Русский
На главную Написать письмо Контакты Карта сайта

Аннотации

№ 4(19) октябрь-декабрь 2017

Журнал "Космическая техника и технологии"
№ 4(19), 2017

 

Содержание номера

ИННОВАЦИОННЫЕ ТЕХНОЛОГИИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ

Алямовский С.Н., Беляев М.Ю., Рулёв Д.Н., Сазонов В.В., Тарасова М.М.
Сферические спутники — от начала космической эры до современных экспериментов (к 60-летию запуска первого в мире спутника Земли)

60 лет назад, 4 октября 1957 г., с помощью ракеты Р-7, созданной в конструкторском бюро ОКБ-1 под руководством Главного конструктора С.П. Королёва, был выведен на орбиту первый в мире искусственный спутник Земли. Для обеспечения приоритета нашей страны в запуске первого спутника с целью ускорения работ по его созданию было принято решение, что спутник должен быть простейшим и при этом иметь выразительную форму. Следует отметить, что спутники, имеющие сферическую форму, как и запущенный на орбиту 60 лет назад простейший спутник ПС-1, представляют интерес для проведения ряда научных исследований и в настоящее время. По движению спутника идеальной сферической формы, который имеет точно известные массу и размеры, можно определить плотность атмосферы и уточнить параметры модели атмосферы. С этой целью от Международной космической станции в рамках космического эксперимента «Вектор-Т» периодически запускаются тестовые спутники сферической формы. Очередной запуск такого спутника был выполнен 17 августа 2017 г. космонавтами С.Н. Рязанским и Ф.Н. Юрчихиным. В статье описываются методы уточнения параметров модели атмосферы по движению тестового спутника и приводятся некоторые примеры расчетов.

Ключевые слова: спутник сферической формы, определение движения по измерениям, космический эксперимент, уточнение параметров модели атмосферы.

 

АЭРОДИНАМИКА И ПРОЦЕССЫ ТЕПЛООБМЕНА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Дядькин А.А., Казаков М.И., Михайлов М.В., Андреев В.Н., Козловский В.А.
Исследование влияния струй двигателей ракетного блока аварийного спасения на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока

Для обеспечения безопасности экипажей пилотируемых транспортных кораблей на участке выведения в случае аварии ракеты-носителя используются реактивные блоки аварийного спасения, задачей которых является экстренное отделение возвращаемого аппарата с космонавтами от ракеты-носителя и увод его на безопасное расстояние. Одновременно ракетный блок аварийного спасения формирует необходимые условия для безударного отделения возвращаемого аппарата и его штатной посадки на земную или водную поверхности. Срабатывание ракетного блока аварийного спасения осуществляется по команде «авария», вырабатываемой системой управления ракеты-носителя в любой точке траектории выведения, начиная с момента старта.
Для выбора энергетических характеристик ракетного блока, обеспечения устойчивости и управляемости отделяемого головного блока, включающего в себя ракетный блок аварийного спасения, переходный отсек и возвращаемый аппарат, в автономном полете с работающими и неработающими основными двигательными установками необходимо знание его аэродинамических характеристик в полетном диапазоне значений чисел Маха М∞, углов атаки αп и углов аэродинамического крена φп. При этом наибольшую сложность представляет определение влияния струй двигательных установок ракетного блока на аэродинамические характеристики отделяемого головного блока и газодинамического воздействия струй на поверхность возвращаемого аппарата.
Исследование аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения с работающими двигательными установками представляет собой весьма сложную задачу как в расчетном, так и в экспериментальном плане.
В статье представлены результаты численных исследований аэродинамических характеристик отделяемого головного блока системы аварийного спасения создаваемого в России пилотируемого транспортного корабля нового поколения, а также валидации результатов расчетных исследований с использованием экспериментальных данных, полученных на масштабной модели в аэродинамических трубах. Исследования выполнены в диапазоне дозвуковых–гиперзвуковых скоростей полета и переменных значений нерасчетности струй.

Ключевые слова: двигательная установка, отделяемый головной блок, ракетный блок аварийного спасения.

 

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИЯ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Гукало А.А., Золотарёв А.М., Магжанов Р.М.
Электронное макетирование как этап разработки конструкторской документации модулей орбитальных станций РКК «Энергия»

Одна из основных задач при разработке изделий ракетно-космической отрасли с применением современных систем автоматизированного проектирования — обеспечение качества разрабатываемой конструкторской документации. Разработанная в РКК «Энергия» методика электронного макетирования направлена на решение именно этой задачи.
Электронное макетирование рассматривается как вид работ на всех стадиях разработки конструкторской документации изделий.
Рассмотрен процесс разработки документации на изделия на этапах эскизного проектирования и выпуска рабочей конструкторской документации. Приведены основные подходы к организации процесса. Представлены результаты электронного макетирования узлового модуля Российского сегмента Международной космической станции и проведен их анализ, сделаны выводы о возможности применения предложенной методики.

Ключевые слова: конструкторская документация, электронное макетирование, орбитальная станция, электронный макет.

 

ПРОЧНОСТЬ И ТЕПЛОВЫЕ РЕЖИМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Плотников А.Д., Корнеева Е.Ю., Алехова Т.А., Загустина Н.А.
Исследование влияния биокоррозионных поражений на механические характеристики образцов из алюминиевых сплавов АМг6 и 1570С применительно к условиям эксплуатации Российского сегмента МКС

В статье рассматриваются результаты ускоренных биокоррозионных испытаний образцов двух алюминиевых сплавов, используемых при изготовлении космических пилотируемых объектов, с применением грибов-деструкторов, ранее выделенных с поверхностей на Российском сегменте МКС. Грибы-деструкторы, которыми обрастают конструкционные поверхности, вызывают их биокоррозионное повреждение.
Приведена методика экспериментальных исследований образцов из алюминиевых сплавов АМг6 и 1570С с биокоррозионными поражениями, которая позволяет оценить возможные риски, возникающие или могущие возникнуть при внештатных ситуациях, и новые результаты испытаний этих сплавов на механическую прочность и циклическую усталость. Также произведена оценка степени биокоррозионного поражения образцов различными методами, в т. ч. с использованием оптического микроскопа, сканирующей лазерной микроскопии, металлографических исследований, сканирующей электронной микроскопии и томографирования рентгеновским томографом.

Ключевые слова: биокоррозия, Российский сегмент Международной космической станции, алюминиевые сплавы, циклическая усталость, механические свойства, грибы-деструкторы.

 

ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Аверьков И.С., Демская И.А., Катков Р.Э., Разносчиков В.В., Самсонов Д.А., Тупицын Н.Н., Яновский Л.С.
Анализ энергетических возможностей составных углеводородных горючих для кислородных двигателей космических ракетных ступеней

От используемых в настоящее время верхних ракетных ступеней космического назначения и разгонных блоков, работающих на компонентах жидкий кислород – керосин требуется обеспечение максимальной массы полезной нагрузки космических аппаратов, выводимой как на геопереходные, так и на геостационарные орбиты.
Одним из возможных путей решения данной задачи мог бы явиться переход на синтетическое углеводородное горючее или углеводородное горючее двухкомпонентного состава, которое могло бы позволить поднять пустотный удельный импульс тяги маршевого ракетного двигателя и увеличить выводимую массу космических аппаратов.
В данной статье проанализированы энергетические возможности различных углеводородных горючих, в т. ч. и энергоемких, для жидкостных космических ракетных ступеней и разгонных блоков, и описаны результаты исследования формирования оптимальных двухкомпонентных составов углеводородных горючих по критерию «удельный импульс тяги двигателя». Для проведения расширенного поиска также была проведена оценка использования авиационных горючих в ракетной технике.

Ключевые слова: синтетические энергоемкие углеводородные горючие однокомпонентного состава, углеводородные энергоемкие горючие двухкомпонентного состава, ракетный двигатель, удельный импульс тяги двигателя, масса полезной нагрузки космических аппаратов.

 

Островский В.Г., Соколов Б.А., Щербина П.А.
Разработка и исследование системы хранения и подачи иода электроракетных двигательных установок

В предлагаемой статье рассмотрены две принципиальные схемы системы хранения и подачи (СХП) иода в электроракетный двигатель: для проведения наземных экспериментальных исследований электроракетной двигательной установки на иоде и для возможного применения в космосе. Обе схемы разработаны с учетом минимального энергопотребления. Также представлены результаты экспериментальных исследований обеих схем с максимальными расходами иода (15 мг/с для наземного варианта СХП иода, 4 мг/с — для космического). Управление наземным вариантом осуществлялось двумя способами: поддержанием постоянной температуры емкости с иодом; поддержанием постоянного давления на выходе из емкости с иодом. Управление вариантом СХП иода для космического применения осуществлялось только при поддержании постоянной температуры емкости с иодом. Приведено описание доработанной конструкции космического варианта СХП иода с увеличенным КПД за счет подвода тепла в зону испарения иода, а также с повышенной стабильностью расхода иода в электроракетном двигателе за счет введения ресивера, расположенного непосредственно за зоной испарения иода. Также в статье показана СХП иода американской компании Busek Co.

Ключевые слова: электроракетный двигатель, рабочее тело, иод, стационарный плазменный двигатель, система хранения и подачи иода.

 

НАЗЕМНЫЕ КОМПЛЕКСЫ, СТАРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ, ЭКСПЛУАТАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Бойко Н.П., Егоров Н.А., Чёткин С.В.
Исследование вертикального распределения параметров атмосферы для использования в моделях посадки космических кораблей

В настоящей статье рассматриваются вопросы моделирования параметров атмосферы для использования в имитационных моделях процесса посадки пилотируемых космических кораблей, а также назначение и роль блока определения внешних условий в общей модели посадки пилотируемого корабля. Приводится обзор исходных данных для моделирования вертикального распределения параметров атмосферы и проблематика их использования, исследуется возможность и целесообразность использования для этих целей данных глобального архива радиозондовых наблюдений Integrated Global Radiosonde Archive, приводится описание, структура и упрощенная методика анализа данных радиозондовых наблюдений. Представлены результаты анализа по предложенной методике, выполненного для двух районов возможной посадки возвращаемого аппарата перспективного пилотируемого транспортного корабля «Федерация», проводится сравнение полученных результатов с номинальными параметрами стандартной атмосферы.

Ключевые слова: слова: имитационная модель процесса посадки, вертикальное распределение параметров атмосферы, Integrated Global Radiosonde Archive.

 

ДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА, УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Атрошенков С.Н., Прутько А.А., Крылов А.Н., Крылов Н.А., Губарев Ф.В.
Моделирование системы управления движением и навигации МКС и синтеза оптимального управления

Рассматриваются два метода моделирования сил и моментов сил от воздействия набегающего потока атмосферы на поверхность Международной космической станции (МКС) в процессе выполнения динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, которые разработаны РКК «Энергия». Эти методы, пригодные как для поиска оптимального управления движением МКС, так и для верификации динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, основаны на расчете аэродинамических характеристик в наборе точек четырехмерного (4D) пространства и последующей 4D-интерполяции аэродинамических характеристик в ходе моделирования. Сравниваются результаты расчетов воздействия набегающего потока атмосферы во время моделирования оптимального по расходу топлива разворота (optimal propellant maneuvers) МКС на большой угол.
Во время разворота геометрия МКС существенно меняется за счет поворотов крупногабаритных элементов МКС вокруг разнонаправленных осей. Предложенные методы планируется применить при подготовке космического эксперимента «МКС–Разворот». Они также могут быть пригодны при разработке алгоритмов управления системы управления движением и навигации будущих крупногабаритных космических объектов.

Ключевые слова: аэродинамические характеристики, четырехмерное (4D) пространство, 4D-интерполяция, оптимальный разворот (optimal propellant maneuvers), методы вычисления аэродинамических характеристик.

 

МАШИНЫ И АППАРАТЫ, ПРОЦЕССЫ ХОЛОДИЛЬНОЙ И КРИОГЕННОЙ ТЕХНИКИ, СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ И ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ

Глебов И.В., Коган И.Л.
Имитационное моделирование при проектировании регенерационных систем жизнеобеспечения пилотируемого космического аппарата

Статья посвящена рассмотрению вопросов использования имитационного моделирования для анализа технических требований к регенерационным системам жизнеобеспечения пилотируемого космического аппарата на этапе проектирования. Определен типовой набор показателей назначения (технических требований) регенерационных систем жизнеобеспечения. Рассмотрены структура и назначение имитационной модели функционирования интегрированной регенерационной системы обеспечения газового состава пилотируемого космического аппарата. Предложены формализованные описания процессов, происходящих в реакторе гидрирования диоксида углерода, проведены вычислительные эксперименты с использованием имитационной модели. Представлен сравнительный анализ экспериментально полученных данных и результатов вычислительных экспериментов, а также определены оптимальные значения входных параметров функционирования реактора гидрирования.

Ключевые слова: пилотируемый космический аппарат, регенерационная система жизнеобеспечения, показатели назначения, математическая модель, реактор гидрирования диоксида углерода.

 

РОБОТЫ, МЕХАТРОНИКА И РОБОТОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Яскевич А.В.
Кинематическая схема стыковочного механизма типа «штырь–конус» для перспективных космических кораблей

Стыковочный механизм типа «штырь–конус» около 40 лет применяется для стыковки российских кораблей и модулей. Предлагается его новая кинематическая схема для снижения динамических контактных нагрузок и возможности стыковки к пассивным портам с различной конфигурацией приемных конусов. Новый механизм отличается от существующего следующими основными особенностями. Двухступенчатая фрикционная муфта используется вместо пружины и электромагнитных тормозов в осевом демпфере. Универсальный шарнир подвижного корпуса перемещен в основание стыковочного механизма, а ориентация пружин и электромагнитных тормозов бокового демпфера изменена в соответствии с этим новым положением. Рычаги выравнивания существующего механизма заменены ограничителем, перемещающимся вдоль продольной оси подвижного корпуса. Новый стыковочный механизм предназначен, прежде всего, для перспективного пилотируемого корабля, а также других кораблей и модулей.

Ключевые слова: космические аппараты, стыковочный механизм, динамические нагрузки.

 

ПРИБОРЫ И МЕТОДЫ ИЗМЕРЕНИЯ

Зайцев К.И., Половнев А.Л.
Идентификация импульсных шумов в служебном модуле Российского сегмента МКС

Представлены результаты обработки бортовых импульсных шумов, зарегистрированных научной аппаратурой «Средства оперативного определения координат точки пробоя» в космическом эксперименте «Пробой» с помощью малогабаритных микрофонов, установленных внутри служебного модуля Российского сегмента Международной космической станции (РС МКС) во время работы экипажей МКС-41/42, МКС-43/44 и МКС-45/46.
Разработан и реализован в программном коде алгоритм распознавания источников импульсных акустических шумов, действующих на борту служебного модуля РС МКС.
Выполнены параметрические исследования разрешающей способности коэффициентов линейных корреляций для различных представлений спектров. Выполнен обоснованный выбор параметров спектрального и корреляционного анализов.
Сформирована корреляционная матрица 1/3-октавных спектров, которая содер жит четко выделенные группы импульсных шумов, включая группу, соответствующую спектрам сигналов имитатора пробоя, который размещался более чем в 100 точках объема служебного модуля, в т. ч. и в запанельном пространстве.
Разработанный алгоритм планируется использовать при доработке программного обеспечения научной аппаратуры по выделению в реальном масштабе времени импульсных сигналов пробоя с передачей телеметрической информации на Землю в экспедиции МКС-53/54.
Результаты исследований показывают принципиальную возможность идентификации импульсных источников шума на борту РС МКС.

Ключевые слова: идентификация импульсных шумов, космический эксперимент «Пробой», алгоритм распознавания источников импульсных акустических шумов, коэффициент линейной корреляции, 1/3-октавный спектр, корреляционная матрица, импульсные сигналы пробоя.

 

СКАЧАТЬ НОМЕР
№ 4 (19) октябрь - декабрь 2017