Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ЦИКЛОГРАММЫ ЗАПУСКА ХОЛЛОВСКОГО ДВИГАТЕЛЯ ST-25
Get PDFThe results of the start sequence diagram selection and experimental tests of the ST-25 Hall thruster intended for using on small spacecraft are presented. In order to reduce the mass and dimensions of the power processing unit of the propulsion system, it is proposed to exclude the hollow cathode keeper power supply from the structure of the power processing unit. The exclusion of the keeper power supply from the power processing unit made it necessary to select the thruster start sequence diagram. Four start sequence diagrams of the ST-25 Hall thruster start-up are considered: a) using a separate high voltage power supply for the hollow cathode keeper; b) using a separate low voltage power supply for the hollow cathode keeper; c) using a discharge power supply connected to the keeper through a high-resistance resistor to the hollow cathode keeper; d) connecting the keeper of the hollow cathode to the discharge power supply through an electronic switch with the possibility of adjusting the duration of the keeper connection to the discharge power supply. The graphs of changes in the thruster’s currents and voltages for various power supply circuits of the hollow cathode keeper are presented. The results of the choice of the start sequence diagram for the Hall engine ST-25 and the experimental studies carried out have shown that the use of an electronic switch with a steep pulse front makes it possible to obtain a reliable thruster start-up when a separate power supply for the keeper is excluded from the power processing unit of the propulsion system. As a result of the work carried out, it became possible to place the power processing unit for a propulsion system based on the ST-25 thruster in a volume of 2U. The possibility of using ST-25 thruster on spacecraft, the onboard electrical power of which is limited up to 200 W were confirmed.Наведено результати вибору циклограми запуску та експериментальних випробувань Холловського двигуна ST-25, призначеного для використання на малих космічних апаратах. З метою зниження маси та габаритів системи перетворення енергії двигунної установки зі структурної схеми системи перетворення енергії запропоновано виключити джерело електроживлення кіперу полого катоду. Виключення джерела електроживлення кіперу зі складу системи перетворення енергії викликало необхідність здійснити вибір циклограми запуску двигуна. Розглянуто чотири циклограми запуску Холловського двигуна ST-25: а) з використанням високовольтного джерела електроживлення кіперу полого катоду; б) з використанням низьковольтного джерела електроживлення кіперу полого катоду; в) з використанням для живлення кіперу полого катоду джерела живлення розряду, підключеного до кіперу через високоомний резистор; г) підключення кіперу полого катоду до джерела живлення розряду через електронний ключ з можливістю регулювання часу підключення кіперу до джерела розряду. Наведено графіки зміни струмів та напруг двигуна для різних схем електроживлення кіперу полого катоду. Результати вибору циклограми запуску Холловського двигуна ST-25 та проведені експериментальні дослідження показали, що використання електронного ключа з крутим фронтом імпульсу дозволяє забезпечити надійний запуск двигуна при виключенні зі складу системи перетворення енергії двигунної установки окремого джерела живлення кіперу. В результаті проведених досліджень виявилось можливим систему перетворення енергії для двигунної установки на базі двигуна ST-25 розмістити у об’ємі 2U. Підтверджено можливість використання двигунів ST-25 на космічних апаратах, бортова електрична потужність яких обмежена величиною 200 Вт.Приведены результаты выбора циклограммы запуска и экспериментальных испытаний Холловского двигателя ST-25, предназначенного для применения на малых космических аппаратах. С целью снижения массы и габаритов системы преобразования энергии двигательной установки из структуры системы преобразования энергии предложено исключить источник электропитания кипера полого катода. Исключение источника электропитания кипера из состава системы преобразования энергии вызвало необходимость осуществить выбор циклограммы запуска двигателя. Рассмотрены четыре циклограммы запуска Холловского двигателя ST-25: а) с использованием высоковольтного источника электропитания кипера полого катода; б) с использованием низковольтного источника электропитания кипера полого катода; в) с использованием для питания цепей кипера полого катода источника электропитания разряда, подключенного к киперу через высокоомный резистор; г) подключение кипера полого катода к источнику электропитания разряда через электронный ключ с возможностью регулирования длительности подключения кипера к источнику разряда. Приведены графики изменения токов и напряжений двигателя для предложенных схем электропитания кипера полого катода. Результаты выбора циклограммы запуска Холловского двигателя ST-25 и проведенные экспериментальные исследования показали, что применение электронного ключа с крутыми фронтами импульса позволило обеспечить надежный запуск двигателя при исключении из состава системы преобразования энергии двигательной установки отдельного источника электропитания кипера. В результате проведенных работ оказалось возможным систему преобразования энергии для двигательной установки на базе двигателя ST-25 разместить в объеме 2U. Подтверждена возможность применения двигателей ST-25 на космических аппаратах, бортовая электрическая мощность которых ограничена величиной 200 Вт
БЛОК УПРАВЛЕНИЯ ИСПЫТАТЕЛЬНОГО СТЕНДА ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ СИСТЕМ ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Get PDFЗапропоновано блок управління і методичне забезпечення випробувального стенду. Завданням стенду є імітація зміни магнітного поля Землі під час руху КА по орбіті для відпрацювання алгоритмів роботи системи кутової орієнтації і стабілізації космічного апарату. У статті наведено модель магнітного поля Землі, а також матриці переходу в оскулюючу систему координат. У статті описаний розрахунок керуючих струмів для підтримки потрібної кількості ампер-витків, алгоритм управління включає в себе 2 ПІД регулятора, а також описана структурна схема блоку управління. Блок управління має захист по перевищенню струму і напруги, а також захист від короткого замикання. Для підвищення точності підтримки потрібної напруженості магнітного поля реалізований алгоритм, який використовує датчики струму і трьохвісьовий магнітометр, який встановлюється в центр системи кілець Гельмгольца. Для управління реалізований стандартний інтерфейс USB, для підключення до персонального комп'ютера. Вихідні каскади блоку управління реалізовані за схемою Н-моста. Блок управління має шість незалежних каналу управління, які мають однакові технічні характеристики. Інтерфейс програмного забезпечення чисельно і графічно показує величину магнітного поля по трьох осях. Також інтерфейс показує величину струму в котушках і поправочні коефіцієнти ПІД-регулятора, а також вхідні значення напруженості поля моделі магнітного поля Землі, яку можна завантажити в програму клікнувши кнопку «завантажити модель». Програмне забезпечення дозволяє управляти блоком управління в ручному і в автоматичному режимі, використовуючи модель магнітного поля Землі, тим самим імітуючи магнітне поле з огляду на характер руху космічного апарату, що дозволяє більш точно визначити характеристики системи кутової орієнтації і стабілізації.The control unit and methodical support of the test bench are offered. The task of the stand is to simulate the change of the Earth's magnetic field during the movement of the spacecraft in orbit to test the algorithms of the angular orientation system and stabilize the spacecraft. The article presents a model of the Earth's magnetic field, as well as the matrix of the transition to the oscillating coordinate system. The article describes the calculation of control currents to maintain the required number of ampere-turns, the control algorithm includes 2 PID controllers, and describes the block diagram of the control unit. The control unit has overcurrent and voltage protection, as well as short-circuit protection. To increase the accuracy of maintaining the desired magnetic field strength, an algorithm is implemented that uses current sensors and a three-axis magnetometer, which is installed in the center of the Helmholtz ring system. For management the standard USB interface, for connection to the personal computer is implemented. The output stages of the control unit are implemented according to the H-bridge scheme. The control unit has six independent control channels that have the same technical characteristics. The software interface numerically and graphically shows the magnitude of the magnetic field along three axes. The interface also shows the amount of current in the coils and the correction factors of the PID controller, as well as the input values of the field strength of the model of the Earth's magnetic field, which can be downloaded into the program by clicking "download model". The software allows you to control the control unit in manual and automatic mode, using the model of the Earth's magnetic field, thereby simulating the magnetic field given the nature of the spacecraft, which allows you to more accurately determine the characteristics of angular orientation and stabilization.Предложен блок управления и методическое обеспечение испытательного стенда. Заданием стенда является имитация изменения магнитного поля Земли при движении КА по орбите для отработки алгоритмов работы системы угловой ориентации и стабилизации космического аппарата. В статье приведена модель магнитного поля Земли, а также матрицы перехода в оскулирующую систему координат. В статье описан расчет управляющих токов для поддержания нужного количества ампер-витков, алгоритм управления включающий в себя 2 ПИД регулятора, а также описана структурная схема блока управления. Блок управления имеет защиту по превышению тока и напряжения, а также защиту от короткого замыкания. Для повышения точности поддержания нужной напряженности магнитного поля реализован алгоритм, использующий датчики тока и трехосевой магнитометр, который устанавливается в центр системы колец Гельмгольца. Для управления реализован стандартный интерфейс USB, для подключения к персональному компьютеру. Выходные каскады блока управления реализованы по схеме Н-моста. Блок управления имеет шесть независимых канала управления, которые имеют одинаковые технические характеристики. Интерфейс программного обеспечения численно и графически показывает величину магнитного поля по трем осям. Также интерфейс показывает величину тока в катушках и поправочные коэффициенты ПИД-регулятора, а также входные значения напряженности поля модели магнитного поля Земли, которую можно загрузить в программу кликнув кнопку «загрузить модель». Программное обеспечение позволяет управлять блоком управления в ручном и в автоматическом режиме, используя модель магнитного поля Земли, тем самым имитируя магнитное поле учитывая характер движения космического аппарата, что позволяет более точно определить характеристики системы угловой ориентации и стабилизации
РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖАНИЯ ОПТИМАЛЬНЫХ ДИАПАЗОНОВ ДАВЛЕНИЯ В БАКАХ НА ОСНОВЕ ПРИМЕНЕНИЯ ДРОССЕЛЬ-РЕГУЛЯТОРОВ С ОБРАТНОЙ СВЯЗЬЮ
Get PDFЗниження маси баків ракет-носіїв істотно впливає на підвищення їх енергетики. Зниження ваги баків може бути досягнуто за рахунок зниження діючих на них навантажень. Зниження навантажень, як правило, забезпечується зниженням максимального тиску в них при мінімізації діапазону його зміни. В даний час підтримка тиску в баках РН, що працюють на кріогенних компонентах палива, здійснюється за допомогою жиклерної системи надуву, для якої різниця між мінімальним необхідним (1 ÷ 2 кгс/см2) і максимальним розрахунковим тиском в баку становить ~ 0,9 ÷ 1,0 кгс/см2. Зазначена система не дозволяє домогтися більш вузького діапазону підтримуваного тиску в баку. Виникає необхідність створення системи підтримки бакового тиску (СПБТ), здатної плавно змінювати прохідний перетин виконавчого елемента в залежності від величини реєстрованого тиску в паливному баку. До складу системи підтримки бакових тисків повинні входити дросель-регулятор, привід управління дроселем і система управління приводом. На практиці є істотний досвід створення приводів управління і дроселів регуляторів. Для управління зазначеної кінематичної пари необхідне створення системи управління, здатної за показниками бакового тиску забезпечувати подачу керуючого живлення на електропривод. Проведені чисельні експерименти показують, що при створенні системи управління, що працює на простих алгоритмах, є можливість забезпечення стабільного діапазону тиску в баках, а можливі зниження максимальних їх значень складають не менше 0,8 кгс/см2 в порівнянні з жиклерними системами наддуву. Підтвердження працездатності такої системи і визначення оптимального алгоритму управління можна провести при проведенні автономної відпрацювання кінематичної пари дросель-регулятора і приводу управління. При цьому не потрібно створення штатної системи управління, а для заміру фактичного ривня тиску в баку, можна використовувати сигналізатори, які використовуються в жиклерних системах надуву.Зниження маси баків ракет-носіїв істотно впливає на підвищення їх енергетики. Зниження ваги баків може бути досягнуто за рахунок зниження діючих на них навантажень. Зниження навантажень, як правило, забезпечується зниженням максимального тиску в них при мінімізації діапазону його зміни. В даний час підтримка тиску в баках РН, що працюють на кріогенних компонентах палива, здійснюється за допомогою жиклерної системи надуву, для якої різниця між мінімальним необхідним (1 ÷ 2 кгс/см2) і максимальним розрахунковим тиском в баку становить ~ 0,9 ÷ 1,0 кгс/см2. Зазначена система не дозволяє домогтися більш вузького діапазону підтримуваного тиску в баку. Виникає необхідність створення системи підтримки бакового тиску (СПБТ), здатної плавно змінювати прохідний перетин виконавчого елемента в залежності від величини реєстрованого тиску в паливному баку. До складу системи підтримки бакових тисків повинні входити дросель-регулятор, привід управління дроселем і система управління приводом. На практиці є істотний досвід створення приводів управління і дроселів регуляторів. Для управління зазначеної кінематичної пари необхідне створення системи управління, здатної за показниками бакового тиску забезпечувати подачу керуючого живлення на електропривод. Проведені чисельні експерименти показують, що при створенні системи управління, що працює на простих алгоритмах, є можливість забезпечення стабільного діапазону тиску в баках, а можливі зниження максимальних їх значень складають не менше 0,8 кгс/см2 в порівнянні з жиклерними системами наддуву. Підтвердження працездатності такої системи і визначення оптимального алгоритму управління можна провести при проведенні автономної відпрацювання кінематичної пари дросель-регулятора і приводу управління. При цьому не потрібно створення штатної системи управління, а для заміру фактичного ривня тиску в баку, можна використовувати сигналізатори, які використовуються в жиклерних системах надуву.Снижение массы баков ракет-носителей оказывает существенное влияние на повышение их энергетики. Понижение веса баков может быть достигнуто за счет снижения действующих на них нагрузок. Снижение нагрузок, как правило, обеспечивается понижением максимального давления в них при минимизации диапазона его изменения. В настоящее время поддержание давления в баках РН, работающих на криогенных компонентах топлива, осуществляется с помощью жиклерной системы наддува, для которой разница между минимальным требуемым (1÷2 кгс/см2) и максимальным расчетным давлением в баке составляет ~0,9÷1,0 кгс/см2. Указанная система не позволяет добиться более узкого диапазона поддерживаемого давления в баке. Возникает необходимость создания системы поддержания бакового давления (СПБД), способной плавно изменять проходное сечение исполнительного элемента в зависимости от величины регистрируемого давления в топливном баке. В состав системы поддержания баковых давлений должны входить дроссель-регулятор, привод управления дросселем и система управления приводом. На практике имеется существенный опыт и задел создания приводов управления и дросселей регуляторов. Для управления указанной кинематической пары необходимо создание системы управления, способной по показаниям бакового давления обеспечивать подачу управляющего питания на электропривод. Проведенные численные эксперименты показывают, что при создании системы управления, работающей на простых алгоритмах, имеется возможность обеспечения стабильного диапазона давления в баках, а возможные понижения максимальных их значений составляют не менее 0,8 кгс/см2 по сравнению с жиклерными системами наддува. Подтверждение работоспособности такой системы и определение оптимального алгоритма управления можно провести при проведении недорогостоящей автономной отработки кинематической пары дроссель-регулятора и привода управления. При этом не потребуется создание штатной системы управления, а в качестве элемента, замеряющего уровень фактического давления в баке, можно использовать сигнализаторы, используемые в жиклерных системах наддува
ВЗАИМОСВЯЗЬ СТРУКТУРЫ И СВОЙСТВ В МОДИФИЦИРОВАННЫХ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВАХ
Get PDF
Анотація. Встановлено вплив модифікування дисперсними композиціями на структуру та механічні властивості деформованих алюмінієвих сплавів. Досліджено алюмінієві сплави систем Al-Mg, Al-Mg-Sc. Модифікатором досліджуваних сплавів обрано дисперсну композицію на основі порошку карбіду кремнію SiC з розміром часток 50…100 нм. Дисперсний модифікатор одержано способом плазмохімічного синтезу. Шихтовим матеріалом був порошок SiC дисперсністю 50 мкм. Запропоновано механізм дії дисперсного модифікатора у алюмінієвому розплаві, який являється центром первинної кристалізації розплаву. Мікроструктуру сплавів вивчали методом оптичної мікроскопії, фазовий склад – методом мікрорентгеноспектрального енергодисперсійного аналізу. Механічні властивості сплавів до та після модифікування проводили за ГОСТ 1497-84. Проведені промислові плавки сплавів АМг6, 1570, 1420. Розроблено технологічний процес виплавки при оптимальній кількості 0,2 % модифікатора від маси розплаву. Розроблені температурно-часові параметри модифікування. Встановлено існування складних інтерметалідних фаз типу Al3 (Scx , Zrx-1) у модифікованому стані, які є ефективними зміцнювачами твердого розчину. Показано значне підвищення механічних властивостей листових сплавів у модифікованому стані: межа міцності - з 400 МПа до 470 МПа; межа плинності – з 280 МПа до 361 МПа; відносне подовження – з 13 % до 15,4 % . Встановлено суттєве зменшення величини зерна в модифікованих сплавах у 1,5 – 2 рази порівняно з немодифікованими. Одержано однорідну мікроструктуру з дисперсними інтерметалідними фазами, розташованими в об’ємі зерен. Фрактографічний аналіз зразків показав наявність крихкого типу руйнування у вихідному стані та в’язко-крихкого руйнування зразків у модифікованому стані. Встановлено взаємозв’язок зеренної структури модифікованих сплавів з підвищеним комплексом механічних властивостей. Одержані результати дозволили удосконалити технологічний процес виробництва високоякісних алюмінієвих сплавів відповідального призначення.The effect of modification with dispersed compositions on the structure and mechanical properties of deformed aluminum alloys has been established. Aluminum alloys of the Al-Mg, Al-Mg-Sc systems have been investigated. A dispersed composition based on silicon carbide powder SiC with a particle size of 50 ... 100 nm was chosen as a modifier for the alloys under study. The dispersed modifier is obtained by plasma-chemical synthesis. The charge material was SiC powder with a dispersion of 50 μm. The mechanism of action of the dispersed modifier in the aluminum melt, which is the center of the primary crystallization of the melt, is proposed. The microstructure of the alloys was studied by the method of optical microscopy, and the phase composition was studied by the method of X-ray spectral energy dispersive analysis. The mechanical properties of the alloys before and after modification were carried out in accordance with GOST 1497-84. Industrial melting of AMg6, 1570, 1420 alloys was carried out. A technological process of melting was developed with an optimal amount of 0.2% modifier from the melt mass. The temperature-time parameters of the modification have been developed. The existence of complex intermetallic phases thia Al3(Scx, Zrx-1) in the modified state, which are effective solid solution hardeners, has been established. A significant increase in the mechanical properties of sheet alloys in a modified state is shown: ultimate strength - from 400 MPa to 470 MPa; yield point - from 280 MPa to 361 MPa; relative lengthening - from 13% to 15.4%. A significant decrease in the grain size in modified alloys by 1.5–2 times in comparison with unmodified ones has been established. A homogeneous microstructure with dispersed intermetallic phases located in the volume of grains was obtained. Fractographic analysis of the samples showed the presence of a brittle type of fracture in the initial state and ductile-brittle fracture of the samples in a modified state. The relationship of the grain structure of modified alloys with an increased complex of mechanical properties has been established. The results obtained made it possible to improve the technological process for the production of high-quality critical aluminum alloys.Установлено влияние модифицирования дисперсными композициями на структуру и механические свойства деформированных алюминиевых сплавов. Исследованы алюминиевые сплавы систем Al-Mg, Al-Mg-Sc. Модификатором исследуемых сплавов выбрана дисперсная композиция на основе порошка карбида кремния SiC с размером частиц 50…100 нм. Дисперсный модификатор получен способом плазмохимического синтеза. Шихтовым материалом был порошок SiC дисперсностью 50 мкм. Предложен механизм действия дисперсного модификатора в алюминиевом расплаве, который является центром первичной кристаллизации расплава. Микроструктуру сплавов изучали методом оптической микроскопии, фазовый состав – методом микрорентгеноспектрального энергодисперсионного анализа. Механические свойства сплавов до и после модифицирования проводили по ГОСТ 1497-84. Проведены промышленные плавки сплавов АМг6, 1570, 1420. Разработан технологический процесс выплавки при оптимальном количестве 0,2 % модификатора от массы расплава. Разработаны температурно-временные параметры модифицирования. Установлено существование сложных интерметаллидных фаз тиау Al3 (Scx , Zrx-1) в модифицированном состоянии, которые являются эффективными упрочнителями твердого раствора. Показано существенное повышение механических свойств листовых сплавов в модифицированном состоянии: предел прочности - з 400 МПа до 470 МПа; предел текучести – з 280 МПа до 361 МПа; относительное удлинение – з 13 % до 15,4 %. Установлено значительное уменьшение величины зерна в модифицированных сплавах в 1,5–2 раза по сравнению с немодифицированными. Получена однородная микроструктура с дисперсными интерметаллидными фазами, расположенными в обьеме зерен. Фрактографический анализ образцов показал наличие хрупкого типа разрушения в исходном состоянии и вязко-хрупкого разрушения образцов в модифицированном состоянии. Установлена взаимосвязь зеренной структуры модифицированных сплавов с повышенным комплексом механических свойств. Полученные результаты позволили усовершенствовать технологический процесс производства высококачественных алюминиевых сплавов ответственного назначения
МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ ДЛЯ РОЗРАХУНКУ ПОХИБОК ОЦІНЮВАННЯ КУТОВИХ ШВИДКОСТЕЙ КОСМІЧНОГО АПАРАТА
Get PDFВ даний час відзначається підвищений інтерес до створення беcплатформенних інерційних навігаційних систем (БІНС), які складають інформаційне ядро сучасних бортових комплексів орієнтації та навігації космічних апаратів (КА). БІНС можуть включати магнітометри, астродатчики, датчики кутових швидкостей (ДКШ). Точність орієнтації КА багато в чому залежить від складу БІНС. Наявність ДКШ в складі БИНС забезпечує кращу точність. У зв'язку з цим завдання, які пов'язані з фільтрацією "зашумлених" даних з ДКШ, оцінюванням і розрахунком похибок оцінок, калібруванням датчиків БІНС, є актуальними. У даній роботі запропонована математична модель для вирішення задачі розрахунку похибок оцінювання кутових швидкостей КА з урахуванням фільтрації "зашумлених" даних ДКШ. Модель включає: дискретну модель об'єкта спостереження - ДКШ і модель процесу вимірювань, яка враховує такі параметри ДКШ як нестабільність ціни імпульсу, неортогональність осей чутливості, нестабільність зміщення нулів, випадковий ухід (дрейф) датчика. В якості алгоритму фільтрації даних ДКШ про складові вектора кутової швидкості КА використаний оптимальний рекурентний фільтр Калмана, що дозволяє мінімізувати середню квадратичну помилку оцінювання вектора стану об'єкта і виділяти корисний сигнал на фоні випадкових перешкод. Такий фільтр для дискретних моделей об'єкта спостереження і процесу вимірювання дозволяє виконувати оптимальне оцінювання в реальному масштабі часу польоту КА. В якості вихідних даних прийняті параметри ДКШ типу ADIS-16350, який виконаний за MEMS-технологією. Наведено результати чисельного моделювання динамічних процесів фільтрації даних ДКШ і оцінювання кутових швидкостей КА, отримані значення похибок оцінювання.At present, there is an increased interest in the creation of platform-free inertial navigation systems (SINS), which constitute the information core of modern on-board orientation and navigation systems for spacecraft (SC). SINS can include magnetometers, astro sensors, angular rate sensors (ARS). The accuracy of determining the spacecraft orientation largely depends on the SINS composition. The presence of ARS in the SINS provides the best accuracy. In this regard, the tasks associated with filtering "noisy" data from the control system, estimating and calculating the estimation errors, and calibrating the SINS sensors are relevant. In this paper, a mathematical model is proposed for solving the problem of calculating the errors in estimating the angular velocities of the spacecraft taking into account the filtering of the "noisy" data of the ARS. The model includes: a discrete model of the object of observation - the ARS and the model of the measurement process, which takes into account such parameters of the ARS as the instability of the pulse price, the non-orthogonality of the sensitivity axes, the instability of the zero shift, and the random drift of the sensor. The optimal recurrent Kalman filter is used as a filtering algorithm for the ARS data on the components of the spacecraft angular velocity vector, which makes it possible to minimize the root-mean-square error in estimating the object's state vector and to isolate the useful signal against the background of random noise. Such a filter for discrete models of the object of observation and the measurement process allows for optimal estimation in real time of the spacecraft flight. The parameters of the ADIS-16350 type ARS, which is made using MEMS - technology, were taken as the initial data. The results of numerical modeling of the dynamic processes of filtering the ARS data and the estimation of the angular velocities of the spacecraft are presented.В настоящее время отмечается повышенный интерес к созданию беcплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), которые составляют информационное ядро современных бортовых комплексов ориентации и навигации космических аппаратов (КА). БИНС могут включать магнитометры, астродатчики, датчики угловых скоростей (ДУС). Точность определения ориентации КА
во многом зависит от состава БИНС. Наличие ДУС в составе БИНС обеспечивает лучшую точность. В связи с этим задачи, связанные с фильтрацией "зашумленных" данных с ДУС, оцениванием и расчетом
погрешностей оценок, калибровкой датчиков БИНС, являются актуальными. В данной работе предложена математическая модель для решения задачи расчета погрешностей оценивания угловых скоростей КА c учетом фильтрации "зашумленных" данных ДУС. Модель включает: дискретную модель объекта наблюдения - ДУС и модель процесса измерений, которая учитывает такие параметры ДУС как нестабильность цены импульса, неортогональность осей чувствительности, нестабильность смещения нулей, случайный уход (дрейф) датчика. В качестве алгоритма фильтрации данных ДУС о составляющих вектора угловой скорости КА использован оптимальный рекуррентный фильтр Калмана, позволяющий минимизировать среднеквадратическую ошибку оценивания вектора состояния объекта и выделять полезный сигнал на фоне случайных помех. Такой фильтр для дискретных моделей объекта наблюдения и процесса измерения позволяет выполнять оптимальное оценивание в реальном масштабе времени полета КА. В качестве исходных данных приняты параметры ДУС типа ADIS-16350, который выполнен по MEMS-технологии. Приведены результаты численного моделирования динамических процессов фильтрации данных ДУС и оценивания угловых скоростей КА, получены значения погрешностей оценивания
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ИЗМЕРЕНИЙ С ПОМОЩЬЮ ФУНКЦИЙ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕРОЯТНОСТЕЙ
Get PDFУ статті проаналізовано сучасний стан розвитку математичної статистики, що використовується при вивченні масових явищ, які представлені у вигляді сукупностей вимірів з невідомими статистичними властивостями. Виміри містять інформацію про стан контрольованих об'єктів і технологічних процесів. Щоб одержати цю інформацію, необхідно виміри обробити, перетворити за певними правилами або алгоритмами і оцінити показники, що характеризують стан об'єктів контролю або ступень відхилення від норми. Оскільки результати контролю, в тому числі неруйнівного контролю є випадковими подіями, а результати вимірювань – випадкові величини, то без знань їх властивостей не можна обробляти вимірювання і готувати дані для ухвалення рішень про стан контрольованих об'єктів. Математичні методи опису статистичних закономірностей випадкових подій і випадкових величин, правила їх перетворення при розв’язанні різних задач – все це є теорія ймовірностей. Розроблено алгоритм формування експериментальної вибірки вимірювань з логістичним законом розподілу та заданими параметрами. Наведені теоретичні основи критерію Смірнова-Крамера-фон-Мізеса. Цій критерій у класичній математичній статистиці використовується для порівняння теоретичної та емпіричної функції розподілу ймовірностей. Проведено теоретичне дослідження вибірок вимірювань різної довжини, на основі яких побудовані теоретичні та емпіричні функції розподілу ймовірності трьох видів та порівняли їх між собою за допомогою критерію Смірнова-Крамера-фон-Мізеса та його аналогу. Дослідження показали, що використання аналогу критерія Смірнова-Крамера-фон-Мізеса є більш простим у використанні досліджень як на коротких, так і на довгих вибірках вимірювань.The statistic has analyzed the current development of mathematical statistics, how to be victorious in the case of the inoculation of mass manifestations, as they are represented in the eyes of the population with unprecedented statistical authorities. Measurement revenge information about the stan of the controllable objects and technological processes. In order to obtain information, it is necessary to process, re-work according to the rules or algorithms and assess indicators that characterize the state of control, or the level of compliance with the norms. Even if the results of control, including non-linear control with low-grade events, and the results of measurement – orderly values, then without the knowledge of their authorities it is not possible to process the control and prepare data for the purpose of solving the problem about the control unit. Mathematical methods describe the statistical regularities of different types of values and values, the rules of their re-implementation in the development of specific problems – all the principles of the theory of definitions. The algorithm for the formulation of the experimental vibration with the logistic law of the distribution of the given parameters has been broken down. Introduced the theoretical foundations of the Smirnov-Kramer-fon-Mizes criterion. This criterion in the classical mathematical statistics is used to determine the theoretical and empirical function of the distribution of values. Conducted theoretically, the vibration of the growth of the age was carried out, on the basis of the prompted theoretical and empirical functions of the development of the change in the quality of the three types and the correlation of the same background with the additional criterion of the Mixture. Previously, they showed that the test is analogous to the criterion of Smirnov-Kramer-fon-Mizes is we will forgive the victorious for short, so on the most vibrant ones.В статье проанализировано современное состояние математической статистики, которые используются при изучении явлений, которые представлены в виде совокупностей измерений с неизвестными статистическими свойствами. Измерения содержат информацию о состоянии контролируемых объектов и технологических процессов. Чтобы получить эту информацию, необходимо обработать эти измерения, преобразовать по определенным правилам или алгоритмам, и оценить показатели, характеризующие состояние объектов контроля или степень отклонения от их нормы. Поскольку результаты контроля, в том числе неразрушающего контроля являются случайными событиями, а результаты измерений – случайные величины, то без знаний их свойств нельзя обрабатывать измерения и соответственно подготовить данные для принятия решений о состоянии контролируемых объектов. Математические методы описания статистических закономерностей случайных событий и случайных величин, правила их преобразования при решении различных задач – все это решается с помощью теории вероятностей. Разработан алгоритм формирования экспериментальной выборки измерений с логистическим законом распределения и заданными параметрами. Представлены теоретические основы критерия Смирнова-Крамера-фон Мизеса. Этот критерий в классической математической статистике используется для сравнения теоретической и эмпирической функции распределения вероятностей. Проведено теоретическое исследование выборок измерений разной длины, на основе которых построены теоретические и эмпирические функции распределения вероятности трех видов, а также проведено сравнение их между собой с помощью критерия Смирнова-Крамера-фон Мизеса и его аналога. Исследования показали, что использование аналога критерия Смирнова-Крамера-фон Мизеса является более простым в использовании как на коротких, так и на длинных выборках измерений
ЭФФЕКТИВНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ТОПЛИВНОГО ФУТЛЯРА ОРБИТАЛЬНОЙ СТУПЕНИ РН «VEGA» С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ТОПОЛОГИЧЕСКОЙ ОПТИМИЗАЦИИ
Get PDFThe development of new aircraft manufacturing technologies makes it possible to create improved designs. In the article, we have studied the design element of the fourth stage fuel compartment of the launch vehicle (LV) «Vega» — AVUM (Attitude Vernier Upper Module). This element is called a case. Its function is to connect four fuel tanks into a single fuel compartment. A new version of the design is proposed based on the analysis of load conditions of the previous research object. While designing the aircrafts there are opposite criteria which should be met. On the one hand, the design must be strong, rigid, stable and at the same time have the least weight. Additive technologies have fewer restrictions on the complexity of designed geometry than traditional ones. Modern methods of topological optimization make it possible to determine the direction of force flows in a structure. Based on this data, the optimal design is determined to take into account the requirements of working capacity and minimum weight. The combination of new technologies with topological optimization methods allows to design parts more efficiently. Currently, metal 3D printing technology is developing in the direction of reducing restrictions on produced parts dimensions. It is possible to manufacture fuel tanks up to 2400 mm in diameter using additive manufacturing technique. Therefore, the proposed design of the AVUM fuel compartment case does not change main tactical and technical characteristics of the stage. The ultimate load cases were taken according to requirements for the LV «Vega». The proposed design option is based on the previously developed solution of replacing the flat plate with a spherical bottom with holes for the tanks. The application of topological optimization is considered in this paper to create a design option with minimum mass. Topological optimization was carried out for all load cases and, based on the obtained results, a superposition of the retrieved solutions was performed. A rational design option was (modelled/generated) based on the analysis of the obtained results with consideration of the technological restrictions. The fulfilment of the strength conditions for the designed geometry was approved with verification static analysis. As a result of the topology optimization, the mass of the final design is 30% lower than for the original one.Розвиток нових технологій виготовлення об'єктів літальних апаратів (ЛА) дозволяє створювати більш досконалі конструкції. У статті на прикладі аналізу роботи частини конструкції четвертої ступеня РН «Вега» AVUM (Attitude Vernier Upper Module) запропонований варіант конструкції кріплення баків. Цей елемент називається футляром і функціонально він виконує роль установки і з'єднання паливних баків в єдиний паливний відсік. На підставі аналізу роботи зазначеного об'єкта запропоновано новий варіант конструкції. При проектуванні конструкцій ЛА завжди необхідно виконувати протилежні вимоги. Конструкції з одного боку повинні бути міцними, жорсткими, стійкими і одночасно мати меншу вагу. Сучасні адитивні технології мають менше обмежень на складність геометрії форми ніж традиційні. Крім цього методи топологічної оптимізації конструкції дозволяють визначити напрямок силових потоків в конструкції, на підставі чого, отримати оптимальну конструкцію з урахуванням вимог працездатності і мінімуму ваги. Спільне використання нових технологій з методами топологічної оптимізації дозволяє здійснювати ефективне проектування елементів конструкцій. В даний час технологія 3D друку з металу частково подолала обмеження на розміри друкованих деталей. Можливо виготовлення паливних баків діаметром до 2400 мм, тому в процесі пошуку нового варіанту конструкції футляру паливного відсіку AVUM основні тактико-технічні характеристики ступені залишилися незмінними. Розрахункові випадки навантаження взяті з вимог до РН «Вега». Розробка варіанта конструкції заснована на запропонованому авторами раніше конструктивному рішенні заміни плоскої пластини кріплення паливних баків сферичним днищем з отворами під баки. У даній роботі розглядається використання топологічної оптимізації для отримання варіанта конструкції з меншою масою. Для всіх розрахункових випадків проведено топологічну оптимізацію, ґрунтуючись на результатах якої виконана суперпозиція отриманих рішень. Базуючись на аналізі результатів і обліку технологічних обмежень виконано конструкторське доопрацювання і змодельована раціональна конструкція футляру. Виконання умов міцності для спроектованої конструкції підтверджено перевірочними розрахунками. За рахунок застосування топологічної оптимізації виконано зменшення ваги вихідної конструкції на 30%.Развитие новых технологий изготовления объектов летательных аппаратов (ЛА) позволяет создавать более совершенные конструкции. В статье на примере анализа работы части конструкции четвертой ступени РН «Вега» AVUM (Attitude Vernier Upper Module) предложен вариант конструкции крепления баков. Этот элемент называется футляром и функционально он исполняет роль установки и соединения топливных баков в единый топливный отсек. На основании анализа работы указанного объекта предложен новый вариант конструкции. При проектировании конструкций ЛА всегда необходимо выполнять противоположные требования. Конструкции с одной стороны должны быть прочными, жесткими, устойчивыми и одновременно иметь наименьший вес. Современные аддитивные технологии имеют меньше ограничений на сложность геометрии формы чем традиционные. Кроме этого методы топологической оптимизации конструкции позволяют определить направление силовых потоков в конструкции, на основании чего, получить оптимальную конструкцию с учетом требований работоспособности и минимума веса. Совместное использование новых технологий с методами топологической оптимизации позволяет осуществлять эффективное проектирование элементов конструкций. В настоящее время технология 3D печати из металла частично преодолела ограничения на размеры печатаемых деталей. Возможно изготовление топливных баков диаметром до 2400 мм, поэтому в процессе поиска нового варианта конструкции футляра топливного отсека AVUM основные тактико-технические характеристики ступени остались неизменными. Расчетные случаи нагружения взяты из требований к РН «Вега». Разработка варианта конструкции основана на предложенном авторами ранее конструктивном решении замены плоской пластины крепления топливных баков сферическим днищем с отверстиями под баки. В настоящей работе рассматривается использование топологической оптимизации для получения варианта конструкции с меньшей массой. Для всех расчетных случаев проведено топологическую оптимизацию, основываясь на результатах которой выполнена суперпозиция полученных решений. Базируясь на анализе результатов и учете технологических ограничений выполнена конструкторская доработка и смоделирована рациональная конструкция футляра. Выполнение условий прочности для спроектированной конструкции подтверждено проверочными расчетами. За счет применения топологической оптимизации выполнено уменьшение веса исходной конструкции на 30%
СНИЖЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРНОГО И СИЛОВОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СВЕРХЗВУКОВЫХ СТРУЙ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ОБЪЕКТЫ НАЗЕМНОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Get PDFУ більшості сучасних стартових комплексів ракет космічного призначення для захисту від оплавлення поверхонь, що зазнають безпосереднього впливу високотемпературних газових струменів, використовуються системи водоподачі. На сьогоднішній день єдиним можливим способом теоретичного дослідження процесів взаємодії надзвукового струменя двигунної установки зі струменями води, що розбризкуються коллектором системи водоподачі, є чисельне моделювання. Для дослідження температурного і теплового навантаження поверхонь, що знаходяться під впливом надзвукових струменів двигунної установки, було проведено чисельне моделювання газодинамічних процесів, що відбуваються в газоході в момент старту ракети космічного призначення. Були розглянуті два варіанти, з подачею води і без неї. В якості розрахункової моделі був обраний газохід ракети космічного призначення «Антарес». В основі математичної моделі лежать рівняння динаміки двофазного середовища. При цьому течія газу описується тривимірними рівняннями Нав’є-Стокса, а моделювання крапель води проведено з використанням траекторного підходу Лагранжа. Дослідження виконувались в комерційному коді ANSYS Fluent. В результаті проведеного чисельного експерименту були отримані дані щодо ефективності зниження теплового і силового впливу надзвукових струменів двигунної установки на конструкцію газоходу при використанні системи водоподачі. За підсумками проведених досліджень сформульовано основні рекомендації, які можуть бути корисними при розробці та оптимізації систем водоподачі наземних комплексів ракет космічного призначення.To prevent surfaces flowing under direct impact of high-temperature gas jets, the majority of up-to-date launch complexes of integrated launch vehicles (ILV) apply water feed systems. Nowadays the only feasible way of theoretical research of interaction of propulsion systems supersonic jets with water jets from water feed system headers is numerical simulation. To investigate thermal and force load on surfaces under impact of supersonic jets from propulsion system we carried out numerical simulation of gas-dynamic process in gas duct during integrated launch vehicle takeoff. We investigated the two options, with and without water feed. We took the Antares ILV gas duct as a prototype. Our mathematical model is based on the two-phase medium dynamics equations. At this, the gas flow is described by the three-dimensional Navier-Stokes equations, and at simulation of water drops we applied Lagrange trajectory approach. The research was done in commercial code ANSYS Fluent. As a result of the numerical experiment we got data on efficiency of reduction of thermal and force impact of propulsion system supersonic jets on gas duct structure at use of water feed system. Based on the research we worked out the key recommendations that might be of use at design and optimization of water feed systems of ILV ground complexes.To prevent surfaces flowing under direct impact of high-temperature gas jets, the majority of up-to-date launch complexes of integrated launch vehicles (ILV) apply water feed systems. Nowadays the only feasible way of theoretical research of interaction of propulsion systems supersonic jets with water jets from water feed system headers is numerical simulation. To investigate thermal and force load on surfaces under impact of supersonic jets from propulsion system we carried out numerical simulation of gas-dynamic process in gas duct during integrated launch vehicle takeoff. We investigated the two options, with and without water feed. We took the Antares ILV gas duct as a prototype. Our mathematical model is based on the two-phase medium dynamics equations. At this, the gas flow is described by the three-dimensional Navier-Stokes equations, and at simulation of water drops we applied Lagrange trajectory approach. The research was done in commercial code ANSYS Fluent. As a result of the numerical experiment we got data on efficiency of reduction of thermal and force impact of propulsion system supersonic jets on gas duct structure at use of water feed system. Based on the research we worked out the key recommendations that might be of use at design and optimization of water feed systems of ILV ground complexes
ОБЩИЙ СЛУЧАЙ ДВИЖЕНИЯ ЖИДКОСТИ В ПОРИСТОМ РАДИАЛЬНОМ ЦЕНТРОБЕЖНОМ НАСОСЕ
Get PDFProspects and increasing use of porous structures in the design of fuel supply units for aircraft engines determines the importance, relevance and necessity of theoretical research aimed at creating a mathematical model of the motion of viscous, incompressible fluid in rotating porous bodies. A system of equations of motion describing the movement of a fluid in a porous wheel in a polar coordinate system is considered. Due to the great difficulties of analytical determination of the mass force of resistance in the model, it is assumed that it consists of the force of frictional resistance and the force of pressure resistance. A system of equations describing the motion of a fluid in a porous wheel is written in the polar coordinate system under the assumption that the change in the parameters of the fluid along the angle of rotation does not occur. In the laminar mode of motion, the filtration characteristics are expressed in the form of symmetric tensors of the second rank. The mass force of frictional resistance in the case of a turbulent mode of motion takes into account the accepted law of resistance. The action of the pressure gradient from the centrifugal forces during the motion of the fluid in the rotating porous wheel and the anisotropic properties of the porous element are taken as obtained during the motion of the fluid in a stationary sample. Therefore, from previous experimental studies, only the mass force of frictional resistance is taken into account, and the force of pressure resistance is taken into account in the equations. The equation connecting the static pressure of the fluid with the angular velocity of rotation and the geometrical parameters of the porous impeller and the gap is obtained.Перспективність і збільшення використання в конструкції агрегатів постачання компонентів палива двигунів літальних апаратів пористих структур, обумовлює важливість, актуальність і необхідність проведення теоретичних досліджень, спрямованих на створення математичних моделей руху в'язкої, не стискаємої рідини у пористих тілах що обертаються. Розглядається система рівнянь руху, що описує рух рідини у пористому колесі, в полярній системі координат. У зв'язку з великими труднощами аналітичного визначення масової сили опору у моделі прийнято, що вона складається з сил спротиву тертю та силам спротиву тиску. Система рівнянь, що описує рух рідини у пористому колесі і записана в полярній системі координат обумовлена тим, що зміна параметрів рідини за кутом обертання не відбувається. При ламінарному режимі руху, фільтраційні характеристики прийняті такими, що записані у вигляді симетричних тензорів другого рангу. Масова сила спротиву тертю в разі турбулентного режиму руху записана у відповідності до прийнятого закону спротиву. Врахована дія градієнтів тисків від відцентрових сил при русі рідини у пористому колесі що обертається, а анізотропні властивості пористого елемента приймаються такими, що отримані при русі рідини у нерухомому зразку пористого тіла, які експериментально визначені раніше в стаціонарних умовах. Тому з попередніх проведених експериментальних досліджень врахована лише масова сила спротиву тертю, а в рівняннях сила спротиву тиску. Отримано рівняння, яке пов’язує статичний тиск рідини, з кутовою швидкістю обертання та геометричними параметрами пористого робочого колеса та зазору.Перспективность и все увеличивающееся использование в конструкции агрегатов подачи компонентов топлива двигателей летательных аппаратов пористых структур, обуславливает важность, актуальность и необходимость проведения теоретических исследований, направленных на создание математической модели движения вязкой, не сжимаемой жидкости во вращающихся пористых телах. Рассматривается система уравнений движения, описывающая движение жидкости в пористом колесе, в полярной системе координат. В связи с большими трудностями аналитического определения массовой силы сопротивления в модели принято, что она складывается из силы сопротивления трения и силы сопротивления давления. Система уравнений, описывающая движение жидкости в пористом колесе, записана в полярной системе координат в предположении, что изменение параметров жидкости по углу вращения не происходит. При ламинарном режиме движения, фильтрационные характеристики выражаются в виде симметричных тензоров второго ранга. Массовая сила сопротивления трения в случае турбулентного режима движения учитывает принятый закон сопротивления. Учтено действие градиент давления от центробежных сил при движении жидкости во вращающемся пористом колесе и анизотропные свойства пористого элемента принимаются такими, что получены при движении жидкости в неподвижном образце. Поэтому из ранее проведенных экспериментальных исследований, учитывается только массовая сила сопротивления трения, а в уравнениях учитывается сила сопротивления давления. Получено уравнение, связывающее статическое давление жидкости, с угловой скоростью вращения и геометрическими параметрами пористого рабочего колеса и зазора
ОБЗОР ВИДОВ МОЮЩИХ ЖИДКОСТЕЙ, ПРИМЕНЯЕМЫХ ДЛЯ ОЧИСТКИ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Get PDFУ статті наводиться аналіз різних видів миючих рідин для видалення органічних і неорганічних забруднень з внутрішньої поверхні паливних ракет-носіїв вітчизняного виробництва. Описано характеристики видаляються забруднень з паливних баків. Описано переваги і недоліки найефективніших фторсодержащих миючих рідин, докладно описані властивості хладону-113. У зв'язку з прийнятими рішеннями на ВО ПМЗ був переглянутий ряд технологічних процесів очищення і знежирення з метою виключення хладону 113 з технологічного циклу. Для основної маси ДСЕ була змінена технологія знежирення: метод занурення замінений на метод затоки, виключено знежирення в парогазової фазі хладону-113 на установці УОФ-2, переглянуті післяопераційні норми витрати з метою їх скорочення, проведена ревізія обладнання, що застосовується. Крім того, в якості технологічних матеріалів замість хладону-113 стали застосовуватися бензин і водні миючі розчини. Обґрунтовано необхідність застосування миючих рідин на основі поверхнево-активних речовин. Визначена можливість застосування миючих рідин в залежності від конструктивних особливостей очищуються. Пред'явлені вимоги до альтернативних миючим рідин. Багатокомпонентні вуглеводневі розчинники отримують переважно на базі бензинових і гасових фракцій, а також спеціальні нафтові розчинники, які отримують шляхом суворого добору групового вуглеводневого і фракційного складів - НЕФРАС, сольвенти і інші вуглеводневі розчинники спеціального призначення (контакт Петрова, крезоли та ін.). На базі наведеної в статті нормативної бази галузі та міжнародних стандартів проведено аналіз можливості застосування існуючих розчинників замість хладону 113. Також наведено рекомендації застосування видів миючих рідин від типів внутрібакових елементів.The article provides an analysis of various types of washing liquids for removing organic and inorganic contaminants from the inner surface of domestically produced fuel carrier rockets. The characteristics of the removed contaminants from fuel tanks are described. The advantages and disadvantages of the most effective fluorinated washing liquids are described, the properties of freon-113 are described in detail. In connection with the decisions made at PA YuzhMash, a number of cleaning and degreasing technological processes were revised in order to exclude Freon 113 from the technological cycle. For the bulk of DAT, the degreasing technology was changed: the dipping method was replaced by the flooding method, degreasing in the vapor-gas phase of hladon-113 at the UOF-2 unit was excluded, the operational consumption rates were revised in order to reduce them, the equipment used was revised. In addition, gasoline and water-based detergents began to be used as technological materials instead of hladon-113. The necessity of using surfactant-based washing liquids has been substantiated. The applicability of cleaning liquids has been determined depending on the design features of the surfaces to be cleaned. Requirements have been made for alternative cleaning fluids. Multicomponent hydrocarbon solvents are obtained mainly on the basis of gasoline and kerosene fractions, as well as special petroleum solvents, which are obtained by strict selection of group hydrocarbon and fractional compositions - nefras, solvents and other hydrocarbon solvents for special purposes (Petrov's contact, cresols, etc.). On the basis of the regulatory framework of the industry and international standards presented in the article, an analysis of the possibility of using existing solvents instead of hladon-113 is carried out. Recommendations for the use of types of washing liquids from the types of in-tank elements are also given.В статье приводится анализ различных видов моющих жидкостей для удаления органических и неорганических загрязнений с внутренней поверхности топливных ракет-носителей отечественного производства. Описаны характеристики удаляемых загрязнений с топливных баков. Описаны преимущества и недостатки самых эффективных фторсодержащих моющих жидкостей, подробно описаны свойства хладона-113. В связи с принятыми решениями на ПО ЮМЗ был пересмотрен ряд технологических процессов очистки и обезжиривания с целью исключения хладона 113 из технологического цикла. Для основной массы ДСЕ была изменена технология обезжиривания: метод окунания заменен на метод залива, исключено обезжиривание в парогазовой фазе хладона-113 на установке УОФ-2, пересмотрены пооперационные нормы расхода с целью их сокращения, проведена ревизия применяемого оборудования. Кроме того, в качестве технологических материалов вместо хладона-113 стали применяться бензин и водные моющие растворы. Многокомпонентные углеводородные растворители получают преимущественно на базе бензиновых и керосиновых фракций, а также специальные нефтяные растворители, которые получают путём строгого подбора группового углеводородного и фракционного составов - нефрасы, сольвенты и другие углеводородные растворители специального назначения (контакт Петрова, крезолы и др.). Обоснована необходимость применения моющих жидкостей на основе поверхностно-активных веществ. Определенна применимость моющих жидкостей в зависимости от конструктивных особенностей очищаемых поверхностей. Предъявлены требования к альтернативным моющим жидкостям. На базе приведенной в статье нормативной базы отрасли и международных стандартов проведен анализ возможности применения существующих растворителей вместо хладона 113. Также приведены рекомендации применения видов моющих жидкостей от типов внутрибаковых элементов