При отработке теплонагруженных элементов конструкции космической техники первичной является информация о тепловых нагрузках (тепловых потоках и температурах поверхности) на протяжении всего этапа полёта в атмосфере. При этом уровень температуры и процессы, проходящие на поверхности тепловой защиты, не всегда позволяют использовать традиционные средства измерения тепловых нагрузок. Альтернативой прямым измерениям в этом случае является определение тепловых нагрузок по данным измерений температуры в нескольких точках элементов конструкции тепловой защиты. Целью данной работы является разработка и апробация датчиков для измерения теплового нагружения теплозащитных покрытий современных спускаемых аппаратов, а также апробация разработанных методов проведения теплофизических испытаний. В статье рассматриваются датчики теплового потока для неразрушающихся композиционных волокнистых материалов с большой степенью неоднородности.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2019. — Выпуск 4
Содержание:
Анализируется движение наноспутника SamSat-218Д по траекторным измерениям. Экспериментально подтверждены особенности поведения наноспутников на низких орбитах, обусловленные как влиянием атмосферы, так и присущими им массово-инерционными характеристиками: срок существования наноспутников на орбите меньше, а угловое ускорение, порождаемое аэродинамическим моментом, значительно выше, чем у спутников с большими размерами и массой. По известным траекторным измерениям и информации о средней плотности атмосферы в точках траекторных измерений оценено изменение баллистического коэффициента во времени. Баллистический коэффициент наноспутника SamSat-218Д, имеющего форму прямоугольного параллелепипеда, зависит от пространственного угла атаки и угла собственного вращения. Отношение максимального значения баллистического коэффициента к минимальному значению равно 4,75. Это позволило по характеру изменения баллистического коэффициента оценить характер возможного движения относительно центра масс наноспутника. Наиболее вероятным движением относительно центра масс наноспутника SamSat-218Д является переходный режим движения между различными положениями равновесия, обусловленный соизмеримыми аэродинамическим и гравитационным моментами и незначительными угловыми скоростями.
Ключевые слова
Представлены результаты сравнительного оценивания точности методов автономной навигации малых космических аппаратов, выполняющих групповой полёт. Для проведения исследований выбраны «зенитный» метод и метод навигации по орбитальным ориентирам, которые основаны на измерениях углового положения Земли и орбитального ориентира относительно навигационных звёзд. При исследованиях введены допущения о центральном гравитационном поле Земли, нормальном законе распределения погрешностей бортовых навигационных измерений с известными постоянными дисперсиями. Исследования выполнены с использованием теории аналитического оценивания точности методов автономной навигации космических аппаратов, с помощью которой удаётся получить ковариационную матрицу погрешностей искомого вектора навигационных параметров и оценить потенциальные (предельно достижимые) характеристики точности применяемых методов навигации. В качестве показателя точности метода навигации МКА выбран безразмерный коэффициент погрешностей навигации, который связан с элементами главной диагонали ковариационной матрицы, характеризует прецизионные свойства метода, носит интегральный характер, не зависит от объёма и погрешностей результатов навигационных измерений. Критерий целесообразности применения метода определения параметров движения центра масс космического аппарата основан на сравнении коэффициентов погрешностей навигации. Представленные результаты позволяют обоснованно подойти к выбору метода автономной навигации и состава бортового комплекса управления малых космических аппаратов, выполняющих групповой полёт.
Ключевые слова
Исследуется применение метода дифференциальной эволюции при оптимизации атмосферного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата с большим аэродинамическим качеством с использованием трёхканального управления. Движение аппарата относительно Земли описывается системой дифференциальных уравнений в траекторной системе координат. Программы управления по углу атаки и скоростному углу крена представляются в виде ряда Фурье, а управление по тяге - в виде релейного закона. Критерием оптимальности управления является максимум конечной массы аппарата. Проведена апробация результатов решения задач без ограничений на фазовые параметры, полученных с использованием алгоритма дифференциальной эволюции, путём сравнения с решениями, полученными методом принципа максимума Понтрягина. На основе метода дифференциальной эволюции получено решение оптимизационной задачи с учётом ограничения на температуру в точке торможения.
Ключевые слова
Представлены результаты конечно-элементного моделирования и экспериментальной оценки динамических характеристик (форм и частот колебаний) композитного элемента конструкций силовых установок авиационной техники с целью разработки эффективных конструкторско-технологических схем реализации тонкостенных композитных деталей сложной геометрии, наиболее полно учитывающих особенности механического поведения полимерных композиционных материалов. Разработана методика определения параметров собственных колебаний композитных деталей в свободном состоянии с помощью пинг-теста, позволяющая исключить влияние условий закрепления и получить частотные характеристики, зависящие только от локальных характеристик материала, которые, в первую очередь, определяются технологией изготовления. По результатам измерений амплитудно-частотных параметров динамического отклика получены спектральные диаграммы затухающих колебаний, пиковые значения которых соответствуют экспериментальной оценке частот собственных колебаний композитной детали. По результатам пинг-теста проведена верификация расчётной модели и предложен способ оценки качества технологических процессов производства тонкостенных углепластиковых конструкций.
Ключевые слова
Полимерные композиционные материалы (ПКМ) находят всё более широкое применение в авиадвигателестроительной отрасли. Важной задачей при создании отечественного двигателя последнего поколения является разработка технологии изготовления лопатки вентилятора из ПКМ, отвечающей необходимым прочностным требованиям. Одной из проблем, с которой придётся столкнуться при эксплуатации, является износ хвостовика лопатки, возникающий из-за циклических микроперемещений в замковом соединении под действием внешних сил. Существует несколько технических решений для борьбы с износом контактных поверхностей хвостовика лопаток из ПКМ, которые принципиально можно разделить на три группы: изготовление замковой части из металла и использование известных методов борьбы с износом, использование заменяемых специальных вставок между контактными поверхностями хвостовика лопатки и паза диска, применение упругих и демпфирующих элементов. В работе рассмотрен метод борьбы с износом, принципиальная особенность которого заключается в прошивке преформы лопатки арамидной нитью, формирующей на поверхности слой с более высокой износостойкостью. С целью проверки эффективности предложенного конструктивного решения были изготовлены модельные лопатки и проведены испытания на электродинамическом вибростенде.
Ключевые слова
Раскрывается состав конструкторской документации на бортовую кабельную сеть летательного аппарата. В общем виде определена постановка задачи проектирования жгутов. Описаны основные этапы проектирования бортовых кабельных сетей летательных аппаратов на вербальном уровне, а также в виде логических схем алгоритмов и граф-схем алгоритмов. Приводятся некоторые теоретические аспекты проектирования бортовых кабельных сетей летательных аппаратов. Вводятся понятия топологического пространства, топологической структуры и непрерывного отображения конструкции жгута в конструкцию летательного аппарата. Проведённые геометрические исследования простого жгута бортовой кабельной сети привели к необходимости рассмотрения жгутов как геометрического комплекса в рамках комбинаторной топологии. Дан пример построения таблицы соединений простого жгута на бортовую систему ультракоротковолновой связи летательного аппарата. Подчеркиваются правила и требования к информативности таблицы соединений простого жгута на бортовую систему летательного аппарата. Упоминается о необходимости компоновки простых жгутов в сложный, состоящий из десятков или даже сотен простых жгутов, для облегчения процесса монтажа бортовой кабельной сети.
Ключевые слова
Дефекты планетарных редукторов турбовинтовых двигателей часто являются источниками возбуждения высокочастотных колебаний, вызывающих поломки элементов конструкции компрессоров. Вибрационное состояние данных редукторов представляет собой широкополосный процесс с наличием большого количества составляющих колебаний, что существенно усложняет поиск информативных диагностических признаков дефектов. Для упрощения процедуры идентификации вибрации, вызванной дефектами зубчатых зацеплений, предложена имитационная модель вибрационного состояния узла дифференциального редуктора турбовинтового двигателя. Модель учитывает кинематику и конструкцию редуктора, определяет структуру его вибрационного состояния при наличии дефектов на боковых поверхностях зубьев. На примере часто встречающегося дефекта в виде износа зубьев пары «солнечная шестерня - сателлиты» показана адекватность модели фактическому вибрационному состоянию механизма.
Ключевые слова
Наряду с развитием способов интенсификации конвективного теплообмена внутри лопатки актуальной остаётся разработка методов локального повышения эффективности плёночного охлаждения её поверхности. Завесная пелена на поверхности лопатки формируется в условиях большой кривизны профиля, низкой начальной скорости газового потока в окрестности передней кромки с последующим резким его ускорением. Приведены данные об особенностях формирования завесной пелены на спинке и корытце турбинной лопатки в окрестности передней кромки. Экспериментальные распределения температур на адиабатной стенке получены с использованием тепловизора FLIR-E64501. Выявлено, что условия формирования завесной пелены на спинке лопатки более благоприятны, чем на корытце. Это проявляется в том, что оптимальные параметры вдува на спинке лопатки значительно меньше, чем на корытце. В качестве мероприятия для локального увеличения эффективности плёночного охлаждения предложены V-образные выемки, располагающиеся на стенке непосредственно за отверстиями для вдува. Выполнено сравнение эффективностей завесного охлаждения при формировании завесной пелены без использования и с использованием за отверстиями для вдува V-образных выемок. Получено локальное повышение эффективности и равномерности распределения плёночного охлаждения при использовании за рядом отверстий V-образных выемок.
Ключевые слова
В работе представлены подходы к компьютерному проектированию ракетных двигателей малой тяги с использованием разветвлённой базы знаний, позволяющей принимать основные технические решения, определяющие проектный облик двигателя, на основе разработанного алгоритма этого процесса. Рассмотрена процедура создания электронной 3D-модели ракетного двигателя малой тяги на газообразном кислородно-водородном топливе в среде графического комплекса UNIGRAPHICS. Получены 3D электронные модели основных элементов ракетного двигателя тягой 25 Н с последующей виртуальной сборкой всех компонентов, включая составляющие, заложенные в базу знаний, обеспечивающие разработку, в том числе, конструкторской документации, создание производственной среды на основе электронной модели двигателя, подготовку и собственно производство изделия.
Ключевые слова
Рассматривается некомпланарный управляемый гелиоцентрический перелёт космического аппарата с неидеально отражающим солнечным парусом к Венере. Целью гелиоцентрического движения является попадание космического аппарата в сферу Хилла Венеры с нулевым гиперболическим избытком скорости. Для реализации перелёта разработан алгоритм применения законов локально-оптимального управления для наискорейшего изменения оскулирующих элементов. Управление ориентацией солнечного паруса осуществляется с помощью тонкоплёночных элементов управления, расположенных по периметру поверхности солнечного паруса. В результате моделирования движения определены траектория перелёта, программа управления и необходимые ширина и площадь тонкоплёночных элементов управления.
Ключевые слова
Предлагается математическая формализация и метод решения задачи минимаксного (гарантированного) адаптивного терминального управления расходом топлива двигательной установки (ДУ) жидкостной ракеты-носителя (ЖРН). Исходная дискретно-непрерывная нелинейная модель объекта управления линеаризуется вдоль заданной опорной фазовой траектории и аппроксимируется линейной дискретной многошаговой динамической системой, включающей в себя вектор состояния (фазовый вектор) системы, вектор управления и вектор внешнего возмущения, описывающий погрешность формирования аппроксимирующей модели. При заданных геометрических ограничениях на фазовый вектор, векторы управления и возмущения для аппроксимирующей системы формулируется основная задача минимаксного адаптивного терминального управления расходом топлива ДУ ЖРН, состоящая из решения ряда вспомогательных задач минимаксного программного терминального управления. При решении каждой из них используется аппарат построения и анализа обобщённых областей достижимости аппроксимирующей линейной дискретной динамической системы, который реализуется с помощью модификации общего рекуррентного алгебраического метода. Для рассматриваемой задачи минимаксного адаптивного терминального управления расходом топлива ДУ ЖРН предлагается метод её решения и соответствующий численный алгоритм, сводящийся к реализации конечной последовательности только одношаговых алгебраических и оптимизационных операций. Эффективность предлагаемого решения исследуемой задачи демонстрируется и подтверждается на примере компьютерного моделирования управления процессом расхода топлива ДУ третьей ступени ЖРН «Союз-2-1б».
Ключевые слова
Рассматривается алгоритм оптимизации управляемого движения космического аппарата с двигателями малой тяги в поле притяжения астероида Эрос 433. Гравитационное поле астероида имеет сложную конфигурацию. Приведена математическая модель гравитационного потенциала данного тела и математическая модель движения космического аппарата с электроракетными двигателями малой тяги. Оптимальная по быстродействию программа управления ищется с помощью принципа максимума Понтрягина. Сформулированная краевая задача решается численно модифицированным методом Ньютона. Описанный алгоритм решения может быть использован для решения схожих задач динамики полёта с малой тягой при маневрировании вблизи объектов с гравитационными полями сложной конфигурации.
Ключевые слова
Приведены результаты исследования распределения водорода в сварных соединениях, выполненных электронно-лучевой сваркой титановых сплавов ВТ20 и ВТ23. Распределение водорода в сечении сварных соединений измерялось в зоне сварного шва, термического влияния и в основном металле посредством спектрального анализа с применением низковольтного импульсного разряда на спектрографе ИСП-51. Установлено, что пики водорода в неразъёмных соединениях, выполненных электронно-лучевой сваркой, в отличие от аргонодуговой сварки находятся не только в зоне термического влияния, но и в центральной части сварного соединения. Химическим анализом изломов неразъёмных соединений, исследованных с применением сканирующего растрового электронного микроскопа Hitachi S-3400N, установлено, что поры в сварных соединениях, выполненных электронно-лучевой сваркой, возникают вследствие десорбции в расплав капиллярно-конденсированных загрязнений, находящихся в дефектах поверхности торцов кромок, и избирательного плавления по границам зёрен из-за недостаточных температурных условий плавления по цельному зерну. Выявлено, что на появление изменений содержания водорода, с образованием дефектов, оказывают влияние температурные условия разогрева свариваемых кромок, скорость сварки, толщина свариваемых заготовок.
Ключевые слова
Рассматривается технологическая схема, позволяющая разделить формообразование складчатых конструкций на несколько этапов. Формирование рельефа достигается выворачиванием отдельных участков трапециевидного гофра до придания им зеркально-отражённой формы. Процесс характеризуется узкими зонами изгибных деформаций вдоль линий разметки структуры и депланацией граней без вытяжки. Приводятся схемы формообразующего узла и соотношения для расчёта геометрических и технологических параметров.
Ключевые слова
Рассмотрена актуальная для узловых аэропортов задача оптимизации численности технологических ресурсов функциональной подсистемы аэропорта, осуществляющей наземное обслуживание перевозок в рамках отдельной технологической операции. Анализ ограничен неполнодоступными системами, в которых обслуживание определённых заявок может быть выполнено только определёнными технологическими ресурсами, под которыми понимаются средства механизации и автоматизации, производственное оборудование, персонал и т.д. Оптимизационная задача сформулирована в вероятностной постановке. Описан подход к её решению. В качестве инструмента оптимизации предложено использовать имитационную компьютерную модель, учитывающую особенности потоков пассажиров и производственного процесса узлового аэропорта и включающую нечёткий регулятор, который отражает логику диспетчера аэропорта, управляющего процессом наземного обслуживания. Приведён модельный пример решения оптимизационной задачи, свидетельствующий о возможности и целесообразности использования нечёткого регулятора в качестве модели стратегии человека-оператора. Составляющая основной результат оптимизации временная зависимость численности технологических ресурсов функциональной подсистемы применима на этапах принятия решения о повышении её пропускной способности, оперативного управления ресурсами, планирования сменной работы персонала, решения ряда других задач, особенно актуальных для узловых аэропортов с их интенсивными, но неравномерными потоками самолётов и пассажиров.
