Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение

Предлагается методика для оптимизации компоновки бортовой аппаратуры в отсеках космических аппаратов по критерию минимума массы бортовой кабельной сети. Цель работы заключается в создании единой методики размещения приборов и проверки выполнения технических требований. Приведены методические выкладки, касающиеся учёта подключений приборов между собой и с прочими элементами систем, а также предварительной оценки массы бортовой кабельной сети, как задачи вариационного исчисления с элементами топологической оптимизации. Представлен алгоритм размещения приборов на основе схемы их подключений с возможностью контроля выполнения эргономических, монтажных, габаритных, массо-центровочных требований к компоновке. Тестирование проведено на примере космического аппарата с отсеком цилиндрической формы. Оно было организовано в несколько этапов, чтобы проследить изменение массы бортовой кабельной сети при смещениях приборов для выполнения эргономических, монтажных, габаритных требований. Результаты тестирования позволили усовершенствовать процедуры определения координат размещения приборов с заданным положением и значений габаритных зазоров, а также сравнить полученную массу кабелей с данными из статистики.

Рассматривается пример практического использования методики многодисциплинарной оптимизации параметров облика летательных аппаратов самолётного типа в виде решения задачи модификации двух существующих летательных аппаратов с характеристиками, представленными в открытых источниках. Исследована сходимость задачи оптимизации. Приводятся результаты валидации математических моделей аэродинамики путём сравнения с экспериментом, проведена оценка достоверности вычисления целевой функции на примере решения прямой задачи расчёта взлётной массы и лётно-технических характеристик самолётов-прототипов и сравнения результатов с их реальными характеристиками. Предложена методика продольной балансировки летательных аппаратов самолётного типа с двумя несущими поверхностями при оптимизации параметров.

Целью работы является разработка и описание нового метода испытаний электронной аппаратуры космических аппаратов. Обоснована актуальность разработки новых методов и средств испытаний бортовой электронной аппаратуры космических аппаратов на основе намеренного внесения неисправностей с целью проверок алгоритмов живучести. Показано, что проведение таких испытаний позволяет повысить полноту контроля и надёжность бортовой электронной аппаратуры космических аппаратов при одновременном сокращении затрат на испытания. Метод испытаний программного обеспечения космических аппаратов на основе внесения неисправностей применён для решения частной задачи проверок режимов ориентации и стабилизации. Предложенный метод позволяет разрабатывать полунатурные модели бортовой электронной аппаратуры повышенной адекватности и реконфигурируемости за счёт применения в качестве основы аппаратно-программных комплексов программируемые логические интегральные схемы. Метод реализован на аппаратно-программных средствах наземного отладочного комплекса бортовой электронной аппаратуры и отличается возможностью имитации широкого спектра бортовой электронной аппаратуры, низкой стоимостью и мобильностью. Все описанные в статье технические решения внедрены в производственный процесс при создании современных космических аппаратов связи, радионавигации и геодезии.

Представлена модель для анализа процесса взаимодействия лазерного излучения и металлопорошковой композиции в процессе прямого лазерного выращивания крупногабаритных камер сгорания газотурбинных двигателей. Металлопорошковая композиция подаётся в зону плавления коаксиально с лазерным излучением. Задача состоит в том, чтобы полностью расплавить порошок лазерным излучением до его попадания в ванну расплава на платформе построения. Лазерное излучение поглощается по мере прохождения через газопорошковую струю, его энергия также используется для расплавления платформы построения или предыдущего слоя. Таким образом, для определения параметров технологического режима, обеспечивающего расплавление порошинок, необходимо определить границы параметров, при которых происходит полное расплавление каждой частицы металлопорошковой композиции в газопорошковой струе. Для моделирования теплообмена внутри частицы использовался закон поглощения лазерного излучения Бера – Ламберта с применением метода сосредоточенных параметров. Необходимая энергия для расплавления порошкового материала определялась через энтальпию. Полученное одномерное дифференциальное уравнение приращения энтальпии решено численно методом Эйлера. С помощью разработанной модели определено расстояние от точки начала взаимодействия лазерного луча с металлопорошковой композицией до зоны её полного расплавления, и исследовано влияние скорости газопорошковой струи, мощности лазерного излучения, насыпной плотности металлопорошковой композиции и среднего радиуса порошинок на расстояние до зоны полного расплавления.

Одним из путей повышения эффективности камеры ракетного двигателя является обеспечение работы нерегулируемого сопла на расчётном режиме во всём диапазоне высот функционирования двигателя. В работе представлены результаты натурного эксперимента макета кольцевого сопла с плоским центральным телом. Целью эксперимента являлась оценка эффективности по величине удельного импульса кольцевого сопла с плоским центральным телом в сравнении с соплом Лаваля. Испытания проводились на «горячем» стенде кафедры «Двигатели и энергоустановки летательных аппаратов» БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. В качестве рабочего тела использовался генерируемый высокотемпературный парогаз, эксперимент проводился в земных условиях. В ходе испытаний на стенде в автоматизированном режиме регистрировались показания режимных параметров работы (давление, массовые расходы, тяга, соотношение компонентов). Изменение параметров осуществлялось путём перенастройки соответствующих элементов пневмогидравлической системы. По результатам испытаний была осуществлена оценка эффективности кольцевого сопла с плоским центральным телом в сравнении с соплом Лаваля, а также произведено сравнение значений экспериментальных данных с теоретически ожидаемыми. Приведённые в статье результаты могут быть использованы для продолжения исследований с целью усовершенствования существующих конструкций сопел широкодиапазонных ракетных двигателей.

Представлена аналитическая модель гасителя пульсаций давления для трубопроводных систем обобщённой структуры, полученная с помощью метода четырёхполюсников. Данная модель получена в сосредоточенных и в распределённых параметрах. Учёт распределённости параметров проведён для центрального инерционного канала гасителя введением в аналитическую модель вместо матрицы инерционного сопротивления матрицы для распределённого элемента. В программе Ansys разработана конечно-элементная параметрическая модель двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа. Пульсационные процессы в гасителе смоделированы с помощью акустического анализа. По трём моделям проведён расчёт частотнозависимых коэффициентов матрицы передачи гасителя с помощью трёх численных экспериментов, в которых используется участок трубопроводной системы, для которого динамические характеристики известны заранее. Рассчитаны характеристические параметры двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа: волновые (характеристические) сопротивления на входе и на выходе и коэффициент собственного затухания. Расчёт проведён с использованием аналитических и конечно-элементных моделей. Разработан однокаскадный гаситель колебаний давления, с регулируемыми параметрами, позволяющий изменять сопротивления жиклёров и резонансных трубок, длину центрального канала и ёмкость расширительной полости. Для разработанного однокаскадного гасителя колебаний проведено сравнение собственных характеристик, рассчитанных по аналитической модели и по результатам экспериментальных исследований.

Приведены методика и результаты моделирования внутренних процессов распыла и горения в дозвуковой части камеры жидкостного ракетного двигателя для номинального режима работы в трёхмерной постановке в программе «ANSYS Fluent». Использовался редуцированный механизм химических реакций z77 для моделирования процесса горения. Процесс распыла жидких компонентов топлива (керосин Т-1 и кислород) центробежными однокомпонентными форсунками моделировался с использованием модели дискретных фаз. Полученные результаты (давление, температура и скорость) сравнивались с данными стендовых испытаний и проектным термогазодинамическим расчётом с учётом влияния смесеобразования по методике Ивлева, в результате чего расхождение данных по основным характеристикам не превысило 8%. Следовательно, методика, использованная в данной работе, может быть применена для моделирования процессов распыла и горения жидких компонентов топлива (керосина Т-1 и кислорода) в жидкостном ракетном двигателе.

Разработан датчик давления с пьезоэлектрическим чувствительным элементом для информационно-измерительной системы технического состояния ракетного двигателя. Теоретическим и экспериментальным путём получены основные технические характеристики пьезоэлементов лабораторных образцов. Для анализа микроструктуры материала пьезоэлементов были изготовлены шлифы. При анализе фотографий шлифов установлено, что структура пьезоматериала плотная, поры мелкие, равномерно распределённые по объёму. Разработан и испытан лабораторный макет технологического оборудования для плазменной модификации шихты на основе свинцовых и бессвинцовых компонентов.