Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ANALYSISOFTHEPRACTICEOFUSINGMACHINELEARNINGMETHODSTOMODELTHETRAJECTORIESOFSPACEOBJECTS
Get PDFЗважаючи на експоненціальний ріст кількості космічних об’єктів та зростаючу небезпеку космічного сміття на орбіті Землі, розвиток ефективних методів для управління та прогнозування руху є актуальною проблемою. Наразі у багатьох галузях, у т.ч. аерокосмічній науці, активно впроваджують новітні технології досліджень, що ґрунтуються на методах статистичного аналізу, штучного інтелекту та машинного навчання. В статті розглянуто сучасні підходи та досягнення в галузі використання методів машинного навчання для аналізу та прогнозування траєкторій космічних об'єктів, зокремапри входженні в атмосферу. Проаналізовано стратегії для швидкої генерації та модифікації оптимальних траєкторій польоту на малій тязі. Зроблено огляд застосуваннянейронних мереж, методіврегресії, глибинного навчання та ін. Досліджено їхню ефективністьу різних сценаріях, з урахуванням навколишнього середовища та потенційних небезпек. Розглянуто компоненти забезпечення космічних операцій для сталого використання космічного простору. Також наведено приклади використання методів адаптивного керування та стратегії планування траєкторій для мінімізації ризику зіткнення об'єктів у космосі та оптимізації місій з активного видалення сміття. Подано стратегії планування і керування маневрами гіперзвукових літальних апаратів на етапі входу в атмосферу. Проаналізовано результати експериментів та перевірено ефективність розроблених моделей на реальних даних, що дає можливість зробити висновки про їх потенційну корисність у практичних застосуваннях. Результати проведеного аналізу створюють наукове підґрунтя для вибору та впровадження технологій машинного навчання в практику проектування систем керування космічними об’єктами та планування місій.Earth's orbit, the development of effective methods for motion control and forecasting is an urgent problem.Currently, many industries, including aerospace science, are actively implementing the latest research technologies based on statistical analysis, artificial intelligence, and machine learning.The article discusses modern approaches and achievements in the field of using machine learning methods to analyze and predict the trajectories of space objects, in particular, when entering the atmosphere. Strategies for rapid generation and modification of optimal low-thrust flight trajectories are analyzed. An overview of the use of neural networks, regression methods, deep learning, etc. is given. Their effectiveness in various scenarios, taking into account the environment and potential hazards, is investigated. The components of ensuring space operations for the sustainable use of outer space are considered. Examples of the use of adaptive control methods and trajectory planning strategies to minimize the risk of collision of objects in space and optimize active debris removal missions are also given. Strategies for planning and controlling maneuvers of hypersonic aircraft at the stage of entry into the atmosphere are presented. The experimental results are analyzed, and the effectiveness of the developed models is tested on real data, which makes it possible to draw conclusions about their potential usefulness in practical applications. The results of the analysis provide a scientific basis for the selection and implementation of machine learning technologies in the practice of designing space object control systems and mission planning
IMPROVING THE MASS EFFICIENCY OF THE HIGH-PRESSURE PUMP POWER VESSEL
Get PDFНа сьогоднішній день ракето-космічна галузь знаходиться на підйомі. Невпинний розвиток адитивних технологій та використання нових, сучасних матеріалів для 3Д-друку вносять в цьому неабиякий вклад. Цей розвиток почав ще більшу конкуренцію між космічними компаніями, як державними так і приватними. Кожна з них намагається презентувати щось дійсно нове та унікальне. В нашій країні теж є такі компанії, наприклад, Flight Control Propulsion. В цій роботі розглянуто конструкцію силового корпусу для турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна. Цей агрегат має ключову роль у роботі двигунної установки, тому проектуванню такого агрегату приділяється окрема увага. Також дуже важливо зробити такий агрегат не тільки міцним, а ще й легким, оскільки критерій мінімуму маси дуже важливий та основний в ракетній техніці в цілому. Такі конструкції повинні витримувати високі тиски, та залишатись надійними. Адитивне виробництво значно скорочує час на виготовлення тих чи інших деталей та агрегаті, а також дає майже необмежені можливості у геометричних формах виробів. Фактично те, що було складно, чи неможливо виготовити класичними методами – зараз доступно. Адитивне виробництво має вже безліч технологій виготовлення, у цій роботі було розглянуто агрегат, який виготовлено за технологією SLM (Selective Laser Melting). В роботі наведено структурований алгоритм топологічної оптимізації, саме по кроках. Наведено головний принцип методу топологічної оптимізації SIMP (SolidIso tropic Material with Penalization). Проведено чисельне моделювання напружено-деформованого стану для варіанту вихідної конструкції з використанням методу скінчених елементів (МСЕ) у САЕ (Computer-Aided Engineering) системі, побудована розрахункова скінчено-елемента сітка, визначені запаси по міцності конструкції. Після проведення топологічної оптимізації було визначено кінцевий варіант конструкції та знов проведено чисельне моделювання напружено-деформованого стану для оптимізованої конструкції. Дана конструкція силового корпусу насосу була виготовлена та успішно пройшла усі необхідні випробування.Today, the aerospace industry is on the rise. The continuous development of additive technologies and the use of new, modern materials for 3D printing contribute to this. This development has led to even greater competition between space companies, both public and private. Each of them is trying to present something really new and unique. Our country also has such companies, for example, FlightControl Propulsion. This paper discusses the design of a power case for a turbopump unit of a liquid rocket engine. This unit plays a key role in the operation of the propulsion system, so special attention is paid to the design of such a unit. It is also very important to make such a unit not only durable but also lightweight, since the minimum weight criterion is very important and fundamental in rocketry in general. Such structures must withstand high pressures and remain reliable. Additive manufacturing significantly reduces the time for manufacturing certain parts and assemblies, and also provides almost unlimited possibilities in the geometric shapes of products. In fact, what was difficult or impossible to produce using classical methods is now available. Additive manufacturing already has many manufacturing technologies, and in this paper, we consider a unit manufactured using SLM (Selective Laser Melting) technology. The paper presents a structured algorithm for topological optimization, precisely by steps. The main principle of the topological optimization method SIMP (Solid Isotropic Material with Penalization) is presented. The numerical modeling of the stress-strain state for the variant of the original structure was carried out using the finite element method (FEM) in the CAE (Computer-Aided Engineering) system, a computational finite element mesh was built, and the strength margins of the structure were determined. After the topological optimization, the final design was determined and the stress-strain simulation for the optimized design was again performed. This design of the pump power casing was manufactured and successfully passed all the necessary tests
Експериментальне дослідження шорсткості поверхонь деталей рідинних ракетних двигунів, виготовлених із застосуванням адитивних технологій
Get PDFModern development of additive manufacturing forms tasks of re-engineering of the existing design solutions and implementation of 3D printing technologies for new parts manufacturing. Nowadays, there is a large number of the process categories of “metal” additive manufacturing every of which is based on different principles and bears individual features. One of the most widely used process is a “single step” Powder Bed Fusion during which building parts are produced for a single operation. A focused laser beam is utilized as a heat source so that words collocation Laser Powder Bed Fusion (L-PBF) is used to address the process. L-PBF process is applied in the most different fields: aviation, space, biotechnical and other industries. One of the most appealing aerospace applications for production of complex parts of the liquid propellant rocket engines. A wide nomenclature of the available powder materials and relatively low requirements for technical level of equipment of the production site may be used for reasoning of the phenomena of growing popularity. One of the features of the L-PBF process is relatively high roughness of the produced surfaces which should be considered while designing of hydraulic tracts. There is a “stair-step effect” which contributes to roughness increase due to layer-based process which depends heavily on surface orientation during the building of the part, its location on the building plate, etc. Surface roughness of the L-PBF-manufactured parts is the subject of the experimental investigation of this work. The effect of the roughness change according to the part orientation and building direction is experimentally investigated on the test plates and inner surfaces of the swirl injectors specimens. All investigated specimens were built from Inconel 718. Four variants of the design types of swirl injectors specimens were investigated. The dependency of the roughness parameters versus inclination angle of the surface was obtained after the carried out analysis of the experimental data. Harmonic trigonometric dependencies are proposed for the roughness prediction. The proposed model accuracy is verified using Fischer criteria with =0.05.Сучасний розвиток адитивних технологій ставить задачі реінжинірингу існуючих конструктивних рішень, а також впровадження технології 3D друку для виготовлення нових виробів. На даний час існує велика кількість категорій процесів «металевого» адитивного виробництва, які мають значні відмінності. Одним з найпоширенішим процесом є однокроковий процес Powder Bed Fusion під час якого деталі виготовляються за одну операцію. Техніка підведення енергії для сплавлення шару порошку: за допомогою пучка електронів за цією технологією - Laser Powder Bed Fusion (L-PBF) знайшла широке поширення в авіаційній, космічній, біотехнічній та інших сферах діяльності людини. Особливо L-PBF знаходить все більший розвиток для отримання деталей і вузлів рідинних ракетних двигунів. Це пояснюється наявністю широкої номенклатури порошкових сталей і сплавів, а також відносно низькими вимогами до технологічного оснащення підприємстві для виробництва деталей за допомогою такої технології. Одна з особливостей цієї технології є підвишена шорсткість поверхні деталей, що особливо потребує уваги в контексті проєктування гідравлічних трактів. Вплив пошаровості процесу, що створює «ступінчатий ефект», залежить від їх орієнтації щодо напряму процесу друку, розташування деталей на плиті побудови та інших факторів. Шорсткість отримуваних поверхонь за цією технологією є предметом експериментального дослідження цієї роботи. Визначення впливу орієнтації поверхні відносно напряму друку на шорсткість експериментально досліджено на контрольних пластинах та на внутрішніх поверхнях відцентрових форсунок. Контрольні пластини та форсунки були виготовлені із матеріалу Inconel 718. Досліджено чотири варіанти дослідних конструкцій форсунок. Аналіз отриманих результатів дозволив визначити залежність шорсткості поверхні від напряму друку. Запропоновано модель цієї залежності за допомогою гармонічних тригонометричних функцій. Перевірка отриманих залежностей по критерію Фішера показала їх адекватність за рівнем значущості критерію Фішера
Сегменти з функціями спостереження орбітальних обєктів і звязку у складі інтегрованої супутникової системи: Частина 1: Концептуальні рішення з побудови
Get PDFThe topic of the article is at the junction of three scientific and practical areas, which are important components in the development of space activities: maintaining up-to-date information about a set of objects in near-Earth orbits; application of network information technologies in space; creation of satellite systems based on the principle of multifunctionality, implementation of integration of functions within one satellite system, combination of satellite systems for different purposes into a single functionally integrated system. The article proposes an approach to the construction of different-height segments with communication functions and observation of orbital objects that are part of a functionally integrated satellite system on different-height orbital groups. In this case, the communication function is presented as a basic-auxiliary one for the implementation of the target function of observation of orbital objects (as a “platform” function of the system), and as a target function of the system (which is one of the target functions of the system). The article is divided into two parts. The first part of the article proposes two conceptual solutions for constructing orbital segments of an integrated satellite system, in which the function of observing orbital objects is implemented. According to the first concept, the observation segment of orbital objects contains only observer spacecraft that implement communication and observation functions. According to the second concept, the observation segment also includes communication spacecraft that relieve observer spacecraft from establishing lateral connections in one segment and from implementing intersegment connections. The second part of the article is devoted to the development of approaches to comparing the characteristics of the system's functioning under different conceptual design solutions. In the system structure, elementary structural units of the same type (communication groups) are distinguished, which ensure the communication of the functional units of the system, represented by observer spacecraft or functional pairs of observer spacecraft. The system's functioning indicators calculated for the communication group are acceptable for the characteristics of all groups of this type in the system and characterize the system as a whole. The results of numerical calculations are obtained, which represent the results of a comparative analysis of the application of the two proposed conceptual solutions.This publication presents the first part of the article.Тематика статті знаходиться на стику трьох науково-практичних напрямків, які є важливими складовими у розвитку космічної діяльності: підтримання в актуальному стані інформації про множину об’єктів на навколоземних орбітах; застосування в космосі мережних інформаційних технологій; створення супутникових систем за принципом багатофункціональності, реалізація інтеграції функцій в рамках однієї супутникової системи, поєднання супутникових систем різного призначення у єдину функціонально інтегровану систему. В статті запропонований підхід до побудови різновисоких сегментів з функціями зв’язку і спостереження орбітальних об’єктів, які входять до складу функціонально інтегрованої супутникової системи на різновисоких орбітальних угрупованнях. При цьому функція зв’язку представлена як базова-допоміжна для реалізації цільової функції спостереження орбітальних об’єктів (як «платформна» функція системи), так і як цільова функція системи (яка є одною з цільових функцій системи). Стаття розділена на дві частини. В першій частині статті запропоновані два концептуальних рішення з побудови орбітальних сегментів інтегрованої супутникової системи, в яких реалізована функція спостереження орбітальних об’єктові. За першою концепцією сегмент спостереження орбітальних об’єктів містить тільки космічні апарати-спостерігачі, які реалізують функції зв’язку і спостереження. За другою концепцією до сегменту спостереження входять також космічні апарати зв’язку, які розвантажують космічні апарати-спостерігачі від встановлення бокових зв’язків в одному сегментів і від реалізації міжсегментних зв’язків. Друга частина статті присвячена розробці підходів до порівняння характеристик функціонування системи при різних концептуальних проектних рішеннях. В структурі системи виділені однотипні елементарні структурні одиниці (комунікаційні групи), які забезпечують комунікацію функціональних одиниць системи, представлених космічними апаратами-спостерігачами або функціональними парами космічних апаратів спостерігачів.Показники функціонування системи, розраховані для комунікаційної групи, прийнятні для характеристики всіх груп такого виду в системі і характеризують систему в цілому. Отримані результати числових розрахунків, які представляють результати порівняльного аналізу застосування двох запропонованих концептуальних рішень. В даній публікації представлена перша частина статті
INVESTIGATION OF PHASE TRANSFORMATIONS OF AUSTENITIC STEEL BY THE METHOD OF MATHEMATICAL PLANNING OF THE EXPERIMENT IN THE PROCESS OF AGING
Get PDFАнотація. Досліджені процеси структуроутворення в аустенітній сталі. На прикладі закономірностей фазових перетворень обґрунтована можливість значного скорочення матеріальних витрат на отримання експериментальних залежностей механічних властивостей від режимів термічної обробки. Побудовані адекватні математичні моделі фізичних процесів при старінні сталі. Для побудови моделей використані три різних метода: метод обробки експериментальних результатів кубічним сплайном VDSP3; метод обробки з використанням математичного пакету функціонального програмування WolframMathematica; і метод симплекс планів Шеффе. Порівняльний аналіз зазначених способів математичної обробки показав придатність і можливість їх використання для візуалізації процесів старіння сталей. Обчислені коефіцієнти поліномів другого, неповного четвертого та четвертого ступеня і критерії Стьюдента. Визначені довірчі інтервали розрахунків значень механічних властивостей сталі. Встановлена і проаналізована стадійність фазових перетворень при ізотермічній витримці. Старіння відбувається у три стадії: на першій розвиваються процеси зміцнення, за рахунок формування сегрегацій передвиділення зміцнюючої фази; на другій стаді відбувається максимальне зміцнення, формуються частки зміцнюючої фази, які когерентно пов’язані з аустенітною матрицею; на третій стадії, за рахунок активізації дифузійних процесів і перерозподілу легуючих елементів відбувається перестарення, яке призводить до зниження міцності сталі і підвищення ударної в’язкості. Визначені температурно-часові інтервали кожної стадії старіння. Побудовані геометричні моделі у вигляді контурних карт ізоліній твердості і ударної в’язкості, за якими досить просто назначати режими термічної оброки для досягнення потрібного комплексу механічних властивостей. Розроблені практичні рекомендації щодо отримання потрібного комплексу механічних властивостей аустенітної сталі.Abstract.Processes of structure formation in austenitic steel were investigated.Using the example of the regularities of phase transformations, the possibility of significantly reducing material costs for obtaining experimental dependences of mechanical properties on heat treatment regimes is substantiated.Adequate mathematical models of physical processes during steel aging have been built.Three different methods were used to build the models: the VDSP3 cubic spline processing method of experimental results;method of processing using the mathematical package of functional programming Wolfram Mathematica;and the simplex method of Scheffé plans.A comparative analysis of the indicated methods of mathematical processing showed the suitability and possibility of their use for visualization of steel aging processes.Calculated coefficients of polynomials of the second, incomplete fourth and fourth degrees and Student's criteria.The confidence intervals of the calculations of the values of the mechanical properties of steel are determined.The stagedness of phase transformations during isothermal exposure was established and analyzed.Aging occurs in three stages: in the first stage, strengthening processes develop due to the formation of segregations of the pre-release of the strengthening phase;in the second stage, maximum strengthening occurs, particles of the strengthening phase are formed, which are coherently connected to the austenite matrix;in the third stage, due to the activation of diffusion processes and the redistribution of alloying elements, aging occurs, which leads to a decrease in the strength of steel and an increase in impact strength.The temperature-time intervals of each stage of aging are determined.Geometrical models are built in the form of contour maps of isolines of hardness and impact toughness, according to which it is quite simple to assign the regimes of thermal wear to achieve the required set of mechanical properties.Practical recommendations for obtaining the required set of mechanical properties of austenitic steel have been developed
Сучасна класифікація систем наддуву паливних баків ракетних двигунів
Get PDFFuel tank in flation systems of rocket propulsion systems are the most science-intensive and expensive parts of the RN after liquid rocket engines. For the first time, an attempt was made to create a modern classification of fuel tank inflation systems of rocket propulsion systems. The classification was carried out according to the main characteristics. They were also identified for the first time. Four features were identified. This is the principle of ensuring and maintaining the required gas pressure in the tank. It is shown for the first time that there can be at least two of them. The first way is the introduction of thermal energy into the free volume of the tank (with the help of electrical energy). The second is the traditional one, by introducing the working body of inflation. The second sign is the temperature of the inflation fluid at the entrance to the tank. The entire known range of possible gas temperatures at the entrance to the tanks, from super-cold (realized) to super-hot (theoretically justified), was considered. The third feature is methods of obtaining (storing) the working body of the inflator on board the launch vehicles. It is this feature that primarily characterizes the design features of the systems, their characteristics, limitations on the main parameters, logistics, the architecture of the launch vehicles and the cosmodrome. The fourth sign is the type of inflation gas. These are both pure gases - nitrogen, oxygen, helium, and various mixtures - combustion products of liquid and solid fuel gas generators, compressed air, vapors of nitrous oxide, methane, decomposition products of hydrogen peroxide, unsymmetrical demethyl hydrazine, ammonia. They also significantly affect the weight balance, the design of the inflation systems, the intensity and directionality of intra-tank processes, the architecture and complexity of the RN, cosmodrome and logistics. The systems that work before the start on the ground and in the active part of the flight are considered. Examples of the use of the most used supercharging systems in combination with engine operation schemes are given. The strengths and weaknesses of the considered inflation systems, rational areas of their application are emphasized. Ways of further improvement of inflation systems are planned. This is, first of all, the optimization of these systems for multiple use of the first stages of launch vehicles.Системи наддування паливних баків ракетних рушійних установок є найбільш наукомісткими і дорогими частинами ракет-носіїв після рідинних ракетних двигунів. Вперше зроблено спробу створити сучасну класифікацію систем наддування паливних баків ракетних рушійних установок. Класифікація проведена за основними ознаками. Вони також були вперше визначені. Було виділено чотири ознаки. Це принцип забезпечення і підтримання потрібного тиску газу в баку. Вперше показано, що їх може бути щонайменше два. Перший шлях – введення у вільний обсяг бака теплової енергії (за допомогою електричної енергії). Другий – традиційний, введенням робочого тіла наддування. Друга ознака – це температура робочого тіла наддування на вході в бак. Розглянуто весь відомийдіапазон можливих температур газу на вході в баки від надхолодних (реалізованих) до надгарячих (теоретично обґрунтованих). Третя ознака - способи отримання (зберігання) робочого тіла наддування на борту ракет-носіїв. Саме ця ознакав першу чергу характеризує конструктивні особливості систем, їх характеристики, обмеження на основні параметри, логістику, архітектуру ракет-носіїв і космодрому. Четверта ознака - род газу наддування. Це як чисті гази – азот, кисень, гелій, так і найрізноманітніші суміші – продукти згоряння рідинних та твердопаливних газогенераторів, стисле повітря, пари чотирьох окису азоту, метану, продукти розкладання перекису водню, НДМГ, аміаку. Вони також суттєво впливають на вагове зведення, конструкцію систем наддування, інтенсивність та спрямованість внутрішньобакових процесів, архітектуру та складність ракет-носіїв, космодрому і логістики. Розглядаються системи, які працюють перед стартом на землі і на активної ділянці польоту. Наведені приклади використання найбільш застосовуваних систем наддуванняу поєднанні зі схемами роботи двигунів. Підкреслено сильні та слабкі сторони розглянутих систем наддування, раціональні сфери їх застосування. Намічені шляхи подальшого вдосконалення систем наддування. Це в першу чергу,оптимізація цих систем для багаторазового використання перших ступенів ракет-носіїв
Ідентифікація теплових навантажень на космічні об’єкти, що входять в атмосферу Землі, з використанням методів машинного навчання
Get PDFThe article is devoted to the problem of predicting thermal loads on space objects during reentry.The intensive development of near-Earth space leads to a steady increase in the number of artificial non-functional space objects in Earth orbit, which requires the search for effective methods of space debris removal.Some active and combined methods of space debris removal provide for the possibility of controlling the parameters of re-entry and the impact on the thermal regime of the object.Predicting the amount of heat is important for determining the effectiveness of thermal destruction of an object.The purpose of this work is to assess the possibility of using modern artificial intelligence methods to determine the amount of heat received by a space object while moving in the atmosphere.To solve this task, three popular machine learning algorithms were applied:Support Vector Regression (SVR), Multilayer Perceptron (MLP) and Decision Tree Regression (DTR).Based on a dataset that includes information on entry time, altitude, speed, and air density, machine learning models were trained and compared.Metrics were used to evaluate the prediction accuracy: , mean absolute percentage error, and root mean square error.The results of the study showed that MLP and DTR algorithms demonstrated high forecasting accuracy.MLP and DTR models can be effectively used to predict thermal loads on space objects.In the future, the results obtained can be the basis for creating an effective tool for predicting head load on a space object.Стаття присвячена проблемі прогнозування теплових навантажень на космічні об'єкти при вході в атмосферу. Інтенсивне освоєння навколоземного космічного простору призводить до неухильного зростання кількості штучних нефункціонуючих космічних об’єктів на орбіті Землі, що потребує пошуку ефективних методів очищення від космічного сміття. Деякі активні і комбіновані методи відведення космічного сміття передбачають можливість контролю параметрів входження в атмосферу та впливу на тепловий режим об’єкту. Прогнозування кількості тепла важливо для визначення ефективності теплового знищення об'єкта. Метою цієї роботи є оцінка можливості застосування сучасних методів штучного інтелекту для визначення кількості теплоти, що сприймає космічний об’єкт під час руху в атмосфері. Для вирішення цього завдання було застосовано три популярні алгоритми машинного навчання: SupportVectorRegression, MultilayerPerceptron та DecisionTreeRegression. На основі набору даних, що включає інформацію про час входу, висоту, швидкість та густину повітря, були навчені та порівняні моделі машинного навчання. Для оцінки точності прогнозування були застосовані метрики: , meanabsolutepercentageerror і rootmeansquareerror. Результати дослідження показали, що алгоритми MLP та DTR продемонстрували високу точність прогнозування. Моделі MLP та DTR можуть бути ефективно використані для прогнозування теплових навантажень на космічні об'єкти. В подальшому, отримані результати можуть бути основою для створення ефективного інструменту прогнозування теплових навантажень на космічний об’єкт
PROBLEMS OF CONTROLLING THE COMBUSTION PROCESS IN SFRE BY MEANS OF SOUND VIBRATIONS
Get PDFДана стаття відноситься до ракетно-космічної техніки, а саме до ракетних двигунів твердого палива. Проблема керування роботою ракетного двигуна твердого палива і сьогодні є актуальною. В статті розглядається питання управління процесом горіння в каналі заряду твердопаливного ракетного двигуна за допомогою ультразвуку. Активний вплив ультразвуку на фізичні процеси, що впливає на їх перебіг, обумовлено здебільшого нелінійними ефектами у звуковому полі і для цього використовуються саме поперечні хвилі. Розглянуто вплив повздовжніх та поперечних ультразвукових коливань у камері згоряння РДТП. Повздовжні хвилі стиснення, що підвищують тиск і збільшують швидкість горіння, підвищують акустичну нестійкість, а поперечні хвилі, що активують випаровування перхлорату амонію з поверхні твердого ракетного палива, також збільшують швидкість горіння, але вдвічі менше швидкостей повздовжніх хвиль. Запропонована схема введення ультразвукового хвилевода-випромінювача в канал заряду РДТП. Проведена числова оцінка інтенсивності проходження ультразвукової хвилі через газове середовище продуктів згоряння РДТП, хвилевий опір цього середовища, через яке проходить звукова хвиля, коефіцієнтів проходження звукового тиску та пропускання енергії. Отримані числові значення вказаних величин задовільно узгоджуються з результатами інших літературних джерел. Отримані результати можуть бути використані в подальших дослідженнях процесів демпфування коливань тиску при високочастотній нестійкості роботи РДТТ та визначення межі можливого застосування закону горіння при високих частотах пульсацій тиску в камері згоряння. Результати статті можуть бути використані при проектуванні нових ракетних двигунних установок на твердому паливі.This article relates to rocket and space technology, namely to solid rocket engines. The problem of controlling the operation of a solid rocket engine is still relevant today. The article deals with the issue of controlling the combustion process in the charge channel of a solid rocket engine using ultrasound. The active influence of ultrasound on physical processes, which affects their course, is mainly due to nonlinear effects in the sound field, and transverse waves are used for this purpose. The influence of longitudinal and transverse ultrasonic vibrations in the combustion chamber of a SFRE is considered. Longitudinal compression waves, which increase the pressure and increase the combustion rate, increase the acoustic instability, and transverse waves, which activate the evaporation of ammonium perchlorate from the surface of solid rocket fuel, also increase the combustion rate, but at half the speed of longitudinal waves. A scheme for introducing an ultrasonic waveguide-emitter into the charge channel of a solid propellant is proposed. A numerical assessment of the intensity of ultrasonic wave transmission through the gas medium of combustion products of the SFRE, the wave resistance of this medium through which the sound wave passes, the coefficients of sound pressure transmission and energy transmission was carried out. The obtained numerical values of these quantities are in satisfactory agreement with the results of other literature sources. The results obtained can be used in further studies of the processes of damping pressure fluctuations at high-frequency instability of the SFRE operation and determining the limits of possible application of the combustion law at high frequencies of pressure pulsations in the combustion chamber. The results of the paper can be used in the design of new solid-fuelled rocket propulsion systems
РОЗРОБКА ПРИСТРОЮ КЕРУВАННЯ ТА ВИМІРЮВАННЯ ПОДАЧІ РОБОЧОГО ГАЗУ ДЛЯ ЛАБОРАТОРНОГО ТЕСТУВАННЯ ЕЛЕКТРОРЕАКТИВНИХ ДВИГУНІВ КОСМІЧНОГО ПРИЗНАЧЕННЯ
Get PDFThe object of the research is a device for measuring, controlling, and indicating the flow rate of working gas during laboratory testing of electric propulsion systems for space applications. The problem lies in the need to ensure high accuracy in controlling and measuring the flow rates of working gas for such devices. The obtained results include: analysis of existing industrial flow meters that could be used in development; proposed structural and functional diagrams of the device; experimental investigations into the accuracy of the developed device. Based on the analysis of parameters of the most common flow meters for development, the Bronkhorst F-201CV-100-AAD-22-V regulator was selected. Based on the selected regulator, a device was developed with a 32-bit ARM architecture. This architecture provides for the use of floating-point calculations, easy reprogramming of the device, and fast indication of values displayed on the indicator. The device features galvanic isolation between the control bus and the UART port of the microcontroller. The device allows for regulation, measurement, and indication of the flow rate of working gas into the anode block and hollow cathode during testing of Hall thrusters. Using the device allows for recommendations regarding the design of onboard systems for supplying working fluid to electric rocket propulsion systems. Based on the presented development and conducted research, laboratory prototypes of the devices were manufactured. The measurement error throughout the entire range of working gas flow rates does not exceed 0.7%. The overall error of the stand control and measurement system for working gas flow rates is up to 3%. The developed device provides measurement accuracy that satisfies the developers of electric propulsion systems.Об’єктом досліджень є пристрій вимірювання, керування та індикації величини витрат робочого газу під час лабораторного тестування електрореактивних двигунів космічного призначення. Проблема полягає в необхідності забезпечення високої точності керування та вимірювання витрат робочого газу таких пристроїв. Отримані результати: проведено аналіз існуючих промислових витратомірів, які можна було б використати в розробці; запропонована структурна та функціональна схеми пристрою; проведені експериментальні дослідження точності розробленого пристрою. В результаті аналізу параметрів найбільш поширених витратомірів для розробки обрано регулятор Bronkhorst F-201CV-100-AAD-22-V. На основі обраного регулятора був розроблений пристрій, який має 32-розрядну ARM архітектуру. Така архітектура забезпечує використання обчислень з плаваючою комою, легке перепрограмування пристрою та швидку індикацію величин, що відображаються на індикаторі. У пристрої реалізована гальванічна розв'язка між шиною управління та UART портом мікроконтролера. Пристрій дозволяє здійснювати регулювання, вимірювання та індикацію величини витрат робочого газу в анодний блок і порожнистий катод при тестуванні Холловських двигунів. Використання пристрою дозволяє визначити рекомендації щодо проектування бортових систем подачі робочої речовини електричних ракетних двигунних установок. На основі представленої розробки та проведених досліджень були виготовлені лабораторні екземпляри пристроїв. Отримана похибка вимірювань у всьому діапазоні витрат робочого газуне перевищує 0,7%. Загальна похибка стендової системи управління та вимірювання витрат робочого газу складе до 3%. Розроблений пристрій забезпечує точність вимірювань, яка задовольняє розробників електрореактивних двигунних установок
RESEARCH OF THE MAGNETIC FIELD OF AN ELECTRIC ARC JET ENGINE ON METAL PLASMA
Get PDFАнотація. Електричні реактивні двигуни на металевій плазмі мають значніпереваги над газовими іонними двигунами.Двигунам на металевій плазмі не потрібні контейнери для зберігання газу, клапани та трубопроводи. Технічні параметри вакуумно-дугових двигунів на металевій плазмі знаходяться на високому рівні, що зумовлюєнеобхідність розробки більш потужних двигунів, в яких використовується стаціонарний або квазістаціонарний дуговий розряд. Метою дослідження є розробка магнітної системи для управління траєкторією переміщення катодних плям дугового розряду по великій площі катоду для забезпечення можливості роботи при високій потужності дугового розряду.Проведено дослідження магнітного поля електродугового реактивного двигуна на металевій плазмі (ЕРДМП) з різними постійними магнітами та з різними варіантами роботи соленоїдів управління.Змінюючи величину струму через соленоїд, можна переміщати траєкторію катодних плям по поверхні катоду, рівномірно випаровуючи його поверхню. Використання постійного магніту замість центрального соленоїду дозволило зменшити вагу та габарити магнітної системи, а також зменшити витрати електроенергії на переміщення арки силових ліній магнітно-го поля.Досліджені різні конфігурації форми арки магнітного поля та їх вплив на траєкторію катодних плям дугового розряду і ерозію катоду.Результатом проведеного дослідження є вдосконалення конструкції, алгоритмів функціонування, та оптимізація роботи ЕРДМП, яка дозволить створити двигун з підвищеними технічними характеристиками.Annotation. Electric jet engines on metal plasma have significant advantages over gas ion engines. Metal plasma engines do not require gas storage containers, valves, or piping. The technical parameters of vacuum-arc motors on metal plasma are at a high level, which necessitates the development of more powerful motors that use a stationary or quasi-stationary arc discharge. The purpose of the research is to develop a magnetic system for controlling the trajectory of the movement of cathode spots of the arc discharge over a large area of the cathode to ensure the possibility of operation at high power of the arc discharge. The study of the magnetic field of an electric arc jet engine on a metal plasma (ERDMP) with different permanent magnets and with different options for the operation of control solenoids was carried out. By changing the amount of current through the solenoid, you can move the trajectory of the cathode spots along the surface of the cathode, uniformly evaporating its surface. The use of a permanent magnet instead of a central solenoid made it possible to reduce the weight and dimensions of the magnetic system, as well as to reduce the cost of electricity for moving the arc of the magnetic field lines. Different configurations of the shape of the magnetic field arch and their influence on the trajectory of cathode spots of the arc discharge and erosion of the cathode were investigated. The result of the conducted research is the improvement of the design, functioning algorithms, and the optimization of the operation of the ERDMP, which will allow creating an engine with increased technical characteristics