Для проведения экспериментов по изучению конвекции в условиях микрогравитации предлагается использовать транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс». Это обуславливается тем, что микрогравитационная обстановка на борту российского сегмента (РС) международной космической станции (МКС) не является благоприятной, так как центр масс МКС находится на американском сегменте, а многие бортовые системы, создающие микроперегрузки, размещены на РС. На ТГК отсутствует экипаж и бортовые системы жизнеобеспечения, микроперегрузки на нём значительно ниже, чем на РС МКС. Особенно благоприятными для выполнения космического эксперимента в области микрогравитации являются пассивные режимы ориентации ТГК. В ходе проведения ряда экспериментов на ТГК по выявлению минимального уровня остаточных микроускорений выяснилось, что наиболее подходящим для этого режимом является режим гравитационной ориентации. Планируется провести эксперимент по изучению конвективных течений со специально разрабатываемой для этих целей научной аппаратурой «Дакон-П» на ТГК «Прогресс» в его автономном полёте в режиме гравитационной ориентации.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2019. — Выпуск 1
Содержание:
Проводится анализ программ управления и траекторий движения первой ступени авиационно-космической системы при наборе высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости. Рассмотрены «традиционный» и «оптимизационный» подходы к определению программ управления и траекторий движения. При «традиционном» подходе задаётся типовой профиль полёта с постоянным максимальным скоростным напором и постоянным максимальным тепловым потоком. При «оптимизационном» подходе методом принципа максимума Понтрягина решается задача о минимуме массы топлива, затрачиваемой на набор высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости при различных конечных углах наклона траектории. Из полученных оптимальных программ управления и соответствующих им оптимальных траекторий движения отбираются те, для которых выполняются ограничения по максимальному скоростному напору и максимальному тепловому потоку. Приводятся и обсуждаются результаты моделирования движения гиперзвукового разгонщика с типовыми и оптимальными программами угла атаки, соответствующими «традиционному» и «оптимизационному» подходам. Получено, что расходы топлива при оптимальном управлении меньше, что объясняется более эффективным использованием аэродинамических характеристик гиперзвукового разгонщика за счёт прямого управления углом атаки.
Ключевые слова
Из существующих методов диагностирования гидравлических систем одним из наиболее перспективных является метод, основанный на сравнении осциллограмм режимных параметров с эталонными зависимостями. Однако его реализация не позволяет точно локализовать неисправный агрегат в системе и количественно оценить величину неисправности. Для устранения данных недостатков целесообразно иметь имитационные модели агрегатов, учитывающие характерные неисправности гидравлической системы. Их использование позволяет на этапе математического моделирования оценить влияние той или иной неисправности на изменение динамических параметров. В результате анализа статистической информации и литературных источников определены характерные неисправности гидравлических систем. Рассмотрены причины их появления и влияние на работу гидравлических агрегатов. Описаны имитационные модели агрегатов с учётом характерных неисправностей в программном пакете Matlab/Simscape, которые реализованы на примере типовой гидравлической системы. Проведено сравнение динамических характеристик гидравлической системы в исправном состоянии и при появлении одной из характерных неисправностей.
Ключевые слова
Представлены формулы газодинамического расчёта параметров детонации в каналах переменного сечения и показана диаграмма расчётной детонации. На диаграмме изображены характеристики детонации, пересжатой детонации и недосжатой детонации как функции приведённой скорости ударной волны от степени подогрева идеального газа в дозвуковом, одномерном потоке за ударной волной, распространяющейся по химически активной горючей смеси, и от степени геометрического расширения (сужения) канала. Расчётной детонацией названо распространение стационарной ударной волны, статическое давление которой в выходном сечении расширяющегося канала равно атмосферному. Это означает, что вся энергия скачка уплотнений на выходе из канала может быть превращена в политропическую работу расширения газа в детонационном двигателе. В противном случае при течении в режиме перерасширения из-за отрыва скачка внутри канала или в случае недорасширения часть энергии ударной волны будет потеряна. Решение уравнения полного импульса в геометрически расширяющемся канале выполнено заменой интеграла, описывающего силу тяги, на среднее интегральное значение эпюры статического давления, действующего на боковую стенку расширяющегося канала. Показано, что существование недосжатой ударной волны невозможно, так как движущаяся со сверхзвуковой скоростью ударная волна в сужающемся канале будет тормозиться до акустической скорости. Для её стабилизации необходимо подвести дополнительную теплоту для превращения сужающегося канала в канал квазипостоянного сечения, в котором может быть достигнут тепловой кризис, стабилизирующий ударную волну. Обосновано минимальное значение диаметра детонационной трубы 50 мм, ниже которого начинается резкое снижение полноты сгорания топлива. Результаты работы могут быть применены для расчёта параметров термодинамического цикла детонационного двигателя.
Ключевые слова
Рассмотрена перспективная конструкция газотурбинного двигателя, в которой воздушно-топливная смесь, полученная в специальном смесителе, подаётся к подшипнику, установленному в опоре турбины, и далее через полый вал к подшипнику опоры компрессора, после чего направляется на вход в двигатель. Сложность реализации такой схемы двигателя заключается в обеспечении работоспособности смазываемых воздушно-топливной смесью подшипников в течение заданного времени. Это связано с невозможностью достаточно точного определения теплового состояния подшипников и режима трения в них. Решение данных задач требует проведения экспериментальных работ по определению коэффициентов трения и конвективной теплоотдачи в подшипниках, а также их полного ресурса при различных режимах работы и параметрах продуваемой через подшипники воздушно-топливной смеси. Представлены результаты испытаний смазываемого воздушно-топливной смесью, маслом МС-8П и работающего без смазки шарикового радиально-упорного подшипника 45-126205РЯ. Выполнен анализ работоспособности смазываемых воздушно-топливной смесью роторных подшипников, определена область эффективного применения газотурбинного двигателя с воздушно-топливной системой смазки.
Ключевые слова
На основе 3D-моделирования и технологии 3D-печати созданы образцы звукопоглощающих конструкций в виде резонаторов Гельмгольца круглой формы из двух видов ABS-пластика и нейлона. Контрольные образцы изготовлены из металла на станке с числовым программным управлением. Проведено определение отклонений геометрических параметров изготовленных образцов от проектных значений визуальным и измерительным контролем при помощи высокоточного оборудования. Минимальные отклонения получены для контрольных образцов из металла. Проведено экспериментальное определение акустических характеристик образцов на интерферометре с нормальным падением волн при высоких уровнях акустического давления. На основе решения полных уравнений Навье-Стокса с учётом сжимаемости выполнено численное моделирование акустических процессов в интерферометре для данных образцов и проведено сравнение полученных значений резонансной частоты, импеданса и коэффициента звукопоглощения с экспериментальными. Отмечено, что значения импеданса наиболее чувствительно реагируют на отклонения геометрических параметров образцов от проектных значений, тогда как отклонения в коэффициенте звукопоглощения и резонансной частоты не столь чувствительны.
Ключевые слова
Сформулированы критерии, определяющие состав и физико-химические свойства авиационных керосинов. Проведена систематизация и классификация данных по физико-химическим свойствам известных суррогатов керосина. Определены основные классы индивидуальных химических компонентов авиационного керосина и исследованы основные представители этих классов, которые использованы при составлении суррогатов. Предложены четырёхкомпонентный и шестикомпонентный суррогаты керосина. Проведена валидация физических свойств разработанных суррогатов по расходной характеристике и углу распыла факела топливной центробежной форсунки. Определена зависимость нормальной скорости распространения пламени от состава смеси при горении разработанных суррогатов керосина. Сопоставлены результаты определения состава продуктов сгорания при сжигании авиационного керосина марки ТС-1 и его суррогатов в модельной камере сгорания.
Ключевые слова
Рассматривается задача обеспечения полёта группы малых космических аппаратов (микроспутников) с учётом небольших взаимных расстояний между ними. Целью использования указанной орбитальной группировки является создание системы радиосвязи для управления из центрального наземного поста удалёнными объектами в виде беспилотных летательных аппаратов и наземных роботов, расположенных в труднодоступных районах Земли. Для удешевления конструкции микроспутников было принято решение жёстко закреплять приёмо-передающие антенны на их корпусах и использовать для наведения антенны пространственную ориентацию всего аппарата. Это серьёзно усложнило задачи навигации и ориентации микроспутников в группировке и потребовало разработки нового метода определения ориентации одиночного микроспутника. Суть состоит в обработке изображения, получаемого с помощью видеокамеры, установленной на соседнем микроспутнике. При этом использовались методы технического зрения. Приводятся результаты математического моделирования, а также результаты натурного эксперимента на стенде, подтверждающие работоспособность предлагаемого метода.
Ключевые слова
Естественная и «техногенная» космические среды создают серьёзные риски для осуществления роботизированных и с участием человека космических миссий. Основными природными и техногенными факторами риска, ограничивающими или представляющими опасность для осуществления автоматических и пилотируемых космических миссий в околоземном пространстве, являются космическая радиация и космический мусор. В верхних слоях атмосферы для суборбитальных полётов летательных аппаратов факторами риска являются также природные транзиентные электромагнитные явления, связанные со значительным высвобождением энергии. В предлагаемом проекте «Универсат-СОКРАТ» планируется создать систему космических аппаратов, позволяющую в режиме, близком к реальному времени, определять радиационную обстановку в значительной части области захваченной радиации, вплоть до орбит глобальных навигационных спутниковых систем или геостационарной. Планируется также создание космического сегмента мониторинга космического мусора и электромагнитных транзиентов в верхней атмосфере. Мониторинг «космического мусора» позволит осуществить «всепогодное» и глобальное слежение за околоземными объектами и тем самым повысить оперативность анализа информации и принятия необходимых решений. В некоторых случаях он позволит повысить точность определения координат объектов для последующей их каталогизации. Успешная реализация проекта позволит впервые в мире создать космическую систему мониторинга и предотвращения космических угроз как для осуществляемых, так и для планируемых космических миссий.
Ключевые слова
Рассмотрены различные виды упрочняюще-отделочной обработки лопаток компрессора газотурбинных двигателей. Проанализировано влияние каждого вида обработки на формирование шероховатости поверхности с благоприятным микрорельефом, на уровень и глубину распространения сжимающих остаточных напряжений в пере лопаток компрессора. Описаны причины формирования усталостного разрушения у лопаток и способы регулирования этого разрушения. Представлены результаты испытаний специальных образцов из титанового сплава ВТ9 для установления влияния режимов упрочняюще-отделочной обработки на сопротивление усталостному разрушению лопаток компрессора. Представлены результаты испытаний по распределению остаточных напряжений по толщине пера лопатки компрессора. Рассмотрен метод повышения динамического упрочнения образцов за счёт притенения (прикрытия) кромок лопаток компрессора. Приведены результаты графоаналитического анализа напряжённого состояния в пере лопаток компрессора низкого и среднего давления из сплава ВТ9, учитывающие остаточные напряжения и напряжения от рабочих нагрузок в процессе эксплуатации. Показана возможность повышения предела выносливости лопаток за счёт оптимизации эпюр остаточных напряжений путём совершенствования финишной упрочняюще-отделочной технологии с использованием обработки микрошариками.
Ключевые слова
Представлены результаты исследований по повышению эффективности огневого стенда для испытаний ракетных двигателей малой тяги в высотных условиях, которое заключается в уменьшении давления разрежения, создаваемого эжектором, и потребляемого им расхода активного газа (воздуха). Проведены экспериментальные исследования с использованием трёх вариантов разработанных автором газогенераторов, обеспечивающих повышение энергетики активного газа перед подачей в эжектор. При использовании газогенератора ГГ-1 на рабочих телах воздух, керосин и вода достигнуто разрежение менее 1 мм рт.ст. при расходе воздуха 1,1 кг/с (эжектор обеспечивает разрежение 13 мм рт.ст. при расходе холодного воздуха 2 кг/с). Однако особенности конструкции газогенератора обусловили громоздкую систему подачи рабочих тел и сложную циклограмму запуска. В газогенераторе ГГ-2 на рабочих телах «воздух и керосин» не удалось реализовать температуру активного газа менее 600°С, поэтому из соображений сохранения материальной части он выключался при достижении разрежения 13 мм рт.ст. Расход воздуха составлял при этом 1,1 кг/с. Рабочими телами газогенератора ГГ-3 являются «воздух и керосин» либо «воздух и природный газ». Конструкция ГГ-3 позволяет регулировать температуру получаемого активного газа. При работе на керосине достигнуто разрежение 4 мм рт.ст. при расходе воздуха 1,5 кг/с.
Ключевые слова
Представлен проект спутникового эксперимента по наблюдению интенсивных вспышек (транзиентов) электромагнитного излучения из атмосферы Земли в разных спектральных диапазонах, а также измерению среднесрочной и долгосрочной динамики пространственного распределения потоков энергичных заряженных частиц в околоземном пространстве. Для реализации эксперимента предполагается разработать Российско-Азербайджанский малый космический аппарат, способный нести полезную нагрузку до 25-30 кг. На спутнике планируется реализовать ряд технологических экспериментов, в частности, по изучению воздействия факторов космического полёта на матрицы кремниевых фотоумножителей. Рассматривается возможность установки телескопа для фотометрических наблюдений двойных звёзд. Рассматриваются требования к орбите и режимам ориентации космического аппарата и также к его бортовым системам со стороны полезной нагрузки в соответствии с целями и задачами эксперимента. Данные измерений, которые планируется получить в ходе данного эксперимента, будут впоследствии использованы для различных научных и прикладных задач: в том числе валидации существующих и разработки новых динамических моделей радиации в околоземном пространстве, обеспечения безопасности функционирования космических аппаратов.
Ключевые слова
Рассматривается задача оптимизации комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата. В качестве управлений используются угол атаки, скоростной угол крена и секундный расход топлива. Вводятся ограничения на угол атаки и секундный расход топлива, ограничения на режимы движения не накладываются. Критерием качества управления является максимум конечной массы аппарата. Оптимизация управления проводилась на участке траектории от входа в атмосферу и до выхода на конечную орбиту заданного наклонения. Для определения оптимальных программ управления используется метод принципа максимума Понтрягина. Для гипотетического аэрокосмического аппарата получены решения задач в постановках с фиксированным и свободным временем перелёта. Обсуждаются изменения в структуре «двигательного» управления (секундный расход топлива) и «аэродинамическом» управлении (угол атаки и скоростной угол крена) в зависимости от длительности перелёта. Получена зависимость конечной массы аэрокосмического аппарата от времени манёвра.
Ключевые слова
Показана принципиальная возможность проводить измерения плотности плазмы и её флуктуаций в ионосфере на сверхмалых космических аппаратах с применением радиофизических методов, позволяющих по свойствам принимаемого излучения определять характеристики среды, через которую проходило излучение. Предполагается, что каждый космический аппарат будет иметь приёмник спутниковой навигации, а также устройство для излучения и детектирования сигнала на двух кратных частотах в радиодиапазоне. При таком подходе информация о плотности плазмы содержится в принимаемой разности фаз. Радиоприёмники и радиопередатчики на спутниках постоянно обмениваются радиосигналами, и затем по сдвигу фаз возможно определить электронную концентрацию и её флуктуации. В работе получены численные оценки получаемой разности фаз для различных частот от 10 МГц до 10 ГГц при характерных ионосферных параметрах в зависимости от дистанции между спутниками. Выполнены расчёты максимального расстояния между спутниками, при которых возможно принять сигнал при условии, что мощность передатчика будет составлять 2 Вт.
Ключевые слова
Во многих отраслях промышленности значительна доля мелкосерийных производств. В этих условиях по сравнению с традиционными методами обработки давлением более эффективны импульсные методы обработки давлением, одной из разновидностей которых является газовая штамповка. Однако известные устройства газовой штамповки обеспечивают штамповку в основном тонкостенных деталей. Для расширения технологических возможностей газовой штамповки разработано устройство газовой штамповки с поршневым мультипликатором давления, в котором нагрев и деформирование штампуемой заготовки осуществляется за счёт энергии сгорания топливных смесей в камере сгорания, в рабочем цилиндре и в полости матрицы. Исследуется рабочий процесс этого устройства. Проведён теоретический анализ рабочего процесса и в результате определена закономерность изменения в рабочем цилиндре давления газа, осуществляющего процесс штамповки. Установлено, что в конечной стадии процесса штамповки за счёт энергии сгорания топливной смеси давление в рабочем цилиндре увеличивается в 1,5…2 раза, что позволяет значительно увеличить толщину штампуемых деталей. Разработано экспериментальное устройство газовой штамповки с поршневым мультипликатором давления. Проведённые исследования подтвердили основные результаты теоретического анализа: расхождение теоретических и экспериментальных значений степени мультипликации давления в рабочем цилиндре не превышает 11%.
Ключевые слова
Рассмотрены вопросы внедрения аддитивной технологии селективного лазерного сплавления в производство основных элементов конструкции камеры сгорания для наземных газоперекачивающих, энергетических и транспортных газотурбинных установок. Разработана принципиально новая конструкция малоэмиссионной двухконтурной горелки, адаптированная для изготовления с помощью технологии производства изделий со сложной геометрией посредством селективного лазерного сплавления металлических порошков по математическим САD-моделям. Преодолены технические трудности, сопутствующие реализации аддитивной технологии изготовления. В условиях серийного производства отработана технологическая цепочка от проектирования до изготовления и контроля качества готовых элементов конструкции. Выявлены и устранены недостатки изготовленных деталей по аддитивной технологии. Успешное освоение горелок малоэмиссионной камеры сгорания по новой технологии позволило существенно сократить трудоёмкость и сроки при обеспечении высокого качества.
Ключевые слова
Представлены результаты исследования механизма разрушения рабочей поверхности крупногабаритных роликовых подшипников из стали 20Х2Н4А, применяемых для грузовой техники. Исследование микроструктуры осуществлялось с помощью металлографического микроскопа «МЕТАМ ЛВ-31». На электронном растровом микроскопе TESCAN «Vega SB» исследовалась поверхность образцов роликов и колец подшипника на наличие дефектов различного характера. Замеры микротвёрдости осуществлялись на микротвердомере «ПМТ-3». Исследования показали, что микроструктура стали представляет собой мелкоигольчатый мартенсит отпуска с выделением светлых включений карбидов хрома вблизи рабочей поверхности образцов. На основании результатов замера микротвёрдости определена глубина зоны цементации, значение которой превышает норму, установленную заводом-изготовителем. Механизм разрушения ролика характеризуется выкрашиванием поверхности вследствие повышенной твёрдости с последующим её расслаиванием и образованием кратеров. Разрушение поверхности кольца подшипника начинается с появления задиров и вмятин, образовавшихся в результате шаржирования её металлическими частицами, попавшими в область контакта кольца с роликом в процессе эксплуатации. Такие дефекты приводят к развитию микротрещин и, как следствие, дальнейшему выкрашиванию и отслаиванию рабочей поверхности. Предотвращение вышеупомянутых дефектов возможно путём уменьшения глубины зоны цементации, а также снижения максимальной твёрдости поверхности за счёт изменения режима окончательной термообработки деталей подшипника.
