МОЛОДЕЖНЫЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК

При разработке сверхзвуковых ракет задача защиты головной части является одной из важных среди многих других. Наиболее эффективным решением проблемы, сделать головную часть из термостойкого материала или использовать защитные покрытия с низкой теплопроводностью. Рассматривается моделирование и стресс исследование головной части сверхзвукового самолета (ракеты, самолета, планера и т.д.) Использование 3D программного обеспечения и инструменты моделирования для анализа методом конечных элементов, при воздействии случайного распределения нагрузок на поверхности головного обтекателя. Основная задача – сделатьрасчет возможного количества деформации, вызванного термическим воздействием во время гиперзвукового полета. Увидеть возможные зоны разгерметизации. После проведения экспериментов определены параметры деформации и зоны возможной разгерметизации оболочки. Так же определено, что небольшие изгибы получившиеся в результате турбулентного теплообмена, имеют меньшую температуру. Установлено изменение напряженного состояния, отсутствие угрозы разрушения конструкционных элементов.

При разработке сверхзвуковых ракет задача защиты головной части является одной из важных среди многих других. Наиболее эффективным решением проблемы, сделать головную часть из термостойкого материала или использовать защитные покрытия с низкой теплопроводностью. Рассматривается моделирование и стресс исследование головной части сверхзвукового самолета (ракеты, самолета, планера и т.д.)... Использование 3D программного обеспечения и инструменты моделирования для анализа методом конечных элементов, при воздействии случайного распределения нагрузок на поверхности головного обтекателя. Основная задача – сделатьрасчет возможного количества деформации, вызванного термическим воздействием во время гиперзвукового полета. Увидеть возможные зоны разгерметизации. После проведения экспериментов определены параметры деформации и зоны возможной разгерметизации оболочки. Так же определено, что небольшие изгибы получившиеся в результате турбулентного теплообмена, имеют меньшую температуру. Установлено изменение напряженного состояния, отсутствие угрозы разрушения конструкционных элементов.

Анализируются аэродинамические характеристики и характер обтекания сегментально-конических форм. Рассматриваются условия проведения экспериментов и применяемые модели. Изучается характер обтекания в зависимости от геометрических и аэродинамических характеристик. Оценивается влияние отдельных параметров на распределение давления по поверхности. Указывается природа возникновения донного сопротивления и продольного момента относительно центра масс. Выясняются особенности аэродинамических характеристик и причины, которые их вызывают. Изложены методы получения необходимого аэродинамического качества.

В данной статье рассмотрены проблемы, возникающие при разработке воздушно-космического самолёта, обусловленные условиями эксплуатации и функциональным назначением. Получены исходные данные для проектирования, выбраны и обоснованы основные параметры и характеристики ВКС такие как: общая компоновка, аэродинамическая схема, вид и геометрические параметры крыла, возможности по стабилизации и балансировке аппарата на различных высотах и скоростях. В первом приближении получены теоретические значения площади крыла, а также площади донного среза, из которых определены основные геометрические размеры планера ВКС. Рассмотрена проблема использования ВКС в широком диапазоне скоростей и изучены особенности, возникающие на этапах гиперзвукового, сверхзвукового и трансзвукового обтекания. В результате создана 3Dмодель планера ВКС, которая может в дальнейшем использоваться для более глубокой конструкторской проработки и уточненных расчетов.

В работе предложен проект автоматической межпланетной станции для изучения Солнца с малого расстояния (около 4 млн. км). Отличительной особенностью проекта является использование электроракетной двигательной установки для перелёта с низкой околоземной орбиты на рабочую гелиоцентрическую. Проведены проектные баллистические расчёты, определены предварительные массовые характеристики станции, разработана проектная компоновка. Полученные результаты подтвердили техническую реализуемость проекта и эффективность применения электроракетной двигательной установки. Актуальность данной работы подтверждается рядом проектов космических агентств мира по созданию АМС для исследования Солнца с близкого расстояния. Научная новизна работы состоит в решении задачи оптимизации траектории перелёта с малой тягой в целях снижения затрат рабочего тела.

Исследуется поведение и качество двигателя постоянного тока с независимым возбуждением, управляемого по цепи якоря, в переходных процессах при различных значениях индуктивности обмотки. Качество двигателя на единичное ступенчатое воздействие определяется перерегулированием, порядком астотизма, временем регулирования, статической точностью. Также проводится сравнение этих параметров с соответствующими параметрами двигателя, уравнение которого не учитывает индуктивность обмотки якоря. Составлены принципиальные схемы двигателя с учётом и без учёта индуктивности обмотки якоря. Для двигателей с различными параметрами разработаны структурные схемы, проведено моделирование происходящих процессов. В работе приведена и описана основная причина различных значений индуктивности в двигателях различной мощности. Данная исследовательская работа поможет определить необходимость учёта индуктивности якоря ДПТ в конкретных практических разработках.

Тема данной работы освещает актуальность применения космических разведывательных комплексов. Проведен анализ развития конструкции разведывательных спутников от первых спутников-разведчиков до современных КА, где рассматриваются компоновочные особенности их конструкций. Показан анализ форм спускаемых аппаратов, выработаны критерии их оценки. Из расчета объемно-массовых характеристик наилучшей представляется сферическая форма спускаемых аппаратов. Однако главной целью является управление аппаратом на участке спуска для обеспечения приземления в заданный район. Поэтому предпочтение отдается форме спускаемых аппаратов в виде «фары». В ходе работы решена задача выбора формы спускаемых аппаратов для КА видовой разведки.

В работе представлены результаты моделирования процесса вихреобразования, возникающего при обтекании воздухом тел различных форм. Целью работы является проверка численного метода, применяемого при решении задач движения сплошной среды в программе SolidWorksFlowSimulation. Проведен анализ размеров, расположения и интенсивности отошедших вихревых структур, а также частоты их схода с поверхности. Приведено сравнение результатов моделирования с физическим экспериментом, показавшее адекватность численного метода.

В данной работе исследуется динамика раскрытия зеркала антенны космического радиотелескопа с использованием программы ADAMS. В результате исследования получены кинематические и силовые характеристики переходного режима, произведён анализ влияния времени раскрытия антенны на параметры процесса развертывания лепестка. Полученные результаты позволяют оценить возможности раскрытия антенны радиотелескопа на орбите и могут быть использованы при проектировании высокоточных складных антенн большого диаметра, применяемых на спутниках связи и астрофизических космических аппаратах.

В последнее время был поднят вопрос об отказе от традиционного в учебной литературе  преобразования крутящего момента к поперечному усилию, предложенного в классических работах Кирхгофа и Томпсона и Тэта.  Авторы статей  утверждают, что данные преобразования не являются правомерными и могут привести не только к количественному,  но и к качественному отличию результатов классической и уточненных  теорий. Было  выдвинуто предложение принять в качестве классической теорию Рейсснера, учитывающую поперечные сдвиги. Целью данной статьи является сравнение трех теорий пластин на простых примерах. Сравнение  трех теорий пластин показало:разницу в прогибах;неправомерность преобразований Кельвина-Тэта.

Рассмотрены газодинамические процессы, происходящие внутри пусковой установки при миномётной схеме выброса изделия, с использованием полномасштабного газодинамического стенда.Разработана математическая модель пневматической поршневой системы, имитирующей движение изделия в пусковой установке при наличии воздействия воды. Также показано, что с её помощью достигается необходимая точность имитации воздействий воды на изделие.Рассматривается испытательный стенд, позволяющий испытать основные штатные системы выброса изделия из пусковой установки (ПУ):– газогенератор;– пусковая установка с системами наддува и удержания;– конструкция кормовой части изделия с обтюратором.Приведены численные примеры, показывающие возможность определения тепловых потерь по результатам стендового эксперимента.Разработана принципиальная схема стенда и трёхмерная модель, иллюстрирующая процесс.

В данной работе представлена приближённая методика проектирования пиротехнических систем.При проектировании пиротехнических систем были рассмотрены следующие проблемы: выбор оптимального энергодатчика системы, т.е. типа и количества пиропатронов;выбор оптимальных коммуникаций для подвода энергии к исполнительному органу (пирозамку);определение давления, создаваемого датчиком в предпоршневом объёме исполнительного органа, до начала рабочего периода системы;определение закона изменения давления в процессе рабочего периода исполнительного органа;определение кинематических параметров отделяемой массы.Актуальность данной работы подтверждается широким применением пиротехнических устройств в ракетно-космической технике.

Предложена методика определения приведенных свойств сотового заполнителя и динамических характеристик сотовых панелей космического аппарата с помощью метода конечных элементов. В расчете сотовый заполнитель заменяется однородным по объему ортотропным заполнителем, приведенные характеристики которого определяются по принципу эквивалентности перемещений при силовом нагружении реального и заменяющего его заполнителей. Обязательным условием является подтверждение результатов математического моделирования результатами динамических испытаний опытных образцов.

Рассматривается математическая модель для исследования динамики посадки возвращаемого аппарата на посадочном устройстве. Основным критерием, по которому определяется «мягкость» посадки, является перегрузка. Конструкция посадочного устройства имеет особенность в виде элемента-ограничителя нагрузки – лимитера. Результаты расчетов при исследовании математической модели показали, что при использовании лимитера в конструкции посадочной опоры перегрузка на возвращаемый аппарат существенно снижается.

В данной статье рассмотрена проблема астероидно-кометной опасности. Проанализированы основные способы воздействия на опасные космические объекты. В качестве потенциально опасного объекта выбран астероид Апофис. Представлены характеристики его орбиты, составлена физическая модель. Выявлены главные преимущества и недостатки различных способов противодействия космической угрозе. На основе известных параметров орбиты опасного астероида составлен сценарий полёта к Апофису. Разработана конструкция космического аппарата, обеспечивающего  астероидную безопасность Земли. Описаны его системы и перспективные средства выведения на опорную орбиту. В качестве главного метода устранения опасного столкновения рассмотрен способ воздействия с помощью ядерных взрывных устройств.

В работе рассматривается приборная рама перспективной крылатой ракеты. Цель работы: на основе имеющихся данных о компоновке приборной рамы создать и отладить подробную динамическую модель; разработать план проведения частотных испытаний и определить места установки датчиков. Задачи, решаемые в рамках проекта: создание подробной геометрической модели; создание конечно-элементной модели (построение оптимальной сетки КЭ, моделирование свойств материалов); проведение модального анализа (определение собственных частот и форм колебаний рамы).