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

Публикации в рубрике (74): 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 конструкций мембранных трансформируемых антенн космических аппаратов

Анализ конструкций мембранных трансформируемых антенн космических аппаратов

Г. С. Терлецкий, А. О. Зыков, В. Б. Тайгин

Статья

В работе представлен анализ различных конструкций трансформируемых антенн с мембранным отражателем для космических аппаратов, рассмотрены зависимость точности поверхности от рабочей частоты антенны и требования, накладываемые на отклонения поверхности антенны от параболоида. Представлена классификация мембранных трансформируемых антенн в зависимости от наличия или отсутствия поддерживающих элементов и ребер жесткости. Описаны конструктивные схемы раскрытия мембранных антенн, от классической схемы зонтичного раскрытия до оригинальных схем намотки ребер на центральную ступицу, натяжных поддерживающих элементов, намотки сегментов параболоида на центральную ступицу и складывания поверхности рефлектора методом оригами. Рассмотрена конструкция офсетной мембранной трансформируемой антенны. Рассмотрены современные материалы для изготовления рефлекторов мембранных антенн, такие как полимерные композиционные материалы с триаксиальным плетением угольной ткани с матрицей из силикона, полиамидные и полиимидные пленки с армированием и без армирования. Рассмотрены материалы с памятью формы для раскрытия мембранных антенн. Описаны расчеты конструкций на собственные частоты колебаний и расчеты на изгибы складок. Проведено описание наземной экспериментальной отработки, в частности, на раскрытие различных видов мембранных антенн.

Бесплатно

Анализ конструкций солнечных батарей космических аппаратов

Анализ конструкций солнечных батарей космических аппаратов

З.А. Казанцев, А.М. Ерошенко, Л.А. Бабкина, А.В. Лопатин

Статья

Солнечные батареи снабжают электроэнергией аппаратуру космических аппаратов, а также обеспечивают зарядку электрохимических аккумуляторов, используемых на теневых участках орбиты. Основой солнечной батареи являются фотоэлектрические преобразователи световой энергии солнечного излучения. Принцип их действия основан на явлении фотоэлектрического эффекта. В статье представлен обзор развития солнечных батарей и выполнена классификация современных конструкций солнечных батарей космических аппаратов. В обзоре рассмотрены стационарные и раскрывающиеся солнечные батареи, использовавшиеся как в составе первых космических аппаратов, так и используемые на современных космических станциях. Классификация конструкций солнечных батарей выполнена с учетом их характерных признаков. Этими признаками являются жесткость несущей конструкции, способ размещения в стартовом положении и способ ориентации на источник света. В рамках классификации были рассмотрены солнечные батареи из жестких панелей, солнечные панели с гибкой подложкой, надувные солнечные батареи, самораскрывающиеся солнечные батареи и солнечные панели с концентраторами. В каждой группе конструкций этой классификации представлены соответствующие примеры солнечных батарей. Представленные обзор и классификация позволяют отследить тенденции развития конструкций солнечных батарей космических аппаратов.

Бесплатно

Анализ процесса развертывания окололунной тросовой системы с учетом притяжения Земли

Анализ процесса развертывания окололунной тросовой системы с учетом притяжения Земли

Т.А. Ледкова, Ю.М. Заболотнов

Статья

Разработка транспортных космических систем для доставки грузов и исследования поверхности Луны является важной научно-технической задачей. В работе рассматривается окололунная космическая тросовая система, состоящая из станции и микроспутника. Станция рассматривается как твердое тело, имеющее форму цилиндра, а микроспутник – как сферическое твердое тело. Трос рассматривается как невесомый нерастяжимый стержень переменной длины. Станция движется по окололунной орбите, на которую оказывает влияние притяжение Земли. Рассматривается процесс развертывания радиально направленной окололунной тросовой системы. Уравнения движения космической тросовой системы получены с помощью второго закона Ньютона и теоремы об изменении момента количества движения. Для выпуска троса и приведения орбитальной тросовой системы в рабочее состояние в статье предлагается использовать программу управления силой натяжения троса, которая обеспечивает развертывание тросовой системы в положение, близкое к вертикальному. Проводится сравнение движения тросовой системы по невозмущенной окололунной орбите и по возмущенной, учитывающей гравитационное влияние Земли. Для обоснования теоретических результатов проведено численное моделирование, по результатам которого сделан вывод о влиянии притяжения Земли на амплитуду колебаний микроспутника относительно местной вертикали.

Бесплатно

Анализ процесса раскрытия зонтичного рефлектора на стенде с активной системой обезвешивания

Анализ процесса раскрытия зонтичного рефлектора на стенде с активной системой обезвешивания

А.В. Иванов, С.А. Зоммер

Статья

В ходе проверки функционирования трансформируемых конструкций в наземных условиях необходимо свести к минимуму действие силы тяжести, чтобы исключить возникновение дополнительных нагрузок на шарнирные узлы и механизмы раскрытия. Для выполнения данной задачи при испытаниях трансформируемого зонтичного рефлектора применяют стенды с активной системой обезвешивания. В этих стендах усилие обезвешивания прикладывается к каждой спице рефлектора. Однако, при обезвешивании спиц, точка закрепления троса подвеса не совпадает с центром масс спицы. Это приводит к возникновению дополнительных моментов сил, действующих на обезвешиваемую конструкцию. Поэтому в качестве объекта исследования была рассмотрена часть рефлектора, состоящая из спицы с закрепленными на ней шнурами формообразующей структуры и сетеполотном. Разработана 3D модель, используя которую были определены положения центра масс рассматриваемой конструкции в ключевых фазах раскрытия рефлектора. Проведен анализ движущих сил и моментов, действующих на конструкцию в процессе раскрытия. Установлена степень влияния положения точки подвеса на неточность обезвешивания. Результаты представленного в статье анализа могут быть использованы в качестве исходных данных для разработки алгоритма работы активной системы обезвешивания. Этот алгоритм сможет учитывать положение точки подвеса и центра масс конструкции относительно оси поворота спицы в процессе раскрытия рефлектора за счет изменения усилия обезвешивания.

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

Вентиль для двухфазной системы терморегулирования

Вентиль для двухфазной системы терморегулирования

З.А. Юдина, М.И. Синиченко, А.П. Ладыгин, Ф.К. Синьковский, А.Д. Кузнецов

Статья

На данный момент в космической промышленности актуальной задачей является увеличение эффективности теплоотвода системы терморегулирования космического аппарата. Такую задачу наиболее успешно решает двухфазная система терморегулирования. Надежное функционирование данной системы обеспечивается, в том числе, применением надежных элементов арматуры трубопроводов, способных работать в условиях высокого давления (4,8 МПа) в агрессивной среде (аммиак). В данной работе представлены результаты разработки и испытаний вентиля заправочного и вентиля проходного для двухфазной системы терморегулирования космического аппарата. Описаны и подробно рассмотрены технические решения, принятые для соответствия конструкции техническим требованиям: герметичность посадки клапана на седло корпуса в условиях давления 4,8 МПа, циклы срабатывания (160 открытий/закрытий). Приведены критерии выбора момента затяжки клапана в условиях давления. Описана отработка посадки типа «металл по металлу». Приведены результаты квалификационных испытаний. Описана проблема отработки режимов сварки торцевых многослойных швов для обеспечения необходимой герметичности конструкции. Совокупность примененных конструкторско-технологических решений и результаты наземной квалификации позволяют утверждать, что разработанные устройства исполнительной автоматики являются уникальными по сочетанию технических характеристик, таких как герметичность, ресурс, устойчивость к работе в агрессивных средах.

Бесплатно

Виброзащита прецизионного оборудования космических аппаратов от внутренних источников возмущений

Виброзащита прецизионного оборудования космических аппаратов от внутренних источников возмущений

Ю.А. Жуков, Е.Б. Коротков, С.А. Матвеев, Н.С. Слободзян, О.В. Широбоков

Статья

Работа посвящена вопросам защиты космического аппарата от влияния недопустимых внутренних вибрационных возмущений. Обозначена актуальность снижения вибрационной активности на борту космического аппарата для повышения точности целевой аппаратуры. Решается частная задача виброзащиты платформы космического аппарата от источника вибраций – электронасосного агрегата жидкостной системы терморегулирования. Определены основные требования к виброзащите электронасосного агрегата. Рассмотрены возможные способы снижения уровня вибрации, возбуждаемой электронасосным агрегатом на поверхности закрепления космического аппарата. Особое внимание уделено таким методам виброзащиты, как демпфирование и виброизоляция, реализуемые установкой между источником (электронасосным агрегатом) и объектом (космическим аппаратом) специальных виброзащитных устройств – виброизоляторов и вибродемпферов (амортизаторов). Описаны принципы работы вибродемпферов и виброизоляторов, наиболее распространенные материалы для вибродемпферов. Рассмотрены примеры конструктивных решений линейных одноосных виброизоляторов, разработаны рекомендации по применению перспективных изделий. Особо ставится акцент на применении металлорезины в качестве материала для виброизоляторов. Применительно к конкретному образцу электронасосного агрегата предложена схема пространственной структуры виброизоляции. Подробно приведены формулы для расчета, разработана математическая модель системы виброизоляции. Сформирован порядок расчета параметров системы. На основании модели определен максимально возможный уровень подавления вибрации в среднечастотной области.

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

Журнал