Русский
На главную Написать письмо Контакты Карта сайта

Аннотации

№1(20) январь-март 2018

Журнал "Космическая техника и технологии"
№1(20), 2018

Содержание номера

ИННОВАЦИОННЫЕ ТЕХНОЛОГИИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ

Шевченко В.В.
Утилизация привнесенного на Луну астероидного вещества — экономичный путь к получению космических ресурсов высокой ценности

В последние годы в аналитических обзорах эксперты все чаще обращают внимание на рост дефицита редких и редкоземельных элементов, необходимых для развития передовых технологий в современной промышленности. Для решения этой проблемы в будущем были предложены проекты утилизации вещества астероидов, сближающихся с Землей. Несмотря на сложности захвата, транспортировки и последующей разработки в космосе подобного объекта, такой путь решения задачи казался технологически возможным и рентабельно оправданным. Железо-никелевый астероид размером 10 м в поперечнике мог бы содержать до 75 т редких и редкоземельных металлов, прежде всего металлов платиновой группы, что эквивалентно коммерческой стоимости в ценах 2016 г. примерно $2,8 млрд. В данной работе показано, что утилизация астероидного вещества, поступающего на лунную поверхность, может оказаться технологически более простой и экономически более рентабельной. До настоящего времени считалось, что лунные ударные кратеры не содержат пород образовавших их астероидов, так как при высоких скоростях падения ударники испаряются в процессе столкновения с поверхностью Луны. Согласно последним исследованиям выяснилось, что при скорости падения меньше 12 км/с ударник может частично сохраниться в механически раздробленном состоянии. Следовательно, к числу возможных ресурсов, присутствующих на лунной поверхности, можно отнести никель, кобальт, платину и редкие металлы астероидного происхождения. Приводимые расчеты показывают, что общая масса, например, платины и платиноидов на поверхности Луны в результате падения астероидов может составить до 14,1 млн т.

Ключевые слова: Луна, лунные ресурсы, астероиды, химический состав астероидов, редкие металлы, редкоземельные металлы, ударные процессы на Луне, космические технологии разработки астероидов, процессы привнесения астероидного вещества на Луну.

 

Беляев М.Ю., Карасев Д.В., Матвеева Т.В., Рулев Д.Н.
Грузовые корабли «Прогресс» в программах орбитальных станций (к 40-летию первого в мире полета грузового корабля к орбитальной станции)

Полеты орбитальных станций первого поколения показали, что для обеспечения их длительного эффективного функционирования на орбите необходима регулярная доставка топлива для двигательной установки, расходуемых материалов и пищи для поддержания жизнедеятельности экипажа, запасных частей для служебных бортовых систем, нового целевого оборудования и т. д. Для решения этих задач в 1973 г. РКК «Энергия» начала разработку нового транспортного грузового корабля (ТГК) на базе уже испытанного пилотируемого корабля «Союз», и к концу 1977 г. был готов первый летный образец. Запуск корабля «Прогресс-1» состоялся сорок лет назад — 20 января 1978 г., а 22 января 1978 г. была выполнена автоматическая стыковка ТГК к орбитальной станции «Салют-6», положившая начало многолетней успешной эксплуатации первого в мире грузового корабля. К настоящему моменту все штатно выведенные на орбиту корабли «Прогресс» были состыкованы с орбитальными станциями, выполнив программу доставки грузов. Успешной эксплуатации ТГК «Прогресс» способствовали разработанные методы управления их полетами, которые позволили надежно решать задачи выполнения транспортных операций даже при возникновении нештатных ситуаций. Начиная с 1978 г., в программы полета многих грузовых кораблей к станциям «Салют», «Мир» и Международной космической станции включались космические эксперименты и исследования. Для проведения экспериментов с помощью ТГК были разработаны новые методы и технологии. Они позволили осуществлять запуск спутников на более высокие орбиты, изучать Землю и ее атмосферу и решать многие другие исследовательские задачи. Предложенные методы также обеспечили заданный уровень микроускорений на ТГК «Прогресс», необходимый для проведения экспериментов в области микрогравитации.

Ключевые слова: транспортный грузовой корабль «Прогресс», орбитальная станция, программа полета, методы управления, технологии проведения экспериментов.

 

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИЯ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Авершьев А.С., Бобылев С.С., Фалин К.А.
Процедура проведения уточненной верификации подробных конечноэлементных моделей конструкций ракетно-космической техники для анализа динамических нагружений в полете на примере транспортного грузового корабля «Прогресс МС»

Описанная в данной статье процедура проведения верификации подробных конечно-элементных моделей конструкций изделий ракетно-космической техники (космических аппаратов, ракет-носителей и т. п.), расширяет возможности их верификации по результатам модальных испытаний, так как включает в себя дополнительные этапы уточнения параметров моделей, в т. ч. и по результатам фактических измерений при эксплуатации конструкций. В процессе верификации уточняются жесткостные характеристики моделей элементов конструкций и динамические характеристики конструкций. Такая процедура проведения верификации позволяет получить качественно лучшие модели, учитывающие фактические условия эксплуатации конструкций. Верифицированные таким образом модели могут быть использованы для проведения анализа динамического нагружения конструкций с высокой степенью точности, а также для восстановления фактического динамического поведения при эксплуатации.

Ключевые слова: космический аппарат, ракета-носитель, анализ динамического нагружения, подробная конечно-элементная модель, верификация, модальные испытания, динамические характеристики, жесткостные характеристики.

 

Аккуратов И.Л., Алямовский А.И., Виноградов А.С., Герасимова Т.И., Земцова Е.В., Кириллов С.В., Копыл Н.И., Магжанов Р.М., Сеньковский А.Н., Соколова С.П., Щербаков Э.В.
Результаты исследований свойств углепластиков на основе различных полимерных связующих, перспективных для изготовления конструкций космической техники

Для изготовления высоконагруженных конструкций космической техники (силовой каркас лобового теплозащитного экрана, аэродинамическая оболочка, корпус двигательного отсека и гермозамкнутый обитаемый отсек) выбраны композиционные материалы — углепластики, имеющие высокие удельные характеристики прочности и жесткости в сравнении с традиционными конструкционными материалами. В настоящей статье приведены результаты экспериментальных исследований углепластиков на основе различных углеродных наполнителей и полимерных связующих: ПСБ250/А, ПСБ250/Б, ПСБ250/В, 22500/НИИКАМ-РС, КМКУ-4м.175, КМУ-4Э, КМКУ3.150.Э01. В результате проведенных исследований определены следующие характеристики: физико-механические, теплофизические, оптические, электрофизические, уровень газовыделения в вакууме, степень негерметичности образцов материалов по гелиево-воздушной смеси, параметры безопасного применения, включая токсикологическую и пожарную безопасность и микробиологическую стойкость. Эти характеристики необходимы для проектного расчета указанных выше конструкций.

Ключевые слова: углепластик, связующие, конструкции из углепластиков, гермозамкнутый обитаемый отсек, композиционные материалы.

 

ПРОЧНОСТЬ И ТЕПЛОВЫЕ РЕЖИМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Ставицкий И.Б., Рябцева А.В., Каминская В.С.
Определение рациональных режимов электроэрозионной обработки титанового сплава ВТ14 на основе решения тепловой задачи о перемещении границы фазового превращения материала

В статье представлены результаты теоретических исследований обрабатываемости титанового сплава методом электроэрозионной обработки, основанные на решении тепловой задачи о перемещении границы фазового превращения материала. Приведено описание компьютерной программы для решения названной тепловой задачи. Предложена методика определения рациональных режимов электроэрозионной обработки титанового сплава ВТ14 и даны рекомендации по их назначению. Определены минимальные плотность теплового потока и время его действия, необходимые для реализации процесса электроэрозионной обработки титанового сплава ВТ14. Установлена зависимость минимальной длительности импульса теплового потока, при которой возможна электроэрозионная обработка титанового сплава ВТ14, от плотности теплового потока. Определены максимальная длительность импульса действующего теплового потока, вызывающая наибольший съем сплава ВТ14 за один импульс; эффективная длительность теплового потока, обеспечивающая максимальную производительность процесса электроэрозионной обработки титанового сплава ВТ14.

Ключевые слова: электроэрозионная обработка, тепловая задача, плотность теплового потока, длительность электрического импульса, титановый сплав ВТ14, режимы электроэрозионной обработки, обрабатываемость сплава ВТ14.

 

ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Киренков В.В., Микитенко В.Г., Сирош А.Н.
Определение фактических значений удельного импульса маршевых двигателей разгонных блоков ДМ как типовая обратная задача

Одним из важнейших параметров средств выведения (в т. ч. и разгонных блоков ДМ), подлежащих определению по результатам летных испытаний, является параметр Руд — фактическое значение удельного импульса маршевой двигательной установки. Значимость этого параметра обусловлена тем, что, с одной стороны, от него зависит выполнение требований тактико-технического задания по массе выводимого полезного груза, а с другой — он является одним из основных диагностических характеристик двигательных установок. Традиционным, наиболее распространенным методом решения такой задачи в условиях, когда невозможны прямые измерения этого параметра, является использование классической формулы Циолковского с привлечением данных массово-весового анализа. Практика показывает, однако, что такой метод из-за невысокой достоверности последних не обеспечивает требуемых точностей оценки Руд, а в ряде случаев вообще оказывается неприменимым. В настоящей статье показано, как использование особенностей механики тел переменной массы позволяет решить такую задачу. Это достигается постановкой классической обратной задачи, где массовые характеристики воспринимаются не в качестве исходных данных, а как возмущающие, относительно расчетных, факторы. Рассмотренная методология — составление и решение обратных задач — может быть рекомендована и для других подобных задач оценки результатов испытаний, когда невозможны прямые измерения контролируемых параметров. Она применялась для оценки Руд для блоков, аналогичных ДМ, а также параметров другого физического смысла, по которым при имеющемся составе измерений оказалось возможным сформулировать обратную задачу.

Ключевые слова: разгонный блок, массовые характеристики, удельный импульс, обратная задача.

 

ДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА, УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Салмин В.В., Старинова О.Л., Четвериков А.С., Брюханов Н.А., Хамиц И.И., Филиппов И.М., Лобыкин А.А., Бурылов Л.С.
Проектно-баллистический анализ транспортных операций космического буксира с электроракетными двигателями при перелетах на геостационарную орбиту, орбиту спутника Луны и в точки либрации системы Земля – Луна

Проведен проектно-баллистический анализ перелетов электроракетного буксира с солнечной энергоустановкой с низкой околоземной орбиты на геостационарную, низкую окололунную орбиты и в точки либрации с возвращением на опорную орбиту. Расчеты проводились для диапазона проектных параметров буксира, которые выбирались путем варьирования скорости истечения (удельного импульса) рабочего тела. Учитывалось, что тяговый КПД реальных двигателей изменяется в зависимости от рабочего режима и обычно увеличивается с увеличением скорости истечения. Солнечная энергоустановка рассматривалась в двух вариантах: на основе существующих фотоэлектрических преобразователей с КПД 28%; на основе перспективных фотоэлектрических преобразователей с КПД до 40%. Проведенный анализ показал принципиальную возможность эффективного использования для транспортных операций в системе Земля – Луна электроракетного буксира с солнечной энергетической установкой мощностью порядка 400 кВт.

Ключевые слова: проектно-баллистический анализ, транспортные операции, проектные параметры, космический буксир, электроракетный двигатель, геостационарная орбита, орбита спутника Луны, точки либрации.

 

Межин В.С., Обухов В.В.
Разработка и экспериментальное подтверждение динамической конечноэлементной модели солнечной батареи в конфигурации участка выведения, учитывающей влияние воздушной среды

В процессе старта ракеты-носителя космический аппарат и его оборудование подвергаются интенсивному вибрационному и акустическому воздействию. Анализ реакции конструкции оборудования, обладающего малой массой при больших площадях составляющих его элементов (в частности, солнечных батарей в сложенном состоянии), на такое воздействие является весьма актуальным и проводится во многих аэрокосмических компаниях. Целью данной работы является разработка и экспериментальное подтверждение динамической конечно-элементной модели конструкции солнечной батареи, учитывающей влияние воздушной среды на этапе выведения на орбиту Земли в составе космического аппарата. Реализация поставленной цели осуществлена на примере одной из солнечных батарей для космических аппаратов разработки РКК «Энергия». Приводится краткое описание математической (динамической) конечно-элементной модели конструкции солнечных батарей в конфигурации участка выведения, учитывающей влияние воздушной среды. Экспериментальное подтверждение (верификация) динамической модели солнечных батарей осуществлено с использованием амплитудно-частотных характеристик, определенных при проведении вибропрочностных испытаний солнечных батарей на вибростенде. Динамическая модель предназначена для использования в расчетах нагрузок для области низких (до 100 Гц) частот. По результатам сравнения расчетных и экспериментальных данных проведен анализ и сделаны выводы о влиянии воздушной среды на динамические характеристики конструкции солнечных батарей.

Ключевые слова: воздушная среда, космический аппарат, солнечная батарея, конечно-элементная динамическая модель, экспериментальное подтверждение (верификация), конечно-элементная модель, амплитудно-частотная характеристика, динамические характеристики конструкции.

 

РОБОТЫ, МЕХАТРОНИКА И РОБОТОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Рассказов Я.В., Яскевич А.В.
Использование цилиндрических конечных элементов в модели угловых деформаций спиральной пружинной ленты амортизатора стыковочного механизма

Заданные свойства демпфирования перспективных стыковочных механизмов космических аппаратов могут быть обеспечены применением элементов амортизации с использованием спиральных ленточных пружин с нелинейной характеристикой жесткости. Существующие приближенные инженерные методики позволяют рассчитать отдельные параметры спиральных пружин постоянной ширины, работающих только в режиме часового механизма, когда момент сопротивления на всем угловом ходе близок к постоянному. Требуемая нелинейная характеристика жесткости может быть реализована только при использовании спиральной пружинной ленты переменной ширины. Для описания формы такой пружинной ленты в данной работе предлагается использовать новые, цилиндрические конечные элементы. Рассматривается алгоритм расчета деформации пружины крутящим моментом. Изменение величины этого момента позволяет определить характеристику жесткости. Описанная модель и алгоритм расчета деформаций ленточной спиральной пружины являются основой для анализа и синтеза параметров пружинных элементов амортизации перспективных стыковочных механизмов.

Ключевые слова: стыковочный механизм космического аппарата, спиральная ленточная пружина, цилиндрический конечный элемент, численный метод расчета деформаций.

 

СКАЧАТЬ НОМЕР
№ 1 (20) январь — март 2018