Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ОЦЕНКА ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СОЛНЕЧНОГО ПАРУСА В ЗАДАЧАХ КОМБИНИРОВАННОГО УВОДА С НИЗКИХ ОКОЛОЗЕМНЫХ ОРБИТ
Get PDFДля очищення верхнього сегменту низьких навколоземних орбіт з висотою 1400-2000 км запропоновано використання комбінованого методу відведення в щільні шари атмосфери Землі, який заснований на спільному використанні реактивної рушійної установки і сонячного вітрила. Розроблено схему комбінованого відведення космічного апарату протягом 25 років. Її особливості: сонячне вітрило забезпечує поступове зниження висоти польоту, а включення реактивної рушійної установки в кінці терміну відведення - формування орбіти з перигеєм в щільних шарах атмосфери Землі (120 км і нижче). Проведено моделювання процесів відведення великогабаритного космічного апарату з використанням реактивної рушійної установки, сонячного вітрила і їх комбінації. Проведено порівняльний аналіз маси системи відведення для різних методів. При цьому вважається, що на космічному апараті встановлена реактивна рушійна установка для довиведення і підтримки орбіти. Для відведення космічного апарату, масою 1 т з орбіти 2000 км отримані наступні результати. Мінімальна площа сонячного вітрила, необхідна для відведення з використанням сонячного вітрила складає близько 1200 м2. Найбільш витратним є відведення активним методом з використанням реактивної рушійної установки. Він потребує наявності на борту близько 140 кг палива. Найменш витратним є відведення пасивним методом з використанням сонячного вітрила. Він потребує наявності на борту системи масою близько 35 кг. У свою чергу, комбінований метод лежить між двома цими методами. Він поступається за масою системи відведення пасивному, але виграє у активного. Його ефективність в порівнянні з активним методом коливається в межах до 76%. Областю його використання є випадки наявності обмежень на пасивне відведення, наприклад, по габаритно-масовим характеристикам системи відведення або за часом функціонування системи управління.To clean the upper segment of low-Earth orbits with an altitude of 1400-2000 km, the possibility of using a combined method of deorbiting to the Earth's atmosphere has been evaluated. It is based on the combined use of a jet propulsion system and a solar sail. A scheme has been developed for the combined deorbiting of a satellite with a lifetime of up to 25 years. Its features: the solar sail provides a gradual decrease in flight altitude, and the ignition of a jet propulsion system at the end of the deorbiting period - the formation of an orbit with perigee in the dense layers of the Earth's atmosphere (120 km and below). Simulation of the deorbiting processes of a large-sized satellite using a jet propulsion system, a solar sail and their combination has been carried out. A comparative analysis of the mass of the deorbiting system for various methods is carried out. At the same time, it is believed that the satellite is equipped with a jet propulsion system for additional orbital expansion and maintenance. For the deorbiting of a spacecraft with a mass of 1 ton from an orbit of 2000 km, the following results were obtained. The minimum solar sail area is about 1200 m2. For comparison, the most expensive is the deorbiting by the active method using a jet propulsion system. It requires about 140 kg of propellant on board. The least costly steer is the passive method using a solar sail. It requires a system with a mass of about 34 kg on board. In turn, the area of the combined method lies between these two methods. It is inferior in mass to the passive deorbit system, but outperforms the active one. Its effectiveness in comparison with the active method ranges up to 76%. It can be used in cases where there are restrictions on passive deorbiting, for example, in terms of the overall and mass characteristics of the deorbit system or in terms of the control system lifetime.Для очистки верхнего сегмента низких околоземных орбит высотой 1400-2000 км оценена возможность использования комбинированного метода увода в плотные слои атмосферы Земли. В его основе лежит совместное использование реактивной двигательной установки и солнечного паруса. Разработана схема комбинированного увода космического аппарата с временем существования до 25 лет. Её особенности: солнечный парус обеспечивает постепенное снижение высоты полёта, а включение реактивной двигательной установки в конце срока увода – формирование орбиты с перигеем в плотных слоях атмосферы Земли (120 км и ниже). Проведено моделирование процессов увода крупногабаритного космического аппарата с использованием реактивной двигательной установки, солнечного паруса и их комбинации. Проведен сравнительный анализ массы системы увода для различных методов. При этом считается, что космический аппарат оснащён реактивной двигательной установкой для довыведения и поддержания орбиты. Для увода космического аппарата, массой 1 т с орбиты 2000 км получены следующие результаты. Минимальная площадь солнечного паруса составляет порядка 1200 м2. Для сравнения наиболее затратным является увод активным методом с использованием реактивной двигательной установки. Он требует наличия на борту порядка 140 кг топлива. Наименее затратным является увод пассивным методом с использованием солнечного паруса. Он требует наличия на борту системы массой порядка 34 кг. В свою очередь, область комбинированного метода лежит между двумя этими методами. Он уступает по массе системы увода пассивному, но выигрывает у активного. Его эффективность в сравнении с активным методом колеблется в пределах до 76 %. Он может применяться в случаях наличия ограничений на пассивный увод, например, по габаритно-массовым характеристикам системы увода или по времени функционирования системы управления
НАПРАВЛЕНИЯ УСОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ КОСМИЧЕСКИХ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ
Get PDFСучасні задачі досліджень та вимоги до засобів їх виконання, а саме космічних апаратів обумовлюють нові тенденції розвитку і вдосконалення засобів їх захисту на етапі підготовки до старту та виведенні на орбіту, таких як космічні головні частини, надаючи їм нових функціональних можливостей. Вони істотно відображаються на їх конструктивно-компонувальних схемах. В даній статті розглянуті конструктивно-компонувальні схеми та приведена класифікація космічних головних частин розробки «Конструкторське бюро «Південне», SpaceX, Rocket Lab та інших закордонних аналогів, а також їх основні відмінності, в тому числі системи, підсистеми, схеми стикування стулок головного обтічника і використовувані матеріали. На підставі розглянутих переваг і недоліків існуючих космічних головних частин, були визначені нові напрямки розвитку їх конструктивно-компонувальних схем, зокрема використання матеріалів з високою питомою міцністю та жорсткістю, багаторазових ракет космічного призначення, в тому числі їх складових частин – стулок головного обтічника. Також приведено варіант вдосконалення складової частини ракети космічного призначення, а саме космічної головної частини, що полягає в її багаторазовості використання за рахунок доопрацювання розгінного блоку, оснащення парашутними системами та замками розділення та стикування стулок головного обтічника багаторазової дії, приведена одна із вдосконалених конструктивно-компонувальних схем, її переваги і недоліки та принцип роботи. Визначені нові задачі застосування космічних головних частин, які полягають у їх попутному використанні для відводу на орбіту захоронення або повертанню на поверхню Землі корисного вантажу. Наведено напрямки для подальших досліджень, які полягають у вдосконаленні систем поділу на стулки головного обтічника та конструктивно-компонувальної схеми в цілому.Modern research tasks and requirements for the means of their implementation, namely, spacecraft, determine new trends in the development and improvement of their protection means at the stage of preparation for launch and injection into orbit, such as space main parts, giving them new functionality. They are significantly reflected in their design and layout schemes. This article examines the structural and layout schemes and provides a classification of space main parts developed by the Design Office Yuzhnoye, SpaceX, Rocket Lab and other foreign analogues, as well as their main differences, including systems, subsystems, docking schemes for the fairing flaps and materials used. On the basis of the considered advantages and disadvantages of the existing space main parts, new directions for the development of their structural and layout schemes were determined, in particular, the use of materials with high specific strength and rigidity, reusable space rockets, including their component parts – payload fairing flaps. A variant of the improvement of the component part of the rocket for space purposes, namely the space main part, is also presented, which consists in its reusability due to the refinement of the upper stage, equipping with parachute systems and locks for opening and closing the flaps of the reusable fairing, one of the improved structural and layout schemes, its advantages and disadvantages and how it works. New tasks for the use of space warheads have been identified, which consist in their concomitant use for the removal of a burial site into orbit or the return of a payload to the Earth's surface. Directions for further research are given, which consist in improving the systems for dividing the flaps of the payload fairing and structural layout schemes in general.Современные задачи исследований и требования к средствам их выполнения, а именно космическим аппаратам обуславливают новые тенденции развития и усовершенствования средств их защиты на этапе подготовки к старту и выведения на орбиту, таких как космические головные части, придавая им новые функциональные возможности. Они существенно отражаются на их конструктивно-компоновочных схемах. В данной статье рассмотрены конструктивно-компоновочные схемы и приведены классификация космических головных частей разработки «Конструкторское бюро «Южное», SpaceX, Rocket Lab и других зарубежных аналогов, а также их основные отличия, в том числе системы, подсистемы, схемы стыковки створок головного обтекателя и используемые материалы. На основе рассмотренных преимуществ и недостатков существующих космических головных частей, были определены новые направления развития их конструктивно-компоновочных схем, в частности использование материалов с высокой удельной прочностью и жесткостью, многоразовых ракет космического назначения, в том числе их составных частей – створок головного обтекателя. Также приведен вариант усовершенствования составляющей части ракеты космического назначения, а именно космической головной части, который заключается в ее многоразовости использования за счет доработки разгонного блока, оснащения парашютными системами и замками раскрытия и закрытия створок головного обтекателя многоразового действия, приведена одна из усовершенствованных конструктивно-компоновочных схем, ее преимущества и недостатки и принцип ее работы. Определены новые задачи использования космических головных частей, которые заключаются в попутном использовании для отведения на орбиту захоронения или возвращения на поверхность Земли полезной нагрузки. Приведены направления дальнейших исследований, которые заключаются в усовершенствования систем разделения створок головного обтекателя и конструктивно-компоновочных схем в целом
РОЗРОБКА ЕФЕКТИВНИХ СИСТЕМ З'ЄДНАННЯ ТА РОЗ’ЄДНАННЯ ВІДСІКІВ
Get PDFДана стаття присвячена пристроям і системам, які призначені для з'єднання і, відповідно, роз’єднання елементів конструкцій ракет, зокрема їх відсіків, в умовах обмеженого доступу до стику. При створенні ракетної техніки конструктор вирішує цілий ряд проблем, оскільки техніка має бути багатофункціональною, розміщуватися в обмеженому об'ємі і при цьому залишатися технологічною. Створення роз'ємних з'єднань відсіків ракет є одночасно простим і складним завданням. Складність виникає тоді, коли на роз'ємне з'єднання накладається цілий ряд обмежень з боку технологічного устаткування, внутрішніх складових частин ракети та режимів її експлуатації. В останній час, все більш актуальним стає роз'ємне з'єднання, яке б дозволяло сполучати і роз'єднувати відсіки дистанційно, не маючи доступу до самого місця стику. Метою цієї статті є розробка конструкції роз'ємного з'єднання, що забезпечує дистанційне з'єднання і роз'єднання елементів конструкцій ракет. Розглянуто різні варіанти виконання систем і пристроїв з'єднання і роз’єднання елементів конструкцій між собою, які найбільш підходять для ефективного рішення такої специфічної задачі. Проведено аналіз та запропоновані рекомендації до цих конструкцій, та адаптації до багаторазового використання при відсутності можливості технічного обслуговування. Наукова новизна полягає у створенні систем, а саме дистанційного з’єднання та роз’єднання відсіків в умовах обмеженого доступу до стику, а також підвищення технологічності і зниження збурень при розстикуванні відсіків. Це дозволить надалі вирішувати такі завдання, як наприклад, з'єднання аеродинамічного обтічника з ракетою, що скидається, стикування корисного вантажу з відсіком або відсіків у зборі між собою, - автоматично, без участі технічного персоналу в зоні робіт, що в свою чергу, зможе спростити конструкцію відсіків ракет, технологію їх зборки і відповідно технологічне устаткування, що використовується, а також дозволить зменшити час підготовки і проведення пуску ракет.This article is about the devices and systems that are designed to connect and separate structural elements of missiles, in particular, their compartments, in conditions of limited access to the joint. When designers create rocketry, they meet with a number of problems, since it has to be multifunctional, placed in a limited volume and at the same time remain technological. Creating detachable joints of missiles compartments is a simple and difficult task concurrently. It becomes a difficult task when technological equipment, modes of operation and internal components of a missile impose a number of restrictions on the detachable joint. Sometimes these restrictions come to the point that it is necessary to create such a detachable joint, which could connect and separate compartments remotely without access to the joints themselves. And at this moment, all the variety of technical solutions becomes useless without any improvements, since all of them are intended for connection in conditions of normal access to the joint. Thus, the main drawback of the generally known solutions is the lack of functionality, which means impossibility of remote (without access to the joint) connection and separation the detachable joints. The purpose of this article is to develop a design of the detachable joint, which provides remote connection, and separation of the missile structural elements. Using as examples various variants of the devices and systems for connecting and separating structural elements of missiles, various options of the most effective solution of the specific problem, mentioned above, are considered. The analysis is carried out and recommendations are given for their designs adaptation to multiuse without the possibility of maintenance. These recommendations will make it possible to further solve problems such as, for example, connecting a jettison able aerodynamic fairing with a missile, payload with a compartment, or compartments with each other – automatically, without the participation of technical personnel in the work area, which, accordingly, will reducing the time for preparing and launching missiles. Scientific novelty lies in the development of system, namely, remote connection and disconnection of compartments in conditions of limited access to the joint, as well as increase in manufacturability and reduction of disturbances during disconnection of compartments.Данная статья посвящена устройствам и системам, которые предназначены для соединения и, соответственно разделения элементов конструкций ракет, в частности их отсеков, в условиях ограниченного доступа к стыку. При создании ракетной техники конструктор решает целый ряд проблем, поскольку техника должна быть многофункциональной, размещаться в ограниченном объеме и при этом оставаться технологичной. Создание разъемных соединений отсеков ракет является одновременно простым и сложным заданием. Сложность возникает тогда, когда на разъемное соединение накладывается целый ряд ограничений со стороны технологического оборудования, внутренних составных частей ракеты и режимов ее эксплуатации. В последнее время, все более актуальным становится разъемное соединение, которое бы позволяло соединять и разъединять отсеки дистанционно, не имея доступа к самому месту стыка. Целью настоящей статьи является разработка конструкции разъемного соединения, которое бы обеспечивало дистанционное соединение и разъединение элементов конструкций ракет. Рассмотрены различные варианты выполнения систем и устройств соединения и разъединения элементов конструкций между собой, которые наиболее подходят для эффективного решения такой специфической задачи. Проведен анализ и предложенные рекомендации к конструкциям и адаптации к многократному использованию при отсутствии возможности технического обслуживания. Научная новизна заключается в создании систем, а именно дистанционного соединения и разъединения отсеков в условиях ограниченного доступа к стыку, а также повышению технологичности и снижению возмущений при расстыковке отсеков. Это позволит в дальнейшем решать такие задачи, как например, соединение аэродинамического обтекателя с ракетой, который сбрасывается, полезного груза с отсеком или отсеков в сборе между собой, - автоматически, без участия технического персонала в зоне работ, что в свою очередь, сможет упростить конструкцию отсеков ракет, технологию их сборки и соответственно технологическое оборудование, которое используется, а также позволит уменьшить время подготовки и проведения пуска ракет
ВОПРОСЫ ХИМИИ И ТЕХНОЛОГИИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ РЕЗИНОВЫХ СМЕСЕЙ ДЛЯ ВНУТРЕННЕГО ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Get PDFOne of specific features of rocket engineering – is the high rate of sophistication and renewal of structures due to constantly growing operational and technical specifications imposed to them. Every generation of rocket and space products features a new complex of design and processing parameters and new materials possessing higher properties. It is impossible to resolve the entire scope of design and processing tasks in course of development, creation and operation of spacecraft without extend development and infusion of new materials which possess a number of required characteristics imposed to state-of-the-art technology products. The most widespread and sophisticated structures of modern technology – are solid-propellant rocket motors (SPRM) made of polymer composite materials. One of the major tasks associated with their creation is development of the internal thermal protection coating of solid-propellant rocket motor casing. State enterprise Yuzhnoye Design Office named after M.K. Yangel is currently carrying out works on creation of solid-propellant rocket motors. Development of their internal thermal protection coatings using mainly domestically produced materials with specified requirements is a scientific and technological task of high importance which confirms the relevance of dissertational research.The article is devoted to the analysis of components and ingredients for rubber compounds, which provide the properties and basic functions of the thermal protective covering of solid propellant rocket engine. The article shows the main results of the work related to the development of prescribed composition and technology of manufacturing of elastomeric material which used in the manufacture of internal heat-resistant coating of solid-propellant rocket engines made of polymer composite materials.Одна з особливостей ракетної техніки – високий темп ускладнення і оновлення конструкцій у зв'язку з тактико-технічними вимогами до них, що постійно зростають. Кожне покоління ракетно-космічних виробів характеризується новим комплексом конструктивно-технологічних параметрів і новими матеріалами з більш високими властивостями. Вирішення усієї сукупності конструкторських і технологічних завдань під час розроблення, створення й експлуатації космічних апаратів неможливо без широкого розвитку та впровадження нових матеріалів, що мають ряд характеристик, необхідних для виробів сучасної техніки. Найпоширеніші і найскладніші конструкції сучасної техніки – це ракетні двигуни твердого палива (РДТП) з полімерних композиційних матеріалів. Під час їх створення одним з основних завдань є розроблення внутрішнього теплозахисного покриття корпусу ракетного двигуна твердого палива. На цей час на Державному підприємстві «Конструкторське бюро «Південне» ім. М.К. Янгеля» проводять роботи зі створення ракетних двигунів твердого палива. Розроблення їх внутрішніх теплозахисних покриттів з використанням матеріалів із заданими вимогами і в основному вітчизняного виробництва є важливим науково-технічним завданням. Стаття присвячена аналізу компонентів та інгредієнтів для гумових сумішей, які забезпечують властивості та основні функції внутрішнього теплозахисного покриття корпусу ракетного двигуна твердого палива. У статті відображені основні результати робіт, які пов'язані з розробкою рецептурного складу та технології виготовлення еластомерного матеріалу, котрий використовують при виготовленні внутрішнього теплозахисного покриття корпусів ракетних двигунів твердого палива із полімерних композиційних матеріалів.В статье отражены основные результаты работ, связанные с разработкой рецептурного состава и технологии изготовления эластомерного материала, используемого при изготовлении внутреннего теплозащитного покрытия корпусов ракетных двигателей твердого топлива из полимерных композиционных материалов
РОЗРОБКА СТЕНДУ ДЛЯ НАЗЕМНИХ ВИПРОБУВАНЬ СИСТЕМИ ОРІЄНТАЦІЇ ТА СТАБІЛІЗАЦІЇ НАНОСУПУТНИКІВ СЕРІЇ POLYITAN
Get PDFThe article under the heading "Developing and creation of ground testing simulator for orientation and stabilization system of PolyITAN nanosatellites" is devoted to the research of methods of developing of the specialized simulator for the nanosatellite orientation and stabilization system ground testing. This problem is showed on the example of simulator developed in the National Technical Technical University of Ukraine “Igor Sikorsky Kyiv Polytechnic Institute”. Ground testing of the orientation and stabilization system is critically important phase of the pre-flight preparation of the nanosatellite. In order to provide precise tests, the simulator described in this article was developed. Objective of the simulator is to create targeted magnetic field in assured volume, where flight of the nanosatellite is imitated, stabilization and orientation performances are tested. The introduction describes experience of the PolyITAN team in developing of nanosatellites, the tasks of the first two nanosatellites - PolyITAN-1 and PolyITAN-2 are revealed, the actuality of this research is highlighted. The main part reveals the order of development of the simulator for orientation and stabilization system ground testing in gradual and sector-wise way. First part shows construction decisions in the simulator’s configuration to ensure accomplishment of the simulator’s objective. Second part describes calculation of the number of turns and the diameter of the wire to provide required value of the modulus of the vector of magnetic field induction, which is created by the simulator. Next part is devoted to calculation of power required for power sources, increment of magnetic field induction as a function of the current increment is provided, what is very important for power source selection. Next part is a research of the uniformity sphere - working space of the simulator, which must provide enough volume for testing of the 3U nanosatellites of CubeSat format. Final part describes control system of the simulator.Стаття під заголовком «Розробка і створення стенду для наземних випробувань системи орієнтації та стабілізації наносупутників серії PolyITAN» присвячена питанню дослідження методики розробки спеціалізованого стенду для випробувань системи орієнтації та стабілізації наносупутників на прикладі стенду, створеного в Національному технічному университеті України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського». Наземні випробування системи орієнтації та стабілізації наносупутника є надзвичайно важливим етапом підготовки до запуску наносупутника. Задля забезпечення точності цих випробувань був створений стенд, який описаний в даній статті. Задачею стенду є створення заданого магнітного поля в забезпеченому об’ємі, де імітується політ наносупутника по орбіті, тестуються режими його стабілізації та орієнтації. У вступі описується досвід команди PolyITAN у створенні наносупутників, описуються задачі перших двох наносупутників - PolyITAN-1 та PolyITAN-2, робиться наголос на актуальності даного дослідження. В основній частині викладений поетапний і посекторний порядок розрахунку стенду для наземних випробувань системи орієнтації та стабілізації. У першій частині описані конструктивні рішення у компоновці стенду для забезпечення виконання задачі стенду. У другій частині описаний розрахунок кількості витків та діаметр дроту для забезпечення потрібного значення модуля вектора магнітної інукції магнітного поля, що створюється стендом. Далі показаний розрахунок потрібної потужності для джерела живлення, наведений розрахунок кроку магнітного поля як функції кроку струму, що є важливим для вибору джерела живлення. Наступною частиною є дослідження сфери однородності стенду - його робочої зони, яка повинна забезпечити випробування наносупутників формату CubeSat розміром 3U. Останньою частиною є опис системи керування стендом.Статья под заглавием «Разработка и создание стенда для наземных испытаний системы ориентации и стабилизации наноспутников серии PolyITAN» посвящена вопросу исследования методики разработки специализированного стенда для наземных испытаний системы ориентации и стабилизации наноспутников на примере стенда, созданного в Национальном техническом университете Украины “Киевский политехнический институт имени Игоря Сикорского”. Наземные испытания системы ориентации и стабилизации наноспутника являются необычайно важным этапом подготовки к запуску наноспутника. С целью обеспечения точности этих испытаний был создан стенд, который описан в данной статье. Задачей стенда является создание заданного магнитного поля в обеспеченном объеме, где имитируется полет наноспутника по орбите, проверяются режимы его стабилизации и ориентации. Во введении описывается опыт команды PolyITAN в создании наноспутников, раскрываются задачи первых двух наноспутников - PolyITAN-1 и PolyITAN-2, делается акцент на актуальности данного исследования. В основной части изложен поэтапный и посекторный порядок расчета стенда для наземных испытаний системы ориентации и стабилизации. В первой части описаны конструктивные решения в компоновке стенда для обеспечения выполнения задачи стенда. Во второй части описан расчет количества витков и диаметр провода для обеспечения требуемого значения модуля вектора магнитной индукции магнитного поля, которое создается стендом. Дальше показан расчет требуемой мощности для источника питания, приведен расчет шага магнитного поля как функции шага тока, что является важным для выбора источника питания. Следующей частью является исследование сферы однородности стенда - его рабочей части, которая должна обеспечить испытания наноспутников формата CubeSat размером 3U. Последней частью является описание системы управления стендом
ОБРАБОТКА СВАРИВАЕМЫХ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ ТУГОПЛАВКИМИ МОДИФИКАТОРАМИ – ЭФФЕКТИВНЫЙ СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ СВОЙСТВ
Get PDFThe effect of modification by refractory dispersed compositions on the grain structure and properties of welded aluminium alloys is determined. Aluminium alloys of the Al-Mg-Mn system of chemical composition were studied: 4.8-6.0% magnesium, 0.3-0.5% manganese; 0.45 – 0.90% iron; aluminium - base. The iron content corresponded to the pre-eutectic and post-eutectic compositions of the aluminium-iron system. Titanium carbide (TiC) modifier powders with a dispersion of 1-5 microns obtained by the method of plasmachemical synthesis. The microstructure of the alloys was studied using MIM-8 and Neophot-2 optical microscopes. The strength properties of the alloys were determined using the MUP-20 machine. Production of samples was carried out according to GOST 1497-84 and GOST 9454-80. Fluidity was determined by the spiral sample method. The properties of alloys before and after modification were investigated. Improved technological properties of aluminium alloys after modification. Increased fluidity in AMg5 and 1420 alloys by 1.5% and 6%, respectively. The obtained homogeneous dispersed structure of aluminium alloys after modification. The strength properties of modified alloys are increased by20 %. Experiments were conducted on the effect of the charge type on the structure and properties of technically pure aluminium and aluminium alloys AMg5 and 1420. The advantage of solid charge in the smelting of aluminium ingots in reducing porosity and grinding grain in comparison with the use of liquid charge is established. The effective effect of the refractory modifier of titanium carbide on the properties of aluminium alloys is proved.Встановлено вплив модифікування тугоплавкими дисперсними композиціями на зеренну структуру і властивості зварюваних алюмінієвих сплавів. Досліджено алюмінієві сплави системи Al-Мg-Mn хімічного складу: 4,8-6,0% магнію, 0,3-0,5% марганцю; 0,45 – 0,90% заліза; алюміній - основа. Вміст заліза відповідав доевтектичному і заевтектичному складам системи алюміній-залізо. Порошки модифікатора - карбіду титану (TiC) дисперсністю 1-5 мкм отримані методом плазмохімічного синтезу. Мікроструктуру сплавів вивчали на оптичних мікроскопах МІМ-8М, Neophot-2. Міцнісні властивості сплавів визначали на машині МУП-20. Виготовлення зразків проводили за ГОСТ 1497-84 і ГОСТ 9454-80. Рідиннотекучість визначали методом спіральної проби. Досліджували властивості сплавів до і після модифікування. Досягнуто поліпшення технологічних властивостей алюмінієвих сплавів після модифікування. Рідиннотекучість підвищена в сплавах АМг5 і 1420 на 1,5% і 6% відповідно. Отримано однорідну дисперсну структуру алюмінієвих сплавів після модифікування. Міцнісні властивості модифікованих сплавів підвищені на 20 %. Проведено експерименти впливу виду шихти на структуру і властивості технічно чистого алюмінію і алюмінієвих сплавів АМг5 і 1420. Встановлено перевагу твердої шихти при виплавці зливків алюмінію зі зниження пористості і подрібнення зерна в порівнянні з використанням рідкої шихти. Доведено ефективний вплив тугоплавкого модифікатора карбіду титану на властивості алюмінієвих сплавів.Встановлено вплив модифікування тугоплавкими дисперсними композиціями на зеренну структуру і властивості зварюваних алюмінієвих сплавів. Досліджено алюмінієві сплави системи Al-Мg-Mn хімічного складу: 4,8-6,0% магнію, 0,3-0,5% марганцю; 0,45 – 0,90% заліза; алюміній - основа. Вміст заліза відповідав доевтектичному і заевтектичному складам системи алюміній-залізо. Порошки модифікатора - карбіду титану (TiC) дисперсністю 1-5 мкм отримані методом плазмохімічного синтезу. Мікроструктуру сплавів вивчали на оптичних мікроскопах МІМ-8М, Neophot-2. Міцнісні властивості сплавів визначали на машині МУП-20. Виготовлення зразків проводили за ГОСТ 1497-84 і ГОСТ 9454-80. Рідиннотекучість визначали методом спіральної проби. Досліджували властивості сплавів до і після модифікування. Досягнуто поліпшення технологічних властивостей алюмінієвих сплавів після модифікування. Рідиннотекучість підвищена в сплавах АМг5 і 1420 на 1,5% і 6% відповідно. Отримано однорідну дисперсну структуру алюмінієвих сплавів після модифікування. Міцнісні властивості модифікованих сплавів підвищені на 20 %. Проведено експерименти впливу виду шихти на структуру і властивості технічно чистого алюмінію і алюмінієвих сплавів АМг5 і 1420. Встановлено перевагу твердої шихти при виплавці зливків алюмінію зі зниження пористості і подрібнення зерна в порівнянні з використанням рідкої шихти. Доведено ефективний вплив тугоплавкого модифікатора карбіду титану на властивості алюмінієвих сплавів
СИНТЕЗ АДАПТИВНОЙ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ С МНОГОМЕРНЫМ ПИ-РЕГУЛЯТОРОМ
Get PDFThe article presents the synthesis of a functional diagram of an adaptive automatic control system (ACS) for controlling an aircraft with an automatically reconfigurable multidimensional PI controller, which provides the minimum static and minimum mean square error of control with minimal energy consumption for the formation of the control exposure. The synthesis of ACS algorithms is performed as a result of solving the problem of conditionally minimizing the quadratic functional of the generalized work (taking into account restrictions on state variables and control actions given by differential equations of the control object (CO) and inequalities). The mathematical description of the multidimensional CO is carried out using the CO model in the state space, which automatically takes into account the mutual influence of individual control loops on each other. As the state variables of the aircraft, linear displacements, speeds and accelerations of the center of mass of the aircraft, and angular displacements, speeds and accelerations of the rotational movement of the aircraft relative to the center of mass are used. The matrix equation of dynamics of the aircraft is formed by a system of nonlinear differential equations of the first order of forces and moments of forces acting on the aircraft. To ensure the minimum static control error, integrators are included in the ACS (for each control action). The algorithm for the formation of control actions of the extended CO, providing the declared properties of the ACS, is obtained as a result of solving the problem of conditional minimization of the generalized work functional. The task of conditional minimization of a functional with constraints is performed by the maximum principle. The resulting two-point boundary value problem is transformed by the invariant immersion method into a Cauchy problem for optimal values of state variables. The evaluation of the characteristics of a specific adaptive ACS for the spacecraft is expected to be obtained as a result of further research by mathematical modeling.У статті представлений синтез адаптивної системи автоматичного керування (САК) для літального апарату (ЛА) з багатовимірним ПІ-регулятором, який автоматично пере налаштовується і забезпечує мінімальні статичну і середньоквадратичну похибки керування при мінімальних витратах енергії на формування керуючого впливу. Синтез алгоритмів системи автоматичного керування виконується у результаті рішення задачі умовної мінімізації квадратичного функціоналу узагальненої роботи (з урахуванням обмежень на змінні стану та управляючі впливи, які задані диференціальними рівняннями моделі об'єкта керування (ОК) і нерівностями). Математичний опис багато-мірного ОК здійснюють за допомогою моделі ОК в просторі станів, яка автоматично враховує взаємний вплив окремих контурів керування друг на друга. В якості змінних стану ЛА використовують лінійні переміщення, швидкості і прискорення центру мас ЛА і кутові переміщення, швидкості і прискорення обертального руху ЛА відносно центру мас. Матричне рівняння динаміки ЛА утворено системою нелінійних диференціальних рівнянь першого порядку сил і моментів сил, що діють на ЛА. Для забезпечення мінімальної статичної похибки керування до складу САК включені інтегратори (для кожного керуючого впливу). Алгоритм формування керуючих впливів ОК, що забезпечує заявлені властивості САУ, досягається в результаті рішення задачі умовної мінімізації функціоналу узагальненої роботи. Завдання умовної мінімізації функціоналу з обмеженнями виконується за допомогою принципу максимуму. Отримана двоточкова крайова задача перетворюється методом інваріантного занурення в задачу Коші для оптимальних значень змінних стану. Оцінку характеристик конкретної адаптивної САУ для космічного апарату передбачається отримати в результаті подальших дослідженнях методом математичного моделювання.В статье представлен синтез функциональной схемы адаптивной системы автоматического управления (САУ) для управления летательным аппаратом (ЛА) с автоматически перенастраиваемым многомерным ПИ-регулятором, которая обеспечивает минимальную статическую и минимальную среднеквадратическую погрешности управления при минимальных затратах энергии на формирование управляющего воздействия
МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПРОГРАММ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПРИ СЪЕМКЕ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ В РЕЖИМЕ ПЛОЩАДНОЙ СЪЕМКИ
Get PDFCurrently increased interest in satellite images of the Earth's surface with high resolution terrain (1 to 10 m). To obtain such images, you must use a long focus optical system (OS) having a limited field of view that does not allow the images of the large width. To increase the effectiveness of shooting in modern space systems (SS) Earth observation provides the opportunity after shooting a segment of the Earth's surface to redirect the OS to another area and spend it shooting. With sufficient speed shift OS it is possible to survey two or more adjacent parcels, which is almost equivalent to the corresponding increase in the width of the field of view of the removing apparatus. In this connection there is the task of restoring the OS, which is solved by the use of appropriate hardware and software control the angular movement of the removing apparatus. When creating the SS there is also the need to solve the following tasks: calculation of the program angular motion in a given length of the removable sections and a predetermined number of adjacent strips to be shot, with the purpose of definition of system requirements, spacecraft (SC) control and calculation under given characteristics of the system orientation of the SC possible number of the maximum length and remove adjacent portions of the surface of the Earth. To solve these tasks the mathematical model software of angular motion of the SC. Given the necessary initial data, mathematical model and method of calculation of kinematic parameters of a software angular motion of a SC in the mode of area highway shooting adjacent sections of the Earth's surface located at a predetermined distance from a trace route SC; examples and results of numerical calculations of the programmes angular motion by moving the instrument in remote sensing.В даний час зріс інтерес до космічних знімків поверхні Землі з високою роздільною здатністю на місцевості (від 1 до 10 м). Для отримання таких знімків необхідно використовувати довгофокусні оптичні системи (ОС), що мають обмежене поле зору, що не дозволяє проводити зйомку ділянок великої ширини. Для підвищення ефективності зйомки в сучасних космічних системах (КС) спостереження Землі передбачається можливість після закінчення зйомки однієї ділянки поверхні Землі перенацілювати ОС на іншу ділянку та провести його зйомку. При достатній швидкості перенацілення ОС можливе проведення зйомки двох і більш суміжних ділянок, що практично еквівалентно відповідного збільшення ширини поля огляду знімаючої апаратури. У зв'язку з цим виникає завдання наведення ОС, яке вирішується використанням відповідних технічних і програмних засобів керування кутовим рухом знімаючої апаратури. При створенні КС виникає також необхідність вирішення наступних задач: розрахунок програми кутового руху космічного апарату (КА) при заданій довжині знімаючих ділянок і заданому числі суміжних смуг, що підлягають зйомці, з метою визначення вимог до системи керування КА, а також розрахунок при заданих характеристиках системи орієнтації КА можливого числа і максимальної довжини знімаючих суміжних ділянок поверхні Землі. Для вирішення цих завдань необхідна математична модель програмного кутового руху КА. Наведено необхідні вихідні дані, математична модель і методика розрахунку кінематичних параметрів програмного кутового руху КА в режимі площинної трасової зйомки суміжних ділянок поверхні Землі, розташованих на заданій відстані від сліду траси КА; приклади і результати чисельних розрахунків програм кутового руху КА при наведенні апаратури дистанційного зондування.Приведены необходимые исходные данные, математическая модель и методика расчета кинематических параметров программного углового движения космического аппарата (КА) в режиме площадной трассовой съемки смежных участков поверхности Земли, расположенных на заданном расстоянии от следа трассы КА; примеры и результаты численных расчетов программ углового движения КА при наведении аппаратуры дистанционного зондирования. Наведение ОС осуществляется за счет движения КА вокруг центра масс с помощью электромаховичных двигателей
МИРОВЫЕ ПЛАНЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ: МЕСТО ГП «КБ «ЮЖНОЕ»
Get PDFoai:ojs2.rocketspace.dp.ua:article/4The article discusses the lunar programs of leading countries of the world: EU, India, People’s Republic of China, South Korea, Israel, Russian Federation, Japan, USA, as well as possible direction of cooperation between Ukrainian cooperation and mentioned countries. The US lunar program is the most attractive. NASA invites private companies which can become Yuzhnoye State Design Office partners. Perspective payload delivery means into lunar orbit are proposed: Space Launch System, Falcon Heavy, Straship. Marketing strategy was developed to achieve economic efficiency of the space launch system operation project, designed for payloads injection into the lunar orbit (with Mayak launch vehicle family, developed by Yuzhnoye State Design Office, as an example) due to covering all possible segments of commercial, as well as government launch market. At the same time, comparison of price and performance characteristics of space transportation services into low Earth orbit is shown as of 2019. The prospective demand for Mayak launch vehicle family within the framework of the US state program for the development of the Moon was determined. According to the results of the marketing research, it can be concluded that with the price of about 3 000 US dollars for launching 1 kg of payload into low Earth orbit (from 70 to 330 million US dollars for launch), Mayak launch vehicle family have the advantageous position on the launch market into low Earth orbit and lunar orbit in comparison with the competitive positions of other ILVs in this market segment.У статті розглянуто місячні програми провідних країн світу: ЄС, ЄС, Індії, Китайської Народної Республіки, Південної Кореї, Ізраїлю, Російської Федерації, Японії, США, а також можливі напрями співпраці української кооперації з перерахованими країнами. Місячна програма США є найбільш привабливою. НАСА привертає приватні компанії, які можуть стати партнерами КБ «Південне». Запропоновані проектовані засоби доставки на навколомісячну орбіту – перспективні ракети космічного призначення: Space Launch System, Falcon Heavy, космічний корабель Straship. Розроблена ринкова стратегія, що дозволяє досягти економічної ефективності проекту експлуатації космічного ракетного комплексу, створюваного задля доставки корисних вантажів на навколомісячну орбіту (на прикладі розроблюваного ДП «КБ «Південне» сімейства РН «Маяк») за рахунок одночасної роботи у всіх доступних сегментах комерційного ринку пускових послуг та на ринку державних замовлень по виведенню корисного навантаження на навколоземну орбіту. Разом з тим, наведено порівняння цінових та енергетичних характеристик транспортних послуг РКП на низьку навколоземну орбіту за станом на 2019 рік. Визначено перспективний попит на запуски РН сімейства «Маяк» в рамках державної програми США з освоєння Місяця. За результатами проведеного маркетингового дослідження, можна зробити висновок, що з ціною близько 3 тис. дол. США за запуск 1 кг корисного навантаження на низьку навколоземну орбіту (від 70 до 330 млн. доларів за пуск), РКН сімейства «Маяк» мають вигідне становище на ринку запусків на низьку навколоземну орбіту та на навколомісячну орбіту в порівнянні з конкурентними позиціями інших РКП даного сегмента ринку.В статье рассмотрены лунные программы ведущих стран мира: ЕС, Индии, Китайской Народной Республики, Южной Кореи, Израиля, Российской Федерации, Японии, США, а также возможные направления сотрудничества украинской кооперации с перечисленными странами. Лунная программа США является наиболее привлекательной. НАСА привлекает частные компании, которые могут стать партнерами КБ «Южное». Предложены проектируемые средства доставки на окололунную орбиту – перспективные ракеты космического назначения: Space Launch System, Falcon Heavy, космический корабль Straship. Разработана рыночная стратегия, позволяющая достигнуть экономической эффективности проекта эксплуатации космического ракетного комплекса, создаваемого для доставки полезных грузов на окололунную орбиту (на примере разрабатываемого ГП «КБ «Южное», семейства РКН «Маяк») за счет одновременной работы во всех доступных сегментах коммерческого рынка пусковых услуг и на рынке государственных заказов по выведению полезной нагрузки на околоземную орбиту. Вместе с тем, приведено сравнение ценовых и энергетических характеристик транспортных услуг РКН на низкую околоземную орбиту по состоянию на 2019 год. Определен перспективный спрос на запуски РН семейства «Маяк» в рамках государственной программы США по освоению Луны. По результатам проведенного маркетингового исследования, можно сделать вывод, что с ценой около 3 тыс. долл. США за запуск 1 кг полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту (от 70 до 330 млн. долларов за пуск), РКН семейства «Маяк» имеют выгодное положение на рынке запусков на низкую околоземную орбиту и на окололунную орбиту в сравнении с конкурентными позициями других РКН данного сегмента рынка
ОБОСНОВАНИЕ РАЦИОНАЛЬНОЙ ТЕХНОЛОГИИ УТИЛИЗАЦИИ ТЕПЛОТЫ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ДЛЯ ГОРЯЧЕГО ВОДОСНАБЖЕНИЯ
Get PDFRational technology of effective application of thermal accumulator in the system of conditioning andhot water-supply of building in a warm period of year is analytically analyzed and grounded. Analyzed thepossibility of applying such an unconventional method as daily accumulation of thermal energy of the building'sair-conditioning system during the warm period with its subsequent use in the hot water system. Two technologiesfor heat recovery of the air conditioning system for hot water supply of a building using a heat accumulator wereinvestigated: with a constant volume of heat accumulator and variable condensing temperature of the refrigerantof the air conditioning system depending on the outside air temperature and heat recovery technology with avariable volume of heat accumulator and constant temperature condensation temperature of the refrigerantsystem conditioning. The research results showed the most efficient technology for utilization of heat from an airconditioning system with a variable volume of a heat accumulator, which is 35% more cost effective than atechnology with a constant heat accumulator cost of reference fuel. The possibility of real application of thesetechnologies, both in individual houses and apartments, was also grounded. Using the developed automatedmethod, it was certain that application of thermal accumulator in the complex system of conditioning and hotwater-supply in a warm period would allow assured to provide by hot water of users due to the system ofconditioning and will economize from 74% to 82 % conditional fuel as compared to a chart with a caldron andconditioner without a thermal accumulator.Аналітично проаналізована і обґрунтована раціональна технологія ефективного використання теплового акумулятора в системі кондиціонування і гарячого водопостачання будівлі в теплий період року. Проведено аналіз можливості застосування такого нетрадиційного методу, як добова акумуляція теплової енергії системи кондиціонування будівлі в теплий період року з подальшим її використанням в системі гарячого водопостачання. Було досліджено дві технології утилізації теплоти системи кондиціонування для гарячого водопостачання будівлі із застосуванням теплового акумулятора: з постійним об'ємом теплового акумулятора і температурою конденсації холодоагенту системи кондиціонування, що змінюється, залежно від температури зовнішнього повітря і технологія утилізації теплоти з об'ємом теплового акумулятора, що змінюється, і постійною температурою конденсації холодоагенту системи кондиціонування. Результати досліджень показали найефективнішою технологію утилізації теплоти системи кондиціонування з об'ємом теплового акумулятора, що змінюється, яка за витратами умовного палива на 35% економніша ніж технологія з постійним об'ємом теплового акумулятора. Також була обґрунтована можливість реального застосування даних технологій, як в індивідуальних будинках, так і в квартирах. Використовуючи розроблену автоматизовану методику, було визначено, що застосування теплового акумулятора в комплексній системі кондиціонування і гарячого водопостачання в теплий період дозволить гарантовано забезпечити гарячою водою споживачів за рахунок системи кондиціонування і заощадити від 74% до 82% умовного палива в порівнянні зі схемою з котлом і кондиціонером без теплового акумулятора.Аналитически проанализирована и обоснована рациональная технология эффективного применения теплового аккумулятора в системе кондиционирования и горячего водоснабжения здания в теплый период года