Том 15, № 1 (2016)

Модальные испытания являются эффективным инструментом проверки и уточнения расчётных динамических моделей летательных аппаратов. На время испытаний объекты исследований фиксируются специальными системами упругого вывешивания. Характеристики жёсткости таких систем определяются из условия, что влияние подвески на собственные тона упругих колебаний свободного летательного аппарата не должно превышать заранее оговоренного уровня. Поэтому считается, что частота колебаний конструкции как твёрдого тела на подвеске должна быть в несколько раз ниже собственной частоты первого упругого тона. Причём разные источники рекомендуют различные соотношения между этими частотами. Если говорить о модальных испытаниях крупногабаритных трансформируемых космических конструкций, то задача создания такой подвески усложняется многократно, так как такие конструкции могут иметь очень низкие собственные частоты упругих колебаний. Влияние системы упругого вывешивания на точность результатов модальных испытаний летательных аппаратов проявляется двояко. С одной стороны, использование подвески приводит к росту всех собственных частот объекта исследований. С другой стороны, появление тонов колебаний объекта как твёрдого тела с ненулевыми частотами приводит к смещениям частот фазовых резонансов летательного аппарата, по которым определяются собственные частоты тонов упругих колебаний. В статье изложена методика коррекции расчётной динамической модели летательного аппарата с учётом системы упругого вывешивания. Эта коррекция основана на том, что погрешности измерения перемещений в модальных испытаниях (то есть и форм собственных колебаний) более чем на порядок превышают погрешности определения собственных частот. Исследовано влияние тонов колебаний объекта как жёсткого тела на упругой подвеске на точность определения собственных частот, обобщённых масс и обобщённых коэффициентов демпфирования тонов упругих колебаний.

В настоящее время создание радиолокационных систем космического базирования, работающих в  P-диапазоне частот,  является актуальной задачей в развитии систем дистанционного зондирования Земли. Создание таких систем позволяет решать вопросы мониторинга растительного покрова  поверхности Земли, проводить анализ почв, обнаруживать объекты, укрытые в листве, но оно затруднено необходимостью использования антенных систем с большой площадью апертуры. Наиболее распространёнными являются раскладывающиеся активные фазированные антенные решётки (АФАР) и гибридно-зеркальные антенны. Такие конструкции обладают значительной массой и габаритами, что не позволяет рассматривать для них в качестве носителя малые космические аппараты. В статье предлагается вариант использования антенной системы на основе решётки из четырёх приёмо-передающих антенн с излучателями типа Уда-Яги. Показано, что данные системы обладают достаточными характеристиками для решения целевых задач. Простота конструкции позволяет устанавливать их на малые космические аппараты, что резко снижает стоимость и сроки изготовления.

В статье рассматривается проблема выбора типа и основных проектных параметров корректирующей энергодвигательной установки космического аппарата (КА), функционирующего на  низких околокруговых орбитах спутника Земли. Анализируется эффективность применения для этих целей химических (импульсных) двигателей и электрореактивных двигателей (ЭРД) малой тяги. Для критерия относительной массы полезного груза и введённого допущения о постоянстве ускорения от тяги получены аналитические соотношения для расчёта проектных параметров КА и областей эффективного применения ЭРД. Приведены результаты расчётов областей эффективного применения и проектных параметров КА для различных высот орбит. 

В статье на примере скомпонованной по результатам баллистического проектирования кислородно-керосиновой двухступенчатой ракеты-носителя среднего класса, аналогичной по своим энергомассовым характеристикам ракете-носителю «Falcon-9», рассмотрены возможные схемы полёта отделяющейся части первой ступени, оснащённой ракетно-динамической системой спасения. Приводятся результаты оценки изменения массы полезной нагрузки, выводимой ракетой-носителем на низкую околоземную орбиту, оценки изменения значения относительной массы системы спасения ракетного блока первой ступени и предельных значений аэродинамических и тепловых нагрузок ступени на участке спасения в зависимости от схемы полёта. Проведено сравнение значений относительной массы ракетно-динамической системы спасения в зависимости от схемы полёта со значением относительной массы системы спасения самолётного типа. Указаны достоинства ракетно-динамического способа по сравнению с самолётной схемой. Обоснована необходимость введения дополнительного тормозного импульса, отрабатываемого путём повторного включения маршевой двигательной установки ступени перед входом в плотные слои атмосферы с целью снижения аэродинамических и тепловых нагрузок на конструкцию. Показано, что ракетно-динамический способ спасения может быть реализован при приемлемых потерях в энергетике только с использованием промежуточной посадки на комплексе, расположенном по трассе полёта.

В работе описывается алгоритм демпфирования начальных угловых скоростей наноспутника SamSat-218Д после выхода из транспортно-пускового контейнера. В качестве исполнительных органов, обеспечивающих демпфирование начальных угловых скоростей наноспутника, используются три взаимно ортогональные магнитные катушки. В качестве алгоритма демпфирования используется традиционный алгоритм B-dot. Для алгоритма B-dot возможны два варианта работы: непрерывный и дискретный. Поскольку непрерывный режим работы магнитных катушек на наноспутнике в орбитальном полёте нецелесообразен из-за необходимости измерения вектора напряжённости магнитного поля Земли, проведён анализ дискретного режима работы алгоритма демпфирования начальных угловых скоростей, приобретаемых наноспутником при выходе из транспортно-пускового контейнера. Приведены результаты математического моделирования при анализе выбора интервалов дискретизации в алгоритме демпфирования начальных угловых скоростей наноспутника SamSat-218Д.

В статье рассматриваются результаты эксперимента с помощью научной аппаратуры (НА) «Космическая система компенсации микроускорений» (КСКМ). НА КСКМ была разработана и изготовлена в институте космического приборостроения СГАУ с участием АО «РКЦ «ПРОГРЕСС» и эксплуатировалась на космическом аппарате (КА) «Фотон-М» №4 в период с 18 июля по 1 сентября 2014 г. Эксперимент посвящён сбору информации о значениях магнитного поля Земли и компенсации микроускорений по результатам сравнения измеренных значений с расчётными по модели IRGF. Приведены характеристики научной аппаратуры КСКМ и основные данные, полученные в ходе анализа телеметрической информации. Построена усреднённая картина распределения магнитного поля Земли за время проведения эксперимента.

В статье рассмотрено использование видеоизображений для определения ориентации и положения второго наноспутника (НС) относительно первого по серии фотокадров, сделанных первым НС. В качестве измерительных средств на первом НС используются коммерческие оптические камеры. Для решения поставленной задачи разработан подход, включающий в себя: алгоритм обработки изображений, генетический алгоритм дифференциальной эволюции и модель движения относительно центра масс. При этом учитываются требования к аппаратуре НС, которая накладывает ограничения по вычислительным ресурсам бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) и по качеству изображения, получаемого с оптической камеры. Разработанный подход более экономичный, чем известные методы определения относительного положения и ориентации. Верификация подхода проводилась на модельной задаче разделения двух НС, рассматриваемого на коротком интервале времени. Выявлена зависимость координат центра масс второго НС от текущей ориентации и пиксельных координат ориентира на фотокадре. Приведены графики погрешности определения ориентации и положения центра масс второго НС относительно первого. Подход показывает приемлемую точность на интервалах до 10 секунд для рассматриваемой задачи. При этом точность значительно падает с увеличением расстояния до второго НС.

Приведены технологии снижения техногенного воздействия пусков ракет космического назначения на окружающую среду на основе управляемого спуска с орбит и траекторий выведения отработанных ступеней, сжигания в атмосфере отделившихся створок головного обтекателя и хвостового отсека. Управляемый спуск отработанной ступени осуществляется за счёт установки активной бортовой системы спуска, использующей невыработанные остатки жидких компонентов ракетного топлива в баках. Сжигание головного обтекателя и хвостового отсека основано на введении в состав их конструкций пиротехнических составов. На примере ракеты космического назначения «Союз-2.1в» показана практическая возможность реализации приведённых технологий, позволяющая не только обеспечить решение базовых экологических требований, но и повысить тактико-технические характеристики ракет космического назначения, перейти на новый технический уровень их проектирования и эксплуатации. Использование технологии газификации жидких остатков ракетного топлива позволяет обеспечить управляемый спуск отделяющихся ступеней ракет с разбросом точек падения менее1 км, смещение дальности падения до 15% и обеспечить приращение массы выводимого полезного груза за счёт манёвра нижней ступени ракеты в заданный район падения до 5% от исходной массы полезного груза. Масса дополнительного оборудования, необходимого для реализации данной технологии, может составлять до 3–5% от массы «сухой» конструкции отделяющейся части ракеты.

В статье приводится методика определения  матрицы податливости упругой втулки типа «беличье колесо» с прямыми стержнями с учётом скруглений пазов. «Беличье колесо» - распространённый элемент упругодемпферных опор авиационных газотурбинных двигателей. Определение матрицы податливости необходимо для построения математических моделей авиационных газотурбинных двигателей при решении задач роторной динамики.  Методика построена на основе применения интеграла Мора для балочных конструкций. Результаты, полученные с помощью разработанной методики, сравниваются с результатами расчёта в конечно-элементном комплексе и с результатами расчёта без учёта скруглений, а также с результатами работ других авторов. 

В статье рассматриваются основные принципы выбора пропускной способности высокоскоростной радиолинии для современных космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с учётом переполнения бортового запоминающего устройства; длительности сеансов связи космического аппарата с наземными пунктами приёма информации; необходимой ширины полосы пропускания и надёжности радиолинии. Получены математические ограничения для условий переполнения бортового запоминающего устройства целевой информации и величины объёма информации, передаваемой на наземные пункты приёма информации в течение сеанса связи космического аппарата с наземными пунктами приёма информации. На основе формулы Шеннона с учётом энергетических соотношений для линий спутниковой связи, необходимой ширины полосы пропускания и вероятности ошибки передачи информации предложено выражение для оценки пропускной способности радиолинии. Исследовано влияние вероятности ошибки передачи информации и основных параметров радиосигнала (скорость помехоустойчивого кодирования и индекс фазовой манипуляции сигнала) на величину пропускной способности высокоскоростной радиолинии. Проведён анализ изменения пропускной способности радиолинии в ретроспективе на ближайшие годы в соответствии с прогнозируемой величиной потребного объёма космической информации дистанционного зондирования Земли для разной надёжности радиолинии.

Проведены испытания макетного образца гиперспектрометра по схеме Оффнера. Разработаны чертежи и изготовлены основные зеркальные элементы гиперспектрометра, в том числе дифракционная решётка на выпуклой сферической поверхности. Измерен профиль штриха изготовленной дифракционной решётки и проведено моделирование распределения энергии света по дифракционным порядкам в зависимости от длины волны. Разработана и изготовлена оптомеханика для необходимых юстировок элементов гиперспектрометра. Проведена юстировка макетной оптической схемы и получены изображения точки для трёх длин волн монохроматического излучения. Распределения энергии света по дифракционным порядкам и координаты максимумов согласуются с результатами моделирования. Проведены испытания спектрометра на тестовых изображениях в полихроматическом излучении под управлением разработанного программного обеспечения.

В статье рассматривается возможность применения обобщённых концепций, основанных на применении нескольких парадигм программирования, для организации унифицированного доступа к универсальному хранилищу данных. Исследование проводится на примере разработки библиотеки программных компонентов в рамках проекта создания экспертной системы с использованием информационной базы программного комплекса ToposPro. Целью статьи является проверка возможности формирования механизмов для конструирования самостоятельных компонентов доступа и обработки данных, позволяющих создавать программные продукты с максимальной независимостью частей программы. При этом эти части должны быть довольно сильно связаны на уровне внутренних отношений компонентов, чтобы конкретная реализация отличалась идейной целостностью и обеспечивала лучшее понимание в процессе проектирования. Структуры хранения и средства доступа к данным должны быть связаны с тем, что рассматривается в статье как обобщённые концепции адаптеров контейнерных классов и итераторов. Это позволяет представлять код программы в виде набора элементарных независимых примитивов, дающих основу для проектирования логики приложений в терминах явно выраженных обобщённых абстракций, предусматривающих процесс расширения компонентов библиотеки и их адаптации к понятиям предметной области. Подход с использованием нескольких парадигм программирования в сочетании с возможностью расширения и настройки вновь создаваемых компонентов на базе библиотечных абстракций обеспечивает новый уровень осмысления программирования. Главными инструментами такого подхода становятся обобщённые концепции, а реализации конкретных классов на их основе могут настраиваться за счёт перегрузки, агрегирования, наследования и спецификации требований к абстрактному типу данных. После предварительной реализации некоторых библиотечных компонентов, а также конкретных классов доступа к универсальной модели данных можно сделать вывод о том, что направление взаимодействия с универсальным хранилищем на основе обобщённых концепций выбрано правильно. К основным достоинствам выбранной стратегии относятся: уменьшение уровня сложности, сокращение количества кода и возможность сосредоточения разработчика только на бизнес-логике приложений, осуществляющих доступ к базам данных, поддерживающим универсальную модель хранения.