусором // Еколопя та ноосферолопя. 2012. Т.23. №1-2. - С. 110-120.

21. Ткаченко И.С., Салмин В.В. Анализ эффективности космических аппаратов-инспекторов с электрореактивными энергодвигательными модулями // Известия Самарского научного центра РАН. 2011. Т.13. №6. - С. 106-115.

22. Кульков В.М., Егоров Ю.Г., Крайнов А.М., Шаханов А.Е., Ельников Р.В. К вопросу проектирования малых космических аппаратов с электроракетной двигательной установкой для исследования малых тел Солнечной системы // Вестник НПО имени С.А. Лавочкина. - 2015. - Т.27. - №1. - С. 48-54.

23. Хель И. Если SpaceX первой создаст космический интернет [Электронный ресурс] / И. Хель // Новости высоких технологий. 2015. - Режим доступа: http://hi-news.ru/space/esli-spacex-pervoi-sozdast-kosmicheskii-internet-etot-startap-budet-vtorym. html

24. Кульков В.М., Обухов В.А., Егоров Ю.Г., Белик А.А., Крайнов А.М. Сравнительная оценка эффективности применения перспективных типов электроракетных двигателей в составе малых космических аппаратов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2012. Т.34. №3. -С. 187-195.

25. Резунков Ю.А. Лазерная реактивная тяга. Обзор исследований // Оптический журнал. 2007. Т.74. №8. - С. 20-32.

26. Phipps C., Birkan M., Bohn W., Eckel H.-A., Horisawa H., Lippert T., Michaelis M., Rezunkov Y., Sasoh A., Schall W., Scharring S., Sinko J. Review: Laser-Ablation Propulsion // Journal of Propulsion and Power. 2010. Vol. 26. No. 4. - PP. 609-637.

27. Сысоев В.К., Пичхадзе К.М., Верлан А.А., Папченко Б.П. Концепция модульной космической электростанции с лазерным каналом передачи энергии // Оптический журнал. 2012. Т. 79. №8. - С. 116-119.

28. Chertok В.Е., Evdokimov R.A., Legostaev V.P., Lopota V.A., Sokolov B.A., Tugaenko V.Yu. Remote Electric Power Transfer Between Spacecrafts by Infrared Beamed Energy // AIP Conference Proceedings. 2011. Vol. 1402. - PP. 489-496.

29. Сигов А., Матюхин В. Тенденции развития аэрокосмических энергетических систем с лазерными каналами передачи энергии. Часть 1 // Современная электроника. 2015. № 1. - С. 18-24

30. High-Power, High-Energy, and High-Intensity Laser Technology II / Editor: Joachim Hein. Proceedings of SPIE. 2015. Vol. 9513. - 256 p.

31.Дронь Н.М., Дубовик Л.Г., Кондратьев А.И., Хитько А.В., Хорольский П.Г. Оценка характеристик космических мусоросборщиков с ЭРД при двух вариантах маневров их выведения на орбиту // Космическая наука и технология. 2010. Т.16. № 5. - С. 59-61.

32.Nebolsine P.E., Pirri A.N. Laser propulsion: The early years // AIP Conference Proceedings. 2003. Vol. 664. - P. 11-21.

33.Rezunkov Yu. A. Active space debris removal by using laser propulsion // Progress in Propulsion Physics. 2013. Vol. 4. - PP. 803-819.

34. Севастьянов Н.Н. РКК «Энергия»: Концепция развития российской пилотируемой космонавтики // Новости космонавтики. 2006. Т. 16. № 7(282). -С. 6-13.

35.Лохов А.А. Антенные зеркала и зеркальные системы. [Электронный ресурс] / А.А. Лохов // Научно-исследовательский центр специальных технологий. -Режим доступа: http://www.comur-st.narod.ru/zerkala.htm

36.Rezunkov Yu.A. Laser propulsion for LOTV Space Missions // AIP Conference Proceedings. 2003. Vol. 702. - PP. 228-241.

37.Landis G.A. Space Power by Ground-based Laser Illumination // IEEE Aerospace and Electronics Systems. 1991. Vol. 6. No. 6. - PP. 3-7.

38. Артюхина Н.К. Схемотехнический анализ принципов моделирования зеркальных систем с переменными характеристиками // Метрология и приборостроение. 2013. Вып. 2. - С. 22-28.

39. Савицкий А.М., Сокольский М.Н., Оптические системы объективов для малых космических аппаратов // Оптический журнал. 2009. Т.76. №10. - С. 83-88.

40. Лебедева Г.И., Гарбуль А.А. Перспективные аэрокосмические зеркальные объективы // Оптический журнал. 1994. №8. - С. 57-62.

41. Лысенко А.И., Маламед Е.Р., Сокольский М.Н., Пименов Ю.Д., Путилов И.Е. Оптические системы объективов космических телескопов // Оптический журнал. 2002. Т.69. №9. - С. 21-25.

42. Артюхина Н.К. Анализ схемных решений децентрированных двухзеркальных систем //Вестник БНТУ. Приборостроение. Информатика. 2010. №4. - С. 39-41.

43. Гайворонский С.В., Зверев В.А. Варианты композиции зеркальных объективов на основе оптической системы объективов Грегори и Кассегрена // Оптический журнал. 2012. Т. 79. № 2. - С. 35-39.

44. Малашко Я.И., Наумов М.Б. Системы формирования мощных лазерных пучков / М.: Радиотехника, 2013. - 328 с.

45. Савицкий А.М., Соколов И.М. Вопросы конструирования облегченных главных зеркал космических телескопов // Оптический журнал. 2009. Т.76. №10. - С. 9498.

46. Архипов С.А., Заварзин В.И., Сеник Б.Н. Разработка и изготовление оптических систем для перспективной космической аппаратуры ДЗЗ // Оптический журнал. 2013. Т.80. №1. - С. 34-38

47. Resendes D.P., Mota S., Mendonfa J.T., Sanders B., Encarnafao J., Delft T.U., Amo J.G. Laser Propulsion for Ground to Orbit Launch // 29th International Electric Propulsion Conference, Princeton University, October 31 - November 4, 2005. - PP. 2-8.

48. Kare J.T. Vehicle and system concepts for laser orbital maneuvering and interplanetary propulsion // AIP Conference Proceedings. 2003. Vol. 664. - PP. 662673.

49. Локтионов В.Ю., Овчинников А.В., Протасов Ю.Ю., Ситников Д.С. Экспериментальное исследование опто-механических характеристик фемтосекундной лазерной абляции полимеров в атмосферных и вакуумных условиях // Письма в ЖТФ. 2010. Т.36. Вып. 13. - С. 8-15.

50.Sinko J.E., Dhote N.B., Lassiter J.S., Gregory D.A. Conical nozzles for pulsed laser propulsion // In High-Power Laser Ablation VII, edited by Claude R. Phipps. Proceedings of SPIE. 2008. Vol. 7005. - PP. 1-10 (70052Q).

51. Резунков Ю.А. Адаптивные лазерные системы реактивной тяги, создаваемой при взаимодействии излучения с веществами CHO-химического состава : диссертация на соискание степени доктора технических наук : 05.27.03 / Резунков Юрий Александрович. - СПб, 2006. - 259 с.

52. Sinko J.E., Phipps C.R., Sasoh A. Modeling CO2 Laser Ablative Impulse with Polymers // AIP Conference Proceedings. 2010. Vol. 1278. - PP. 699-709.

53. Phipps C. R., Seibert D. B., Rouse R. et al. Very High Coupling Coefficient at Low Laser Fluence with a Structured Target in High-Power Laser Ablation III // Proceedings of SPIE. 2000. Vol. 4065. - PP. 931-938.

54. Бункин Ф.В., Прохоров А.М. Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги // Успехи физических наук. 1976. Т.119. Вып. 3. - С. 425-446.

55. Агеев В.П., Барчуков А.И., Бункин Ф.В., Конов В.И., Прохоров А.М., Силенок А.С., Чаплиев Н.И. Лазерный воздушно-реактивный двигатель // Квантовая электроника. 1977. Т. 4. №12. - С. 2501-2513.

56. Song Junling, Hong Yanji, Wen Ming. Numerical investigation on the effects of the laser energy and focal position on the multipulses laser propulsion // Journal of Physics: Conference Series. 2011. Vol. 276. - PP. 1-8 (012030).

57. Long Li, Zhiping Tang, Xiaojun Hu, and Jie Peng Experimental Study on the Effect of Structural Geometry of "Ablation Mode" Thruster on Propulsion Performance // AIP Conference Proceedings. 2011. Vol. 1402. - PP. 258-268.

58. Ming Wen, Yanji Hong, Zhengrui Cao, Jun Wang, and Cunyan Cui. Experimental and Numerical Investigation of Effects of Laser Pulse Waveform on Lightcraft Performance // AIP Conference Proceedings. 2006. Vol. 830. - PP. 628-636.

59.Toyoda K., Komurasaki K., Arakawa Y. An Experimental Research on a CW CO2 Laser Thruster // in Proceedings of the 26th International Electric Propulsion Conference, Kitakyushu, Japan. October 17-21, 1999. - PP. 79-85.

60.Molina-Morales P., Toyoda K. et al. CFD Simulation of a 2-kW Class Laser Thruster // 38th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. AIAA2001-0650, January 10-13, 2001, Reno, Nevada. - PP. 1-11.

61. Myrabo L.N. Brief history of the Lightcraft Technology Demonstrator (LID) project // AIP Conference Proceedings. 2002. Vol 664. - PP. 49-60.

62.Островская Г. В., Зайдель А. Н. Лазерная искра в газах // УФН. 1973. Т.111. Вып. 4. - С. 579 -615.

63.Froning D., Harrland A., Doolan C. Hypersonic inlet research for small earth-to-orbit vehicles propelled by laser beams // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. 31 July - 03 August 2011, San Diego, California. - PP. 1-10.

64. Sasoh A. Laser-driven in-tube accelerator // Review of scientific instruments. 2001. Vol. 72. № 3. - PP. 1893-1898.

65.Sinko J.E. Laser ablation propulsion tractor beam system // Journal of Propulsion and Power. 2010. Vol. 26. No. 1. - PP. 189 - 194.

66. Yabe T., Nakagawa R., Yamaguchi M., Nakagawa R., Ohkubo T., Aoki K., Baasandash C., Oozono H., Oku T., Taniguchi K., Nakagawa M., Sakata M., Ogata Y., Inoue G. Simulation and experiments on laser propulsion by water cannon target. // AIP Conference Proceeding. 2003. Vol. 664. - PP. 185-193.

67. Rezunkov Yu.A. Investigations of Propelling of Objects by Light: Review of Russian Studies on Laser Propulsion. // AIP Conference Proceedings. 2005. Vol.766. - PP. 4657.

68.Русинов М.М. Несферические поверхности в оптике. / М.:Недра, 1965. - 197 с.

69.Патент 2266420 Российская Федерация, МПК7 F 02 K 7/00, F 24 J 2/06, B 64 G 1/26. Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель / Егоров М.С., Агейчик А.А., Резунков Ю.А., Сафронов А.Л., Степанов В.В.; патентообладатель ФГУП Науч.-исслед. ин-т опт.-эл. приборостроения. - №2003129824/11; заявл. 08.10.2003; опубл. 20.12.2005, Бюл. №35.

70.Casperson L.W., Shekhani M.S. Air Breakdown in a Radial-Mode Focusing Element // Applied optics. 1974. Vol. 13. No. 1. - PP. 104-108.

71.Егоров М.С., Агейчик А.А., Борисов М.Ф., Лашков В.А., Машек И.Ч. и др. Эффективность преобразования лазерной энергии в тепловую энергию газа применительно к лазерным реактивным двигателям // Оптический журнал. 2003. Т.70. №4. - С. 65-71.

72.Nadorff G., DeWitt F. Reflaxicon objectives for imaging // Proceedings of SPIE. 2012. Vol. 8486. - PP. 1-18 (84860C).

73.Климентьев С.И., Купренюк В.И., Хлопонина И.В. Расчет аберраций конических преобразователей сечения лазерного пучка // ОМП. 1991. №7. - С. 38-41.

74.Golovachov Yu.P., Kurakin Yu.A., Rezunkov Yu.A., Stepanov V.V., Schmidt A.A. Numerical analysis of gas-dynamic aspects of laser propulsion // AIP Conference Proceedings. 2002. Vol. 664. - PP. 149-169.

75. Egorov M.S., Ageichik A.A., Rezunkov Yu.A., Safronov A.L., Stepanov V.V. Experimental study on thrust characteristics of Aerospace Laser Propulsion Engine // AIP Conference Proceedings. 2003. Vol. 702. - PP. 49-60.

76.Hongbin Shi, Zhaogu Chen, Jinbo Jiang, Xianqin Li, Guoliang Xu, Jin'an Xia. Studies on misalignment of parabolic mirror in lightcraft vehicle // Proceedings of SPIE. In High-Power Laser Ablation III, edited by Claude R. Phipps. 2000. Vol. 4065 - PP. 371-378.

77.Fu Qiang Cheng, Zhi Guo Dou. Study on focusing performance of the twice reflecting laser focusing system // 3rd International Photonics & OptoElectronics Meetings. Journal of Physics : Conference Series. 2011. Vol. 276. - PP. 1-9 (012014).

78.Egorov M.S., Ageychik A.A., Rezunkov Yu.A., Ostapenko S.V., Safronov A.L., Stepanov V.V. Model test of the Aerospace Laser Propulsion engine // AIP Conference Proceedings. 2005. Vol. 766. - PP. 183-194.

79.Корн Г., Корн К. Справочник по математике для научных работников и инженеров / М.:Наука, 1970. - 720 с.

80. Иванов А.В., Острун А. Усовершенствованный метод габаритного расчета ценрированных оптических систем // Оптический журнал. 2012. Т.79. №5. - С. 35-39.

81.Слюсарев Г.Г. Методы расчета оптических систем / Изд. второе, дополненное. Л.: Машиностроение. 1969. - 672 с.

82.Пейсахсон И.В., Ефимов В.А. Расчет хода лучей в произвольной оптической системе с помощью ЭВМ // ОМП. 1970. №12. 1970. - С. 21-23.

83.Семин В.А. Нецентрированная оптическая система // ОМП. 1990. № 4. - С. 4143.

84. Влахко В.Б. Методы расчета нецентрированных систем // Известия ВУЗов. Геодезия и аэрофотосъемка. 2012. № 6. - С. 114-117.

85. ZEMAX User Manual / Radiant ZEMAX LLC. 2013. - 879 p.

86.Агейчик А.А., Егоров М.С., Резунков Ю.А. Влияние аберраций на фокусировку лазерного излучения в составном оптическом концентраторе // Оптический журнал. 2007. Т.74. №8. - С. 66-72.

87.Агейчик А.А., Репина Е.В., Резунков Ю.А., Сафронов А.Л. Детонация рабочих веществ СНО-химического состава лазерного реактивного двигателя // ЖТФ. 2009. Т.54. N0. 3. - С. 402-409.

88. Горшков В.А., Невров А.С., Савельев А.С. Технология автоматизированного формообразования асферических, в том числе внеосевых, поверхностей оптических элементов для оптико-электронных систем наземного и космического базирования // Научно-технический журнал «Контенант». 2013. Т.12. № 4. - С. 65-67.

89.Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении / М.:Наука. Изд. третье. 1980. - 512 с.

90.Справочник: Таблицы физических величин / Под ред. Кикоина И.К. М.: Атомиздат, 1976. - 1008 с.

91.Муртазов А.К. Физические основы экологии космического пространства / Учебное пособие. Рязанский ГУ. 2008. - 201 с.

92.Бранец В.Н., Севастьянов Н.Н, Федулов Р.В. Лекции по теории систем ориентации, управления движением и навигации / Учебное пособие. Под общ. редакцией Севастьянова Н.Н. Томский ГУ. 2013 - 313 с.

93.Лесневский В.А., Михайлов М.В., Ходненко В.П., Хромов А.В. Корректирующая двигательная установка с регулируемой тягой // Вопросы электромеханики. 2012. Т. 126. - С. 25-28.

94.Егоров М.С., Носатенко П.Я., Резунков Ю.А. Оптическая система мини-аппарата с лазерной реактивной тягой // Оптический журнал. 2014. Т. 81. № 9. -С. 55-61.

95.Туманов А.В., Зеленцов В.В., Щеглов Г.А. Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов // Учеб. Пособие. М.:МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2010. - 344 с.

96.Ефименко Н.В. Взаимная привязка внутренних систем координат астродатчиков в задаче высокоточного определения ориентации космического аппарата // Космическая наука и технология. 2013. Т. 19. № 6. - С. 12-17.

97. Смирнов В.А., Захариков В.С. Способ управления исполнительными двигателями системы стабилизации и наведения линии визирования, обеспечивающий расширенный диапазон углов наведения // Известия ТулГУ. Технические науки. Проблемы специального машиностроения. 2011. Вып. 2. -С. 126-130.

98.Апенко М.И., Араев И.П., Афанасьев В.А., Дурейко Г.В., Заказнов Н.П., Романов Д.А., Усов В.С. Оптические приборы в машиностроении. Справочник. / М.: Машиностроение, 1974. - 238 с.

99.Ларченко Ю.В., Леонов А.М., Жук С.М. Современные сканирующие системы на основе электромеханических дефлекторов света // ЛАЗЕР-ИНФОРМ. Информационный бюллетень Лазерной ассоциации. 2003. № 9, 10. - С. 264-265.

100. Егоров М.С., Резунков Ю.А., Репина Е.В., Сафронов А.Л. Лазерная корректирующая двигательная установка для космических аппаратов // Оптический журнал. 2010. Том 77. №3. - С. 8-15.

101. Ершов А.В., Машин А.И. Многослойные оптические покрытия. Проектирование, материалы, особенности технологии получения методом электроннолучевого испарения // Учебно-методический материал по программе повышения квалификации «Новые материалы электроники и оптоэлектроники для информационно-телекоммуникационных систем». Нижний Новгород, 2006. - 99 с.

102. Егоров М.С., Резунков Ю.А. Уточненная модель оптической системы космических мини-аппаратов с лазерной тягой // Научно-технический вестник ИТМО. - 2015. - Т.15. - №5. - С. 825-830.

103. Billman K.W., Horwitz B.A., Shattuck P.L. Airborne laser system control/Common mode design approach // Proceedings of SPIE. 1999. Vol. 3706. -PP. 196-203.

ПРИЛОЖЕНИЕ А

Оценка термодеформации зеркала под действием мощного лазерного

излучения

В данном приложении представлены результаты теплофизических расчетов оптического концентратора макета АКЛРД в режиме импульсно-периодической тепловой нагрузки элементов оптического концентратора [Egorov M.S., Ageichik A.A., Rezunkov Yu.A., Safronov A.L., Stepanov V.V. Model test of the Aerospace Laser Propulsion engine //AIP Conference Proceedings. - 2005. - Vol. 766. - PP. 183-194].

Целью расчетов являлся выбор материала, удовлетворяющий следующим условиям:

1. Легкость макета АКЛРД.

2. Высокая теплопроводность материалов для исключения высоких градиентов температурных полей.

3. Материалы всех элементов АКЛРД должны быть с близкими тепловыми характеристиками (температурный коэффициент линейного расширения и др.), должны обладать высокой лучевой прочностью при заданных условиях эксплуатации, а также высокой температурой плавления и температурой начала упругих и пластических деформаций, а также должны обладать достаточно высокими прочностными и жесткостными свойствами.

Расчеты выполнены в пакете прикладных программ ANSYS [Чигарев А.В., Кравчук А.С., Смалюк А.Ф. Ansys для инженеров / Справ. пособие. М: Машиностроение-1,2004. - 512 с.].

В качестве материалов, применяемых для изготовления оптических элементов, рассматривались серебро, золото, алюминий, магний, молибден, вольфрам, бериллий, медь, сталь, различные их комбинации и сплавы.

Расчеты проводились с использованием лазерного излучения с длиной волны А = 10,6 мкм, в импульсно-периодическом режиме с частотой следования импульсов f = 50 Гц, энергией одного импульса 200 Дж,

длительностью одного импульса 10 мкс. Полное время работы макета АКЛРД составляло от 2 до 5 секунд. Диаметр лазерного пучка на входе макета - 10 см.

Результаты расчетов.

Для зеркала 2 (рис. 2.1, Глава 2) было получено двумерное распределение температурного поля при решении нестационарной задачи. Зеркало 2 изготовлено из алюминиевого сплава Д16 толщиной 0,5 мм с коэффициентом поглощения отражающей поверхности, равным 10%. Средняя мощность Р излучения, попадающего на поверхность зеркала 2, равна 10 кВт.

Известно, что в инфракрасной области спектрального диапазона (в частности, для X = 10,6 мкм) коэффициент отражения для большинства металлов, в том числе для алюминия и его сплавов, а также меди, существенно больше, чем в других областях, и поэтому оптические элементы макета для X = 10,6 мкм можно эксплуатировать без специальных многослойных покрытий.

На рисунке А.1 приведены результаты расчетов температуры зеркала 2.

Е С 20 40 60 ВО 100

и

Высота зеркала, мы

Рисунок А.1 - Температурное поле отражающей поверхности зеркала 2

(параболическое, алюминиевое) 1 - температура при длительности облучения 2 с, 2 - температура при длительности облучения 10 с, 3 - распределение мощности, отн. ед.

На этом рисунке представлена зависимость температуры поверхности зеркала 2 от координаты х (высоты зеркала). Наибольшая высота (носовая

часть зеркала) соответствует координате х = 95 мм. На рисунке температура приведена в К (Кельвин), высота - в миллиметрах. Кривая 1 соответствует времени облучения т = 2 с, кривая 2 соответствует времени т = 10 с. На рисунке приводятся значения температур только для отражающей поверхности, так как расчеты показывают, что температура тыльной поверхности практически равна температуре отражающей поверхности. Температура поверхности зеркала 2 существенно неоднородна. Такая неоднородность может привести к термодеформациям поверхности зеркала.

Зеркало 3 (рис. 2.1, Глава 2) наиболее нагруженный в тепловом отношении оптический элемент макета АКЛРД. Были исследованы следующие конструкции зеркала 3:

Рисунок А.2 - Конструкция типа 1

Рисунок А.3 - Конструкция типа 2 Для этих конструкции представлены результаты расчетов на рис. А.4 и А.5 соответственно, на которых распределение температур представлено в зависимости от высоты конструкции зеркала 3.

Зеркало 3 (рис. А.2) изготовлено из алюминиевого сплава с толщиной его стенок - 0,5 мм и коэффициентом поглощения отражающей поверхности, равному 8% (длина волны 10,6 мкм). Средняя величина плотности потока, поглощенного поверхностью зеркала, равна 4,0*108 Вт/м2. На рисунке А.4 также представлено распределение плотности поглощенного потока в зависимости от высоты зеркала.

'М

га 298 §

Р, 297

5Г

2 296 я н

295 294 293 292 291

I 290 &

о 239 га

& 288

& 237

с

о и

Я о.

к >н

<и

а

/\ V.

2 1 \

2,3

к В

§

Э &

и га Рн

-0.2

-4 -2 0 2 4 6 3

н Высота зеркала, мм

Рисунок А.4 - Распределение температуры по поверхности зеркала 3 типа 1

(алюминиевое, коэффициент поглощения 8%) для момента времени облучения т = 40 мс (два периода при частоте следования импульсов 50 Гц). 1 - температура отражающей поверхности, К, 2 - распределение мощности,

отн. ед.

&

340

335

а 330

!Я 325

320

315

Й- 310

2

--

1

ч3

2,2

1,6 а

н

1,4 ё

и

1.2 I 1 |

0,8 |

0,6 | и

0,4 &

и

0,2 £

6

Высота зеркала, мм

12

Рисунок А.5 - Распределение температуры по поверхности зеркала 2 типа 2

для момента времени т=2 с. 1 - температура отражающей поверхности (коэффициент поглощения 3%), 2 - температура отражающей поверхности (коэффициент поглощения 5%), 3 - распределение мощности, отн. ед.

Для конструкции типа 2 (рис. А.3) показана температура зеркала, изготовленного из меди (рис. А.5). Представленные значения температуры соответствуют времени 1 = 2 сек. Кривая 1 соответствует температуре

поверхности с коэффициентом поглощения 3%, кривая 2 - температуре поверхности с коэффициентом поглощения 5%. Толщина конструкции зеркала в обоих случаях равна 1,0 мм. Величины плотности теплового потока, падающего на поверхность каждого из зеркал, одинаковы. График распределения мощности излучения по поверхности показан на этом же рисунке.

Анализ результатов расчета, изображенных на рис. А.4 и А.5, позволяет сделать следующие выводы:

1. для макета АКЛРД могут быть использованы следующие материалы:

• для зеркала 1 - алюминиевые сплавы; при этом толщина стенок такого зеркала должна быть не меньше 0.4 мм для обеспечения жесткости;

• для зеркала 2 - материалом может служить медь. Основные недостатки этого материала для данной конструкции заключаются в том, что медь -мягкий и тяжелый материал;

2. при изготовлении модели АКЛРД следует обращать особое внимание на качество обработки отражающей поверхности оптических элементов. Коэффициент поглощения отражающей поверхности элементов, изготовленных из алюминиевых сплавов не должен превышать 10%, соответственно, медных - 3%.

Для сравнения на рис. А.6 приведена схема конструкции лазерного реактивного двигателя применительно к проекту LOTV [Egorov M.S., Ageichik A.A., Rezunkov Yu.A., Safronov A.L., Stepanov V.V. Model test of the Aerospace Laser Propulsion engine].

Представленная схема включает в себя двухзеркальный оптический концентратор и сопло. Второе зеркало имеет прямолинейную образующую. Предполагаемые режимы тепловой нагрузки лазерным излучением (например, в течение ~10 суток - времени перевода аппарата LOTV с низкой околоземной орбиты на геостационарную орбиту): - длина волны лазерного излучения X = 1,06 мкм;

Рисунок А.6 - Схема АКЛРД применительно к ЬОТУ

- средняя мощность лазерного излучения 200 кВт (энергия импульса Еимп=40 Дж, частота следования импульсов 5 кГц).

Были выполнены расчеты температурного поля зеркала 1 и зеркала 2. Оба зеркала неохлаждаемые, без специальных высокоотражающих покрытий. Материал для зеркал - медь. Толщина стенок зеркала 1 составила 0,5 см, толщина стенки зеркала 2 - 1,0 см. Для длины волны 1,06 мкм коэффициент поглощения медных зеркал принят равным 15%.

Расчеты были выполнены для идеализированного случая, когда энергия полностью доставляется от лазера к поверхности зеркал. Результаты расчетов приведены на рис. А.7.

Как показывают результаты расчетов, уже через 30 сек работы лазера температура отражающей поверхности зеркала 1 достигает температуры начала пластических деформаций [Анисимов С.И., Имас Я.А., Романов Г.С., Ходыко Ю.В. Действие излучения большой мощности на металлы / М.:Наука. - 1970. - 272 с.]. В случае использования металлов в качестве материала для оптических элементов двигателя для LOTV необходимо: применение

специальных высокоотражающих покрытии и мощной активной системы охлаждения зеркал.

730 720

710 700

690

Я § 680

I и

е- & 670

о

га 660

й 650 г;.

С 640

-

—I-

3

-н

4 1 \ / —I-

-

10

20

30

40

а

Высота зеркала, мы б

2,3 1,9 1,5 1,1 0,7 0,3 -0,1 -0.5

50

Рисунок А.7 - Распределение температуры поверхности зеркала 1 (а) и зеркала (2) при времени облучения т = 30 с в зависимости от его высоты. 1 температура отражающей поверхности, 2 - температура тыльной поверхности, 3 - распределение плотности мощности, отн. ед.

Это делает нецелесообразным использование металлов и их сплавов в качестве материла для изготовления оптических элементов конструкции АКЛРД применительно к LOTV.

Возможен другой подход при решении задачи выбора материала для оптических элементов АКЛРД. Эти элементы могут представлять собой подложки, на которые нанесены диэлектрические высокоотражающие покрытия. Например, для длины волны X = 1.06 мкм в качестве подложек могут служить, например, плавленый кварц, сапфир (синтетический).

В качестве материалов, используемых для отражающих покрытий, могут служить Al2Oз, GeO2, MgF2, SiO2, Si2Oз, TiO2, ZnS, ZrO2 [Свечников М.Б. Лучевая прочность диэлектрических покрытий в диапазоне длин волн 0.25...1.06 мкм / С-Петербург, 1992. - 174 с.]. Из этих же материалов могут быть изготовлены и многослойные покрытия.

Одна из важных характеристик диэлектрического высокоотражающего покрытия - его лучевая прочность. При выборе материалов покрытия необходимо учитывать следующие факторы, влияющие на его лучевую прочность:

- факторы, характеризующие материал пленки, методы и условия ее изготовления, структуру и геометрию пленки после ее образования, конструкцию многослойного покрытия;

- факторы, характеризующие лазерное воздействие: длительность импульса Тимп, длина волны Хлаз, размер пятна облучения, модовый состав излучения и частота следования импульсов; электрическое поле, возникающее в покрытиях как следствие воздействия лазерного излучения;

- факторы, характеризующие внешние условия при хранении и эксплуатации.

В настоящее время разработаны технологии получения многослойных высокоотражающих композиций из слоев 7Ю2/8Ю2, ТЮ2/8Ю2, имеющих коэффициент отражения, превышающий 99,5%.

Одной из характерных особенностей высокоотражающих покрытий, работающих на длине волны X = 1,06 мкм, подтвержденных экспериментально, является то, что температура повреждения для многих диэлектрических покрытий значительно ниже, чем их температура плавления.

ПРИЛОЖЕНИЕ Б

Схемы экспериментальных исследований

Оптический концентратор лазерного реактивного двигателя состоит из зеркальных элементов, благодаря чему в экспериментах может использоваться лазер с произвольной длиной волны. Для проведения экспериментальных исследований использовался импульсный электроионизационный СО2-лазер. Характеристики СО2-лазера следующие:

- длина волны излучения 10,6 мкм,

- энергия в импульсе до 200 Дж,

- длительность импульса 20 мкс,

- частота следования импульсов - от моноимпульса до 50 Гц.

На рис. Б.1 изображена схема экспериментальной установки.

Рис. Б.1 - Схема экспериментальной установки. 1 - СО2-лазер, 2,8 -болометры, 3 - призма, 4,11 - плоские зеркала, 5,6 - сферические зеркала, 7 -диафрагма диаметром 100 мм, 9 - макет АКЛРД, 10 - плоское зеркало, 12 -расширительный телескоп, 13 - юстировочный гелий-неоновый лазер, 14 -маркерный гелий-неоновый лазер, 15 - линейка

Целью испытаний макета ЛРД являлось получение экспериментальной информации о зависимости удельного импульса реактивной отдачи Ст от энергии лазерного импульса. Измерения импульса реактивной отдачи Ст выполнялись с использованием баллистического маятника.

Излучение СО2-лазера 1 с длительностью импульса ~ 10-13 мкс, формировалось неустойчивым телескопическим резонатором с увеличением М = 2.3. Выходной пучок лазера имел кривизну 130-150 м. После прохождения оптического пути длиной 30 м поперечное сечение пучка имело приблизительно квадратное сечение 70 х 70 мм2 (рис.Б.2).

а б

Рисунок Б.2 - Отпечаток лазерного импульса перед макетом аппарата, полученный на термочувствительной бумаге на расстоянии от выходной апертуры лазера: а) 30 м (энергия импульса 57 Дж, длительность импульса 10 мкс), б) 65 м (энергия импульса 94 Дж, длительность импульса 10 мкс)

На входе испытательной схемы была установлена круглая диафрагма 7 0100 мм, соответствующая входному сечению световой апертуры макета ЛРД. Энергия излучения, прошедшая диафрагму, составляла около 75% от энергии на выходе резонатора. Для целей контроля характеристик лазерного импульса за болометром 8 устанавливался делительный клин из KCl (на рис. Б.1 не

показан), ответвляющий два пучка по 4% от полной энергии импульса на фотоприемник для контроля формы импульса излучения во времени и на измеритель лазерной энергии - калориметр.

Для определения величины механического импульса, переданного макету, использовался маятник, на котором подвешивался макет аппарата 9. Величина переданного механического импульса вычислялась по амплитуде отклонения маятника, регистрируемого с помощью Не-№ лазера 14 и линейки 15. Угол отклонения маятника ф, механический импульс Р, приобретаемый макетом после импульсного воздействия, и коэффициент реактивной отдачи Ст связаны соотношениями:

р =

P

С = —

Ст _

P m^glp

Е Е

где т - масса аппарата, g - ускорение свободного падения, I - плечо маятника, равное 200 мм, Е - энергия лазерного импульса на макете.

Точность измерения угла отклонения составляла 8(р « 10-4 рад, что соответствует относительной погрешности измерения Ст около 5 % при средних значениях падающей энергии лазерного импульса.

На рис. Б.3 представлена фотография лазерного пробоя в воздухе со стороны сопла аппарата.

Г

Рисунок Б.3 - Фотография лазерного пробоя воздуха в сопле макета АКЛРД [Патент РФ 2266420. Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель / Егоров М.С., Агейчик А.А., Резунков Ю.А., Сафронов А.Л., Степанов В.В. №2003129824/11; заявл. 08.10.2003; опубл. 20.12.2005, Бюл. №35.]

Пробой сконцентрирован в основном внутри сопла и имеет крестообразную форму, которая обусловлена прямоугольной структурой распределения лазерного излучения перед аппаратом (см. рис. Б.2). В левом верхнем углу виден небольшой пробой на внешней стороне у щели макета.

В результате экспериментов было получено, что в достаточно широком диапазоне энергий - 70 - 100 Дж - удельный импульс реактивной отдачи Ст составляет 21 - 23 дин/Вт при использовании воздуха, а в случае использования в качестве рабочего вещества (топлива) такого материала как ОвМп - 38 - 43 дин/Вт. Полученные значения Ст ~ 40-43 дин/Вт позволяют рассматривать АКЛРД в качестве двигателя перспективных малых КА с лазерной тягой.

В результате экспериментов в импульсно-периодическом режиме работы СО2 лазера получено:

1. Нестабильность выходной энергии лазера составляет величину менее 20%.

2. Количество энергии, доставленной к макету ЛРД, составляло 65-70 Дж в импульсно-периодическом режиме и 85-90 Дж в импульсном режиме.

3. Движение макета ЛРД с ускорением обеспечено на наклонной трассе (12° к горизонту) в лабораторном помещении.

4. Во время проведения экспериментов зафиксировано частичное смещение оси диаграммы направленности излучения. Пучок сместился в поперечном направлении в плоскости макета на 2 см. Учитывая расстояние от резонатора до стартовой площадки, это смещение соответствует угловому смещению около 3*10-4 рад. Предельная ширина диаграммы направленности лазерного излучения соответствует А/О = 10-4 рад при D = 100 мм. Таким образом, основное проявление этого смещения выражается в уменьшении доставки излучения в фиксированную апертуру. Т.к. эффективное фокусное расстояние концентратора не более 200 мм, линейные смещения пучка в плоскости щели не превышают 0.1 мм Изменением хода лучей по схеме концентратора для таких углов можно спокойно пренебречь.

5. Наклоны оси лазерного пучка на входной апертуре макета 9 величиной до 1° уменьшают коэффициент Ст не более, чем на 20%.

ПРИЛОЖЕНИЕ В

Модель расчета орбитального движения КА

Для определения параметров движения КА и параметров коррекции высоты его орбиты рассматривается движение центра масс КА [Бордовицына Т.В., Авдюшев В.А. Теория движения искусственных спутников Земли. Аналитические и численные методы // Уч. пособие. Томский ГУ. - 2007. - 178 с.]. В этом случае КА обычно рассматривается как материальная точка, на которую действуют возмущающие силы (гравитация, атмосфера Земли, солнечный и лунный ветры и т.п.) [Бурдаков В.П., Зигель Ф.Ю. Физические основы космонавтики / М.:Атомиздат, 1975. - 231 с.]. В данной модели допускается, что Земля имеет сферическую форму. Гравитационным влиянием Солнца и Луны, влиянием светового давления на параметры орбиты КА, движущегося на низких орбитах (несколько сотен километров над поверхностью Земли) пренебрегаем по сравнению с гравитационной силой Земли и сопротивлением атмосферы [Бурдаков В.П., Зигель Ф.Ю. Физические основы космонавтики].

Рассмотрим движение материальных точек «Земля» (М) и «КА» (т) в геоцентрической экваториальной системе координат OXYZ (рис. В.1), где начало системы координат совпадает с центром Земли, ось Ъ - совпадает с осью вращения Земли, ось X - направлена в точку весеннего равноденствия, ось У - дополняет систему координат до правой.

Рисунок В.1 - Движение КА и Земли в инерциальной системе отсчета

Движение совершается под действием гравитационной силы Fz, которая для материальной точки определяется формулой:

- M ■ М - - г

Fz = -у—3 ка r о r о = — (В 1)

r ' r '

где у - гравитационная постоянная, 6.67*10-11 м3/(кг*с2), Мз - масса Земли, 5,9736 1024 кг, Мка - масса КА, ro - единичный вектор, r - радиус-вектор, проведенный из центра Земли до КА, r - относительное расстояние от центра Земли до КА.

Система уравнений движения материальных точек М и m в общем виде определяется на основе второго закона Ньютона как:

d 2pi M, -

= -Г M r0 , (В.2)

dt r

d 2 p2 М

ка

о = 7—го, dt2 / г2 '

р1 = р 2 + Г • Г 0 ,

где р1 - радиус-вектор, проведенный из начала инерциальной системы координат в точку т; р2 - радиус-вектор, проведенный из начала инерциальной системы координат в точку М, t - время.

Вычитая второе уравнение из первого уравнения системы (В.2), получаем уравнение движения материальной точки т относительно притягивающего центра М в инерциальной системе координат:

й2 Г Ш3 + Мт г

¿Г = ~7 -+М- Г 0. (В3)

При т<<М пренебрежем ускорением, которое КА массой Мка сообщает притягивающему центру массой Мз, и расположим начало инерциальной системы

координат в притягивающем центре М (рис. В.1). Тогда р = г; рг = 0 и уравнение движения КА относительно притягивающего центра М с учетом возмущающих сил, кроме силы гравитации Земли, имеет вид:

d2r и _ F

—--2ro + , (В.4)

dt r2 Шка , ( )

где и = ïM3 - гравитационная постоянная Земли, Fe - возмущающие силы. В проекциях на оси абсолютной системы координат OXYZ получим:

d2 х _ и Fxe d2 х _ и ,

Т2Г — х + ТТ или , 2 — з х + ахв ,

dt r3 Мка dt2 r

d 2y и Fye d2 * и ,

= - y + tt или dt* — "из *+^> (В 5)

d^z _ и Fze d2z _ и

1+2 — 3z + ~T~r или , 2 — 3 z + azв , dt r М ка dt r

где ахв, aye, aze - возмущающие ускорения.

При движении КА на геостационарной орбите влиянием атмосферы Земли на параметры орбиты КА пренебрегаем. Однако при движении КА а низких околоземных орбитах на КА действует сила аэродинамического сопротивления Rx, направленная против вектора скорости КА:

Rx — cx sm, (в.6)

где p(h) = р0 • exp(-0.023758h — 17.2332621) - плотность атмосферы на высоте h орбиты [Справочник: Таблицы физических величин / Под ред. Кикоина И.К. М:Атомиздат,1976.-1005 с.], Cx - коэффициент аэродинамического сопротивления; V - скорость КА. Ошибка определения плотности атмосферы на участке высот 200300 км лежит в пределах ±3%.

Сила Rx создает возмущающее касательное к траектории движения КА ускорение ав:

Rx pW-V* о ~ -s™. (В.7)

^х

М„„ 2М

" ка

Проекции аэродинамического ускорения на оси абсолютной системы координат ахв, аув, а2в определяются следующим образом.

Вектор ускорения ав направлен против вектора скорости КА:

Г п Р(Ь) „ I .2Г йв = -Сх—-\¥\ ев

2М„

[V«,/ V Vy/ VI, V/ V ], VI = тх^хттх2

(В .8)

где ев - единичный вектор направления. Проекции вектора ускорения ав :

о^. = -сх-^8т • гх, оув = -сх^8т • v , «¿в = -сх^8т • у2 (в.9)

2М..

2М..

2М..

Подставляя выражения (В.9) в систему уравнения (В.5), окончательно имеем систему уравнений, описывающую движение КА в гравитационном поле Земли под действием силы сопротивления атмосферы и силы тяги двигательной установки:

d 2 х

d 2 .у dt2

d 2 2-

х - • Ух + 5^) • aXt

г

2 М,

4У - • Уу + 5^) • ауг.

г

2 М„

(В.10)

М 2 - • V + 5(1) • aZt ,

dt2 г3 2 Мка

здесь р = , ах(, а^, а^ - проекции тягового ускорения двигателя на оси Х,У,7, которые определяются в зависимости от программы маневра КА,5^) -функция включения двигателя:

5^ ) =

1, ^ = ^ = 0 < t < ^

0, ^ < t < tз

1, ^ < t < ^ 0, и < t

(В.11)

где 10 = 0 - время начала отсчета и момент, когда двигательная установка включается первый раз; [11, 12] и [1:3, 14] - промежутки времени работы двигательной установки.

в

ПРИЛОЖЕНИЕ Г

Открытое акционерное общество «Корпорация космических систем специального назначения «Комета» (ОАО «Корпорация «Комета»)

Велозаводская ул., д. 5, Москва, 115280 Телефон/факс: [phone] E-mail: [e-mail] Интернет-сайт: http://corpkometa.ru

УТВЕРЖДАЮ

Заместитель генерального директора ОАО «Корпорация «Комета» м разработкам

ОГРН: 1117746365670 ИНН/КПП: 7723836671/772301001

_2016 г. №_

на № от

П.Я. Носатенко 2016 г.

от

АКТ

об использовании результатов кандидатской диссертационной работы

Егорова Максима Сергеевича

«Исследование и разработка бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой», представленной на соискание ученой степени кандидата технических наук

Мы, нижеподписавшиеся, составили настоящий акт о том, чт^ результаты диссертационной работы Егорова М.С. (схема бортовой оптической системы, компоновка малого космического аппарата, оценки орбитального маневра с помощью лазерной тяги) были использованы в ОАО «Корпорация «Комета» в ходе выполнения СЧ НИР «Система (КВ)-ОЭП», выполненной по договору № 5583/43 от 23.04.13г. между ОАО «Корпорация «Комета» и ОАО «НИИ ОЭП» в 2013-2014 г.г. Кроме этого, результаты диссертационной работы Егорова М.С. использовались при подготовке научно-технического отчета «Применение средств лазерной локации и МЛК КБ для решения задач контроля космического пространства (исх. 161 с1, 30.07.2014г.).

Акт выдан для представления в диссертационный совет при

Санкт-Петербургском национальном исследовательском университете информационных технологий, механики и оптики

Начальник отдела ТТО-31, д-р техн. наук

.И. Аржененко

Начальник лаборатории 312, канд. техн. наук

П.М. Жидков

Заместитель начальника ТПО-34

В.С. Малашок

УТВЕРЖДАЮ

Первый заме^Ёйжздь генерального

АКТ

об использовании результатов кандидатской диссертационной работы

Егорова Максима Сергеевича

«Исследование и разработка бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой»,

представленной на соискание ученой степени кандидата технических наук

Мы, нижеподписавшиеся, составили настоящий акт о том, что результаты диссертационной работы Егорова М.С. (схема бортовой оптической системы для приема и фокусировки лазерного излучения, численные оценки этой системы, оценки расчетов схем концентраторов лазерного пучка) были использованы в ОАО «РКК «Энергия» в ходе выполнения работ по составной части НИР «Теоретические и экспериментальные исследования базовых элементов технологии беспроводной передачи электрической энергии между космическими аппаратами ближним инфракрасным монохроматическим излучением» (шифр - «Мобильность РКК»), проводившихся в ОАО «РКК «Энергия» в 2012 г. по соглашению №14.U02.21.0101 от 19.07.2012 с Министерством

образования и науки в рамках ФЦП «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России».

Акт выдан для представления в диссертационный совет при Санкт-Петербургском национальном исследовательском университете информационных технологий, механики и оптики.