МОЛОДЕЖНЫЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК

Одним из самых значительных космических проектов текущего десятилетия является совместное строительство Европы и России космодрома для ракет-носителей (РН) «Союз-СТ»  во французской Гвиане.            Космодром Куру  (гвианский космический центр (ГКЦ)) расположен на широте 5°3', около 500 км к северу от экватора. В связи со столь близким расположением к экватору, вращение Земли придаёт РН дополнительную скорость в 460 метров в секунду (1656 км/ч) при траектории запуска в восточном направлении. Для РН семейства «Союз» это позволяет существенно увеличить массу полезной нагрузки, что значительно повышает эффективность каждого запуска.

Прогресс последних десятилетий во всём мире стимулировал небывалый рост уровня обеспечения комфортом пассажиров и обслуживающего персонала практически на всех видах общественного транспорта и, как следствие, увеличение потребности в различных системах транспортного кондиционирования и охлаждения. Благодаря ряду преимуществ, спиральные компрессора (СПК), в частности горизонтальные СПК, находят широкое применение в этих системах.

В настоящее время трудно переоценить актуальность проблемы энергосбережения и экономии энергоресурсов. Как следствие рождается необходимость разработки систем накопления и трансформирования электроэнергии и теплоты. Эта задача имеет непосредственное отношение и к низкопотенциальной теплоте, т.е. холоду.Так в 2011 году С.В. Коровкиным был запатентован теплообменный аппарат с изменяемой геометрией поверхности теплообмена. Аппараты такого типа могут применяться в технологических процессах, связанных с генерацией льда. 

Известно, что закись азота (N₂O)  успешно применяется в качестве высокоэнергитической добавки в двигателях различных классов, самостоятельного окислителя в гибридных и жидкостных РД, а также как унитарное топливо РД малых тяг. N₂O обладает рядом важных преимуществ, к которым относятся: возможность разложения на свободные кислород и азот с выделением тепловой энергии в количестве 82 кДж/моль, возможность хранения в сжиженном состоянии, упрощение системы подачи за счет эффекта самовытеснения собственными насыщенными парами с давлением более 4 МПа при 290 К, а также  нетоксичность.

Рассмотрены проблемы создания комплекса лабораторного оборудования. Созданы математические модели процессов, протекающих в рассмотренных установках. Проведены расчеты основных параметров установок. Разработаны геометрические модели комплекса лабораторного оборудования и изготовлены прототипы элементов, входящие в его состав.

Вращение тел в потоке жидкости или газа создает условия для возникновения многочисленных эффектов – аэродинамических, гироскопических, вибрационных, акустических. Учет их и практическое использование представляют большой интерес в самых разных областях техники. В данной работе нас интересует аэродинамика.

Цель работы: в комплекс оборудования учебной лаборатории кафедры СМ3 включить автоматизированную систему измерения давления с использованием имеющейся аппаратуры, обеспечить работоспособность получившегося комплекса.

Идея космоплавания с малой тягой солнечного паруса-зеркала была впервые высказана Ф.А. Цандером в 1910-1912 гг., а воплощена им в первый инженерный проект космического корабля с солнечным парусом лишь в 1924 г. [1]. Сама идея движения под действием сил светового давления имеет довольно долгую историю в рамках истории физики, астрономии и космонавтики. Скоро исполнится сто лет со времени этих первых публикаций Ф.А. Цандера. За истекшее столетие развивающаяся идеякосмического полета с малой тягой солнечного паруса претерпела ряд неизбежных модификаций. Разнообразные приложения предлагают парус либо в виде экологически чистого движителя малой тяги, либо в роли элемента систем ориентации космического аппарата или его орбитального контроля, либо в роли рефлектора для освещения земной поверхнгости и т.п. Идея солнечного паруса неизбежно связана не только с поисками и разработками новых видов энергии, но и с широкими горизонтами революционных применений современных нанотехнологий в космосе.

Сопло – важнейшая часть ЖРД, влияющая на прочность всей конструкции, одна из критических областей которой - стык сопловой охлаждаемой части с насадком радиационного охлаждения. Нет необходимости говорить о том, что без расчета на прочность невозможно проектирование  новых конструкций и модернизация старых.Изделие представляет собой тонкостенную конструкцию, основной частью которой является осесимметричная оболочка, охватывающая камеру сгорания цилиндрической формы с форсуночной головкой, сопловую часть с насадком радиационного охлаждения (НРО) на ее конце. Конструкция состоит из связанных между собой огневой стенки и силовой оболочки, между которыми по охлаждающему тракту протекает охладитель.

В последнее десятилетие существенно возросло количество функционирующих на околоземных орбитах малых космических аппаратов (МКА), что обусловлено относительно малой стоимостью их изготовления и быстрым развитием электроники. Даже так называемые «кубсаты», представляющие собой куб с ребром 10 сантиметров, способны успешно конкурировать с более габаритными космическими аппаратами, решая точечные научные задачи, обеспечивая получение навыков работы с МКА в университетской среде. Центр управления полётами МКА МГТУ им. Н.Э. Баумана(ЦУП-Б) осуществляет слежение, приём и обработку телеметрической информации (ТМИ) с нескольких МКА, передающих данные в радиолюбительском диапазоне частот 435-437 МГц. Приём и обработка ТМИ с этих МКА рассматривались изначально в качестве тренировок для получения необходимого опыта управления собственными МКА «Бауманец» и «Бауманец-2». Вместе с тем, за время работы с данными аппаратами было выявлено несколько ключевых моментов, с которыми ЦУП-Б неизбежно столкнётся после запуска собственного спутника, самым важным из которых является низкая скорость обработки ТМИ с таких МКА при определённых режимах передачи информации с борта на Землю. Следовательно, основной задачей представляется повышение быстроты обработки ТМИ и высвобождение времени под оперативный анализ полученных данных.  

Спускаемые аппараты автоматических космических станций, предназначенных для исследования планеты Венера, отличаются конструктивно от спускаемых аппаратов космических кораблей. Планета Венера обладает достаточно мощной атмосферой: атмосферное давление на поверхности планеты более чем в 90 раз превышает земное. Температура на поверхности равна почти 700 °C. Это и наложило свой отпечаток на создание спускаемого аппарата для Венеры [1].Одна из фундаментальных задач исследования Венеры – проблема  исчезновения воды, когда это произошло и каким образом. Эта задача представляется очень важной с точки зрения стабильности земного климата и важности воздействия на климат деятельности человека, может ли вода вывести климат из стабильного состояния, так что СО₂ может освободиться из карбонатов и привести к катастрофическим последствиям.Эта и многие другие задачи могут быть решены только при непосредственных измерениях в атмосфере с аэростатного зонда или посадочного аппарата.

В настоящее время спутниковые системы играют ведущую роль в использовании космического пространства. Под системой КА будем понимать совокупность КА, упорядоченных определенным образом в пространстве и выполняющих в тесном взаимодействии между собой конкретные задачи полета.Рассмотрим спутник, входящий в спутниковую систему, предназначенную для дистанционного зондирования Земли. Поддержание орбиты спутника, входящего в спутниковую систему, является определяющим для его успешной работы.

В современном мире требования к точности постоянно возрастают. Создаются все новые системы для определения координат тела в пространстве. Наиболее перспективными, надежными и точными системами являются системы спутниковой навигации. Рассмотрим особенности синтеза алгоритмов управления, использующих информацию с навигационных систем.В качестве объекта управления принимаем высокоскоростной беспилотный летательный аппарат (БЛА). В настоящий момент в среднем точность попадания БЛА составляет до 100 метров. Ниже в таблице 1 приведена примерная точность попадания некоторых ЛА

Актуальной и практически полезной является задача расчета неравновесной внутренней баллистики РДТТ на переходных режимах. Данный процесс характеризуется расходом энергии рабочего тела не только по прямому назначению (для создания рабочего давления и, соответственно, тяги), но и на побочные процессы (заполнение свободного объема камеры продуктами сгорания, прогрев элементов конструкции до номинальной температуры и т.п.).

В течение нескольких десятилетий перед учеными стоит научная задача исследования планеты Марс. Существовало несколько марсианских программ, целью которых было запустить на планету спускаемые аппараты с научной аппаратурой, и доставить ценную информацию о Марсе на Землю. По мнению ведущих российских и зарубежных ученых, среди очередных задач в предстоящих исследованиях Марса одной из наиболее актуальных является проведение исследований глубинной структуры тела планеты. Для этого требуется пронаблюдать распространение в теле Марса естественных или искусственных колебаний грунта, и измерить тепловой поток из недр в различных районах Марса.

В данной работе представлены результаты первого этапа анализа: исследуется задача попадания космического аппарата (КА) в Луну с низкой промежуточной околокруговой орбиты искусственного спутника Земли с помощью прямого перелёта. Исследуется возможность разработки универсального приближенного алгоритма определения траектории попадания в Луну, его использование в качестве первого приближения для решения точной краевой задачи получения центральной траектории попадания в Луну. 

Выбор оптимальной программы тангажа крайне важен для обеспечения минимальных затрат энергии и для получения максимальной дальности полёта ракеты. На активном участке траектории полёта абсолютное ускорение движения ракеты-носителя можно представить в виде: V¢(t)= V_g¢(t) + W¢(t), где V_g(t) – вектор гравитационных потерь скорости, а W(t) – вектор кажущейся скорости.  В процессе расчёта параметров кажущегося движения возникает необходимость решения системы дифференциальных уравнений (СДУ), которая в проекциях на оси начальной стартовой системы координат (НССК) имеет вид.

В работе рассмотрены вынужденные продольные колебания прямого стержня с сухим кулоновым трением при различных внешних воздействиях.Для получения амплитудно-частотной характеристики системы применяется метод собственных функций однородной краевой задачи, который иллюстрируется на примере колебаний однородной консоли.Кроме этого, продольные колебания стержня заменяются приведенными (эквивалентными) параметрами в виде бесконечной цепочки линейных осцилляторов (i=1,2,3,… - номер осциллятора).

Привязка оптических измерений к космическим объектам (КО) требует сопоставления полученных от наблюдателей измерений с орбитальными параметрами объектов, содержащихся в каталоге. В настоящее время за одни сутки могут быть получены измерения более тысячи КО. Количество КО на орбитах ГСО и ВЭО, содержащихся в каталоге составляет около 5 тысяч. Таким образом, прямое сравнение орбитальных данных КО с измерениями требует нескольких миллионов сопоставлений, что при использовании точной модели прогнозирования привело бы к неприемлемым вычислительным затратам. Поэтому отождествление наблюдаемых КО с КО, содержащимися в каталоге, проводится в несколько этапов.

В данной работе описаны теоретические положения, которые лежат в основе программного комплекса (ПК) для ПЭВМ, реализующего полуаналитический метод интегрирования для восстановления траектории ЛА по известной программе управления и заданным значениям обобщенных проектных параметров этого изделия.