Том 18, № 1 (2019)

Для проведения экспериментов по изучению конвекции в условиях микрогравитации предлагается использовать транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс». Это обуславливается тем, что микрогравитационная обстановка на борту российского сегмента (РС) международной космической станции (МКС) не является благоприятной, так как центр масс МКС находится на американском сегменте, а многие бортовые системы, создающие микроперегрузки, размещены на РС. На ТГК отсутствует экипаж и бортовые системы жизнеобеспечения, микроперегрузки на нём значительно ниже, чем на РС МКС. Особенно благоприятными для выполнения космического эксперимента в области микрогравитации являются пассивные режимы ориентации ТГК. В ходе проведения ряда экспериментов на ТГК по выявлению минимального уровня остаточных микроускорений выяснилось, что наиболее подходящим для этого режимом является режим гравитационной ориентации. Планируется провести эксперимент по изучению конвективных течений со специально разрабатываемой для этих целей научной аппаратурой «Дакон-П» на ТГК «Прогресс» в его автономном полёте в режиме гравитационной ориентации.

Из существующих методов диагностирования гидравлических систем одним из наиболее перспективных является метод, основанный на сравнении осциллограмм режимных параметров с эталонными зависимостями. Однако его реализация не позволяет точно локализовать неисправный агрегат в системе и количественно оценить величину неисправности. Для устранения данных недостатков целесообразно иметь имитационные модели агрегатов, учитывающие характерные неисправности гидравлической системы. Их использование позволяет на этапе математического моделирования оценить влияние той или иной неисправности на изменение динамических параметров. В результате анализа статистической информации и литературных источников определены характерные неисправности гидравлических систем. Рассмотрены причины их появления и влияние на работу гидравлических агрегатов. Описаны имитационные модели агрегатов с учётом характерных неисправностей в программном пакете Matlab/Simscape, которые реализованы на примере типовой гидравлической системы. Проведено сравнение динамических характеристик гидравлической системы в исправном состоянии и при появлении одной из характерных неисправностей.

Рассмотрена перспективная конструкция газотурбинного двигателя, в которой воздушно-топливная смесь, полученная в специальном смесителе, подаётся к подшипнику, установленному в опоре турбины, и далее через полый вал к подшипнику опоры компрессора, после чего направляется на вход в двигатель. Сложность реализации такой схемы двигателя заключается в обеспечении работоспособности смазываемых воздушно-топливной смесью подшипников в течение заданного времени. Это связано с невозможностью достаточно точного определения теплового состояния подшипников и режима трения в них. Решение данных задач требует проведения экспериментальных работ по определению коэффициентов трения и конвективной теплоотдачи в подшипниках, а также их полного ресурса при различных режимах работы и параметрах продуваемой через подшипники воздушно-топливной смеси. Представлены результаты испытаний смазываемого воздушно-топливной смесью, маслом МС-8П и работающего без смазки шарикового радиально-упорного подшипника 45-126205РЯ. Выполнен анализ работоспособности смазываемых воздушно-топливной смесью роторных подшипников, определена область эффективного применения газотурбинного двигателя с воздушно-топливной системой смазки.

Сформулированы критерии, определяющие состав и физико-химические свойства авиационных керосинов. Проведена систематизация и классификация данных по физико-химическим свойствам известных суррогатов керосина. Определены основные классы индивидуальных химических компонентов авиационного керосина и исследованы основные представители этих классов, которые использованы при составлении суррогатов. Предложены четырёхкомпонентный и шестикомпонентный суррогаты керосина. Проведена валидация физических свойств разработанных суррогатов по расходной характеристике и углу распыла факела топливной центробежной форсунки. Определена зависимость нормальной скорости распространения пламени от состава смеси при горении разработанных суррогатов керосина. Сопоставлены результаты определения состава продуктов сгорания при сжигании авиационного керосина марки ТС-1 и его суррогатов в модельной камере сгорания.

Естественная и «техногенная» космические среды создают серьёзные риски для осуществления роботизированных и с участием человека космических миссий. Основными природными и техногенными факторами риска, ограничивающими или представляющими опасность для осуществления автоматических и пилотируемых космических миссий в околоземном пространстве, являются космическая радиация и космический мусор. В верхних слоях атмосферы для суборбитальных полётов летательных аппаратов факторами риска являются также природные транзиентные электромагнитные явления, связанные со значительным высвобождением энергии. В предлагаемом проекте «Универсат-СОКРАТ» планируется создать систему космических аппаратов, позволяющую в режиме, близком к реальному времени, определять радиационную обстановку в значительной части области захваченной радиации, вплоть до орбит глобальных навигационных спутниковых систем или геостационарной. Планируется также создание космического сегмента мониторинга космического мусора и электромагнитных транзиентов в верхней атмосфере. Мониторинг «космического мусора» позволит осуществить «всепогодное» и глобальное слежение за околоземными объектами и тем самым повысить оперативность анализа информации и принятия необходимых решений. В некоторых случаях он позволит повысить точность определения координат объектов для последующей их каталогизации. Успешная реализация проекта позволит впервые в мире создать космическую систему мониторинга и предотвращения космических угроз как для осуществляемых, так и для планируемых космических миссий.

Представлены результаты исследований по повышению эффективности огневого стенда для испытаний ракетных двигателей малой тяги в высотных условиях, которое заключается в уменьшении давления разрежения, создаваемого эжектором, и потребляемого им расхода активного газа (воздуха). Проведены экспериментальные исследования с использованием трёх вариантов разработанных автором газогенераторов, обеспечивающих повышение энергетики активного газа перед подачей в эжектор. При использовании газогенератора ГГ-1 на рабочих телах воздух, керосин и вода достигнуто разрежение менее 1 мм рт.ст. при расходе воздуха 1,1 кг/с (эжектор обеспечивает разрежение 13 мм рт.ст. при расходе холодного воздуха 2 кг/с). Однако особенности конструкции газогенератора обусловили громоздкую систему подачи рабочих тел и сложную циклограмму запуска. В газогенераторе ГГ-2 на рабочих телах «воздух и керосин» не удалось реализовать температуру активного газа менее 600°С, поэтому из соображений сохранения материальной части он выключался при достижении разрежения 13 мм рт.ст. Расход воздуха составлял при этом 1,1 кг/с. Рабочими телами газогенератора ГГ-3 являются «воздух и керосин» либо «воздух и природный газ». Конструкция ГГ-3 позволяет регулировать температуру получаемого активного газа. При работе на керосине достигнуто разрежение 4 мм рт.ст. при расходе воздуха 1,5 кг/с.

Рассматривается задача оптимизации комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата. В качестве управлений используются угол атаки, скоростной угол крена и секундный расход топлива. Вводятся ограничения на угол атаки и секундный расход топлива, ограничения на режимы движения не накладываются. Критерием качества управления является максимум конечной массы аппарата. Оптимизация управления проводилась на участке траектории от входа в атмосферу и до выхода на конечную орбиту заданного наклонения. Для определения оптимальных программ управления используется метод принципа максимума Понтрягина. Для гипотетического аэрокосмического аппарата получены решения задач в постановках с фиксированным и свободным временем перелёта. Обсуждаются изменения в структуре «двигательного» управления (секундный расход топлива) и «аэродинамическом» управлении (угол атаки и скоростной угол крена) в зависимости от длительности перелёта. Получена зависимость конечной массы аэрокосмического аппарата от времени манёвра.

Во многих отраслях промышленности значительна доля мелкосерийных производств. В этих условиях по сравнению с традиционными методами обработки давлением более эффективны импульсные методы обработки давлением, одной из разновидностей которых является газовая штамповка. Однако известные устройства газовой штамповки обеспечивают штамповку в основном тонкостенных деталей. Для расширения технологических возможностей газовой штамповки разработано устройство газовой штамповки с поршневым мультипликатором давления, в котором нагрев и деформирование штампуемой заготовки осуществляется за счёт энергии сгорания топливных смесей в камере сгорания, в рабочем цилиндре и в полости матрицы. Исследуется рабочий процесс этого устройства. Проведён теоретический анализ рабочего процесса и в результате определена закономерность изменения в рабочем цилиндре давления газа, осуществляющего процесс штамповки. Установлено, что в конечной стадии процесса штамповки за счёт энергии сгорания топливной смеси давление в рабочем цилиндре увеличивается в 1,5…2 раза, что позволяет значительно увеличить толщину штампуемых деталей. Разработано экспериментальное устройство газовой штамповки с поршневым мультипликатором давления. Проведённые исследования подтвердили основные результаты теоретического анализа: расхождение теоретических и экспериментальных значений степени мультипликации давления в рабочем цилиндре не превышает 11%.

Представлены результаты исследования механизма разрушения рабочей поверхности крупногабаритных роликовых подшипников из стали 20Х2Н4А, применяемых для грузовой техники. Исследование микроструктуры осуществлялось с помощью металлографического микроскопа «МЕТАМ ЛВ-31». На электронном растровом микроскопе TESCAN «Vega SB» исследовалась поверхность образцов роликов и колец подшипника на наличие дефектов различного характера. Замеры микротвёрдости осуществлялись на микротвердомере «ПМТ-3». Исследования показали, что микроструктура стали представляет собой мелкоигольчатый мартенсит отпуска с выделением светлых включений карбидов хрома вблизи рабочей поверхности образцов. На основании результатов замера микротвёрдости определена глубина зоны цементации, значение которой превышает норму, установленную заводом-изготовителем. Механизм разрушения ролика характеризуется выкрашиванием поверхности вследствие повышенной твёрдости с последующим её расслаиванием и образованием кратеров. Разрушение поверхности кольца подшипника начинается с появления задиров и вмятин, образовавшихся в результате шаржирования её металлическими частицами, попавшими в область контакта кольца с роликом в процессе эксплуатации. Такие дефекты приводят к развитию микротрещин и, как следствие, дальнейшему выкрашиванию и отслаиванию рабочей поверхности. Предотвращение вышеупомянутых дефектов возможно путём уменьшения глубины зоны цементации, а также снижения максимальной твёрдости поверхности за счёт изменения режима окончательной термообработки деталей подшипника