Представлено аналитическое решение задачи определения параметров движения центра масс орбитального объекта по результатам измерений, проводимых с помощью оптической системы космического робота, который находится на орбите, компланарной орбите орбитального объекта. В качестве исходных параметров, которые измеряются бортовой оптической системой космического робота, выбраны угловое положение линии визирования «космический робот - орбитальный объект» и угловая скорость этой линии в подвижной орбитальной системе координат космического робота, которые, наряду с известными параметрами орбиты космического робота, используются для решение задачи определения параметров движения центра масс орбитального объекта. При решении данной задачи введены допущения о центральном гравитационном поле Земли, компланарности орбит космического робота и орбитального объекта, отсутствии влияния атмосферы, притяжения Луны и давления солнечного ветра на движение космического робота и орбитального объекта, отсутствии погрешностей результатов измерений бортовой оптической системы космического робота. Получены аналитические выражения для определения неизвестных параметров движения центра масс орбитального объекта. Представленные результаты могут быть использованы для разработки методов, позволяющих автономно определять параметры орбиты неизвестных орбитальных объектов с использованием бортовых оптических средств космического робота.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2019. — Выпуск 3
Содержание:
Рассмотрено возмущённое движение гиперзвуковой первой ступени авиационно-космической системы при наборе высоты. В качестве возмущений приняты отклонения плотности атмосферы от стандартных значений и отклонения коэффициентов аэродинамических сил от номинальных значений. Проведено моделирование возмущённого движения гиперзвуковой первой ступени с оптимальной программой угла атаки, полученной для стандартной атмосферы и номинальных аэродинамических характеристик. Определены отклонения конечных условий возмущённого движения от заданных значений скорости, высоты и угла наклона траектории. Для возмущённого движения методом принципа максимума Понтрягина решена задача о минимуме массы топлива, затрачиваемой на набор высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости. Определены оптимальные программы угла атаки, оптимальные траектории движения и конечные значения массы гиперзвуковой первой ступени. Проведён сравнительный анализ оптимальных программ управления и траекторий движения, полученных для невозмущённого и возмущённого движения.
Ключевые слова
Приводятся результаты теоретического и экспериментального исследования прототипа двигательной установки, предназначенной для проведения периодической коррекции орбиты низковысотных научно-образовательных наноспутников. Для этих целей прототип двигательной установки должен обеспечить суммарную характеристическую скорость не менее 20 м/с для наноспутника формата 3U с массой, не превышающей 4,5 кг. При выборе проектного облика учитывались требования по обеспечению безопасности персонала и окружающей среды в процессе испытаний и эксплуатации двигательной установки, возможности попутного запуска ракетой-носителем семейства «Союз», а также с борта Международной космической станции. Разработана электротермическая двигательная установка, для которой в качестве рабочего тела была выбрана «незамерзающая» смесь дистиллированной воды с этиловым спиртом. Показано, что при введении в схему электропитания импульсных накопителей энергии и выделения в циклограмме полёта наноспутника достаточного времени для их заряда, стандартная бортовая система электропитания обеспечивает выдачу одного корректирующего импульса тяги за виток полёта с изменением величины скорости полёта на 0,1 м/с. Изготовленный опытный экземпляр двигателя испытан в атмосфере с укороченными «атмосферными» соплами на «безмоментном» подвесе с использованием высокоскоростной видеоаппаратуры. Измеренная величина тяги соответствовала расчётной и составляла 44 мН.
Ключевые слова
Рассмотрены базовые схемы, особенности и преимущества магнитно-абразивной обработки. Даны общие сведения о рабочих средах для магнитно-абразивной обработки, составы ферроабразивных порошков и достигаемые их применением шероховатости обработанных поверхностей, проанализирован процесс формирования рабочего слоя. Приводится классификация схем магнитно-абразивной обработки от типа используемого магнитного индуктора, их преимущества и недостатки. Показано, что принципиальная схема магнитно-абразивной обработки, вид и дисперсность абразивной среды назначаются в зависимости от конкретных условий обработки и требований к состоянию поверхностного слоя, а выбор типа магнитного индуктора не столь очевиден, поскольку каждый из них имеет свои преимущества и недостатки. Представлена методика процедур экспертного оценивания при выборе приемлемой схемы магнитного индуктора из ряда альтернативных вариантов для использования в магнитно- абразивной обработке. Методика экспертного оценивания апробирована на примере работы группы экспертов из представителей науки и производства. Показано, что рациональной схемой магнитно-абразивной обработки по типу используемого индуктора является схема с электромагнитным индуктором постоянного тока. Это обусловлено простотой регулирования процесса и расширением технологических возможностей, применимостью для широкого круга задач, решаемых магнитно-абразивной обработкой. Схемы магнитно-абразивной обработки на постоянных магнитах могут рассматриваться как альтернатива схемам с постоянными магнитами.
Ключевые слова
Представлен метод расчёта с использованием газодинамических функций параметров детонации в одномерном потоке идеального газа за ударной волной, распространяющейся по химически активной горючей смеси в канале постоянного сечения, в котором равнодействующая нормальных сил давления, действующих на его боковую поверхность, равна нулю. Стабилизация ударной волны обеспечивается наступлением теплового кризиса при подводе теплоты сгорания горючей смеси к газу за волной. При этом значение приведённой скорости продуктов сгорания равно критическому. Решение уравнения полного импульса с учётом показанных выше особенностей течения потока в канале постоянного сечения устанавливает однозначную связь приведённой скорости стационарной ударной волны со степенью повышения температуры газа за ней, что даёт возможность определить все параметры детонации. Ударная волна может быть инициирована взрывом взрывчатого вещества и несёт в себе огромный энергетический заряд. Показано, что ударная волна может быть получена только в том случае, если источник слабых возмущений сам движется со сверхзвуковой скоростью. Показано, что за скачком уплотнений очень сильно уменьшается полное давление и растёт энтропия из-за волновых потерь, но при этом существенно возрастает статическое давление. Дано объяснение этому явлению. Выведена формула для расчёта степени повышения температуры газа как функции приведённой скорости ударной волны, теплоты сгорания горючей смеси и коэффициента использования теплоты, который характеризует диссоциацию продуктов сгорания и потери теплоты через стенку канала при заданных начальных условиях. Достоверность метода расчёта детонации подтверждена экспериментально. Работа актуальна для оценки эффективности детонационного двигателя.
Ключевые слова
Проводится сравнение двух аэродинамических компоновок дозвуковых крылатых ракет, отличающихся применением крыльев с прямой и обратной стреловидностью. Представлены результаты проведённых испытаний в аэродинамической трубе с применением автоматизированной системы измерений, характеризующие зависимости коэффициентов подъёмной силы и лобового сопротивления в достаточно широком диапазоне углов атаки. Это позволяет сопоставить величины аэродинамического качества исследуемых моделей крылатых ракет. На основании анализа результатов экспериментов с моделями и расчётов в условиях установившегося маловысотного горизонтального полёта выявлено, что выбранные для сравнения варианты компоновки крылатых ракет с крылом умеренной стреловидности имеют схожие аэродинамические характеристики. Обе компоновки обеспечивают режим полёта на заданной высоте и скорости в области наивыгоднейших углов атаки (максимального аэродинамического качества). При этом схема ракеты с крылом прямой стреловидности имеет лучшие аэродинамические характеристики по критерию максимального аэродинамического качества, а прирост подъёмной силы за счёт уменьшения потерь на балансировку для схемы с крылом обратной стреловидности лишь частично компенсирует различие аэродинамических характеристик рассматриваемых вариантов. Поэтому сделан вывод о предпочтительности выбора аэродинамической компоновки дозвуковой крылатой ракеты схемы с прямой стреловидностью.
Ключевые слова
Несмотря на то, что авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) достигли высокой степени совершенства, требования по повышению их эффективности постоянно возрастают. Снижение удельного расхода топлива и удельной массы силовой установки позволяет улучшить лётно-технические характеристики летательного аппарата. Одним из эффективных средств снижения удельного расхода топлива и получения высокой тепловой эффективности ГТД является применение регенерации тепла. Поэтому интерес к ней сохраняется на протяжении всего периода развития газотурбинных двигателей. Однако применение регенерация тепла в авиационных ГТД сталкивается с противоречием: с одной стороны, регенерация тепла позволяет уменьшить удельный расход топлива, а с другой - увеличивает массу силовой установки за счёт наличия регенератора. Причём с ростом степени регенерации удельный расход топлива уменьшается, а масса силовой установки растёт. Для получения необходимого эффекта следует одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса двигателя, и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата. Для этого необходимо иметь математическую модель оценки массы высокоэффективного регенератора авиационного назначения. Приводится разработанная математическая модель расчёта массы компактного пластинчатого теплообменника, применяемого для увеличения эффективности авиационного газотурбинного двигателя за счёт подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания, горячим газом за турбиной. Выбраны рациональная схема относительного движения рабочих сред в теплообменнике, оптимальный тип пластинчатой поверхности теплопередачи с точки зрения минимизации массы теплообменника и гидравлических потерь в воздушном и газовом каналах. На основании расчётного алгоритма для выбранного типа поверхности определена зависимость удельной массы теплообменника от степени регенерации при различных скоростях истечения газа сопла. Для оценки достоверности полученной модели проведён сравнительный анализ влияния степени регенерации на удельную массу теплообменника, выполненный на основании сравнения результатов расчётов по разработанной модели с данными других авторов и с данными по созданным регенераторам.
Ключевые слова
Важными преимуществами при внедрении аддитивных технологий (АТ) являются возможности уменьшения массы, упрощения конструкции, снижения затрат времени и средств на разработку, изготовление и эксплуатацию. На основе применения АТ можно существенно повысить топливную эффективность, улучшить экологические и другие характеристики авиационных двигателей. В ЦИАМ в настоящее время проводятся исследования возможности применения АТ при создании различных деталей и узлов двигателей. Приведены примеры разработок, выявлены преимущества применения АТ и обозначены проблемы, возникающие при внедрении этих технологий. Спроектированы с использованием методов оптимизации и с учётом возможностей АТ изготовлены модели лопаток турбин с высокоэффективной системой охлаждения, в частности, с проникающим охлаждением. Показаны возможности применения АТ для изготовления элементов пресс-форм для прецизионного литья лопаток газотурбинных двигателей (ГТД) из жаропрочных сплавов и керамических стержней. Спроектированы и изготовлены методом АТ элементы двухзонного фронтового модуля малоэмиссионной камеры сгорания перспективного ГТД. Проводятся исследования перспективных ветвистыхдревовидных каналов теплообменных аппаратов с взаимно-пористыми телами, которые могут быть изготовлены только методами АТ и применение которых позволит повысить эффективность теплообмена при меньшей массе, чем у конструкций, изготовленных по традиционным технологиям. АТ применены для изготовления сложных элементов прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Проведены успешные огневые испытания напечатанных секций камер сгорания. Разработаны ячеистые конструкции для применения в деталях ГТД с целью снижения их массы. Изготовлены методом АТ модельные полые лопатки с ячеистым заполнителем. Проведены испытания спроектированных ячеистых образцов. Показаны возможности снижения массы элементов конструкции при использовании ячеистых структур, полученных методами АТ. Осуществляются исследования созданных с помощью АТ полых дисков турбин и других деталей двигателя. Проведённые работы показывают перспективность применения АТ при создании широкого спектра деталей и узлов двигателей.
Ключевые слова
В последнее время с целью разработки высокопрочных лёгких заполнителей трёхслойных конструкций для многофункционального применения создано большое количество ферменных структур, в том числе пирамидальных и тетраэдральных ферменных заполнителей. Разрабатывается новая ферменная структура для применения в качестве заполнителя для трёхслойных конструкций. Х-образный заполнитель состоит из дискретных элементарных ячеек в форме песочных часов, образованных соединением «паз-паз» двух плоских Х-образных ферменных элементов, изготовленных резкой металлического листа. С целью определения рациональных геометрических параметров элементарной ячейки Х-образного заполнителя предлагается строить диаграммы зависимости относительной плотности от угла наклона стержней для необходимых значений обобщённых критических напряжений при сжатии и поперечном сдвиге и обобщённых жёсткостей на сжатии и поперечном сдвиге элементарной ячейки Х-образного заполнителя. Полученные результаты показывают, что при одинаковых механических характеристиках относительная плотность рационального Х-образного заполнителя меньше относительной плотности рациональных пирамидальных и тетраэдральных заполнителей.
Ключевые слова
В настоящее время эксплуатация газотурбинных двигателей происходит в агрессивной среде атмосферы некоторых климатических регионов. Как следствие, в процессе эксплуатации может произойти ускоренное снижение прочностных свойств деталей газотурбинной техники и последующее их преждевременное разрушение под действием силовых нагрузок и температуры. Актуальной является задача определения ресурса деталей газотурбинных двигателей в условиях воздействия коррозионной среды. В АО «ОДК-Авиадвигатель» выполнен анализ российских и зарубежных перспективных разработок по определению ресурса деталей газотурбинных двигателей в условиях воздействия коррозионной среды. В АО «ОДК-Авиадвигатель», ФГУП «ВИАМ» и НПО «ЦКТИ» сформулированы подходы по разработке методологии назначения ресурса деталей в условиях воздействия коррозионной среды при эксплуатации двигателя.
Ключевые слова
Решается задача обоснования архитектуры интерактивной информационной модели процесса подготовки ракеты космического назначения (РКН) к пуску. Актуальность исследований обусловлена сложностью и высокой динамикой процесса подготовки РКН к пуску, а также последними достижениями в области информационного моделирования и теории поддержки принятия решений. Целью исследований является повышение ситуационной осведомлённости лица, принимающего решение при управлении процессом подготовки РКН к пуску. Проведён анализ процесса формирования ситуационной осведомлённости как составной части процесса принятия решений, на основании которого впервые предложена модель показателя эффективности формирования ситуационной осведомлённости. Разработана модель оценивания эффективности исследуемого процесса на базе математического аппарата теории непрерывных цепей Маркова. Представлены результаты численных экспериментов, подтверждающих адекватность модели и позволяющих сформулировать количественные требования к процессу формирования ситуационной осведомлённости, обеспечивающие его максимальную эффективность. Сформулированы задачи информационной системы, направленные на удовлетворение полученных требований, и разработана архитектура информационной модели процесса подготовки РКН к пуску. Результаты исследований могут быть использованы для обоснования количественных требований к разрабатываемым информационным моделям обстановки на этапе разработки технического задания.
Ключевые слова
Представлены результаты расчёта термодинамических и теплофизических свойств продуктов сгорания газообразного кислородно-водородного топлива по идеальной модели жидкостного ракетного двигателя с учётом фазового состояния компонентов, а также параметров двигателя малой тяги по модели вычислительной газовой динамики в обеспечение выбора режимных и конструктивных факторов, формирующих проектный облик ракетного двигателя малой тяги для перспективных объектов ракетно-космической техники. Показано, что для выбора части параметров, таких как коэффициент избытка окислителя, давление в камере сгорания, геометрическая степень расширения сопла, можно использовать идеальные модели. Для выбора части параметров создаваемого двигателя, таких как конструктивные параметры схемы смесеобразования, приведённая длина камеры сгорания и некоторые другие, необходимо применять модели вычислительной газовой динамики высокого уровня. В качестве критерия выбора использовался удельный импульс тяги. Получены расчётные данные, позволяющие выбрать основные параметры создаваемого двигателя с учётом реальных процессов в камере сгорания и сопле двигателя.
Ключевые слова
В конструкции авиационных газотурбинных двигателей есть высоконагруженные вращающиеся детали, разрушение которых может приводить к опасным последствиям. Ресурс таких деталей ограничивают с применением расчётных и экспериментальных методов. Расчётные методы назначения ресурса, которые используются без проведения ресурсных испытаний деталей или узлов двигателя, должны быть подтверждены экспериментально. Оптимальным вариантом для верификации расчётных методов определения ресурса является использование результатов циклических испытаний модельных дисков, поскольку они позволяют воспроизвести условия нагружения и состояние поверхности, которые характерны для реальных дисков, а данные об истории нагружения и свойствах материалов позволяют расчётным путём воспроизвести напряжённо-деформированное состояние дисков в условиях испытаний. Показан процесс планирования таких испытаний. Предполагается, что испытания будут проводиться в два этапа - до и после образования трещины малоцикловой усталости. Сформулирован ряд критериев, которым должны удовлетворять геометрия модельных дисков и условиях их нагружения. Исходя из этих критериев, спроектированы модельные диски и выбраны условия их испытаний.
Ключевые слова
Активное использование космического пространства породило проблему его засорения верхними ступенями ракет-носителей, закончившими срок активного существования космическими аппаратами (КА) (так называемым космическим мусором), что представляет угрозу для активных КА. Наиболее действенным на современном этапе способом защиты КА от объектов космического мусора является выбор соответствующих параметров орбит, исключающих возможность столкновения. Для этого необходимо обладать информацией о параметрах движения космических объектов (КО). Задача определения параметров движения КО решается с использованием системы контроля космического пространства (СККП). Отечественная СККП в настоящее время располагает только средствами наземного базирования, расположенными на территории РФ и стран ближнего зарубежья, что не позволяет оперативно определять параметры движения космических объектов (КО) над западным и южным полушариями. Особую актуальность задача контроля КО имеет в области космического пространства, соответствующей низким околоземным орбитам (до высоты 2000 км), где уже имели место столкновения между КА, породившие большое количество обломков, которые, в свою очередь, представляют новую угрозу для российских КА. Для парирования перспективных угроз отечественной орбитальной группировке, связанных с возможным образованием новых обломков в результате столкновений или самопроизвольных разделений (например, в результате взрыва) существующих КО, требуется оперативно определять параметры движения вновь возникающих КО. Задачу оперативного контроля параметров движения КО предлагается решать путём создания орбитального сегмента (ОС) системы мониторинга космического пространства (СМКП). Созданию указанного сегмента должна предшествовать разработка научно-методического аппарата обоснования баллистической структуры ОС СМКП. Предлагаемая методика основана на решении оптимизационной задачи, в которой в качестве целевой функции используется зависимость потребного числа космических аппаратов-измерителей от качественных показателей мониторинга космического пространства.
Ключевые слова
Рассматривается определение деформации ползучести, возникающей за счёт напряжений, действовавших до момента времени t. Описывается явление ползучести при постоянном напряжении. Предлагается метод, позволяющий по двум кривым ползучести материала, обладающего вязкоупругими свойствами и нелинейной зависимостью деформации ползучести от напряжения, определить параметры ядра ползучести Арутюняна, выбранного для описания поведения материала. Определена константа в выражении, описывающем нелинейную зависимость деформации ползучести от напряжения. В качестве исследуемого материала выбран сплав АМг6М, широко используемый в конструкциях аэрокосмических изделий. Испытания проводились на образцах толщиной 3 мм при напряжениях 65 МПа и 156,9 МПа. По результатам испытаний образцов материала получены кривые ползучести. Определив параметры аппроксимации ядра Арутюняна и параметр, входящий в выражение нелинейной зависимости деформации ползучести от напряжения, можно определить величину деформации ползучести материала для произвольных значений напряжения и времени. Сравнение экспериментальных и расчётных кривых ползучести сплава АМг6М подтверждает правильность определения реологических характеристик испытанного материала.