Русский
На главную Написать письмо Контакты Карта сайта

Аннотации

№ 3 (22) июль-сентябрь 2018

Журнал "Космическая техника и технологии"
№ 3 (22), 2018

Содержание номера

ИННОВАЦИОННЫЕ ТЕХНОЛОГИИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ

Чванов В.К., Судаков В.С. Лёвочкин П.С.
Современные жидкостные ракетные двигатели АО «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко». Состояние программ и перспективы (к 110-летию со дня рождения академика В.П. Глушко)

Рассмотрено состояние программ по разработке мощных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) АО «НПО Энергомаш». НПО Энергомаш ведет свою историю с мая 1929 г., когда под руководством В.П. Глушко было создано подразделение в структуре Газодинамической лаборатории в Ленинграде по разработке ракетных двигателей и ракет. Академик В.П. Глушко был многие годы руководителем этого предприятия, он является основоположником отечественного жидкостного ракетного двигателестроения, выдающимся ученым и конструктором, одним из пионеров ракетно-космической техники, генеральным конструктором системы «Энергия–Буран». Именно для сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия» были разработаны самые мощные в мире ЖРД РД-170, которые стали основой для создания в НПО Энергомаш большого семейства кислородно-керосиновых ЖРД. Представлены краткие результаты выполнения программ разработки и последующей эксплуатации семейства кислородно-керосиновых ЖРД с дожиганием окислительного генераторного газа, созданного на базе ЖРД РД-170/171, разработанных для ракет-носителей «Энергия» и «Зенит». Приведены основные характеристики двигателей РД-170/171, РД-180, РД-191 и РД-181. Рассказано о поставленных задачах по разработке двигателя РД-171МВ для РН «Союз-5» и перспективах дальнейшей эксплуатации и модернизации семейства кислородно-керосиновых ЖРД АО «НПО Энергомаш».

Ключевые слова: жидкостные ракетные двигатели, НПО Энергомаш, академик В.П. Глушко, разработка ракетных двигателей.

 

Безяев И.В., Стойко С.Ф.
Обзор проектов пилотируемых полетов к Марсу

Рассмотрена история некоторых проектов пилотируемых полетов к Марсу в США и нашей стране, описаны особенности конструкции межпланетных кораблей и проведена реконструкция их внешнего облика. Представлены сегодняшние концепции, проекты, планы, перспективы исследования и освоения Марса. Предложены стратегия и задачи первых пилотируемых экспедиций на Марс, возможный облик и характеристики многоразового межпланетного экспедиционного комплекса (включая межпланетный орбитальный корабль, энергодвигательный комплекс, взлетно-посадочный комплекс, корабль доставки и возвращения экипажа), способного выполнять задачи по пилотируемым исследованиям межпланетного пространства от Венеры до Марса, включая Луну, спутники Марса и астероиды, с учетом современных требований по обеспечению безопасности и относительно низкой стоимости межпланетного комплекса. Предложен к рассмотрению вариант многоразового межпланетного комплекса с использованием жидкостной ракетной двигательной установки и аэрозахвата в атмосферах планет.

Ключевые слова: пилотируемая экспедиция к Марсу, история проектов пилотируемых межпланетных кораблей, межпланетный экспедиционный комплекс, аэрозахват в атмосферах планет.

 

АЭРОДИНАМИКА И ПРОЦЕССЫ ТЕПЛООБМЕНА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Салосина М.О.
Оптимизация многослойного теплозащитного экрана солнечного зонда

Рассматривается задача оптимального выбора толщин слоев многослойного теплозащитного покрытия минимальной массы с учетом ограничений на допустимые температуры на границах слоев. Для решения оптимизационной задачи используется вычислительная схема, объединяющая метод спроектированного лагранжиана с квадратичной подзадачей и метод штрафной функции. Метод штрафной функции, характеризуемый большой областью сходимости, обеспечивает поиск хорошего начального приближения для метода спроектированного лагранжиана, обладающего отличными свойствами локальной сходимости. В качестве примера использования разработанного алгоритма и соответствующего программного обеспечения рассматривается задача выбора оптимальных толщин слоев теплозащитного экрана солнечного зонда, подвергающегося в процессе эксплуатации высокоинтенсивным радиационным тепловым нагрузкам. Приведены основные характеристики высокотемпературных материалов, представляющих интерес для использования в конструкции экрана солнечного зонда, и результаты расчета толщин двухслойного экрана с учетом зависимости теплофизических свойств материалов слоев от температуры и излучения с нагретой поверхности экрана.

Ключевые слова: солнечный зонд, тепловая защита, многослойный экран, оптимальное проектирование.

 

ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИЯ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Жихарев Д.Ю.
Концепция оптимизации экрана для защиты оборудования космического аппарата от источников электромагнитных помех в ближней зоне излучаемого поля

В статье рассматривается концепция оптимизации конструкционных параметров электромагнитных экранов с целью защиты чувствительного бортового оборудования космического аппарата от мощных электромагнитных помех в ближней зоне излучения. Цель оптимизации — подбор геометрических параметров экрана и материалов изготовления для достижения необходимой эффективности экранирования при наименьших экономических затратах. Описан метод моделирования источников электромагнитных помех в виде эквивалентных генераторов и излучаемых ими полей. Данный метод основан на использовании измерений напряженности поля от реальных бортовых приборов, что существенно повышает точность моделей. Представлен метод расчета электрической составляющей электромагнитного поля, генерируемого источником, в ближней зоне. Рассмотрен метод расчета проникающего электрического поля сквозь экран. Представлен алгоритм получения исходных данных для оптимизации параметров экранов для мощных источников электромагнитных помех на борту космического аппарата.

Ключевые слова: космический аппарат, электромагнитная совместимость, экранирование, моделирование, электрическое поле, напряженность поля.

 

ПРОЧНОСТЬ И ТЕПЛОВЫЕ РЕЖИМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Авершьева А.В., Бобылев С.С., Межин В.С.
Опыт верификации параметров нагружения силовой конструкции корпуса и оборудования космического аппарата

Одной из важнейших задач, которые должны быть решены в процессе проектирования и создания объектов космической техники, является динамический анализ нагрузок. Результатом такого анализа для космических аппаратов является определение параметров нагружения (внутренних усилий, моментов и ускорений) для силовой конструкции корпуса, а также отдельных компонентов конструкции космических аппаратов, таких как солнечные батареи, рефлекторы антенн, топливные емкости и другие элементы оборудования. В статье обобщается опыт верификации параметров нагружения силовой конструкции корпуса и оборудования одного из разработанных РКК «Энергия» космического аппарата с переходной фермой. При разработке обобщенной конечноэлементной модели рассматриваемый объект исследования условно разделен на парциальные конструкции. Для каждой парциальной конструкции разработана индивидуальная конечноэлементная модель. Верификация парциальных динамических моделей проведена на основе результатов модальных и/или вибропрочностных (на этапе определения амплитудно-частотных характеристик) испытаний. Верифицированные парциальные модели с использованием метода синтеза парциальных динамических характеристик объединены в обобщенную конечноэлементную модель. По результатам анализа связанных нагрузок, проведенного организацией – разработчиком ракеты-носителя, определены нагрузки в основных интерфейсах корпуса космического аппарата, а также условные спектры эксплуатационных перегрузок в узлах крепления основных агрегатов навесного оборудования.

Ключевые слова: анализ связанных нагрузок, параметры нагружения, парциальная конечноэлементная модель, обобщенная конечноэлементная модель, верификация, модальные испытания, вибропрочностные испытания, метод синтеза, спектры перегрузок, агрегаты навесного оборудования.

 

Топильская С.В., Бородулин Д.С., Корнюхин А.В.
Обеспечение стойкости к механическим воздействиям малогабаритного гироскопического измерителя вектора угловой скорости

В статье представлен малогабаритный гироскопический измеритель вектора угловой скорости (МБИС) разработки и изготовления НИИ ПМ имени академика В.И. Кузнецова на базе динамически настраиваемого гироскопа с газодинамической опорой. В статье даны общие технические характеристики гироскопического прибора (габаритно-массовые параметры, точность измерения, количество измерительных осей, ресурс работы, энергопотребление и т. д.). В работе представлены преимущества и недостатки выбранного гироскопа (динамически настраиваемого) в качестве чувствительного элемента. Преимуществами данного выбора являются средняя точность измерения прибора при небольших габаритно-массовых характеристиках и длительный ресурс работы. Недостаток — необходимость применения специальных систем в составе гироскопических приборов (типа МБИС), предназначенных для защиты чувствительных элементов от внешних механических воздействий, возникающих при выведении ракетой-носителем космического аппарата. В статье изложены основные принципы обеспечения стойкости к таким воздействиям. Приведена универсальная расчетная модель системы амортизации прибора. Представлены теоретические результаты моделирования и практические результаты натурных механических испытаний прибора МБИС. Практический результат работы состоит в создании универсальной расчетной модели системы амортизации прибора МБИС на основе теоретических изысканий и результатов практической отработки. Универсальная расчетная модель позволяет выбирать конструктивные параметры системы амортизации прибора на этапе проектирования приборов, не проводя доработок опытных образцов.

Ключевые слова: гироскопический измеритель, стойкость прибора, механические воздействия

 

ТЕПЛОВЫЕ, ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
И ЭНЕРГОУСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Макарова Е.Ю., Сазонов В.В., Хамиц И.И.
Сравнительный анализ расчетной и экспериментальной производительности солнечных батарей орбитального космического аппарата на примере служебного модуля Российского сегмента МКС

Представлен сравнительный анализ расчетной и экспериментальной производительности солнечных батарей служебного модуля Российского сегмента Международной космической станции (МКС). Расчет выполнен с использованием специального программного обеспечения, учитывающего эффект частичного затенения солнечных батарей конструктивными элементами МКС. Алгоритм программного обеспечения предусматривает определение светотеневой картины на солнечных батареях методом трассировки лучей с последующим вычислением электрического тока путем решения уравнений баланса напряжения. В качестве исходных данных использованы трехмерная компьютерная модель МКС, параметры орбиты, ориентации станции и подвижных элементов; вольтамперные характеристики фотоэлектрических преобразователей и блокирующих диодов. Проведен сравнительный анализ расчетных графиков показаний телеметрических датчиков, анализ выполнен для моментального и интегрального тока солнечных батарей. В результате выделены следующие факторы, влияющие на точность расчета: упрощение расчетной геометрической модели, засветка солнечных батарей отраженным от Земли светом, а также невозможность точного учета ориентации затеняющих элементов МКС (солнечных батарей и радиаторов Американского сегмента) из-за ее зависимости от текущей потребности МКС в электроэнергии. Выполнена оценка погрешности расчета, даны рекомендации о применении программного обеспечения, показаны пути совершенствования методики расчета.

Ключевые слова: расчет солнечных батарей космических аппаратов, трехмерная модель МКС, вольтамперные характеристики фотоэлектрических преобразователей, телеметрическая информация Российского сегмента МКС.

 

Ермилов В.А., Казанкин Ф.А., Потабачный Л.А., Емлин Р.В., Морозов П.А.
Исследование влияния внешнего магнитного поля на величину тяги высоковольтного наносекундного импульсного плазменного двигателя

В работе представлены результаты измерения импульса тяги макета импульсного плазменного двигателя при воздействии внешнего магнитного поля на область разряда. Источником напряжения для макета двигателя служит генератор импульсов с магнитным накопителем энергии на 1 Дж и полупроводниковым обострителем тока. Длительность импульса напряжения составляет 60 нс при амплитуде 250 кВ. Приложенное магнитное поле сонаправлено с электрическим полем в разрядном промежутке, достигая 8 мТл в области протекания разряда. Измерения импульса тяги показывают, что при наличии магнитного поля он возрастает с 1,7 до 2,3 мкН·с. Оценки показывают, что в данных экспериментальных условиях электроны в разряде являются замагниченными. Это приводит к увеличению температуры и степени ионизации плазмы, что обусловливает увеличение импульса тяги. Таким образом, параллельное разряду магнитное поле является фактором, способным повысить рабочие характеристики импульсных плазменных двигателей.

Ключевые слова: импульсный плазменный двигатель, наносекундный импульсный разряд, магнитное поле.

 

РОБОТЫ, МЕХАТРОНИКА И РОБОТОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Яскевич А.В.
Алгоритмы определения параметров контактов при моделировании стыковки и причаливания космических аппаратов

Стыковка или причаливание космических аппаратов реализуется с использованием активного и пассивного агрегатов, направляющие поверхности которых обеспечивают уменьшение их относительных боковых и угловых рассогласований в процессе сближения. Сложные формы этих поверхностей уменьшают число степеней свободы и объем относительного движения в процессе сближения соединяемых агрегатов. Эти поверхности не являются произвольными и представляют собой наборы геометрических элементов, которые описываются уравнениями от первого до четвертого порядка. Эта особенность учтена при разработке способов описания поверхностей и в алгоритмах определения параметров их контакта. Элементы поверхностей представляются единичными геометрическими примитивами или их упорядоченными множествами. Для каждой пары примитивов разработан алгоритм оценки возможности контакта и расчета его параметров на основе простых аналитических выражений. Элемент поверхности в виде усеченного конуса, цилиндра, тора или их фрагментов представляется упорядоченным множеством геометрических примитивов более низкого порядка, а для определения возможности контакта применяется алгоритм дихотомии, на каждой итерации которого используются аналитические решения. Все вышеупомянутое обеспечивает моделирование процессов стыковки и причаливания в реальном времени.

Ключевые слова: космический аппарат, стыковка, причаливание, контактное взаимодействие, параметры контакта.

 

СИСТЕМНЫЙ АНАЛИЗ, УПРАВЛЕНИЕ И ОБРАБОТКА ИНФОРМАЦИИ

Семена Н.П.
Встраивание математической тепловой модели российского приборного комплекса ACS в общую модель европейского космического аппарата TGO миссии ExoMars

В статье на примере проекта ExoMars показано, что проблема сопряжения математических тепловых моделей приборов при их объединении в общий приборный комплекс решается за счет использования узлового метода моделирования, основанного на методе графов. Несмотря на свою простоту, узловые математические тепловые модели имеют ряд преимуществ, делающих их незаменимыми для моделирования тепловых режимов космических устройств. Данный метод был применен для встраивания тепловой модели российского прибора ACS в модель европейского приборного комплекса ExoMars. Сравнение результатов математического моделирования и телеметрических данных температур ACS показывает, что ошибки моделирования узловым методом могут быть снижены до уровня, позволяющего использовать узловые модели в качестве основных расчетных инструментов для космических устройств.

Ключевые слова:

 

Глебов И.В. Коган И.Л.
Об адекватности имитационной модели функционирования системы переработки диоксида углерода обитаемых космических объектов

Статья посвящена рассмотрению вопросов подтверждения адекватности имитационной модели функционирования вновь разрабатываемой системы переработки диоксида углерода (СПДУ). Приведено обоснование критерия адекватности имитационной модели. Для проверки адекватности имитационной модели выполнено сравнение результатов вычислительных экспериментов с данными, полученными при испытаниях конструкторско-технологического макета СПДУ. Критерии проверки гипотез об однородности выборок разных серий измерений представляют собой задачи статистического анализа. Для оценки результатов вычислительных экспериментов проведено сравнение средних значений выборок и рассеяний (дисперсий) с результатами, полученными при испытаниях конструкторско-технологического макета СПДУ. Представлен сравнительный анализ экспериментально полученных значений основного показателя назначения системы — «выход по воде» с результатами вычислительных экспериментов.

Ключевые слова: имитационная модель, критерий адекватности, система переработки диоксида углерода, статистический анализ, показатель назначения.

 

СКАЧАТЬ НОМЕР
№ 3 (22) июль — сентябрь 2018