Ракетно-космическая техника. Рубрика в журнале - Космические аппараты и технологии

Публикации в рубрике (56): Ракетно-космическая техника
все рубрики
Автоматизация испытаний параметров и логики функционирования командно-измерительной системы

Автоматизация испытаний параметров и логики функционирования командно-измерительной системы

Ноженкова Людмила Федоровна, Исаева Ольга Сергеевна, Вогоровский Родион Вячеславович, Грузенко Евгений Андреевич

Статья научная

Разработана технология, позволившая автоматизировать все этапы организации исследования функциональных характеристик командно-измерительной системы космического аппарата, обеспечить наглядность построения сложных последовательностей испытательных процедур приема-передачи команд, а также удобство и корректность отображения результатов. Командно-измерительная система является одной из ключевых систем бортовой аппаратуры, в функции которой входит поддержка командно-программного управления системами и приборами космического аппарата и контроля их состояния со стороны наземного комплекса управления. С наземного комплекса управления передаются телекоманды, командно-измерительная система выполняет их прием, первичную обработку и передачу для выполнения в бортовой комплекс управления. В обратном направлении командно-измерительная система осуществляет передачу пакетов телеметрии с информацией о состоянии бортовых систем космического аппарата и результатами отработки телекоманд...

Бесплатно

Алгоритм оптимальной корректировки процесса развертывания сложных технических комплексов космической инфраструктуры

Алгоритм оптимальной корректировки процесса развертывания сложных технических комплексов космической инфраструктуры

А.А. Толмачев, В.Ф. Волков, А.С. Андрианов

Статья

Рассматривается задача управления расходом ресурсов в процессе развертывания сложных технических комплексов, таких как малогабаритная модульная квантово-оптическая система «Сажень-ТА». Развертывание сложных технических комплексов для их применения по целевому назначению обычно ограничено жесткими директивными сроками, поэтому любая задержка недопустима. Ее устранение может быть реализовано чаще всего только за счет привлечения дополнительных ресурсов на последующих этапах. Разработанный алгоритм базируется на принципе оптимальности Р. Беллмана, позволяющем разрабатывать гибкую программу управляющих воздействий, зависящих от конкретного исхода каждого этапа, длительность которого превысила заданный норматив. Данная программа может быть реализована в соответствующих системах поддержки принятия решений, а также включена в имитационные модели процессов развертывания и применения квантово-оптической системы «Сажень-ТА». В статье описывается детальный алгоритм оптимальной корректировки, соответствующий нормальному распределению продолжительности каждого из этапов. Оперативные характеристики развертывания сложных технических комплексов определяются требованиями вышестоящих уровней управления, а специфика задач, решаемых потребителями, может ограничить функционирование сложных технических комплексов пределами одного технологического цикла. На практике из-за влияния случайных или неучтенных факторов всегда существует риск не уложиться в заданный заказчиком срок. Один из возможных подходов к расчету данных рисков заключается в последовательном уточнении значений вероятностей успешного выполнения задачи развертывания с учетом фактического времени, затраченного на предыдущие этапы.

Бесплатно

Алгоритмы управления и определения движения космического аппарата с двумя нежесткими элементами

Алгоритмы управления и определения движения космического аппарата с двумя нежесткими элементами

Д.С. Иванов, С.В. Меус, А.Б. Нуралиева, А.В. Овчинников, М.Ю. Овчинников, Д.С. Ролдугин, С.С. Ткачев, А.И. Шестоперов, С.А. Шестаков, Е.Н. Якимов

Статья

В работе рассмотрены алгоритмы управления и определения состояния космического аппарата с двумя нежесткими элементами. Один элемент представляет собой антенну, жестко закрепленную на корпусе аппарата. Антенна является значительным возмущающим фактором в движении космического аппарата, имея размер, в несколько раз превышающий размер корпуса аппарата, и обладая низкими собственными частотами колебаний. Второй элемент – солнечная панель. Аппарат находится на геостационарной орбите. Солнечная панель закреплена с помощью одностепенного шарнира и вращается с постоянной скоростью, обеспечивая ориентацию на Солнце. Управление и определение движения космического аппарата производятся только с помощью датчиков и актюаторов, установленных на его корпусе. Предполагается, что декремент затухания собственных колебаний нежестких элементов является нулевым. В работе приводятся алгоритмы управления, позволяющие стабилизировать всю конструкцию и обеспечить требуемую ориентацию корпуса космического аппарата или, как минимум, не увеличить амплитуды собственных колебаний нежестких элементов в процессе ориентации корпуса. Рассматривается различное количество собственных мод колебаний. Угловое движение корпуса и колебательное движение нежестких элементов конструкции определяются с использованием динамической фильтрации в режиме реального времени.

Бесплатно

Анализ вариантов модернизации структуры орбитальной группировки системы ГЛОНАСС для обеспечения её конкурентоспособности

Анализ вариантов модернизации структуры орбитальной группировки системы ГЛОНАСС для обеспечения её конкурентоспособности

И.И. Шилко, Ю.Б. Волошко, О.В. Ружилова, О.А. Анисимова

Статья

Осуществлён синтез возможных вариантов модернизации орбитальной группировки глобальной навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС исходя из следующих принципов модернизации: увеличение числа космических аппаратов (КА) с сохранением трёхплоскостной структуры и изменением высоты и наклонения орбит; увеличение числа КА с сохранением параметров орбит; увеличение числа КА с введением 3-х дополнительных плоскостей для размещения в них антиподных космических аппаратов (дополнительные плоскости располагаются между основными). Проведено моделирование характеристик навигационного поля вариантов синтезированных орбитальных группировок: базовая орбитальная группировка из 24 КА с их равномерным размещением в 3-х плоскостях (ГЛОНАСС-24); из 27 КА с их равномерным размещением в 3-х плоскостях; из 30 КА с их равномерным размещением в 3-х плоскостях; из 30 КА на базе ГЛОНАСС-24, где в каждую плоскость добавлено по 2 антиподных КА; из 30 КА на базе ГЛОНАСС-24 с организацией дополнительных трёх плоскостей, в которые добавлено по 2 КА; из 30 КА, равномерно размещённых в 6-ти плоскостях; из 36 КА, равномерно размещённых в 3-х плоскостях; из 36 КА на базе ГЛОНАСС-24, в которой между штатными плоскостями добавлены 3 дополнительные плоскости, в которые добавлено по 4 КА; из 36 КА на базе ГЛОНАСС-24, где в каждую штатную плоскость добавлено по 4 КА; из 36 КА на базе ГЛОНАСС-24, в которой в каждую штатную плоскость добавлено по 2 антиподных КА и в 3-х дополнительных плоскостях добавлено по 2 антиподных КА. На основании проведённого анализа характеристик навигационного поля отдано предпочтение варианту шестиплоскостной орбитальной группировки из 30 КА, построенной на базе ГЛОНАСС-24 с организацией дополнительных трёх плоскостей.

Бесплатно

Анализ динамики и управление движением вращающейся тросовой системы при перелете Земля – Марс

Анализ динамики и управление движением вращающейся тросовой системы при перелете Земля – Марс

Х. Лу, Ч. Ван, Ю.М. Заболотнов

Статья научная

Рассматривается анализ динамики и управление движением вращающейся тросовой системы для межпланетной миссии на Марс. Космическая система состоит из двух космических аппаратов, соединенных тросом и имеющих реактивные двигатели для управления ее движением. Последовательно анализируется движение тросовой системы в сфере действия Земли, на межпланетном участке и в сфере действия Марса. На околоземной орбите рассматривается перевод системы во вращение с помощью реактивных двигателей, установленных на концевых космических аппаратах. Вращение системы используется для создания искусственной гравитации во время межпланетного перелета. Тросовая система вращается в плоскости, перпендикулярной плоскости орбитального движения центра масс системы. Для описания пространственного движения системы используется математическая модель, в которой трос представляется в виде совокупности материальных точек, соединенных вязкоупругими односторонними механическими связями. Космические аппараты рассматриваются как материальные точки. Уровень гравитации и вращение тросовой системы контролируется с помощью реактивных двигателей. Предлагается структура регулятора для управления угловой скоростью вращения тросовой системы. Приводятся результаты моделирования, подтверждающие эффективность предлагаемого алгоритма управления, обеспечивающего заданный уровень искусственной гравитации для рассматриваемой межпланетной миссии.

Бесплатно

Анализ прочности силовых элементов и металло-композитных соединений конструкции летательного аппарата

Анализ прочности силовых элементов и металло-композитных соединений конструкции летательного аппарата

В.И. Гришин, М.А. Глебова, Ю.И. Дударьков, Е.А. Левченко, М.В. Лимонин

Статья

В работе представлены результаты расчетных исследований прочности и несущей способности типовых элементов конструкции летательного аппарата и соединений. Расчеты проводились методом конечных элементов. Применялась нелинейная постановка задачи, реализованная в коммерческих программных кодах NASTRAN и ABAQUS. В качестве объектов исследований рассматривались силовые композитные панели и металло-композиционные стыки узлов крепления подвижных агрегатов. Приведены используемые модели, процедуры расчета и анализа получаемых результатов. Численные оценки прочности силовых панелей и стыка в дальнейшем были подтверждены экспериментально полученными данными. На примере виртуального моделирования эксперимента по прочностным испытаниям композитной панели в сдвиговой рамке дана оценка влияния условий эксперимента на получаемые результаты. Показано, что граничные условия, реализуемые при такого рода испытаниях, не всегда могут обеспечить требуемые значения критических усилий общей потери устойчивости, соответствующих шарнирному опиранию панели. Приведены результаты расчетного анализа прочности и устойчивости металло-композитного стыка узла навески подвижного агрегата. Исследования проводились на подробной модели с использованием объемных конечных элементов, с учетом контактного взаимодействия деталей в проушине узла, геометрической и физической нелинейности. Оценка прочности композита в болтовых соединениях проводилась на основе критерия Нуизмера. Даны рекомендации по усилению конструкции, что позволило избежать преждевременных разрушений при прочностных испытаниях рассмотренного соединения.

Бесплатно

Анализ циклограммы поддержания низкой рабочей орбиты космического аппарата класса «АИСТ-2» с помощью электрореактивного двигателя

Анализ циклограммы поддержания низкой рабочей орбиты космического аппарата класса «АИСТ-2» с помощью электрореактивного двигателя

В.В. Волоцуев, В.В. Салмин

Статья

Проведено исследование временных параметров циклограммы поддержания низкой рабочей орбиты малого космического аппарата класса «АИСТ-2» с помощью электрореактивного двигателя малой тяги. Анализ проведен для рабочих орбит со средней высотой в диапазоне от четырехсот до пятисот километров с учетом изменчивости верхней атмосферы Земли в зависимости от уровня солнечной активности. В расчетах было принято, что сила тяги электрореактивного двигателя составляет двадцать миллиньютонов и ресурс его работы не превышает тысячи часов. Было использовано методическое и программное обеспечение: для оценки уровня силы аэродинамического сопротивления в зависимости от уровня солнечной активности; для моделирования и анализа параметров орбитального движения космического аппарата под действием корректирующих и аэродинамических возмущений. Результаты анализа показали, что электрореактивный двигатель с указанной силой тяги позволяет проводить поддержание рабочей орбиты спутника во всем диапазоне обозначенных высот. При отклонении средней высоты орбиты на величину не более трех километров коррекцию можно провести менее чем за сутки. Продолжительность одного цикла коррекции может изменяться от четырех до четырехсот семидесяти восьми суток в зависимости от уровня солнечной активности и проектно-баллистических параметров космического аппарата. Ресурс работы электрореактивного двигателя, равный тысяче часов, обеспечивает поддержание рабочей орбиты космического аппарата в диапазоне заданных высот более семи лет при низкой солнечной активности.

Бесплатно

Анализ эффективности применения средств увода с орбиты малых космических аппаратов

Анализ эффективности применения средств увода с орбиты малых космических аппаратов

Г.П. Аншаков, А.В. Крестина, И.С. Ткаченко

Статья

В настоящее время для увода малых космических аппаратов с орбиты предлагается использование различных способов. В работе проведен анализ наиболее реализуемых и перспективных из них. Поставлена задача оценки эффективности системы увода малого космического аппарата с орбиты, в рамках которой сформированы критерий и основные показатели эффективности с учетом проектных особенностей. В качестве методологической основы оценки эффективности использовался метод относительной интегральной оценки. С помощью разработанного алгоритма расчета коэффициентов интегральной относительной оценки для каждого способа увода определен наиболее эффективный вариант построения системы при заданных коэффициентах приоритета и с учетом накладываемых проектных ограничений. Для анализа эффективности были выбраны бестопливные средства увода и три типа двигательных установок – электрореактивная, твердотопливная и жидкостная. Анализ эффективности был проведен для аппаратов с различными массовыми и целевыми характеристиками, результатом является выбор типа системы увода и расчет ее параметров. Показана зависимость способа увода от целевого назначения аппарата, высоты и наклонения орбиты его функционирования, а также от требований, предъявляемых к массе, стоимости и другим проектным параметрам.

Бесплатно

Внешнее тепловое моделирование спутниковой платформы «Синергия»

Внешнее тепловое моделирование спутниковой платформы «Синергия»

О.Я. Яковлев, Д.В. Малыгин

Статья

С целью проведения теплового исследования спутниковой платформы «Синергия» разработана математическая модель расчета внешних тепловых нагрузок для космических аппаратов форм-фактора CubeSat, функционирующих в различных режимах ориентации на околоземных круговых орбитах. При моделировании тепловых условий учитываются тепловые потоки от Солнца, земной поток и атмосферное воздействие. Особенностью модели является переход к подвижной геоцентрической системе координат для определения плотности тепловых потоков прямого и отраженного солнечного излучения. Проведено исследование тепловых условий в процессе орбитального движения и определены параметры положения плоскости орбиты и параметры Солнца, при которых за орбитальный период достигаются максимальные и минимальные среднеинтегральные тепловые нагрузки. На этих орбитах смоделировано движение спутниковой платформы в трех типовых режимах ориентации и определены значения плотности поглощенных тепловых потоков ее внешними элементами. Исследуются четыре варианта конструктивного исполнения корпуса. Полученные в ходе моделирования данные использовались для первичного стационарного расчета температурного поля спутниковой платформы в программном комплексе ANSYS. Определены наиболее интересные с точки зрения теплового режима случаи для дальнейшего проведения теплового исследования.

Бесплатно

Воздействие высокоскоростных частиц техногенного космического мусора на сложные технические объекты и их элементы

Воздействие высокоскоростных частиц техногенного космического мусора на сложные технические объекты и их элементы

Краус Евгений Иванович, Шабалин Иван Иванович

Статья научная

Столкновения высокоскоростных частиц космического мусора со сложными техническими объектами на орбите могут вызывать как локальные, так и катастрофические повреждения последних, а вторичные фрагменты, обладающие достаточно высокой скоростью, приводят к лавинообразным разрушительным последствиям: разгерметизации труб контура теплоносителя, систем управления и т.д. Моделирование быстропротекающих процессов в твердых телах при высоких скоростях встречи требует комплексного подхода к численному инструментарию, а именно к уравнениям баланса массы, импульса и энергии необходимо добавить уравнения состояния и уравнения процесса, реалистично описывающие поведение материалов при экстремальных нагрузках. Далее, многочисленные материалы, составляющие сложные технические объекты, имеют достаточно сильный разброс как по геометрическим, так и весовым характеристикам, что требует достаточно подробной разностной сетки и разумного осреднения свойств материалов. В комплексе программ REACTOR 2D используется симметричный алгоритм расчета контактных границ, а дискретно-континуальный подход обеспечивает возможность решения задач до «конца». В работе представлен расчет соударения частицы техногенного мусора с космическим аппаратом и показано, что при скоростях 11,7 км/с и выше столкновение приводит к катастрофическим последствиям.

Бесплатно

Вопросы применения разновысотных баллонных источников оптической радиации для калибровки наземных микротелескопов сети отслеживания орбитальных спутников

Вопросы применения разновысотных баллонных источников оптической радиации для калибровки наземных микротелескопов сети отслеживания орбитальных спутников

Х.Г. Асадов, У.Ф. Мамедова

Статья научная

Одним из путей повышения точности наземного отслеживания орбитальных спутников является высокоточная калибровка используемой для этой цели сети микротелескопов. Для этой цели наиболее целесообразно использовать стабильные лазерные источники излучения. На практике в качестве таких источников используются баллонные платформы, поднятые на определенную высоту. Однако использование для калибровки одной фиксированной высоты всех источников может привести к недостаточной величине отношения сигнал/шум из-за непредсказуемых атмосферных явлений, а использование излучателей с различными спектральными характеристиками может усложнить требуемую методику анализа. Нами предложено использование однотипных лазеров и проведение калибровки с использованием платформ, поднятых на разные высоты. Вводится неявная функция зависимости дивергенции луча от высоты поднятия баллона. На эту функцию налагается некоторое интегральное ограничение. Далее исходно принимается, что количество микротелескопов, принимающих оптическое излучение от одного источника, линейно зависит от высоты нахождения данного источника. Требуется вычислить оптимальный вид вводимой неявной функции, при которой специально составленный целевой функционал, численно равный суммарному сигналу калибровки, достигает максимума. Предлагается использовать указанное свойство целевого функционала для проверки правильности проведенной процедуры калибровки. При этом обеспечение требуемого вида введенной ранее неявной функции является технически вполне решаемой задачей, т. к. дивергенция луча является управляемой величиной, а высота подъема платформы может быть измерена с достаточной точностью.

Бесплатно

Выбор и обоснование проектных параметров двигательных установок сверхлегких ракетно-космических комплексов

Выбор и обоснование проектных параметров двигательных установок сверхлегких ракетно-космических комплексов

Т.А. Башарина, М.Г. Гончаров, С.Н. Лымич, В.С. Левин, Д.П. Шматов

Статья научная

В работе рассмотрены наиболее перспективные проектно-конструкторские решения для создания двигательных установок для ракет-носителей сверхлегкого класса малыми частными предприятиями ракетно-космической отрасли. Сравнение металлоемкости камер сгорания с энергетическими характеристиками при различных рабочих давлениях показало, что наиболее оптимальным является рабочее давление в 12,16 МПа. Сопоставление относительных и абсолютных значений масс различных компоновок описывает характер взаимосвязи числа камер сгорания с общей массой двигательной установки. Было установлено, что девятикамерные двигательные установки с камерами, изготовленными с широким применением аддитивных технологий, наиболее полно удовлетворяют ключевым требованиям. Проведенный анализ включает в себя оценку проектных параметров как различных узлов и агрегатов, так и двигательной установки в целом. Представлены различные компоновки двигательных установок, оценена необходимая степень технологической сложности конструкций различных узлов и агрегатов. Соотношение полученных массово-энергетических характеристик достигнуто путем внедрения конструкторских решений, ставших доступными благодаря применению аддитивных технологий. Полученные результаты предварительных расчетов демонстрируют применимость и работоспособность проектно-конструкторских решений, рассматриваемых к применению в проектируемой двигательной установке для перспективной ракеты-носителя.

Бесплатно

Газодинамические процессы в газоходе стартового комплекса малого заглубления для ракет космического назначения легкого класса

Газодинамические процессы в газоходе стартового комплекса малого заглубления для ракет космического назначения легкого класса

Зюзликов Валерий Петрович, Синильщиков Борис Евгеньевич, Синильщиков Валерий Борисович, Ракитская Мария Валентиновна

Статья научная

В настоящее время существует потребность в увеличении количества пусков малых и сверхмалых спутников. Для их выведения используются ракеты космического назначения легкого класса. Для старта таких ракет целесообразно создавать специальные малогабаритные пусковые установки. В разработанных авторами методике и программе расчета нестационарных струйных течений при старте с учетом работы систем водоподачи учтены результаты экспериментов на физических моделях и натурных пусков ракет космического назначения. В процессе расчета определяются параметры двухфазного газокапельного течения в осесимметричной постановке, определяются величины силовых и тепловых нагрузок на элементы пусковой установки и ракету. Большой объем проведенных численных исследований показал, что создать для рассматриваемых условий пусковую установку минимальных размеров можно только при использовании одноразовых сменных элементов, устанавливаемых на вершине газоотражателя, который располагается на малом расстоянии от среза сопла, и двух поясов водоподачи...

Бесплатно

Гидродинамические термоэмиссионные преобразователи энергетических установок космических аппаратов со сверхдлительным сроком активного существования

Гидродинамические термоэмиссионные преобразователи энергетических установок космических аппаратов со сверхдлительным сроком активного существования

Колычев Алексей Васильевич, Керножицкий Владимир Андреевич

Статья научная

Описано устройство гидродинамического термоэмиссионного преобразователя тепловой энергии в электрическую. Данное устройство заключается в том, что в его активной зоне организуется течение потоков слабоионизированной плазмы с высокими скоростями (0,5-7,0 км/с и выше). Это позволяет располагать рабочие поверхности катода и анода гидродинамического термоэмиссионного преобразователя на расстояниях, много больше характерных для классических термоэлектрических преобразователей величин в 0,3-0,5 мм. Таким образом, повышается надежность гидродинамического термоэмиссионного преобразователя за счет отсутствия необходимости поддержания малого зазора и сведения к минимуму негативных последствий изменения формы активной поверхности катода. Наличие слабоионизированной плазмы обуславливает перенос электронов за счет её движения, что приводит к ликвидации пространственного заряда над поверхностью эмиссии, что также позволяет поддерживать достаточно большой зазор (до 5 см и выше) между катодом и анодом при тех же и лучших теплоэлектрофизических характеристиках преобразования по сравнению с классическими термоэлектрическими преобразователями...

Бесплатно

Использование международных стандартов при проектировании новых командно измерительных систем космических аппаратов

Использование международных стандартов при проектировании новых командно измерительных систем космических аппаратов

Мишуров Андрей Валерьевич, Панько Сергей Петрович

Статья научная

Рассмотрены вопросы использования стандарта Международного консультативного комитета по системам космических данных (CCSDS). Показано на примере измерения дальности космического аппарата, что рекомендации CCSDS отстают от нынешнего уровня науки и техники, что вызвано, в первую очередь, большим периодом между пересмотром рекомендаций. В рекомендациях CCSDS вопрос одновременной передачи команд и дальномерной псевдослучайной последовательности рассматривается в основном как цель использования различных поднесущих частот. Однако это противоречит требованию уменьшения ширины полосы занимаемых частот. Наиболее продуктивно использовать командную и дальномерную псевдослучайные последовательности одинаковой длительности. Важно поочередно излучать командную и дальномерную последовательности и измерять дальность по обеим последовательностям. Наиболее высокая точность измерения дальности достигается при равенстве длин дальномерной и командной последовательностей. Ещё один аспект, не рассматриваемый CCSDS, - точность измерения радиальной составляющей скорости движения космического аппарата...

Бесплатно

Исследование и оптимизация режима изготовления высокоточного композитного рефлектора антенны космического аппарата

Исследование и оптимизация режима изготовления высокоточного композитного рефлектора антенны космического аппарата

Н.А. Бердникова, О.А. Белов, А.В. Лопатин

Статья

В работе представлена конечно-элементная модель работы автоклава, разработана методика моделирования нагрева рефлектора на формообразующей оправке и конечно-элементная модель деформирования рефлектора после снятия с оправки. Моделирование выполнено в программной среде. Разработанная методика позволяет прогнозировать форму и значения отклонений рефлектора до его изготовления, и, при необходимости, вносить конструкторско-технологические доработки. Выполнена успешная верификация результатов конечно-элементного моделирования полимеризации композитного рефлектора с помощью натурного эксперимента. Создана углепластиковая оправка для формования композитного рефлектора зеркальной антенны, которая дешевле используемой в настоящий момент инваровой оправки и требует меньше времени на изготовление. Разработаны рекомендации по совершенствованию технологического процесса изготовления композитных контурных рефлекторов зеркальных антенн на углепластиковой формообразующей оправке. Определен оптимальный режим отверждения композитного рефлектора. Результаты исследований были использованы при выполнении опытно-конструкторской работы и при изготовлении композитных контурных рефлекторов космических аппаратов.

Бесплатно

Исследование термосилового нагружения газоотражателей стартовых комплексов ракет космического назначения при работе систем водоподачи

Исследование термосилового нагружения газоотражателей стартовых комплексов ракет космического назначения при работе систем водоподачи

Синильщиков Борис Евгеньевич, Синильщиков Валерий Борисович

Статья научная

В большинстве современных стартовых комплексов ракет космического назначения для защиты от оплавления поверхностей, испытывающих непосредственное воздействие высокотемпературных газовых струй и акустическое воздействие, используются системы водоподачи. В статье производится оценка параметров силового и теплового нагружения газоотражателя при работе систем водоподачи на основе численного моделирования трехмерных двухфазных газокапельных течений и описывается математическая модель. Для описания течений газа используются уравнения Навье-Стокса, дополненные алгебраической моделью турбулентности подобной модели Прандтля, но учитывающей влияние капельной фазы. Термодинамические параметры определяются по модели идеального газа для механической смеси трех компонент: продуктов сгорания, атмосферного воздуха и пара, образовавшегося при испарении воды. Течение капельной фазы рассчитывается на основе континуального подхода с использованием элементов траекторного подхода. Учитываются сопротивление, испарение и дробление капель. Расчет проводится для области от среза сопла ракетного двигателя до газоотражателя. По параметрам газокапельного потока, натекающего на преграду, оцениваются значения тепловых потоков в поверхности. Приводятся результаты расчетов для вариантов, различающихся схемой водоподачи, расположением патрубков, скоростью и дисперсностью распыла.

Бесплатно

Космический эксперимент по прецизионной термостабилизации квантовых стандартов частоты навигационных спутников

Космический эксперимент по прецизионной термостабилизации квантовых стандартов частоты навигационных спутников

В.Е. Чеботарев, В.А. Деревянко, А.В. Макуха, М.Т. Бакиров

Статья

Основой космических систем навигации являются высокостабильные атомные стандарты частоты, формирующие высокоточную спутниковую шкалу времени и высокостабильную сетку частот, обеспечивающие выходные точностные характеристики космических систем в целом. В основу системы прецизионной термостабилизации были положены следующие основные принципы: обеспечение пространственной неоднородности тепловых потоков на основании атомных стандартов частоты с использованием гипертеплопроводящих пластин; организация управляемых с высокой точностью дозированных тепловых воздействий обогревателей; повышение точности измерения температур (абсолютных и относительных) с помощью бортового стандарта температуры. Результаты лабораторного, наземного и космического эксперимента показали, что принцип прецизионной термостабилизации работает в части учета отклонения температуры от заданной и учета влияния нестабильности питания бортовой сети, также была обеспечена точность термостабилизации с учетом угла поворота солнечных батарей от 0,025 °С (на солнечных участках орбиты) до 0,04 °С (на теневых участках орбиты). Кроме того, при применении гипертеплопроводящих пластин улучшена пространственная нестабильность термоплиты в 6 раз. В итоге разработанные мероприятия позволяют повысить точность прецизионной термостабилизации до 0,01 °С.

Бесплатно

Метод графоаналитического определения границ пространственно-временных областей достижимости космического аппарата сервисного обслуживания техногенных космических объектов на геостационарной орбите

Метод графоаналитического определения границ пространственно-временных областей достижимости космического аппарата сервисного обслуживания техногенных космических объектов на геостационарной орбите

А.Н. Глуздов, П.В. Горбулин, Е.В. Котяшов, О.Л. Куваев

Статья

В настоящее время на различных этапах создания и отработки находится несколько проектов сервисных космических аппаратов, одной из задач которых является проведение обслуживания орбитальных объектов в максимально сжатые сроки. При планировании обслуживания требуется выполнять большой объем вычислений, связанный с выбором рациональной схемы перелета. Для уменьшения объема вычислений необходим подход, обеспечивающий поиск множества реализуемых траекторий перелета. Одним из таких подходов является метод определения границ пространственно-временных областей достижимости, позволяющий оценить априорные возможности сервисного космического аппарата по обслуживанию орбитальных объектов, расположенных на круговых орбитах. Для построения пространственно-временных областей достижимости применяется математический аппарат теории годографов, позволяющий последовательно, на основе аналитического решения оптимизационной задачи двухимпульсного перелета, определить минимальную и максимальную продолжительности движения космического аппарата, под которыми понимается время, необходимое для перелета от точки начала маневрирования до точки встречи с обслуживаемым орбитальным объектом, при условии приложения одного импульса скорости. Графическое сопоставление траекторий движения обслуживаемых орбитальных объектов и пространственно-временных областей достижимости сервисного космического аппарата позволяет определить потенциальную возможность проведения обслуживания, а также интервалы времени и фазовых углов, на которых такое обслуживание возможно. Предлагаемый метод может быть использован для поиска решения, обеспечивающего начальное приближение для последующего точного расчета траектории движения численными методами, а также построения программы управления космическим аппаратом.

Бесплатно

Метод обеспечения высокой точности формы рефлекторов зеркальных антенн космических аппаратов

Метод обеспечения высокой точности формы рефлекторов зеркальных антенн космических аппаратов

В.Б. Тайгин, А.В. Лопатин

Статья

В статье выполнен анализ требований, которым должны удовлетворять зеркальные антенны космических аппаратов, предназначенные для передачи высочастотных радиосигналов. Эти требования касаются прочности и жесткости конструкции, свойств материала рефлектора антенны и качества его поверхности. Отмечается, что с увеличением частоты радиосигнала возрастают требования к точности формы рефлектора. Вместе с тем существующие конструкции антенн и технологии их изготовления не позволяют обеспечить эти требования. В статье предложен оригинальный метод управления формой рефлектора зеркальной антенны, применение которого позволит создавать конструкции с высокой точностью поверхности. Этот метод предполагает, что требуемая точность формы рефлектора может быть достигнута за счет упругого деформирования его оболочки. Разработана конструкция регулировочных узлов для разного типа рефлекторов. Предложен алгоритм выбора количества узлов регулировки и мест их расположения. Этот алгоритм использует результаты конечно-элементного модального анализа оболочки рефлектора. Разработаны оригинальные конструкции осесимметричного и офсетного рефлекторов, форма оболочки которых может создаваться за счет управляемого деформирования. Предложена конструкция оболочки рефлектора со шпангоутом с расположенными на нем узлами регулирования. Такая конструкция позволяет существенно сократить количество узлов регулировки. Разработан проект рефлектора со шпангоутом и консольными спицами, обладающего малой массой и высокой жесткостью. Предложенный в статье метод обеспечения высокой точности рефлектора может найти применение при изготовлении конструкций новых космических антенн, работающих в высочастотных диапазонах.

Бесплатно

Журнал