Авиационная и ракетно-космическая техника. Рубрика в журнале - Сибирский аэрокосмический журнал
Развитие концепции многоразового жидкостного ракетного двигателя на трехкомпонентном топливе
Статья научная
В статье рассматривается перспективное направление развития жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) - использование трехкомпонентных двигательных установок (ДУ). Интерес к данной тематике вызван, исходя из ряда преимуществ, которые возможно получить при использовании данной концепции ЖРД, а именно: экономия массы ракеты-носителя (РН) за счет использования более плотного углеводородного горючего на начальном участке выведения; высокие значения удельного импульса на высотных участках выведения из-за использования более эффективной пары компонентов топлива (КТ): жидкий кислород + жидкий водород; снижение стоимости выведения полезной нагрузки, благодаря использованию единой двигательной установки для обоих участков выведения. Проведен аналитический обзор реализованных схем трехкомпонентных ЖРД, разработанных в России и за рубежом, выделены их основные преимущества и недостатки. На основании детальной проработки ряда схемных решений ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе, предлагается концепция двухрежимного однокамерного трехкомпонентного двигателя, выполненного по закрытой схеме с дожиганием генераторного газа. Окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин марки РГ-1 и жидкий водород. На первом режиме двигатель работает на трех компонентах, доля жидкого водорода в топливной смеси 4 % от общего расхода компонентов. На втором режиме двигатель работает на КТ: жидкий кислород + жидкий водород. Представлены результаты теоретико-аналитического исследования по оценке оптимальных проектных параметров двигателя. Целью исследования являлось понимание качественной картины влияния различных параметров топлива на термодинамические свойства продуктов сгорания топливной смеси и эффективность двигателя. По результатам исследования определен оптимальный процентный состав компонентов топлива. Разработана математическая модель для расчета статических параметров. Приведены результаты расчета энергетической увязки. Проведен сравнительный анализ массовых характеристик спроектированной двигательной установки.
Бесплатно
Разработка антенно-фидерных устройств диапазона крайне высоких частот
Статья научная
Рассмотрены основные направления разработки антенно-фидерных устройств диапазона крайне высоких частот (КВЧ ).
Бесплатно
Статья научная
Описываются основные технические решения и результаты разработки аппаратуры информационного обмена бортового комплекса управления для малого космического аппарата. Определена типовая структура аппаратуры информационного обмена. Обоснованы основные технические решения, к которым относятся использование только открытых продуктов и технологий, сетевая архитектура на базе технологии SpaceWire с использованием спецификации SxPA, элементная база на базе программируемых логических интегральных схем. Разработаны три типа устройств: маршрутизирующий коммутатор SpaceWire, однокристалльный бортовой компьютер на процессоре Leon3, модуль расширения интерфейсов. Представлены внешний вид разработанных устройств, их основные характеристики. Устройства аппаратуры информационного обмена отличаются высокой функциональностью и производительностью, малыми габаритами, низким энергопотреблением. Аппаратура информационного обмена прошла процедуру приемочных испытаний и передана заказчику.
Бесплатно
Разработка бортового устройства спутникового мониторинга воздушных судов
Статья научная
Развитие межмашинного взаимодействия по всему миру не могло не затронуть авиационную отрасль. Оно основано на обмене данными между машинами без участия человека. Это значительно упрощает процесс мониторинга объектов. Применение беспроводных видов связи позволяет осуществлять контроль удаленных объектов, включая подвижные. Одним из таких видов связи является GSM-связь. Благодаря относительно широкому покрытию связь GSM используется для передачи данных местоположения и датчиков подвижного объекта. Однако территория Российской Федерации имеет неполный охват GSM-связью. Для мониторинга воздушных судов в таких районах необходимо задействовать спутниковую связь. Предложено использовать спутниковую группировку компании Iridium для обеспечения доступа к связи в труднодоступных районах полетов воздушных судов. Ключевая особенность спутников Iridium, а именно полный охват земной поверхности, стала определяющей при выборе резервного способа связи. Модуль передачи данных Iridium 9602 соответствует поставленным авторами работы требованиям к устройству. Передача пакета данных по 340 байт позволяет снизить затраты на спутниковую связь. С точки зрения экономических показателей оптимальным решением стало резервирование блоком Iridium GSM-связи. В первую очередь, это связано со стоимостью услуг по предоставлению связи. Таким образом, при недоступном канале GSM будет задействован канал Iridium. Основными элементами экспериментального устройства являются микроконтроллер, спутниковый модем Iridium 9602, модуль GSM, модуль GPS/ГЛОНАСС MGGS2217, высокочастотные приемная и передающие антенны. Размещение устройства мониторинга на борту воздушного судна позволит с точно установленным интервалом получать данные местоположения и скорости. Анализ рынка аналогичных устройств показал, что основной и единственный канал связи в таких блоках - связь GSM. Блоки, оснащенные модулями спутниковой связи, передают данные через спутники Inmarsat, связь с которыми затруднительна в приполярных районах.
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрены особенности разработки траекторий полёта к центру Солнечной системы двух перспек- тивных российских космических аппаратов. Научной целью проекта является исследование околосолнечного пространства с близких расстояний (60-80 радиусов Солнца) и внеэклиптических наклонений. В рамках пред- варительного проекта руководством принято решение о создании двух космических аппаратов (КА), где в качестве маршевой предлагается вариант с химической двигательной установкой на базе двигателей малой тяги. В связи со значительным увеличением начальной массы КА необходимо использовать средство выведе- ния более тяжёлого класса. Поэтому в настоящий момент дополнительно рассматриваются варианты выве- дения с помощью ракет-носителей «Ангара-А5» и «Союз-5» («Сумкар») с разгонными блоками «ДМ» и «Фре- гат-СБУ» с космодромов Восточный и Байконур соответственно. Срок активного существования аппаратов должен превышать семь лет, за который должно быть достигнуто наклонение более 25°. Приведено описание дополнительного варианта двигательной установки с применением в составе двухком- понентных двигателей производства НИИМаш (г. Нижняя Салда) и указаны основные характеристики схем полёта двух КА. Разработанная схема полёта первого КА предполагает старт в августе 2026 года. Сближе- ние с Солнцем на минимальное расстояние 61,5 радиуса Солнца происходит через 6 лет после старта. После последнего, восьмого, гравитационного манёвра через 8,3 года после старта КА достигает гелиоцентрической широты 33,1°. Траектория второго КА предполагает старт в апреле 2028 года. Он также через 6 лет после старта сближается с Солнцем до примерно такого же расстояния - 63,0 радиуса Солнца. Последующими гравманёврами у Венеры аппарат достигает гелиоцентрической широты 29,1°. Представленный проектный облик химической двигательной установки с применением двигателей малой тяги позволяет достичь заданных параметров орбиты Солнца и выполнить научную программу в течение заданного срока активного существования двух КА.
Бесплатно
Разработка жидкостного ракетного двигателя малой тяги, работающего на перекиси водорода и керосине
Статья научная
Дается описание конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) малой тяги, работающего на перекиси водорода и керосине. Приведены основные технические характеристики, представлены результаты гидравлических испытаний.
Бесплатно
Разработка и исследование отражательной антенной решетки для сетей спутниковой связи
Статья научная
Рассматриваются принципы создания отражательных антенных решеток на основе микрополосковых эле- ментов. Приводятся результаты экспериментального исследования созданного прототипа ОАР.
Бесплатно
Статья научная
Проведены исследования автономной подсистемы терморегулирования (СТР) блока механического системы наведения антенн (БМ СНА). Проведена обработка телеметрической информации за виток КА «Луч-5А», исследованы критические режимы функционирования подсистемы. Проведены экспериментальные исследования по имитации функционирования подсистемы наведения антенн на орбите с тепловым экраном и без него. Проведена верификация данных с расчетными значениями, полученными в результате математического моделирования на конец каждого из режимов.
Бесплатно
Статья научная
Высокая стоимость, сложность разработки летающих моделей обуславливают необходимость применения методов проектирования и изготовления, которые позволили бы обеспечить наилучшие летнотехнические и технологические характеристики модели и максимально повысить эффективность ее эксплуатации. К числу таких методов относится экспериментальный контроль параметров массо-инерционной асимметрии на заключительном этапе общей сборки летающей модели. В статье рассмотрено решение задачи оптимизации процесса приведения параметров массо-инерционной асимметрии летающей модели конической формы к заданным нормативам. Единственная плоскость коррекции конструктивно расположена вблизи торца конуса, на значительном расстоянии от центра масс летающей модели. Балансировка летающей модели проводится в динамическом режиме в составе сборного ротора на низкочастотном динамическом вертикальном балансировочном стенде с газовыми опорами. Перед балансировкой масса, продольное положение центра масс и моменты инерции летающей модели должны быть определены экспериментально с использованием другого измерительного оборудования. В качестве критерия оптимизации принято достижение минимального угла отклонения продольной главной центральной оси инерции относительно геометрической оси летающей модели при одновременном обеспечении заданного норматива по величине смещения центра масс с той же геометрической оси. В работе представлен алгоритм балансировки, легко реализуемый на современных компьютерах. Приведён числовой пример балансировки. Алгоритм позволяет исключить промежуточные шаги балансировки, сократив число шагов балансировки, как правило, до одного шага, а также сократив время проведения балансировочного эксперимента. За один шаг балансировки алгоритм позволяет либо привести параметры массо-инерционной асимметрии летающей модели к заданным нормативам, либо диагностировать невозможность для конкретной конструкции летающей модели обеспечить достижение заданных нормативов.
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрены особенности разработки космического комплекса (КК) для исследования планетной системы Юпитера контактными и дистанционными методами этапа технического предложения. Российский перспективный проект «Лаплас-П» предполагает создание и запуск в одно стартовое окно двух космических аппаратов (КА), предназначенных для изучения Ганимеда - естественного спутника Юпитера. В основе первого КА миссии лежит орбитальный аппарат. Одной из его задач является картографирование поверхности Ганимеда с орбиты искусственного спутника и сбор данных для выбора места посадки второго КА - посадочного. Приведено описание проектного облика аппаратов, их двигательных установок (ДУ) и схемы полёта на всех этапах - от старта с Земли до посадки на Ганимед. Рассмотрены предлагаемые для реализации миссии маршевые двигательные установки, а также ДУ орбитального и посадочного аппаратов, приведены описания их конструкций. В соответствии с их характеристиками разработаны схемы полёта, позволяющие доставить КА за время активного существования на орбиту с требуемыми параметрами вокруг естественного спутника в системе Юпитера и последующим осуществлением мягкой посадки на поверхность Ганимеда. Представлены основные характеристики траекторий. Проект должен быть разработан, исходя из запуска космического аппарата с космодрома Байконур при помощи ракеты-носителя «Ангара-А5» и разгонного блока КВТК. При разработке схемы полёта предполагается, что через 8 лет аппараты должны выйти на орбиту вокруг Ганимеда. Траектория перелёта к Юпитеру формируется с помощью гравитационных маневров у Земли и Венеры. Предлагаемые варианты построения космических аппаратов позволяют реализовать разработанную траекторию, при этом обеспечить штатную работу целевой аппаратуры и провести комплекс экспериментов в течение заданного срока активного существования КК «Лаплас-П».
Бесплатно
Разработка концептуальной модели системы обработки полетной информации
Статья научная
Погрешность определения взлетной массы воздушного судна (ВС) путем обработки данных бортового самописца действующими методиками не превышает 4 %, что по заключению сертификационного комитета государственного научно-исследовательского института гражданской авиации (ГОСНИИ ГА) является приемлемым. Что касается послеполетного определения массы, с этим можно согласиться. При такой точности превышение взлетной массы ВС, угрожающее безопасности полетов, становится явным. Но для полета нужны более точные данные о массе ВС и тяге двигателей. Приемлемой на разбеге можно считать ошибку расчета длины разбега менее 200 м. Для определения массы с точностью два и менее процентов тяга должна быть известна с той же или более высокой точностью. Параметры взаимосвязаны.
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрены результаты разработки концептуальной модели интеллектуальной системы поддержки принятия решений (ИСППР) для приемочного контроля (ПК) бортовых автоматизированных систем управления (БАСУ) летательным аппаратом (ЛА). Целью настоящей работы является формирование основных требований, принципов построения и разработка концептуальной модели ИСППР ПК сложных технических объектов для обеспечения своевременной и достоверной оценки состояния объекта контроля с минимальным исчерпанием ресурса. В качестве методов исследования использовались методы системного анализа, технического контроля и диагностики, принятия решений и искусственного интеллекта. На этапе идентификации проблемной области рассмотрены ее основные особенности, сформулированы проблемы, определены задачи контроля, требующие обеспечения информационной поддержки лица, принимающего решения (ЛПР), при их выполнении. В качестве показателя эффективности ИСППР предложено использовать количественный показатель ценности информации. Сформулированы требования к информации, которой ИСППР обеспечи- вает ЛПР, приведена структура исходных данных и знаний, используемых при разработке ИСППР. Приведены основные принципы и требования к разработке и построению ИСППР. На этапе концептуализации описаны интеллектуальные способности ЛПР и экспертов, положенные в основу архитектуры. Предложено формальное описание ИСППР и ее функций, приведена концептуальная модель системы. Рассмотрены предлагаемые подходы к моделированию функциональных модулей базы знаний (БЗ), основанные на методах теории искусственного интеллекта. Предложенная модель ИСППР, отличающаяся целевым интеллектуально-методическим обеспечением ПК, дает возможность автоматизировать процесс контроля БАСУ и принимать более обоснованные управляющие решения по его результатам. Рассмотренная концепция построения ИСППР имеет перспективы успешного применения на других предприятиях ракетно-космической отрасли при создании систем поддержки принятия решений для целого ряда прикладных и исследовательских задач.
Бесплатно
Разработка методики статистического анализа безопасности выполнения полетов экипажем самолета АН-24
Статья научная
Выполнен статистический анализ безопасности парка однотипных самолетов в период эксплуатации с использованием n-метода.
Бесплатно
Статья научная
Электрическое проектирование разъемных соединении аппаратуры и систем КА является слоэюным и ответ-ственным проектно-конструкторским этапом разработки КА. Для эффективного решения этой задачи необходимо применять специализированное программное обеспечение, гарантирующее сквозное проектирование, начиная с разработки электрических схем систем КА и заканчивая разработкой Км на изготовление кабелей.
Бесплатно
Статья научная
Представлена методология, позволяющая качественно проводить комплекс электротермовакуумных испытаний с применением источников инфракрасного излучения для поддержания граничных квалификационных температур космических аппаратов (КА). Проведенные испытания показали эффективность использования имитаторов теплового потока раздельного нагрева.
Бесплатно
Статья научная
На сегодняшний день можно выделить ряд перспективных многоразовых ракет-носителей «Крыло СВ» - многоразовая крылатая ступень ракеты-носителя легкого класса; «Байкал-Ангара» многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя Ангара; «Союз-7» - многоразовая двухступенчатая ракета-носитель среднего класса, летно-конструкторские испытания «Союза-7» планируются на 2025 г. Для поддержания эксплуатационных характеристик летательных аппратов необходимо разработать систему технического обслуживания, обеспечивающую заданную надежность агрегатов летательных аппаратов. Целью данной работы является разработка модели выявления неисправностей в процессе проведения технического обслуживания агрегатов и систем летательных аппаратов. В рамках данной работы разработан алгоритм, в основе которого заложен метод статистических испытаний, позволяющий при небольших затратах машинного времени более детально проанализировать процесс технического обслуживания с учетом длительности выполнения отдельных операций и их эффективности. Данные о длительности и эффективности отдельных операций могут быть получены в процессе специальных испытаний аппаратуры путем хронометража и анализа результатов обслуживания. Для моделирования необходимо иметь следующие исходные данные: закон распределения продолжительности отдельных операций; эффективность выявления неисправностей при проведении отдельных операций. В алгоритме реализуется два вида технического обслуживания: полное и сокращенное. Сокращенное обслуживание предусматривает проведение операций, наиболее эффективных с точки зрения количества устраняемых неисправностей: регулировок, подстроек, поиска неисправных элементов. Разработанная модель позволяет исследовать возможность сокращения времени простоя на обслуживании без существенного снижения качества технического обслуживания, а именно: оценить эффективность технического обслуживания при проведении его по полной и сокращенной схеме; оценить эффективность технического обслуживания при проведении обслуживания в ограниченное время; обосновать наиболее целесообразные пути повышения качества обслуживания при условии, что время простоя на техническом обслуживании ограничено, и прогнозировать вероятность выявления неисправностей в процессе проведения технического обслуживания. Практическая значимость итогов данной работы может быть достигнута в аэрокосмической отрасли, в частности, на этапе проектирования (испытаний и эксплуатации) системы технического обслуживания для многоразовых элементов ракет-носителей.
Бесплатно
Разработка полезной нагрузки спутника Cyclops формата Cubesat
Статья научная
На протяжении последних десятилетий увеличивается количество запускаемых спутников формата CubeSat. Данные спутники обладают рядом преимуществ: малый срок разработки, невысокая стоимость, возможность модификаций для определенных научных задач и тестирование технических решений и новых разработок. В данной статье излагается описание полезных нагрузок малого космического аппарата: спутника формата CubeSat 3U CYCLOPS, созданного в Балтийском государственном техническом университете «ВОЕНМЕХ» имени Д. Ф. Устинова в рамках выигранного гранта по программе Space-Pi. Цель исследования - создание, тестирование и изучение работы модулей полезных нагрузок аппарата, построенных с применением коммерчески доступных компонентов, в условиях космического полета. В тексте описана структура взаимодействия полезной нагрузки и платформы «ОрбиКрафт-Про 3U» от компании ООО «Спутникс». Рассматривается процесс создания платы управления нагрузками. Описано программное обеспечение системы управления мехатронного и многостепенного исполнительного модулей с применением логирования и коррекцией ошибок. Помимо вышеперечисленных модулей, была разработана и система управления полезными нагрузками, позволяющая осуществлять серию экспериментов при нахождении малого космического аппарата на орбите. В статье объясняется принцип работы взаимодействия космического аппарата с землей через специальное программное обеспечение Houston сontrol сenter application и Houston Telnet. В результатах описаны проведенные тестирования для механических узлов космического аппарата. Приведены примеры полученных пакетов телеметрии с борта аппарата. В статье также отображены дальнейшие планы проекта и перспективы применения разработанной аппаратуры для внедрения в крупногабаритные космические системы и комплексы. Также в рамках этого проекта студентам и школьникам удалось получить инженерный опыт разработки устройств, предназначенных для работы в условия космического пространства.
Бесплатно
Разработка тепловой панели малого космического аппарата навигационного обеспечения
Статья научная
Для уточнения траектории движения космического аппарата по заданной орбите учитывается параметр немоделируемого ускорения. На сегодняшний день при проектировании и изготовлении космического аппарата для обеспечения требований технического задания к предельно допустимым значениям немоделируемых ускорений при работе бортовой аппаратуры, необходим учет воздействия несимметричных тепловых потоков с панелей космического аппарата на отклонение его центра масс от заданной орбиты. В данной статье рассмотрена проблема влияния ассиметричных тепловых потоков с поверхностей космического аппарата, исходящих с панелей ±Z, +У (детерминированной и недетерминированной составляющей) на величину уровня немоделируемых ускорений, что существенно влияет на траекторию движения космического аппарата. Для обеспечения требований к системе терморегулирования в части обеспечения эффективного отвода тепла от приборов бортовой аппаратуры и распределения его по поверхности панели установки приборов необходимо значительно улучшить технические характеристики процессов теплопередачи и теплопроводности в космическом аппарате. Проведен анализ действующей системы терморегулирования в современных спутниках и выявлены её недостатки. Предложен конструктивный вариант создания энергоемкой тепловой панели, которая позволяет эффективнее отводить тепло от приборов и распределять его по панели. Спроектированная тепловая панель представляет собой плоскую герметичную панель единой сложной конструкции из алюминиевого сплава, изготовленную методом аддитивных технологий. Размеры тепловой панели ограничены конструктивными размерами рабочей зоны 3D-принтеров. На сегодняшний момент основные размеры доходят до 600-800 мм. Увеличение рабочей площади в дальнейшем даст возможность монтажа крупногабаритной радиоэлектронной аппаратуры. Представлена двухмерная математическая модель для расчета процессов теплообмена в спроектированной тепловой панели. Для расчета вводятся удельные средние величины, характеризующие эффективные сечения для паровых каналов и фитиля в продольном и поперечном направлениях, физические параметры (пористость фитиля и степень его насыщенности жидкостью).
Бесплатно
Статья научная
Приведен алгоритм определения неисправностей систем летательных аппаратов с применением вероятностного метода распознавания.
Бесплатно
Статья научная
Предложена организация отработки на мини- и микро-КА бортовой системы управления, построенной на новых принципах, которые позволят легко реконфигурировать данную систему, значительно уменьшить размеры и массу системы управления, а в последующем применять удачные решения в проектировании больших космических аппаратов (КА), а также перейти на новый уровень в проектировании бортовых систем КА.
Бесплатно
