Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
PROSPECTS FOR THE DEVELOPMENT OF PRODUCTION TECHNOLOGIES ENGINES USING NON-METALLIC MATERIALS FOR LIGHT ROCKETS
Get PDFАнотація. Актуальна потреба в проектуванні легких ракетних запусків для ефективного виведення нано- та мікросупутників на орбіту вимагає активного розвитку нових технологій, зокрема двигунів. Одним із можливих напрямів є створення неохолоджуваних камер згоряння з неметалевих матеріалів, таких як: керамічні матричні композити, вуглець-вуглецеві композиційні матеріали, конструкційні матеріали на основі вуглецю, матричні композиційні матеріали на основі металу, полімерні композиційні матеріали, аерогелі. Використання таких матеріалів має потенціал для значного зменшення ваги ракетних двигунів і зниження витрат на запуск. Стаття детально розглядає перераховані вище групи матеріалів, які можуть бути використані при виробництві неметалевих камер згоряння для ракетних двигунів. Дослідження спрямовані на визначення пріоритетних напрямків подальших досліджень і вирішення практичних завдань, необхідних для успішної розробки технології виготовлення неметалевих камер згоряння без використання систем охолодження у рідинних ракетних двигунах, зокрема для використання в надлегких ракетах-носіях. Детальне дослідження в цій області є надзвичайно важливим з погляду розвитку космічної технології. З урахуванням зростаючого інтересу до маленьких супутників, ефективний запуск та виведення їх на орбіту стають ключовими факторами для подальшого розвитку космічних досліджень. Використання легких ракетних запусків з неметалевими камерами згоряння відкриває нові перспективи для швидкого, ефективного і економічно доцільного виведення нано- та мікросупутників на орбіту. Це сприятиме подальшому розширенню можливостей космічних досліджень і застосуванню цієї технології в різних сферах. Загальні тенденції в розвитку космічної технології включають зростаючу потребу у виведенні нано- та мікросупутників на орбіту з максимальною точністю і ефективністю. Існуючі системи запусків часто мають обмежену вантажопідйомність та високу вартість, що ускладнює масштабування космічних місій.Abstract: The current need for the design of lightweight rocket launches to efficiently deploy nano- and micro-satellites into orbit requires the active development of new technologies, particularly in the field of engines. One possible direction is the creation of uncooled combustion chambers made from non-metallic materials, such as ceramic matrix composites, carbon-carbon composite materials, carbon-based structural materials, metal matrix composite materials, polymer composite materials, and aerogels. The utilization of these materials has the potential to significantly reduce the weight of rocket engines and decrease launch costs. The article thoroughly examines the aforementioned groups of materials that can be used in the production of non-metallic combustion chambers for rocket engines. The research aims to identify priority areas for further investigation and address practical tasks necessary for the successful development of technology for manufacturing non-metallic combustion chambers without the use of cooling systems in liquid rocket engines, particularly for utilization in lightweight launch vehicles. In terms of space technology development, detailed research in this area is extremely important. Considering the growing interest in small satellites, efficient launch and deployment into orbit are key factors for the advancement of space exploration. The use of lightweight rocket launches with non-metallic combustion chambers opens up new prospects for rapidly, efficiently, and economically launching nano- and micro-satellites into orbit. This will contribute to the further expansion of possibilities in space research and the application of this technology in various fields. General trends in space technology development encompass an increasing demand for the precise and efficient deployment of nano- and micro-satellites into orbit. Existing launch systems often have limited payload capacity and high costs, making the scalability of space missions challenging
MODELING OF REINFORCING FIBER FEEDING UNIT FOR 3D-PRINTING OF COMPOSITE FIBER-REINFORCED PARTS IN AVIATION AND AEROSPACE VEHICLES
Get PDFАнотація. Розвиток і вдосконалення засобів адитивного виробництва та виготовлення виробів знаходить застосування і у авіаційній та ракетно-космічній техніці. З появою нових вимог до деталей та виробів розроблюються нові технології синтезу деталей, та покращуються вже існуючі. Наприклад, спостерігаються такі тенденції, як: використання більш високоміцних полімерних матеріалів, автоматизація процесів викладання волокнистих та стрічкових матеріалів при формуванні виробів та покращення методів контролю якості, у тому числі і безпосередньо в процесі формування. Також, одним із видів вдосконалення існуючих і добре відомих технологій FDM/FFF 3d-друку для покращення властивостей деталей – армування композиційними волокнами. Серед більшості видів армування найбільш дієвим та перспективним є армування неперервними волокнами, а саме – армування товпрегом та використання окремого сопла для додавання армуючого волокна, оскільки саме ці типи дозволяють отримати вироби для застосуванні в РКЛА з контрольованими характеристиками. Але є проблема невизначених параметрів речовин, що додають до армуючих волокон у процесі їх виготовлення, що вносить невідомі змінні у дослідження параметрів отриманих деталей. Мета даної роботи – розробка моделі вузла подачі чистого волокна без додавань, відпрацювання прийомів та особливостей поведінки волокна у подавальних трактах. Було проаналізовано літературу та новини про 3d-принтери, що дозволяють армувати деталі, створена реферансна модель вузла подачі, проведені випробування на вуглецевому та базальтовому волокні. За результатами була створена вдосконалена модель вузла подачі, проведені випробування, визначені оптимальні для заданих вихідних даних параметри деяких деталей та частин вузла подачі. Визначені особливості поведінки чистого, необробленого волокна при подаванні, отримані дані для розробки та проектування вузла подачі волокна, що буде безпосередньо встановлюватись на 3d-принтер. Також, було досліджено можливість виготовлення деталей для подібних механізмів подачі за допомогою FDM/FFF 3d-друку. Були підібрані параметри деталей, які можливо надійно виготовляти методами 3d-друку без негативного впливу на роботоздатність вузла подачі.Abstract. The development and improvement of means of additive production and manufacturing of products is also used in aviation and rocket and space applications. As new demands to parts arise, new manufacturing technologies are developed, and existing ones are being improved. One of the types of improvement of the existing and well-known FDM/FFF 3d printing technologies to improve the properties of parts is reinforcement with composite fibers. Among most types of reinforcement, continuous fiber reinforcement is the most effective and promising, namely, towpreg reinforcement and the use of a separate nozzle for adding reinforcing fiber, since these types allow you to obtain products for use in aerospace vehicles with controlled characteristics. But there is a problem of undefined parameters of substances added to reinforcing fibers in the process of their manufacture, which introduces unknown variables into the study of the parameters of the obtained parts. The purpose of this work is to develop a model of a feeding unit for pure untreated fiber, to work out techniques and features of fiber behavior in supply tracts. Literature and news about 3d printers that allow reinforcement of parts were analyzed, a reference model of the feed unit was created, and tests were conducted on carbon and basalt fiber. Based on the results, an improved model of the supply unit was created, tests were conducted, and the optimal parameters of some parts and parts of the supply unit were determined for the given initial data. The characteristics of the behavior of pure, untreated fiber during feeding were determined, data were obtained for the development and design of the fiber feeding node, which will be directly installed on a 3d printer. Also, the possibilities of part manufacturing for such feeding units with FDM/FFF 3d-printing were analyzed. As a result, some parameters of parts were estimated, such so reliable manufacturing of these parts with 3d-printing wouldn’t have a negative impact on overall performance of feeding unit
ВИКОРИСТАННЯ ВІДКРИТИХ COTS/MOTS ПРОГРАМНО- АПАРАТНИХ ПЛАТФОРМ ДЛЯ ПОБУДОВИ НАНОСУПУТНИКІВ КУБСАТ (CUBESAT)
Get PDFAbstract. CubeSats as a sub-class of nanosatellites have become a game-changer in the industry of scientific research and exploration of the new space technologies. Their cost effectiveness, relative ease of manufacturing, and the predicted lifecycle are the main factors of success. Having such popularity in mind – many vendors, student teams and enthusiast started to build their platforms to offer reuse and faster buildup of such satellites, introducing so-called COTS/MOTS approach of the satellite’s construction. However, looking into statistics – only 2.5% of the launched satellites were able to full perform their mission, and almost 25% just failed. Partially, the key problems are in the area of using non-radiation hardened electronics as the CubeSat idea is to use commercial (or at utmost automotive) components. Authors of the article provide a holistic view on the existing hardware and software platforms that are currently available as COTS/MOTS solutions, as well as their capabilities. Part of the research was done in the area of the available software frameworks, as the modern software has rather high cyclomatic complexity and often it is exactly software components that make CubeSat mission at risk. Software related frameworks are compared via the use of newly introduced by the authors multi-factor ranking model (FMCSA). At the same time the article raises the cross-country problem of the creation and use of the Ukrainian platform for the CubeSats. Authors propose a solution for the creation of the part of the CubeSat platform as the starting point and it is an On-Board Computer (OBC). The idea is to design an OBC that can solve the big portion of the known issues of the CubeSat hardware and software with the major stress on the hardware issues related to the Single-Event Upset (SEU) and Single-Event Latch Up (SEL), without moving to the radiation tolerant semiconductors. Proposed in the article solution combines the selection of the modern central processor, that is industry recognized, availability of the software solutions for it, as well as the power-domains control principle that allows to minimize the potential harm of the SEU and SEL radiation-driven events.Анотація. CubeSat, як підклас наносупутників, змінив правила гри в індустрії наукових досліджень і освоєння нових космічних технологій. Їх економічна ефективність, відносна простота виготовлення та прогнозований життєвий цикл є основними факторами успіху. Маючи на увазі таку популярність, багато постачальників рішень, студентських та наукових команд та ентузіастів почали створювати свої платформи, щоб запропонувати повторне використання та швидку розробку таких супутників, впроваджуючи так званий COTS/MOTS підхід до побудови супутника. Однак, якщо звернутися до статистики, то лише 2,5% запущених супутників змогли повністю виконати свою місію, а майже 25% просто вийшли з ладу. Частково ключові проблеми лежать у площині використання нерадіаційно загартованої електроніки, оскільки ідея CubeSat полягає у використанні комерційних (або, в крайньому випадку, автомобільних) компонентів. Автори статті надають цілісний погляд на існуючі апаратні та програмні платформи, які наразі доступні як COTS/MOTS рішення, а також на їхні можливості. Додатково дослідження було проведено в області доступних програмних фреймворків, оскільки сучасне програмне забезпечення має досить високу цикломатичну складність і часто саме програмні компоненти ставлять місію CubeSat під загрозу. Порівнюються програмні фреймворки за допомогою запропонованої авторами багатофакторної моделі ранжування (FMCSA). Водночас у статті піднімається державна проблема створення та використання української платформи для CubeSat. Автори пропонують рішення щодо створення частини платформи CubeSat як відправної точки, а саме бортового комп'ютера (БК). Ідея полягає в тому, щоб створити бортовий комп'ютер, який може вирішити значну частину відомих проблем апаратного та програмного забезпечення CubeSat, з основним акцентом на апаратні проблеми, пов'язані з одномоментним виходом з ладу (SEU) та одномоментним замиканням (SEL), без переходу на радіаційно толерантні напівпровідникові компоненти. Запропоноване в статті рішення поєднує в собі вибір сучасного центрального процесора, визнаного в індустрії, наявність програмних рішень для нього, а також принцип керування потужностями, що дозволяє мінімізувати потенційну шкоду від радіаційно-обумовлених подій SEU і SE
COMPARISON OF ANALYTICAL AND NUMERICAL CALCULATIONS OF THE STRESS-DEFORMED STATE OF THE NOSE STAND COMPARTMENT OF THE AIRCRAFT LANDING GEAR
Get PDFАнотація. Об’єктом дослідження є конструкція відсіку шасі носової стійки пасажирського літака Boeing 737.Метою роботи є дослідження напружено-деформованого стану локальної зони конструкції відсіку.Для опису напружено-деформованого стану стінки відсіку носової стійки шасі, а також для верифікації місцевої СЕ моделі використано модель циліндричного згину пластин типу Тимошенко. Було побудовано аналітично-математичну модель даної конструкції для задачі циліндричного згину пластини на пружних опорах та отримано аналітичний розв’язок. Отриманоформули для розрахунку прогинів, кутів повороту перерізів пластини, кривизни функції прогину, розподілення моменту по ширині пластини, нормальних напружень на верхній та нижній поверхні пластини. На етапі знаходження подовження пластини прийшли до трансцендентного рівняння з алгебраїчними та гіперболічними функціями, яке неможливо вирішити аналітично. Рішення цього рівняння представили у чисельному вигляді за допомогою програмної середи MS Excel. Далі проведено порівняльний аналіз отриманих результатів побудованої аналітичної моделі з чисельними розрахунками, які використовували програмні комплексиPATRAN/NASTRAN та Excel. Змінюючи параметр піддатливості опор можна отримати не тільки проміжні граничні умови, а й умови які відповідають шарнірним або абсолютно жорстким опорам. Було розглянуто випадок з шарнірними опорами. Для розрахунку було взято пластину зі сплаву алюмінію 7075-T7351 з параметрами E=10.6•106 psi, μ=0.33.Побудовано графіки розподілення згинаючого моменту по ширині пластини, прогину, кутів повороту нормалі та кривини пластини, сумарних нормальних напружень для обох випадків. Отримані розрахунки показали, що чисельний та аналітичний розв’язок з інженерною точністю можна вважати ідентичними. Методики та розрахунки представлені в даній роботі можна взяти за основу в проектуванні нових літаків, та оцінки втомної довговічності деталей.Abstract. The object of the study is the design of the landing gear compartment of the nose strut of the passenger plane Boeing 737. The purpose of the work is to study the stress-strain state of the local zone of the compartment structure. To describe the stress-deformation state of the wall of the nose landing gear compartment, as well as to verify the local FE model, a Tymoshenko-type plate cylindrical bending model was used. An analytical-mathematical model of this structure was built for the problem of cylindrical bending of a plate on elastic supports and an analytical solution was obtained. The formulas for calculating deflections, angles of rotation of plate sections, curvature of the deflection function, moment distribution across the width of the plate, normal stresses on the upper and lower surfaces of the plate were obtained. At the stage of finding the elongation of the plates, they came to a transcendental equation with algebraic and hyperbolic functions, which cannot be solved analytically. The solution of this equation was presented numerically using the MS Excel software. Further, a comparative analysis of the obtained results of the constructed analytical model with numerical calculations, which used the PATRAN/NASTRAN and Excel software packages, was carried out. By changing the flexibility parameter of supports, not only intermediate boundary conditions can be obtained, but also conditions corresponding to hinged or absolutely rigid supports. The case with hinged supports was considered. For the calculation, a plate made of aluminum alloy 7075-T7351 with parameters E=10.6•106 psi, μ=0.33 was taken. The graphs of the distribution of the bending moment over the width of the plate, the deflection, the angles of rotation of the normal and the curvature of the plate, and the total normal stresses for both cases are plotted. The resulting calculations showed that the numerical and analytical solution with engineering accuracy can be considered identical. The methods and calculations presented in this paper can be used as a basis for the design of new aircraft, and for estimating the fatigue life of parts
ХОЛЛОВСЬКИЙ ДВИГУН МАЛОЇ ПОТУЖНОСТІ ST-22 З ПОСТІЙНИМИ МАГНІТАМИ
Get PDFThe results of the design, development and testing of the laboratory model of the Hall Thruster ST- 22 are presented. The main attention in the development of the thruster was focused on the optimization of the magnetic field in the accelerating channel of the thruster. When choosing a constructive thruster diagram, it was proposed to use constant magnets and a non -magnetic ring in a magnetic system. The proposed constructive features of the thruster made it possible to exclude a magnetic screen from its design, which led to the simplification of the structure and reduce its mass. Laboratory tests of the ST-22 thruster were carried out when changing the discharge voltage in the range of 160-260 V, as well as with three different values of the mass flow rate of Xenon submitted to the anode - 0.4, 0.5, 0.6 mg/s. In the course of laboratory investigation of the ST-22 Hall thruster, the following characteristics were determined: current-voltage characteristics of the discharge in the acceleration channel of the thruster; the dependences of thrust and specific impulse on the mass flow rate of the working substance and the discharge voltage, as well as the value of the efficiency of the anode block of the thruster on the discharge voltage. As a result of laboratory tests, it was shown that at input power of 100 W, the discharge voltage 215 V and the working substance flow through the anode unit 0.6 mg/s, the thruster provides the thrust value of 7 mN, the discharge current of 0.47 A, a specific impulse of 950 s, and efficiency 33%. The values of the specific impulse and the thruster efficiency were given taking into account the mass flow rate of the working substance in the cathode-compensator. The thruster provides sustainable operation in the range of power consumption of 50 - 100 W and it was designed to use small spacecraft on board, which on board have appropriate electric power.The results of the design, development and testing of the laboratory model of the Hall Thruster ST- 22 are presented. The main attention in the development of the thruster was focused on the optimization of the magnetic field in the accelerating channel of the thruster. When choosing a constructive thruster diagram, it was proposed to use constant magnets and a non -magnetic ring in a magnetic system. The proposed constructive features of the thruster made it possible to exclude a magnetic screen from its design, which led to the simplification of the structure and reduce its mass. Laboratory tests of the ST-22 thruster were carried out when changing the discharge voltage in the range of 160-260 V, as well as with three different values of the mass flow rate of Xenon submitted to the anode - 0.4, 0.5, 0.6 mg/s. In the course of laboratory investigation of the ST-22 Hall thruster, the following characteristics were determined: current-voltage characteristics of the discharge in the acceleration channel of the thruster; the dependences of thrust and specific impulse on the mass flow rate of the working substance and the discharge voltage, as well as the value of the efficiency of the anode block of the thruster on the discharge voltage. As a result of laboratory tests, it was shown that at input power of 100 W, the discharge voltage 215 V and the working substance flow through the anode unit 0.6 mg/s, the thruster provides the thrust value of 7 mN, the discharge current of 0.47 A, a specific impulse of 950 s, and efficiency 33%. The values of the specific impulse and the thruster efficiency were given taking into account the mass flow rate of the working substance in the cathode-compensator. The thruster provides sustainable operation in the range of power consumption of 50 - 100 W and it was designed to use small spacecraft on board, which on board have appropriate electric power.Представлені результати розробки та випробувань лабораторної моделі Холловського двигуна малої потужності ST-22. Основна увага при розробці двигуна була призначена оптимізації магнітного поля в прискорювальному каналі двигуна. При виборі конструктивної схеми двигуна було запропоновано в магнітній системі використовувати постійні магніти та немагнітне кільце. Запропоновані конструктивні особливості двигуна дозволили виключити в його конструкції магнітний екран, що дозволило спростити конструкцію та знизити її масу. Лабораторні випробування двигуна ST-22 проводились при вимірюванні напруги розряду в діапазоні 160 – 260 В, а також при трьох різноманітних значеннях витрат ксенону, який подається в анод – 0.4, 0.5, 0.6 мг/с. Протягом лабораторних досліджень Холловського двигуна малої потужності ST-22 були визначені: вольт-амперні характеристики розряду в прискорювальному каналі двигуна; залежності тяги та питомого імпульсу від витрат робочої речовини на напруги розряду, а також коефіцієнту корисної дії від напруги розряду. В результаті лабораторних досліджень показано, що при значеннях потужності розряду 100 Вт, розрядної напруги 215 В та витратах робочої речовини через анод 0,6 мг/с двигун забезпечує величину тяги 7 мН, струм розряду 0,47 А, питомий імпульс 950 с., тяговий ККД 33%. Величини питомого імпульсу та коефіцієнту корисної дії двигуна отримані з врахуванням витрат робочої речовини через катод-компенсатор. Двигун забезпечує сталу роботу в діапазоні потужності розряду 50 - 100 Вт і призначений для використання на борту малих космічних апаратів, які на борту мають відповідну електричну потужність.
 
ОЦІНКА ВПЛИВУ ПОХИБОК ЧУТЛИВИХ ЕЛЕМЕНТІВ БІНС НА ТОЧНІСТЬ ВИВЕДЕННЯ КОСМІЧНОГО АПАРАТУ РАКЕТОЮ-НОСІЄМ НАДЛЕГКОГО КЛАСУ
Get PDFThe article is devoted to the development of work on the study of the influence of the error of measuring instruments of a strapdown inertial navigation system built using micro-electromechanical components on the accuracy of injection a spacecraft by an ultralight launch vehicle into low near-Earth orbits up to 400 km altitude and inclination order 37,4. For two modes of operation of a strapdown inertial navigation system (inertial and inertial-satellite), using the method of factorial analysis, a study was made of the accuracy of the injection of the spacecraft, as a result of which the following results were obtained. The determining disturbing factors are revealed, the dependencies of the trajectory tubes and the limit deviations of the kinematic parameters of the spacecraft at the point of separation from the launch vehicle on the altitude of the target orbit are determined. It is revealed that the determining disturbing factors are the run-to-run bias of the gyroscope and the random drift of the gyroscope. It is shown that the trajectory tubes increase in size with the flight time and with an increase of the altitude of the orbit. The maximum deviations of the current position and absolute speed in the inertial mode were 218 km and 543 m/s, respectively. In the inertial satellite mode, these values do not exceed 132 m and 1.4 m/s, respectively. It is determined that the maximum deviations of the osculating parameters of the spacecraft orbit are: in altitude is 54 km, in inclination is 1.7, in eccentricity is 1.210-4, in right ascension ascending node is 6.9. For the inertial-satellite mode: in height is 722 m, in inclination is 0.003, in eccentricity is 2.310-4, in right ascension ascending node is 0.03. It is shown that the use of data from a satellite navigation system significantly reduces the trajectory tube and increases the accuracy of the osculating parameters of the spacecraft orbit. A comparative analysis of the spacecraft injection accuracy was carried out for two values of the inclination of the target orbit of the spacecraft 37,4 and 51,5.Стаття присвячена розвитку робіт по дослідженню впливу похибок вимірювальних приладів безплатформної інерціальної навігаційної системи, побудованої з використанням мікроелектромеханічних компонентів, на точність виведення космічного апарата ракетою-носієм надлегкого класу на низькі навколоземні орбіти висотою до 400 км і нахилом близько 37,4. Для двох режимів роботи безплатформної інерціальної навігаційної системи (інерціального та інерціально- супутникового) з використанням методу пофакторного аналізу проведене дослідження точності виведення космічного апарата, в результаті якого отримані наступні результати. Визначено визначні впливові збурюючі фактори, отримано залежності трубок траєкторій та граничних відхилень кінематичних параметрів космічного апарата в точці відділення від ракети-носія в залежності від висоти цільової орбіти. Виявлено, що найбільш впливовими збурюючими факторами є дрейф нуля гіроскопа від запуску до запуску та випадковий дрейф нуля гіроскопу. Показано, що трубки траєкторій за величинами збільшуються із часом польоту та із збільшенням висоти орбіти. Граничні відхилення поточного положення та абсолютної швидкості у інерціальному режимі склали 218 км та 543 м/с відповідно. В інерціально-супутниковому режимі ці значення не перевищують 132 м та 1,4 м/с відповідно. Визначено, що граничні відхилення оскулюючих параметрів орбіти космічного апарата у інерціальному режимі складають: за висотою – 54 км, за нахилом – 1,7о, за ексцентриситетом – 1,210-4, за довготою висхідного вузла – 6,9о. Для інерціально-супутникового режиму: за висотою – 722 м, за нахилом - 0,003о, за довготою висхідного вузла – 0,03о, за ексцентриситетом – 2,310-4. Показано, що використання даних супутникової навігаційної системи значно звужує трубки траєкторій та покращує точність оскулюючих параметрів орбіти космічного апарата. Проведений порівняльний аналіз точності виведення космічного апарата для двох значень нахилу цільової орбіти космічного апарата 37,4 та 51,5.Стаття присвячена розвитку робіт по дослідженню впливу похибок вимірювальних приладів безплатформної інерціальної навігаційної системи, побудованої з використанням мікроелектромеханічних компонентів, на точність виведення космічного апарата ракетою-носієм надлегкого класу на низькі навколоземні орбіти висотою до 400 км і нахилом близько 37,4. Для двох режимів роботи безплатформної інерціальної навігаційної системи (інерціального та інерціально- супутникового) з використанням методу пофакторного аналізу проведене дослідження точності виведення космічного апарата, в результаті якого отримані наступні результати. Визначено визначні впливові збурюючі фактори, отримано залежності трубок траєкторій та граничних відхилень кінематичних параметрів космічного апарата в точці відділення від ракети-носія в залежності від висоти цільової орбіти. Виявлено, що найбільш впливовими збурюючими факторами є дрейф нуля гіроскопа від запуску до запуску та випадковий дрейф нуля гіроскопу. Показано, що трубки траєкторій за величинами збільшуються із часом польоту та із збільшенням висоти орбіти. Граничні відхилення поточного положення та абсолютної швидкості у інерціальному режимі склали 218 км та 543 м/с відповідно. В інерціально-супутниковому режимі ці значення не перевищують 132 м та 1,4 м/с відповідно. Визначено, що граничні відхилення оскулюючих параметрів орбіти космічного апарата у інерціальному режимі складають: за висотою – 54 км, за нахилом – 1,7о, за ексцентриситетом – 1,210-4, за довготою висхідного вузла – 6,9о. Для інерціально-супутникового режиму: за висотою – 722 м, за нахилом - 0,003о, за довготою висхідного вузла – 0,03о, за ексцентриситетом – 2,310-4. Показано, що використання даних супутникової навігаційної системи значно звужує трубки траєкторій та покращує точність оскулюючих параметрів орбіти космічного апарата. Проведений порівняльний аналіз точності виведення космічного апарата для двох значень нахилу цільової орбіти космічного апарата 37,4 та 51,5
ПЛАНУВАННЯ МАНЕВРІВ СТАБІЛІЗАЦІЇ ВИСОТИ ПОЛЬОТУ РАДІОЛОКАЦІЙНОГО СУПУТНИКА З ВИКОРИСТАННЯМ ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНОЇ ДВИГУННОЇ УСТАНОВКИ
Get PDFРобота присвячена розробці методу планування включення електрореактивної двигунної установки для забезпечення стабілізації висоти польоту радіолокаційного супутника у висхідному вузлу орбіти з урахуванням обмежень можливостей системи енергопостачання. Розроблено метод повернення траєкторії супутника на номінальну висоту польоту. У його основі лежить рішення варіаційної задачі пошуку оптимального поєднання тривалості включення електрореактивної двигунної установки, орієнтації вектору тяги та аргументу широти орбіти точки включення. Розроблено математичну модель руху супутника, як точки змінної маси, під впливом сил тяги електрореактивної двигунної установки, тяжіння Землі та аеродинамічного опору атмосфери Землі. Визначено програму управління електрореактивною двигунною установкою та її функціонали. Показано, що врахування обмеження часу роботи електрореактивної двигунної установки призводить до необхідності розподілу маневру стабілізації висоти польоту на кілька включень, між якими з’являються дільниці заряду акумуляторної батареї супутника. Запропоновано для всіх включень маневру стабілізації висоти польоту, крім останнього, пошук параметрів програми управління представляти у виді задачі максимальної компенсації відхилення висоти польоту при мінімальних витратах робочого тіла та обмеження на тривалість включення електрореактивної двигунної установки. Для останнього включення – представляти у вигляді задачі забезпечення заданого рівня відхилення висоти орбіти при мінімізації витрат робочого тіла. Проведено комп’ютерне моделювання, що підтвердило працездатність запропонованого методу. Визначено залежність витрат робочого тіла та середньої кількості маневрів, необхідних на стабілізацію висоти орбіти супутника з тягооснащенністю 210-5 та середнім балістичним коефіцієнтом 0,01 м2/кг від висоти сонячно- синхронної орбіти.The article is devoted to the development of a method for planning the activation of an electric propulsion system to provide the stabilization of the flight altitude of a radar satellite in the ascending node of the orbit, taking into account the limitations of the power supply system. A method for stabilization the satellite trajectory to the nominal flight altitude has been developed. It is based on the solution of the variational problem of finding the optimal combination of an electric propulsion system burning time, the orientation of the thrust vector, and the orbital argument of the latitude of the ignition point. A mathematical model of the satellite's motion, as a point of variable mass, under the influence of the thrust forces of an electric propulsion system, the Earth's gravity and the aerodynamic drag of the Earth's atmosphere has been developed. The control program and its functionalities for the electric propulsion system have been determined. It is shown that taking into account the limitation on the burning time of the electric propulsion system leads to the need of distribution of the flight altitude stabilization maneuver into several ignitions, between which there are sections of the satellite battery charge. It is proposed for all activations of the flight altitude stabilization maneuver, except for the last one, to represent the search for parameters of the control program as a problem of maximum compensation for orbital deviation with minimal consumption of the working substance and a limitation on the electric propulsion system burning time. For the last activation - to represent it as problem of providing a given level of deviation of the orbit altitude while minimizing the consumption of the working substance. Computer simulation was carried out, which confirmed the efficiency of the proposed method. The dependences of the flow working substance mass consumption and the average number of maneuvers required to stabilize the altitude of the orbit of a satellite with a 210-5 thrust-to-weight ratio and average ballistic coefficient of 0.01 m2/kg on the altitude of the sun-synchronous orbit are determined.
Робота присвячена розробці методу планування включення електрореактивної двигунної установки для забезпечення стабілізації висоти польоту радіолокаційного супутника у висхідному вузлу орбіти з урахуванням обмежень можливостей системи енергопостачання. Розроблено метод повернення траєкторії супутника на номінальну висоту польоту. У його основі лежить рішення варіаційної задачі пошуку оптимального поєднання тривалості включення електрореактивної двигунної установки, орієнтації вектору тяги та аргументу широти орбіти точки включення. Розроблено математичну модель руху супутника, як точки змінної маси, під впливом сил тяги електрореактивної двигунної установки, тяжіння Землі та аеродинамічного опору атмосфери Землі. Визначено програму управління електрореактивною двигунною установкою та її функціонали. Показано, що врахування обмеження часу роботи електрореактивної двигунної установки призводить до необхідності розподілу маневру стабілізації висоти польоту на кілька включень, між якими з’являються дільниці заряду акумуляторної батареї супутника. Запропоновано для всіх включень маневру стабілізації висоти польоту, крім останнього, пошук параметрів програми управління представляти у виді задачі максимальної компенсації відхилення висоти польоту при мінімальних витратах робочого тіла та обмеження на тривалість включення електрореактивної двигунної установки. Для останнього включення – представляти у вигляді задачі забезпечення заданого рівня відхилення висоти орбіти при мінімізації витрат робочого тіла. Проведено комп’ютерне моделювання, що підтвердило працездатність запропонованого методу. Визначено залежність витрат робочого тіла та середньої кількості маневрів, необхідних на стабілізацію висоти орбіти супутника з тягооснащенністю 210-5 та середнім балістичним коефіцієнтом 0,01 м2/кг від висоти сонячно- синхронної орбіти
КОМП’ЮТЕРНА ОБРОБКА ВИМІРЮВАНЬ В ЗАДАЧАХ СПОСТЕРЕЖЕННЯ ЗА СТАНОМ ТЕХНІЧНИХ ОБ’ЄКТІВ
Get PDFНепараметрична статистика, дозволяє робити статистичні висновки, зокрема, оцінювати характеристики розподілу і перевіряти статистичні гіпотези, без, як правило, слабо обґрунтованих припущень про те, що функція розподілу елементів вибірки входить в ту чи іншу параметричне сімейство. Наприклад, широко поширена віра в те, що статистичні дані часто підкоряються нормальному розподілу. Тим часом аналіз конкретних результатів спостережень, зокрема, похибок вимірювань, призводить завжди до одного і того ж висновку - в переважній більшості випадків реальні розподілу істотно відрізняються від нормальних. У завданнях неруйнівного контролю -непараметрична статистика є основою для дослідження і прийняття рішень про придатність або якість виробів. Незважаючи на велику кількість публікацій з конкретних питань непараметричної статистики, внутрішня структура цього наукового напрямку залишається актуальною проблемою. Некритичне використання гіпотези нормальності часто призводить до значних помилок, наприклад, при відбракування різко виділяються результатів спостережень (викидів), при статистичному контролі якості і в інших випадках. Метою дослідження класичних методів непараметричної статистики в задачах спостереження за станом об'єктів контролю якості на основі виміряних величин. Методи. Розглянуто найбільш часто використовувані на практиці критерії непараметричної статистики, такі як критерій Андерсона і Смирнова. А також в статті наводяться їх аналоги для використання в задачах надійності і контролю якості при аналізі виміряних величин. У статті розглянуто теоретичні основи статистичної обробки експериментальних вибірок незалежних випадкових величин. Проведено дослідження науково-технічної задачі спостереження і контролю за станом і якістю технічних об'єктів шляхом порівняння експериментальних вибірок вимірювань в процесах їх розробки, випробування і експлуатації. Розроблено нові критерії обробки експериментальних вибірок незалежних випадкових величин, використання якого за експериментальними результатами показало велику інформативність, ніж використання вже добре відомих критеріїв Андерсона і Смирнова.Nonparametric statistics allow us to draw statistical conclusions, in particular, to evaluate the characteristics of the distribution and test statistical hypotheses, without, as a rule, poorly substantiated assumptions that the distribution function of the sample elements is part of a parametric family. For example, there is a widespread belief that statistics are often subject to normal distribution. Meanwhile, the analysis of specific results of observations, in particular, measurement errors, always leads to the same conclusion – in the vast majority of cases, the real distributions are significantly different from normal. In the tasks of non-destructive testing -non-parametric statistics are the basis for research and decision-making on the suitability or quality of products. Despite the large number of publications on specific issues of non-parametric statistics, the internal structure of this scientific field remains a pressing issue. Uncritical use of the normality hypothesis often leads to significant errors, for example, in the rejection of sharply observed results of observations (emissions), in statistical quality control and in other cases. Investigation of classical methods of nonparametric statistics in the problems of monitoring the condition of quality control objects on the basis of measured values. Methods. The most frequently used in practice criteria of nonparametric statistics, such as the Anderson and Smirnov criteria, are considered. And also in article their analogs for use in problems of reliability and quality control at the analysis of the measured sizes are resulted. The theoretical bases of statistical processing of experimental samples of independent random variables are considered in the article. A study of the scientific and technical problem of monitoring and control over the condition and quality of technical objects by comparing experimental samples of measurements in the processes of their development, testing and operation. New criteria for processingexperimental samples of independent random variables have been developed, the use of which, according to experimental results, has shown greater informativeness than the use of the already well-known Anderson and Smirnov criteria.Непараметрична статистика, дозволяє робити статистичні висновки, зокрема, оцінювати характеристики розподілу і перевіряти статистичні гіпотези, без, як правило, слабо обґрунтованих припущень про те, що функція розподілу елементів вибірки входить в ту чи іншу параметричне сімейство. Наприклад, широко поширена віра в те, що статистичні дані часто підкоряються нормальному розподілу. Тим часом аналіз конкретних результатів спостережень, зокрема, похибок вимірювань, призводить завжди до одного і того ж висновку - в переважній більшості випадків реальні розподілу істотно відрізняються від нормальних. У завданнях неруйнівного контролю -непараметрична статистика є основою для дослідження і прийняття рішень про придатність або якість виробів. Незважаючи на велику кількість публікацій з конкретних питань непараметричної статистики, внутрішня структура цього наукового напрямку залишається актуальною проблемою. Некритичне використання гіпотези нормальності часто призводить до значних помилок, наприклад, при відбракування різко виділяються результатів спостережень (викидів), при статистичному контролі якості і в інших випадках. Метою дослідження класичних методів непараметричної статистики в задачах спостереження за станом об'єктів контролю якості на основі виміряних величин. Методи. Розглянуто найбільш часто використовувані на практиці критерії непараметричної статистики, такі як критерій Андерсона і Смирнова. А також в статті наводяться їх аналоги для використання в задачах надійності і контролю якості при аналізі виміряних величин. У статті розглянуто теоретичні основи статистичної обробки експериментальних вибірок незалежних випадкових величин. Проведено дослідження науково-технічної задачі спостереження і контролю за станом і якістю технічних об'єктів шляхом порівняння експериментальних вибірок вимірювань в процесах їх розробки, випробування і експлуатації. Розроблено нові критерії обробки експериментальних вибірок незалежних випадкових величин, використання якого за експериментальними результатами показало велику інформативність, ніж використання вже добре відомих критеріїв Андерсона і Смирнова
АКУСТИЧНІ ВИПРОМІНЮВАННЯ ЦИЛІНДРИЧНОЇ ФОРМИ ПРИ СТАРТІ ОДНОСОПЛОВОЇ РАКЕТИ
Get PDFПри старті ракет космічного призначення в атмосфері виникають різноманітні за характером випромінювання акустичні поля. Тому необхідно виявити особливості та визначити напрями досліджень акустичного випромінювання. Мета цієї роботи – розробка методології досліджень акустичного випромінювання циліндричної форми при старті односоплової ракети космічного призначення у перші секунди польоту. При цьому вирішуються такі задачі: розробка фізичних моделей акустичних полів; визначення типів акустичних джерел; виявлення джерел акустичних коливань під час руху ракети; розрахунок рівнів звукового тиску у заданих точках акустичного поля. Виконано розрахунок амплітуди акустичного тиску в середовищі, що оточує односоплову ракету космічного призначення. На основі результатів розрахунків побудовано залежність висоти підйому односоплової ракети космічного призначення від часу польоту. В дійсній роботі для складення методики розрахунку характеристик акустичних полів будуть використані аналітичні методи, засновані на вже відомих у акустиці, так як методики для проведення розрахунків амплітудно-частотної характеристики акустичного випромінювання при стартах ракет розроблені не для усіх випадків. Завдання створення методики розрахунків акустичних характеристик при старті односоплової ракети космічного призначення в перші секунди польоту вирішується в лінійній постановці. Розроблена спрощена інженерна методика на грунті рівнянь з акустичних джерел і полів. Методика використана для розрахунку рівнів звукового тиску у далекому акустичному полі, коли струмінь з сопла можна апроксимувати випромінювачем циліндричного типу. Отримано, що рівень звукового тиску в середовищі не перевищуватиме значення 144 дБ. На основі результатів фізичного та математичного аналізу джерел акустичних коливань та їх полів, що приведений у даній роботі, на стадії ескізного проектування та у подальшій отработці техніки можлива розробка активних і пасивних методів гасіння акустичних коливань.
When space rockets are launched, acoustic fields of various types of radiation appear in the atmosphere. Therefore, it is necessary to identify the features and determine the directions of research of acoustic radiation. The purpose of this work is to develop a methodology for studying cylindrical acoustic radiation at the launch of a one-nozzle rocket for space purposes in the first seconds of flight. At the same time, the following tasks are solved: development of physical models of acoustic fields; determination of types of acoustic sources; identification of sources of acoustic vibrations during rocket movement; calculation of sound pressure levels at specified points of the acoustic field. The calculation of the amplitude of acoustic pressure in the medium that surrounds a one-nozzle space rocket is performed. On the basis of the calculation results, the dependence of the lifting height of a one- nozzle space rocket on the flight time is constructed. In this paper, analytical methods based on those already known in acoustics will be used to compile a methodology for calculating the characteristics of acoustic fields, since methods for calculating the amplitude-frequency characteristics of acoustic radiation during rocket launches are not developed for all cases. The task of creating a methodology for calculating acoustic characteristics at the launch of a one-nozzle rocket for space purposes in the first seconds of flight is solved in a linear formulation. A simplified engineering methodology based on equations from acoustic sources and fields has been developed. The technique is used to calculate sound pressure levels in the far acoustic field, when the jet from the nozzle can be approximated by a cylindrical type emitter. It is found that the sound pressure level in the medium will not exceed the value of 144 dB. Based on the results of the physical and mathematical analysis of the sources of acoustic vibrations and their fields, which is shown in this work, at the stage of preliminary design and further development of the technique, it is possible to develop active and passive methods of damping acoustic vibrations.При старті ракет космічного призначення в атмосфері виникають різноманітні за характером випромінювання акустичні поля. Тому необхідно виявити особливості та визначити напрями досліджень акустичного випромінювання. Мета цієї роботи – розробка методології досліджень акустичного випромінювання циліндричної форми при старті односоплової ракети космічного призначення у перші секунди польоту. При цьому вирішуються такі задачі: розробка фізичних моделей акустичних полів; визначення типів акустичних джерел; виявлення джерел акустичних коливань під час руху ракети; розрахунок рівнів звукового тиску у заданих точках акустичного поля. Виконано розрахунок амплітуди акустичного тиску в середовищі, що оточує односоплову ракету космічного призначення. На основі результатів розрахунків побудовано залежність висоти підйому односоплової ракети космічного призначення від часу польоту. В дійсній роботі для складення методики розрахунку характеристик акустичних полів будуть використані аналітичні методи, засновані на вже відомих у акустиці, так як методики для проведення розрахунків амплітудно-частотної характеристики акустичного випромінювання при стартах ракет розроблені не для усіх випадків. Завдання створення методики розрахунків акустичних характеристик при старті односоплової ракети космічного призначення в перші секунди польоту вирішується в лінійній постановці. Розроблена спрощена інженерна методика на грунті рівнянь з акустичних джерел і полів. Методика використана для розрахунку рівнів звукового тиску у далекому акустичному полі, коли струмінь з сопла можна апроксимувати випромінювачем циліндричного типу. Отримано, що рівень звукового тиску в середовищі не перевищуватиме значення 144 дБ. На основі результатів фізичного та математичного аналізу джерел акустичних коливань та їх полів, що приведений у даній роботі, на стадії ескізного проектування та у подальшій отработці техніки можлива розробка активних і пасивних методів гасіння акустичних коливань
ВИКОРИСТАННЯ МЕТОДУ РОЗШИРЕНИХ ОБ’ЄМІВ ДЛЯ МОДЕЛЮВАННЯ ПРОЦЕСУ ТЕЧІЇ ПРОДУКТІВ ЗГОРЯННЯ В КАМЕРІ РРД
Get PDFAbstract. The numerical modeling of the process of two-dimensional axisymmetric flow of combustion gases in the chamber of a liquid rocket engine is considered in this study. In general, when solving such problems, meshes are used which lines coincide with the boundaries of the computational domain. However, an alternative solution is proposed here, which is to apply the extended cells method. It allows using rectangular Cartesian grids, which lines do not coincide with the boundaries of the computational domain, without reducing the stability of the numerical solution due to the fractional finite volumes. This also simplifies the setting of boundary conditions in such volumes. The advantage of the proposed approach over the generally accepted one is the absence of the global geometric transformations during the entire modelling process, which leads to a reduction in its duration. To perform the numerical modelling, an inviscid ideal compressible gas of constant chemical composition was chosen as a basic model of a continuum. It is described by a system of the unsteady Euler equations in integral form, which was closed by the Mendeleev-Clapeyron equation of state. For the numerical solution of this system, the finite volume method was used with the reconstruction of the flow parameters by the WENO algorithm of the third order of accuracy. The solution of the Riemann problem was carried out using the Lax-Friedrichs relations. Time integration of the system of equations was performed using the explicit Runge-Kutta method of the third order of accuracy. All calculations were carried out on a uniform rectangular Cartesian mesh, which lines did not coincide with the boundaries of the computational domain. The results were compared with the solution of the same problem using the ANSYS Fluent on an unstructured mesh coinciding with the boundaries of the computational domain. The value of the relative error obtained as a result of comparing both solutions did not exceed 0.05.
Анотація. У статті розглядається чисельне моделювання процесу двовимірної течії з осьовою симетрією продуктів згоряння у камері рідинного ракетного двигуна. У загальноприйнятому випадку при розв’язку цього завдання використовуються сітки, лінії яких збігаються з межами розрахункової області. Однак у статті пропонується альтернативне рішення, яке полягає у застосуванні методу розширених об’ємів. Він дозволяє використовувати прямокутні декартові сітки, лінії яких не збігаються з межами розрахункової області, без зниження стійкості чисельного рішення, яке пов’язано з появою дробних скінченних об’ємів. При цьому також спрощується постановка граничних умов у таких об’ємах. Перевагою підходу, що пропонується, перед загальноприйнятим є відсутність необхідності у глобальних геометричних перетвореннях протягом усього процесу моделювання, що призводить до зменшення його тривалості. Для вирішення завдання в якості базової моделі суцільного середовища була обрана модель нев'язкого ідеального стисливого газу постійного хімічного складу, що описується системою нестаціонарних рівнянь Ейлера в інтегральній формі, яка замикалася рівнянням стану Менделєєва-Клапейрона. Для чисельного розв’язку цієї системи використовувався метод скінченних об’ємів з реконструкцією параметрів потоку за алгоритмом WENO третього порядку точності. Рішення задачі Рімана здійснювалося за допомогою співвідношень Лакса-Фрідріхса. Інтегрування системи рівнянь за часом виконувалося з допомогою явного методу Рунге-Кутти третього порядку точності. Усі розрахунки проводилися на рівномірній декартовій прямокутній сітці, лінії якої не збігалися з межами розрахункової області. Результати порівнювалися з розв’язком цієї задачі за допомогою засобів ANSYS Fluent на неструктурованій сітці, що збігається з межами розрахункової області. Отримана у результаті порівняння обох рішень величина відносного відхилення не перевищила 0.05