Другие журналы

научное издание МГТУ им. Н.Э. Баумана

НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ

Издатель ФГБОУ ВПО "МГТУ им. Н.Э. Баумана". Эл № ФС 77 - 48211.  ISSN 1994-0408

Список аннотаций статей журнала "Аэрокосмический научный журнал"

Приложение

# 05, сентябрь 2016

 

Авиационная и ракетно-космическая техника

Приближенный анализ нагружения внутренней стенки биметаллической оболочки камеры многоразового ЖРД
# 05, сентябрь 2016
DOI: 10.7463/aersp.0516.0848243

профессор Зарубин В. С., Зимин В. Н., профессор Кувыркин Г. Н.

В различных технических устройствах в качестве конструктивных элементов достаточно широко используют биметаллические оболочки. Характерным примером применения биметаллических оболочек является конструкция камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). В процессе работы ЖРД оболочка камеры сгорания подвержена интенсивным тепловым и механическим воздействиям, что приводит к необходимости ее охлаждения. Охлаждающий тракт оболочки образован зазором между ее внутренней и наружной стенками, скрепленными между собой гофрированными проставками или фрезерованными ребрами. Наружная стенка выполняет роль силового элемента оболочки, а внутренняя стенка непосредственно контактирует с высокотемпературными продуктами сгорания и подвержена интенсивному нагреву. Различие функций стенок оболочки вызывает необходимость их изготовления из разных материалов с различающимися теплофизическими и механическими характеристиками

 

Топологическая оптимизация переходного отсека КА
# 05, сентябрь 2016
DOI: 10.7463/aersp.0516.0847780

Боровиков А. А., Тененбаум С. М.

Предметом исследования в работе является топологическая оптимизация проставки переходного отсека космического аппарата. Обоснована актуальность применения конечно-элементной топологической оптимизации  и приведены примеры применения её в практике. Утверждается, что используя этот метод совместно с аддитивными технологиями (3д-печать) возможно создать конструкции с лучшими весовыми характеристиками. Целью исследования является изучение параметров алгоритмов топологической оптимизации и влияние их вариаций на получаемую конструкцию.

 

# 04, июль 2016

 

 

Вычисление производной аналогового сигнала в программируемом логическом контроллере
# 04, июль 2016
DOI:10.7463/aersp.0416.0847260

Новожилов Б. М.

 

Даны рекомендации по выбору параметров дифференцирования аналоговых сигналов в ПЛК

SIMATIC S7-200. Исследования проводились на ПЛК в составе центрального процессора CPU

224 и модуля расширения аналоговых входов и выходов SM 235. Был исследован метод

вычисления первой производной аналогового сигнала, основанный на ее представлении

конечным рядом обратных разностей последовательных отсчетов равномерно

дискретизированной непрерывной функции. Показано, что для получения приемлемой

точности вычисления первой производной достаточно первой и второй разностей отсчетов.

Повысить точность вычисления можно уменьшением периода дискретизации в определенных

пределах. Проведенный натурный эксперимент показал эффект применения результатов

исследования для повышения скорости реакции ПЛК SIMATIC S7-200 на изменения в

контролируемом процессе. Результаты исследования могут быть использованы при разработке

и эксплуатации технологических систем наземного оборудования стартовых комплексов.

 

Методика выбора оптимальной степени повышения давления в вентиляторе по эффективным параметрам силовой установки
# 04, июль 2016
DOI:10.7463/aersp.0416.0846689

Кондрашов И. И., Полев А. С.

 

В представленной работе проведено определение оптимальной степени двухконтурности и

степени повышения давления в вентиляторе двухконтурного турбореактивного двигателя.

Было проиллюстрировано изменение эффективного удельного расхода топлива с учетом

внешнего сопротивления мотогондолы двигателя. Полученные данные могут использоваться

для приблизительной оценки параметров перспективных двигателей со сверхвысокими

степенями двухконтурности, ориентированных на использование в силовых установках

среднемагистрального самолета при заданных условиях полета.

 

Температурное состояние оболочки калибровочного космического аппарата на теневом участке околоземной орбиты
# 04, июль 2016
DOI:10.7463/aersp.0416.0846458

профессор Зарубин В. С., Зимин В. Н., профессор Кувыркин Г. Н.

 

Для прогноза ресурса работоспособности материала оболочки необходимо располагать информацией о распределении температуры по ее поверхности не только на освещенном, но и на затененном участке орбиты. Количественный анализ температурного состояния оболочки ККА может быть проведен методами математического моделирования, используя ее тепловую модель. В данной работе формирование такой модели для сферической оболочки применительно к условиям на затененном участке орбиты проведено в три этапа.
На первом этапе для произвольного участка наружной поверхности оболочки определена плотность падающего на него собственного излучения Земли в предположении, что угловое распределение интенсивности этого излучения по направлениям подчиняется закону Ламберта. В зависимости от оптических характеристик наружной поверхности часть этого излучения поглощается наружной поверхностью оболочки. На втором этапе построена тепловая модель сферической оболочки, устанавливающая закономерность перераспределения поглощенной энергии путем ее излучения с внутренней поверхности оболочки с учетом эффекта переизлучения между вогнутыми участками этой поверхности. Наконец, на третьем этапе использовано соотношение локального теплового баланса отдельного участка оболочки, позволяющее найти значение температуры этого участка, а затем построить распределение температуры по всей поверхности оболочки

 

 

 

 

# 03, май 2016

 

 

Определение жесткости подвески груза в транспортно-установочных агрегатах
# 03, май 2016
DOI:10.7463/aersp.0316.0843104

Зверев В. А., Ломакин В. В.

 

Работа посвящена определению жесткости подвески груза в агрегатах, предназначенных для

выполнения транспортно-установочных технологических операций на стартовых комплексах

различного назначения. В работе приведены конструктивные схемы и динамические модели

подвески груза, а так же алгоритм определения ее жесткости. Основное внимание в работе

уделено определению жесткости полиспастного механизма подвески груза. Оценка жёсткости

полиспастного механизма проводилось путем формирование его конечноэлемнтной модели и

определения перемещения ее характерных точек под действием тестовой нагрузки.

Предложенный алгоритм определения жесткости подвески груза позволит упростить модель

системы агрегат-груз для исследования динамических процессов, возникающих в процессе

опускания и экстренного торможения груза, и корректно определить перегрузки, возникающие

в системе.

 

Анализ способов демпфирования колебаний крупногабаритных конструкций КА в магнитном поле земли
# 03, май 2016
DOI:10.7463/aersp.0316.0841754

Биюшкина Т. С., Щеглов Г. А.

 

Рассматривается демпфирование свободных колебаний крупногабаритных космических

конструкций – рефлекторов антенн. Низкая жесткость крупногабаритных конструкций

приводит при изменении ориентации КА к нежелательным колебаниям рефлекторов, которые

могут временно нарушать работу целевой аппаратуры. Поскольку габариты рефлекторов

существенно превосходят размеры корпуса, а связь рефлектора с корпусом имеет малую

жесткость, обычные демпферы, устанавливаемые в местах крепления кронштейнов к корпусу

КА, могут оказаться неэффективны. Проведен анализ возможности демпфирования колебаний

за счет оснащения рефлекторов независимой системой стабилизации с автономными

исполнительными органами. На примере максимально упрощенной модельной постановки

задачи исследована возможность применения магнитных катушек для демпфирования

колебаний рефлекторов и определен диапазон проектных параметров конструкции, при

которых подобный способ демпфирования оказывается эффективен. Рассмотрены две схемы

расположения катушки относительно антенны и два способа магнитного демпфирования

колебаний: за счет управляемого тока, подаваемого от системы электропитания КА, и за счет

самоиндукции тока в катушке. Для различных вариантов размещения катушек получены

соотношения, связывающие декремент колебаний и основные проектные параметры.

Соотношения показывают, что эффективное демпфирование возможно в случае, когда

отношение площади катушек к моменту инерции максимально.

 

Применение технологий управления жизненным циклом изделия в производстве и строительстве стартовых комплексов космических аппаратов
# 03, май 2016
DOI:10.7463/aersp.0316.0838979

Карасев В. О., Суханов В. А.

 

В статье освещены проблемы, связанные с логистикой, возникающие при строительстве

космодрома "Восточный". Рассматриваются этапы жизненного цикла сложных наукоемких

изделий. Приводятся основные понятия и методики управления жизненным циклом изделий и

варианты их применения для решения рассматриваемых проблем. Предложен практический

способ оптимизации логистических процессов и процессов управления жизненным циклом и

создания актуальной базы данных логистической поддержи изделия с использованием

программного обеспечения ILS Suite, разработанного с использованием мультиагентного

подхода к проектированию системы.

 

# 02, март 2016

 

Расчет элементов системы открывания крыши изотермического вагона и прочностной анализ конструкции вагона при её различном конструктивном исполнении
# 02, март 2016
DOI: 10.7463/aersp.0216.0839313

Копытов В. С., Пучков В. М.

В работе проведен анализ различных схем открывания крыши изотермических вагонов предназначенных для перевозки ответственных крупногабаритных грузов на основе кинематического и силового расчетов. Прочностной анализ рассматриваемых конструктивных схем открывания крыши позволил определить усилия в гидроцилиндрах от различного вида действующих нагрузок и их геометрические характеристики, а проведенный силовой анализ конструкции вагона для различных схем открывания крыши позволил проанализировать коэффициенты запаса силовых элементов и напряжения в них от различных видов силовых воздействий. .

 

Анализ физической адекватности численного расчета коэффициента восстановления температуры при различных вариантах постановки задачи
# 02, март 2016
DOI: 10.7463/aersp.0216.0837915

Клюквин А. Д.

  Методами численной газодинамики было проведено исследование распределения температуры торможения в турбулентном пограничном слое сжимаемого газа в прямоугольном теплоизолированном канале при сверхзвуковом режиме течения. Была проведена сравнительная оценка адекватности данных, получаемых при использовании k - e и SST моделей турбулентности и различных вариантах постановки граничных условий. Показано, что наложение стандартного граничного условия в виде теплоизолированной стенки иногда приводит к занижению коэффициента восстановления температуры на стенке. При этом для получения корректного граничного условия адиабатности необходима дополнительная верификация с использованием эмпирических зависимостей для коэффициента восстановления температуры.

 

Численный расчет взаимодействия плоской струи с сносящим дозвуковым потоком
# 02, март 2016
DOI: 10.7463/aersp.0216.0837809

Москаленко В. О., Красников И. Ю.

В данной работе представлены результаты численного расчета взаимодействия плоской струи с сносящим дозвуковым потоком. Были определены и анализировались значения давления, траекторий струи, профилей скорости при малых интенсивностях выдува. Проведено сравнение результатов расчета с экспериментальными данными других авторов. Получены систематические исследования взаимодействия плоских струй при малых интенсивностях выдува ( 1.5). Анализ результатов показал, что выдув струй при углах выдува, обеспечивает большее возмущение сносящего потока, струя при этом глубже проникает в поток, образует застойную зону большей протяженности и более существенно перераспределяет коэффициент давления p на поверхности пластины. Результаты исследований могут быть использованы при проектировании струйных органов управления летательных аппаратов .

 

# 01, январь 2016

 

 

Моделирование процессов охлаждения и нагрева ракетного топлива во внутреннем пространстве емкостей наземных комплексов
# 01, январь 2016
DOI: 10.7463/aersp.0116.0834621

Денисова К. И., Чугунков В. В.

Рассмотрена температурная подготовка ракетного топлива с использованием теплообменника, размещенного непосредственно в емкости наземного комплекса. Режим охлаждения топлива осуществляется подачей в теплообменник с антифризом жидкого азота, а режим нагрева – подачей нагретого воздуха. Представлены системы уравнений и результаты моделирования процессов температурной подготовки, а также оценки ее эффективности. Приведены результаты расчетов температур топлива в емкости и антифриза в теплообменнике, а также тепловых потоков и относительных затрат жидкого азота при охлаждении топлива в сравнении с другими технологиями охлаждения.  

 

Анализ подходов к очистке околоземного космического пространства от объектов космического мусора с габаритным размером менее 10 см
# 01, январь 2016
DOI: 10.7463/aersp.0116.0833914

Майорова В. И., Леонов В. В., Гришко Д. А.

 

В статье проведён анализ подходов к очистке околоземного космического пространства от малых объектов космического мусора, т.е. объектов с габаритными размерами меньше 10 см. Одна из основных   собенностей таких объектов заключается в том, что их проблематично отслеживать наземными средствами контроля космического пространства. Вместе с тем, столкновение действующего космического аппарата с ними   риведёт к выходу его из строя, а в худшем случае – разрушению. Подробно рассмотрены две принципиальные схемы: пассивная и активная, их особенности, преимущества и недостатки, сформулированы критические технологии.  

Температурное состояние и отклонение формы сферической оболочки космического калибровочно-юстировочного аппарата
# 01, январь 2016
DOI: 10.7463/aersp.0116.0831867

профессор Зарубин В. С., Зимин В. Н., профессор Кувыркин Г. Н.

 

Одним из вариантов геометрической формы калибровочно-юстировочного космического аппарата, преднзначенного для определения и контроля энергетического потенциала радиолокационного канала наземного комплекса контроля движения космических объектов, является выполненная с высокой точностью сферическая оболочка. Такую же форму имеют пассивные ретрансляторы сигналов и используемые в целях калибровки и юстировки радиолокационной аппаратуры некоторые типы малоразмерных эталонных отражателей. Орбиты рассматриваемых космических аппаратов могут быть как круговыми с высотой около 1000 км, в том числе близкими к полярным, так и эллиптическими с апогеем до 2200 км .
При отсутствии системы терморегулирования космических аппаратов указанных типов основным фактором, определяющим температурное состояние сферической оболочки на освещенном участке орбиты, является солнечное излучение. При фиксированном расположении оболочки по отношению к направлению на Солнце возникающая неравномерность распределения температуры по ее поверхности приводит к отклонению формы оболочки от идеальной сферической, что может повлиять на функциональные характеристики космического аппарата. Вращение оболочки относительно оси, перпендикулярной по отношению к направлению на Солнце, может способствовать снижению степени неравномерности распределения температуры.
Количественную оценку неравномерности распределения температуры по поверхности сферической оболочки в условия околоземного космического пространства и влияния этой неравномерности на отклонение формы оболочки от сферической можно получить соответствующими методами математического моделирования, используя модификацию ранее разработанной математической модели, описывающей установившееся температурное состояние такой оболочки на низкой околоземной орбите. В данной работе рассмотрена оболочка, выполненная из полимерного композиционного материала, исходная сферическая форма которой определяется сравнительно невысоким внутренним давлением. Предполагается, что при наличии в оболочке оборудования занимаемый им объем достаточно мал, что позволяет не учитывать его влияние на перенос излучения в полости оболочки. Наряду с определением установившегося распределения температуры по поверхности оболочки при ее фиксированной ориентации по отношению к направлению на Солнце получено квазистационарное температурное состояние оболочки при ее вращении с постоянной угловой скоростью относительно оси, перпендикулярной этому направлению. Для вычисленного распределения температуры по поверхности невращающейся оболочки проведена оценка отклонения ее формы от сферической

 

# 06, ноябрь 2015

 

 

Проектирование и имитационное моделирование объектов вооружения
# 06, ноябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0615.0827703

Строгалев В. П., Толкачева И. О., Товарнов М. С.

 

Рассмотрены вопросы реализации системного подхода к проектированию сложных технических систем, каковыми являются объекты вооружения, в виде иерархически-упорядоченной структуры. Рассмотрена возможность использования методов имитационно-го моделирования при проектировании объектов вооружения для повышения эффективности методов, используемых для определения проектных параметров проектируемой системы.
Дается обоснование роли и места имитационного моделирования в информационной технологии принятия проектных решений.  Проводится анализ особенностей построения имитационных моделей и областей их применения. Данный подход позволяет наиболее обоснованно и с минимальными временными затратами определять проектные параметры разрабатываемой сложной технической системы и сократить затраты на дорогостоящие на-турные испытания.
Даются определения ключевых понятий, используемых при разработке сложных тех-нических систем, таких как системный подход, проектирование, принятие решений, инфор-мационная технология, иерархический подход, методология, метод, методика и пр.
Приведен тестовый пример построения классической имитационной модели для оп-ределения вероятности выпадения орла при подбрасывании монеты, в котором подробно описаны все фазы разработки имитационной модели: сбор информации, обработка информа-ции и выдвижение статистических гипотез, и, наконец, прогнозирование  дальнейшего поведения сложной технической системы.

 

Опыт применения российского программного комплекса «APM WinMachine» для расчета местной прочности несущей конструкции кабель-заправочной мачты для РКН «Союз-2.1В»
# 06, ноябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0615.0826641

Зверев В. А., Языков А. В.

 

Работа посвящена расчетному анализу местной прочности кабель-заправочной мачты (КЗМ), предназначенной для предстартовой подготовки и обеспечения пуска ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2» этапа 1В.  
Моделирование и расчет местной прочности наиболее нагруженных элементов КЗМ проводится на основе метода конечных элементов при помощи российского программного комплекса «APM WINMACHINE», чей выбор в качестве программного средства расчета так же обосновывается авторами статьи.
При расчете используются принципы локального анализа. Формируются физические модели отдельных конструктивных узлов КЗМ, на которые накладываются определённые граничные условия в виде сил или перемещений. Параметры граничных условий определяются из расчета напряженно-деформированного состояния упрощенной модели КЗМ в целом.
В качестве результатов в работе представлены конечноэлементные модели двух конструктивных узлов КЗМ – стыка ветвей фермы мачты и усиления поворотной части мачты, а так же элемента в нижней части поворотной части КЗМ («хребет»). Кроме того, приведены результаты расчета местной прочности указанных узлов поворотной части КЗМ – общие картины распределения напряжений с указанием значений напряжений, превышающих допустимые значения.
На основание полученных результатов в работе были сделаны выводы о работоспособности данных узлов и необходимости их конструктивного усиления.
Рекомендации на основе полученных результатов расчета местной прочности поворотной части КЗМ были учтены ее разработчиками с соответствующей коррекцией проектной документации. На основе полученного опыта использования «APM WINMACHINE» делается вывод о его эффективности при решении задач определения напряженно-деформированного состояния сложных пространственных конструкций

 

Моделирование процессов температурной подготовки ракетного горючего в системе заправки стартового комплекса
# 06, ноябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0615.0826690

Золин А. В., Чугунков В. В.

 

На стартовых комплексах ракет космического назначения (РКН), двигательные установки которых используют углеводородные горючее должна проводиться  температурная подготовка УВГ перед заправкой в топливные баки РКН. Требуемые температуры  достигаются за счет проведения охлаждения (нагрева) УВГ в емкостях-хранилищах стартового комплекса. Процессы температурной подготовки УВГ являются одними из наиболее энергоемких и длительных процессов, требующих определения рациональных технологий и режимов охлаждения (нагрева) ракетного топлива оборудованием стартовых и технических комплексов космодромов  на основе моделирования процессов температурной подготовки ракетного горючего.
Вопросы исследования различных технологий и моделирования процессов охлаждения ракетного топлива с применением  жидкого азота приведены в работах [1-10]. Схемы построения систем температурной подготовки УВГ, математические модели и характеристики  охлаждения  ракетного топлива при непосредственном контакте ракетного топлива с диспергированным жидким азотом  на основе численного решения системы уравнений тепломассопереноса рассмотрены в публикациях [3,9].
Для проведения проектных и эксплуатационных расчетов характеристик системы охлаждения УВГ более предпочтительными являются аналитические модели, позволяющие определять необходимые значения расхода и массы жидкого азота, а также времени охлаждения (нагрева) топлива при конкретных условиях и требованиях выполнения операции температурной подготовки топлива на стартовом комплексе.

 

Приближённый метод расчёта времени плавления шугообразного криопродукта в цилиндрической горизонтальной емкости
# 06, ноябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0615.0826274

Товарных Г. Н.

 

Предложен приближённый метод расчета времени плавления шугообразного криопродукта в горизонтальной цилиндрической  емкости со сферическими днищами при дренажном хранении. Рассмотрена задача о нахождении положения границы раздела между чистой жидкостью и шугой с учетом  тепловых потоков со стороны стенок и области чистой жидкости. Принято, что область шуги изотермична и имеет температуру плавления твердой фазы, граница раздела шуга – чистая жидкость плоская, свободная поверхность жидкости неподвижна и имеет температуру насыщения при заданном давлении. Температура в области чистой жидкости распределена по линейному закону. Полученные приближенные соотношения позволяют оценить время плавления шугообразного криопродукта в емкости без детального расчета температурных полей в области чистой жидкости

 

Исследование движения оперативно-тактической ракеты (ОТР) с учётом различных ветровых нагрузок
# 06, ноябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0615.0825096

Клишин А. Н., Швыркина О. С.

 

При моделировании движения летательного аппарата целесообразно выбирать ту или иную модель Земли в зависимости от поставленной задачи и требуемой точности расчёта. В данной статье приведены различные модели Земли, такие как: плоская Земля с плоскопараллельным полем тяготения, сферическая и не вращающаяся Земля с плоскопараллельным полем тяготения, сферическая и не вращающаяся Земля с центральным полем тяготения, сферическая и не вращающаяся Земля с учетом полярного сжатия Земли, сферическая Земля с учетом полярного сжатия и суточного вращения. Рассмотрено влияние данных моделей на движение выбранного летательного аппарата.
На сегодняшний момент технические средства позволяют с очень высокой точностью описывать форму Земли, гравитационное поле и т.п. Повышение точности описания модели Земли приводит к более корректному описанию траектории и параметров движения баллистической ракеты. Однако, при малых дальностях (10-20 км) данная точность не существенна, и, более того, увеличивает время расчёта. Поэтому возникает задача выбора оптимального описания параметров Земли.
Детальнее рассмотрено движение в модели Земли, учитывающей суточное вращение планеты и полярное сжатие, на основе полученных графиков проанализировано влияние географической широты на координаты точек падения баллистической ракеты.
Отдельно рассмотрена проблема влияния ветра на движение летательного аппарата, определение зависимостей движения ракеты от параметров воздействия различных ветровых нагрузок, таких как скорость и высота действия ветра.

 

 

# 05, сентябрь 2015

 

 

Массогабаритная оптимизация теплообменных аппаратов аэрокосмических силовых установок
# 05, сентябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0515.0823574

Клюквин А. Д., Куникеев Б. А.

 

В данной работе предложен алгоритм оптимизации массогабаритных параметров теплообменных аппаратов (ТА), позволяющий учесть не только размеры и массу матрицы, но и массы и размеры патрубков и корпуса ТА.
Особенность предложенного алгоритма заключается в рассмотрении в ходе оптимизационных расчетов не матрицы ТА, а упрощенной модели теплообменного аппарата (матрица, корпус и патрубки) в сборе. При этом в качестве дополнительных параметров задаются толщины стенок патрубков и корпуса, форма и расположение патрубков, схема течения теплоносителей. Оптимизация углов раскрытия патрубков и вопрос наличия в них разделительных перегородок выполняется одновременно с теплогидравлическим расчетом и оценкой массогабаритных параметров ТА в целом.
На примере расчета простейшего воздухо-воздушного рекуперативного теплообменного аппарата с перекрестной (одноходовой) схемой течения теплоносителей и пластинчато-ребристыми теплообменными поверхностями с короткими пластинчатыми ребрами (ПлР1 – ПлР12) проведено сравнение различных методик массогабаритной оптимизации теплообменных аппаратов.
Показано, что методики и алгоритмы, использующие естественные (габаритные размеры, площадь теплообмена, масса) или производные (коэффициент кубичности) характеристики матрицы теплообменного аппарата в качестве оптимизационных критериев вариантных расчетов, позволяют получить лишь весьма приблизительную оценку массогабаритных свойств теплообменного аппарата в целом. Их применение может приводить к выбору неоптимальной (по массе и размерам) модели теплообменного аппарата, что при использовании в авиационной и ракетно-космической технике приводит к дополнительному увеличению массы летательного аппарата.
Использование предложенной методики позволяет более точно (в сравнении с методами, основанными на оценке параметров матрицы) оценить массогабаритные характеристики проектируемого теплообменного аппарата, так как в расчете в явном виде фигурируют параметры патрубков и стенок корпуса, на чью долю может приходиться более половины массы теплообменного аппарата.

 

Численное исследование рабочего процесса в восстановительном газогенераторе кислород – метанового ЖРД разгонного блока
# 05, сентябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0515.0821899

Ягодников Д. А., Чертков К. О., Антонов Ю. В., Новиков А.

 

Рассмотрены вопросы создания восстановительного газогенератора жидкостного ракетного двигателя разгонного блока на перспективных компонентах топлива: кислород + сжиженный природный газ. Актуальность работы обосновывается необходимостью создания и развития экологически чистых ракетных комплексов космического назначения с использованием горючего на основе метана (сжиженного природного газа), который в сравнении с используемыми в настоящее время несимметричным диметилгидразином и керосином, является экологически безопасным, коррозионно пассивным, обладает лучшими охлаждающими свойствами и большими энергетическими характеристиками в камерах с регенеративным охлаждением, а также является предпочтительным для ЖРД многократного включения и использования.
Целью работы является математическое моделирование, расчет эффективности рабочего процесса, а также изучение газодинамической структуры потока в проточном тракте газогенератора. Объект исследования – газогенератор ЖРД разгонного блока, работающий по восстановительной схеме на компонентах топлива жидкий кислород + сжиженный метан. Методы исследования – численное моделирование.
На основе расчетных исследований получены поля скоростей, температур, концентраций реагентов и продуктов сгорания в продольном сечении газогенератора. Анализ газодинамической структуры потока свидетельствует о полном выравнивании поля скорости на 2/3 длины газогенератора, при этом  этого же расстояния недостаточно для выравнивания распределения температуры продуктов газогенерации и их концентрации по радиусу. Увеличение суммарного коэффициента избытка окислителя от 0,15 до 0,25 приводит к возрастанию разброса параметров в выходном сечении газогенератора на величину ~ 13 ÷ 17 %. В качестве рекомендации по сокращению габаритов рабочей области предложена двухзонная схема смесеобразования газогенератора с раздельной подачей горючего в первую и вторую зоны.

 

Оптимальное управление маневрами гиперзвукового планирования на основе принципа максимума Понтрягина
# 05, сентябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0515.0821077

Мельников А. Ю.

 

Цель работы – синтез простой аналитической формулы оптимального угла крена гиперзвуковых планирующих аппаратов для условий пассивного квази-горизонтального полёта, допускающей реализацию в бортовых алгоритмах управления.
Введение содержит обоснование актуальности, формулировку основных задач управления, историю исследований по указанной теме. Выявлен общий недостаток методов решения других авторов - проблема практической реализации в бортовых алгоритмах управления. Систематизированы аналогичные задачи оптимизации полёта в атмосфере по типу манёвра, управляющим параметрам и ограничениям.
В постановке задачи планер стартует горизонтально с суборбитальной скоростью, пассивно планирует в статичной Атмосфере по сферической поверхности постоянного радиуса  в центральном поле тяготения.
Заданы уравнения движения в инерциальной сферической системе координат, ограничения на угол крена и критерии оптимизации в конце полёта:
максимум скорости или азимута и минимум расстояния до заданных геоцентрических точек.

 

Экспериментальные исследования влияния формы головной части пули на характеристики рассеивания при дозвуковых скоростях полёта
# 05, сентябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0515.0819074

Илюхин С. Н., Москаленко В. О., Хлупнов А. И.

 

В представленной статье изложены описание и результаты экспериментов на баллистической трассе и дозвуковой аэродинамической трубе. Предметом исследования данной работы является такой важный вопрос, как оценка  влияния формы головной части пули на точностные параметры стрелковой системы с дозвуковой начальной скоростью. Отмечены особенности рассмотрения точности управляемого и неуправляемого летательного аппарата, упомянуты основные возмущающие факторы. Кроме того, изложены наиболее известные способы повышения точности полёта неуправляемых боеприпасов. Представлены геометрические параметры пуль и их масштабных моделей, используемые в экспериментах. Дано описание экспериментальных установок и самих исследований. Особое внимание уделено анализу результатов экспериментальных стрельб из пневматического оружия, проведено сопоставление результатов при различных начальных скоростях полёта. Отмечена неоднозначность при сопоставлении  точности и коэффициента лобового сопротивления. Полученные результаты убедительно согласованы с данными продувок в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе. Подробно описано использование метода визуализации структуры обтекания для определение границ безотрывного обтекания и оценки величины застойной зоны. Выявленной физической картине дано исчерпывающее теоретическое обоснование. В выводах к работе также дана рекомендация по выбору пули для получения наилучших параметров рассеивания.

 

Локальное распределение температуры на поверхности космического аппарата при неравномерном солнечном облучении
# 05, сентябрь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0515.0820883

профессор Зарубин В. С., профессор Кувыркин Г. Н., Савельева И. Ю.

С. 49-63

Солнечное излучение является основным фактором, определяющим температурное состояние космического аппарата (КА) при его движении на освещенном Солнцем участке околоземной орбиты и при удалении КА от Земли. Степень влияния излучения Солнца на температурное состояние КА зависит, главным образом, от взаимодействия этого излучения с участками поверхности корпуса аппарата и элементов конструкции, которые вынесены за пределы основного корпуса. Для обеспечения требуемого температурного режима поверхности КА используют различные покрытия и экранно-вакуумную теплоизоляцию, а также многослойные оптические солнечные рефлекторы, толщина которых лежит в интервале от десятых долей миллиметра до 15-20~мм.
При проектировании КА для прогноза их температурного состояния на различных этапах функционирования используют математические модели различного уровня сложности, в том числе модели, связанные с решением обратных задач для определения условий теплового воздействия на КА и теплофизических свойств их конструкционных теплозащитных материалов. В большинстве известных работ,посвященных анализу и температурного состояния КА, основой математической модели является уравнение теплового баланса, составленное для дискретной схемы аппарата и содержащее искомые дискретные величины температур отдельных функциональных блоков, элементов конструкции и участков поверхности.
Данная работа посвящена определению непрерывного локального распределения температуры по поверхности тонкостенной оболочки КА при неравномерном солнечном облучении, включая случаи перемещения границы между участками с различной интенсивностью облучения. С применением понятия равновесной температуры облучаемого Солнцем участка поверхности КА сформулированы и решены нелинейные задачи по расчету температурного состояния оболочки, идеально теплоизолированной с внутренней поверхности и неравномерно облучаемой с наружной поверхности. Представлены расчетные зависимости для нахождения распределения температуры оболочки в окрестности скачка значений равновесной температуры поверхности и в зоне затененной полосы. Рассмотрены задачи по определению температурного состояния оболочки при поступательном и колебательном перемещении границы между затененным и облучаемым участками.

 

# 04, июль 2015

 

Проектный анализ аэродинамических схем спускаемых аппаратов капсульной формы численным методом по ньютонианской теории обтекания
# 04, июль 2015
DOI: 10.7463/aersp.0415.0813899

Миненко В. Е., Агафонов Д. Н., Якушев А. Г.

 

Задачей данной статьи является рассмотрение основных проектных параметров капсульного спускаемого аппарата для выбора рациональной формы на ранней стадии проектирования.
За основу взяты такие проектные параметры, как коэффициент объемного заполнения (объемный КПД формы), аэродинамические коэффициенты, запас устойчивости, центровочные характеристики. 
Аэродинамические коэффициенты считаются численным методом по приближенной теории Ньютона. На основе этой теории предложена инженерная методика для расчета аэродинамических характеристик капсульных форм. Суть методики состоит в том, что используется разработанная программа для генерации капсульных форм и численного расчета аэродинамических характеристик. Точность расчета по предложенной методике стремится к результатам, полученным аналитическими интегральными зависимостями по методике Ньютона.
При рассмотрении устойчивости капсульных форм приводится схема аэродинамических сил, действующих на спускаемый аппарат на участке спуска, и на примере спускаемого аппарата аэродинамической формы «Союз» проанализирован опасный момент обтекания на неблагоприятных углах атаки.
После определения проектного положения центра массы в соответствии с требованием обеспечения устойчивости, необходимо на ранней стадии, до начала компоновочных работ по СА, оценить сложности приведения центра масс в указанную точку. Для этого были рассмотрены такие проектные параметры формы, как объемно-центровочные и поверхностно-центровочные коэффициенты.

 

Синтез алгоритма управления группой беспилотных летательных аппаратов с лидером
# 04, июль 2015
DOI: 10.7463/aersp.0415.0813298

Самодов И. О., Дмитриев Д. Д.

 

В настоящее время в оборонной сфере используются беспилотные летательные аппараты (БЛА). БЛА имеют ряд преимуществ по сравнению с пилотируемыми летательными аппаратами: малые габаритные размеры БЛА, снижение боевых потерь личного состава и др. Кроме того, в условиях боевого применения, необходимо организовать сбор удаленных друг от друга БЛА в группу, и полет БЛА в плотных боевых порядках для скрытного перемещения в радиолокационных полях, с учетом безопасности совместного полета.
Однако, задача управления группами БЛА намного сложнее, чем управление одиночным БЛА, так как необходимо не только управлять летательным аппаратом, но и учитывать взаимное расположение объектов группы.
Эта задача может быть решена двумя способами: при использовании сетевого обмена между участниками группы по принципу «каждый с каждым», и при организации полета во главе с лидером.
Целью статьи является разработка и исследование одного из возможных вариантов группового управления БЛА при организации полета с лидером, реализующего движение в плотных строях, с обеспечением безопасности совместного полета.
В статье, на основе новой модификации статистической теории оптимального управления, разработан универсальный алгоритм группового управления с лидером. Проведено исследование эффективности алгоритма. В процессе решения этой задачи выполнялось моделирование полета семи БЛА в горизонтальной плоскости в прямоугольной системе координат. В качестве показателей эффективности использовались: время регулирования и линейные ошибки вывода БЛА на требуемый курс, а также ошибки управления по угловым координатам.
Результаты исследования алгоритма группового управления БЛА с лидером подтвердили возможность при существенном сокращении вычислительных затрат выполнять задачи группы БЛА в процессе полета без столкновений.

 

Многопозиционное регулирование в технологическом оборудовании
# 04, июль 2015
DOI: 10.7463/aersp.0415.0812243

Новожилов Б. М.

 

В технологических процессах наземного оборудования стартовых комплексов приходится решать задачи регулирования различных технологических величин – температуры, расхода, уровня и т. п. Особеностью этих процессов является высокая инерционность, свойственная технологическим объектам управления. В этих условиях при построении систем автоматического регулирования может найти применение многопозиционное регулирование.
Рассмотрены принципы построения многопозиционных регуляторов для технологических систем стартовых комплексов. Показаны два пути построения многопозиционных регуляторов − с применением набора исполнительных устройств, имеющих два устойчивых состояния, и с применением исполнительных устройств интегрирующего действия, позволяющих фиксировать промежуточные состояния. Предложены варианты построения систем многопозиционного регулирования и соответствующие алгоритмы управления исполнительными устройствами. При их описании использован метод графов переходов, позволяющий получить конечные выражения управляющей логики, сравнительно просто реализуемые на программируемых логических контроллерах.
Результаты работы расширяют пути построения систем автоматического регулирования в технологическом оборудовании стартовых комплексов и могут быть использованы в аналогичных объектах промышленного производства.

 

Методика переноса результатов модельных испытаний в аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью на условия свободного потока
# 04, июль 2015
DOI: 10.7463/aersp.0415.0801630

Буй В. Т.

 

Рассматривается задача определения размера модели и пересчёта результатов модельных испытаний в аэродинамической трубе малых скоростей с открытой рабочей частью на условия свободного потока. Расчёт обтекания модели в рабочей части и в свободном потоке производится с использованием пакета ANSYS Fluent, а построение расчётной сетки выполнено с помощью модуля ANSYS ICEM CFD. В рабочей части строится неструктурированная сетка, а в свободном потоке – структурированная. Определены изменения значений аэродинамических коэффициентов при различных значениях коэффициента загромождения рабочей части для моделей сегментально-конической формы, а также затупленного по полусфере цилиндра с кормовой конической юбкой. Найдены значения коэффициента загромождения, при которых индукцией границ рабочей части можно пренебречь. Предложена методика пересчёта результатов трубных испытаний на условия свободного потока

 

Механическое взаимодействие стенок биметаллической оболочки камеры жидкостного ракетного двигателя при диффузионной пайке
# 04, июль 2015
DOI: 10.7463/aersp.0415.0800092

профессор Зарубин В. С., профессор Кувыркин Г. Н., профессор Пугачёв О. В.

 

Биметаллические оболочки находят широкое применение в качестве конструктивных элементов различных технических устройств. Характерным примером использования биметаллических оболочек является конструкция камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). В процессе работы ЖРД оболочка камеры сгорания подвержена интенсивным тепловым и механическим воздействиям,что приводит к необходимости ее охлаждения. Охлаждающий тракт оболочки образован зазором между ее внутренней и наружной стенками, обычно скрепленными между собой фрезерованными ребрами или гофрированными проставками. Наружная стенка выполняет роль силового элемента оболочки, а внутренняя стенка непосредственно контактирует с высокотемпературными продуктами сгорания и подвержена интенсивному нагреву. Различие функций стенок оболочки приводит к необходимости их изготовления из разных материалов с существенно разными теплофизическими и механическими характеристиками.
Основным способом соединения стенок в биметаллической оболочке камеры ЖРД является высокотемпературная диффузионная пайка. Этапы технологического процесса пайки включают сборку оболочки, ее нагрев, выдержку при температуре пайки и последующее охлаждение. Взаимодействие стенок оболочки из разных материалов при нагреве и охлаждении приводит к возникновению в стенках различных по величине температурных деформаций. Материал внутренней стенки по механическим характеристикам, как правило, уступает материалу силовой наружной стенки, для которой одним и применяемых является высокопрочная нержавеющая сталь, а внутреннюю стенку обычно изготавливают из высокотеплопроводных сплавов на основе меди (например, из хромистой бронзы). Поэтому следствием возникающей в стенках разности температурных деформаций является неупругое неизотермическое деформирование материала внутренней стенки при (как правило) упругом поведении материала наружной стенки.

 

# 03, май 2015

 

 

Метод расчета кумулятивных течений без осевой точки полного торможения потока
# 03, май 2015
DOI: 10.7463/aersp.0315.0801263

Минин И. В., Минин О. В.

 

Разработана модель нестационарного формирования кумулятивной струи без осевой точки полного торможения. Показана возможность управления массой, размером, скоростью и импульсом струи с параметрами, не достижимыми при классическом режиме струеобразования. Рассмотренный принцип струеобразования может быть использован для лабораторного моделирования образования астроподобных плазменных струй.

 

Температурное состояние неохлаждаемого насадка сопла жидкостного ракетного двигателя
# 03, май 2015
DOI: 10.7463/aersp.0315.0793049

профессор Зарубин В. С., профессор Кувыркин Г. Н., профессор Пугачёв О. В.

 

Повышение удельного импульса жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), предназначенного для работы в космических условиях или в разреженных слоях атмосферы, неосредственно связано с увеличением скорости продуктов сгорания в выходном сечении сопла за счет увеличения его степени расширения. Интенсивность конвективного теплообмена продуктов сгорания ЖРД с оболочкой сверхзвуковой части сопла в первом приближении обратно пропорциональна площади поперечного сечения газодинамического тракта и существенно снижается по мере приближения к выходному сечению сопла. Поэтому применение современных термостойких материалов позволяет в случае большой степени расширения сопла его выходную часть выполнять в виде тонкостенного неохлаждаемого насадка. Такое конструктивное решение приводит к уменьшению суммарной массы сопла и снижению общего подогрева компонента топлива ЖРД, используемого для охлаждения камеры двигателя. При заданном диаметре выходного сечения сопла и давлении продуктов сгорания в этом сечении для обоснованного выбора допустимой длины неохлаждаемого насадка необходимо располагать достоверной оценкой его температурного состояния на установившемся режиме работы ЖРД. Такая оценка может быть получена на основе математической модели теплообмена оболочки насадка с газовым потоком, учитывающей перенос тепловой энергии конвекцией и излучением, а также путем теплопроводности вдоль образующей этой оболочки.

 

Обоснование состава основных характеристик высокотемпературных аккумуляторов холода при их разработке для систем наземных комплексов
# 03, май 2015
DOI: 10.7463/aersp.0315.0786074

Хромов Е. С., Матвеева О. П.

 

В составе наземных комплексов используется широкий спектр тепловыделяющего оборудования. Для поддержания температурных режимов оборудования и сооружений в состав наземных комплексов входят системы обеспечения температурных режимов (СОТР). Однако при эксплуатации возможны нештатные ситуации, сопровождающиеся повышенными тепловыделениями. Для исключения перегрева оборудования или среды в сооружениях с размещаемым в них оборудованием состав СОТР может быть дополнен высокотемпературными аккумуляторами холода (АХ).
При заполнении АХ термоаккумулирующими материалами (ТАМ) с фазовым переходом на температурном уровне, превышающим температуру окружающей среды, упрощается интегрирование АХ в СОТР и исключается необходимость в увеличении холодопроизводительности источников ее холода. Среди известных многоцикличных ТАМ с фазовым переходом «плавление-отвердевание» по комплексу характеристик наиболее перспективными являются кристаллогидраты солей и их системы, а также парафины, особенно чистые. Однако перечни достоинств и недостатков этих классов ТАМ различные и не позволяют разработать универсальный вариант схемно-конструктивного решения АХ.
Цель данной работы состоит в выявлении состава основных характеристик, существенно влияющих на эффективность работы АХ. Достижение цели осуществляется на основе математического моделирования процессов теплообмена и фазового перехода ТАМ на примере АХ с промежуточным теплоносителем. Моделирование основывается на составлении и решении системы уравнений теплового баланса для теплоносителя, циркулирующего через внутреннюю трубу контейнера АХ. Для решения системы уравнений используются инструменты Excel.

 

Анализ возможности увеличения дальности стрельбы перспективных управляемых ракет для отечественных реактивных систем залпового огня
# 03, май 2015
DOI: 10.7463/aersp.0315.0781988

Зубов В. Н., Джеванширов П. Ф.

 

В статье рассматривается возможность повышения дальности полета перспективных ракет, снабженных блоком управления с аэродинамическими рулями, для систем залпового огня «Смерч».
Для увеличения дальности полёта и уменьшения стартовой массы ракеты была исследована возможность замены используемого в ракете однорежимного ракетного двигателя на твёрдом топливе на прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) с неголовными секторными воздухозаборными устройствами. ПВРД выполнен по классической схеме с размещением топливного заряда в камере сгорания. Разгон ракеты до скорости, необходимой для работы ПВРД, осуществляется отделяемым твердотопливным стартовым ускорителем.
При проектировании ПВРД одним из наиболее сложных мест является правильный выбор параметров неголовного воздухозаборного устройства. Для этого с помощью программного пакета COSMOS Flow Simulation и аналитических зависимостей определялись: толщина пограничного слоя в месте установки воздухозаборного устройства, максимально допустимые и потребные углы атаки и углы отклонения рулей на участке работы ПВРД, а также ряд других параметров.
Расчёт характеристик ПВРД заключался в определении параметров газо-воздушного тракта двигательной установки, геометрических размеров проходных сечений тракта, размеров топливного заряда, зависимости импульса двигательной установки от высоты и скорости полета. Расчеты проводились как в термодинамической постановке, так и с использованием программного пакета COSMOS Flow Simulation.

 

# 02, март 2015

 

 

Тепловая защита боковой поверхности спускаемых аппаратов с помощью набора тонколистовых экранов
# 02, март 2015
DOI: 10.7463/aersp.0215.0777602

Елисеев А. Н., Миненко В. Е.

 

В настоящей работе рассматривается вариант конструкции боковой защиты спускаемого аппарата в виде набора тонколистовых экранов на боковой поверхности аппарата. Экраны представляют собой листы тугоплавкого металла с нанесенными на них оптическими покрытиями. Именно правильный подбор покрытий и количества экранов определяет эффективность такого вида тепловой защиты.
Расчеты теплового режима проводились применительно к использованию управляемой траектории спуска с орбиты Земли и с учетом известной эпюры распределения тепловых потоков по поверхности спускаемого аппарата капсульной формы. Для построения модели, задания свойств, нагрузок, граничных условий и последующего расчета использовался программный комплекс SolidWorks Flow Simulation. В основе программного комплекса лежит метод конечных объемов.
В результате выполненных расчетов показана целесообразность использования такого типа тепловой защиты на спускаемых аппаратах. Подобрано количество экранов и их оптические свойства для условий вхождения спускаемого аппарата класса "Союз" в атмосферу Земли с первой космической скоростью. Также показан выигрыш в массе рассмотренного типа тепловой защиты по сравнению с использующимся в настоящее время. Однако, для более детальной оценки выигрыша по массе нужно более подробное изучение конструкции крепления.
Несмотря на то, что расчет проводился для конкретного спускаемого аппарата и конкретного режима спуска, применение рассмотренного типа тепловой защиты возможно на любых видах перспективных спускаемых аппаратов при соответствующем варьировании проектных параметров для конкретного случая.
Одним из дальнейших направлений развития данной работы является разработка конструкции крепления, допускающая простой демонтаж пакета экранов и позволяющая обеспечить многоразовость использования спускаемого аппарата. Правильный подбор материалов при разработке конструкции крепления является ключевым фактором, который позволит повысить надежность конструкции и снижение ее массы, что особенно актуально при создании космической техники. Поэтому работа в этом направлении должна вестись с учетом появления новых материалов.

 

Принципы построения силовых систем управления (ССУ) магистральных транспортных самолетов
# 02, март 2015
DOI: 10.7463/aersp.0215.0793118

Кувшинов В. М., Петров В. Н., Берко Г. С.

 

Современная тенденция развития систем управления магистральных самолетов с взлетным весом ~ 100 т предполагает исключение одной из трех централизованных гидросистем (ГС) с заменой при этом части рулевых электрогидравлических приводов (ЭГРП) на электрогидростатические (ЕНА). Это ускорит подготовку самолета к вылету и упростит обслуживание.
Энергоемкие потребители (реверс двигателей, приводы активных систем управления, шасси) целесообразно обслуживать от оставшихся двух централизованных ГС. Потребители энергии в «хвостовой» части самолета, чтобы не прокладывать трубопроводы через весь самолет могут работать от автономных (по гидропитанию) рулевых приводов ЕНА или от ЭГРП, если предусмотрены локальные гидросистемы.
Полностью отказаться от централизованных ГС в настоящее время невозможно из-за технической неподготовленности. Поэтому в настоящее время самолет имеет обычно две централизованные ГС, несколько централизованных электросистем (ЭС) и набор рулевых приводов ЭГРП, ЕНА, ЕВНА. В дальнейшем при создании полностью электрического самолета (ПЭС) потребуется и резервированная система постоянного тока (270 В или 540 В) с отработанными резервированными рулевыми приводами и с системой охлаждения.
Существующая структура приводов Airbus с электродистанционным управлением (FBW) основана на использовании активных и резервных приводов.
В «более электрической» структуре к одной секции органа управления подсоединяются два привода: один – активный работает, а другой – пассивный закольцован. В следующем полете привода меняются ролями. Оба привода – одинаковые (ЭГРП). При этом в каждый момент времени секцию отклоняет один привод – нет взаимного нагружения (А-320, Ту-334). В качестве пассивного привода может использоваться ЕНА, ЕВНА, а активного – привод ЭГРП. При этом резервирование получается разнородным.
При проектировании самолета А-380 первоначально рассматривалось применение хорошо зарекомендовавших себя электрогидравлических рулевых приводов ЭГРП с гидропитанием от централизованных гидросистем, применяемых на всех последних эксплуатируемых самолетах. Однако остановились на смешанном управлении: в штатном режиме используются электрогидравлические привода ЭГРП, а при отказе – электрогидростатические привода ЕНА, ЕВНА.

 

Особенности изготовления днищ баков и корпусов ракетно-космической техники с помощью сварки трением с перемешиванием
# 02, март 2015
DOI: 10.7463/aersp.0215.0789685

Понарин А. Г., Круглов П. В.

 

В настоящее время одним из наиболее перспективных способов соединения тонкостенных металлических конструкций является сварка трением с перемешиванием. Преимуществом метода является более высокая, по сравнению с аргонодуговой сваркой, прочность сварных швов соединений из алюминиевых сплавов, применяемых в конструкциях ракетно-космической техники. Вместе с тем, особенностью метода является наличие значительных силовых факторов в системе «станок – приспособление – инструмент - деталь».
Для изготовления конструкций баков и корпусов ракетно-космической техники, имеющих, как правило, тонкостенную оболочечную форму, необходимо разрабатывать специализированное оборудование для сварки трением с перемешиванием или использовать промышленные роботы, оснащенные головками для такой сварки.
В данной работе рассмотрены и проанализированы типовые конструкции днищ ракетно-космической техники, описаны основное технологическое оборудование для изготовления с помощью сварки трением с перемешиванием, и, для промышленного робота, оснащенного головкой для сварки трением с перемешиванием, разработана математическая модель оценки возможности получения днища из отдельных элементов.
В качестве исходных данных в модели используются диаметр, высота днища, радиус сферической поверхности, параметры членения днища. Разработаны зависимости, связывающие между собой рабочую зону робота и геометрию днищ с различной конфигурацией сварных швов. Данная модель позволяет определить возможность и невозможность сварки непрерывного шва, без переустанова заготовки, для типовых конструкций днищ ракетно-космической техники – с лепестковым и сегментным членением.
Для днищ с лепестковым членением рассчитаны допустимые варианты расположения промышленного робота, обеспечивающее сварку трением с перемешиванием непрерывного шва. Для днищ с сегментным сечением расчеты по модели позволили определить количество швов, свариваемых за один установ и количество переустановов для сварки всего днища.

 

Эффективность технологии полунатурных испытаний систем ориентации и стабилизации космических аппаратов в процессе проектирования
# 02, март 2015
DOI: 10.7463/aersp.0215.0783342

Федченко Д. А.

 

Система ориентации и стабилизации космических аппаратов является сложной высокоточной системой состоящей из множества приборов и функциональных связей между ними. Создания таких систем является весьма сложным, трудоемким и дорогостоящим процессом. Проведение многократных отработочных испытаний на более ранних этапах проектирования и создания могут выявить потенциальные проблемы в работе системы, что может существенно снизить затраты на устранение выявленных недостатков, а также подтвердить правильность технических решений, принятых при проектировании. Поэтому задача наземной экспериментальной отработки системы ориентации и стабилизации на стадии проектирования является фундаментальной проблемой.
Наиболее эффективным способом испытаний сложных систем, к которым относится система ориентации и стабилизация являются испытания с применением принципов полунатурного моделирования. Эти принципы предполагают применение имитаторов внешних воздействий с целью создания среды функционирования системы, приближённой к эксплуатационной. Такой метод отработки сложных систем и был заложен в основу создания комплекса моделирующих стендов, который активно применяется для проведения отработочных испытаний систем ориентации и стабилизации перспективных космических аппаратов разрабатываемых на АО «ИСС».
Статья состоит из трех разделов. В первом разделе проведен обзор комплекса моделирующих стендов, показана его обобщенная структура, изложены основные виды испытаний которым подвергается система ориентации стабилизации на комплексном моделирующем стенде. Во втором разделе достаточно подробно изложена методика проведения и схема поясняющая процесс испытаний. В третьем разделе особое внимание уделено основным результатам испытаний. Приведены основные этапы наземной экспериментальной отработки системы в процессе проектирования. На примере четырех спутников (Amos-5, Луч-5А, Ямал-401, Экспресс-АМ5) представлены наиболее существенные замечания, которые были получены в процессе отработочных испытаний систем на комплексе моделирующих стендов.
В заключении, на основании представленных в статье материалов, сделан вывод о том, что комплекс моделирующих стендов является уникальным инструментом проведения испытаний, позволяющий решать ряд задач отработочных испытаний систем ориентации и стабилизации.

 

# 01, январь 2015

 

 

Баллистические аспекты возможностей реализации перспективных технологий спутниковой навигации
# 01, январь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0115.0779566

Лысенко Л. Н., Корянов В. В.

 

При моделировании процессов функционирования средств баллистико-навигационного обеспечения целесообразно осуществлять декомпозицию общей задачи координатно-временного и навигационного обеспечения на типовые варианты её технической реализации. В данной статье в качестве таких технологий спутниковой навигации рассмотрены: межспутниковые измерения, автономная навигация, режим дифференциальной коррекции и оценена возможность их применения для повышения точности навигационных определений.
Технологии, основанные на применении межспутниковых измерительных средств: аппаратуры ГЛОНАСС/GPS, аппаратуры межспутниковой радиолинии, астрооптических средств орбитального базирования, являются самостоятельным классом навигационных технологий. Однако каждый из перечисленных вариантов имеет как достоинства, так и недостатки, которые влияют на оценку целесообразности и практической возможности их использования.
Отдельно рассмотрена проблема повышения живучести космических систем и сохранения ресурса средств наземного комплекса управления за счёт введения требований по обеспечению автономного функционирования космических аппаратов и применению технологий баллистико-навигационного обеспечения, предполагающих минимальное задействование для этих целей средств наземного автоматизированного комплекса управления.
В настоящее время полное развитие получила теория автономной навигации на основе астрономических позиционных измерителей, которые используются как бортовые оптические датчики систем ориентации и стабилизации

 

Сравнительная оценка двух способов определения нестационарных аэродинамических характеристик цилиндрических моделей отделяемых частей ракет-носителей космического назначения
# 01, январь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0115.0777623

Хлупнов А. И., Галактионов А. Ю.

 

Проблема экологии и обеспечения безопасности выведения груза на околоземные космические орбиты рассмотрена в части нестационарной аэродинамики отделяемых частей (ОЧ) ракет-носителей космического назначения, что на прямую сопряжено с определением формы и размеров полей падения ОЧ, вопросами их фрагментации и аэробаллистическим обеспечением задачи многоразовых космических систем (типа «Байкал» (РФ), Falcon – Task 1 (США) и др.).
Для отработки методических вопросов определения величины аэродинамического демпфирования (и/или антидемпфирования) ОЧ в качестве объекта исследования была выбрана цилиндрическая модель, как плохообтекаемое тело для которого отсутствуют систематические зависимости нестационарных аэродинамических коэффициентов момента тангажа от определяющих параметров задачи (число Маха, угол атаки, число Рейнольдса и др.).
Значение производной коэффициента момента тангажа по угловой скорости определены численно для наиболее напряженного по нагрузкам сверхзвукового режима полета как методом искривленных тел, так и прямым численном моделированием нестационарного движения тела в потоке воздуха в рамках полных уравнений Навье-Стокса.
Сравнение двух упомянутых подходов реализованных как инструмент научного исследования в виде пакета программ FineOpen (продукт фирмы Numeca) и программы для решения уравнений Навье-Стокса (авторский вариант) позволило установить границы применимости метода искривленных тел в отмеченной реализации в виде интервалов изменения определяющих параметров задачи.

 

 

Истечение вязкой жидкости через круглые отверстия при малых числах Рейнольдса
# 01, январь 2015
DOI: 10.7463/aersp.0115.0775178

Пильгунов В. Н., Ефремова К. Д.

 

Приведены результаты исследования процесса истечения минерального масла вязкостью 30 сСт через круглое отверстие с острой кромкой диаметром 0,9 мм. Экспериментальные исследования проводились на модуле, выполненном из прозрачного оргстекла, что позволило визуализировать гидродинамические процессы. Подводящий и отводящий каналы модуля при их достаточной удлинённости имели диаметр 20 мм (24 диаметра отверстия), что позволяет рассматривать сжатие струи как совершенное. Зондирование электрических процессов в сечениях потока осуществлялось путём протягивания вдоль оси модуля эмалированной нихромовой струны с меткой в виде зачистки изоляции на ширину 0,1 мм. В кавитирующем потоке  обнаружены интенсивные высокочастотные электрические процессы. Приведены экспериментальные значения коэффициентов объёмного и массового расходов при малых (150 <  Re < 800) числах Рейнольдса в режимах свободной струи и затопленного отверстия. Свободная струя на скорости свыше 50 м/с ударялась в стенку-преграду, установленную на расстоянии, равном 100 диаметрам отверстия: при отражении от стенки-преграды струя дробилась, что вызывало интенсивное пенообразование и преобразование масла в двухфазную смесь «жидкость-нерастворённый воздух». Исследован «жизненный цикл» двухфазной смеси: флотация пузырьков в вязкой среде отсутствовала и выделившийся воздух полностью переходил в растворённое состояние за время, не превышавшее 30 минут. Объёмный анализ пены позволил оценить процент объёмного газосодержания масла, который составил  9 %  при температуре 24 °С и атмосферном давлении 97,5 кПа. Дано объяснение возможной причины кромочной кавитации при истечении вязкой жидкости через отверстие с острой кромкой - появление в жидкости больших растягивающих усилий, обусловленных действием центробежных сил на частицы жидкости при похождении периферийными струйками острой кромки. Приведены экспериментальные данные исследования потока вязкой жидкости в кольцевом отверстии, образованном острой кромкой и поверхностью струны. Обнаружен срыв режима истечения свободной струи и преобразование условно ламинарной прозрачной струи в турбулизованную с интенсивным образованием вихревых шнуров. При перепаде давлений на отверстии 0,5 МПа размах электрических сигналов достигал 100 мВ при ширине частотного диапазона 1,2…12 кГц. Публикация относится к ряду фундаментальных работ по «Механике жидкости», приведённых в библиографии к статье. Результаты исследования могут быть учтены при проектировании дросселирующих элементов устройств гидроавтоматики.

 

 

 

 

Поделиться:
 
ПОИСК
 
elibrary crossref ulrichsweb neicon rusycon
 
ЮБИЛЕИ
ФОТОРЕПОРТАЖИ
 
СОБЫТИЯ
 
НОВОСТНАЯ ЛЕНТА



Авторы
Пресс-релизы
Библиотека
Конференции
Выставки
О проекте
Rambler's Top100
Телефон: +7 (915) 336-07-65 (строго: среда; пятница c 11-00 до 17-00)
  RSS
© 2003-2017 «Наука и образование»
Перепечатка материалов журнала без согласования с редакцией запрещена
 Тел.: +7 (915) 336-07-65 (строго: среда; пятница c 11-00 до 17-00)