Том 18, № 3 (2019)

Представлено аналитическое решение задачи определения параметров движения центра масс орбитального объекта по результатам измерений, проводимых с помощью оптической системы космического робота, который находится на орбите, компланарной орбите орбитального объекта. В качестве исходных параметров, которые измеряются бортовой оптической системой космического робота, выбраны угловое положение линии визирования «космический робот – орбитальный объект» и угловая скорость этой линии в подвижной орбитальной системе координат космического робота, которые, наряду с известными параметрами орбиты космического робота, используются для решение задачи определения параметров движения центра масс орбитального объекта. При решении данной задачи введены допущения о центральном гравитационном поле Земли, компланарности орбит космического робота и орбитального объекта, отсутствии влияния атмосферы, притяжения Луны и давления солнечного ветра на движение космического робота и орбитального объекта, отсутствии погрешностей результатов измерений бортовой оптической системы космического робота. Получены аналитические выражения для определения неизвестных параметров движения центра масс орбитального объекта. Представленные результаты могут быть использованы для разработки методов, позволяющих автономно определять параметры орбиты неизвестных орбитальных объектов с использованием бортовых оптических средств космического робота.

Приводятся результаты теоретического и экспериментального исследования прототипа двигательной установки, предназначенной для проведения периодической коррекции орбиты низковысотных научно-образовательных наноспутников. Для этих целей прототип двигательной установки должен обеспечить суммарную характеристическую скорость не менее 20 м/с для наноспутника формата 3U с массой, не превышающей 4,5 кг. При выборе проектного облика учитывались требования по обеспечению безопасности персонала и окружающей среды в процессе испытаний и эксплуатации двигательной установки, возможности попутного запуска ракетой-носителем семейства «Союз», а также с борта Международной космической станции. Разработана электротермическая двигательная установка, для которой в качестве рабочего тела была выбрана «незамерзающая» смесь дистиллированной воды с этиловым спиртом. Показано, что при введении в схему электропитания импульсных накопителей энергии и выделения в циклограмме полёта наноспутника достаточного времени для их заряда, стандартная бортовая система электропитания обеспечивает выдачу одного корректирующего импульса тяги за виток полёта с изменением величины скорости полёта на 0,1 м/с. Изготовленный опытный экземпляр двигателя испытан в атмосфере с укороченными «атмосферными» соплами на «безмоментном» подвесе с использованием высокоскоростной видеоаппаратуры. Измеренная величина тяги соответствовала расчётной и составляла 44 мН.

Представлен метод расчёта с использованием газодинамических функций параметров детонации в одномерном потоке идеального газа за ударной волной, распространяющейся по химически активной горючей смеси в канале постоянного сечения, в котором равнодействующая нормальных сил давления, действующих на его боковую поверхность, равна нулю. Стабилизация ударной волны обеспечивается наступлением теплового кризиса при подводе теплоты сгорания горючей смеси к газу за волной. При этом значение приведённой скорости продуктов сгорания равно критическому. Решение уравнения полного импульса с учётом показанных выше особенностей течения потока в канале постоянного сечения устанавливает однозначную связь приведённой скорости стационарной ударной волны со степенью повышения температуры газа за ней, что даёт возможность определить все параметры детонации. Ударная волна может быть инициирована взрывом взрывчатого вещества и несёт в себе огромный энергетический заряд. Показано, что ударная волна может быть получена только в том случае, если источник слабых возмущений сам движется со сверхзвуковой скоростью. Показано, что за скачком уплотнений очень сильно уменьшается полное давление и растёт энтропия из-за волновых потерь, но при этом существенно возрастает статическое давление. Дано объяснение этому явлению. Выведена формула для расчёта степени повышения температуры газа как функции приведённой скорости ударной волны, теплоты сгорания горючей смеси и коэффициента использования теплоты, который характеризует диссоциацию продуктов сгорания и потери теплоты через стенку канала при заданных начальных условиях. Достоверность метода расчёта детонации подтверждена экспериментально. Работа актуальна для оценки эффективности детонационного двигателя.

Несмотря на то, что авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) достигли высокой степени совершенства, требования по повышению их эффективности постоянно возрастают. Снижение удельного расхода топлива и удельной массы силовой установки позволяет улучшить лётно-технические характеристики летательного аппарата. Одним из эффективных средств снижения удельного расхода топлива и получения высокой тепловой эффективности ГТД является применение регенерации тепла. Поэтому интерес к ней сохраняется на протяжении всего периода развития газотурбинных двигателей. Однако применение регенерация тепла в авиационных ГТД сталкивается с противоречием: с одной стороны, регенерация тепла позволяет уменьшить удельный расход топлива, а с другой – увеличивает массу силовой установки за счёт наличия регенератора. Причём с ростом степени регенерации удельный расход топлива уменьшается, а масса силовой установки растёт. Для получения необходимого эффекта следует одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса двигателя, и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата. Для этого необходимо иметь математическую модель оценки массы высокоэффективного регенератора авиационного назначения. Приводится разработанная математическая модель расчёта массы компактного пластинчатого теплообменника, применяемого для увеличения эффективности авиационного газотурбинного двигателя за счёт подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания, горячим газом за турбиной. Выбраны рациональная схема относительного движения рабочих сред в теплообменнике, оптимальный тип пластинчатой поверхности теплопередачи с точки зрения минимизации массы теплообменника и гидравлических потерь в воздушном и газовом каналах. На основании расчётного алгоритма для выбранного типа поверхности определена зависимость удельной массы теплообменника от степени регенерации при различных скоростях истечения газа сопла. Для оценки достоверности полученной модели проведён сравнительный анализ влияния степени регенерации на удельную массу теплообменника, выполненный на основании сравнения результатов расчётов по разработанной модели с данными других авторов и с данными по созданным регенераторам.

В последнее время с целью разработки высокопрочных лёгких заполнителей трёхслойных конструкций для многофункционального применения создано большое количество ферменных структур, в том числе пирамидальных и тетраэдральных ферменных заполнителей. Разрабатывается новая ферменная структура для применения в качестве заполнителя для трёхслойных конструкций. Х-образный заполнитель состоит из дискретных элементарных ячеек в форме песочных часов, образованных соединением «паз-паз» двух плоских Х-образных ферменных элементов, изготовленных резкой металлического листа. С целью определения рациональных геометрических параметров элементарной ячейки Х-образного заполнителя предлагается строить диаграммы зависимости относительной плотности от угла наклона стержней для необходимых значений обобщённых критических напряжений при сжатии и поперечном сдвиге и обобщённых жёсткостей на сжатии и поперечном сдвиге элементарной ячейки Х-образного заполнителя. Полученные результаты показывают, что при одинаковых механических характеристиках относительная плотность рационального Х-образного заполнителя меньше относительной плотности рациональных пирамидальных и тетраэдральных заполнителей.

Решается задача обоснования архитектуры интерактивной информационной модели процесса подготовки ракеты космического назначения (РКН) к пуску. Актуальность исследований обусловлена сложностью и высокой динамикой процесса подготовки РКН к пуску, а также последними достижениями в области информационного моделирования и теории поддержки принятия решений. Целью исследований является повышение ситуационной осведомлённости лица, принимающего решение при управлении процессом подготовки РКН к пуску. Проведён анализ процесса формирования ситуационной осведомлённости как составной части процесса принятия решений, на основании которого впервые предложена модель показателя эффективности формирования ситуационной осведомлённости. Разработана модель оценивания эффективности исследуемого процесса на базе математического аппарата теории непрерывных цепей Маркова. Представлены результаты численных экспериментов, подтверждающих адекватность модели и позволяющих сформулировать количественные требования к процессу формирования ситуационной осведомлённости, обеспечивающие его максимальную эффективность. Сформулированы задачи информационной системы, направленные на удовлетворение полученных требований, и разработана архитектура информационной модели процесса подготовки РКН к пуску. Результаты исследований могут быть использованы для обоснования количественных требований к разрабатываемым информационным моделям обстановки на этапе разработки технического задания.

В конструкции авиационных газотурбинных двигателей есть высоконагруженные вращающиеся детали, разрушение которых может приводить к опасным последствиям. Ресурс таких деталей ограничивают с применением расчётных и экспериментальных методов. Расчётные методы назначения ресурса, которые используются без проведения ресурсных испытаний деталей или узлов двигателя, должны быть подтверждены экспериментально. Оптимальным вариантом для верификации расчётных методов определения ресурса является использование результатов циклических испытаний модельных дисков, поскольку они позволяют воспроизвести условия нагружения и состояние поверхности, которые характерны для реальных дисков, а данные об истории нагружения и свойствах материалов позволяют расчётным путём воспроизвести напряжённо-деформированное состояние дисков в условиях испытаний. Показан процесс планирования таких испытаний. Предполагается, что испытания будут проводиться в два этапа – до и после образования трещины малоцикловой усталости. Сформулирован ряд критериев, которым должны удовлетворять геометрия модельных дисков и условиях их нагружения. Исходя из этих критериев, спроектированы модельные диски и выбраны условия их испытаний.

Рассматривается определение деформации ползучести, возникающей за счёт напряжений, действовавших до момента времени t. Описывается явление ползучести при постоянном напряжении. Предлагается метод, позволяющий по двум кривым ползучести материала, обладающего вязкоупругими свойствами и нелинейной зависимостью деформации ползучести от напряжения, определить параметры ядра ползучести Арутюняна, выбранного для описания поведения материала. Определена константа в выражении, описывающем нелинейную зависимость деформации ползучести от напряжения. В качестве исследуемого материала выбран сплав АМг6М, широко используемый в конструкциях аэрокосмических изделий. Испытания проводились на образцах толщиной 3 мм при напряжениях 65 МПа и 156,9 МПа. По результатам испытаний образцов материала получены кривые ползучести. Определив параметры аппроксимации ядра Арутюняна и параметр, входящий в выражение нелинейной зависимости деформации ползучести от напряжения, можно определить величину деформации ползучести материала для произвольных значений напряжения и времени. Сравнение экспериментальных и расчётных кривых ползучести сплава АМг6М подтверждает правильность определения реологических характеристик испытанного материала.