Русский
На главную Написать письмо Контакты Карта сайта

Аннотации

№4(15) октябрь-декабрь 2016

Журнал "Космическая техника и технологии"
№4(15), 2016

Содержание номера

АЭРОДИНАМИКА И ПРОЦЕССЫ ТЕПЛООБМЕНА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Аксенов А.А. Дядькин А.А. Рыбак С.П
Численное моделирование ударно-волновых воздействий на возвращаемый аппарат пилотируемого транспортного корабля при срабатывании системы аварийного спасения

В статье представлены результаты численного моделирования ударно-волновых процессов, сопровождающих запуск твердотопливных двигателей системы аварийного спасения нового пилотируемого транспортного корабля (ПТК) при аварии ракеты-носителя на участке выведения корабля. Приведены данные адаптации программного комплекса FlowVision для решения этого класса задач и верификации программного комплекса по результатам численного моделирования испытаний газодинамической модели масштаба М1:10 отделяемого головного блока системы аварийного спасения ПТК. В процессе исследования получены оценки амплитуд ударно-волновых воздействий на возвращаемый аппарат ПТК при различных режимах срабатывания двигателей ракетного блока аварийного спасения на различных участках полета ракеты космического назначения с ПТК. Анализ результатов расчетов показал, что максимальные значения ударно-волнового давления на возвращаемый аппарат реализуются при срабатывании системы аварийного спасения ПТК на начальном участке полета ракеты-носителя.

Ключевые слова: возвращаемый аппарат, запуск двигательной установки, пилотируемый корабль, программный комплекс FlowVision, ракета-носитель, система аварийного спасения, ударно-волновое давление, численное моделирование.

 

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИЯ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Межин В.С., Обухов В.В.
Сравнительный анализ методов экспериментального подтверждения конечно-элементных динамических моделей конструкции космических аппаратов

Опыт РКК «Энергия» в разработке космических аппаратов показывает, что основные расчетные случаи нагружения их конструкции реализуются на этапе совместного полета с ракетой-носителем. Точность определения нагрузок, действующих на элементы конструкции космических аппаратов, которые на стадии верификации и предполетного анализа определяются по результатам расчета «связанных» нагрузок, во многом зависит от точности динамических конечно-элементных моделей. Уточнение параметров динамических моделей проводится по результатам модальных испытаний. Приводятся результаты сравнительного анализа двух наиболее часто используемых на практике методов проведения модальных испытаний: при возбуждении колебаний объекта испытаний путем задания локального силового воздействия и путем кинематического воздействия, создаваемого с помощью стационарного вибростенда. Сформулированы преимущества и недостатки каждого метода и даны рекомендации их применимости к этапу создания изделия.

Ключевые слова: космический аппарат, ракета-носитель, конечно-элементная модель, анализ «связанных» нагрузок, модальные испытания, метод верификации, силовое воздействие, кинематическое воздействие.

 

Шачнев С.Ю., Пащенко В.А., Махин И.Д., Базескин А.В., Дубовицкий А.Д.
Отработка технологии сварки трением с перемешиванием алюминиевых сплавов 1570с, АМГ6 большой толщины для использования в перспективных разработках РКК «Энергия»

Дан обзор метода сварки трением с перемешиванием, его достоинства и недостатки. Представлены результаты отработки технологии сварки трением с перемешиванием на ЗАО «ЗЭМ» РКК «Энергия» применительно к изделиям из алюминиевых сплавов большой толщины. Описан инструмент собственного производства для сварки трением с перемешиванием алюминиевых сплавов различных толщин. Приведены режимы сварки методом трения с перемешиванием алюминиевых сплавов Амг6 и 1570С и результаты механических испытаний сварных соединений. Определена возможность изготовления методом сварки трением с перемешиванием конструкций, приближенных к изделиям ракетно-космической техники, с использованием технологической оснастки, разработанной и изготовленной специалистами ЗАО «ЗЭМ».

Ключевые слова: сварка трением с перемешиванием, алюминиевый сплав АМг6, алюминиевый сплав 1570С, технологическая оснастка для сварки трением с перемешиванием, механические испытания сварных соединений, режимы сварки трением с перемешиванием.

 

ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Синявский В.В.
Проектные исследования термоэмиссионных ядерно-энергетических установок, созданных по литий-ниобиевой технологии, электрической мощностью 5–10 МВт

Применительно к комбинированной схеме энергодвигательного блока марсианского экспедиционного корабля выполнены проектные проработки пяти вариантов термоэмиссионной ядерно-энергетической установки (ЯЭУ) модульной схемы по литий-ниобиевой технологии электрической мощностью 5–10 МВт. Первый вариант спроектирован с характеристиками, обоснованными в проекте ЯЭУ для межорбитального буксира «Геркулес», остальные — с более высокими удельными энергетическими характеристиками, в значительной степени имеющими экспериментальное подтверждение, в т. ч. при реакторных испытаниях. Приведены проектные параметры термоэмиссионных электрогенерирующих каналов, пакетов и термоэмиссионного реактора-преобразователя на быстрых нейтронах, пятислойной радиационной биологической защиты, литиевой системы охлаждения, а также характеристики ЯЭУ в целом. Подчеркнута необходимость создания новой, относительно ЯЭУ «Геркулес», системы управления и защиты реактора. Приведены компоновочные схемы ЯЭУ в транспортном (при выведении в грузовом транспортном контейнере ракеты-носителя типа «Энергия») и рабочем состояниях. Обсуждаются вопросы дальнейшего улучшения энергомассовых характеристик.

Ключевые слова: проектные исследования, ядерно-энергетическая установка, термоэмиссионный реактор-преобразователь, литий-ниобиевая система охлаждения, теневая биологическая защита, система управления и защиты реактора, компоновка ЯЭУ.

 

КОНТРОЛЬ И ИСПЫТАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ИХ СИСТЕМ

Архипов А.Б., Брюханов Н.А., Дементьев В.К., Дядькин А.А., Комаров В.В., Пономарев Н.Б., Пономарев А.А.
Экспериментальные исследования характеристик посадочной двигательной установки пилотируемого транспортного корабля и газодинамического воздействия струй на посадочную поверхность

Представлены результаты модельных экспериментальных исследований коэффициентов расхода и удельного импульса тяги сопла вертикального торможения посадочной твердотопливной двигательной установки возвращаемого аппарата перспективного пилотируемого транспортного корабля, картины течения в этом сопле и распределения давления по посадочной поверхности в зоне взаимодействия струи с поверхностью. Экспериментальные исследования выполнены на модели масштаба 1:1,5 сопла вертикального торможения с регулируемым критическим сечением прямоугольной формы с макетом фрагмента кормовой части возвращаемого аппарата и имитатором посадочной поверхности на сопловом дифференциальном стенде ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Полное давление рабочего тела перед соплами изменялось в диапазоне 60…120 кгс/см2. Испытания проведены на высокотемпературных продуктах сгорания воздушно-этанолового топлива и на холодном воздухе. Выполнен пересчет полученных экспериментальных данных на натурные условия.

Ключевые слова: возвращаемый аппарат, посадочная твердотопливная двигательная установка, посадочная поверхность, сопло с регулируемым критическим сечением, коэффициент расхода сопла, коэффициент удельного импульса тяги сопла, газодинамическое воздействие сверхзвуковой струи на поверхность.

 

ДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА, УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Шангареев А.Т. Тимаков С.Н., Платонов В.Н.
Применение фильтра Калмана к задачам управления причаливанием космических аппаратов

Рассмотрена возможность применения адаптивного наблюдателя с использованием калмановской фильтрации для управления причаливанием крупногабаритного космического аппарата с упругими элементами конструкции к орбитальной станции. Формирование оценок вектора состояния причаливающего космического аппарата базируется на применении модальной декомпозиции его динамического поведения. Указанные оценки минимизируют влияние возрастающей интенсивности нестационарных шумов в сигналах с датчиковой аппаратуры, обусловленных переотражением радиосигналов от элементов конструкции орбитальной станции, нарастающими параллаксационными искажениями в процессе сближения и упругими колебаниями конструкции причаливающего аппарата. Изложен алгоритм управления движением космического аппарата в режиме причаливания и стыковки. Приведен сравнительный анализ результатов математического моделирования динамики объекта управления в режиме причаливания как с применением калмановской фильтрации, так и без нее.

Ключевые слова: причаливание, алгоритм управления, адаптивный наблюдатель, фильтр Калмана.

 

Улыбышев Ю.П.
Обзор методов оптимизации траекторий космических аппаратов с использованием дискретных множеств псевдоимпульсов

Представлен обзор новых методов оптимизации траекторий космических аппаратов с непрерывной тягой. Методы основаны на дискретизации траектории по времени полета на малые сегменты и на близкие к равномерной дискретной аппроксимации направления вектора тяги множеством псевдоимпульсов с ограничением их неравенством на каждом сегменте. Задача оптимизации — минимизация суммарной характеристической скорости. Оптимальный импульс на каждом сегменте может быть представлен как сумма ненулевых псевдоимпульсов с ограничением их суммарной характеристической скорости. Терминальные условия представляются как линейное матричное уравнение. Матричное неравенство на суммы всех псевдоимпульсов используется для преобразования задачи в форму линейного программирования высокой размерности. Непрерывные маневры включают наборы смежных сегментов, и требуется обработка решений линейного программирования для формирования последовательности маневров. Оптимальное число маневров определяется автоматически. Методы обеспечивают гибкие возможности расчета траекторий сложных миссий с различными требованиями и ограничениями. Представлен обзор примеров оптимизации траекторий космических аппаратов различных типов. Обсуждаются преимущества этих методов.

Ключевые слова: оптимизация траекторий космических аппаратов, использование линейного программирования, обзор.

 

Синицын А.А.
Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с ядерной электроракетной двигательной установкой

Проведен анализ влияния баллистических схем для марсианской пилотируемой экспедиции на показатели энергобаллистической эффективности — начальную массу марсианского экспедиционного комплекса и продолжительность экспедиции. Рассмотренные схемы однокорабельной пилотируемой экспедиции на Марс с ядерной электроракетной двигательной установкой характеризуются неединственностью решений в задаче оптимизации траектории перелета Земля–Марс–Земля при ограниченной продолжительности пребывания экспедиционного комплекса у Марса. Дополнительно рассмотрена схема без ограничения длительности пребывания у Марса. Для схемы с ограниченным пребыванием у Марса продемонстрированы следующие свойства: возможность обеспечения двух дат старта в течение одного синодического периода; в случае использования прямого входа в атмосферу корабля возвращения при умеренных стартовых массах возможность сокращения продолжительности перелета вплоть до близкой к продолжительности экспедиции с большой тягой (с двигательными установками на базе жидкостных ракетных двигателей или ядерных ракетных двигателей) аналогичной схемы.

Ключевые слова: марсианская пилотируемая экспедиция, траектория межпланетного перелета, ядерная электроракетная двигательная установка, оптимизация, неединственность решений, начальная масса марсианского экспедиционного комплекса, продолжительность экспедиции.

 

СИСТЕМНЫЙ АНАЛИЗ, УПРАВЛЕНИЕ И ОБРАБОТКА ИНФОРМАЦИИ

Ковтун В.С., Фролов И.В.
Методы вариабельного анализа и синтеза сложного процесса управления системой электро-ракетных двигателей космических аппаратов

Определены методы вариабельного анализа и синтеза сложных процессов, происходящих на борту космических аппаратов с проведением их общесистемного аналитического представления. В качестве примера для описания применения методов рассматривается управление системой электроракетных двигателей космических аппаратов «Ямал». Анализ и синтез сложного процесса в указанной системе производились для последующей оптимизации расхода рабочего тела при проведении маневров путем выбора варианта управления системой с минимальным секундным массовым расходом рабочего тела в электроракетных двигателях. Кроме того, указанные методы позволили устранить аномальные проявления в системе, приводящие к преждевременной выработке ресурса ее элементов и отказам в системе.
Представлена апробация применения вновь определенных методов вариабельного анализа и синтеза сложных процессов при управлении одной из бортовых систем в реальном полете космического аппарата «Ямал». Применение методов позволило значительно сократить затраты рабочего тела на выполнение программы полета геостационарных космических аппаратов – спутников связи и предотвратить развитие скрытой, реально возникшей, аномальной ситуации, приводящей к отказу одного из элементов системы.
Определены аксиома и гипотеза, являющиеся вновь введенной методологической основой для вариабельного управления полётом КА. Проведено подтверждение выдвинутой гипотезы на основе результатов её проверки при проведении манёвра КА с использованием системы электроракетных двигателей.

Ключевые слова: методика вариабельного управления, метод вариабельного анализа, метод вариабельного синтеза, аксиома, гипотеза, декомпозиция, сложный процесс управления, стратификация, кластер процессов, агрегат сложного процесса, система электроракетных двигателей, стационарные плазменные двигатели, тяговый модуль, разрядный ток, разрядное напряжение, рабочее тело.

 

СКАЧАТЬ НОМЕР
№ 4 (15) октябрь — декабрь 2016