НАУКА и ОБРАЗОВАНИЕ

В статье приведены схемы и конструкции гидравлических баков открытого и закрытого типов, применяемых на пассажирских и маневренных самолетах. Приведена методика расчета необходимого объема жидкости для гидравлических баков открытого и закрытого типов с учетом всех режимов полета, включая полет с отрицательной перегрузкой. Приведена также методика расчета оптимальной по весу геометрии бака, схема системы наддува бака открытого типа от баллона с сухим воздухом высокого давления и резервным наддувом от системы кондиционирования воздуха салона самолёта, схема подключения и конструкция дренажного бака.

В статье представлена оценка характеристик распознавания речевых команд системой автоматического распознавания речи, основанной на методе скрытых марковских моделей. Исследования проводились в следующих условиях: в лаборатории при отсутствии акустических шумов и помех; при воздействии акустических помех разных видов. Научная новизна представленных результатов заключается в получении объективных количественных оценок дикторонезависимости и помехоустойчивости малословарной системы распознавания, основанной на марковских моделях, а также в разработке рекомендаций по улучшению характеристик распознавания. В статье предложено дальнейшее развитие методик, разработанных авторами ранее для оценивания влияния пилотажных перегрузок на характеристики речи и ее автоматическое распознавание.

 Проведен анализ особенностей летной эксплуатации беспилотных летательных аппаратов во всем фазовом пространстве ожидаемых условий эксплуатации. Рассмотрены основные аспекты проблемы обеспечения безаварийного применения беспилотных летательных аппаратов, исключающего их неконтролируемое падение на землю и связанное с этим непреднамеренное нанесение ущерба жизни, здоровью людей и их имуществу на земле. Проведен анализ факторов, влияющих на безопасность полета беспилотных летательных аппаратов. Определены причины и показаны последствия авиационного происшествия, представлены способы его предотвращения.

Накопление микроповреждений в результате интенсивного пластического деформирования приводит к снижению средней плотности высокоскоростных элементов, формирующихся при взрывном обжатии профилированных металлических облицовок. Для уплотнения таких элементов при испытаниях с их помощью стойкости противометеоритной защиты предлагается использовать воздействие на элементы продольного магнитного поля, создаваемого на траектории их движения перед взаимодействием с мишенью. Разработана схема установки для реализации магнитноимпульсного уплотнения формируемых взрывом высокоскоростных металлических элементов. На основе численного моделирования определено влияние длины соленоида и интенсивности магнитного поля в нем на достигаемый эффект уплотнения стальных и алюминиевых элементов. Установлено, что для стальных элементов индукция воздействующего магнитного поля должна составлять около 50 Тл, для алюминиевых – около 30 Тл.

При развёртывании роторного солнечного паруса может потребоваться увеличить его угловую скорость (осуществить «дораскручивание»). Для этого к конструкции необходимо приложить момент сил (момент дораскручивания). Ввиду малой жёсткости бескаркасной конструкции это может привести к значительным перемещениям лопастей паруса относительно жёсткой части космического аппарата, вплоть до их наматывания на аппарат. В данной работе предложена математическая модель с двумя степенями свободы, позволяющая оценить динамику космического аппарата с роторным двухлопастным солнечным парусом при действии внешнего раскручивающего момента. Модель основана на уравнениях движения двухзвенного маятника в нелинейной постановке (первый маятник моделирует жёсткую часть космического аппарата, а второй – лопасти солнечного паруса). Модель позволяет определить допустимый момент исходя из ограничения на угол отклонения лопастей от стационарного положения. Разработано программное обеспечение для проведения расчётов; проанализировано влияние проектных параметров и характера приложения нагрузки (внезапность) на допустимый момент дораскручивания. 

Исследование аэродинамики тел, получивших необратимые деформации в процессе движения, является сегодня весьма актуальной задачей. Авторами р азработан эффективный матричный метод описания геометрии тел с произвольной искривленной осью, на основе которого создана общая методика расчета аэродинамических характеристик таких тел, использующая физическую гипотезу «ньютонова торможения». Указанный подход позволяет рассчитать не только аэродинамические, но и инерционные характеристики искривленных тел и может служить основой для формирования комбинированной методики деформированных тел с головной частью и оперением.

На сегодняшний день все большую востребованность находят малые и сверхмалые космические аппараты. При небольшой стоимости запуска, на таком аппарате возможно провести полноценный научно-исследовательский эксперимент. Но отсутствие, на сегодняшний день, доступных и функциональных двигательных установок для малых космических аппаратов сильно сужает  возможности их использования. Для решения этой проблемы была предложена конструкция малогабаритного термоэлектрического реактивного двигателя, предназначенного для использования на малых космических аппаратах. Описан лабораторный эксперимент, подтверждающий работоспособность устройства и соответствие расчетной методике.

Целью работы является определением влияния конструктивных параметров компоновки, таких как формы обтекателя, удлинение корпуса, вид тормозных устройств на аэродинамические характеристики и структуры обтекания летательного аппарата. В статье представлены результаты физического эксперимента по обтеканию летательных аппаратов с различными конфигурациями носовой части и тормозного устройства. Проведены численные расчеты исследуемых тел и сравнительный анализ полученных результатов. Описана постановка задачи и метод расчета. Уравнения Рейнольдса замкнуты с помощью модели турбулентности k-omega SST. Основу расчетного метода составляет метод контрольного объема. Выявлены влияния протока газа между щитками на значение донного сопротивления.

Представлены результаты теоретических исследований тепло- и массообменных процессов в аппаратах, применимых для выполнения операций охлаждения и обезвоживания углеводородного горючего на стартовом и техническом комплексе космодрома. По результатам исследований построена рациональная схема системы подготовки углеводородного горючего по температуре и влагосодержанию с использованием емкостей хранения и накопительных емкостей, барботажных аппаратов подготовки горючего по влагосодержанию и температуре с использованием холода жидкого азота и холода образующегося при испарении жидкого азота газообразного азота в контактном теплообменнике. Указаны преимущества предложенной системы перед системами, основанными на использовании парокомпрессионных холодильных машин.

Работа посвящена экспериментальной демонстрации эффекта азимутального отклонения иона под действием магнитного поля. Показано отклонение пучка под действием магнитного поля в канале двигателя. Подтверждены теоретические зависимости для величины угла азимутального отклонения, которые были получены в предыдущих работах.

В работе рассмотрены проблемы изменения тягового КПД двигателя с анодным слоем при использовании  различных рабочих веществ. Получены зависимости, описывающие влияние азимутального отклонения на указанный КПД, подтвержденные результатами эксперимента. Предложены критерии оценки использования различных рабочих веществ для увеличения тягового КПД двигательной установки.

Рассмотрено влияние азимутальной закрутки ионов на расхождение ионного пучка в двигателе с анодным слоем. Показано, что пучок ионов приобретает форму однополостного гиперболоида. Получены зависимости, описывающие гиперболоид, ограничивающие кривые и асимптоты в зависимости от геометрических размеров двигателя и угла азимутального отклонения. Приведены результаты расчетов в виде графических зависимостей.

В данной статье рассмотрена задача структуризации знаний о процессе и объекте управления и применение их для оперативного контроля состояния пилотируемых космических аппаратов. Выявлена и обоснованна необходимость объединения накопившегося опыта управления полетом пилотируемыми космическими аппаратами в виде единой предметной области. На основе проведенного исследования авторами предлагается новый подход к структуризации знаний о процессе и объекте управления, рассмотрены инструменты для решения поставленной задачи и практического применения.

Целью работы является обоснование выбора оптимальной компоновки для аппарата “Сканлайнер”. В статье представлены результаты численных  расчетов  обтекания аппарата-зонда различной компоновки в закрученном потоке газа. Описана постановка задачи и метод решения. Уравнения Рейнольдса замкнуты с помощью модели турбулентности  Ментера. Основу расчетного метода составляет метод контрольного объема. Проведен расчет АДХ различных компоновок тел при изменении угла атаки и угловой скорости закрутки потока. Выполнено сравнение с результатами эксперимента, полученного авторами в установке ‘винт-кольцо’. На основании полученных результатов может быть дана рекомендация по выбору оптимальной компоновки для аппарата в форме затупленного цилиндра с двумя дисками.

Изучается модельная задача аэроупругости, в которой профиль обтекается двумерным потоком несжимаемой среды. Контур профиля является упругодеформируемым. Для определения упругих деформаций контура профиля используется метод конечных элементов. В качестве конечного элемента рассматривается балочный элемент с шестью степенями свободы и постоянным поперечным сечением. Для численного решения уравнений динамики профиля используется метод разложения по собственным формам. Для расчета параметров течения и нестационарного аэродинамического нагружения профиля применяется метод вихревых элементов, основанный на модели потока завихренности Лайтхилла-Чорина. В качестве модельных задач рассматриваются профили эллипса и крыла. Основные параметры расчетной схемы выбирались на основе расчета аэродинамических характеристик жестких профилей. Полученные для упругого профиля результаты показывают влияние упругих деформаций профиля на возникающие нестационарные аэродинамические силы.

Выполнен анализ по модернизации кислородно-керосиновых двигателей. Показано, что традиционный оребренный тракт охлаждения не способен увеличить эффективность кислородно-керосиновых двигателей первой ступени. Рассмотрены новые методы охлаждения ЖРД.

В статье приводятся некоторые результаты проведенного автором исследования возможности осуществления двухимпульсных перелетов на орбиты F-класса системы Солнце-Земля задачи трех тел с круговых орбит ожидания в околоземном пространстве. Указывается, что орбиты F-класса устойчивы, что порождает целый спектр возможного их применения как в исследованиях, так и в практике освоения космического пространства. Дана энергетическая характеристика орбит F-класса, представлены возможные схемы перелетов с количественными оценками потребных импульсов характеристической скорости на перелет. Характерно, что суммарный потребный импульс характеристической скорости на выведение КА на орбиту F-класса меньше затрат на выведение на параболическую орбиту. В заключении обобщены варианты возможного использования орбит F-класса.

При предварительном баллистическом проектировании обычно рассматриваются возможные перелеты КА в окрестность коллинеарных точек либрации системы Солнце-Земля по одноимпульсной схеме. Однако подобная схема реализации перелета имеет существенные ограничения по радиусу получаемой в итоге гало-орбиты. В статье представлены результаты исследования, показывающие существование возможности выведения КА на гало-орбиты сколь угодно малого радиуса в рамках двухимпульсного перелета из окрестностей Земли. Приводятся результаты численного моделирования, показывающие, что суммарные затраты на выведение при использовании двухимпульсных схем оказываются существенно ниже потребных затрат на выведение на параболическую орбиту с заданной орбиты ожидания.

Рассмотрены подходы к построению математической модели для описания явления ролловер, заключающейся в быстром выбросе паров сжиженного природного газа (СПГ) из хранилища, вызванного перемешиванием слоев СПГ с различной температурой. Приведены количественные результаты поведения слоев СПГ в хранилищах систем заправки стартовых комплексов. Анализ параметров СПГ при пополнении запасов в хранилище позволяет прогнозировать уровни температур и давлений и избежать повреждений конструкции при эксплуатации.

В статье рассмотрены элементы методики расчетного анализа прочности элементов ферменных конструкций наземного оборудования при кратковременном воздействии высокотемпературной струи двигательной установки ракеты космического назначения. Проведен анализ рациональных допущений и принципов формирования расчетных моделей для проведения расчетов прочности ферменных конструкций при термомеханическом нагружении. Приведены основные положения методики расчета общей и местной прочности элементов ферменных конструкций при термомеханическом нагружении.