Том 14, № 4 (2015)

Рассматривается фактор байпасности как основа обеспечения живучести космических аппаратов дистанционного зондирования Земли (КА ДЗЗ) при аномальных полётных ситуациях (АПС), связанных с отказами бортовых систем (БС). Живучесть, как комплексное качество, декомпозируется на частные свойства: неуязвимость, адаптивность и восстанавливаемость. Принципы реализации частных свойств в полёте КА базируются не только на конструктивных мероприятиях (например, защита), но и  на управлении техническим состоянием БС. При этом используются  не только встроенные  структурные резервы, но и байпасы на основе других видов ресурсов. Цельюбайпасногоуправления при АПС является обеспечение живучести и целевого функционирования КА ДЗЗ с помощью минимальных дополнительных средств. Для этого применяются обходные пути достижения целей, т.е. байпасы, формируемые  на основе функциональных, информационно-аналитических и естественных ресурсов, присущих БС по определению, и эмерджентных (синергетических) ресурсов, возникающих в результате целенаправленного взаимодействия разнородных частей целого, в частности, совокупности БС в составе КА. Актуальность задачи обеспечения живучести возрастает по мере снижения габаритно-массовых параметров КА ДЗЗ, связанных с ужесточением ограничений и увеличением длительности активного существования при сравнительно высоких требованиях по целевым показателям эффективности (ЦПЭ).  Предлагаются варианты использования доступных видов избыточностей БС для байпасного управления в полёте КА ДЗЗ с учётом изменения ЦПЭ в установленных пределах. Представлены  схемы получения оценок эффективности и живучести как векторных показателей, так и численных оценок на основе байпасов, в том числе опирающихся на показатели и критерии живучести БС.  Показана возможность формирования с их  помощью требований к бортовым системам в обеспечение  живучести КА  в аномальных полётных ситуациях.

В статье рассматривается задача доставки полезного груза в виде спускаемой капсулы на Землю с применением орбитальной тросовой системы. Рассматривается динамический закон управления развёртыванием орбитальной тросовой системы в виде зависимости величины управляющей силы натяжения троса от времени. Показано, что при реализации известной оптимальной (релейной) программы управления силой натяжения троса скорость его выпуска может достигать больших значений. Для уменьшения скорости выпуска троса получена программа управления развёртыванием орбитальной тросовой системы с заданным ограничением на скорость выпуска троса. Для программы управления силой натяжения троса с ограничением на скорость его выпуска выполнено численное моделирование развёртывания орбитальной тросовой системы. Установлено, что введение слишком больших ограничений на скорость выпуска троса не позволяет осуществить доставку полезного груза – спускаемой капсулы – на поверхность Земли. Приведён анализ разброса точек приземления спускаемой капсулы на поверхность Земли, вызванного введением ограничения на скорость выпуска троса.

Исследована эффективность применения принципа минимума управления в решении задачи синтеза системы управления пространственным поворотом космического аппарата на произвольно заданные углы до 180°. Тензор инерции аппарата имеет вид диагональной матрицы. В качестве исполнительных органов системы управления движением вокруг центра масс используются двигатели-маховики, роторы которых параллельны главным центральным осям инерции аппарата. Управляющий момент, развиваемый каждым двигателем-маховиком, пропорционален угловому ускорению его ротора. В качестве показателя оптимальности пространственного поворота приняты энергозатраты на управление, пропорциональные сумме модулей угловых ускорений роторов двигателей-маховиков. Для моделирования невозмущённого движения аппарата вокруг центра масс динамические уравнения Эйлера приведены к рекуррентным соотношениям в конечных разностях. Для использования принципа минимума управления, обеспечивающего минимизацию расхода ресурсов на управление, введена вспомогательная динамическая система, параметры которой выбраны исходя из решения поставленной задачи. Проведено математическое моделирование системы управления пространственным поворотом аппарата на примере малого космического аппарата «Аист-2». Результаты математического моделирования подтвердили эффективность предложенного принципа. По сравнению с традиционным методом управления (разгон, движение с постоянной угловой скоростью, торможение) получена двукратная экономия электроэнергии.

Статья посвящена разработке алгоритмов управления параметрами орбиты стационарного космического аппарата с помощью двигателя малой тяги. Рассматривается управление только плоскими параметрами, определяющими положение геостационарного спутника в плоскости орбиты, а именно, периодом обращения, эксцентриситетом и долготой точки стояния. Сформулирована плоская задача терминального управления геостационарным космическим аппаратом. Принимается, что корректирующий манёвр реализуется за счёт создания малого трансверсального ускорения электрореактивным двигателем малой тяги, а вектор управления состоит из последовательности длительностей активных и пассивных участков. В связи с этим плоская задача терминального управления решается в дискретной постановке. Разработана дискретная модель движения геостационарного космического аппарата в плоскости орбиты под действием малого трансверсального ускорения. Решение поставленной задачи с помощью традиционного метода динамического программирования, основанного на использовании уравнения Беллмана, получить достаточно сложно, поскольку полученная дискретная модель движения аппарата представляет собой нелинейную систему уравнений. Поэтому предложена приближённая схема решения задачи на основе трёхшагового алгоритма терминального управления периодом обращения, эксцентриситетом и долготой точки стояния. В результате получено решение плоской задачи терминального управления в аналитическом виде. Получены аналитические выражения для оценки затрат характеристической скорости корректирующего манёвра, использующего трёхшаговый алгоритм терминального управления. При моделировании движения геостационарного космического аппарата под действием малого трансверсального ускорения алгоритм показал достаточно высокую точность решения задачи терминального управления.

Приведены теоретические и экспериментальные исследования характеристик вихревого гидравлического дросселя (диода) для систем подготовки проб теплоносителя (пара, воды). Выполнено численное моделирование течения в канале вихревого дросселя с помощью программного пакета Ansys CFX при прямом и обратном подключениях. Получены картины течений, поля распределений параметров потока в проточной части дросселя и его расходно-перепадные характеристики. Расчётные характеристики дросселя отличаются не более чем на 10 % относительно экспериментальных данных. На основе серии расчётов выбраны геометрические параметры дросселя, обеспечивающие надёжную работу системы подготовки пробы теплоносителя (СПП).

Надёжность работы изделий авиационной техники напрямую зависит от надёжности отдельных ответственных деталей, поэтому в течение всего жизненного цикла изделия большое внимание уделяется выявлению причин возникновения дефектов и разработке мероприятий по их предотвращению. В статье представлен анализ результатов работ по исследованию причин возникновения дефекта внутреннего корпуса камеры сгорания газотурбинного двигателя НК-86 «Меридиональные трещины на конической части фланца». Подробно исследованы металлургические свойства дефектного корпуса. Проведён цикл работ по определению остаточных напряжений на поверхности детали внутреннего корпуса, а также на образцах, которые были вырезаны из корпусов с различной наработкой и обработкой поверхности, в том числе с использованием дополнительной термической и механической обработки. Приведены эпюры распределения остаточных напряжений для образцов, полученных из корпусов с различной наработкой и подвергнутых различным методам снятия растягивающих остаточных напряжений. Проведены испытания на выносливость одного из корпусов. На основе полученных результатов сделаны выводы о влиянии остаточных напряжений на сопротивление усталости исследованных деталей и предложены мероприятия по устранению и предотвращению дефекта как на исследуемом корпусе камеры сгорания, так и на корпусных деталях, изготавливаемых по схожим технологиям и эксплуатирующихся в подобных условиях.

В исследовании изучено влияние опережающего поверхностного пластического деформирования на предел выносливости образцов с резьбой М16х2 из сталей 40Х и 30ХГСА. Исследование выполнено расчётно-экспериментальным методом с использованием результатов определения остаточных напряжений механическим способом на образцах, вырезанных из гладких заготовок, моделированием на конечно-элементных моделях резьбовых образцов. Для расчёта остаточного напряжённо-деформированного состояния в среде PATRAN/NASTRAN использован метод термоупругости, в котором распределение первоначальных деформаций в упрочнённом слое заменено соответствующим температурным полем. По результатам расчёта построены графики распределений осевых остаточных напряжений по сечениям впадин резьбы. Прогнозирование приращения предела выносливости резьбовых деталей за счёт упрочнения выполнено по критерию среднеинтегральных остаточных напряжений. Проведено сравнение результатов расчёта с опытными данными испытаний образцов на усталость. При этом образцы из стали 30ХГСА без гайки испытывались при симметричном цикле по схеме чистого изгиба, из стали 40Х с гайкой – при отнулевом положительном цикле в случае растяжения. В образцах, выстоявших базу испытаний и подвергнутых разрушению, были обнаружены нераспространяющиеся трещины усталости.

Обоснована целесообразность применения ионизационных зондов для исследования сгорания топлива в условиях поршневого двигателя. Показано, что для расширения функциональных возможностей, увеличения надёжности работы и точности обработки сигнала ионизационного зонда необходимо знать влияние на него химического состава топлива и характеристик распространения турбулентного пламени (скорости и ширины).  Теоретически и экспериментально исследовано влияние скорости распространения турбулентного пламени, ширины зоны турбулентного горения, состава топливовоздушной смеси и доли в ней углерода на показания ионизационного зонда – ионного тока. Получена функциональная зависимость ионного тока от концентрации углерода в топливе и характеристик распространения турбулентного пламени. Эксперименты на двигателе показали, что при коэффициенте избытка воздуха от 0,8 до 1,1 сходимость расчётных и опытных значений ионного тока в первой и второй фазе сгорания составляет более 85%. Результаты работы могут быть использованы для прогнозирования и мониторинга ионизационным зондом скорости распространения и ширины фронта турбулентного пламени в камере сгорания двигателя внутреннего сгорания.

Анализируются различные типы ускорителей твёрдых макрочастиц естественного и техногенного происхождения. Рассмотрены конструкции и принципы работы ускорителей микронного и миллиметрового диапазона с центром распределения по скоростям около 20 км/с: электростатические, электродинамические, импульсные, pельсовые электромагнитные, катушечные электромагнитные и электроразрядные газодинамические, комбинированные установки. Проведён обзор легкогазовых, взрывных, газоразрядных и электромагнитных ускорителей с различными принципами действия. Основное внимание уделено электромагнитным методам ускорения, которые наиболее перспективны для ускорения макротел до сверхвысоких скоростей. Указаны достоинства и недостатки различных типов ускорителей твёрдых тел. Проведён анализ пригодности различных конструкций ускорителей для имитации столкновений орбитальных метеоритных частиц и элементов космического мусора с поверхностью космического аппарата. Определены  проблемы, возникающие при построении и работе ускорителей различного типа, и приведены решения этих проблем. Приведены результаты экспериментов по ускорению твёрдых тел микронного и миллиметрового диапазона на ускорителях различного типа и методы оптимизации конструкций ускорителей макрочастиц с целью увеличения их КПД и скорости ускоряемого тела. Приведена эволюция ускорителей и основные направления их дальнейшего совершенствования.