Устойчивая тенденция к созданию космических ступеней, способных к выведению нескольких космических аппаратов одной ракетой-носителем (РН) путем осуществления многократного включения маршевого двигателя ступени в условиях микрогравитации, обуславливает необходимость решения комплекса задач по обеспечению сплошности жидких компонентов топлива в питающих магистралях жидкостной двигательной установки. Цель статьи - математическое моделирование динамических процессов в системе подачи топлива космических ступеней РН для оценки работоспособности системы подачи топлива жидкостных двигательных установок космических ступеней РН в условиях микрогравитации на участках пассивного полета с работающей системой управления ориентацией и стабилизацией, а также при запусках маршевых двигателей в периоды с минимальными уровнями заполнения баков. Для решения указанных задач авторами разработано научно-методическое обеспечение, базирующееся на методе конечных элементов, на методе объема жидкости, 3D-технологиях компьютерного анализа (САЕ-систем) и на импедансном методе. Представлены математические модели низкочастотных динамических процессов в гидравлической системе питания жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей капиллярную систему обеспечения сплошности компонентов топлива космической ступени РН. На основе разработанных математических моделей пространственных колебаний космической ступени РН с космическим аппаратом с учетом особенностей конструкции внутрибаковых устройств и систем топливоподачи: определены формы колебаний и параметры движения свободных поверхностей компонентов топлива в баках ступени (окислителя и горючего); выявлены режимы полета, потенциально опасные по возможности проникания газа наддува или замещающего газа, растворенного в компонентах топлива, в топливные магистрали двигателей. Получены количественные оценки работоспособности устройств обеспечения сплошности на этих режимах. На основе разработанных математических моделей гидродинамических процессов в жидкостной ракетной двигательной установке космической ступени могут быть выявлены условия запуска маршевого двигателя, сопровождающиеся возможным прониканием газа наддува в топливные магистрали двигателей, определены параметры динамических процессов в системе топливоподачи ступени при запусках и остановах маршевого двигателя космической ступени. Тестирование математической модели низкочастотных гидродинамических процессов в системе питания космической ступени при запусках и остановах ее маршевого двигателя, проведенное с привлечением результатов экспериментальных исследований (на воде) системы питания космической ступени при основе маршевого двигателя, показало удовлетворительное согласование результатов расчетов с экспериментальными данными по амплитудам и частотам колебаний.

Мета статті - аналіз фективності застосування двигунних установок з постійними магнітами у якості альтернативного способу відведення об'єктів космічного сміття з низьких навколоземних орбіт. Розглянуто поточні завдання, пов'язані з розробкою методів і створення засобів відведення космічних апаратів (КА), термін активного існування яких закінчився, з робочих орбіт за допомогою власних електромагнітних і магнітних полів, що генеруються за допомогою різних магнітних пристроїв. проведено огляд сучасних систем відведення КА з низбких навколоземних орбіт, що базуються на генерації власного електромагнітного поля, що при взаємодії з динамічним потоком іоносферної плазми і магнітним полем Землі створює силу гальмування і таким чином здійснює відведення КА з орбіти. Виявлено недоліки та переваги електромагнітних систем відведення КА. Запропоновано алтернативний метод і систему відведення об'єктів космічного сміття за допомогою пристроїв з постійними магнітами. Представлено конструктивну схему пристрою з постійними магнітами і запропоновано алгоритм її дії. Проведено аналіз екранів для магнітних і електромагнітних полів і обрано найбільш відповідний екрануючий матеріал. Обраний екрануючий матеріал являє собою багатошаровий екран, що складається з алюмінієвих, мідних і магнітних шарів. Розроблено математичну модель орбітального руху КА з пристроєм на постійних магнітах. За допомогою пакету прикладних програм SciLab розраховано час відведення для різних КА і висот орбіт. Виходячи з одержаних результатів розрахунку зроблено висновок, що ефективність впливу сили гальмування залежить від співвідношення між інерційними характеристиками КА та об'ємами постійних магнітів, що встановлюються на дані апарати. Визначено, що для КА, масою понад 2 т, використання двигунних пристроїв з постійними машнітами в якості систем відведення є неефективним. Це обумовлюється непропорційністю між зростанням сили гальмування в залежності від об'єму постійного магніту та зростанням інерційних характеристик КА при збільшенні його маси. Спираючись на дані результати визначено між ефективного застосування двигунних пристроїв з постійними магнітами.

Для решения задач исследования движения систем орбитального сервиса необходим учет процесса обработки измерительной информации о параметрах объекта сервиса, который, как правило, является некооперированным, часто с неизвестными характеристиками. Цель работы - систематизация результатов исследований, посвященных процессу обработки измерительной информации о параметрах некооперированных космических объектов. С этой целью проведен анализ публикаций по методам орбитального дистанционного определения параметров космических объектов и параметров их движения. В результате работы дана характеристика разрабатываемых методов. Выделены их необходимые составляющие - первоначальная обработка данных непосредственных измерений, выбор моделей движения центра масс объекта и движения вокруг центра масс, оценивание параметров объекта и его движения, основанное на использовании результатов первоначальной обработки данных и принятых моделях динамики. Современные методы орбитального дистанционного определения параметров объектов используют в основном данные диапазонного изображения (range imaging). На выходе первоначальной (суррогатной) обработки данных измерений, как правило, получают расположения так называемых геометрического центра объекта и геометрических осей координат. При выборе модели движения объекта сервиса в большинстве случаев пренебрегают орбитальным движением сервисного космического аппарата и объекта. Вместе с тем намечается тенденция учета орбитального движения в дальнейших исследованиях. Среди алгоритмов оценивания параметров объектов орбитального сервиса наиболее частое использование получили алгоритмы на основе фильтров Калмана различной модификации. Наряду с этим применяют и другие методы оценивания. В настоящее время усилия разработчиков рассматриваемых методов направлены на повышение точности оценивания параметров объектов и сокращение времени вычислений. Приведенный в работе анализ методов орбитального дистанционного определения характеристик объектов сервиса может быть использован для моделирования движения сервисного космического аппарата и объекта обслуживания, а также для оценки характеристик процесса обработки измерительной информации.

Рассмотрена актуальная на сегодняшний день проблема создания приборов снижения уровня звука выстрела (ПСУЗВ) для пистолетов с подвижным стволом таких, как пистолет Токарева образца 1933 г., пистолет Ярыгина, пистолетов семейства "Глок" и др. Оснащение спецподразделений силовых структур Украины и зарубежных государств, а также армейских подразделений таким вооружением обусловлено простотой его устройства, удобством в обращении, сравнительно небольшими размерами и массой. Представлены результаты создания новых ПСУЗВ с различными перегородочными элементами для пистолетов с коротким ходом ствола, работающих по принципу свободного затвора. Выделены и описаны характерные особенности трех групп конструкций, отличающихся формой составных элементов рассекателя: конусов, цилиндрических втулок, геликоидальных рассекателей-завихрителей. Перечисленные детали выполнены из алюминиевого сплава. Все приборы имеют одинаковые корпуса, крышки и импульсные разъединители, изготовленные из титанового сплава. Показаны особенности схемных решений, описана конструкция внутренних составных элементов с указанием влияния на эффективность работы в зависимости от вариантов их исполнения. Результаты натурных испытаний созданных приборов с использованием боеприпасов различной энергетики показали: эффективность снижения уровня звука выстрела, обеспечиваемая глушителем, соответствует этому показателю для лучших иностранных приборов снижения уровня звука выстрела при сопоставимых габарито-массовых характеристиках; уменьшилась стоимость глушителя за счет использования прогрессивных технологических процессов при изготовлении конструктивных элементов и глушителя в целом; в созданных приборах полностью устраняется вспышка выстрела; влияние созданных приборов на автоматику оружия, точность и кучность стрельбы, эксплуатационные характеристики не обнаружено. Приведены технические характеристики созданных приборов, свидетельствующие об их компактности и надежности, высокой эффективности снижения уровня звука выстрела.

Совершенствование ракетно-космической техники во многом определяется дальнейшим повышением эффективности ракетных двигательных установок (ДУ). Особенно важно расширение функциональных возможностей ДУ при решении задач управления полетом ступени ракеты. Основным преимуществом управления вектором тяги поворотом двигателя в кардановом шарнире является возможность создания достаточно больших по величине управляющих усилий с минимальными потерями импульса двигателя на управление. Преимуществом газодинамической системы управления являются ее высокие динамические качества. Новая концепция системы управления заключается в сочетании различных систем управления (механической и газодинамической) в рамках одной бифункциональной системы управления вектором тяги (БСУВТ), БСУВТ, являясь составной частью системы управления полетом ступени ракеты, должна обеспечивать управляющие усилия, необходимые для реализации программы полета и парирования возмущений, действующих на ступень, с оптимальным распределением функций составляющих систем: механической и газодинамической. При этом необходимо обеспечить минимальные потери энергии на управление без потери качества управления. Цель работы - обоснование преимуществ возможных схем БСУВТ и методики раздельного анализа сигналов, поступающих в систему управления вектором тяги (СУВТ), составляющей основу структурной схемы БСУВТ. Показано, что для космической ступени ракеты БСУВТ позволяет с минимальными энергозатратами на управление решить комплексную задачу парирования детерминированных возмущений (возникающих, например, при отделении части полезной нагрузки) и стабилизации движения в условиях действия случайных возмущений с широким спектром частот. Предложен новый подход к анализу поступающих в СУВТ сигналов и разработан алгоритм формирования управляющих сигналов. Выделенная из общего сигнала (поступающего в СУВТ) статическая составляющая парируется механической системой управления вектором тяги (МСУВТ), которая в основном решает задачу ведения космической ступени по заданной траектории. Динамическая составляющая сигнала, отражающая случайные (как правило, высокочастотные) возмущения, парируется газодинамической системой управления вектором тяги (ГСУВТ) и решает, в основном, задачи стабилизации ступени. Методика верифицирована на примере телеметрической информации по углу отклонения в плоскости тангажа первой камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя 11Д520.

Індекс рубрикатора НБУВ: В253.320.22

Рубрики:

Течія. Рідина в'язка. Рідина нестислива < Гідродинаміка >

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Приведены результаты расчетов течений в турбулентных газовых струях с использованием моделей турбулентной вязкости: алгебраической Сафронова А. и однопараметрических дифференциальных моделей Секундова А. и Nut-90. Цель работы - выбор из предложенных трех моделей наиболее подходящей модели турбулентности, предназначенной для использования при проведении расчетов течений в сверхзвуковых турбулентных струях продуктов сгорания реактивных двигателей. Расчет турбулентного течения в сверхзвуковой струе осуществляется неявным маршевым методом вдоль оси струи решением уравнений "вязкого слоя". Выбор модели турбулентности, предназначенной для расчета турбулентных течений в сверхзвуковых струях продуктов сгорания ракетных двигателей, основывается на сравнении результатов расчетов с приведенными в литературе экспериментальными данными. На основе сравнения с экспериментальными данными для проведения расчетов течений в турбулентных струях реактивных двигателей были выбраны алгебраическая модель турбулентности и однопараметрическая дифференциальная модель турбулентности Nut-90. В модели турбулентности Секундова реализуется завышенное турбулентное перемешивание по сравнению с экспериментальными данными, и поэтому эта модель была исключена из последующего анализа. С использованием выбранных двух моделей турбулентности были проведены сравнительные расчеты течений в струях продуктов сгорания для двух реактивных двигателей, которые отличаются как размерами выходного сопла, так и составом продуктов сгорания. Из результатов проведенных исследований течений в струях продуктов сгорания можно сделать вывод о том, что ни одна из исследованных моделей турбулентности не может быть использована в качестве универсальной модели для расчега течений в турбулентных струях продуктов сгорания реактивных двигателей. Выбор подходящей модели турбулентности может быть основан только на экспериментальных данных.

Індекс рубрикатора НБУВ: В251.630.18

Рубрики:

Концентрація напружень < Пластини >

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Рассмотрены особенности численного моделирования прогнозируемого разрушения крепежных элементов специальной ракетной конструкции под действием заданной газодинамической импульсной нагрузки. Рассматриваемая конструкция является сборной, ее элементы крепятся болтовыми соединениями и стяжками. Исследовано напряженно-деформированное состояние и время разрушения собранного боевого снаряжения ракетного комплекса. Задача решается численными методами в универсальной программной системе конечно-элементного анализа ANSYS. Предложена методика численного моделирования разрушения крепежных элементов, которая включает три этапа и отличается от стандартной быстротой расчета и хорошей сходимостью существенно нелинейной задачи. Предложенный трехэтапный подход для моделирования работы боевого снаряжения ракетного комплекса позволяет учитывать все факторы его нагружения. На первом этапе исследуется статическое напряженно-деформированное состояние полной конструкции, которое возникает в результате ее сборки - затяжки болтовых соединений. На втором этапе исследуется динамическое напряженно-деформированное состояние всей конструкции при импульсном нагружении с учетом билинейного закона пластического течения материалов и изменения коэффициента трения в зависимости от текущей скорости скольжения. На третьем этапе исследуется динамика разрушения статически нагруженных крепежных элементов конструкции под действием суммарного давления газодинамической импульсной нагрузки и воздействия разлетающегося боевою снаряжения. Пластическое течение материала описывается на основе модели упрочнения Купер а~Саймондса. Критерием разрушения является максимальная пластическая деформация. Расчетное время синхронизируется со временем реального нагружения конструкции, что позволяет прогнозировать момент разрушения крепежных элементов. Использование предложенной методики на стадии разработки конструкции позволяет заменить натурные эксперименты численными исследованиями.

Определение параметрической надежности механических систем (МС) ракеты-носителя (РН) на этапе проектирования в большинстве практических случаев может быть сведено к одномерным и двумерным моделям. Использование нормального распределения в таких моделях не всегда является оправданным, поскольку параметры МС достаточно часто следуют отличным от нормального законам распределения. Цель статьи - продемонстрировать возможности использования для оценки параметрической надежности МС РН двумерной нормальной связки, построенной на основе одномерных обобщенных лямбда распределений, обладающих значительной гибкостью. Рассмотрены вопросы построения и особенности нормальной связки такого типа, в частности, получены выражения для плотности распределения, линий регрессии и функции распределения. Такое распределение позволяет учесть отличие маргинальных распределений от нормального, а также линейную корреляцию между составляющими (встречается между параметрами МС в 70 % случаев). Показан способ получения параметра нормальной связки, характеризующего линейную корреляционную связь между случайными величинами, в основе которого лежит метод моментов. С использованием нормальной связки, построенной на основе одномерных обобщенных лямбда распределений, получены соотношения для определения параметрической надежности МС РН. С их помощью показано, что совместный учет отличия маргинальных распределений случайных величин от нормального (прежде всего, характеристик скоса и эксцесса), а также линейной корреляции между ними позволяет сделать более корректный прогноз надежности МС по сравнению с нормальным случаем. Учет нелинейной корреляции между параметрами МС (для сравнения использована модифицированная связка Фарлье-Гумбеля-Моргенштерна) также не приводит к значимому отклонению показателя безотказности от значений, получаемых с использованием рассматриваемой нормальной связки. Продемонстрировано практическое использование рассмотренной нормальной связки для оценки вероятности достаточности топлива ступени РН для безаварийного выключения двигательной установки.

Рассмотрен алгоритм расчета критерия статистического подобия условий отработки систем ракет космического назначения (РКН) в виде соотношения между объемами эллипсоидов рассеяния на сравниваемых этапах испытаний (в наземных и натурных условиях). При расчете критерия используется метод главных компонент, который имеет ограничения при подготовке исходных данных. Это, например, искажение матрицы ковариаций из-за больших незамеченных "выбросов" в данных или из-за неудачной нормировки, выборочная матрица может быть отрицательно определенной. Для преодоления ограничений при подготовке исходных данных в методе главных компонент предлагаются нормировка, масштабирование и использование "комплектных образцов". При нормировке требуется определенный опыт ей применения для учета "выбросов" в данных, чтобы не получить отрицательно определенную ковариационную матрицу ввиду нелинейной зависимости данных. Масштабирование применяется при различной размерности исходных компонент, но ввиду того, что вектора не инвариантны относительно изменения масштаба, возможно искажение взаимосвязей между исходными данными и, как следствие, проблема преобразования ковариационной матрицы в корреляционную. При применении "комплектных образцов" из матрицы исходных данных выделяется максимально возможный ее фрагмент (исключаются столбцы с пропущенными значениями параметров либо пропущенное значение признака заменяется его средним арифметическим значением по имеющимся реализациям). В результате применения нормировки уменьшается влияние "выбросов" данных, при применении масштабирования исключается отрицательно определенная выборочная матрица, а при "комплектных образцах" обходятся оба ограничения по подготовке исходных данных в методе главных компонент.

В парке грузовых вагонов железных дорог Украины используются в основном трехэлементные тележки. Одним из основных параметров, характеризирующих техническое состояние вагона, является износ пятникового узла, при котором происходит увеличение ударных сил при трогании с места и торможении, ухудшение передачи продольных усилий через шкворень, его изгиб, срез и т, д. Для детального исследования процессов взаимодействия и износа элементов пятниковых узлов, а также их влияния на динамические показатели вагона необходимо учитывать пространственные колебания элементов его конструкции, вызванные как действием возмущений со стороны пути, так и его продольной динамикой, связанной с действием усилий от соседних вагонов, сил торможения и других воздействий в продольном направлении. Цель статьи - разработка математической модели колебаний сцепа вагонов с детальным учетом особенностей контакта тел в системе опирання кузова на тележки для прогнозирования процессов их взаимодействия и износа пятникового узла. Применены методы математического моделирования, численного интегрирования, теории колебаний, статистической динамики. Представлена математическая модель колебаний сцепа вагонов, соединенных упругодиссипативными связями. В ней все вагоны, кроме среднего, описаны как твердые тела, совершающие колебания в продольно-вертикальной плоскости. Для среднего вагона разработана пространственная модель с детальным учетом процессов взаимодействия тел в системе опирання кузова на тележки и конструктивных особенностей типовых и комплексно модернизированных тележек. Проанализированы процессы взаимодействия и износа боковых рабочих поверхностей пятника и подпятника хопперов с типовыми и комплексно модернизированными тележками. Оценено влияние уточ- нения взаимодействия элементов пятниковых узлов на получаемые динамические показатели экипажей. Показано, что при повышенных скоростях движения вагона расчетные значения его горизонтальных динамических показателей выше в случае использования модели одиночного экипажа.

Статья содержит информацию о результатах научно-исследовательской работы по конструированию и отработке приборов снижения уровня звука выстрела (ПСУЗВ) для пистолетов со свободным затвором. Обобщен практический опыт использования пистолетов со свободным затвором в комплекте с ПСУЗВ. Рассмотрены существующие варианты исполнения ПСУЗВ и особенности их конструкции. Обоснован выбор формы и расположения перегородочных элементов, которые образуют расширительные камеры и определяют протекание газотермодинамических процессов внутри ПСУЗВ. В Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины (ИТМ НАНУ и ГКАУ) отработана технология изготовления ПСУЗВ из титановых и алюминиевых сплавов, позволившая создать приборы, не уступающие по техническим характеристикам лучшим зарубежным образцам и превосходящие фирменные приборы Научно-производственного объединения "Форт" (НПО "Форт"). Оснащение спецподразделений силовых структур оружием со свободным затвором в комплекте с ПСУЗВ обусловлено простотой устройства, удобством в обращении, сравнительно небольшими размерами и массой. Из результатов проведенных на полигоне и в тире натурных испытаний созданных в ИТМ НАНУ и ГКАУ приборов показано: эффективность снижения уровня звука выстрела, обеспечиваемая ПСУЗВ, находится на уровне лучших иностранных приборов и превосходит штатные приборы НПО "Форт" при сопоставимых массогабаритных характеристиках; конструкция ПСУЗВ не оказывает влияние на работу автоматики пистолета и выдерживает стандартные режимы стрельбы; характеристики рассеивания при стрельбе с установленным ПСУЗВ не отличаются от работы без ПСУЗВ; при испытаниях не обнаружено влияние ПСУЗВ на другие эксплуатационные характеристики оружия. Таким образом, созданы эффективные и надежные приборы снижения уровня звука выстрела для пистолетов семейства "Форт" или подобных им. Работы по созданию ПСУЗВ осуществлялись в тесном контакте с представителями силовых структур, с учетом их требований и замечаний.

Сформулирован маршевый алгоритм численного решения уравнений "вязкого слоя" (упрощенных уравнений Навье-Стокса, в которых опущены вторые производные по продольной координате, а в уравнении для радиальной компоненты скорости отброшены диссипативные слагаемые) для расчета турбулентного течения в многокомпонентной сверхзвуковой струе ракетного двигателя, истекающей в затопленное пространство или спутный дозвуковой поток воздуха. В рамках этого алгоритма система уравнений разбивается на две группы. К первой группе относятся уравнения для продольной составляющей импульса, энергии, переноса компонент газовой смеси и характеристик турбулентности. Это уравнения параболического типа и допускают решение маршевым методом по неявной абсолютно устойчивой итерационной схеме с применением скалярной прогонки. Во вторую группу включаются уравнение для радиальной составляющей импульса с опущенными диссипативными членами и уравнение неразрывности. При использовании уравнения состояния эти уравнения рассматриваются как уравнения относительно давления и поперечной составляющей вектора скорости. Сформулирован алгоритм для решения этой группы уравнений. В рамках этого алгоритма при решении уравнений второй группы для сеточных значений давления формируется система уравнений с трехдиагональной матрицей. Для этой системы формулируется краевая задача: на оси струи производная давления по радиальной координате равна нулю, на границе струи задано давление, равное давлению в затопленном пространстве или в спутном дозвуковом потоке. Решение этой задачи используется для определения давления в области сверхзвукового течения. Во внешней части струи с дозвуковым течением давление считается равным давлению в пространстве истечения. Для определения поперечной компоненты скорости в сверх- и дозвуковой части струи используется соотношение, которое получается при конечно-разностной аппроксимации уравнения неразрывности. Использование предложенного маршевого алгоритма при расчете истечения струи ракетного двигателя в затопленное пространство позволяет осуществить непрерывный переход от расчета неизобарического полностью сверхзвукового течения на выходе из сопла к дозвуковому течению в струе вплоть до ее полного перемешивания с воздухом в пространстве истечения. Для верификации алгоритма дано сравнение результатов расчета по предложенному алгоритму с экспериментальными данными.

Спостережено суттєве зростання вартості космічних апаратів (КА). У зв'язку з цим зростають вимоги до збільшення тривалості строків їх активного існування, надійності функціонування й зниженню експлуатаційних витрат. Багатообіцяючим шляхом задоволення цих вимог є впровадження технології орбітального сервісного обслуговування (ОСО). ОСО дозволяє вирішувати технічні та економічні проблеми за рахунок виконання сервісних операцій у космосі. Впровадження ОСО сприяє збільшенню строків активного існування КА, підвищенню надійності їх функціонування, зниженню витрат на підтримку в експлуатації орбітальних супутникових систем різного призначення. Програми ОСО з усунення КА, що завершили активне існування, або ушкоджених КА з робочих орбіт допомагають зм'якшити проблему нагромадження космічного сміття. Склад системи ОСО залежить від плануємих до виконання сервісних завдань і балістичних можливостей одноразових або багаторазових сервісних космічних апаратів (СКА). Реалізуємість і характер балістичних маневрів СКА багато в чому визначаються типом і характеристиками їх маршових двигунів. Мета статті - оцінка балістичного потенціалу сучасних і перспективних орбітальних сервісних апаратів і розробка методики планування раціональних маршрутів ОСО. Розглянуто й проаналізовано різні системи ОСО наземного та космічного базування. Проведено оцінку доцільності їх використання в залежності від плануємих для виконання сервісних завдань. Виявлено найбільш перспективні схеми ОСО. Запропоновано методику планування раціонального маршруту послідовного обходу орбіт КА, що обслуговуються, й наведено тестовий приклад розрахунку. Методика базується на розв'язанні багатокритеріальної задачі комівояжера. Багатокритеріальна задача комівояжера сформульована в термінах целочисельного лінійного програмування й приведена до однокритеріальної задачі методом адитивної згортки. Новизна запропонованої методики полягає у приведенні вихідної задачі до виду багатокритеріальної задачі комівояжера. Одержані результати можуть знайти застосування при обгрунтуванні, плануванні й здійсненні сервісних космічних операцій.

Проведен выбор рациональных методов для решения одной из комплексных задач начального этапа проектирования, связанной с оптимизацией проектных параметров, параметров траектории, программ управления и основных характеристик одноступенчатых управляемых ракетных объектов (УРО) с маршевыми ракетными двигателями на твердом топливе. В состав оптимизируемых параметров включены проектные параметры УРО, а также параметры траектории, позволяющие формировать программы управления движением УРО на различных участках полета. Оптимизация параметров проводилась из условия максимума целевой функции дальности полета - расстояния, на которое доставляется головная часть УРО с требуемыми значениями кинематических параметров движения в конце полета. Разработаны алгоритмы и программы, с применением которых проведена оценка эффективности использования детерминированных методов оптимизации при решении комплексной задачи, таких как: метод конфигураций нулевого порядка (Хука-Дживса), метод деформируемого многогранника нулевого порядка (Нелдера-Мида), градиентные методы покоординатного спуска первого и второго порядков. Показана целесообразность использования метода конфигураций (Хука-Дживса), который определяет вектор оптимизируемых параметров, наиболее приближенный к глобальному оптимуму целевого функционала. Как показали результаты расчетов, градиентные методы покоординатного спуска первого и второго порядков и метод деформируемого многогранника нулевого порядка требуют сравнительно большего количества итераций для нахождения оптимального значения вектора оптимизируемых параметров. Отмечено, что дальность полета существенно зависит от значений выбранных оптимизируемых параметров. В связи с этим оптимизация выбранных (и, возможно, других) параметров при решении конкретных целевых задач представляется необходимым этапом процесса проектирования УРО. Рассмотренные алгоритмы оптимизации могут быть без существенных доработок использованы проектными организациями на начальном этапе проектирования объектов ракетно-космической техники различного назначения.

Работа посвящена развитию подходов к оптимальному аэродинамическому проектированию центробежных компрессорных ступеней, что обусловлено практикой их применения в компрессорах современных авиационных газотурбинных двигателей и энергоустановок. Цель работы - построение и проверка работоспособности методики аэродинамического совершенствования рабочих колес центробежных компрессорных ступеней. В качестве основного метода применяется численное моделирование пространственных турбулентных газовых течений в центробежных колесах на основе полных осредненных уравнений Навье-Стокса и двухпараметрической модели турбулентности. Особенностями используемого подхода к оптимизации являются: варьирование пространственной формы лопасти центробежного колеса при неизменном положении ее входного и выходного участка для минимизации влияния варьирования на рабочий диапазон изменения расхода воздуха через колесо и параметры течения на выходе из колеса; формулировка критериев качества как осредненных по расходу воздуха величин энергетических характеристик рабочего колеса; поиск рациональных значений геометрических параметров лопасти центробежного колеса путем систематического просмотра области независимых переменных в точках, образующих равномерно распределенную последовательность. В результате проведенного исследования расчетным путем показано, что применение предлагаемой методики позволяет заметно увеличить степень, сжатия в центробежном колесе при сохранении величины его адиабатического коэффициента полезного действия (КПД) в рабочем диапазоне изменения расхода воздуха через колесо. Данный вывод получен при использовании достаточно "грубой" расчетной сетки, сохраняющей, однако, чувствительность результатов расчета к изменению формы лопасти центробежного колеса. Достоверность этого вывода подтверждена последующим расчетом энергетических характеристик исходного и модифицированного колеса на более подробной расчетной сетке. В целом продемонстрировано, что изменение формы только средней части лопасти центробежного колеса представляет собой достаточно сильное воздействие, существенно влияющее на степень сжатия воздуха в колесе и практически не сказывающееся на его КПД. Полученные в работе результаты могут быть использованы при аэродинамической оптимизации центробежных ступеней авиационных газотурбинных двигателей.

Моделирование взаимодействия проводящего тела с потоком плазмы является важным этапом разработки научных и технологических диагностических приборов, элементов конструкций перспективных космических аппаратов и систем. Цель статьи - обоснование разработанного авторами алгоритма численного моделирования взаимодействия проводящего заряженного тела с потоком разреженной плазмы. Описаны ключевые элементы алгоритма решения двумерной системы уравнений Власова-Пуассона на примере задачи сверхзвукового поперечного обтекания проводящего цилиндра низкотемпературной неизотермической разреженной плазмой. В алгоритме реализована возможность решения уравнений Власова конечно-разностными методами растепления или методом характеристик. При расчете локально равновесного самосогласованного электрического поля для электронной компоненты использованы модели Власова-Пуассона и Пуассона-Больцмана в приближении локально равновесных электронов и с учетом стока электронов на поверхности тела в приближении центрального поля. Сформулированы критерии применимости приближенных моделей Пуассона-Больцмана а окрестности обтекаемого тела. Достоверность получаемых результатов подтверждена как проведением тестовых расчетов известных модельных задач, так и сравнением результатов решения одинаковых физических задач с использованием разных математических моделей. Рассчитаны полные токи на поперечно обтекаемый заряженный цилиндр в зависимости от потенциала, ионного скоростного отношения и степени неизотермичности плазмы. Использование в алгоритме конечно-разностного метода расщепления для решения уравнений Власова и вложенных сеток открывает возможности развития алгоритма для учета столкновений в плазме и включения в расчетную схему источников и стоков заряженных частиц. результаты могут быть использованы в диагностике низкотемпературной разреженной плазмы и проектировании элементов конструкции космических аппаратов и систем.

Індекс рубрикатора НБУВ: В333.263

Рубрики:

Взаємодія електромагнітних хвиль з плазмою

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: Ж107.11

Рубрики:

Вимірювання довжини

Шифр НБУВ: Ж16745 Пошук видання у каталогах НБУВ