НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ

Исследованию задач, связанных с колебаниями жидкости в ракетах-носителях  посвящено много работ. Это связано с тем,  что основную часть массы жидкостной ракеты составляет топливо, вынужденное движение которой существенно может влиять на управление ракеты. Ранее авторами были исследованы задачи о малых колебаниях жидкости в баках с заборным устройством, при перераспределении топлива в ракетно-космических объектах. Задачи появились из требования улучшить энергетические характеристики ракеты пакетной схемы путем заправки центральной ступени из баков боковых блоков. В данной статье представлены решения задач о  собственных колебаниях жидкости  в цилиндрических и конических ёмкостях, с граничными условиями на свободной поверхности и поверхности с сопротивлением – поверхности слива. Особое внимание уделено нахождению собственных значений и частот  уравнений колебаний возмущенного движения жидкости  с наличием  диссипации на граничных поверхностях. Показано, что малые скорости опускания свободной поверхности и условия сопротивления на поверхности слива могут влиять как на колебательную, так и на апериодическую часть решения задачи о колебаниях жидкости.

Рассмотрено влияние распределения индукции магнитного поля на распределение параметров газового разряда в скрещенных электрическом и магнитном полях в канале двигателя с анодным слоем. Предложена модель течения электронной компоненты поперек магнитного поля с использованием величины удельного магнитного потока. Получены соотношения, связывающие распределение потенциала плазмы в канале с распределением удельного магнитного потока, а также соотношения, позволяющие определить положение низковольтной границы анодного слоя. Приведен пример расчета распределения потенциала плазмы в канале двигателя с анодным слоем и определения положения низковольтной границы анодного слоя.

В работе рассмотрен ряд подходов, применяемых к проектированию крупногабаритных конструкций космического назначения на примере зеркальных концентрирующих систем. Основное внимание уделено конструктивным особенностям надувных (пневматических) концентраторов солнечного излучения и подходам, позволяющим обеспечить высокую геометрическую точность формы отражающей поверхности при развёртывании концентратора, её фиксацию и формостабильность в процессе эксплуатации. Особый интерес это представляет для решения задач, связанных с проектированием, изготовлением и эксплуатацией крупногабаритных зеркальных концентрирующих систем, работающих в составе высокотемпературных солнечных энергоустановок как наземного, так и космического базирования. Основные особенности выбранного класса конструкций связаны с тем, что для их развёртывания и приведения в рабочее состояние необходим наддув. Но он же необходим и для поддержания (сохранения) формы таких конструкций, что требует наличия конструктивных элементов, находящихся под постоянным внутреннем давлением и, как правило, в деформированном состоянии. В работе рассмотрен ряд подходов, позволяющих нивелировать проблемы, вызванные этими особенностями, в частности: применение отверждаемых материалов, введение дополнительных конструктивных элементов и другие.

Основной стадией изготовления прецизионных рефлекторов является процесс отверждения полимерного связующего, где формируется окончательный геометрический облик изделия, а также комплекс его характеристик. Зачастую процесс отверждения заготовки рефлектора происходит в жесткой оснастке, которая ограничивает изменение геометрического профиля. В связи с чем, в процессе отверждения в материале рефлектора из углепластика образуются внутренние технологические напряжения, которые оказывают влияние на прецизионную геометрию. Настоящая работа посвящена разработке математико-алгоритмического обеспечения для определения внутренних напряжений и оптимизации с ее помощью геометрических моделей в системе "рефлектор – оснастка".

Обязательным элементом зеркальных космических антенн является рефлектор, представляющий собой тонкостенную оболочку параболической или гиперболической формы. При заходах космического аппарата в тень Земли изменение температуры конструкции рефлектора может стать причиной возникновения температурных деформаций, нарушающих стабильность его формы и вызывающих ухудшение радиосвязи. По этой причине проектные решения рефлекторов зеркальных космических антенн должны проверяться в ходе наземных испытаний. Предложена новая методика термовакуумных испытаний натурной конструкции прецизионного рефлектора зеркальной космической антенны из углепластика. Стабильность формы рефлектора в широком диапазоне температур оценивается бесконтактным методом при его нагреве от имитатора солнечного излучения в вакуумной камере с охлаждаемыми жидким азотом стенками.

Работа посвящена исследованию возможности применения алмазоподобных покрытий в качестве защитных слоев, наносимых на конструктивные элементы космических аппаратов. Описана методика оценки стойкости тонких покрытий к воздействию ионного излучения с использованием фокусированного ионного пучка. Приведены результаты исследований стойкости образцов алмазоподобных покрытий на подложке из монокристаллического кремния по данной методике. Исследованы структура и механические свойства покрытий, определен коэффициент алмазоподобия. Показано, что стойкость покрытий не менее чем в 2,5 раза выше стойкости кремниевой подложки. Установлена связь между стойкостью покрытия к ионному воздействию, степенью алмазоподобия покрытия и его микротвёрдостью.

Показана возможность применения открытого пакета OpenFOAM и разработанных методик расчета нестационарных вихревых течений, и акустических полей при исследовании обтекания летательного аппарата. В статье представлены результаты численных расчетов аэродинамических характеристик тормозного щитка, установленного на фюзеляж перспективного маневренного самолета. Описана разработанная гибридная модель турбулентности с применением RANS и LES подходов. Для расчета акустических полей использовалась аналогия Керла. Получены структуры обтекания летательного аппарата и акустические характеристики, а также проведена оценка возмущений, обусловленных наличием тормозного щитка на киль летательного аппарата. Установлено, что пульсации поперечной силы на киле вследствие срыва вихрей с торцевых поверхностей тормозного щитка, в 6 раз больше чем пульсации силы при его отсутствии, а уровень звукового давления составляет больше 50 дб.

Сформулирована проблема получения наилучших динамических характеристик наземных пусковых устройств (НПУ) для ввода в полет беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Рассмотрена известная конструкция катапульты, позволяющая сгладить регрессивный закон тягового усилия и тем самым сократить разгонный участок БЛА. Предложена более совершенная версия НПУ, в которой известный принцип действия реализован на гибкой трансмиссии. Разработана комплексно-сопряженная газотермодинамическая и механическая модель НПУ. Применительно к предлагаемой схеме катапульты сформулирована задача оптимизации и определены оптимальные характеристики углов наклона троса, позволяющие максимально приблизиться к постоянному закону перегрузки. На основе модели НПУ проведен ряд численных экспериментов, в результате которых выявлена наилучшая конфигурация. Проведен анализ физических полей параметров в цилиндре расширительной машины и их влияние на характеристики страта. Представлены динамические характеристики НПУ предлагаемого типа.

Целью работы является обоснование выбора модели турбулентности и акустической аналогии при моделировании обтекания тандема цилиндров и акустического шума. В статье представлены результаты численных  расчетов  обтекания тандема цилиндров в турбулентном потоке газа. Описана постановка задачи и метод решения. Уравнения Рейнольдса замкнуты с помощью модели турбулентности k-e,  k-ω SST  Ментера, SA. Для метода крупных вихрей использовалась модель на базе дифференциального уравнения для подсеточной кинетической энергии. Использовалась акустическая аналогия Керла. Основу расчетного метода составляет метод контрольного объема. Проведен расчет коэффициента продольной силы для первого и второго цилиндров. Выполнено сравнение с результатами эксперимента, полученного в экспериментальной установке. На основании полученных результатов можно говорить о приемлемости данной методики для решения более сложных задач в 3D постановке.

Рассмотрены вопросы, связанные  с оценкой затрат суммарной характеристической скорости (СХС), требуемой для восполнения спутниковых систем, функционирующих на круговых и близких к ним орбитах. В основе предлагаемой оптимизации затрат СХС на маневрирование лежит использование орбиты ожидания. Последовательно исследованы все возможные сочетания значений параметров начальной и конечной орбит. Дан анализ сопутствующих эффектов, учёт которых позволяет существенно сократить затраты на манёвр. Для компланарных перелётов получены аналитические зависимости, с помощью которых возможен расчёт компромиссного числа пассивных витков на орбите ожидания. Полученные результаты могут быть использованы для минимизации энергетических и временных затрат при проектировании и формировании спутниковых систем, а также при эксплуатации маневрирующих КА, предназначенных для сбора крупногабаритного космического мусора.

Рассмотрены вопросы, связанные  с контролем состояния c/х полей на основе прогноза изменения вегетационного индекса NDVI с учётом климатического и атмосферного воздействий. Исследования проводились для регионов России с различными погодными, рельефными и экологическими условиями. Начальные данные для моделирования формировались путём сочетания информации с мультиспектральных и гиперспектральных сенсоров космических аппаратов. Проведённое моделирование показало принципиальную возможность использования космических средств наблюдения для адекватного краткосрочного прогнозирования вегетационной динамики.

В статье представлен облик перспективной активно-пассивной системы управления угловым движением малых космических аппаратов (на примере наноспутников) на основе конструкции с гравитационным стабилизатором и микрореактивными двигателями. Предложены режимы работы системы управления микрореактивными двигателями малых космических аппаратов (пассивный режим, предварительного успокоения, ориентации и стабилизации). Приведены выражения для оценки потребного количества микрореактивных двигателей в каждом режиме. Обозначены основные преимущества предлагаемой активно-пассивной системы малых космических аппаратов относительно иностранных аналогов и область применения таких аппаратов.

Актуальность применения сжиженного природного газа в качестве перспективного ракетного горючего связано с лучшими характеристиками по сравнению с ракетным керосином. Однако при хранении сжиженного природного газа в наземном оборудовании возможно возникновение негативного явления - ролловер. Исследование причин возникновения данного явления является первостепенной задачей для создания безопасных систем хранения. В статье описаны основные факторы, влияющие на время до наступления явления ролловера. Результаты исследования можно использовать при проектировании систем заправки наземного оборудования космодромов.

В статье рассматриваются вопросы, связанные с обжимом особотонкостенных трубных заготовок по жесткой матрице с помощью технологической вставки. Решение задачи выполнено инженерным методом расчета с использованием уравнения равновесия напряжений, приближенного условия пластичности и уравнения Лапласа из безмоментной теории оболочек. Получены математические выражения для расчета данного процесса, выполнена экспериментальная проверка результатов расчета. Экспериментальные исследования проведены на трубных заготовках из алюминиевых сплавов. Установлено, что существенное влияние на процесс оказывают силы контактного трения между заготовкой и технологической вставкой.

Дано обоснование применения полиимидных пленок с фторопластовым покрытием для изготовления намоткой трубопроводов двигательных установок летательных аппаратов, работающих на криогенных компонентах топлива. Рассмотрены вопросы проектирования многослойных оболочек прямо и криволинейных трубопроводов из полиимидных пленок и определены режимные и кинематические параметры намотки и термообработки трубопроводов. Предложен способ и приведены геометрические размеры соединения хвостовика фланца трубопровода с пленочной оболочкой. Приведены результаты испытаний трубчатых образцов из полиимидной пленки ПМФ-352 на герметичность и на прочность внутренним давлением жидкого азота. Показана возможность их применения в изделиях, работающих на криогенных топливах.

В статье рассмотрен способ задания ветровой и газодинамической нагрузки на элементы конструкций агрегатов стартовых комплексов для ракет космического назначения. Для автоматизации формирования узловых статических нагрузок в конечно-элементных программных комплексах рассмотрен алгоритм распределения неравномерного давления ветра или струи двигательной установки ракеты космического назначения на стержневые конечные элементы. В работе предложен алгоритм определения значения нагрузки по заданному плоскому сечению осесимметричного потока газа. Предложенные алгоритмы и математические модели применимы для любых агрегатов, состоящих из стержневых конструкций. Результаты работы были  использованы при расчете несущих агрегатов стартового комплекса для РКН «Союз» при воздействии газодинамической струи ДУ РКН «Союз-2» этапа 1в.

В работе рассматриваются вопросы представления параметров газодинамического воздействия от струй двигательной установки ракеты на элементы агрегатов стартовой системы ракет космического назначения. Для моделирования такого нагружения используются вектора узловых нагрузок, соответствующих положению ракеты при движении по расчетной траектории и некоторые временные зависимости, устанавливающие связь между этими векторами. Полученное таким образом воздействие отражает переменное по конструкции и времени нагружение, что является отличительной особенностью данной публикации. Указанный подход может быть применим и для моделирования других переменных по времени и месту приложения нагрузок.

Цель работы – моделирование рабочих процессов в системах топливоподачи ЛА с учетом внешних воздействующих факторов. Предложена методика моделирования выработки топлива из баков (отсеков) при движении ЛА по траектории и маневрировании, основанная на применении конструкторских CAD-систем и специально разработанного конечно-элементного решателя FuelTanks. Эффективность методики показана на конкретном примере, результаты расчетов подтверждены экспериментально. Область применения разработанной методики и математического обеспечения – широкий класс пневмогидравлических систем ЛА, а также наземных систем, использующих вытеснительные способы подачи топлива. Дальнейшее развитие работы подразумевает разработку программного продукта, сопровождающего весь цикл создания пневмогидравлических систем от стадии начального проектирования до технической диагностики при эксплуатации.

В настоящее время снижение массы системы управления рулями (СУР) самолёта продолжает быть актуальной задачей конструкторов, которая может решаться как структурными методами построения СУР, так и путём подбора оптимальных параметров отдельных элементов СУР, не снижая при этом необходимый уровень надёжности и безопасности полётов и обеспечивая требования норм лётной годности (АП25), включая влияние на безопасность полётов так называемого «человеческого фактора». В СУР с этой целью можно рассмотреть и оценить возможность снижение массы, проанализировав элементы СУР и систему в целом: рычаги управления и устройства их загрузки; дистанционную передачу сигналов; рулевые приводы; оптимизация по массе геометрии ряда элементов СУР; системы энергопитания СУР. По каждому из этих направлений в статье приведены анализ и необходимые рекомендации для проектировщиков СУР.

Представлены результаты численного исследования влияния взаимодействия масс на тяговые характеристики сферического резонатора пульсирующего двигателя. Проведен анализ особенностей течения в резонаторе в сравнении с теорией неустановившегося истечения. Основное внимание уделяется исследованию степени влияния присоединения цикловых и внешних масс газа на тяговую эффективность. При сопоставлении расчетных данных с результатами экспериментов ставится проблема совершенствования численного метода для быстропротекающих процессов. Исследуется влияние на тяговую эффективность механико-геометрических соотношений, интенсификации процесса присоединения масс и упругости высокотемпературного газа. На основании полученных результатов обозначена необходимость проведения дополнительных комплексных исследований нестационарных эффектов колебательного пульсирующего процесса.