WWW.DOC.KNIGI-X.RU
БЕСПЛАТНАЯ  ИНТЕРНЕТ  БИБЛИОТЕКА - Различные документы
 

Pages:     | 1 || 3 | 4 |

«КОСМОНАВТИКА И РАКЕТОСТРОЕНИЕ 4 (77) 2014 Ц ИИМАШ ISSN 1994 – 3210 Индекс 20859 ( «Роспечать») TSNIIMASH 4 (77) В следующем выпуске журнала будут опубликованы статьи, посвящённые вопросам ...»

-- [ Страница 2 ] --

t y (1) E t Q J 1 ( x Ec y Fc ); F t Q J 1 ( x Ec y Fc ), где J – якобиан координатного преобразования. Векторы консервативных переменных Q и потоков в декартовой системе координат Ec, Fc в уравнении (1) имеют вид

–  –  –

В рамках проекта SACOMAR численные результаты, полученные на основе разных программ расчёта, в целях верификации были сопоставлены между собой.

Кроме результатов расчётов по программе, представленной в настоящей статье, для сравнения использовались данные расчётов по компьютерному коду из Thales Alenia Space Italy S.P.A. (TAS-I). Код TAS-I является программой численного решения Навье – Стокса на основе метода конечного объёма и противопотоковой схемы типа ENO, которая позволяет учесть физико-химическую неравновесность течения (в ходе расчётов с учётом 8 химических компонент: O, N, C, NO, CO, O2, N2, CO2 использовалась сетка 128256 узлов).

Сравнивались также результаты, полученные с применением компьютерного кода коммерческой программы FLUENT (фирмы ANSYS Inc., США), которая была дополнена в Centro Italiano Ricerche Aerospaziali (Итальянский центр аэрокосмических исследований, CIRA) в целях учёта физико-химической неравновесности потока. Учитываемые при расчёте химические компоненты – те же, что и при использовании кода TAS-I, и молекула C2. В соответствии с обеими программами ударная волна рассчитывается насквозь.

В рамках всех трёх программ расчёты проводились с использованием структурированных сеток, температура поверхности модели полагалась равной Tw = 300K, учитывались условия как некаталитичности, так и суперкаталитичности поверхности.



Вращательные температуры всех молекул считались равными поступательной температуре. Согласно программе TAS-I учитывается колебательная релаксация всех пяти молекул, в соответствии с настоящей программой и кокодом CIRA колебательная температура полагается равной поступательной. В процессе всех расчётов считалось, что 97% атмосферы Марса составляет CO2 и 3% – N2.

Поля безразмерного давления в ударном слое около модели применительно к точкам траектории 1 и 2 (см. таблицу), полученные с помощью настоящей программы, показаны на рис. 1. Видно, что они весьма похожи, несмотря на различие в расчёте ударной волны (точка 1 получена с её выделением, точка 2 – путём расчёта насквозь).

Рис. 1. Поля давления P/V2 около экспериментальной модели в точках траектории 1 (слева) и 2 (см. таблицу) Профили поступательной температуры вдоль линии торможения, полученные с использованием трёх программ, в точках траектории 1 и 2 показаны на рис. 2.

Довольно близкое совпадение наблюдается между профилями, полученными на основе настоящей программы и кода CIRA, особенно применительно к точке 2.

а б Рис. 2. Сравнение распределений поступательной температуры вдоль линии торможения перед экспериментальной моделью применительно к точкам траектории 1(а) и 2 (б):

––– – ЦНИИмаш; ---- – CIRA; – – – – TAS-I Вблизи ударной волны профиль температуры в обеих точках, полученный с использованием программы TAS-I, благодаря учёту колебательной неравновесности находится выше, чем соответствующие распределения однотемпературной модели, полученные согласно настоящей программе и программе CIRA. Однако в более плотных ударном и пограничном слоях профили поступательной температуры, рассчитанные по программе TAS-I, находятся ближе к однотемпературным расраспределениям и, например, применительно к точке 1 траектории почти совпадают с представляемыми. Некоторые расхождения в температурных профилях могут быть вызваны различиями скоростей химических процессов и коэффициентов молекулярного переноса.





На рис. 3 показаны распределения конвективных тепловых потоков вдоль поверхности экспериментальной модели, полученные с помощью трёх программ, применительно к точкам траектории 1 и 2 с учётом некаталичности и суперкатаа б Рис. 3. Сравнение тепловых потоков на поверхности экспериментальной модели, полученных с использованием трёх программ применительно к точкам траектории 1 и 2 (см.

таблицу):

а – некаталитичная поверхность; б – суперкаталитическая поверхность

––– – ЦНИИмаш; ---- – CIRA; – – – – TAS-I личности поверхности. Все численные результаты, касающиеся первой точки траектории на некаталитической поверхности, согласуются в пределах 10 %. При суперкаталитической поверхности тепловые потоки, полученные по представляемой программе и программе CIRA, различаются примерно на 5 % в критической точке и на ~ 10 % у боковой кромки; значения, рассчитанные по программе TAS-I, превышают остальные примерно в 1,4 раза. Столь большое расхождение может быть обусловлено различием значений переносных свойств, используемых в программе TAS-I, которые играют важную роль при исследовании суперкаталитической поверхности благодаря диффузии атомов, усиливающейся у поверхности.

Применительно ко второй точке траектории значения тепловых потоков, полученные по трём программам при некаталитической поверхности, хорошо согласуются ~ 5 %, т. е. несколько лучше, чем применительно к точке 1 траектории. В случае суперкаталичности поверхности тепловые потоки, рассчитанные по настоящей программе и коду CIRA, близки друг другу. Согласно программе TAS-I, как и при определении условий точки 1 траектории, значения теплового потока значительно выше (примерно в 2 раза), полученных с помощью двух других программ.

Как видно из рис. 3, тепловой поток в значительной степени зависит от типа взаимодействия газ – поверхность. Разность в значениях теплового потока некаталитической и суперкаталитической поверхности составляет от 2 до 4 раз (в соответствии с программой TAS-I). Однако, по-видимому, суперкаталитические граничные условия не реализуются при входе спускаемого аппарата в атмосферу Марса. Абсорбированные атомы кислорода занимают, по крайней мере, часть площади поверхности тела и, в процессе рекомбинации между собой (механизм Ленгмюра – Хиншельвуда) или с атомами кислорода, приходящими на поверхность из газовой фазы (механизм Или – Райдила), образуют устойчивые молекулы кислорода, которые отсутствуют в марсианской атмосфере. Так, вблизи поверхности образуется смесь из молекул CO2, O2 и CO вместо чистого CO2 (небольшой добавкой атмосферного N2 пренебрегаем). Доля молекулярного кислорода вблизи поверхности зависит от параметров потока в ударном слое (энтальпии, давления), от скоростей химических реакций, а также уровня каталитичности поверхности. Это делает задачу воспроизведения неравновесного течения в условиях входа в атмосферу Марса очень сложной, а её решение в значительной степени зависящим от параметров физико-химической модели.

ЛИТЕРАТУРА

1. W i l k e C. A. Viscosity Equation for Gas Mixtures. – Journal of Chemical Physics, 1950, v. 18, № 4, pp. 517 – 519.

2. M a s o n E. A., S a x e n a S. C. Approximate Formula for the Thermal Conductivity of Gas Mixtures. – Physics of Fluids, 1958, v. 1, № 5, pp. 361 – 369.

3. B l o t t n e r F. G. Viscous Shock Layer at the Stagnation Point with Nonequilubrium Air Chemistry. – AIAA Journal, 1969, v. 7, № 12, pp. 2281 – 2288.

4. G o r s h k o v A. B., V l a s o v V. I., Z a l o g i n G. N. еt аl. Numerical Investigation of Non-Equilibrium Radiation of CO2-N2 Mixtures in a Shock Viscous Layer. 6th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles. – ESA SP-659, 2009.

5. B o s e D., W r i g h t M. J., P a l m e r G. E. Uncertainty Analysis of Laminar Aeroheating Predictions for Mars Entries. – Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2006, v. 20, № 4, pp. 652 – 662.

6. W r i g h t M. J., T a n g C h. Y., E d q u i s t K. T. et al. A Review of Aerothermal Modeling for Mars Entry Missions. – AIAA Paper 2010-443.

7. В л а с о в В. И., З а л о г и н Г. Н., К о в а л е в Р. В. Экспериментальное и численное моделирование гетерогенной рекомбинации в условиях входа спускаемого аппарата в марсианскую атмосферу. – Космонавтика и ракетостроение, 2013, вып. 3 (72), c. 116 – 123.

8. Y o o n S., J a m e s o n A. An LU-SSOR Scheme for the Euler and Navier – Stokes Equations. – AIAA Paper 87-0600.

9. P u l l i a m T. H., S t e g e r J. L. Recent Improvements in Efficiency, Accuracy, and Convergence for Implicit Approximate Factorization Algorithms. – AIAA Paper 85-0360.

10. Г о р ш к о в А. Б. Расчёт ламинарного донного теплообмена за телами в виде тонких конусов. – Космонавтика и ракетостроение, 1997, вып. 11, c. 13 – 20.

11. Г о р ш к о в А. Б. Параллельный алгоритм при расчёте неявным методом на основе уравнений Навье – Стокса гиперзвукового обтекания тел неравновесным газом. – Математическое моделирование, 2009, т. 21, № 9, с. 43 – 53.

УДК 621.396.677

ТЕПЛОВАЯ ОТРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ АНТЕННЫ

СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИИ СПУСКАЕМОГО АППАРАТА

«СОЮЗ»

Канд. физ.-мат. наук А.В. Белошицкий (ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королёва), докт. техн. наук Г.Н. Залогин, канд. физ.-мат. наук В.А. Пугачёв, канд. физ.-мат. наук Н.Ф. Рудин (ФГУП ЦНИИмаш), А.Н. Суханов, М.П. Шувалов (ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королёва) Представляются результаты экспериментальных исследований теплового воздействия высокотемпературной струи воздуха на конструкцию установленной на крышке люка-лаза спускаемого аппарата (СА) «Союз» антенны в условиях, соответствующих натурным при спуске СА в атмосфере. Подтверждается термостойкость антенного устройства.

Ключевые слова: высокочастотный (ВЧ) индукционный плазмотрон, спускаемый аппарат, антенна, эксперимент, температура, тепловизор, термопара, конвективный теплообмен, тепловая защита.

Thermal Practicing of a Satellite Navigation Antenna Design of a Descend Vehicle "Soyuz". A.V. Beloshitsky, G.N. Zalogin, V.A. Pugachyov, N.F. Rudin, A.N. Sukhanov, M.P. Shuvalov. Results of experimental studies of thermal effects of a high-temperature air jet on the structure mounted on a manhole cover of a descend vehicle (DV) "Soyuz" antenna in conditions, correspond to a nature one during a descent of a DV into the atmosphere are presented. An antenna device heat resistance is confirmed.

Key words: radio frequency (RF) induction plasma torch, descend vehicle, antenna, experiment, temperature, imager, thermocouple, convective heat transfer, thermal protection.

В процессе эксплуатации СА «Союз» было выявлено, что для повышения оперативности и надёжности поисковых работ после посадки в штатных и особенно – нештатных режимах спуска необходимы надёжные данные о координатах приземления аппарата. Как один из способов решения этой проблемы предлагается установить на его борту аппаратуру спутниковой системы связи, антенна которой располагается на крышке люка-лаза в донной области аппарата.

С учётом того, что во время некоторых полётов при входе СА в плотные слои атмосферы возникали ситуации, когда элементы конструкции его донной области, ориентированной навстречу набегающему потоку, подвергались повышенным тепловым воздействиям, было решено для предохранения антенны использовать радиопрозрачную теплозащиту в целях обеспечения её целостности при допустимом температурном режиме в подобных условиях полёта.

Материал теплозащиты создан на основе расчётных данных о её обтекании, прогреве и тепловым воздействиям на неё. Проверка тепловых характеристик разрабатываемого устройства в целях подтверждения его работоспособности проведена на установке У-13ВЧП ЦНИИ машиностроения.

Параметры установки позволяют экспериментально моделировать условия конвективного нагрева космического аппарата при его входе в атмосферу Земли с первой космической скоростью [2 – 4]. Анализ структуры течения газа и теплообмена на крышке люка-лаза с антенной показал, что для моделирования в условиях установки У-13ВЧП тепловых воздействий необходимо использовать фрагмент натурного люка-лаза с антенной, устанавливаемой под углом 30° к потоку.

Исследуемый фрагмент представляет собой плоскую пластину, состав и толщины материалов которой соответствуют штатному изделию, а именно: в центре – радиопрозрачный стеклопластик на алюмо-фосфатном связующем (АФТ), вокруг – стеклопластик ДСВ и стальной экран (рис. 1).

Рис. 1. Натурный фрагмент размером 200 200 мм

Для контроля температурного режима внутренних элементов фрагмента были установлены хромель-алюмелевые термопары.

Пространственное распределение температуры по поверхности модели определялось с помощью инфракрасного тепловизора Thermo Vision А-40М.

В ходе экспериментов выдерживался интегральный конвективный тепловой поток на поверхность антенной сборки, реализуемый по траектории спуска при штатном и нештатном режимах.

Время испытания tэксп определялось исходя из равенства суммарного теплового воздействия q в процессе полёта и эксперимента, причём времена эксперимента и натурного воздействия должны быть близки t эксп tп

qп dt q эксп dt.

В условиях нештатного спуска для реализации расчётного интегрального теплового потока на сборку при удельном потоке порядка 1 МВт/м2 время испытаний должно составлять около 200 с. В штатных условиях на конструкцию действует тепловой поток 60 кВт/м2 и время испытаний tэксп = 300 c.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ СТОЙКОСТИ КОНСТРУКЦИИ В ШТАТНЫХ УСЛОВИЯХ

НАГРЕВА Для достижения величины теплового потока q = 60 кВт/м2 использовалось цилиндрическое сопло диаметром 180 мм при работе установки с минимальной мощностью ВЧ-генератора N = 60 кВт.

Состояние модели № 4 после эксперимента показано на рис. 2.

Внешний осмотр модели № 4 показал, что теплозащита антенны в штатных условиях теплового воздействия обладает необходимой термостойкостью. В конструкции не образовалось ни сколов, ни растрескиваний, ни расслоений. Материал ДСВ обтекателя практически не разрушился, наблюдается частичный унос его наполнителя. Разрушений металлической пластины, имитирующей внешнюю поверхность люка-лаза, нет. Практически не изменился материал АФТ, теплового разрушения не произошло, лишь на его поверхности появился налёт продуктов разрушения материала ДСВ. Согласно показаниям термопар температура металлической конструкции подветренной стороны модели достигает 103С, что не превышает допустимой величины 150С.

–  –  –

УДК 536.33:629.7.054

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНОГО ПОЛОЖЕНИЯ ПАНЕЛИ

РАДИАЦИОННОГО ТЕПЛООБМЕННИКА ИНФРАКРАСНОГО

РАДИОМЕТРА Д.К. Винокуров (ФГУП ЦНИИмаш) Представляются результаты исследования тепловых нагрузок на поверхность радиационного теплообменника (РТО) инфракрасного (ИК) радиометра «БИК-СД1» и её равновесных температур в целях выбора оптимального положения РТО относительно вертикальной оси при размещении на типовом крупногабаритном космическом аппарате (КА).

Ключевые слова: радиационный теплообменник, лучистый теплообмен, оптимизация расчётов.

Determination of the Optimal Position of the Radiation Heat Exchanger Panel Infrared Radiometer. D.K. Vinokurov. Results of thermal loads studies on the radiation heat exchanger (RHE) infrared (IR) radiometer "BIC-DM1" surface and its equilibrium temperatures in order to select the optimal RHE position relative to the vertical axis at the placement on a typical large-size spacecraft (SC) are presented.

Key words: radiation heat exchanger, radiant heat exchange, optimal calculation.

В настоящее время всё больше внимания уделяется разработкам приборов дистанционного зондирования Земли. Особенностью проектирования системы обеспечения теплового режима таких приборов является то, что приборы выводятся на орбиту и функционируют не самостоятельно, а в качестве нагрузки к базовому космическому аппарату [1].

Приведём результаты исследования тепловых нагрузок на поверхность радиационного теплообменника инфракрасного радиометра «БИК-СД1» и её равновесных температур в целях выбора оптимального положения РТО относительно вертикальной оси при размещении на типовом крупногабаритном КА-носителе. В качестве оптимального принимается положение, при котором поверхность РТО во все моменты времени функционирования ИК-радиометра имеет минимальную температуру.

Исследования проводились численными методами с использованием программы ТЕРМ [2] при следующих допущениях:

– температура радиаторов-охладителей, расположенных на боковой поверхности КА, в рамках одного расчётного варианта равна либо – 80°С, либо +30°С;

– оптические характеристики поверхностей КА-носителя – коэффициент поглощения солнечного излучения As и степень черноты – составили:

у радиаторов-охладителей As = 0,15, = 0,92;

у экранно-вакуумной теплоизоляции As = 0,35; = 0,85;

у рабочей стороны панелей солнечных батарей (СБ) As = 0,74; = 0,81;

у тыльной стороны панелей СБ As = 0,45; = 0,85;

– угол поворота панелей СБ в зависимости от угла между нормалью к орбите и направлением на Солнце = 26° при 0 80°;

= 0° при 80 100°;

= – 26° при 100 180°;

– КА движется по круговой орбите высотой 400 км, его ось направлена на центр Земли.

В ходе исследований характеристики поверхностей, имитирующих РТО, были таковы: плотность 250 кг/м3, теплоёмкость 900 Дж/(кг · К); толщина 3 см;

As = 0,12; = 0,85 (теплопроводность РТО не учитывалась).

На этапе проектирования при определении экстремальных тепловых нагрузок, обусловленных лучистым теплообменом, зачастую ограничиваются стандартными типами орбит: солнечной и теневой. В исследуемом случае можно заметить, что ни Рис. 1 та, ни другая орбита для ИК-радиометра не является экстремальной. Так, применительно к солнечной орбите возможны два варианта: ИК-радиометр постоянно освещён и ИК-радиометр постоянно в тени КА. Однако и в том и в другом случае легко можно найти положение РТО, параллельное солнечным лучам.

В таких условиях для определения оптимального размещения панели РТО необходимо выполнить расчёты на основе большего количества типов орбит. Если рассматривать пять типов орбит с углами = 0; 45; 90; 135 и 180° и два крайних варианта температур на радиаторах-охладителях КА, то потребуется провести 10 расчётов применительно к одному положению панелей РТО. Каждый расчёт сам по себе является сложной и времяёмкой процедурой из-за необходимости учёта переотражений как собственных, так и внешних лучистых потоков.

С целью сокращения количества расчётных вариантов предлагается вместо радиометра поместить сферу, задав на её поверхности характеристики, совпадающие с характеристиками панели РТО. Анализ потоков и температур при этом позволяет сделать выводы о наиболее оптимальных углах положения РТО относительно КА.

Применительно к каждой орбите расчёты с шагом, равным 1/25 периода, т.е.

257,3 с, проводились в диапазоне времени от 0 до 62010 с (около 10 витков).

Расположение сферы относительно КА-носителя, соответствующее планируемому размещению ИК-радиометра, приведено на рис. 1.

Для анализа выбрано 60 поверхностей (54 на сфере по трём поясам и 6 – на антеннах).

Разброс и средние значения температур поверхностей в 10 расчётных вариантах (5 типов орбит при 2 значениях температур радиаторов-охладителей КА) применительно к 25 положениям в каждом на одном последнем витке, соответствующем квазипериодическому режиму, представлены на рис. 2.

Анализ результатов проведённых расчётов показал, что минимальное значение максимумов температур получено на поверхности 26, температура которой во всех случаях не превышает 219 К. Вместе с тем анализ результатов расчётов применительно к типовым орбитам ( = 0; 90; 180°) свидетельствует о наличии минимального значения максимумов температур на поверхности 8, равного 211 К, что подтверждает предположение о том, что экстремальные нагрузки имеют место не на типовых орбитах.

Рис. 2. Разброс (линии) и средние значения (точки) температур поверхностей 10 расчётных вариантов на одном витке в квазипериодическом режиме Поверхность 26 расположена на центральном поясе сферы, и нормаль к ней составляет угол 55° с направлением в зенит. В системе координат КА (ось X – по вектору скорости, Z – в зенит) нормаль поверхности составляет (– 0,82; 0,00; 0,57).

Поверхность 8 расположена рядом с поверхностью 26 на первом поясе сферы.

Рис. 3. Температуры поверхности 26 на одном витке в квазипериодическом режиме:

– 1; – 2; –3; – 4; – 5; – 6; – 7; – 8 – 9; – 10 Температуры и потоки на поверхности 26 приведены на рис. 3 – 5 (номера кривых соответствуют номерам вариантов).

Для контроля проведён ещё ряд расчётов при углах = 15; 30; 60; 75; 105; 120;

150 и 165°, анализ которых показал, что диапазон температур изменился, хотя и Рис. 4. Солнечные потоки к поверхности 26 на одном витке в квазипериодическом режиме (обозначения те же, что на рис.3) Рис. 5. ИК-потоки на поверхность 26 на одном витке в квазипериодическом режиме (обозначения те же, что на рис.3) Рис. 6. Температуры поверхностей согласно 26 расчётным вариантам на одном витке в квазипериодическом режиме несущественно (рис. 6). Это означает, что расчёты применительно к первым 5 вариантам орбит также не охватили все экстремальные случаи.

Максимальная температура поверхности 26 стала 228 К, а поверхности 8 – 227 К. Таким образом, различие минимальных значений максимумов температур при стандартных и 13 рассчитанных орбитах составило около 17 К.

ВЫВОДЫ

1. В результате исследований оптимальным признано такое расположение РТО, при котором угол между нормалью РТО и направлением в зенит составит 55° (поверхности 8 и 26).

2. Отмечено, что использование в расчётной модели сферы вместо ИКрадиометра позволило сократить количество расчётных вариантов в процессе многопараметрических расчётов в 60 раз.

3. Результаты расчётов показали, что для определения минимальных значений максимумов температур на поверхностях недостаточно проводить анализ только стандартных орбит, поскольку это привело бы к ошибке примерно в 17 К.

ЛИТЕРАТУРА

1. В и н о к у р о в Д. К., К у к и н а Г. В., М и ш и н Г. С. и др. Исследование теплового режима инфракрасного радиометра и выбор параметров системы обеспечения теплового режима. – Космонавтика и ракетостроение, 2006, вып. 3(44), с. 137 – 143.

2. А л ь т о в В. В., З а л е т а е в С. В., К о п я т к е в и ч Р. М. и др. ТЕРМ.

Расчёт теплового режима космических аппаратов в орбитальном полёте: Пакет прикладных программ. Королёв: ФАП ФГУП ЦНИИмаш, 2011, рег. № 4151.

УДК 629.7.054:629.78:681.51

ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС ТЕПЛОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И АНАЛИЗА ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ КОСМИЧЕСКИХ

АППАРАТОВ Канд. техн. наук С.В. Залетаев, канд. техн. наук Р.М. Копяткевич (ФГУП ЦНИИмаш) Представляется разработанный ФГУП ЦНИИмаш новый программный комплекс для имитационного моделирования тепловых режимов космического аппарата (КА) на всех этапах его жизненного цикла «Вычислительная система «СОТР» (ВС «СОТР»). Приводится перечень решаемых с его помощью задач, даётся описание структуры комплекса, клиентской и серверной его частей. Сравниваются результаты исследований, полученные с использованием ВС «СОТР» и зарубежных программ Nastran, Sinda, Thermica. Рассматриваются преимущества применения ВС «СОТР» на примере решения задачи выбора параметров комбинированной теплоизоляции баков криогенных компонентов топлива кислородно-водородного разгонного блока (РБ) тяжёлого класса (КВТК).

Ключевые слова: программный комплекс, клиент – сервер, тепловые режимы, космические аппараты, орбитальный полёт, система обеспечения теплового режима (СОТР).

Software Package of a Thermal Design and an Analysis of Spacecraft Thermal Conditions. S.V. Zaletaev, R.M. Kopyatkevich. A TsNIIMash developed new software package for the simulation of spacecraft (SC) thermal modes at all stages of its life cycle "TRS (thermal regulation system) computer system" (CS "TRS") is presented. A list of solved problems with it is cited, a description of the structure of complex, client and server parts is given. Studies results, obtained using the CS "TRS" and foreign programs Nastran, Sinda, Thermica are compared.

Advantages of using CS "TRS" as an example of solving tasks of choosing the parameters of a combined insulation tanks of cryogenic propellants oxygen-hydrogen booster (BS) component fuel of a heavy class (OHHC) are examined.

Key words: software package, client - server, thermal modes, spacecraft, orbital flight, thermal regulation system (TRS).

К омпьютерное моделирование тепловых режимов космических аппаратов широко применяется при их проектировании. В работах [1 – 7] представлена разработанная в ЦНИИ машиностроения (ЦНИИмаш) совместно с ведущими КБ отрасли методика тепловых расчётов и выбора схемных решений СОТР КА.

Созданное на её основе программное обеспечение – пакет прикладных программ ТЕРМ [5] – использовалось в СССР многими КБ отрасли. Переход к проектированию космических аппаратов в негерметичном исполнении, а также появление вычислительных средств и программного обеспечения нового поколения обусловили необходимость полной переработки программного комплекса специальных тепловых расчётов, которая была выполнена в ЦНИИмаше за 2001 – 2013 гг.

Программный комплекс ВС «СОТР» предназначен для математического моделирования теплового режима КА в НИИ и КБ отрасли на стадиях проектирования, наземной и лётной экспериментальной отработки, а также для прогнозирования теплового состояния КА в полёте [8].

Созданная вычислительная система, представляющая собой ядро автоматизированного рабочего места разработчика СОТР КА, позволяет решать задачи, связанные с обеспечением тепловых режимов космического аппарата, а именно рассчитывать:

– внешние тепловые потоки на участках выведения КА на целевую орбиту, межпланетного перелёта, в ходе орбитального полёта, в условиях тепловакуумных испытаний (ТВИ);

– угловые коэффициенты;

– лучистый теплообмен между элементами конструкций КА;

– среднемассовые температуры этих элементов;

– нестационарные температурные поля конструкций;

– температурные поля агрегатов и теплоносителей газожидкостной системы терморегулирования с оценкой её влияния на тепловое состояние КА;

– характеристики тепловых труб;

– характеристики ИК-имитаторов применительно к условиям ТВИ КА.

Программный комплекс ВС «СОТР» состоит из клиентской и серверной частей, которые могут быть установлены на одной вычислительной машине в виде локального сервера или на объединённых в локальную сеть разных вычислительных машинах в виде удалённого сервера. В состав комплекса входят также базы данных (БД) моделирования тепловых режимов.

Архитектура клиент – сервер программного комплекса ВС «СОТР» построена с использованием модели распределённых компонентов DCOM (Distributed Component Object Model). Рассмотрим состав клиентской и серверной частей и решаемые с их помощью задачи.

КЛИЕНТСКАЯ ЧАСТЬ ВС «СОТР»

Клиентская часть системы включает в себя приложение Therm CSS, которое обеспечивает информационную взаимосвязь компонентов программного комплекса и управление их работой, а также служит для создания расчётных проектов, разработки тепловых математических моделей конструкций и систем терморегулирования (СТР), подготовки расчётных заданий, проведения расчётов и анализа их результатов, осуществления взаимодействия с базами данных, оформления отчётных материалов.

Приложение имеет расширенный графический интерфейс и набор предназначенных для проведения математического моделирования тепловых режимов КА пользовательских инструментов, таких, как:

– мастер создания расчётных проектов теплового анализа КА;

– редакторы тепловых моделей конструкций космического аппарата и тепловых моделей СТР;

– трансляторы расчётных моделей;

– модули формирования исходных данных задачи;

– средства визуализации тепловых моделей и результатов расчётов;

– средства взаимодействия с базами данных;

– модули анализа результатов расчёта;

– средства подготовки отчётных материалов.

Вид главного окна клиентского приложения Therm CSS приведён на рис. 1. В верхней части фрейма располагается строка меню и панель инструментов. На левой вертикальной панели отображается дерево тепловой модели конструкции, в клиентской области выводятся трёхмерные изображения геометрической модели и её проекции на координатные плоскости.

Программная оболочка Therm CSS клиентской части комплекса позволяет управлять работой следующих приложений:

TClient.exe – клиентского приложения, служащего для формирования расчётных заданий и отправки их серверу прикладных задач TServer, приёма информационных сообщений от данного сервера в процессе решения задачи, пересылки результатов расчётов от сервера клиенту и запуска процедур внутрипроцессного сервера БД BaseServer.dll;

BaseServer.dll – внутрипроцессного сервера базы данных, предназначенного для формирования таблиц БД проекта исходя из результатов расчётов, а также для обеспечения доступа модулей анализа результатов расчёта Therm CSS к данным, хранящимся в базе;

Рис. 1 PDB.exe – сервера базы данных, обеспечивающего заполнение БД информацией о теплофизических свойствах материалов, теплоносителей, рабочих веществах тепловых аккумуляторов, оптических свойствах покрытий, а также предоставление доступа к данным из расчётных проектов пользователя;

GR.exe – приложения для построения графиков результатов расчётов тепловых потоков, температур, положений заслонок в регуляторах расходов теплоносителей.

СЕРВЕРНАЯ ЧАСТЬ ВС «СОТР»

Задачи теплового анализа КА решаются с использованием пяти прикладных программ, в которых реализованы алгоритмы методик, изложенных в Руководстве для конструкторов [1 – 4] и вновь разработанных при создании программного комплекса ВС «СОТР» [8]. Эти программы запускаются с помощью приложения TServer, причём в качестве входной информации служат ссылки на файлы исходных данных, подготовленные клиентским приложением Therm CSS. При использовании серверного приложения TServer осуществляется также отправка клиентскому приложению информационных сообщений о процессе решения задачи и его завершении.

Прикладные программы написаны на языке Фортран-90, для получения исполняемого модуля применяется система программирования Intel® Parallel Studio

XE 2013. Программы позволяют выполнять следующие расчёты:

FF.exe – солнечных и инфракрасных падающих лучистых и атмосферных тепловых потоков на поверхности геометрической модели объекта;

VF.exe – диффузных угловых коэффициентов между поверхностями геометрической модели объекта;

ET.exe – поглощённых и результирующих тепловых потоков на поверхностях геометрической модели объекта, температур изотермических элементов тепловой модели конструкции методом тепловых балансов;

FE.exe – поглощённых и результирующих тепловых потоков на поверхностях геометрической модели объекта, температурных полей по фрагментам тепловой модели конструкции методом конечных элементов (МКЭ);

TC.exe – поглощённых и результирующих тепловых потоков на поверхностях геометрической модели объекта, температурных полей теплоносителей и агрегатов активной газожидкостной системы терморегулирования, расходов теплоносителей, температур изотермических элементов тепловой модели конструкции.

Нестационарные температурные поля сложных конструкций рассчитываются с помощью ВС «СОТР» методом изотермических узлов или методом конечных элементов применительно к реальным конфигурациям рассматриваемых областей с учётом различия теплофизических свойств и анизотропности материалов областей. При такой реализации МКЭ для анализа дву- и трёхмерных областей используются квадратичные конечные элементы и им соответствующие базисные функции, построенные на основе многочленов Лагранжа [9]. Расчёт в отношении конструкций, включающих в себя стержневые элементы, основывается на приближённом аналитическом решении нестационарной двумерной задачи теплопроводности применительно к круглому тонкостенному стержню, внутри которого происходит лучистый теплообмен. Тепловые кондуктивные связи между расчётными областями, на которые разбивается конструкция, могут быть рассчитаны автоматически или заданы явно.

Входными данными программы FE.exe являются теплофизические свойства, начальная температура и геометрические параметры расчётных областей, площади и оптические характеристики поверхностей и термическое сопротивление экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) на них, значения падающих на поверхности внешних тепловых потоков, циклограмма внутренних тепловыделений, характеристики кондуктивных и лучистых связей между узлами, параметры нагревателей и тепловых аккумуляторов.

Выходные данные названной программы – температуры узлов конечноэлементной сетки, среднемассовые температуры конечных элементов, параметры поглощённых и результирующих тепловых потоков на поверхностях геометрической модели, температуры поверхностей.

БАЗЫ ДАННЫХ И СРЕДСТВА АНАЛИЗА РЕЗУЛЬТАТОВ

В состав рассматриваемого программного комплекса входят базы данных, которые содержат информацию об оптических свойствах покрытий, теплофизических характеристиках материалов, теплоносителей и веществ, необходимую для Рис. 2. Тепловой портрет корпуса регистратора излучения атмосферы Земли разработки тепловых математических моделей, а также расчётные проекты, тепловые модели, результаты расчётов.

Модули анализа результатов расчётов включают в себя средства выбора требуемых данных из базы проекта с созданием файлов MS Excel и MS Access, построения графиков изменения во времени температур и тепловых потоков элементов и поверхностей расчётной модели, тепловых портретов и изотерм на поверхностях расчётной модели в заданные моменты времени, визуализации распределения температур и падающих потоков по поверхностям модели с учётом условий движения КА по орбите, формирования таблиц минимальных и максимальных температур элементов в рассматриваемом временном диапазоне.

В качестве примера визуализации температурного поля по элементам расчётной модели на рис. 2 представлен тепловой портрет фрагмента корпуса оптического блока регистрации и обработки излучения, уходящего от атмосферы Земли.

ТЕСТИРОВАНИЕ ВС «СОТР» И ЕЁ ПРИМЕНЕНИЕ

В рамках процессов верификации разработанного программного обеспечения были проведены автономное и комплексное тестирование компонентов ВС «СОТР» при работе системы в режимах локального и удалённого серверов, а затем сравнение результатов расчёта внешних падающих тепловых потоков и угловых коэффициентов по программам Thermica [10], NASTRAN [11], ВС «СОТР» и температур элементов конструкции приборов КА по программам MSC Sinda [12] и ВС «СОТР». Расхождение результатов расчётов угловых коэффициентов составило относительно Thermica 1,7 – 2,2 %, NASTRAN – не более 0,09 %; падающих лучистых потоков по сравнению с Thermica – не более 2,4 – 2,6 %. Различие результатов расчётов температурных полей по программам Sinda и ВС «СОТР» не превышает 1,3 %.

Модули ВС «СОТР» прошли отработку в ходе проектирования СОТР и тепловакуумных испытаний КА «Электро Л», «МКА-ФКИ» и др. В качестве иллюстрации рассмотрим применение ВС «СОТР» в ходе анализа тепловых режимов кислородно-водородного разгонного блока тяжёлого класса ракеты-носителя (РН) «Ангара-А5».

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ КОМБИНИРОВАННОЙ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ

РАЗГОННОГО БЛОКА КВТК

При проектировании СОТР РБ КВТК, имеющего в своём составе маршевую двигательную установку (ДУ), работающую на основе криогенных компонентов топлива: жидком водороде (бак Г) и жидком кислороде (бак О) – с применением

ВС «СОТР» решались задачи определения:

– оптимальных параметров комбинированной теплоизоляции криогенных баков, которая представляет собой слой изолана толщиной 15 мм, закрытый пакетом экранно-вакуумной теплоизоляции толщиной 15; 30 или 45 мм;

– теплопритоков к бакам, идущих от Солнца и Земли, а также по конструктивным элементам межбаковой проставки и фермы РБ;

– изменения массы окислителя и горючего за счёт работы ДУ и в результате испарения водорода.

Разгонный блок КВТК представляет собой одноступенчатый ускоритель, выполненный по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего Г, на который устанавливается приборный отсек с переходной системой и полезной нагрузкой (ПН) (рис. 3). На наружной поверхности приборного отсека расположены панели радиационного теплообменника.

В качестве целевой орбиты рассматривается геостационарная. Выведение орбитального блока (ОБ) на опорную орбиту проводится с использованием участка доразгона. Перелёт ОБ с опорной орбиты на целевую осуществляется по двухимпульсной схеме.

Расчётная модель представляла собой совокупность изотермических элементов (рис. 4). В «тепловой» модели учтено изменение удельного термического сопротивления ЭВТИ в процессе её вакуумирования после сброса головного обтекателя, а также изменение массы компонентов топлива при включении маршевой ДУ.

В реезультате рас счётов с учётом программмы полёта и условий вы ыведения РБ КВТК бы определе ыли ены теплоприитоки к бака которые изменялись, в частности, ам, и при толщщине пакета Э ЭВТИ 30 мм за первые 50 с по отно ошению к бак Г с 11800 ку до 1000 В за счёт вннешних падаающих поток и с 7000 до 500 Вт – за счёт приков д Вт токов, по оступающих о элементов конструкции Изменения теплоприток в баке О от в и. я ков

–  –  –

Рис. 6. Зависимость массы испарившегося водорода и комбинированной теплоизоляции от толщины пакета

ЭВТИ:

– Мисп; – МТИ; – Мсум Характеристики комбинированной теплоизоляции баков РБ КВТК выбирались исходя из условия минимизации значения параметра «массовые потери Мисп компонентов топлива маршевой ДУ за счёт испарения Н2 + масса МТИ комбинированной теплоизоляции». На рис. 6 представлена зависимость этого массового параметра от толщины пакета ЭВТИ.

Расчёты показали, что при отсутствии ЭВТИ масса испарившегося водорода может составить более трети его начальной массы.

Анализ полученных результатов позволяет сделать вывод о том, что при рассмотренных вариантах комбинированной теплоизоляции исходя из условия обеспечения минимума массового параметра (сумма масс испарившегося водорода и теплоизоляции) оптимальным является применение пакета ЭВТИ толщиной 30 мм на поверхности изолана. Толщина слоя изолана должна быть 15 мм.

Таким образом, в настоящее время в ЦНИИмаше закончен этап проектирования и создания средств компьютерного моделирования тепловых режимов КА в рамках ВС «СОТР». Разработана документация программного комплекса ВС «СОТР» в соответствии с требованиями единой системы программной документации [8].

ЛИТЕРАТУРА

1. Расчёт внешних тепловых нагрузок и лучистого теплообмена летательных аппаратов. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов. ЦНИИмаш, 1992, т. 1.

2. Расчёт температурных полей конструкции ЛА и его элементов. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов. ЦНИИмаш, 1989, т. 2.

3. Расчёт температурных полей теплоносителей, массоэнергетических характеристик систем терморегулирования и их элементов. Там же, т. 3.

4. Расчёт тепловых режимов космических аппаратов с учетом международных требований. Применение аммиака в качестве теплоносителя. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов. ФГУП ЦНИИмаш, 2001, т. 7.

5. Пакет прикладных программ по расчёту теплового режима ЛА в орбитальном полёте. – ТЕРМ. ОФАП САПР, СИБ. М.: Госфонд алгоритмов и программ, 1984, вып. 33.

6. А л ь т о в В. В., З а л е т а е в С. В., К о п я т к е в и ч Р. М. и др. Математическое моделирование тепловых режимов космического аппарата с помощью пакета программ ТЕРМ. – Космонавтика и ракетостроение, 2001, вып. 23, с. 110 – 118.

7. А л ь т о в В. В., З а л е т а е в С. В., К о п я т к е в и ч Р. М. и др. Исследование теплового режима космических аппаратов оптического назначения. – Космонавтика и ракетостроение, 2006, вып. 3 (44), с. 144 – 149.

8. Программный комплекс «Вычислительная система СОТР». ФАП ФГУП ЦНИИмаш, 2014, рег. № 4196.

9. З е н к е в и ч О., М о р г а н К. Конечные элементы и аппроксимация. М.,1980.

10. THERMICA Version 4.5.0. User Manual. Astrium SAS, 2011.

11. MSC NASTRAN 2002. Thermal Analysis User’s Guide. MSC Software Corporation, 2004.

12. MSC Sinda 2012. User’s Guide. MSC Software Corporation, 2012.

УДК 629.7.018.1; 531.781:523.43

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ

АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРУЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО

АППАРАТА НА ТРАЕКТОРИИ ЕГО ВХОДА В АТМОСФЕРУ

МАРСА С.Л. Золотарёв, канд. техн. наук В.А. Козловский, канд. техн. наук В.И. Лагутин, канд. физ.-мат. наук В.И. Лапыгин (ФГУП ЦНИИмаш) Рассматриваются особенности экспериментального изучения с использованием установок экспериментальной базы ЦНИИ машиностроения (ЦНИИмаш) аэродинамического нагружения космических аппаратов (КА) при входе и торможении в атмосфере планет. Представляются результаты работ последних лет по созданию нового поколения динамометрических средств измерения статических и динамических сил и моментов для обеспечения таких исследований. Описываются основные типы специализированных средств измерения (тензометрических весов и механизмов свободных колебаний) для различных видов испытаний. Даются общие характеристики разработанных устройств и отмечаются их особенности. Приводятся примеры использования разработанных измерительных устройств при испытаниях моделей аппаратов, предназначенных для исследования Марса, в том числе в ходе испытаний в высокотемпературном потоке при нагреве поверхности и уносе теплозащитного покрытия.

Ключевые слова: измерение сил и моментов, испытания в аэродинамических трубах.

Experimental Studies of a Spacecraft Aerodynamic Loading on the Trajectory of its Entry into the Atmosphere of the Mars. S.L. Zolotaryov, V.A. Kozlovsky, V.I. Lagutin, V.I. Lapygin. Features of experimental studies using experimental base installations of the Central Research Institute of Machine Building (TSNIIMash) of a spacecraft (SC) aerodynamic loading at the entry and braking in the atmosphere of planets are examined. Results of the last few years to create a new generation of torque measuring means of static and dynamic forces and moments for such studies are presented. Main types of specialized measurement tools (strain-gauge balance and mechanisms of free oscillations) for different types of tests are described. General characteristics of developed devices are given and their features are noted. Examples of using developed measuring devices during testing models of vehicles, intended for the exploration of the Mars, including the tests in a high-temperature flow with the surface heating and a thermal barrier coating asportation are shown.

Key words: measuring means of forces and moments, tests in aerodynamic tunnels.

И змерение аэрогазодинамических статических и динамических силомоментных нагрузок является целью значительной части испытаний, проводимых в аэродинамических трубах и на газодинамических стендах ЦНИИмаша [1 – 3] при наземной отработке космической техники. В процессе этих исследований определяются особенности аэрогазодинамического силового взаимодействия орбитальных и посадочных модулей, спускаемых аппаратов (СА) с атмосферой или струями, создаваемыми двигательными установками ракет-носителей, космических систем на различных этапах полёта: при старте ракеты-носителя и выводе её на орбиту, входе аппаратов в атмосферу планет и их торможении.

Кроме того, изучаются газодинамические проблемы взаимодействия на орбите элементов транспортных космических систем, посадка космических объектов и взлёт их с поверхности планет, не имеющих атмосферы. Одним из примеров реализации таких измерений являются исследования в вакуумных камерах ЦНИИмаша газодинамических силовых воздействий струй работающих двигательных установок на орбитальный и посадочный лунный модули и их элементы на участках полёта вне атмосферы: при стыковках-расстыковках на орбите, посадке на поверхность Луны и взлёте, – осуществляемые с помощью специализированных многокомпонентных динамометрических устройств [1].

Исследования аэродинамического нагружения космических аппаратов на траекториях входа в атмосферу тесно связаны с решением задач обеспечения режимов испытаний, соответствующих условиям их входа и торможения в атмосфере планет, а также создания инструментария, обеспечивающего измерение статических и динамических нагрузок в процессе этих испытаний.

МОДЕЛИРОВАНИЕ УСЛОВИЙ ПОЛЁТА КА В АТМОСФЕРЕ

Особенностью условий полёта космических аппаратов при торможении в атмосфере Марса является низкая её плотность и отличный от земного состав. При моделировании аэродинамического нагружения в аэродинамических трубах и на газодинамических установках помимо воспроизведения с использованием модели геометрического подобия аппарата и реализации необходимых чисел Маха М потока требуется обеспечить достаточно малые числа Рейнольдса Re и показатель адиабаты газа атмосферы, а в случае изучения аэродинамического нагружения при угловых колебаниях аппарата необходимо также воспроизвести соответствующие динамические характеристики КА. При исследовании эффектов аэротермодинамического нагружения необходимо также обеспечить моделирование тепловых режимов.

На установках экспериментальной базы ЦНИИмаша с импульсным и длительным рабочими циклами [2] отработаны технологии, позволяющие моделировать условия полёта в атмосфере Марса аппаратов различного назначения на разных участках траектории [4 – 6]. В частности, освоены режимы работы установок и проведены испытания в диапазоне натурных чисел Re при скоростях потока от гиперзвуковых до дозвуковых [4, 5]; проведены исследования влияния состава атмосферы (показателя адиабаты ) на характеристики динамической устойчивости [5]; разработана методика, отработаны режимы работы установки для исследования влияния термического нагружения и уноса теплозащитного покрытия аппарата на характеристики его динамической устойчивости [6].

Аппараты, предназначенные для спуска на поверхность Марса, обычно с целью обеспечения торможения в атмосфере планеты имеют развитую лобовую поверхность, представляющую собой сегмент либо сильно притупленный конус с большим углом раствора. Что касается кормовой части, то она имеет плоское или выпуклое дно или корпус, находящийся в аэродинамической тени экрана («М-71», «Viking», «Huygens»), либо на ней устанавливаются дополнительные тороидальные тормозные устройства («Пенетратор»). Рассматриваются также аппараты с раскрывающимися надувными тормозными устройствами. В последнем случае практически невозможно на основе маломасштабной модели воспроизвести свойства деформируемой поверхности тормозного устройства, которые могут влиять на аэродинамические характеристики (особенно – характеристики динамической устойчивости) аппарата. Это приводит к необходимости использования в процессе испытаний полноразмерных макетов.

На рис. 1 и 2 представлены примеры проведения испытаний в крупномасштабных аэродинамических трубах полноразмерных (диаметром до ~ 3,5 м) макетов марсианских спускаемых аппаратов различного назначения с надувными тормозными устройствами.

Рис. 1. Макет пенетратора с дополнительным надувным тормозным устройством в отсеке трансзвуковой аэродинамической трубы У-21

–  –  –

Особенности форм аппаратов и размеров моделей, соотношение компонентов нагрузки (большие величины продольной силы), близость центра масс к носовой части обусловили необходимость создания соответствующих специализированных средств измерения статических и динамических нагрузок.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ТЕНЗОВЕСЫ

Основным инструментом измерения компонент аэрогазодинамической силы (сил лобового сопротивления Х, подъёмной Y и боковой Z) и момента (моментов крена Мх, рыскания Му и тангажа Мz), действующих на модель спускаемого аппарата в потоке аэродинамической установки, а также определения соответствующих аэродинамических коэффициентов являются тензовесы (ТВ) [3]. Измерительный блок ТВ представляет собой систему упругих балок и параллелограммов, соответственно ориентированных по отношению к измеряемым компонентам, а также систему тензопреобразователей, размещённых на этих балках и параллелограммах и соединённых в мостовые измерительные схемы для выделения соответствующих измеряемых компонент. Тензовесы, используемые для испытаний тел малого удлинения типа марсианских СА, рассчитаны на измерения при специфическом сочетании величин компонент нагрузки: большой величины силы лобового сопротивления и относительно малых величин остальных компонент. Конструкции ТВ обеспечивают размещение динамометрического блока внутри испытываемой модели и совмещение их моментной точки с положением центра масс спускаемого аппарата.

На рис. 3 – 5 представлены образцы тензовесов класса точности 0,1, разработанных в ЦНИИмаше для испытаний в различных аэродинамических трубах моделей спускаемых аппаратов [1].

Тензовесы подобного типа для испытаний моделей СА диаметром до 70 мм при нагрузках на модель до 100 кг показаны на рис. 3. Особенностью таких ТВ является малая длина динамометрического блока (~2 калибра).

Тензовесы, предназначенные для испытаний моделей СА в сверхзвуковых и трансзвуковых аэродинамических трубах при нагрузках до 400 кг, представлены на рис. 4. Длина динамометрического блока ТВ составляет немногим более 1,5 калибра. Рис. 3 Тензовесы для малоразмерных Моментная точка обоих ТВ располо- моделей жена на расстоянии менее одного калибра от переднего их торца.

Тензовесы, представленные на рис. 5, предназначены для измерения больших нагрузок (до ~ 1000 кг) при испытаниях крупноразмерных моделей и макетов СА (типа показанных на рис. 1 и 2) в соответствующих аэродинамических трубах. Особенностью их конструкции является осесимметричность динамо- Рис. 4. Образец тензовесов для средметрической системы и высокое метро- неразмерных моделей логическое качество измерительного элемента компоненты Х.

Одной из специфических задач при исследованиях аэродинамического нагружения космических аппаратов является измерение силомоментных нагрузок при моделировании струй двигательных установок, расположенных на аппарате. Для решения подобных задач Рис. 5. Тип тензовесов для измерения разработаны трубчатые весы [3] с больбольших нагрузок шим внутренним каналом, обеспечивающим размещение трубопровода подачи в модель газа в целях имитации струй двигателей. Такие ТВ были использованы при изучении аэрогазодинамических проблем торможения СА в атмосфере и посадки его на поверхность планет с использованием двигательных установок.

Изучение процессов уноса теплозащитных покрытий (ТЗП) осуществляется в электродуговых установках, где рабочий газ нагревается до температур свыше 2500оС, при этом применяются специализированные тензовесы [7], работоспособность которых обеспечивается за счёт теплозащитного покрытия модели. Представленные типы ТВ использованы при определении статических аэродинамических характеристик СА различного назначения на участках полёта со скоростями от гиперзвуковых до дозвуковых при торможении в атмосфере.

МЕХАНИЗМЫ СВОБОДНЫХ КОЛЕБАНИЙ

Основная часть проводимых в ЦНИИмаше исследований, связанных с определением характеристик динамической устойчивости спускаемых аппаратов (производных моментов рыскания и тангажа по угловой скорости), базируется на методе свободных колебаний [3], реализация которого осуществляется с применением соответствующих механизмов (МСК).

В ЦНИИмаше разработан комплекс таких механизмов [3 – 6] для испытания моделей СА в аэрогазодинамических установках различного размера при аэродинамических нагрузках до ~ 700 кг. Типичные образцы разработанных МСК показаны на рис. 6 и 7.

–  –  –

Рис. 10. Обтекание модели пенетратора в потоке электродуговой установки при М = 5,35; ReD 1,6·105; T0 2500оС В зависимости от конфигурации СА диапазон изменения угла атаки в процессе испытаний может составлять более 30°. В случае наличия областей ламинарнотурбулентного перехода или отрывных зон и запаздывания их перестройки при динамическом изменении угла атаки характер изменения аэродинамических нагрузок может существенно отличаться от результатов, полученных при фиксированных углах атаки.

Комплексные испытания другого типа иллюстрирует рис. 10, на котором представлены типичные картины обтекания в различные моменты времени модели пенетратора (при моделировании входа в атмосферу Марса) [6].

Модель диаметром 300 мм с натурным теплозащитным покрытием была установлена на механизме свободных колебаний в рабочей части электродуговой установки. В процессе испытаний при условиях, соответствующих натурным, происходили нагрев и унос ТЗП, локальная интенсивность которых варьировалась в зависимости от текущих угловых положений модели. В свою очередь, вдув продуктов разложения ТЗП в обтекающий поток, изменение структуры и формы поверхности из-за уноса покрытия оказывали влияние на характер обтекания и угловых колебаний модели, которые в процессе испытаний периодически возбуждались и затухали.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ В установках аэрогазодинамической экспериментальной базы ЦНИИмаша отработаны технологии, обеспечивающие моделирование условий полёта и аэротермодинамического нагружения космических аппаратов различного назначения на участках траектории при входе, торможении в атмосфере и посадке КА на поверхность Марса.

Создан и введён в практику испытаний комплекс средств измерения нового поколения для исследования статических и динамических характеристик аэродинамического нагружения марсианских космических аппаратов.

ЛИТЕРАТУРА

1. Б а ч и н А. А., Б о г о м о л о в В. П., К о з л о в с к и й В. А. и др. Применение многокомпонентных тензодинамометров в задачах, связанных с исследованием Луны. – Космонавтика и ракетостроение, 2013, вып. 3 (72), с. 63 – 69.

2. Aerogasdynamics Center, Russian Aeronautical Test Facilities, Analytic Services Inc., ANSER, 1994.

3. Д о м б р о в с к а я Т. Н., К о з л о в с к и й В. А., Л а г у т и н В. И. и др. Создание средств измерения сил и моментов для наземной аэрогазодинамической отработки ракетнокосмической техники в установках экспериментальной базы ЦНИИ машиностроения. – Космонавтика и ракетостроение, 2012, вып. 1 (66), с. 30 – 37.

4. K o z l o v s k i i V. A., L a p y g i n V. I., L i p n i t s k y Yu. M. et al. Simulation of Flight Conditions in Martian Atmosphere in Low Density Transonic Wind Tunnel. Proceedings of the 4th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Application. – ESA SP-487, 2002, pр. 283 – 288.

5. G o l u b i n N. V., K i s l y k h V. V., L a g u t i n V. I. et al. Methods and Means of Studying Dynamic Stability Characteristics of Hypersonic Flying Vehicles Used in Piston Gasdynamic Facilities. Proceedings of the 7th International Conference on the Methods of Aerophysical Research. Novosibirsk, 1994, p. 1, pр. 98 – 103.

6. L a g u t i n V. I., L a p y g i n V. I., Z o l o t a r e v S. L. Strain-Gauge Balances for Free Oscillation Tests. Proceedings of the 5th International Symposium on Strain-Gauge Balances.

Modane, France, 2006.

7. K o z l o v s k i i V. A., L a g u t i n V. I., Z o l o t a r e v S. L. Small Roll Moment Measurement in Aerogasdynamic Facilities. Proceedings of the 4th International Symposium on Strain-Gauge Balances. San Diego CA, USA, 2004.

8. K r u m i n s R. H. Drag and Stability of Various Mars Entry Configuration. – IAF Paper RE138, 1968.

УДК 629.7.023.222:533.9.07

ИССЛЕДОВАНИЕ СПЕКТРОВ ИЗЛУЧЕНИЯ ПАРОВ

ТЕПЛОЗАЩИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ В ИНДУКЦИОННЫХ

ПЛАЗМОТРОНАХ

Н.Г. Быкова (НИИ механики МГУ), докт. техн. наук Г.Н. Залогин, канд. техн. наук Ю.А. Пластинин (ФГУП ЦНИИмаш) Рассматриваются возможности экспериментальных исследований спектрального состава и интенсивности излучения продуктов разрушения уносимых теплозащитных материалов (ТЗМ) в пограничном слое около образцов, обтекаемых до- и сверхзвуковыми потоками диссоциированного и частично ионизованного воздуха, нагреваемого в высокочастотных (ВЧ) индукционных плазмотронах мощностью 100 и 1000 кВт.

Ключевые слова: спектральные измерения, продукты разрушения тепловой защиты, пограничный слой, индукционный плазмотрон.

Study of Vapor Radiation Spectra of Heat-Shielding Materials in Induction Plasma Torches. N.G. Bykova, G.N. Zalogin, Yu.A. Plastinin. Possibilities of experimental studies of a spectral composition and the radiation intensity of degradation products of entrained heat-shielding materials (HSM) in the boundary layer near the samples, streamlined before and supersonic flows of a dissociated and partially ionized air, heated in high-frequency induction plasma torches with a capacity of 100 and 1000 kW are examined.

Key words: spectral measurements, degradation products of heat-shielding, boundary layer, induction plasma torch.

П ри входе спускаемого аппарата (СА) в атмосферу со второй космической скоростью существенное влияние на процесс нагрева материала оказывают лучистые тепловые потоки [1, 2]. Для расчёта конвективного и лучистого теплообмена на поверхности СА при вдуве продуктов разрушения ТЗМ в пограничный слой необходима разработка физико-химической и радиационной моделей течения, позволяющих учитывать большое количество взаимосвязанных факторов.

В число последних входят влияние вдува продуктов разрушения ТЗМ на конвективный тепловой поток, образование новых компонентов в результате реакций продуктов разрушения с высокотемпературным воздухом и перенос излучения в смесях заранее неизвестного состава [3].

Задача расчёта переноса излучения с учётом его экранирования продуктами разрушения существенно усложняется по сравнению с задачей об излучении чистого высокотемпературного воздуха, поскольку коэффициенты поглощения смесей продуктов разрушения во втором случае не могут быть определены заранее, как это делается при расчётах излучения в чистом воздухе. При решении подобных задач в первую очередь необходимо экспериментальное определение состава и спектральных характеристик как продуктов разрушения ТЗМ, так и их соединений с компонентами воздуха.

Представим методику проведения такого рода спектральных исследований, дадим характеристику необходимой аппаратуре и определим режимы работы установки, а также приведём результаты исследований интенсивности и спектрального состава излучения смеси продуктов разрушения типичных ТЗМ в струях высокотемпературного воздуха, генерируемых в высокочастотных плазмотронах Института прикладной механики (ИПМ) РАН [4] и ФГУП ЦНИИмаш [5]. Такие установки в настоящее время широко используются при отработке многоразовых и уносящихся материалов тепловой защиты.

В спектрах, наблюдаемых в пограничном слое около образцов исследуемых материалов, содержится информация о составе смеси газов набегающего потока;

компонентов материала, вдуваемых в пограничный слой в процессе его термохимического разрушения, и продуктов химических реакций между воздухом и продуктами разрушения. Обработка такого рода спектров позволяет получить важную информацию о целом ряде процессов, сопутствующих уносу массы ТЗМ при интенсивном их нагреве, а именно:

– установить состав вдуваемых компонентов и оценить их концентрацию;

– спрогнозировать возможные химические реакции между продуктами разрушения и компонентами воздуха;

– выявить основные процессы излучения газа из пограничного слоя на разрушаемой поверхности;

– получить представления о распределении температуры газа в пограничном слое;

– определить состояние смеси газов в пограничном слое и степень заселённости электронно-возбуждённых состояний компонентов.

МЕТОДИКА И РЕЗУЛЬТАТЫ СПЕКТРАЛЬНЫХ ИЗМЕРЕНИЙ В УСТАНОВКЕ

ВГУ-4 Исследования пограничного слоя на поверхности образцов из двух теплозащитных материалов: асботекстолита АТ1 и стеклопластика – проводились в дозвуковых потоках воздушной плазмы индукционного плазмотрона ВГУ-4. Для непосредственного наблюдения явлений в пограничном слое необходимо исключить обтекание образца плазменной струёй со стороны линии наблюдения, что достигается путём изготовления образцов в подобной полуцилиндру форме длиной L, несколько превышающей диаметр dп плазменного потока. Поскольку в установке ВГУ-4 с диаметром разрядного канала 80 мм dп составляет примерно 50 мм, образец из стеклопластика был изготовлен в виде параллелепипеда со скруглёнными краями размером 101265 мм. Используемые готовые образцы из материала АТ1 были полуцилиндрической формы радиусом R = 15 мм при L = 35 мм. Такая длина образца АТ1 является недостаточной для полного исключения обтекания торцевых поверхностей плазменной струёй, что подтверждается, в том числе, наблюдаемой после испытаний значительной эрозией краёв торцевых граней.

Оптическая часть экспериментальной установки для регистрации спектра излучения пограничного слоя приведена на рис. 1. При испытаниях асботекстолита АТ1 спектр излучения пограничного слоя регистрировался последовательно в коротковолновом (240 – 450 нм) и длинноволновом (450 – 990 нм) диапазонах с помощью спектрометра S1000, встроенного в персональный компьютер. Изменение интенсивности спектральных линий поперёк пограничного слоя фиксировалось посредством монохроматора Mc’Pherson с ССD-камерой. При испытаниях стеклопластика спектрометр S1000 регистрировал спектр газа в пограничном слое в коротковолновом диапазоне, а спектрограф SPM2 с CCD-камерой – изображение пограничного слоя в длинноволновом участке спектра. Калибровка чувствительности спектрометра S1000 в абсолютных энергетических единицах была выполнена с помощью тарированной вольфрамовой лампы [4]. При условии, что диаметр входного отверстия световода был равен 50 мкм, а оптическое изображение уменьшалось примерно в 4 раза, линейный размер области, излучение которой регистрировалось спектрометром, составлял, согласно расчётам, 0,2 мм в центре плазменной струи, увеличиваясь до 0,8 мм на краях.

Технические возможности регистрирующей части установки таковы, что минимальный интервал времени между записями последовательных объёмов информации сооставил 13 и 8 с при исспытаниях со оответственно АТ1 и стек о клопластика.

Это и опр ределило в да анном случае выбор режим тепловой нагрузки на исследуемые е ма н и образцы: мощность а анодного питаания Na.п = 20 кВт; давление P = 100 гПа; расход : 0 газа G = 2,5 г/с. При этом энтальп газа H0 ~ 15 МДж/кг (T ~ 4800 K) и тепловой пия (

–  –  –

Рис. 2. Спектры смеси газов в пограничном слое около образцов сразу после ввода их в плазму (t = 1 с; сплошная черная линия) в сравнении с соответствующими спектрами свободной плазменной струи (красные точки):

а – молекулярные компоненты, идентифицированные в спектрах пограничных слоёв; б – образец АТ1; в – образец СП1 словленные излучением радикала СН и молекулы С2, изначально отсутствующие в спектре плазменной струи. Интенсивности приведённых спектров двух образцов существенно различаются (интенсивность АТ1-спектра примерно в 8 раз выше).

Причина этого состоит в сильном обтекании торцевых поверхностей образца АТ1 плазменной струей, в которой за счёт более высокой температуры интенсивность свечения вдуваемых компонентов выше.

Значения колебательной и вращательной температур молекул OH, CN, и C2 устанавливались независимо по форме полос их излучения, которые незначительно перекрываются другими структурами.

Определение электронных температур молекул методом относительной интенсивности возможно применительно лишь к радикалу СН, так как только у этой молекулы в спектрах пограничного слоя наблюдаются полосы нескольких электронных переходов (А – Х; В – Х; С – Х). Однако поскольку полосы СН (В – Х) и СN (В – Х) сильно перекрываются, а интенсивность полосы СН (С – Х) невелика (см. рис. 2, в), электронная температура определяется с относительно невысокой точностью 200 К.

По составу атомных компонентов спектры пограничного слоя обоих образцов различаются кардинально. В коротковолновом спектре образца АТ1 присутствуют линии многих атомов: на первых секундах появляется резонансная линия Mg I 285 нм, затем Mg I 382 нм, две линии Mn I 280 и 403 нм и многочисленные линии Fe I, а с 24-й секунды линии Si I 290 нм, Na I 330 нм, ряд линий Ni I и резонансный триплет Cr I (425 нм). На рис. 3 сопоставлены спектр при t = 116 с, в котором представлены Рис. 3. Сопоставление экспериментального спектра (точки) при t = 116 с и спектра, рассчитанного при значениях температур и концентраций компонент пограничного слоя (сплошная линия) линии всех атомарных составляющих пограничного слоя образца АТ1, и расчётный равновесный спектр при Т = 4000 К, которая была установлена по относительной интенсивности основных спектральных линий Fe I.

При определении температуры по линиям других элементов были получены несколько иные значения температуры, что объясняется как самопоглощением излучения резонансных линий, так и неравновесной заселённостью некоторых атомных уровней.

Абсолютные интенсивности атомных линий разных элементов с течением времени меняются. Вместе с тем значение температуры, определённое по относительной интенсивности атомных линий (Та), остаётся постоянным в пределах ошибки измерений 200 К.

МЕТОДИКА СПЕКТРАЛЬНЫХ ИЗМЕРЕНИЙ В УСТАНОВКЕ У-13 ВЧП

Исследование интенсивности и спектрального состава излучения смеси продуктов разрушения ТЗМ и высокотемпературного воздуха производилось в струе ВЧ-плазмотрона в пограничном слое перед образцом при различных уровнях теплового воздействия на образец и Na.п = 100 и 200 кВт. Энтальпии торможения газа Н0 в этих режимах составляли соответственно 30 и 42 МДж/кг (Т = 5200 и 6000 К).

Образец из ТЗМ, имеющий форму цилиндра диаметром 20 мм и длиной 40 мм, размещался на расстоянии 15 – 20 мм от срезов сопла с диаметрами 60 мм в рабочей части установки У-13 ВЧП. Давление в рабочей камере составляло ~ 10 мбар, в разрядной камере ~ 37 мбар. При таких условиях на выходе из сопла реализовывалось сверхзвуковое течение. Тепловые потоки к охлаждаемому высококаталитическому медному зонду, имеющему форму цилиндрического торца с закруглёнными кромками, составляли при N = 100 и 200 кВт соответственно 2,5 и 3,7 МВт/м2, а к цилиндрическим образцам – 4 и 6 МВт/м2 соответственно. Эти значения близки к величине суммарного теплового потока, реализуемого при входе в атмосферу Земли спускаемого аппарата со второй космической скоростью.

В качестве образцов материалов, применяемых в изделиях РКТ, были взяты наиболее часто используемые: графит, углепластик и стеклопластик. Измерения проводились в окрестности оси модели на расстоянии до 2 мм в пограничном слое с парами; сканирование в сторону образца осуществлялось с шагом 0,1 мм с помощью передвижного держателя с шаговым двигателем.

Для исследования интенсивности и спектрального состава излучения паров продуктов разрушения использовались два спектрофотометра:

– спектрофотометр SD2000 (световод Fiber UV-VIS P600; линза UV-VIS; каналы 546 – 1120 нм и 365 – 481 нм);

– спектрофотометр S2000 (световод Fiber UV-VIS P600; линза UV-VIS; канал 373 – 461 нм).

Время записи спектра в одном сечении пограничного слоя составляло t = 500 мс при Na.п = 100 кВт и t = 250 мс – при Na.п = 200 кВт. Пространственное разрешение определялось входным отверстием световода, равным 6 мкм.

Все измерения излучения проводились в диапазоне длин волн от ультрафиолетового до ближнего инфракрасного.

Следует отметить, что при переходе течения в дозвуковой режим интенсивность излучения струи существенно возрастает. Поэтому, несмотря на то что уровни тепловых потоков в дозвуковой струе могут быть выше, чем в сверхзвуковой, ввиду высокой интенсивности излучения могут возникнуть трудности в интерпретации спектральных измерений продуктов разрушения.

Через окно в торце разрядной камеры проводились измерения температуры поверхности образца в процессе испытаний с помощью пирометра IGA-140, работаюРис. 4.

Спектры излучения в пограничном слое около образца стеклопластика:

Ф – наличие фиолетового оттенения; Св – излучение в системе Свана щего в инфракрасной области спектра = 1,45 1,8 мкм. Через боковое окно рабочей части установки проводилась регистрация спектрального состава излучения.

Температура поверхности образцов Тw при Na.п = 100 и 200 кВт в квазистационарном режиме разрушения составляла 2180 и 2300 К применительно к углепластику, 1850 и 2000 К применительно к стеклопластику, 1900 и 2000 К применительно к графиту.

На рис. 4 – 6 представлены спектры, полученные в различных сечениях пограничного слоя образцов стеклопластика (см. рис. 4), углепластика (см. рис. 5) и графита (см. рис.6) при мощности Na.п = 100 кВт.

В продуктах разрушения стеклопластика присутствуют CN с фиолетовым оттенением с кантами = 457,8; 421,6; 388,3 и 359,0 нм; C2, характерные для системы Свана = 619,12; 563,55; 516,52; 473,71 и 438,25 нм, и СН = 431,25 нм с фиолетовым оттенением, а также отдельные слабовыраженные компоненты воздуха. В ультрафиолетовом диапазоне (240 – 380 нм) у стеклопластика регистрируется рекомбинационный континуум О+О и CN = 359,0 нм.

Анализ колебательных состояний циана показал, что верхние состояния 0, 1, 2 возбуждены «равновесно» и находятся в согласии с вращательной температурой, Рис. 5. Спектры излучения в пограничном слое около образца углепластика Рис. 6. Спектры излучения в пограничном слое около образца графита что позволяет переходы от них использовать для измерения вращательной температуры. Но состояния 3, 4 – перевозбуждены, что, по-видимому, связано с протеканием плазмохимических реакций в пограничном слое.

По мере приближения к поверхности образца Твращ уменьшается, а концентрация продуктов разрушения увеличивается в пограничном слое.

В продуктах разрушения углепластика присутствуют CN и отдельные слабо выраженные компоненты воздуха. Излучение С2 выражено очень слабо. Вероятно, весь углерод в процессе плазмохимических реакций окисляется. В наличии только система CN и мощное сплошное излучение, возможно, представляющее захваченную часть поверхности образца.

Интенсивность излучения паров по мере роста мощности от 100 до 200 кВт возрастает согласно измерениям примерно в 4 раза.

В газовой фазе продуктов разрушения графита присутствует только фиолетовая система CN = 457,8; 421,6; 388,34; 359,0 нм и мощное сплошное излучение за счёт захвата части поверхности, а также отдельные слабо выраженные компоненты воздуха. В этих условиях унос графита происходит в режиме диффузионного горения, и свободный углерод (С, С2 и т.д.) в пограничном слое отсутствует. Излучение СО в рассматриваемом диапазоне длин волн не наблюдается.

Интенсивность излучения спектра паров по мере увеличения мощности от 100 до 200 кВт возрастает согласно измерениям примерно в 1,8 раза.

Анализ полученных данных показывает следующее.

Поскольку в плазмотроне ВГУ-4 эксперименты проводились при низких уровнях теплового потока, квазистационарный режим уноса массы образцов ТЗМ не устанавливался и состав вдуваемых в пограничный слой газообразных продуктов разрушения, а также их абсолютная и относительная интенсивности излучения существенно изменялись со временем.

В У-13ВЧП квазистационарный режим уноса массы образцов углепластика устанавливался (судя по измеряемой температуре поверхности) за t ~ 25 с, стеклопластика – за t ~ 10 с, графита – t ~ 60 с.

И в первом и во втором случаях значительная неопределённость в интерпретации результатов спектральных измерений обусловлена трудностями привязки положения точки места, где проводились измерения, к поверхности образца, связанными с её перемещением из-за уноса массы.

ВЫВОДЫ Для проведения спектральных измерений интенсивности излучения продуктов термохимического разрушения материалов тепловой защиты и их соединений с компонентами воздуха в пограничном слое около образцов, нагреваемых струёй плазмы в ВЧ-плазмотроне, разработана и реализована специальная методика. Её применение позволит повысить скорость сбора и объём получаемой информации за счёт использования скоростных CCD, дающих возможность получать развёртку изображения как по спектру, так и по пространственной координате.

ЛИТЕРАТУРА

1. А н ф и м о в Н. А., Р у м ы н с к и й А. Н. Лучисто-конвективный теплообмен и теплозащита космических аппаратов, спускаемых на поверхность Земли и других планет солнечной системы. – В кн.: Проблемы механики и теплообмена в космической технике.

Под ред. Белоцерковского О.М. М.: Машиностроение, 1982, 272 с.

2. В л а с о в В. И., З а л о г и н Г. Н., П л а с т и н и н Ю. А. и др. Экспериментальные исследования спектральных характеристик продуктов разрушения аблирующих теплозащитных материалов в высокочастотном плазмотроне. – В тез. докл. научных чтений, посвящённых 90-летию со дня рождения Ю.А. Мозжорина. Королёв: ФГУП ЦНИИмаш, 2010, с. 81 – 83.

3. Б ы к о в а Н. Г., К у з н е ц о в а Л. А. Измерение температуры дозвуковых потоков индукционной плазмы по эмиссионным спектрам. Препринт ИПМ РАН, 2001, № 682.

4. З а л о г и н Г. Н., З е м л я н с к и й Б. А., К н о т ь к о В. Б. и др. Высокочастотный плазмотрон – установка для исследований аэрофизических проблем с использованием высокоэнтальпийных газовых потоков. – Космонавтика и ракетостроение, 1994, вып. 2, с. 22 – 32.

УДК 629.7.001.5:533.6.011.6

КОНЦЕПЦИЯ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ НАЗЕМНОЙ

ОТРАБОТКИ ИЗДЕЛИЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

В ОБЛАСТИ ТЕПЛООБМЕНА И АЭРОГАЗОДИНАМИКИ

Докт.техн.наук Б.А.Землянский, канд. техн. наук В.В. Кудрявцев, докт.техн.наук Ю.М. Липницкий, канд. техн. наук В.А. Фадеев (ФГУП ЦНИИмаш) Рассматривается концепция совершенствования наземной отработки изделий ракетно-космической техники (РКТ) в области теплообмена и аэрогазодинамики, основанная на синергетическом сочетании методов физического и математического моделирования.

Ключевые слова: верификация, валидация, валидационный эксперимент, моделирование, неопределённость.

Concept of an Improving Ground Practicing of a Rocket and Space Technology Products in the Field of a Heat Transfer and Aerogasdynamics.

B.A. Zemlyansky, V.V. Kudryavtsev, Yu.M. Lipnitsky, V.A. Fadeev. A concept of an improving ground practicing of rocket and space technology (RST) products in the field of a heat transfer and aerogasdynamics, based on the synergistic combination of methods of a physical and mathematical modeling is examined.

Key words: verification, validation, validation experiment, modeling, indeterminateness.

К лючевым элементом системы обеспечения высокого уровня надёжности ракетно-космической техники является всесторонняя экспериментальная отработка изделий в наземных условиях при максимальном воспроизведении факторов и нагрузок, воздействующих на изделия в процессе реального полёта. Важное место в ряду этих работ принадлежит отработке аэрогазодинамики, теплообмена и тепловых режимов изделий РКТ. Основная задача при этом состоит в получении всего комплекса аэрогазодинамических и тепловых характеристик, необходимых для проведения баллистических, прочностных, динамических расчётов изделий РКТ применительно ко всем этапам функционирования.

Главная особенность наземной отработки теплообмена и аэрогазодинамики изделий РКТ состоит в том, что она связана не столько с проведением испытаний конкретной конструкции (как, например, огневые испытания жидкостного ракетного двигателя или прочностные испытания натурных сборок), сколько с исследованием физических процессов с использованием масштабных моделей на основе методов физического и математического моделирования.

Номенклатура и объём наземной экспериментальной отработки каждого разрабатываемого изделия РКТ определяются комплексной программой экспериментальной отработки (КПЭО), содержание которой, а также порядок разработки, согласования и утверждения регламентированы нормативными документами отрасли. Созданная в отрасли экспериментальная база для исследования теплообмена и аэрогазодинамики изделий по своему потенциалу отвечает мировому уровню [1].

Выполнение КПЭО с положительными результатами должно обеспечить успешный пуск первого образца при лётных испытаниях. В связи с этим существует объективная необходимость снижения весьма значительной трудоёмкости процесса экспериментальной отработки, в том числе за счёт уменьшения доли физического моделирования путём его замещения математическим моделированием. На этом пути возможны проблемы, которые следует учитывать, чтобы не ухудшить качество наземной отработки.

В нормативных документах используются, в частности, следующие важные для понимания сути новых проблем понятия и определения:

– экспериментальная отработка – совокупность работ по подготовке и проведению испытаний в близких к реальным условиях с использованием моделей, макетов, опытных образцов в целях уточнения характеристик изделия. К этому относятся работы по имитационному моделированию, математическому и программному обеспечению, а также работы, проводимые на основе опытно-теоретического метода;

– экспериментально-теоретический (опытно-теоретический) метод — метод отработки, проверки и подтверждения отдельных характеристик изделий, основанный на совместном применении математического и имитационного моделирования, наземных испытаний, специально организованных автономных натурных испытаний отдельных изделий.

Из сказанного следует, что заранее предполагается существование различий между реальным изделием и объектом испытаний, а также между реальными условиями функционирования изделия и условиями испытаний. Эти различия в количественном выражении всей совокупности параметров зачастую неизвестны.

Процесс создания и эксплуатации изделий РКТ в части аэротермодинамики опирается на три категории инструментов изучения:

– теоретические знания о физических явлениях, на основе которых разрабатываются физические модели явлений, касающихся как самих течений, так и, например, взаимодействия их с обтекаемой конструкцией; опыт, полученный в ходе предыдущих исследований, а также опыт применения результатов к лётным условиям;

– экспериментальная база, возможности которой позволяют получать данные о результатах наземных и лётных испытаний (наземные экспериментальные комплексы, лётные демонстраторы и т. д.), но аэродинамические и тепловые данные, полученные в ходе реального полёта, по понятным причинам, весьма ограниченны;

– компьютерные технологии, используемые не только для моделирования обтекания, но и, например, для совместного расчёта с учётом динамики конструкции, работы системы управления и баллистики. Нужно отметить, что компьютерные технологии пока ещё не дают результатов, которые позволили бы отказаться от экспериментов.

Вместе с тем современная реальность такова, что даже самые уникальные наземные установки и стенды не в полной мере обеспечивают моделирование обтекания по всем требуемым критериям подобия. Поэтому при переносе результатов моделирования на натурные условия, являющемся ключевым элементом наземной отработки, возникают погрешности аэрогазодинамических и тепловых характеристик, необходимых разработчикам. Эти погрешности приводят к чрезмерным «запасам» систем изделий РКТ и снижению их эффективности.

ВЕРИФИКАЦИЯ, ВАЛИДАЦИЯ И КОЛИЧЕСТВЕННАЯ ОЦЕНКА

НЕОПРЕДЕЛЁННОСТИ Потребность в преодолении ряда принципиальных трудностей, возникающих при проведении физического наземного эксперимента (невозможность полного моделирования, необходимость учёта масштаба, большие материальные затраты, сложность задач интерпретации результатов и переноса их на натурные условия и т. д.), обусловила стабильный прогресс методов математического моделирования.

Стремительный рост эффективности вычислительных средств (средств математического моделирования) в конце XX века привёл к тому, что в настоящее время методы и средства математического моделирования превратились в необходимый инструмент наземной отработки изделий ракетно-космической техники, не уступающий по своему значению экспериментальным методам. Более того, сегодня расчётные и экспериментальные исследования обязательно должны проводиться совместно, взаимно обогащая друг друга и составляя тем самым единый процесс наземной отработки изделий РКТ. При этом проявляется синергизм расчётного и экспериментального подходов. Под синергизмом понимается деятельность, проводимая на основе одного подхода, но при этом обуславливающая повышение возможностей и точности другого подхода.

Поскольку при наземной отработке изделий РКТ условия как физического, так и математического (компьютерного) моделирования практически всегда отличаются от условий функционирования изделия в натурных условиях, возникает наиважнейший вопрос об оценке достоверности моделирования. При его решении появляются новые понятия, реально определяющие качество и надёжность физического и математического моделирования: верификация, валидация и оценка неопределённостей.

К сожалению, в ракетно-космической отрасли России отсутствуют нормативные документы, регламентирующие содержание этих понятий, а также процедуры их применения в процессе экспериментальной отработки. В Национальном управлении по аэронавтике и исследованию космического пространства (США) таким аспектам моделирования применительно к задачам ракетно-космической техники в последние десятилетия уделяется серьёзное внимание. Разработаны соответствующие стандарты, руководства и создан большой научно-методический задел [2 – 8].

Рассмотрим подробнее содержание указанных понятий применительно к задачам математического моделирования.

Верификация – это идентификация и количественная оценка погрешности компьютерной модели и получаемого решения. При проведении верификации точность обычно измеряется относительно более точных решений задач применительно к упрощённой модели. Более точные решения – это либо аналитические, либо более точные численные решения. Таким образом, верификация позволяет дать обоснование того, что уравнения принятой концептуальной математической модели решены правильно с помощью дискретной математики, встроенной в компьютерную программу.

Под концептуальной моделью в данном случае понимается совокупность допущений и описаний физических процессов, отображающих поведение представляющей интерес реальности, исходя из которой может быть создана математическая модель или поставлены валидационные эксперименты. Вообще говоря, на этом этапе не требуется, чтобы концептуальная модель была связана с реальным миром. Таким образом, верификация – задача математики и вычислительной техники.

Валидация – это процесс определения степени точности воспроизведения с помощью концептуальной математической модели реального мира с точки зрения её использования. Основная цель валидации – найти погрешности и неопределённости концептуальной и компьютерной моделей, дать их количественную оценку, а также количественную оценку численного решения и, оценив экспериментальную неопределённость, сделать сравнение между расчётом и экспериментом. Таким образом, точность устанавливается по отношению к экспериментальным данным. Это не означает, что экспериментальные измерения являются более точными, чем результаты вычислений. Утверждается только то, что экспериментальные измерения являются правильным отражением действительности. В ходе валидации подразумевается, что процесс оценки погрешности и неопределённости должен идти с обеих сторон: как со стороны математической физики, так и со стороны реализации эксперимента.

Необходимо отметить в рамках валидации ещё два аспекта, связанных с возможностью прогнозирования с помощью компьютерной модели, которые иногда рассматриваются как самостоятельные процедуры, а именно:

– возможность интерполяции или экстраполяции компьютерной модели применительно к условиям, возникающим при использовании её по назначению;

– определение того, насколько оцениваемая точность компьютерной модели в условиях, возникающих при использовании её по назначению, удовлетворяет заданным требованиям к точности.

Таким образом, задачами валидации (при условии выполнения процедуры верификации) являются получение объективных свидетельств возможности использования по назначению данной компьютерной модели в конкретной ситуации, сложившейся ввиду недостаточности имеющихся баз экспериментальных данных, а также оценка возникающей при этом неопределённости. Здесь, естественно, возникает вопрос о том, как можно наилучшим образом количественно оценить сравнение расчётных данных с экспериментальными.

К сожалению, до сих пор основным способом является графическое сравнение. Если результаты вычислений «в целом» согласуются с экспериментом, расчёт считается «достоверным». Иногда хорошее согласование побуждает разработчика программы считать, что сама программа является «достоверной». В этой процедуре есть, по меньшей мере, два слабых места. Во-первых, графическое сравнение расчёта и эксперимента ненамного лучше качественного. При графическом сравнении обычно не выявляются значения численной погрешности или количественной оценки неопределённости из-за недостаточной информации о моделируемых параметрах, неопределённость экспериментальных данных обычно не указывается (а часто такой информации вообще нет). Во-вторых, неясно, что такое «удовлетворительное» или «хорошее» согласование, т. е. сравнение носит только качественный характер. Кроме того, очевидным заблуждением является утверждение, что если проведено одно или несколько подобных удачных согласований, то полученные в соответствии с программой результаты в целом будут достоверными.

Следует отметить, что на базе подобной «верификации» основано применение популярных коммерческих программных пакетов (FLUENT, FLOW3D, CFX, FlowVision и др.) для проведения математического моделирования процессов аэрогазодинамики и тепломассообмена изделий РКТ в организациях космической отрасли России. На самом деле их использование без специальной процедуры предварительной верификации и валидации применительно к конкретным условиям является неоправданным по ряду причин. Прежде всего, данные пакеты в подавляющем большинстве созданы на основе математических моделей и алгоритмов, малопригодных для проведения расчётов высокоскоростных течений сжимаемого газа. С этим напрямую связана и другая причина. Такие коммерческие программные продукты предназначены в первую очередь для наиболее широкого рыночного сектора промышленной гидродинамики – для решения задач, касающихся внутренних течений в трубопроводах, турбинах, насосах, промышленных химических реакторах и т.п., а также задач гражданской авиации, энергетики, нефтехимической промышленности. Вследствие этого в зарубежных исследовательских центрах разработаны и применяются программные продукты «отраслевого» уровня для всесторонних исследований и моделирования физических процессов, связанных с решением задач аэрогазодинамики и теплообмена при разработке и эксплуатации перспективных образцов РКТ. К таким продуктам относятся программы FUN3D, GASP, USM3D, CFL3D (США), национальный проект MEGAFLOW (DLR, Германия), elsA (ONERA, Франция), Aether (Dassault Aviation, Франция), ZEN (CIRA, Италия). Однако эти программы не относятся к категории рыночных продуктов, и их продажа либо не предусмотрена, либо подпадает под жёсткое государственное регулирование в связи с особой «чувствительностью» подобных технологий.

Валидация должна опираться на понятия «неопределённость» и «количественная оценка неопределённости». В узком смысле неопределённость – это оценка того, насколько наблюдаемая или рассчитанная величина может отличаться от её истинного значения. В широком смысле этот термин используется для описания общего несовершенства наших знаний или физической изменчивости моделируемого явления. Количественная оценка неопределённости – это процесс идентификации всех значимых источников неопределённости, установления их характеристик применительно ко всем моделям и экспериментам, а также сравнения результатов моделирования с экспериментальными данными.

Современный подход к количественной валидации состоит в использовании метрик для определения степени согласованности данной компьютерной модели с экспериментальными измерениями [5, 6]. Метрика (или метрики для сложных систем) – это некая функция (или набор функций), зависящая, например, от разностей экспериментальных и расчётных значений, позволяющая дать количественную оценку погрешности и недостоверности как расчётов, так и экспериментов.

ВАЛИДАЦИОННЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ

Принципиальное значение для количественной оценки неопределённости компьютерного моделирования имеет так называемый валидационный эксперимент, представляющий собой новый тип экспериментов, задача которых состоит в определении достоверности или прогнозируемой точности компьютерного моделирования, т. е. это эксперименты, которые поставлены, проведены и проанализированы с целью количественного определения возможностей математической модели и её программной реализации при моделировании конкретного физического процесса или совокупности процессов. «Заказчиком» валидационного эксперимента является компьютерная программа.

Валидационный эксперимент действительно отличается от обычного, так как он ставится специальным образом в целях валидации программы. Например, в ходе валидационного эксперимента обязательно должна проводиться строгая оценка экс

–  –  –

Иерархия (ярусы) валидации периментальной неопределённости. Аналогично этому обязательной для специалистов по компьютерному моделированию должна быть количественная оценка ошибки численных расчётов. В рамках сложных технических задач при этом требуется апостериорная оценка ошибок, а не просто их формальный анализ или априорная оценка погрешности. И, наконец, необходимо применение недетерминированного моделирования, т.е. многократного детерминированного моделирования, которое отражает неопределённость модельных параметров, начальных и граничных условий, существующую при проведении экспериментов, используемых для валидации компьютерных моделей.

Ввиду того, что практически нереально провести настоящий валидационный эксперимент по отношению к сложной системе, применяется иерархический подход (рисунок).

Рассматриваемая сложная техническая система делится на три (или более) простых яруса: подсистемы, контрольные случаи и единичные факты. Стратегия ярусного подхода – оценить, насколько точно результаты компьютерной модели совпадают с экспериментальными данными при различной степени физических взаимосвязей и геометрической сложности. Для решения задач аэрогазодинамики и теплообмена на ярусе единичных фактов воспроизводится и анализируется только одно физическое явление, с целью провести оценку математической модели или подмодели только одного физического явления из сложной их совокупности. На уровне контрольных случаев совместно рассматриваются несколько одновременно протекающих физических процессов. Наиболее важная информация для количественной валидации компьютерных моделей предоставляется именно на основе валидационных экспериментов нижних уровней (контрольные случаи и единичные факты). Валидационные эксперименты верхних ярусов – это лётные, комплексные, автономные испытания. Заметим, что к ним, в частности, относится отработка тепловых режимов космических аппаратов, которую можно проводить в вакуумных камерах на натурных объектах.

Выделим следующие общие принципы для объединённого анализа результатов расчётов и экспериментальных данных:

1. Валидационный эксперимент должен разрабатываться совместно экспериментаторами и разработчиками (или пользователями) программ, работающими в тесном контакте с самого начала до конца при условии взаимообмена полной информацией. В процессе подготовки валидационного эксперимента требуется гораздо более глубокая, чем в любом другом случае, проверка ограничений экспериментальной установки и компьютерной программы. Реализация этого важного принципа на практике весьма затруднительна из-за влияния человеческого фактора.

2. Валидационный эксперимент должен разрабатываться таким образом, чтобы были учтены и получены все данные об изучаемом физическом явлении, в том числе все существенные параметры физического моделирования, начальные и граничные условия, необходимые для реализации компьютерной программы.

3. В процессе валидационного эксперимента должен быть выражен присущий ему синергизм расчётного и экспериментального подходов.

4. Несмотря на то, что в рамках валидационного эксперимента программы расчётов и экспериментов разрабатываются совместно, экспериментальные и численные результаты должны быть получены полностью независимо.

5. Необходимо построить иерархию экспериментальных измерений с нарастающей сложностью с учётом специфики компьютерных расчётов, например начиная с измерений общих интегральных величин до измерений локальных параметров. При этом трудности как для расчётчиков, так и для экспериментаторов существенно возрастают.

6. При планировании валидационного эксперимента нужно предусмотреть анализ и оценку случайной и систематической экспериментальных ошибок.

Одну из острейших проблем, возникающих при развитии комплекса расчётно-экспериментальных работ по валидации и их введению в процесс создания изделий РКТ, составляет преодоление психологического барьера в том случае, когда выясняется, что необходимо вкладывать значительные средства в проведение расчётов и испытаний неких моделей, зачастую не имеющих сходства с создаваемым изделием. Считая, что математическое моделирование с помощью суперкомпьютеров – реальный способ экономии средств на экспериментальную отработку, забывают, что оно само нуждается в экспериментальной отработке. И эксперименты с упомянутыми «некими моделями» действительно необходимы, так как при этом испытывается программная продукция, предназначенная для использования при создании объектов РКТ.

С учётом сказанного в целом правильный тезис о том, что компьютерное моделирование приведёт к сокращению необходимых объёмов наземной экспериментальной отработки и, значит, к сокращению затрат на содержание экспериментальной базы [1, 9], следовало бы скорректировать. Видимо, более правильно было бы говорить о перераспределении содержания работ с использованием экспериментальной базы – при сокращении объёма промышленных испытаний возможно (и это объективная необходимость) возрастание объёма экспериментов в обеспечение валидации средств математического моделирования и снижение диапазонов неопределённости параметров, реализуемых в ходе испытаний. Потребуется кропотливая работа по определению границ и условий применимости существующих и создаваемых программных продуктов, исходные данные для которой призвана поставлять экспериментальная база.

НОРМАТИВНАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ

Представляется, что если ставить задачу расширения объёма компьютерного моделирования и его роли в наземной отработке, то верификация и валидация (ВиВ) должны органично войти в алгоритм создания РКТ. Для этого потребуется разработка новых нормативных документов, содержащих в себе:

– требования обязательности выполнения верификации и валидации при использовании выбранных средств математического моделирования (СММ) при наземной отработке теплообмена и аэрогазодинамики изделий РКТ. Сейчас эти процедуры выполняются только по желанию самого разработчика или владельца СММ и весьма редко прописываются в техническом задании;

– требования к порядку проведения ВиВ, предусматривающие разработку программ и методик их выполнения применительно к каждому используемому СММ;

– сведения о составе необходимых проектных документов начиная с этапа технических предложений, перечень существующих и предполагаемых планируемых для разработки в процессе создания изделия РКТ видов СММ с учётом контроля проведения ВиВ в ходе конкретных испытаний;

– номенклатуру экспериментальных работ по валидации СММ и исследованию неопределённостей экспериментально-испытательного оборудования в составе КПЭО изделий;

– требования представления экспериментальных и расчётных результатов с обязательным анализом погрешностей, как минимум, и неопределённостей – в оптимальном варианте;

– требование необходимости количественной оценки неопределённостей, вносимых экспериментально-испытательными средствами.

Два последних требования отражают то, что сейчас трудно найти надёжные отечественные экспериментальные данные с количественной оценкой неопределённостей, обусловленных использованием экспериментальных и измерительных средств. Зачастую разработчики СММ основываются на опубликованных зарубежных данных. По этой же причине Европейское космическое агентство разрабатывает и реализует европейскую программу лётных демонстраторов. Доля российского участия в этих программах весьма незначительна из-за ограничений по двойным технологиям, а собственной аналогичной программы в России нет.

Реализация мероприятий, связанных с решением возникающих проблем, позволит начать последовательную и систематизированную работу по совершенствованию наземной экспериментальной отработки процессов аэрогазодинамики, теплообмена и тепловых режимов изделий РКТ на основе широкого использования методов математического моделирования.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ В ближайшей перспективе наземная отработка РКТ в области теплообмена и аэрогазодинамики должна носить комплексный расчётно-экспериментальный характер при условии доминирования экспериментальных подходов в рамках только тех исследований, которые служат для уточнения физических моделей, лежащих в основе методов математического моделирования. Ввиду данного обстоятельства возникает необходимость модернизации экспериментальной базы, направленной, в частности, на совершенствование измерительных систем экспериментальных установок (в том числе путём внедрения современных средств измерения, базирующихся на новых физических принципах); расширение диапазонов воспроизводимых или моделируемых параметров; создание недостающих новых гиперзвуковых высокоэнтальпийных установок и крупномасштабных вакуумных стендов. Особое значение приобретает использование данных, получаемых с помощью лётных демонстраторов применительно к условиям, которые принципиально не могут быть воспроизведены или смоделированы в наземных экспериментальных установках.

Л И Т Е РАТ У РА

1. Б о д и н Б. В., П а н и ч к и н Н. Г. Основные положения концепции экспериментальной отработки изделий ракетно-космической техники и развития экспериментальной базы ракетно-космической промышленности. – Космонавтика и ракетостроение, 2010, вып. 3 (60).

2. Systems Engineering Handbook. NASA/SP-2007-6105 Rev. 1, National Aeronautics and Space Administration, NASA Headquarters, Washington, D.C. 20546, December 2007.

3. Standard for Models and Simulation. Technical Standard NASA-STD-7009, NASA, July 2008.

4. Guide for the Verification and Validation of Computational Fluid Dynamic Simulation.

American Institute of Aeronautics and Astronautics. – AIAA-G-077-1998.

5. O b e r k a m p f W. L., T r u c a n o T. G. Validation Methodology in Computational Fluid Dynamics. Sandia National Laboratories. – AIAA Paper 2000-2549.

6. O b e r k a m p f W. L., T r u c a n o T. G., H i r s c h C h. Verification, Validation and Predictive Capability in Computational Engineering and Physics. – SANDIA Report SAND2003February 2007.

7. O b e r k a m p f W. L., T r u c a n o T. G. Verification and Validation Benchmarks. – SANDIA Report SAND2007-0853, February 2007.

8. W a l k e r E. L., H e m s c h M. J., P i n i e r z J. T. еt аl. Constellation Program Lessons Learned in the Quantification and Use of Aerodynamic Uncertainty. – AIAA Paper 2011-3345.

9. С а й д о в Г. Г., В и н о г р а д о в В. В., П о л я х о в А. Д. Реорганизация экспериментальной стендовой базы отрасли – необходимость сегодняшнего дня и залог успеха в будущем. – Полёт, 2011, № 4.

–  –  –

О.С. Королёва, докт. техн. наук А.А. Малинин, канд. техн. наук В.Л. Попов (ФГУП ЦНИИмаш) Обсуждаются вопросы, касающиеся модернизации виброизмерительной системы, и даются рекомендации по её дальнейшему совершенствованию с учётом тенденций процессов испытания объектов ракетно-космической техники (РКТ) на вибропрочность.

Ключевые слова: ракетно-космическая техника, вибропрочностные испытания, вибропрочность, виброизмерения.

Modernization of a Vibration Measurement Test. Lab System of an Experimental Base of a Practicing of Vibration Strength of Rocket and Space Technology Designs. O.S. Korolyova, A.A. Malinin, V.L. Popov. Issues, relating to the modernization of a vibration measurement system, are discussed and recommendations for further improvements based on trends processes tests of rocket and space technology (RST) products for a vibration strength are given.

Key words: rocket and space technology, vibration strength tests, vibration strength, vibration measurement.

О беспечение вибрационной прочности изделий РКТ в соответствии с «Нормами вибропрочности» является важнейшим условием высокой надёжности разрабатываемых изделий.

В настоящее время отработка вибропрочности конструкций базируется на экспериментальной методике, в основе которой заложен принцип реализации нормативных уровней нагружения гармонического и случайного характера путём генерирования вынужденных колебаний элементов конструкции при кинематическом воздействии на объект испытаний электрогидравлическими и электродинамическими вибрационными установками [1, 2].

Такая методика применяется для отработки вибропрочности изделий РКТ в условиях их эксплуатации, включающих наземную и авиационную транспортировку, полёт на активном, автономном и орбитальном участках с учётом нагрузок, возникающих при переходных процессах (старте ракет-носителей (РН), разделении ступеней, сбросе обтекателей и т.д.).

При использовании указанной методики единственным инструментом, подтверждающим достоверность реализованных вибронагрузок и, соответственно, надёжность экспериментальной отработки вибропрочности, являются измерения.

В связи с этим применяемая система должна обеспечивать выполнение измерений ускорений в диапазоне от ± 0,01 до ± 500 g при вибрационных испытаниях в диапазоне частот от 1 до 2000 Гц и соответственно от ± 10 до ± 3000 g при оценке реакции на ударные и переходные процессы в диапазоне частот от 20 до 10000 Гц.

Что касается числа измерительных каналов, обеспечивающих одновременную регистрацию измерительной информации, то оно определяется сложностью объекта испытаний, а также количеством входящих в него комплектующих (в основном подвесных) элементов и должно составлять примерно от 350 до 400.

В целях обеспечения отработки вибропрочности отсеков ракет-носителей, двигательных установок, космических аппаратов (КА), разгонных блоков и модулей орбитальных станций в условиях основной лабораторной базы отрасли (корпус №071 ЦНИИ машиностроения) в период 2004 – 2011 гг. была осуществлена модернизация испытательного оборудования и измерительной аппаратуры [3].

Старая система измерений, сформированная в 1985 г., являлась уникальной для своего времени и использовалась до 2006 г. Число каналов в системе было ограничено (только 120), и запись информации на плёнку, которая обрабатывалась в разделённом режиме времени, была аналоговой. Это приводило к значительным временным затратам при проведении вибрационных испытаний. Было очевидно, что система должна обладать большим числом каналов с высокой пропускной способностью, функционировать с высоконадежностью без потери данных и обеспечивать доступ к обработанным результатом сразу после испытаний.

Рис. 1. Фрагмент внешнего вида системы Test. Lab Исходя из этого старая система была заменена на измерительную систему LMS Test. Lab, в которой представлено всё необходимое в совокупности: возможность настройки и формирования программы измерений, сбора данных и обработки сигналов, предоставления доступных сразу после испытаний наглядных обработанных результатов исследований.

В состав системы Test. Lab входят:

– крейт-контроллеры SCADAS III SC 316 W (главный) и SC 317 S (ведомый);

– компьютеры HP-4300 в комплекте с мониторами НРL-1906 и принтерами НР-1022 и НР CP-1215, клавиатурой и оптической мышью;

– комплект кабелей для соединения SCADAS III по схеме главный – подчинённый и связи с компьютером;

– программируемые 4-канальные усилители заряда PQCA и усилители напряжения PQA-II для подключения датчиков со встроенной электроникой;

– 4-канальные платы аналого-цифрового преобразователя и цифровой обработки сигналов SP92-B;

– 2-канальный тахо-модуль с генератором системы управления нагружением PDT для синхронизации сбора данных;

– источники бесперебойного питания BACK-UPS RS 1500 и APS Smart – UPS 2200;

– комплект 3-компонентных зарядовых виброизмерительных преобразователей с кабельными переходниками;

– комплект 3-компонентных ICP-акселерометров с кабельными переходниками;

– комплект программных кабельных линий.

Фрагмент системы измерений Test. Lab показан на рис. 1.

Программное обеспечение (ПО) системы включает в себя:

– операционную систему Windows XP;

– офисный программный пакет MS Office Professional;

– программное приложение Test. Lab версии 11В, обеспечивающее:

– сбор, регистрацию и обработку результатов измерений в частной области сигналов синусоидальной формы и стационарных широкополосных и узкополосных вибраций в режиме реального времени;

– сбор, регистрацию и обработку данных в частотной и временной областях виброударных процессов;

– просмотр и печать результатов виброиспытаний;

– ПО для калибровки, первичной и периодической поверки измерительных усилителей SCADAS III IN-VJ-(SC).

Рис. 2. Типичные испытания сборки В-2 многоцелевого лабораторного модуля (МЛМ) – снятие амплитудно-частотных характеристик (АЧХ) вдоль её оси Х в диапазоне частот от 5 до 200 Гц (начиная с 5 Гц частота вибростенда постепенно увеличивалась со скоростью одна октава за 120 с)

Основные технические характеристики системы измерений таковы:

Общее количество измерительных каналов

Количество измерительных каналов с зарядовыми датчиками

Диапазон входного сигнала PQA-II

Диапазон входного сигнала PQCA

Нелинейное искажение измерительных каналов.............менее 87 дБ Перекрёстные помехи каналов

Фундаментальная частота дискретизации

Введённая в эксплуатацию система измерений использовалась при испытаниях ряда изделий РКТ (рис. 2) и показала свою эффективность, обеспечив представление наглядных данных, соответствующих частотной области, сразу после испытаний без всякой дополнительной пост-обработки, а также передачу данных для отчёта об испытаниях через запоминающее устройство USB приблизительно через 30 мин по 270 каналам.

Система Test. Lab позволяет проводить синхронизированное совмещение результатов снятия амплитудно-частотных характеристик, сгруппированных исходя из принципа установки датчиков на объекте испытаний, и наложение на них функций нормативных вибронагрузок.

На рис. 3 представлены результаты наложения АЧХ согласно показаниям датчиков, установленных на силовых элементах корпуса объекта испытаний (шпангоутах), а на рис. 4 – наложение АЧХ комплектующих элементов. Наглядное

Рис. 3. Результаты наложения АЧХ силовых элементов корпуса

Рис. 4. Результаты наложения АЧХ комплектующих элементов представление этих результатов позволяет оперативно определять режимы колебаний, задаваемые вибростендом при вибропрочностных испытаниях, что в свою очередь даёт возможность при больших объёмах измерений существенно сократить время анализа этих характеристик.

В качестве программных приложений обработки измерительных сигналов используются процедуры экспорта измерительных файлов данных в формат текстовых файлов. Это позволяет, объединяя испытания и моделирование, проводить валидацию конечно-элементных математических моделей объектов испытаний для точного прогнозирования вибрационных и динамических нагрузок конструкций РН и КА следующего поколения.

Ввиду конструктивной сложности и плотности компоновок комплектующих элементов перспективных изделий РКТ измерительные преобразователи устанавливаются на заводе – изготовителе объекта испытаний. При этом используются, как правило, зарядовые датчики. Например, в процессе испытаний сборки В-2 МЛМ предусматривалось получение данных измерений по 270 каналам с зарядовых датчиков.

Рис. 5 В связи с этим возникает задача модернизации измерительной системы Test. Lab в части увеличения числа измерительных каналов с зарядовыми датчиками с 96 до 300.

Решать указанную задачу целесообразно путём оснащения виброизмерительной системы аппаратурой преобразования сигналов зарядовых датчиков в сигналы напряжения для передачи их на усилители PQA-II SCADAS III.

Преобразование заряд – напряжение может быть выполнено путём либо включения в измерительные каналы конвертеров серии 422Е компании PCB (США) (рис. 5), либо использования многоканальных преобразователей сигналов той же компании.

Второй вариант более предпочтителен при выполнении массовой виброметрии. Многоканальные преобразователи выпускаются в 19-дюймовом корпусе с сетевым питанием, легко компонуются в мобильные 19-дюймовые стойки, поставляются с разнообразными конфигурациями входных и выходных каналов, позволяют осуществлять ручную и компьютерную настройку измерительных каналов, а их унифицированная архитектура даёт возможность получать по желанию заказчика характеристики системы, наилучшим образом удовлетворяющие техническим требованиям конкретного испытания и применяемой методики сбора данных.

Анализ технических характеристик многоканальных преобразователей разРис. 6 личных модификаций показал, что увеличение числа измерительных каналов системы Test. Lab, работающих с зарядовыми датчиками, является задачей вполне осуществимой, которая наилучшим образом решается путём доукомплектования измерительной системы многоканальными усилителями сигналов для ICP- и зарядовых датчиков серии 481А (рис. 6) со специализированной конфигурацией, обеспечивающей согласование аппаратных и программных средств.

Применительно к испытаниям конструкций РКТ на вибропрочность усилитель серии 481А в составе системы Test. Lab должен обладать следующими характеристиками:

– число каналов – 16;

– коэффициент чувствительности каждого канала – 1 мВ/пКл;

– частотный диапазон каналов – 0,5 – 10000 Гц;

– ICP-питание – 24/3 – 20 В/мА;

– светодиодный индикатор сбоев и перегрузок, соответствующий каждому каналу;

– применительно к каждому каналу по одному коаксиальному разъёму 10 – 32 для выходного сигнала зарядового датчика;

– 16 выходных разъёмов типа BNC jack;

– компьютерные интерфейсы RS-232 и RS-485;

– средство управления – внешняя панель – персональный компьютер.

Указанными характеристиками обладает многоканальный преобразователь базовой модели 481А с опциями 101 и 386.

Суммарное количество измерительных каналов, работающих с зарядовыми датчиками системы Test. Lab, определяется количеством включённых в систему многоканальных преобразователей.

Таким образом, доукомплектование измерительной системы Test. Lab многоканальными усилителями (код 481А-101-386) позволяет расширить возможности экспериментальной базы Центра исследований прочности ЦНИИ машиностроения при вибропрочностных испытаниях конструкций РКТ за счёт увеличения измерительных каналов с зарядовыми датчиками.

ЛИТЕРАТУРА

1. М а л и н и н А. А. Вибрационная прочность конструкций ракет-носителей и космических аппаратов. – Космонавтика и ракетостроение, 1995, вып. 4.

2. М а л и н и н А. А. Опыт отработки вибропрочности крупногабаритных ракетносителей и космических аппаратов. – Космонавтика и ракетостроение, 1998, вып. 13.

3. Д ь я к о н о в Ю. С., М а л и н и н А. А., П о п о в В. Л. Модернизация экспериментальной базы отработки вибрационной прочности конструкций ракетно-космической техники. – Космонавтика и ракетостроение, 2012, вып. 2 (67).

УДК 629.786.539.43

ОСНОВНЫЕ НОРМАТИВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ МЕТОДИКИ

ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПОЛЁТНЫХ СПЕКТРОВ ЦИКЛИЧЕСКОГО

НАГРУЖЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ РОССИЙСКОГО СЕГМЕНТА

МЕЖДУНАРОДНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ

Канд. физ.-мат. наук А.В. Анисимов (ФГУП ЦНИИмаш), С.С. Бобылёв (ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королёва»), докт. техн. наук А.И. Лиходед (ФГУП ЦНИИмаш), А.И. Мощенко (ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева») Излагаются основные нормативные положения методики определения спектров циклического нагружения конструкции российского сегмента (РС) Международной космической станции (МКС) при орбитальной эксплуатации.

Ключевые слова: циклические нагрузки, спектры циклических напряжений, асимметричные циклы напряжений, эквивалентные циклы напряжений, уравнение усталостной кривой, накопление циклической повреждённости.

Basic Regulations Situation Methodology for Determining Flight Spectra of a Cyclic Loading Design of the Russian Segment of the International Space Station. A.V. Anisimov, S.S. Bobylyov, A.I. Likhoded, A.I. Moshchenko. Basic regulations situation methodology for determining flight spectra of a cyclic loading design of the Russian segment (RS) of the International Space Station (ISS) during an orbital operation are stated.

Key words: cyclic loading, spectra of a cyclic loading, asymmetric stress cycles, equivalent stress cycles, fatigue curve equation, accumulation of cyclic damage.

О пределение полётных спектров циклического нагружения конструкции РС МКС проводится на основе расчётов динамического нагружения станции в конструкциях модулей исходя из всей фактической истории орбитального строительства МКС с учётом силовых воздействий при всех выполненных динамических операциях и режимах. В процессе расчётов осуществляется переход от спектров внутренних силовых факторов к спектрам циклических напряжений с учётом асимметрии циклов напряжений, обусловленной внутренним давлением в гермообъёме.

Эти расчёты служат основой для оценки текущего остаточного прочностного ресурса конструкции РС и прогнозирования сроков безопасного функционирования МКС.

ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

При динамических режимах в условиях лётной эксплуатации МКС состояние её конструкции в любой точке характеризуется возникновением циклически изменяющихся параметров (внутренних силовых факторов и напряжений). Распределение количества циклов этих параметров по их амплитудным уровням определяется спектрами циклического нагружения. Для количественной оценки зависимости уровня повреждённости конструкции от циклов разных амплитуд применяется критерий эквивалентности, описываемый уравнением усталостной кривой Вёллера.

Существенная особенность циклического нагружения конструкций модулей МКС – как при лётной эксплуатации, так и при проведении усталостных испытаний – состоит в том, что циклические напряжения, возникающие в корпусах модулей в результате действия переменных силовых факторов, накладываются на постоянные напряжения, возникающие при действии избыточного внутреннего давления в гермообъёмах модулей. Вследствие этого циклы суммарных напряжений являются асимметричными.

Для приведения асимметричного цикла напряжений к эквивалентному по повреждаемости симметричному в зависимости от свойств конструкционного материала применяются два критерия эквивалентности – Гудмана и Одинга [1, 2].



Pages:     | 1 || 3 | 4 |
Похожие работы:

«570_393877 ВЫСШИЙ АРБИТРАЖНЫЙ СУД РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ОПРЕДЕЛЕНИЕ о прекращении производства по делу Дело № ВАС-12083/12 Москва 30 ноября 2012 г. Резолютивная часть определения объявлена 28 ноября 2012 г. Полный текст определения изготовлен 30 ноября 2012 г. Высший Арбитражный Суд Российской Федерации в составе председатель...»

«Утвержден апреля 2016 г.Председатель конкурсной комиссии: Алишеров Н.К. _Члены конкурсной комиссии: Алышбаев М.Б. _ Берикбаев С.Б. _ Жолдошев А.Ж. _ Сасманова Б.Х. _ Касымбаев Э.Т. _ Мейкинбек кызы П. _ КОНКУРСНАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ Государственной кадровой службы Кыргызской Республики на закупку услуг по обучению государственных и муниципальны...»

«Краткое руководство по установке DIR-825/ACF Беспроводной двухдиапазонный гигабитный маршрутизатор AC1200 с оптическим WANпортом, поддержкой 3G/LTE и USB-портом DIR-825/ACF Краткое руководство по у...»

«В.Б.Валькова (Москва) Третья симфония Р.М.Глиэра: богатырский эпос на фоне Серебряного века. Сегодняшняя композиторская репутация Глиэра в нашей стране практически полностью унаследована от советского периода. Именно в советские годы Глиэр стал одним из наиболее признанных пре...»

«№ 509 510 1 20 мая 2012 Эмиграция из Над темой номера работал России в страны дальнего зарубежья Над Канадой небо сине, Меж берёз дожди косые. Хоть похоже на Россию, Только всё же не Россия. Михаил Александр Городницкий ДЕНИСЕНКО1 Учет миграции дело непростое Согласно данным, которые...»

«ВЕТЕРИНАРНЫЕ НАУКИ SUMMARY V.I. Pleshakova, V.V. Balashov, A.S. Gorban Effect of preparation “Vetostim” on main indicators of blood poults and their immune status The results of studies of the effect of the immune response modifier “Vetostim” on the main immunobiological haematological parameters of poults with a medication again...»

«Контрольные работы по русскому языку 1 полугодие Диктанты 5 класс I. Охраняйте леса У нас часто леса гибнут от безжалостного обращения с ними. Люди бессознательно бросают спичку, и от ее огня погибают большие участки леса. Много леса вырубают. Сгубить дерево легко,...»

«110 переселения населения с загрязннных на "чистые от радиации" территории 5. Ответственность за страну, отмечал в свом Послании Президент России, формируется не лозунгами и призывами, а когда люди видят, что власть прозрачна,...»

«Г Л А В А О Д И Н Н А Д Ц А Т А Я ПОСАДКА ВОДИТЕЛЯ Человек и машина Не старайтесь Верите ли вы в стабильность мотоцикла? Предсказуем он или нет? Какую выжать из байка максимум на роль играете лич...»

«Вестник КазНМУ, №2-2015 Е.А. КИРАСИРОВА, А.С. КУЛИМБЕТОВ,. Б.И. НУГМАНОВ КМЕКЕЙДІ КЛЕМДІ ЖАРААТЫ МЕН КМЕКЕЙДІ КЙІК САЛДАРЫНАН БОЛАТЫН БЗЫЛЫСТАРЫНДАЫ НАУАСТАРДЫ ЕМДЕУ ДІСТЕРІ Тйін: Маалада р трлђ жараат салдарынан болатын кмекей мен кеђрдектђ жне сол сияты кмекейдђ кйђгђндегђ бзылыстарындаы науастарды х...»

«АКАДЕМИЯ НАуК СОЮЗА ССР СОВ ЕТСКАЛ ЭТНОГРАфИ-Я 13ДАТЕЛЬСТВО АКАДЕМИИ НАуК СССР Р едакционная коллегия Главный редактор член-корр. А Н СССР С. П. Толстой, З а м. главного редактора член-корр. А Н СССР А. В. Ефимок Н. А. Баскаков, Г. Ф. Д е б ец, М. О. Косвен, П. И. Кушнер, М. Г. Л евин, Л. П. П отапов, И. И....»

«УЗБЕКИСТОН РЕСП УБЛИ КА СИ M IN IST R Y O F A G R IC U L T U R E A N D WATER 4Ш ЛОК ВА СУВ Х У Ж А Л И К В А ЗИ РЛИ ГИ ECO N O M Y O F TH E REPU BLIC O F U ZBEKISTAN спублика усимликлар карантини Main state inspection on plants Бош давлат инспекцияси quarantine...»

«I. Пояснительная записка Рабочая программа дисциплины разработана в соответствии с Федеральным государственным образовательным стандартом (ФГОС) высшего профессионального образования по направлению подготовки (специальности) 060103 -"Педиатрия", с учтом рекомендаций примерной основной образовательной...»

«Серия. "Транспортные средства и энергетические установки" ного продукта.4. Верификация расчетных моделей показала, что доводку внешних форм автомобиля и оптимизацию внутренних потоков можно выполнять на компьютерных моделях.5. В этом случае при оптимизации формы кабины нет необходимости в изготовлении масштабно...»

«Пудога. Захаров А.С. Илья Муромец и Калин-царь. № 62. (ИЛЬЯ МУРОМЕЦ И КАЛИН—ЦАРЬ) Не красно солнышко порспекло, Не светел мисяц порсиял, То ли красное солнышко при вцери, — Пировньицё было при вселе.5. Вси—то на...»

«R-Vin — инновационная технология возделывания винограда Описание проекта R-Vin Санкт-Петербург -2Содержание Инновационная технология возделывания винограда Путь нашей жизни пр...»

«1 ВЕГЕТАТИВНЫЕ РАССТРОЙСТВА Анатомо-физиологическая характеристика Назначение вегетативной нервной системы можно систематизировать в двух направлениях: 1)удержание всех функциональных параметров деятельности различных систем в границах гомеостаза, т.е. поддержание постоянст...»

«А.Н. Воробьев ЛЕВИАФАН ПОНЕВОЛЕ: ЗАХВАТ ГОСУДАРСТВА КАК СЛЕДСТВИЕ РЕЖИМНЫХ ДЕФОРМАЦИЙ Препринт WP14/2012/07 Серия WP14 Политическая теория и политический анализ Москва УДК 32.01 ББК 66.0 В75 Редактор серии...»

«Порядок заполнения паспорта сделки (ПС) Требование об оформлении паспорта сделки (далее ПС) распространяется на договоры (контракты, соглашения, предварительные договоры, предложения о заключении таких договоров (соглашений), содержащие все существенные условия договора (оферта, публичная оферта), зак...»

«1 I. Введение 1.1. Общая информация о Республике Таджикистан. Республика Таджикистан является президентской республикой. Государственный строй Таджикистана определяется Конституцией, принятой 6 ноября 1994 года. С 1994 года Президентом страны является Э. Рахмон, который был переизбран на этот пост в 1999, 2006 и...»

«Материализм и трансцендентность Одниммысли, подвергшейся влиянию французов, после 1950-хмысли, из ключевых аспектов французской марксистской а также гг. стала попытка дополнить марксизм более адекватной онтологией, чем содержащаяся в сочинениях Маркса и Энгельса. Отчасти в силу стремления континентальной мысли отдел...»

«СТО ГАЗПРОМ ГАЗОРАСПРЕДЕЛЕНИЕ 2.7-2013 Содержание Область применения.. Нормативные ссылки.. 1 Термины и определения.. Обозначения и сокращения.. Основные положения.. Требования к формированию схем.. Графическое отображение объектов сетей газораспределения.7.1 Требования к нанесению надписей к объектам сетей газор...»

«УДК 159.923 : 159.932 Г. С. Никифоров, С. М. Шингаев Виды психической саморегуляции В статье рассматриваются разные подходы к психической саморегуляции и используемые в них методические приемы и процедуры. In article diff...»

«Проект "ИУВР – Фергана" Доклад национального координатора по Республики Узбекистан Х.Умарова. Проект "ИУВР-Фергана" выполняется с 2002 г. при спонсорской поддержки Швейцарского Агентства по Международному Развитию...»

«АКТУАЛЬНЫЕ ПРОБЛЕМЫ И ТЕНДЕНЦИИ В ОБЛАСТИ СОВРЕМЕННОГО ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ Бигдан В.Б., Пепеляев В.А., Сахнюк М.А. Институт кибернетики імені В.М.Глушкова НАНУ, 03680, МСП, Київ-187, проспект академіка Глушкова, 40, тел. (044) 26...»

«Автоматизированная копия 586_425831 ВЫСШИЙ АРБИТРАЖНЫЙ СУД РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПОСТАНОВЛЕНИЕ Президиума Высшего Арбитражного Суда Российской Федерации № 9604/12 Москва 11 декабря 2012 г. Президиум Высшего Арбитражного Суда Российской Федерации...»

«ОРИЕНТИРОВОЧНЫЕ ВОПРОСЫ для подготовки к экзамену по нормальной физиологии 1. ВНУТРЕННЯЯ СРЕДА ОРГАНИЗМА. КРОВЬ Понятие о системе крови. Основные функции крови. 1. Эритроциты и их функции. Методы подсчета. Реологические свойства крови. 2. Гемоглобин, его виды, значение. Методы определения. Цветовой...»

«СОЦИОЛОГИЯ: ПРОФЕССИЯ И ПРИЗВАНИЕ ИНТЕРВЬЮ С ПРОФЕССОРОМ СЕРГЕЕМ ИСАЕВИЧЕМ ГОЛОДОМ — Имя Сергея Голода связывается многими в нашей стране с социологией сексуальности и семьи. Это миф о сфере профессиональных исследований Голода или это действительно область Ваших научных интересов? — В принципе мои научные...»

«Елизавета Константинова Застывшая музыка скульптора Баха. Проходя по Театральной площади, мы каждый раз видим памятники двум великим русским композиторам – Н. А. Римскому-Корсакову и М. И. Глинке. Расположившись в скверах, эти монументальные скульптуры словно стерегут, охраня...»

«ПАО Интер РАО ЕЭС Баланс (Форма №1) 2015 г. Наименование Код На 31.12.2014 На 31.12.2013 31.12.2015 АКТИВ I. ВНЕОБОРОТНЫЕ АКТИВЫ Нематериальные активы 1110 20 922 9 269 146 718 Результаты исследований и разра...»








 
2017 www.doc.knigi-x.ru - «Бесплатная электронная библиотека - различные документы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.