Авиационная и ракетно-космическая техника. Рубрика в журнале - Сибирский аэрокосмический журнал
Проектирование экраноплана схемы "Утка" с учетом интерференции его несущих поверхностей
Статья обзорная
Рассматривается влияние взаимного расположения несущих поверхностей проектируемого экраноплана на его характеристики. Определяются возможные изменения аэродинамических характеристик, габаритных размеров и весовых параметров аппарата при рациональном взаимном расположении несущих поверхностей с учетом их интерференции
Бесплатно
Статья научная
Для эффективного решения задачи проектирования сети разъемных соединении космических аппаратов в (JACJ «^СС» было разработано специализированное 11(J, обеспечивающее сквозное проектирование, начиная с разработки электрических схем систем КА и заканчивая разработкой КД на изготовление разъемных соедине-нии. Функциональное разделение программных средств разработанной системы автоматизированного проек-тирования (СуАПР) на проектирующие и служебные подсистемы позволило систематизировать задачи проек-тирования и комплексно подойти к созданию удобного пользовательского интерфейса.
Бесплатно
Статья научная
В статье представлены конструкции нескольких вариантов камер сгорания для двигателя НК-16СТ. Конструкции камер сгорания выполнены в рамках известных концепций малоэмиссионного сжигания топлива, направленных на снижение выбросов оксидов азота. Рассмотрена серийная камера сгорания со ступенчатым подводом воздуха по длине жаровой трубы, камера сгорания с уменьшенным объемом жаровой трубы, двухзонная камера сгорания, а так же камера сгорания с предварительной подготовкой топливновоздушной смеси в горелочном устройстве. Рассмотрены особенности горелочных устройств данных камер сгорания. Для серийной камеры сгорания горелочное устройство содержит форсунку, завихритель и диффузорный сопловой насадок, для укороченной камеры сгорания используется конфузорный сопловой насадок, двухзонная камера сгорания содержит два вида горелочных устройств: диффузионные для дежурной зоны и предварительного смешения для основной зоны. Камера сгорания с предварительной подготовкой топливновоздушной смеси содержит двухконтурное горелочное устройство с полыми лопатками и центральной форсункой, что позволяет выполнять регулирование расхода топлива по контурам для обеспечения необходимого уровня выбросов токсичных веществ на соответствующих режимах работы двигателя. В работе также приводится описание стендового оборудования для продувки горелочных устройств, на котором проведены испытания по определению их расходных характеристик. Выведен параметр пропускной способности, который определен для каждого горелочного устройства. Приводится описание стендового оборудования для продувки камер сгорания, на котором проведены испытания по определению потерь давления на стенках жаровых труб камер сгорания и суммарных потерь давления в камере сгорания при различных входных условиях по скорости воздуха. Представлен расчетно-экспериментальный способ определения коэффициента избытка воздуха на выходе из горелочных устройств. Определено, что в рассмотренных камерах сгорания наблюдается тенденция к обеднению топливновоздушной смеси на выходе из горелочного устройства, что обеспечивает снижение выбросов оксидов азота. Реализация регулирования расхода топлива по соответствующим зонам камеры сгорания позволяет обеспечивать оптимальный уровень выбросов на различных режимах работы двигателя.
Бесплатно
Статья научная
Рассмотрена модель распределения температурного и динамического пограничных слоев при реализации турбулентного течения газового потока. Записано выражение для определения толщины потери энергии, получено выражение для определения локального коэффициента теплоотдачи в виде критерия Стантона. Проведен сравнительный анализ с теориями различных авторов.
Бесплатно
Статья научная
В настоящее время система электроснабжения, электрооборудование и электросистемы широко используются на современных воздушных судах гражданской авиации, выполняя различные функции. Являясь основной частью авиационного оборудования, эти системы объединили в себе источники электрической энергии, электрическую сеть с системой распределения и потребителями электроэнергии. На современных самолетах основными источниками электрической энергии являются генераторы трехфазного тока напряжением 200/115 В, постоянной стабилизированной частоты 400 Гц. От безотказной работы системы электроэнергии зависит эффективность работы всех систем самолета, питающихся от энергии тока, и, в конечном счете, безопасное выполнение основной задачи полета по перевозке пассажиров, грузов и т. д. Проведен анализ системы электропитания переменным трехфазным током воздушного судна на примере летательного аппарата Ил-96. Рассмотрена основная четырехканальная система переменного трехфазного тока 200/115 В, стабилизированной частоты 400 Гц. Представлен ее состав и виды защиты каналов генерирования. Выявлены достоинства и недостатки существующей системы защиты от коротких замыканий в генераторе или его фидере, от повышения напряжения в любой из фаз, от отклонения частоты, от обрыва любой из фаз, от перегрузки канала при токе в любой из фаз и т. д. Выработаны и представлены предложения по совершенствованию существующей защиты системы электроснабжения с целью ее дальнейшей работоспособности с высокой надежностью и безотказностью.
Бесплатно
Статья научная
В данной статье описаны результаты мониторинга радиационной обстановки на средней круговой орбите, полученные по данным экспериментального комплекса контроля дозы (ЭККД) космического аппарата (КА) разработки АО «РЕШЕТНЁВ» с круговой орбитой высотой Н = 8070 км. В статье проводится сравнение экспериментально полученных данных ЭККД с расчетными данными, полученными в ходе летной эксплуатации за два года исследования, а также рассматривается влияние экстремального геомагнитного возмущения в мае 2024 г. на скорость набора поглощенной дозы. Следует отметить, что данная орбита для российских разработчиков КА является малоизученной с точки зрения воздействия факторов космического пространства. Метод проведения эксперимента заключается в создании различных условий массовой защиты для каждого из девяти датчиков. Массовая защита варьируется благодаря установке стальной решетки с различными толщинами ячеек. Таким образом, каждый чувствительный элемент находится в уникальных условиях облучения – массовая защита ослабляет поток ионизующих излучений и изменяет их спектр (по-разному для каждого вида излучения). При освоении нового типа орбиты для эксплуатации КА, актуальной является задача обеспечения стойкости бортовой аппаратуры и КА в целом к воздействию факторов ионизирующего излучения космического пространства, характерных на данной орбите. Для этого необходимо экспериментальное подтверждение или уточнение на базе полученных натурных данных расчётной радиационной модели воздействия. Основной задачей, которая решается в статье, является проведение мониторинга уровней интегральной накопленной дозы за различными защитами при воздействии ионизирующего излучения космического пространства на орбите 8070 км и сравнение результатов экспериментальных данных с расчётными оценками, проведенными по ОСТ134-1044-2007. В статье отражены результаты проведенных впервые в отечественной практике долговременных измерений поглощенной дозы ионизирующего излучения для КА с такой орбитой. В результате измерений было установлено, что после экстремальной магнитной бури происходит значительное увеличение скорости набора дозы. Это привело к тому, что зарегистрированная за 722 дня доза превышает расчетное значение.
Бесплатно
Статья научная
В работе систематизируются основные характеристики радиолокационных станций (РЛС) как средств обеспечения безопасности критической информационной инфраструктуры. Проанализированы основные виды радиолокационных станций. Показано, что доминирующим типом среди РЛС являются импульсные радиолокационные станции сантиметрового и миллиметрового диапазонов, которые используют одну антенну, достаточно просты и эргономичны при использовании по прямому назначению. Разобраны понятия тактических и технических характеристик радиолокационных станций. Рассмотрены особенности главной тактической характеристики - дальности действия радиолокационной станции. Показано, что для определения дальности обнаружения цели с учетом влияния условий среды и рельефа местности (в месте установки радиолокационной станции) необходимо использовать систему уравнений, содержащую зависимости дальностей обнаружения: энергетической, геометрической, ожидаемой и фактической (статистической). Соответствие аналитических расчётов фактическим результатам позволяет оценить достоверность предположений об отражающих свойствах целей в различных условиях обстановки при обеспечении безопасности критической информационной инфраструктуры.
Бесплатно
Статья научная
Одной из задач, решаемых изготовителем на завершающем этапе общей сборки высокоскоростных летающих моделей для снижения вероятности появления аномальных режимов полёта, является приведение параметров массо-инерционной асимметрии к нормативам, заданным в эксплуатационной документации на модель. Определение параметров и уравновешивание модели выполняют с использованием специализированного контрольно-измерительного оборудования. Рассматривается алгоритм балансировочного расчёта, проводимый при уравновешивании модели в одной плоскости коррекции на вертикальном динамическом балансировочном стенде и позволяющий за один шаг балансировки либо привести параметры массо-инерционной асимметрии летающей модели к заданным нормативам, либо диагностировать невозможность для конкретной конструкции модели обеспечить указанные параметры. Верификация расчёта, проведённая по результатам балансировочного эксперимента, показала высокую точность полученных формул и возможность использования алгоритма при балансировке летающих моделей, обладающих единственной плоскостью коррекции, расположенной на значительном расстоянии от центра масс модели.
Бесплатно
Статья научная
Рассматривается актуальная проблема развития и совершенствования методики стендовых испытаний бортово2о комплекса управления космическо2о аппарата космических аппаратов разработки ОАО «ИСС». Авторами проведен анализ имеющихся средств стендовых испытаний БКУ, а также освещены проблемы исследования и верификации перспективных БКУ с сетевой ор2анизацией информационно2о обмена. Для решения рассматриваемых вопросов обосновывается необходимость разработки методики параллельно2о контроля процессов, а также диа2ностическо2о контроля аномальных ситуаций вычислительно2о модуля в бортовой вычислительной сети. В работе использован объектно-ориентированный анализ, методы построения и анализа ал2оритмов, методы моделирования в UML. На основе разработанных ал2оритмов испытаний проведен предварительный этап отработки разветвленной сети SpaceWire. Разрабатываемые средства и методы испытаний внедряются при разработке стенда испытаний БКУ перспективных КА и мо2ут быть использованы при отработке и верификации систем управления на основе разветвленных сетей обмена информацией. Разработанные принципы и методики являются основой для проведения наземной экспериментальной отработки БКУ нового поколения.
Бесплатно
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
