Journal of Rocket-Space Technology
Not a member yet
238 research outputs found
Sort by
ПОРІВНЯЛЬНЕ ДОСЛІДЖЕННЯ МАТЕМАТИЧНОЇ МОДЕЛІ СИСТЕМИ НАДДУВУ ПАЛИВНОГО БАКА
Get PDFAbstract. The pressurization system of launch vehicle (LV) fuel tanks serves to maintain a specified excess pressure in the tank's gas cushion, based on calculated requirements for fuel component supply and tank design. This necessitates the coordination of all elements within the pressurization system. This paper examines a pressurization system consisting of single high-pressure cylinder, the fuel tank and the connecting line with the metering element. To maintain the required excess pressure in the gas cushion, pressurization gas is supplied with the mass flow rate dependent on the parameters within the high-pressure cylinder. This excess pressure ensures a consistent flow rate of fuel components to the pumps or combustion chamber. System elements such as the gas reducer and gas pipes are treated as a single line with an equivalent flow rate coefficient. The objective of this work was to develop a mathematical model of the system described above. The suggested model includes a system of ordinary differential equations for both the high-pressure tank and the fuel tank, which is derived from the conservation laws of mass and energy, as well as the equation of state for the pressurization gas. The model takes into account the gas reducer by allowing for changes in the area of the gas outflow section over time. The model's operation was simulated, revealing that with a constant cross-sectional area of the gas line, the deviation in the mass flow rate of the fuel component during tank emptying is up to 4% of the nominal value. Implementing a linear law of area change reduced this deviation to 1%. Overall, the results confirm the accuracy of the proposed method for calculating tank parameters, making it suitable for designing rocket pressurization systems.Анотація. Система наддуву паливних баків ракет-носіїв (РН) розробляється для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці баків відповідно до розрахункової залежності, яка визначається вимогами подачі компонентів палива та конструкцією баків. Отже, необхідно узгоджувати роботу всіх елементів системи наддуву. У роботі розглядається система наддуву, що складається з одного балона високого тиску, елемента дозування, паливного бака та магістралі, яка їх з'єднує. Для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці бака подається газ наддуву, витрата якого залежить від параметрів у балоні високого тиску. Надлишковий тиск газової подушки, у свою чергу, забезпечує рівномірну витрату компонента до насосів або камери згоряння. Такі елементи системи, як газовий редуктор і газова магістраль, розглядаються як єдина магістраль з еквівалентним коефіцієнтом витрати. Метою роботи було розроблення математичної моделі такої системи. Запропонована математична модель містить систему звичайних диференціальних рівнянь для балона високого тиску та паливного бака, які випливають із законів збереження маси, енергії та рівняння стану газу наддуву. Робота газового редуктора враховувалася можливістю зміни площі прохідного перерізу отвору виходу газу. Проведено моделювання процесу роботи модельної системи наддуву. Встановлено, що при постійному значенні площі поперечного перерізу газової магістралі відхилення масової витрати компонента палива за час спорожнення бака становить 4% від номінального значення. Використання лінійного закону зміни площі дозволило зменшити це відхилення до 1%. Загалом, отримані результати свідчать про те, що запропонована методика розрахунку параметрів у баку є коректною і може використовуватися при проектуванні системи наддуву ракет.
Анотація. Система наддуву паливних баків ракет-носіїв (РН) розробляється для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці баків відповідно до розрахункової залежності, яка визначається вимогами подачі компонентів палива та конструкцією баків. Отже, необхідно узгоджувати роботу всіх елементів системи наддуву. У роботі розглядається система наддуву, що складається з одного балона високого тиску, елемента дозування, паливного бака та магістралі, яка їх з'єднує. Для підтримки надлишкового тиску в газовій подушці бака подається газ наддуву, витрата якого залежить від параметрів у балоні високого тиску. Надлишковий тиск газової подушки, у свою чергу, забезпечує рівномірну витрату компонента до насосів або камери згоряння. Такі елементи системи, як газовий редуктор і газова магістраль, розглядаються як єдина магістраль з еквівалентним коефіцієнтом витрати. Метою роботи було розроблення математичної моделі такої системи. Запропонована математична модель містить систему звичайних диференціальних рівнянь для балона високого тиску та паливного бака, які випливають із законів збереження маси, енергії та рівняння стану газу наддуву. Робота газового редуктора враховувалася можливістю зміни площі прохідного перерізу отвору виходу газу. Проведено моделювання процесу роботи модельної системи наддуву. Встановлено, що при постійному значенні площі поперечного перерізу газової магістралі відхилення масової витрати компонента палива за час спорожнення бака становить 4% від номінального значення. Використання лінійного закону зміни площі дозволило зменшити це відхилення до 1%. Загалом, отримані результати свідчать про те, що запропонована методика розрахунку параметрів у баку є коректною і може використовуватися при проектуванні системи наддуву ракет
ВИЗНАЧЕННЯ «МЕТОДОМ РОЗМІРУ» ГЕОМЕТРИЧНИХ ПАРАМЕТРІВ КОНСТРУКЦІЙ З СКЛОКЕРАМІКИ ДЛЯ ОТРИМАННЯ ЇХ МАКСИМАЛЬНИХ МІЦНОСТНИХ ВЛАСТИВОСТЕЙ
Get PDFAnnotation. Conducted in SDO Yuzhnoye analysis calculations strength hinged glassceramic plastins brought author to scientific discovery "method of size", which yet on the stage of design in ANSYS, allows to determine the geometrical parameters of glassceramic plastins, which will realize them maximal strength. Calculations of the strength of glass-ceramic plates under the influence of a temperature difference were carried out. Preliminary strength analysis was carried out by engineering methods. The main strength calculation was carried out using the ANSYS complex. Two options for securing the glass-ceramic plates were considered: on the end - pinched fastening, and on the lower perimeter - hinged fastening. A comparative analysis of the safety margin shows that in the case of pinched fastening of glass-ceramic plates, the increase in thickness leads to a decrease in the safety margin both for the reference temperature of 600°С and for the reference temperature of 50°С. This behavior coincides with the results of the engineering calculation. A completely different picture is observed when the plates are hinged. At first, the reserve increases, and then begins to decrease, or vice versa: first decreases, and then increases - depending on the reference temperature. All physical properties for all models of glass-ceramic plates are set the same. The only variable is the "size" of the plates. The analysis of the results of strength calculations for hinged fastening of glass-ceramic plates led the author to a scientific discovery, which was called the "size method" - the study shows that there are optimal geometric parameters of glass-ceramic plates (in this case, thickness and diameter) to realize their maximum strength properties. The application of the "size method" for modeling the stress-strain state of glass-ceramic plates operating under the influence of temperature loads will allow to determine at the modeling stage the values of the geometric dimensions of structures that will ensure their maximum strength and to determine unacceptable plate sizes for specified operating modes.Анотація. Аналіз проведених в ДП «КБ «Південне» розрахунків міцності шарнірно закріплених склокерамічних пластин привів автора до наукового відкриття «методу розміру», яке, ще на етапі моделювання в ANSYS, дозволяє визначати геометричні параметри склокерамічних пластин, які реалізують їх максимальну міцність. Були проведені розрахунки міцності склокерамічних пластин на дію температурного перепаду. Попередній аналіз міцності проводився інженерними методами. Основний розрахунок міцності проводився з використанням комплексу ANSYS. Розглядалось два варіанти закріплення склокерамічних пластин: по торцю – защемлене закріплення, та по нижньому периметру – шарнірне закріплення. Порівняльний аналіз запасів міцності показує, що при защемленому виконанні закріплення склокерамічних пластин збільшення товщини призводить до зменшення запасу міцності як для референсної температури 600°С, так і для референсної температури 50°С. Така поведінка збігається з результатами інженерного розрахунку. При шарнірному виконанні закріплення пластин спостерігається зовсім інша картина. Спочатку запас збільшується, а потім починає зменшуватись, або навпаки: спочатку зменшується, а потім збільшується – в залежності від референсної температури. Всі фізичні властивості для всіх моделей склокерамічних пластин задані однаковими. Єдиною змінною є «розмір» пластин. Аналіз результатів розрахунків міцності для шарнірного закріплення склокерамічних пластин привів автора до наукового відкриття, яке отримало назву «метод розміру» - дослідження показує, що існують оптимальні геометричні параметри склокерамічних пластин (в даному випадку товщина та діаметр), для реалізації їх максимальних міцностних властивостей. Застосування «методу розміру» для моделювання напружено-деформованого стану склокерамічних пластин, які працюють під дією температурних навантажень, дозволить визначати на етапі моделювання значення геометричних розмірів конструкцій, які забезпечать їх максимальну міцність і визначати недопустимі розміри пластин для визначених режимів експлуатації
РЕЗУЛЬТАТИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДАНИХ ЩОДО ВИМІРЮВАНЬ РІВНІВ ШУМІВ В АКУСТИЧНОМУ ПОЛІ КВАДРОКОПТЕРА
Get PDFAbstract. Currently, quadrocopters, which belong to unmanned aerial vehicles (UAVs), are actively used in the civil and military spheres, especially since they are typical emitters of low-frequency sound. Low-frequency sound when propagating has a low attenuation coefficient in air. Also, by registering this sound from the quadrocopter, you can determine its bearing and destroy the device. Therefore, there is a need for experimental research and calculation of the characteristics of the general acoustic field from the 4 propellers of the quadrocopter. A review of works on the noises of quadrocopter propellers and modern quadrocopter-type UAVs and their designs was carried out, which made it possible to choose a quadrocopter for research. They became the Syma X23 quadrocopter, which has a small size (210x210x50) mm and no camera on board. The characteristics of the quadrocopter and its equipment that emits low-frequency sound are considered, the reasons for the appearance of this sound, which are formed during the flight of the quadrocopter, are analyzed. The main sources of UAV noise are engines and propellers. Electric motors installed on quadrocopters are the quietest available for them. Therefore, we believe that the source of the noise is the screws. To calculate the characteristics of the general acoustic field from the 4 propellers of the quadrocopter, we use the theory of L. Ya. Gutin, which describes the sound field of the propeller. The principle of superposition, which is used for small pressure amplitudes, is the basis of sound simulation from 4 screws. The calculations were performed in the MathCad 15 software package. This made it possible to construct a characteristic of the directionality of the acoustic field from one propeller and to calculate the acoustic pressure from 4 propellers at a distance. It was determined how the sound pressure changes with the distance from the quadcopter. Experimental studies and measurements of noise levels of the general acoustic field from 4 propellers of the quadcopter were carried out, which amounted to 89.1 dB.Анотація. Зараз квадрокоптери, що відносяться до безпілотних літальних апаратів (БПЛА), активно використовуються в цивільній та військовій сферах, тим паче вони є типовими випромінювачами низькочастотного звуку. Низькочастотний звук при розповсюдженні має низький коефіцієнт затухання у повітрі. Також, реєструючи цей звук від квадрокоптера, можна провести його пеленг та знищити апарат. Тому виникає потреба в експериментальному досліджені та розрахунку характеристик загального акустичного поля від 4-х гвинтів квадрокоптера. Проведено огляд робіт по шумам гвинтів квадрокоптерів та сучасних БПЛА типу квадрокоптер та їх конструкцій, що дозволило вибрати квадрокоптер для проведення досліджень. Їм став квадрокоптер Syma X23, який має невеликий розмір (210x210x50) мм та без камери на борту. Розглянуті характеристики квадрокоптера та його обладнання,яке випромінює низькочастотний звук, проаналізовано причини появи цього звуку, які утворюються під час польоту квадрокоптера. Основними джерелами шуму БПЛА є двигуни та гвинти.Електродвигуни, встановлені на квадрокоптерах, є найтихішими з доступних для них.Тому ми вважаємо, що джерелом шуму є гвинти.В основу моделювання звуку загального акустичного поля від 4-х гвинтів покладений принцип суперпозиції, що використовується для малих амплітуд тиску. Для розрахунку характеристик від кожного з гвинтів застосовуємо теорію Л.Я. Гутіна, що описує звукове поле повітряного гвинта. Розрахунки виконані у пакеті програм MathCad15. Це дозволило побудувати характеристику направленості акустичного поля від одного гвинта та розрахувати подалі акустичний тиск від 4-х гвинтів. Визначено, як змінюється звуковий тиск з відстанню від квадрокоптера. Проведені експериментальні дослідження і виміри рівнів шумів загального акустичного поля від 4-х гвинтів квадрокоптера, що склали 89,1 дБ
Верифікація методичних підходів до оцінки характеристик твердих сумішевих ракетних палив
Get PDFThe subject of study in the article are the processes of theoretical evaluation of the main parameters of composite solid rocket propellants. The purpose is to verify the existing methods for estimating the parameters of solid mixed rocket fuels by comparing these results with experimental data obtained during bench fire tests of real rocket engines with a thrust of up to 5000 N.The assignments: to conduct a search and analysis of methodical approaches to the estimation of parameters of solid mixed rocket fuels, including the use of software that helps to perform it; to compare the results of calculations using the selected software and analytical expressions of gas flow dynamics; to explorethe factor influence of condensed phase to main parameters of propellants; to carry out bench testing of a series of solid rocket motors with a thrust of up to 5000 N while fixing its main parameters; to process the data collected during bench tests;to compare the results of bench testing with data taken from other theoretical methods.The obtainedresults. The comparison of the insurance parameters of compositesolidrocketpropellants, obtained with the help of ProPEP 3 software and analytical deposits of gas flow dynamics, shows similar results.There are two variants of propellants for examination at a significant stage of metallization by aluminum powder.Considering this, as well as the small size of solid fuel rocket engines that were tested during fire tests, the influence of the factor of the presence of the condensed phase in the combustion products is largely manifested.The existing method of calculating the parameters of the two-phase gas flow gives results that are largely confirmed by experimental data obtained during bench tests.For the considered solid rocket motors, it is shown that an increase in the degree of metallization, despite the opposite results obtained from the assumption of the behavior of combustion products as an ideal gas, does not lead to a real increase in specific thrust and is accompanied by an increase in the temperature inside the combustion chamber.Conclusions. It was established that the relative percentage deviation of the value of the specific impulse between experimental and calculated data is less than 3%, which allows us to talk about a high rate of coincidence between the considered technique and experimental data for engines of the selected size and thrust value.Предметом вивчення в статті є процеси теоретичної оцінки основних параметрів твердих сумішевих ракетних палив. Метою є верифікація існуючих методик оцінки параметрів твердих сумішевих ракетних палив шляхом порівняння цих результатів з експериментальними даними, що були отримані в ході проведення стендових вогневих випробувань реальних ракетних двигунів з тягою до 5000 Н. Завдання: провести пошук та аналіз методичних підходів до оцінки параметрів твердих сумішевих ракетних палив, включаючи використання програмного забезпечення, що допомагає виконувати дану задачу; виконати співставлення результатів розрахунків з використанням обраного програмного забезпечення та аналітичними залежностями динаміки газового потоку; дослідити вплив фактору наявності конденсованої фази на основні параметри палив; провести стендові вогневі випробування серії ракетних двигунів твердого палива з тягою до 5000 Н з фіксацією основних параметрів їх роботи; обробити дані, отримані в ході проведення стендових вогневих випробувань; порівняти результати стендових випробувань з даними, отриманими за існуючими теоретичними методиками. Отримані такі результати. Порівняння розрахованих параметрів твердих сумішевих ракетних палив, отриманих за допомогою програмного забезпечення ProPEP 3 та аналітичними залежностями динаміки газового потоку показують близькі результати. Обрані для розгляду у роботі два варіанти ракетних палив мають значний ступінь металізації з використанням порошку алюмінію. Враховуючи це, а також невеликий розмір ракетних двигунів твердого палива, які випробовувалися в ході вогневих випробувань, значною мірою проявляється вплив фактору наявності у продуктах згорання конденсованої фази. Існуюча методика розрахунку параметрів двофазного газового потоку дає результати, що значною мірою підтверджуються експериментальними даними, отриманими в ході стендових випробувань. Для розглянутих ракетних двигунів твердого палива показано, що збільшення ступеню металізації, незважаючи на протилежні результати отримані з припущення поведінки продуктів згорання як ідеального газу, не призводить до реального зростання питомої тяги і супроводжується збільшенням температури всередині камери згорання. Висновки. Встановлено, що відносне відсоткове відхилення по величині питомого імпульсу між експериментальними та розрахунковими даними складає менше 3%, що дозволяє говорити про високий показник співпадіння між розглянутою методикою та експериментальними даними для двигунів обраного розміру та величини тяги
МЕТОДИ КОНТРОЛЮ ЯКОСТІ ДЕТАЛЕЙ РКЛА, ЩО ВИГОТОВЛЕНІ МЕТОДОМ 3Д-ДРУКУ З КОМПОЗИЦІЙНИХ ПОЛІМЕРНИХ МАТЕРІАЛІВ
Get PDFOne of the features of parts, made from polymer composite materials, is that the part and material are both formed at once, when the part is being made. Complexity of interaction processes between matrix and reinforcing fiber makes it difficult to achieve prognosed characteristics of part due to possible imperfections of manufacturing processes and technology. Therefore, an important part of parts life cycle is quality control. Quality control can be destructive or non-destructive, the latter giving more information and insight on defects of the part itself and, possibly, at flaws in manufacturing technology. With the increase in popularity of use of additive manufacturing technologies, especially – FDM 3d-printing, in aerospace industry, there’s a need to improve the performance of parts. Benefits of FDM 3d-printing is the absence of need for specialized forming equipment and tools, especially for forming the parts with complex, topologically-optimized geometry and structure. One of the ways to improve printed parts performance and its physical properties is to use continuous fiber reinforcement. Because of need to control the state and position of the fiber in the part, quality control is also an important part of this type of additive manufacturing. Existing popular methods of quality control, used in polymer composite materials part manufacturing were reviewed. Also, the features and limitations, imposed by structure of printed parts and printing technology were reviewed as well, the differences of them and polymer composite parts made in traditional forming ways, were noted too. The destructive testing methods reviewed are tensile stress testing, bend testing and impact stress testing. The non-destructive quality control methods reviewed are visual, acoustic, radiological and ultrasound. Also, recommendations on their use on FDM 3d-printed parts were formed. As a result, visual and ultrasound methods were accepted as non-destructive methods of quality control, with need to perform destructive tests on sample parts as well. Also, as a promising method, thermography was proposed, yet because of the limitation of using it with high-temperature polymers, its utility is also limited.Особливістю виробів із полімерних композиційних матеріалів (ПКМ) є те, що під час виробництва створюється як деталь, так і матеріал. Складність процесів взаємодії матриці та наповнювача робить складним додержання прогнозованих характеристик деталі через можливі похибки технологічного процесу виробництва. Тому важливою частиною життєвого циклу деталі є контроль якості. Методи контролю поділяються на руйнівні і неруйнівні.Неруйнівні дозволяють отримати більше інформації про дефекти та недоліки як в кінцевій деталі, так і в технології її виготовлення. Зі збільшенням популярності використання адитивних технологій, а саме – FDM 3d-друку,для виробництва виробів авіаційної та ракетно-космічної технікивиникає необхідність у покращенні міцнисних характеристик деталей та контролю їх якості. Переваги FDM 3d-друку полягають у відсутності необхідності спеціального оснащення, особливо для формування деталей складної, топологічно-оптимізованої форми та структури. Одним із напрямків покращення фізико-механічних характеристик виробів є використання армування деталей неперервним композитним волокном. Через необхідність контролювати стан та положення волокна в деталі, контроль якості також відіграє важливу роль в цьому типі адитивного виробництва. У роботі розглянуто існуючі методи руйнівного та неруйнівного контролю якості, що використовуються у виробництві деталей з ПКМ. Були розглянуті особливості та обмеження, обумовлені структурою друкованих деталей та технологією друку, виявлені основні відмінності від ПКМ, отриманих традиційними способами. Був проведений аналіз таких методів контролю якості: статичне розтягування, статичний вигин, ударний вигин, візуальний, акустичний, радіографічний та ультразвуковий, також надані рекомендації та вказівки з використання їх для контролю якості деталей, виготовлених за допомогою FDM 3d-друку. Крім необхідності провести руйнівний контроль деталей-зразків, длянеруйнівного контролю деталей, виготовлених 3d-друком з композиційних армованих матеріалів,найбільш дієвими обрано візуальний та ультразвуковий види контролю. Також, як перспективний був наведений термографічний метод контролю, але через обмеження по використанню лише для високотемпературних полімерів його доцільність обмежена
Використання адитивних технологій у вогневих випробувальних стендах
Get PDFThe article considers the peculiarities of the use of additive technologies in the systems of test stands for liquid rocket engines, in particular, 3D printing of metal parts of assembly units. The impact of these technologies on key aspects of development is highlighted, including increasing efficiency, shortening production times, and reducing costs for the manufacture of complex parts. Due to the possibility of creating complex geometric shapes, additive technologies allow to ensure the flexibility of constructive solutions, which allows you to quickly adapt the components of test stands to changing conditions or changing the direction of research. This is especially true in environments where frequent modifications need to be made in response to test results, requiring rapid production of new or improved components. The article also considers the aspects of increasing the reliability of elements of test stand systems, which are achieved by reducing the risks of defects in the structures of materials manufactured using additive technologies. The importance of minimizing the number of internal cavities and microcracks, which can reduce the strength and tightness of components in liquid rocket engines stands that operate under high pressures and extreme temperatures, is emphasized. Examples of the implementation of elements of test stands systems manufactured using 3D printing are given. A significant reduction in the time for the production of prototypes and an increase in the efficiency of the testing process are demonstrated. Additive manufacturing also minimizes the risks of defects in materials, which increases the overall reliability and efficiency of liquid rocket engine test stands systems. The use of 3D printing allows you to avoid additional costs for the production of complex forms, which traditionally required complex technological processes or high resource costs.У статті розглядаються особливості використання адитивних технологій у системах випробувальних стендів для рідинних ракетних двигунів (РРД), зокрема 3D-друку металевих деталей складальних одиниць. Висвітлено вплив цих технологій на ключові аспекти розробки, зокрема підвищення ефективності, скорочення термінів виробництва, а також зниження витрат на виготовлення складних деталей. Завдяки можливості створення складних геометричних форм, адитивні технології дозволяють забезпечити гнучкість конструктивних рішень, що дозволяє швидко адаптувати компоненти випробувальних стендів до змінних умов або ж зміни напрямку проведення досліджень. Це особливо актуально в умовах, коли потрібно проводити часті модифікації у відповідь на результати тестів, що вимагають оперативного виготовлення нових або вдосконалених компонентів. У статті також розглянуто аспекти підвищення надійності елементів систем випробувальних стендів, що досягаються за рахунок зниження ризиків виникнення дефектів у структурах матеріалів, виготовлених за допомогою адитивних технологій. Підкреслюється важливість мінімізації кількості внутрішніх порожнин і мікротріщин,Про що можуть знижувати міцність і герметичність компонентів у стендах РРД, які працюють під високими тисками і при екстремальних температурах. Наведені приклади реалізації елементів систем випробувальних стендів, виготовлених за допомогою 3D-друку. Демонструється значне скорочення часу на виробництво прототипів і підвищення ефективності процесу тестування. Адитивне виробництво також мінімізує ризики виникнення дефектів у матеріалах, що підвищує загальну надійність і ефективність роботи систем випробувальних стендів рідинних ракетних двигунів. Використання 3D-друку дозволяє уникати додаткових витрат на виробництво складних форм, які традиційно вимагали складних технологічних процесів або високих ресурсних витрат
Постановка діагнозу та оцінка технічного стану мехатронних модулів
Get PDFAn urgent problem of the stable functioning of complex technical objects is the development of a complex system of technical diagnostics and forecasting, which would allow, based on the results of the measured values of the determining parameters, to reveal their current technical state of the object and, based on the results of observations, to predict the time of its possible failure.The technical state of a mechatronic system is determined by the set of deviations from the nominal or limit values of structural parameters, therefore, when determining the technical state, diagnostic parameters should be used - indirect values associated with structural parameters that carry sufficient information about the object of diagnosis.Making a diagnosis when assessing the technical condition of a mechatronic module is carried out taking into account the use of a diagnostic matrix, which is a logical model that describes the relationship between possible malfunctions and diagnostic parameters. It is assumed that all possible states of the object form a finite set of states.In this case, the object is a "black box" not because its internal structure and parameters are completely unknown, but because access to them is prohibited and the state of the object can only be determined by examining its initial parameters.An engineering technique for building checking, localizing and diagnostic sets based on the example of triggers is proposed, on the basis of which functional modules designed for receiving, storing and issuing information, as well as which can perform information conversion operations: shift operations, r-bit operations, conversion from parallel code, are built in series and vice versa.Актуальною проблемою стабільного функціонування складних технічних об’єктів є розробка комплексної системи технічного діагностування та прогнозування, яка б дозволила за результатами виміряних значень визначальних параметрів виявити їх поточний технічний стан об'єкта та, за результатами спостережень, спрогнозувати час його можливої відмови. Технічний стан мехатронної системи визначається сукупністю відхилень від номінальних або граничних значень структурних параметрів, тому при визначенні технічного стану слід користуватися діагностичними параметрами - непрямими величинами, пов'язаними зі структурними параметрами, що несуть достатню інформацію про об'єкт діагностування. Постановка діагнозу при оцінці технічного стану мехатронного модуля проводиться з урахуванням використання діагностичної матриці, що є логічною моделлю, що описує зв'язок можливих несправностей з діагностичними параметрами. Передбачається, що всі можливі стани об'єкта утворюють кінцеву множину станів. В даному випадку об'єкт є «чорною скринькою» не тому, що його внутрішня структура та параметри повністю не відомі, а тому, що накладається заборона на доступ до них і стан об'єкта можна визначати лише досліджуючи його вихідні параметри.Запропоновано інженерну методику побудови перевіряючих, локалізуючих та діагностичних множин на прикладі тригерів, на основі якої будуються функціональні модулі, призначені для прийому, зберігання та видачі інформації, а також, які можуть виконувати операції перетворення інформації: операції зсуву, ророзрядні операції, перетворення з паралельного коду у послідовний та навпаки
КОМПЛЕКСНИЙ ПІДХІД ДО РОЗВ’ЯЗАННЯ ПРОБЛЕМИ НАДІЙНОГО ОХОЛОДЖЕННЯ КАМЕРИ ДЕТОНАЦІЙНОГО ДВИ
Get PDFOne of the most promising areas of development of rocket and space engine building is the development of detonation engines. However, to create such engines need to solve a number of complex technical problems. One of them is the problem of cooling the chamber, which receives high heat loads. For reliable operation of the detonation engine chamber, it is necessary to ensure the allowable temperature of the chamber wall and to prevent spontaneous combustion of the prepared fuel mixture capable of detonation. Since the detonation engine operates in non-stationary mode with a sharp change in the parameters of the chamber, one of the main tasks to create a reliable cooling system is to determine the level of heat load on the structure. One of the tools for solving this problem is the method of numerical experiment using mathematical simulation technologies. A computational experiment was performed to determine the value of the specific heat flux to the wall of the detonation engine chamber. The results of the experiment agree well with the known data of other authors. The peak value of the specific heat flux at the detonation wave front is determined. The obtained results indicate that the chamber of the detonation engine is subjected to a much higher thermal load than the chamber of the liquid rocket engine. The analysis of the possibility of using traditional ways and methods of cooling for the detonation engine chamber showed their lack of efficiency. Therefore, it is necessary to develop new promising methods and ways to cool the chamber of the pulse detonation engine. The difficult task of finding an effective system of external cooling of the rocket detonation engine chamber requires a integrated approach.Одним із найперспективніших напрямків розвитку ракетно-космічного двигунобудування є
розробка детонаційних двигунів. Однак для створення таких двигунів необхідно вирішити низку складних технічних проблем. Однією з них є проблема охолодження камери, яка сприймає високі теплові навантаження. Для надійної роботи камери детонаційного двигуна необхідно забезпечити допустиму температуру стінки камери та не допустити самозаймання здатної до детонації підготовленої паливної суміші. Оскільки детонаційний двигун працює в нестаціонарному режимі з різкою зміною параметрів в
камері однією із основних задач для створення надійної системи охолодження є визначення рівня
теплового навантаження на конструкцію. Одним з інструментів вирішення такої задачі є метод чисельного експерименту з використанням технологій математичного моделювання. Для визначення величини питомого теплового потоку до стінки камери детонаційного двигуна проведено обчислювальний експеримент. Результати експерименту добре збігаються з відомими даними інших авторів. Визначено пікове значення питомого теплового потоку на фронті детонаційної хвилі. Отримані результати вказують на те, що камера детонаційного двигуна піддається значно більшому тепловому навантаженню, ніж камера рідинного ракетного двигуна. Проведений аналіз можливості використання традиційних методів та способів охолодження для камери детонаційного двигуна показав їх недостатню ефективність. Тому необхідно проводити розробку нових перспективних методів та способів охолодження камери імпульсного детонаційного двигуна. Складна задача пошуку ефективної системи зовнішнього охолодження камери ракетного детонаційного двигуна потребує комплексного підходу.Одним із найперспективніших напрямків розвитку ракетно-космічного двигунобудування є
розробка детонаційних двигунів. Однак для створення таких двигунів необхідно вирішити низку складних технічних проблем. Однією з них є проблема охолодження камери, яка сприймає високі теплові навантаження. Для надійної роботи камери детонаційного двигуна необхідно забезпечити допустиму температуру стінки камери та не допустити самозаймання здатної до детонації підготовленої паливної суміші. Оскільки детонаційний двигун працює в нестаціонарному режимі з різкою зміною параметрів в
камері однією із основних задач для створення надійної системи охолодження є визначення рівня
теплового навантаження на конструкцію. Одним з інструментів вирішення такої задачі є метод чисельного експерименту з використанням технологій математичного моделювання. Для визначення величини питомого теплового потоку до стінки камери детонаційного двигуна проведено обчислювальний експеримент. Результати експерименту добре збігаються з відомими даними інших авторів. Визначено пікове значення питомого теплового потоку на фронті детонаційної хвилі. Отримані результати вказують на те, що камера детонаційного двигуна піддається значно більшому тепловому навантаженню, ніж камера рідинного ракетного двигуна. Проведений аналіз можливості використання традиційних методів та способів охолодження для камери детонаційного двигуна показав їх недостатню ефективність. Тому необхідно проводити розробку нових перспективних методів та способів охолодження камери імпульсного детонаційного двигуна. Складна задача пошуку ефективної системи зовнішнього охолодження камери ракетного детонаційного двигуна потребує комплексного підходу
ПРОЦЕСИ ФОРМУВАННЯ ДИФУЗІЙНИХ ЗВАРНИХ З’ЄДНАНЬ ПО ОХОПЛЮВАНИХ ПОВЕРХНЯХ ПЕРЕХІДНИКІВ ТИТАН-СТАЛЬ ДЛЯ КУЛЕБАЛОНІВ СИСТЕМ НАДДУВА
Get PDFThe article presents the results of experimental studies of joints diffusion welding on the covered surfaces of titanium alloy Ti-6Al-4V and stainless steel AISI 321. Microstructural analysis of AISI 321- Ti-6Al-4V joints and concentration curves of titanium and aluminum showed that with a decrease in welding time, the width of the transition zone of the joint decreases due to the reduction of the diffusion area on the side of the titanium alloy. On the side of steel, the concentration of titanium does not change and leads to the formation of intermetallic layers, the width of which decreases slightly. This is explained by the high rate of formation of intermetallics in welding conditions. Changing additional factors that affect the rate of formation of intermetallics, such as reducing the welding temperature and pressure, will not allow to obtain the necessary contact area and ensure sufficient activation of the surfaces to be welded for the formation of a diffusion connection between the parts. The calculated values of the diffusion coefficients are higher than the tabular volume diffusion coefficients by several orders of magnitude (103...104), which confirms the dislocation mechanism of elements diffusion in the AISI 321-Ti-6Al-4V joint, obtained by the method of diffusion welding on the covered surfaces. The strength of the joints increases with a decrease in the exposure time to a certain limit, and then increases slightly, which confirms the assumption of a high rate of intermetallics formation. The strength of welded joints is significantly lower than the strength of the base metal - stainless steel (the strength of steel AISI 321 per cut is 330-380 MPa). In order to obtain connections on the covered surfaces of titanium alloy Ti-6Al-4V and stainless steel AISI 321 with the required strength, it is advisable to investigate the process of diffusion welding through an intermediate copper layer.У роботі наведено результати експериментальних досліджень дифузійного зварювання з'єднань по поверхнях, що охоплюються, з титанового сплаву ВТ6 та нержавіючої сталі 12Х18Н10Т. Мікроструктурний аналіз з'єднань 12Х18Н10Т-ВТ6 та концентраційних кривих титану та алюмінію показав, що зі зменшенням часу зварювання ширина перехідної зони з'єднання зменшується за рахунок скорочення дифузійної ділянки з боку титанового сплаву. З боку сталі концентрація титану не змінюється і призводить до утворення інтерметалідних прошарків, ширина яких зменшується незначно. Це пояснюється високою швидкістю утворення інтерметалідів в умовах зварювання. Зміна додаткових факторів, які впливають на швидкість утворення інтерметалідів, таких як зниження температури зварювання та величини тиску не дозволить отримати необхідну площу контакту та забезпечити достатню активацію поверхонь, що зварюються, для утворення дифузійного з'єднання між деталями. Розрахункові значення коефіцієнтів дифузії вищі за табличні коефіцієнти об'ємної дифузії на кілька порядків (103...104), що підтверджує дислокаційний механізм дифузії елементів у з'єднанні 12Х18Н10Т-ВТ6, отриманого методом дифузійного зварювання по поверхнях, що охоплюються. Міцність з'єднань підвищується зі зменшенням часу витримки до певної межі, а потім збільшується незначно, що підтверджує припущення про високу швидкість утворення інтерметалідів. Міцність зварних з'єднань помітно нижче міцності основного металу – нержавіючої сталі (міцність сталі 12Х18Н10Т на зріз складає 330-380 МПа). Для отримання з'єднань по поверхнях, що охоплюються, з титанового сплаву ВТ6 і нержавіючої сталі 12Х18Н10Т з необхідною міцністю доцільно дослідити процес дифузійного зварювання через проміжний мідний прошарок.У роботі наведено результати експериментальних досліджень дифузійного зварювання з'єднань по поверхнях, що охоплюються, з титанового сплаву ВТ6 та нержавіючої сталі 12Х18Н10Т. Мікроструктурний аналіз з'єднань 12Х18Н10Т-ВТ6 та концентраційних кривих титану та алюмінію показав, що зі зменшенням часу зварювання ширина перехідної зони з'єднання зменшується за рахунок скорочення дифузійної ділянки з боку титанового сплаву. З боку сталі концентрація титану не змінюється і призводить до утворення інтерметалідних прошарків, ширина яких зменшується незначно. Це пояснюється високою швидкістю утворення інтерметалідів в умовах зварювання. Зміна додаткових факторів, які впливають на швидкість утворення інтерметалідів, таких як зниження температури зварювання та величини тиску не дозволить отримати необхідну площу контакту та забезпечити достатню активацію поверхонь, що зварюються, для утворення дифузійного з'єднання між деталями. Розрахункові значення коефіцієнтів дифузії вищі за табличні коефіцієнти об'ємної дифузії на кілька порядків (103...104), що підтверджує дислокаційний механізм дифузії елементів у з'єднанні 12Х18Н10Т-ВТ6, отриманого методом дифузійного зварювання по поверхнях, що охоплюються. Міцність з'єднань підвищується зі зменшенням часу витримки до певної межі, а потім збільшується незначно, що підтверджує припущення про високу швидкість утворення інтерметалідів. Міцність зварних з'єднань помітно нижче міцності основного металу – нержавіючої сталі (міцність сталі 12Х18Н10Т на зріз складає 330-380 МПа). Для отримання з'єднань по поверхнях, що охоплюються, з титанового сплаву ВТ6 і нержавіючої сталі 12Х18Н10Т з необхідною міцністю доцільно дослідити процес дифузійного зварювання через проміжний мідний прошарок
ЗАСТОСУВАННЯ СУХОЇ АБРАЗИВНОЇ ОБРОБКИ ТА ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИЙ ПІДБІР МАТЕРІАЛІВ ДЛЯ ЧИСТОВОЇ ОБРОБКИ ЛОПАТОК ЗАКРИТОГО ТИПУ
Get PDFThe use of additive technologies for the production of parts in aircraft and rocket manufacturing is becoming more widespread every year, since this method has a number of significant advantages over traditional technologies such as stamping, casting and machining and is considered as an alternative manufacturing method. The application of this method makes it possible to manufacture various parts of rocket and space technology, first of all, impellers of turbines with closed-type blades on one type of equipment in a much shorter time. However, despite the significant advantages of additive technologies, the problem of roughness and ensuring the final surface quality, regardless of the spatial arrangement of the part elements, remains relevant. The reason for this is limited access to traditional cutting tools such as milling cutters or grinding heads. Until now, the traditional technology for processing such parts such as closed blades has been the method of electrical discharge machining (ESM), however, this method has a number of significant disadvantages, such as: energy costs, the complexity of preparing the process, the complexity of tool manufacturing and processing implementation. The purpose of the work was to study the possibilities of using jet-abrasive processing and its varieties (blasting) and the selection of abrasive material to ensure the required quality and roughness of the surface of the blades. This article presents the results of experimental work on the study of a single short-term mechanical action of abrasive materials in a compressed air environment on material samples from the Inconel 718 alloy at certain angles of attack. The results obtained will be used in the development of a real technological process for processing the flow parts of closed-type blades and subsequent implementation in production.Застосування адитивних технологій для виробництва деталей в авіа- та ракетобудуванні з кожним роком набуває все більшого поширення, оскільки даний метод має ряд значних переваг в порівнянні з традиційними технологіями такими як штампування, лиття та механічна обробка та розглядається як альтернативний метод виготовлення. Застосування даного методу дозволяє виготовляти різні деталі ракетно-космічної техніки насамперед робочі колеса турбін з лопатками закритого типу на одному типі обладнання за значно коротший час. Однак не дивлячись на значні переваги адитивних технологій, актуальною залишається проблема шорсткості та забезпечення кінцевої якості поверхні незалежно від просторового розташування елементів деталі. Причиною цьому є обмежений доступ традиційного ріжучого інструменту типу фрез чи шліфувальних головок. До цього часу традиційною технологією обробки подібних деталей типу закритих лопаток був метод електроерозійної обробки (ЕЕО), однак даний спосіб має ряд значних недоліків таких як: енергетичні затрати, складність підготовки технологічного процесу, складність виготовлення інструменту та реалізацію обробки. Метою роботи було вивчення можливостей застосування струменево-абразивної обробки і її різновидів (бластінг) та підбір абразивного матеріалу для забезпечення необхідної якості та шорсткості поверхні лопаток. У даній статті наведені результати експериментальної роботи по вивченню однократного короткотривалого механічного впливу абразивних матеріалів в середовищі стисненого повітря на зразки матеріалу зі сплаву Inconel 718 під певними кутами атаки. Отримані результати будуть використані при розробці реального технологічного процесу обробки проточних частин лопаток закритого типу та подальше впровадження у виробництво.Застосування адитивних технологій для виробництва деталей в авіа- та ракетобудуванні з кожним роком набуває все більшого поширення, оскільки даний метод має ряд значних переваг в порівнянні з традиційними технологіями такими як штампування, лиття та механічна обробка та розглядається як альтернативний метод виготовлення. Застосування даного методу дозволяє виготовляти різні деталі ракетно-космічної техніки насамперед робочі колеса турбін з лопатками закритого типу на одному типі обладнання за значно коротший час. Однак не дивлячись на значні переваги адитивних технологій, актуальною залишається проблема шорсткості та забезпечення кінцевої якості поверхні незалежно від просторового розташування елементів деталі. Причиною цьому є обмежений доступ традиційного ріжучого інструменту типу фрез чи шліфувальних головок. До цього часу традиційною технологією обробки подібних деталей типу закритих лопаток був метод електроерозійної обробки (ЕЕО), однак даний спосіб має ряд значних недоліків таких як: енергетичні затрати, складність підготовки технологічного процесу, складність виготовлення інструменту та реалізацію обробки. Метою роботи було вивчення можливостей застосування струменево-абразивної обробки і її різновидів (бластінг) та підбір абразивного матеріалу для забезпечення необхідної якості та шорсткості поверхні лопаток. У даній статті наведені результати експериментальної роботи по вивченню однократного короткотривалого механічного впливу абразивних матеріалів в середовищі стисненого повітря на зразки матеріалу зі сплаву Inconel 718 під певними кутами атаки. Отримані результати будуть використані при розробці реального технологічного процесу обробки проточних частин лопаток закритого типу та подальше впровадження у виробництво