Введение

Из курса физики я узнала, что для того чтобы тело стало искусственным спутником Земли, ему нужно сообщить скорость равную 8 км/с (I космическая скорость). Если такую скорость сообщить телу в горизонтальном направлении у поверхности Земли, то при отсутствии атмосферы оно станет спутником Земли, обращающимся вокруг нее по круговой орбите.

Такую скорость спутникам способны сообщать только достаточно мощные космические ракеты. В настоящее время вокруг Земли обращаются тысячи искусственных спутников!

А для того чтобы достичь других планет космическому кораблю необходимо сообщить II космическую скорость, это около 11, 6 км/с! Например чтобы достичь Марса, что в скором времени собираются сделать американцы, нужно лететь с такой огромной скоростью более восьми с половиной месяцев! И это не считая обратной дороги на Землю.

Каким же должно быть устройство космического корабля, чтобы достичь таких огромных, невообразимых скоростей?! Данная тема меня сильно заинтересовала, и я решила узнать все тонкости конструкции космических кораблей. Как оказалось, задачи практического конструирования вызывают в жизни новые формы летательных аппаратов и требуют разработки новых материалов, которые в свою очередь создают новые проблемы и выявляют много интересных аспектов старых проблем как в области фундаментальных, так и в области прикладных исследований.

Материалы

Основу развития техники составляют знания о свойствах материалов. Во всех космических аппаратах используются разнообразные материалы в самых различных условиях.

В последние несколько лет резко возросло количество изучаемых материалов и представляющих для нас интерес характеристик. Быстрый рост количества технических материалов, используемых при создании космических кораблей, а также возрастающая взаимозависимость конструкций космических кораблей и свойств материалов иллюстрируются табл. 1. В 1953 г. алюминий, магний, титан, сталь и специальные сплавы представляли интерес в первую очередь как авиационные материалы. Пять лет спустя, в 1958 г., они получили широкое применение в ракетостроении. В 1963 г. каждая из указанных групп материалов включала уже сотни комбинаций элементов или составных частей, а количество представляющих интерес материалов увеличилось на несколько тысяч. В настоящее время почти везде нужны новые и усовершенствованные материалы, и вряд ли положение изменится в будущем.

Таблица 1

Материалы, используемые в конструкциях космических аппаратов

Материал
Бериллий
Материалы, обеспечивающие регулирование теплового режима
Термоэлектрические материалы
Фотоэлектрические материалы
Защитные покрытия
Керамика
Материалы, армированные нитями
Уносимые покрытия (абляционные материалы)
Слоистые материалы
Полимеры
Тугоплавкие металлы
Специальные сплавы
Титановые сплавы
Магниевые сплавы
Алюминиевые сплавы

Потребность в новых знаниях в области материаловедения и технологии материалов находит отклик в наших университетах, частных компаниях, независимых исследовательских организациях и различных правительственных органах. Табл.2 дает некоторое представление о характере и масштабах исследований, проводимых НАСА в области разработки новых материалов. Эти работы включают как фундаментальные, так и прикладные исследования. Наибольшие усилия сосредоточены в области фундаментальных исследований по физике твердого тела и химии. Здесь представляют интерес атомное строение материи, межатомные силовые взаимодействия, движение атомов и особенно влияние дефектов, соизмеримых с размерами атомов.

Таблица 2

Программа исследования материалов

К следующей категории относятся конструкционные материалы с большой удельной прочностью, как титан, алюминий и бериллий, теплостойкие и тугоплавкие сплавы, керамика и полимеры. К особой группе следует отнести материалы для сверхзвуковой транспортной авиации.

В программе НАСА постоянно возрастает интерес к категории материалов, используемых в электронике. Ведутся исследования сверхпроводников и лазеров. В группе полупроводников изучаются как органические, так и неорганические материалы. Ведутся также исследования в области термоэлектроники.

И наконец, программа исследования материалов завершается рассмотрением с весьма общих позиций вопросов практического использования материалов.

Чтобы показать потенциальные возможности применения результатов исследования материалов в будущем, я остановлюсь на исследованиях, связанных с изучением влияния пространственного расположения атомов на фрикционные свойства металлов.

Если бы удалось уменьшить трение между соприкасающимися металлическими поверхностями, то это позволило бы усовершенствовать практически все типы механизмов с подвижными частями. В большинстве случаев трение между соприкасающимися поверхностями велико, и чтобы его снизить, применяется смазка. Однако понимание механизма трения между несмазанными поверхностями также представляет большой интерес.

На рис.1 представлены некоторые результаты исследований, проведенных в Льюисском исследовательском центре. Эксперименты проводились в условиях глубокого вакуума, так как атмосферные газы загрязняют поверхности и резко изменяют их фрикционные свойства. Первый важный вывод состоит в том, что фрикционные характеристики чистых металлов в сильной степени зависят от их естественной атомной структуры (см. левую часть рис.1). При затвердевании металлов атомы одних образуют гексагональную пространственную решетку, а атомы других - кубическую. Было показано, что металлы с гексагональной решеткой обладают гораздо меньшим трением, чем металлы с кубической решеткой.

Рис 1. Влияние атомной структуры на сухое трение (без смазки).

Рис.2. Требования к теплостойким материалам.

Затем был исследован ряд металлов, атомы которых расположены в вершинах шестигранных призм с разными расстояниями между их основаниями. Исследования показали, что трение уменьшается с увеличением высоты призм (см. центральную часть рис.1). Наименьшим трением обладают металлы с максимальным отношением расстояния между основаниями призм к расстоянию между боковыми гранями. Этот экспериментальный результат согласуется с выводами теории деформации металлов.

На следующем этапе в качестве объекта исследования был выбран титан, о котором известно, что он имеет гексагональную структуру и плохие фрикционные характеристики. Чтобы улучшить фрикционные характеристики титана, стали исследовать его сплавы с другими металлами, присутствие которых должно было увеличить размеры атомных решеток. Как и ожидалось, с увеличением расстояния между основаниями призм трение резко уменьшилось (см. правую часть рис.1). В настоящее время проводятся дополнительные эксперименты по дальнейшему улучшению свойств титановых сплавов. Например, мы можем "упорядочить" сплав, т.е. с помощью термообработки расположить атомы разных элементов более подходящим образом и исследовать, как это повлияет на трение. Новые достижения в этой области повысят надежность машин, имеющих вращающиеся части, и, по-видимому, откроют широкие возможности в будущем.

Хотя может создаться впечатление, что в последнее время мы достигли больших успехов в разработке теплостойких материалов, прогресс в исследовании космического пространства в следующие 35 лет будет тесно связан с разработкой новых материалов, которые могли бы работать при высоких температурах в течение многих часов, а в некоторых случаях и лет.

На рис.2 показано, как это важно. По оси ординат здесь отложено время работы в часах, а по оси абсцисс - рабочая температура в градусах Цельсия. В заштрихованной области от 1100 до 3300°С единственными металлическими материалами, которые можно использовать, являются тугоплавкие металлы. На оси ординат горизонтальной чертой отмечена продолжительность работы, равная одному году. Область рабочих параметров ядерного ракетного двигателя ограничена температурами от 2100 до 3200° С и продолжительностью работы от 15 мин до 6 час. (Эти цифры являются весьма приближенными и приводятся только для ориентировочного определения границ области рабочих параметров.)

Область с надписью "гиперзвуковые самолеты" характеризует условия работы материалов обшивки. Здесь требуется гораздо большая продолжительность работы. Для космических аппаратов многократного использования называют времена работы всего от 60 до 80 час, однако на самом деле может потребоваться продолжительность работы порядка тысяч часов в интервале температур от 1320 до 1650° С и более.

По рис.2 можно судить о значении тугоплавких металлов для решения задач, которые ставит программа исследования космического пространства. Некоторые из этих материалов уже применяются, и я уверена, что они будут усовершенствованы и приобретут с течением времени еще большее значение.

Иногда можно услышать, что современная технология материалов на самом деле не наука, а скорее высокоразвитое искусство. Возможно, это отчасти и так, но я уверена, что материаловедение и технология материалов уже достигли весьма высокого уровня развития и сыграют большую роль в жизни нашей страны.

Конструкции космических аппаратов

Обратимся теперь к вопросам конструирования космических аппаратов. На рис.3 указаны основные конструктивные проблемы, возникающие при проектировании современных ракет-носителей и космических летательных аппаратов. К ним относятся: нагрузки, действующие на конструкцию, динамика и механика полета; разработка конструкций, выдерживающих большие тепловые нагрузки; защита от воздействия условий космического пространства, а также разработка новых конструкций и комбинаций материалов для применения в будущем.

Рис.3. Конструкции космических аппаратов.

Разработка конструкций космических аппаратов находится еще на ранней стадии развития и базируется на опыте конструирования самолетов и баллистических ракет. Из рис.4 следует, что большие современные ракеты-носители во многом родственны баллистическим ракетам. К отличительным особенностям их конфигураций следует отнести большое удлинение, снижающее сопротивление атмосферы, и большой объем, занимаемый топливом. Вес топлива может составлять от 85 до 90% стартового веса ракеты-носителя. Удельный вес конструкции очень мал, так что по существу это тонкостенная гибкая оболочка. При сегодняшней высокой стоимости единицы веса полезной нагрузки, выведенной на орбиту или траекторию полета к Луне и планетам, особо выгодно уменьшение веса основной конструкции до допустимого минимума. Еще более остро встают проблемы конструирования в случае использования в качестве топливных компонентов жидких водорода и кислорода, имеющих малый удельный вес, вследствие чего возникает потребность в больших объемах для размещения топлива.

Рис.4. Большие ракеты-носители.

Конструктор будущих ракет-носителей столкнется со многими новыми сложными проблемами. Ракеты-носители, по всей вероятности, будут больших размеров, станут сложней и дороже. Для многократного их использования без больших затрат на обратную доставку или ремонт потребуется решить важные задачи конструирования и технологии материалов.

Необычные требования, предъявляемые к разным типам космических аппаратов будущего, уже активизировали поиски новых типов конструкций и производственных процессов.

Требования защиты от опасностей, ожидающих нас в космическом пространстве, таких, как метеориты, жесткое и тепловое излучение, в значительной мере активизируют исследования, проводимые с целью создания конструкций космических аппаратов. Например, при длительном хранении жидкого водорода и других криогенных жидкостей в условиях космического пространства утечка компонентов топлива через дренажную систему и метеоритные пробоины в топливных баках должна быть практически исключена. Значительные успехи достигнуты в области разработки изоляционных материалов, обладающих исключительно малой теплопроводностью. Сейчас можно обеспечить хранение топлива в течение времени нахождения на стартовой площадке и нескольких оборотов вокруг Земли. Однако при длительном хранении в условиях космического пространства сроком до одного года возникает очень сложная проблема, связанная с притоком тепла через элементы конструкции баков и трубопроводы.

Другие проблемы космического полета, такие, как проблема складывающихся больших космических аппаратов или их частей в процессе вывода на орбиту с последующей их сборкой в космическом пространстве, также потребуют новых конструктивных решений. В то же время в течение космического полета на космический аппарат не воздействуют ни гравитационные, ни аэродинамические силы, что расширяет область возможных решений при проектировании. На фиг.5 показан пример необычного конструктивного решения, возможного только в условиях космического пространства. Это один из вариантов орбитального радиотелескопа, имеющего гораздо большие размеры, чем те, которые можно было бы обеспечить на Земле.

Такие устройства нужны для изучения естественного радиоизлучения звезд, галактик и других небесных объектов. Одна из полос радиочастот, представляющих интерес для астрономов, лежит в диапазоне от 10 Мгц и ниже. Радиоволны с такой частотой не проходят через земную ионосферу. Для приема низкочастотного радиоизлучения необходимы орбитальные антенны чрезвычайно больших размеров. В левой части фиг.5 показана кривая зависимости диаметра антенны от частоты принимаемого излучения. Видно, что с уменьшением частоты диаметр антенны увеличивается и для приема радиоволн с частотой менее 10 Мгц нужны антенны диаметром более 1,5 км.

Рис 5. Новые конструкции. Орбитальные антенны.

Антенну таких размеров нельзя вывести на орбиту, да и ее вес при использовании обычных принципов проектирования намного превысит возможности самых больших ракет-носителей. Даже с учетом отсутствия силы тяжести проектирование таких антенн представляет большие трудности. Например, если сделать рефлектор антенны сплошным из алюминиевой фольги толщиной всего 0,038 мм, то и тогда вес материала поверхности при диаметре антенны 1,6 км будет составлять 214 т. К счастью, благодаря малой частоте принимаемого радиоизлучения поверхность антенны можно сделать решетчатой. Последние достижения в области больших ажурных конструкций позволяют выполнить решетку из тонких нитей. При этом материал, образующий поверхность антенны, будет весить от 90 до 140 кг. Такая конструкция позволит вывести антенну на орбиту и затем собрать ее. Одновременно можно обеспечить плотную упаковку антенны вместе с системами стабилизации и энергообеспечения.

Жесткое излучение в космическом пространстве по-прежнему будет главным разрушительным фактором для запускаемых в космос аппаратов. Это разрушение связано отчасти с бомбардировкой космических аппаратов протонами больших энергий в радиационных поясах, а также с солнечными вспышками. Исследование эффектов, возникающих при такой бомбардировке, указывает на необходимость изучения сущности механизмов разрушения и определения характеристик материалов, используемых в качестве защитных экранов.

Рис.6. Новые принципы экранирования.
1 - сверхпроводящие катушки; 2 - магнитное поле; 3 - положительный заряд космического аппарата; 4 - поглощающий экран; 5 -плазменная защита.

Разработка новых способов защиты должна включать также исследование возможности экранирования с помощью сверхпроводящих магнитов, что позволит существенно снизить вес защитных устройств и тем самым увеличить полезную нагрузку космических аппаратов, предназначенных для длительных полетов.

На рис.6 иллюстрируется эта новая идея, получившая название плазменной защиты. Для отклонения заряженных частиц, таких, как протоны и электроны, используется комбинация магнитного и электростатического полей. Основой плазменной защиты является образуемое сравнительно легкими сверхпроводящими катушками магнитное поле, которое окружает весь аппарат. На тороидальных космических станциях экипаж и аппаратура располагаются в зоне малой напряженности магнитного поля. Космический аппарат заряжается положительно благодаря инжекции электронов в окружающее магнитное поле. Эти электроны несут отрицательный заряд, равный по величине положительному заряду космического аппарата. Несущие положительный заряд протоны из окружающего аппарат космического пространства будут отталкиваться положительным зарядом аппарата. Электроны, движущиеся в окружающем аппарат пространстве, могли бы разрядить электростатическое поле, однако этому препятствует магнитное поле, искривляющее их траектории.

Зависимость веса таких защитных систем от объема космического аппарата графически представлена в нижней части рис.6. Для сравнения приведены соответствующие веса защитного экрана, представляющего собой слой материала на пути излучения. Так как для управления движением потока электронов требуется магнитное поле весьма умеренной напряженности, то вес плазменной защиты в типичных случаях составит около 1/20 веса обычного поглощающего экрана.

Хотя идея плазменной защиты является многообещающей, с ее работой в условиях космического пространства связано еще много неясного. В связи с этим в настоящее время ведутся теоретические и экспериментальные исследования возможной неустойчивости электронного облака или взаимодействия с пылью и космической плазмой. Пока что не обнаружено никаких принципиальных трудностей, и можно надеяться, что космической радиации можно будет противопоставить плазменную защиту, весовые характеристики которой будут значительно лучше, чем у других типов защиты.

Вход в атмосферу

Обратимся теперь к проблеме входа космических аппаратов в атмосферу Земли и других планет. Основную трудность здесь, безусловно, представляет защита от тепловых потоков, возникающих в процессе входа в атмосферу. Колоссальная кинетическая энергия космического аппарата должна быть преобразована в другие виды энергии, в основном в механическую и тепловую, так как в противном случае аппарат либо сгорит, либо получит повреждения. Скорости входа космических аппаратов составляют от 7,6 до 18,3 км/сек. При меньших скоростях основную часть теплового потока составляет конвективный тепловой поток, однако при скоростях выше ~ 12,2 км/сек большую роль начинает играть тепловой поток излучения от головной ударной волны. Современные теплозащитные материалы эффективны до скоростей ~ 11 км/сек на аппаратах, имеющих малое аэродинамическое качество, однако при скоростях входа от 15,2 до 18,3 км/сек требуются новые материалы.

Рис.7 помогает понять, почему в будущем для решения задач входа в атмосферу пилотируемых космических кораблей большой интерес представят аппараты, способные развивать значительную подъемную силу. По оси ординат отложено отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления L/D (аэродинамическое качество) при гиперзвуковых скоростях, а по оси абсцисс - скорость входа. Первые признаки тенденции увеличения аэродинамического качества видны на примере космических кораблей "Меркурий", "Джемини" и "Аполлон". Ожидается, что в будущем орбитальные полеты вокруг Земли достигнут высоты синхронных орбит. Корабли, входящие в земную атмосферу из этой области космического пространства, будут иметь скорости до 10,4 км/сек (на рис. 7 вертикальная линия с надписью "Синхронные орбиты").

Скорости входа пилотируемых космических кораблей, возвращающихся с других планет, например с Марса, гораздо больше. При надлежащем выборе времени старта и использовании притяжения Венеры они достигают 12,2 - 13,7 км/сек, в то время как при непосредственном возвращении с Марса скорости превышают 15,2 км/сек. Интерес к таким большим скоростям входа связан с большей гибкостью способа непосредственного возвращения с планеты.

Рис 7. Тенденции к увеличению аэродинамического качества космических кораблей и скорости входа в атмосферу Земли.

Для поддержания в разумных пределах перегрузок, испытываемых экипажем корабля при столь больших скоростях входа, необходимо увеличение аэродинамической подъемной силы по сравнению с кораблем "Аполлон". Кроме того, увеличение подъемной силы (правильней сказать, аэродинамического качества L/D) при больших скоростях расширит допустимые коридоры входа, которые для баллистических спускаемых аппаратов сужаются до нуля. С увеличением подъемной силы возрастает также точность маневрирования и приземления. Одна из важнейших фаз полета космических кораблей, обладающих подъемной силой, - заход на посадку и сама посадка. Летные характеристики космических аппаратов с подъемной силой на малых скоростях так сильно отличаются от характеристик обычных самолетов, что для их исследования пришлось построить два летательных аппарата, показанных на рис.8. Верхний аппарат имеет индекс HL-10 , а нижний M2-F2.

Рис. 8. Летательные исследовательские аппараты HL-10 и M2-F2.

Эти аппараты предполагается поднимать на высоту около 14 км с помощью самолетов В-52 и сбрасывать при скоростях полета, соответствующих числу Маха до 0,8. На аппаратах HL-10 и M2-F2 установлены небольшие ракетные двигатели, работающие на перекиси водорода, которые позволяют моделировать переменное аэродинамическое качество. С помощью этих двигателей можно варьировать угол наклона траектории при заходе на посадку, а также запас статической устойчивости, чтобы определить оптимальные летные характеристики будущих пилотируемых космических кораблей аналогичной конфигурации. Корабли такой формы будут иметь вес, близкий к весу космических кораблей будущего. И уже создан корабль похожий на данные модели космических кораблей, это орбитальный космический корабль «Шаттл».

Космический корабль «Шаттл»

Орбитальный космический корабль «Шаттл» способен летать в атмосфере Земли с гиперзвуковыми скоростями. Крылья аппарата имеют многолонжеронный каркас; усиленный монокок кабины экипажа, как и крылья, изготовлен из алюминиевого сплава. Двери грузового отсека выполнены из графито-эпоксидного композиционного материала. Теплозащиту аппарата обеспечивают несколько тысяч легких керамических плиток, которыми покрывают части поверхности, подверженные воздействию больших тепловых потоков.

Заключительные замечания

Я пыталась дать краткий обзор последних достижений в области разработки новых материалов, конструкций и техники входа космических аппаратов в атмосферу. Это позволило указать некоторые направления будущих исследований. И, кажется, я сама немножко узнала о проблемах освоения космоса с помощью космических кораблей на современном этапе развития человечества

Колесников А.В.

ЛЕКЦИИ ПО КУРСУ

«Испытания конструкций и систем космических аппаратов»

(специальность 1307, 10-ый семестр)

2007 Г.

Номер лекции	Рассматриваемые на лекции темы
	Основные этапы разработки КА. Цель, задачи и критерии эффективности экспериментальной отработки КА. Классификация испытаний КА.
	Факторы космического полета, оказывающие влияние на состояние и работоспособность конструкции, оборудования и приборов КА.
	Статические и вибрационные испытания.
	Испытания на воздействие инерционных и ударных нагрузок.
	Газодинамические испытания КА.
	Испытания на воздействие акустических нагрузок.
	Общая характеристика тепловой отработки КА. Проблемы тепловакуумных испытаний КА.
	Методы экспериментального моделирования космического вакуума и радиационных свойств космического пространства.
	Воспроизведение в экспериментальных установках влияния солнечного излучения и излучения планет на тепловое состояние КА.
	Вакуумно-температурные испытания КА. Невакуумные испытания герметичных отсеков. Испытания двигательных установок КА.
	Методические вопросы воспроизведением расчетных тепловых нагрузок на испытуемый объект при проведении тепловакуумных, вакуумно-температурных, теплопрочностных и электрических испытаний.
	Экспериментальное исследование тепловой защиты КА.
	Испытания на воздействие радиационных факторов и магнитных полей. Электрические испытания.
	Предстартовые испытания и подготовка к летным испытаниям КА.

Лекция N 1

Тема лекции: Основные этапы разработки КА Цель, задачи и критерии эффективности экспериментальной отработки КА. Классификация испытаний КА.

Основные этапы разработки КА.

Процесс создания изделий космической техники обычно состоит из следующих основных взаимосвязанных этапов: 1)проектирование; 2)разработка опытных образцов изделия, которые могут не в полной мере соответствовать штатному его варианту по комплектации приборами, оборудованием и даже некоторыми системами; 3)наземная экспериментальная отработка отдельных агрегатов, систем и аппарата в целом; 4) производство штатного изделия, 5) летно-конструкторские испытания штатного изделия, если такие испытания целесообразны и возможны по экономическим и другим соображениям, обусловленными предназначением аппарата и стоимостью и особенностью установленной на нем научной аппаратуры. Не раскрывая в полной мере содержания перечисленных этапов создания КА, рассмотрим лишь основные закономерности, свойственные этим этапам и отметим роль испытаний в оптимизации параметров систем создаваемого КА.

Проектирование является одним из начальных этапов создания КА. Непосредственный результат проектирования - проект. Он должен отражать общий замысел и план создания аппарата, а также конкретные технические решения по его элементам, агрегатам, бортовым системам. Проектирование - сложный творческий процесс поиска и нахождения решений, обеспечивающий создание технического объекта, удовлетворяющего заданным требованиям. Затраты на выполнение собственно проекта в сумме общих затрат на создание КА с учетом подготовки производства, изготовления опытных образцов и их экспериментальной отработки относительно невелики. Однако безошибочное проектирование предопределяет возможность создания КА в установленные сроки и с минимальными суммарными затратами. Такое положение очевидно, поскольку принципиальные ошибки проектирования не могут быть исправлены ни в процессе изготовления опытных образцов КА, ни в процессе их экспериментальной отработки без больших материальных затрат и существенного увеличения сроков создания аппарата.

В самом процессе проектирования можно выделить три этапа: разработка технических требований; эскизное проектирование; техническое проектирование;

На этапе разработки технических требований проводится техническое и экономическое обоснование целесообразности разработки данного космического аппарата, предназначенного для решения каких - то актуальных задач, а также формулируются и обосновываются технические требования к системам аппарата, габаритным и весовым его характеристикам. На этом же этапе определяются также критерии эффективности систем аппарата и критерии эффективности КА в целом.

На этапе эскизного проектирования, исходя из сформулированных общих требований к КА и его системам, определяется его структура, технические характеристики комплектующих элементов и производится компоновка систем аппарата. Синтез КА на этом этапе начинается условиях большой неопределенности и проводится на основе упрощенной идеализированной математической модели, построенной на основании опыта, накопленного при проектировании аналогичных систем, и эрудиции специалистов, участвующих в проектировании. На начальных стадиях этого этапа для анализа влияния основных параметров разрабатываемого изделия на его качественные показатели применяются, как правило, приближенные математические модели, даже чаще всего локальные, составленные для отдельных частей КА. Определенные с помощью таких моделей параметры системы являются приближенными и требуют своего дальнейшего уточнения на последующем этапе проектирования.

На этапе технического проектирования разрабатывается техническая документация, необходимая для изготовления экспериментальных образцов и макетов агрегатов, систем и КА в целом для проведения их экспериментальной отработки в лабораторных и стендовых условиях.

Цель и задачи экспериментальной отработки

Целью экспериментальной отработки КА является доведение КА в целом, а также комплектующих его блоков и агрегатов до состояния, полностью удовлетворяющего требованиям технического задания.

Экспериментальная отработка, являясь естественным продолжением проектирования аппарата, завершает процесс создания КА. Однако она является не только конечным звеном, но и самым тесным образом переплетается с этапами проектирования. При проектировании каждого КА учитываются не только теоретические предпосылки, но также и опыт создания других КА, опыт их отработки, результаты проведенных при этом исследований. Однако этого опыта подчас оказывается недостаточно, особенно при проектировании новых аппаратов, существенно отличающихся от предшествующих и по объему и уровню решаемых задач, и по предъявляемым к ним требованиям, выполнение которых далеко не всегда возможно с помощью известных, хорошо отработанных схемных и конструктивных решений. Возникает необходимость в применении новых материалов и конструкций, принципиально новых систем, которые к моменту проектирования данного КА практикой еще не проверены, поэтому не могут считаться надежными. Экспериментальную отработку всех этих конструктивных новшеств необходимо проводить одновременно с разработкой эскизного проекта, а в ряде случаев и со значительным опережением, так как в эскизный проект должны вносится решения в той или иной степени апробированные расчетом или экспериментом. В истории развития ракетно-космической техники немало (особенно на ранней стадии) примеров, когда игнорирование такого подхода приводило к тому, что спроектированный и материализованный КА, после проведенных испытаний приходилось перепроектировать.

На начальном этапе развития ракетно-космической техники основная экспериментальная отработка КА происходила при летно-конструкторских испытаниях (ЛКИ). В наземных условиях автономно отрабатывались только составляющие КА компоненты (системы). При этом для отработки и доводки КА требовалось значительное число пусков. По мере усложнения КА, связанном с расширением и усложнением решаемых с их помощью задач, резко повысилась стоимость самих КА и проведения каждого его пуска, в связи, с чем изменилась стратегия экспериментальной отработки КА, которая сейчас ориентируется на единичные пуски при ЛКИ или на отказ от ЛКИ в случае аппаратов, оснащенных дорогостоящей научной аппаратурой, например телескопами, или аппаратов, предназначенных для исследования дальних планет солнечной системы или космических зондов. Современная стратегия экспериментальной отработки основывается преимущественно на наземной отработке систем и частей КА при максимально полной имитации (в пределах возможностей имитационных средств) штатных условий эксплуатации аппарата. Считается целесообразным все, что можно, должно проверяться в наземных условиях. Примером такого подхода к экспериментальной отработке может служить отработка КА «Аполлон», при создании которого значительная, если не большая часть ассигнований на реализацию программы высадки на Луну была направлена на создание наземной экспериментальной базы. В результате около
всех конструктивных недостатков было обнаружено при исследовательских испытаниях,
конструктивных недостатков выявили контрольно - технологические (приемочные) испытания и лишь
недостатков выявили предстартовые и летные испытания . Следует при этом отметить, что под исследовательскими испытаниями понимают испытания, проводимые с целью определения возможности создания конструкции и определения способности разрабатываемой конструкции выполнять требуемые функции в течение заданного времени в диапазоне внешних условий, которые могут иметь место в полете или в условиях наземной подготовки к полету. Объектами исследовательских испытаний являются макет опытного образца, опытный образец и промышленный образец. Что касается контрольно - технологических (приемочных) испытаний, то они представляют собой проверку штатного изделия на отсутствие производственных дефектов. Программа этих испытаний включает функциональные испытания и испытания отдельных фрагментов изделия на воздействие эксплуатационных условий перед их монтажом, а также комплексные испытания систем и подсистем после монтажа.

Перечислим основные задачи, которые необходимо решить для достижения цели испытаний сложной технической системы .

Оценка правильности основных конструктивных и схемных решений, положенных в основу проекта КА, корректировка их в процессе отработки.

Проверка и отработка функционирования агрегатов КА, отдельных конструктивных узлов и приборов в эксплуатационных условиях и отработка их взаимодействия в общей конструктивной схеме.

Определение летно-технических характеристик КА в полном диапазоне условий его применения.

Исследование и в процессе отработки устранение причины возможных неисправностей, которые могут привести к срыву программы полета КА или его гибели.

Отработка технологии эксплуатации КА.

Критерии эффективности экспериментальной отработки

При планировании экспериментальной отработки решается задача поиска оптимального варианта этой отработки. В качестве критериев оптимальности принимаются минимальная стоимость, минимальные сроки и надежность отработки.

Под стоимостью понимают стоимость всех работ, связанных с проведением экспериментов на всех этапах, включая и затраты на проектирование, изготовление и освоение испытательного оборудования.

Минимизация сроков экспериментальной отработки является предпосылкой сокращения сроков создания КА.

Понятие надежности как критерия оптимальности программы отработки включает в себя довольно широкие требования. Это, прежде всего обеспечение заданной безотказности работы всех систем КА в штатных условиях эксплуатации и в некоторых возможных нештатных ситуациях. Это также необходимая достоверность и точность экспериментального получения основных параметров системы, подтверждающих обеспечение достижения цели, поставленной перед создаваемым аппаратом.

Классификация испытаний КА и его составных частей.

Как отмечается в основаниями для классификации могут служить следующие признаки.

1)Назначение испытаний . В этом случае испытания делятся на исследовательские, контрольные, сравнительные и определительные.

Исследовательские (научные) испытания проводятся для изучения определенных характеристик свойств объекта. Эти испытания необходимы для установления качественных и количественных соотношений характеристик для ранее неизвестных ситуаций, для сопоставления и построения новых гипотез, теорий.

Контрольные испытания проводятся для установления соответствия характеристик объекта заданным требованиям.

Сравнительные испытания проводятся для сравнения свойств аналогичных по назначению или одинаковых объектов в идентичных условиях.

Определительные испытания проводятся для определения значений характеристик с заданными значениями показателей точности и достоверности.

2)Уровень объекта испытаний. По этому признаку испытания делятся на следующие виды: испытания материалов и элементов, испытания узлов, приборов, агрегатов, устройств, подсистем, систем, испытания КА в целом.

3)Определяемые характеристики объекта . По этому признаку испытания делятся на функциональные испытания, испытания на прочность, на устойчивость, испытания на надежность, безопасность, транспортабельность, граничные испытания, технологические испытания.

4)Этапы разработки изделия . В этом случае испытания делятся на доводочные, предварительные, приемочные.

Доводочные испытания – это исследовательские испытания, проводимые при разработке изделия с целью оценки влияния изменений, вносимых в него для достижения заданных значений показателей ее качества.

Предварительные испытания – контрольные испытания опытных образцов с целью определения возможности их предъявления на приемочные испытания.

Приемочные испытания – контрольные испытания опытных образцов с целью решения вопроса о возможности допуска изделия к штатной эксплуатации.

5)Условия и место проведения испытаний . Испытания в этом случае делятся на следующие виды: лабораторные, с использованием предметно - математических моделей, стендовые, полигонные, эксплуатационные.

Лабораторные испытания – испытания, проводимые в лабораторных условиях. Очевидно, что объектами испытаний в лабораторных условиях могут быть объекты низших уровней - такие как материалы, элементы, узлы, приборы.

Испытания с использованием моделей основываются на использовании предметно - математических моделей, которые конструируются из элементов иной (по сравнению с оригиналом) физической природы, но описываются такими же математическими моделями, что и оригинал. Предметно - математические модели можно разделить на два вида: модели прямой и непрямой аналогии. Первые строятся на основе непосредственной связи (аналогии) между величинами, присущими физически различным явлениям, но описываемыми одинаковыми математическими моделями. Предметно - математические модели непрямой аналогии представляют собой аналоговые вычислительные машины.

Стендовые испытания – это испытание объекта на испытательном оборудовании, представляющем собой технические устройства, имитирующие физические воздействия, которым подвергается КА в натурных условиях. Испытательное оборудование (испытательные стенды) может объединяться по направлениям и образовывать, например, комплексы механических, тепловых, электрических, климатических, химических, биологических, магнитных, электромагнитных и радиационных испытаний.

Полигонные испытания - испытания объекта, проводимые на испытательном полигоне.

Эксплуатационные испытания – испытания объекта в условиях его штатной эксплуатации.

Кроме перечисленных типов испытаний, классификация которых осуществлялась по их характерным признакам, следует отметить еще следующие виды испытаний, относящиеся к сложным объектам - к КА в целом или его отдельным фрагментам, системам: автономные испытания, комплексные испытания, испытания в условиях имитации нештатных аварийных ситуаций.

Автономным испытаниям подвергаются отдельные составляющие сложной технической системы – в нашем случае отдельные части или системы КА.

Комплексные испытания проводятся либо для группы непосредственно связанных систем КА, либо для всего КА с целью проверки нормального функционирования систем КА после проведения монтажно-сборочных работ.

Лекции N2 и 3

Тема лекций: Факторы космического полета, оказывающие влияние на состояние и работоспособность конструкции, оборудования и приборов КА.

Можно выделить следующие 4 характерных этапа эксплуатации КА, отличающиеся особенностями физических факторов, в различных проявлениях действующих на конструкцию, системы, оборудование и приборы КА: 1) пребывание в земных условиях, включая условия на стартовой позиции; 2) участок выведения КА на траекторию полета; 3) пребывание КА в космосе; 4) торможение и спуск КА или его части (CA) в атмосфере планеты.

Рассмотрим последовательно эти этапы.

Пребывание в земных условиях.

В земных условиях на КА воздействуют климатические факторы. К ним относятся:

Повышенная и пониженная температура окружающей атмосферы, которая может изменяться в пределах от - 65 С до + 75 С;

Повышенная или пониженная влажность окружающей атмосферы;

Атмосферное давление и резкие изменения этого давления (бароудар);

Дождь, град, роса, иней;

Атмосферная пыль и песок.

Следует заметить, что в целом для КА климатические факторы существенны лишь для КА многоразового использования. Для обычных КА, выводимых в космос под обтекателем, на всех стадиях подготовки к запуску, включая и доставку на полигон в монтажно-испытательный корпус, принимаются меры по исключению влияния на них климатических факторов. Климатические испытания могут проводиться лишь для некоторых агрегатов и приборов, исходя из особенностей доставки их к местам установки на изделие.

Участок выведения КА на траекторию полета

На участке выведения КА на элементы конструкции, систем и оборудования КА действуют инерционные нагрузки, обусловленные ускорением. Величины этих нагрузок зависят от величины и направления перегрузок. Перегрузки, возникающие на участке выведения, невелики и не превышают
. Однако инерционные нагрузки для отдельных элементов и даже частей конструкции КА могут быть значительно выше из-за вибрации (общие или местные ускорения колебательного характера). Основным источником вибрации являются работающие двигатели – маршевые и двигатели системы ориентации. Вибрации отдельных элементов могут возникать также вследствие пульсации компонентов топлива в трубопроводах. Могут быть и другие причины вибрации. Вибрация может явиться причиной усталостных разрушений элементов конструкции КА, механических повреждений приборов и аппаратуры, нарушения герметичности отсеков КА.

Элементы конструкции КА подвергаются также интенсивному акустическому нагружению. Акустическая нагрузка - это воздействие возникающего при работе ракетных двигателей звукового (акустического) поля на КА. Акустическая энергия, генерируемая реактивной струей ракетного двигателя, характеризуется частотным спектром, силой звука, уровнем звукового давления, продолжительностью воздействия и некоторыми другими параметрами.

На образование акустического поля затрачивается до 1% кинетической энергии струи. Частотный спектр шума работающего двигателя, как правило, широкополосный и гладкий (так называемый белый шум). Однако при некоторых компоновках многосопловых двигательных установок или при взаимодействии реактивных струй с элементами пускового устройства в гладком спектре шума появляются дискретные составляющие – выбросы на отдельных частотах, интенсивности которых иногда в 100 раз и более превосходят уровень интенсивности сплошного спектра. Для объекта наибольшую опасность представляют дискретные составляющие, которые могут приводить к его раскачке и даже разрушению, особенно при совпадении частоты составляющей с собственной частотой конструкции. Наиболее чувствительны к акустическим нагрузкам аппаратура и некоторые элементы системы управления.

вибраций, например, от вибраций сопла и трубопроводов, вызванных воздействием на них колебаний давления в пограничном слое, непосредственных вибраций двигателей из-за несбалансированности вращающихся элементов, работы арматуры и т. д. Однако эти источники вибрации невелики по амплитуде и имеют высокую частоту.

Пребывание в космосе

Кратко охарактеризуем основные факторы космической среды и их проявление в состоянии конструкции, систем, оборудования и приборов КА.

1) Космический вакуум

Основной особенностью космоса как физической среды является чрезвычайная разреженность газообразной материи в нем. Когда давление газа значительно ниже атмосферного, то такое его состояние называется вакуумом. Количественной характеристикой вакуума служит абсолютное давление. В вакуумной технике давление выражается в единицах, называемых “торр”, ”мм. ртутного столба, “Паскаль” (Па). “Торр” соответствует давлению 1 мм. рт. cт. Давление 760 мм. рт.cт. соответствует

или
., поэтому
.

Давление в космосе изменяется в широких пределах в зависимости от рассматриваемого пространства. Согласно астрономическим данным давление газа в межзвездном пространстве (в основном атомарного водорода) составляет приблизительно
. Межпланетное пространство заполнено газовыми частицами в основном солнечного происхождения. Эти частицы эжектируются из солнечной короны, образуя потоки плазмы - солнечный ветер, состоящий, главным образом, из ионизированных водорода и гелия. Условия в межпланетном пространстве широко изменяются в зависимости от солнечной активности. Давление в среднем изменяется от
до
.

Наибольший практический интерес представляют данные о состоянии разреженного газа в околоземном пространстве. Атмосфера Земли на высотах более 100 км неоднородна как в отношении химического состава, так и по состоянию частиц. Так на высоте 100 км давление газа составляет приблизительно
При этом основные компоненты атмосферы -
. На высоте 200км давление составляет
На высоте 300 км давление газа не превышает величину
, а на высоте 1000 км давление составляет величину порядка
.

Важной характеристикой состояния газа, зависящей от его давления, температуры и химического состава и определяющей характер и интенсивность протекания процессов переноса, является средняя длина свободного пробега молекулы (). Оценки, выполненные по известной из курса общей физики формулы Сюзерленда для воздуха при давлениях и температурах, соответствующих
и
, показали, что в первом случае
, а во втором -
. Таким образом, при
длина свободного пробега молекулы превышает характерные размеры КА. Данное обстоятельство обуславливает способность космического пространства поглощать в неограниченных количествах газы и пары, которые выделяются с поверхности КА. То есть особенностью массопотерь в космосе является то, что мало частиц, улетающих с поверхности КА, возвращаются обратно. Эта особенность характеризуется так называемым коэффициентом возврата, определяемым отношением количества частиц, возвращающихся на КА в единицу времени, к числу частиц, покидающих его за то же время. В отмечается, что при

.

Давление газа на различные части КА в космосе не одинаково. На передние (по вектору скорости) части околоземного КА (
) оно может на два порядка превышать статическое давление в данном месте пространства, а на задние части может быть на несколько порядков ниже. Это является следствием того, что скорость КА может существенно превосходить скорость теплового хаотического движения частиц в космосе. По этой причине для различных частей КА может отличаться и коэффициент возврата.

Наличие упорядоченной скорости движения газовой среды относительно КА приводит к кинетическому нагреву передней части его поверхности за счет взаимодействия с частицами набегающего газового потока. Часть кинетической энергии частиц, пропорциональная термическому коэффициенту аккомодации () передается стенке в виде тепла. Кроме того выделение тепла на стенке происходит и вследствие возможных процессов рекомбинации диссоциированных молекул газа на сравнительно холодной стенке. При свободномолекулярном режиме течения газа плотность теплового потока
, подводимого к элементу поверхности КА за счет столкновения с частицами воздуха можно определить с помощью простой формулы:
, где- плотность газа, - угол между плоскостью элемента КА и направлением полета, (
). Оценки показывают, что при

.

Плотность теплового потока, подводимого к поверхности КА при реализации процессов рекомбинации диссоциированных молекул газа, как показывают оценки, приблизительно на порядок меньше
.

Таким образом, имеет место неравномерное динамическое и тепловое воздействие разреженной космической газообразной материи на поверхность КА. При этом для околоземных аппаратов непосредственное тепловое воздействие газовых частиц на некоторые поверхности весьма существенно до высот
. Этим воздействием можно бесспорно пренебречь лишь при
. Но при этом необходимо отметить то, что разреженная газовая материя космоса уже начиная с высот, превышающих
не является сколько-нибудь заметной теплопередающей средой. Оценки, проведенные в , свидетельствуют о том, что на таких высотах конвективным теплопереносом и теплопроводностью газа можно пренебречь. Следовательно, теплообмен между неконтактирующими друг с другом поверхностями в космосе может осуществляться в основном излучением и в особых случаях за счет таких массообменных процессов как сублимация, испарение, конденсация.

Космический вакуум может вызвать ускоренную сублимацию (испарение) поверхностных слоев материалов КА, приводящую к изменению их поверхностных свойств, в том числе к изменению радиационно-оптических характеристик. При этом для металлов вакуум не представляет особой опасности, исключая металлы с относительно высоким давлением насыщенных паров, такие как
и
. Так, например, при температуре 120 С лист из кадмия толщиной 2
за год может испариться полностью (при двустороннем испарении).

Большинство неметаллических материалов в большой степени подвержены изменениям в вакууме, особенно материалы, имеющие легколетучие компоненты. Изменения усугубляются одновременным (с вакуумом) воздействием жестких электромагнитных излучений и потоков заряженных частиц в основном солнечного происхождения. Особенно опасно испарение в вакууме для материалов, имеющих целевое назначение, например, для покрытий с определенными оптическими свойствами, для смазок трущихся частей (испарение смазки может привести к холодной сварке металлов), для работы оптической аппаратуры (иногда вакуумное испарение покрытия оправы или бленды объектива приводило к его помутнению из-за осаждения продуктов испарения).

В вакууме в результате удаления защитных газовых, а также оксидных пленок может существенно увеличиться коэффициент трения между соприкасающимися поверхностями, а также может измениться коэффициент термической аккомодации
. Так коэффициент
гелия на чистой поверхности вольфрама на порядок меньше
в случае поверхности того же вольфрама, но покрытой адсорбированными молекулами. Очищение поверхности КА от слоя хемисорбированных или физически сорбированных молекул происходит после выхода в космос постепенно под воздействием внешних условий, в том числе под воздействием частиц набегающего потока газа, кинетическая энергия которых превосходит энергию связи адсорбированных атомов и молекул.

Важными являются также следующие явления, обусловленные космическим вакуумом: нагрузки от перепадов давления (внутри КА и снаружи); утечка хранящихся на борту КА газов; разгон истекающих и стравливаемых газов до предельных скоростей; переохлаждение поверхностей при стравливании криогенных компонентов.

Нагрузка от перепадов давления в космосе довольна значительна. Любое абсолютное давление в замкнутых объемах - баках, в кабине экипажа, и т.д. – является, по сути дела, избыточным. Давление внутренних полостей таким образом нагружает конструкцию, что в итоге выливается в затраты массы.

Утечка газов в вакууме происходит не только из-за мельчайших зазоров в арматуре и уплотнениях, но и непосредственно через стенки заключающих их емкостей. Так, например, гелий, имеющий температуру 600 С и давление 60
(
), проникает сквозь стенку трубы из нержавеющей стали в окружающее пространство, где поддерживается давление
, при толщине стенки трубы
со скоростью
. Заметим, что
- нормальный литр, т.е. 1газа при нормальных условиях. Утечка водорода при тех же условиях больше примерно в
раз, а утечка азота приблизительно в три раза меньше, чем у водорода. Такое сравнение еще не означает, что гелий сохраняется лучше, чем другие газы. Дело в том, что атомы гелия имеют очень маленький относительный размер и вследствие этого гелий интенсивно вытекает через малейшие щели. У водорода размер молекул больше, он не так интенсивно вытекает через щели, но очень сильно диффундирует через стенки из-за своей химической активности. Истекающие в вакуум газы разгоняются до больших скоростей, поэтому порождают довольно значительные возмущающие силы, которые необходимо компенсировать средствами ориентации.

Переохлаждение конструкции при стравливании криогенных жидких компонентов, особенно переохлаждение стравливающих штуцеров и пористых поверхностей, происходит по двум причинам: во - первых, из-за отбора от этих элементов теплоты испарения, во - вторых, из-за расширения потока стравливаемого газа. Это расширение иногда сопровождается настолько интенсивным отбором тепла, что в потоке могут образоваться центры кристаллизации паров стравливаемого компонента.

Вакуум может вызвать возникновение токов утечки, разрядов, пробоев, а также других нежелательных электрофизических явлений при эксплуатации электронного и электротехнического оборудования КА. Продукты испарения могут попадать на относительно более холодные участки неизолированных электрических цепей и вызвать появление токов утечки, тем самым нарушая режим работы электронных схем.

2) Радиационные свойства космического пространства

Характерной особенностью космоса является практическое отсутствие излучения по всем направлениям, находящимся за пределами телесных углов обзора Солнца и планет. По оценкам плотность потока падающего из космоса излучения на элемент поверхности, который в силу своей ориентации не подвергается воздействию излучения, исходящего от Солнца и планет, составляет величину, приблизительно равную
. Такая плотность потока излучения свойственна абсолютно черному телу с температурой
. Поэтому при характеристике космического пространства употребляют термин “холодный” космос.

В условиях космоса излучение, испускаемое поверхностью КА, назад практически не возвращается, даже если это излучение испускается в сторону находящейся вблизи планеты. То есть космическое пространство можно считать идеальным поглотителем, поэтому говорят о “черноте” космического пространства.

3) Невесомость.

Невесомость – состояние материального тела, при котором действующие на него внешние силы не вызывают взаимных давлений частиц друг на друга . Невесомость возникает при свободном движении тел в поле только одних гравитационных сил.

Состояние невесомости порождает ряд проблем физического и биологического характера. Так одной из физических проблем, появившейся при организации космических полетов, - проблема работоспособности и, в частности, запуска двигательных установок, работающих на жидких, а особенно на криогенных компонентах. Дело в том, что в невесомости компоненты жидкого топлива могут занимать произвольное положение относительно заборника, а необходимым условием запуска двигателя является наличие сплошности жидкого компонента на входе в двигатель. Подобная проблема возникает в связи с необходимостью разделения жидкой и газовой фаз в ряде агрегатов системы жизнеобеспечения и в топливных элементах.

Переход в невесомость сопровождается изменением условий и механизма теплообмена с участием жидкости и газа как теплопередающей среды. Не рассматривая всех аспектов влияния невесомости на физические процессы, протекающие в заполненных газом и жидкостью отсеках и устройствах КА (влияние на гидродинамику и гидростатику теплоносителей, на процессы конденсации и испарения), коснемся лишь самого важного вопроса, связанного с отсутствием естественной (гравитационной) конвекции в условиях космического полета, в то время как в наземных условиях гравитационная конвекция чаще всего имеет место и играет значительную роль в передаче энергии через газовую или жидкостную среду и, следовательно, в формировании теплового режима элементов объема или отсека, заполненного газом или жидкостью. Важность вопроса обусловлена тем, что результаты наземных экспериментальных исследований теплового режима КА из-за влияния естественной конвекции могут в ряде случаев существенно отличаться от того теплового режима, который будет иметь место в штатных условиях эксплуатации.

Большая группа проблем, возникающих при невесомости, касается ее биологического воздействия на живые организмы и прежде всего на человека. В невесомости центральная нервная система человека и рецепторы многих анализаторных систем (вестибулярного аппарата, мышечной системы, кровеносных сосудов и др.) находятся в необычных условиях функционирования. Поэтому невесомость рассматривают как специфический раздражитель, действующий на организм человека в течение всего космического полета.

4) Электромагнитное и корпускулярное излучение Солнца.

Начало формы

Считается, что основным источником солнечной энергии служит так называемая протон - протонная ядерная реакция, при которой из 4-х атомов водорода образуется один атом гелия. Ядерные реакции совершаются в центральной сверхплотной и сильно нагретой (приблизительно
) части Солнца, простирающейся от центра до
его радиуса. В этой зоне электромагнитное излучение зарождается в форме- квантов высоких энергий. Этикванты поглощаются атомами той части газа, которая расположена ближе к поверхности и где ядерные реакции из-за более низких температур и давлений невозможны. По мере перемещения к поверхности в результате многократного повторения процессов поглощения и излучения происходит трансформация- квантов в кванты рентгеновского, ультрафиолетового, видимого и инфракрасного излучения. Считается, что это происходит в так называемой зоне лучистого равновесия (
). От поверхности Солнца до зоны лучистого равновесия простирается конвективная зона, в которой энергия переносится конвекцией. Видимая поверхность Солнца, называемая фотосферой, испускает практически всю приходящую к нам энергию электромагнитного излучения Солнца. Плотность потока исходящего от фотосферы излучения составляет приблизительно
, что соответствует радиационной температуре
.

Над фотосферой расположена солнечная атмосфера, внешняя часть которой, называемая короной, состоит из чрезвычайно разреженной плазмы с температурой, близкой к миллиону градусов. Хотя общее излучение короны приблизительно в миллион раз меньше общего излучения Солнца , однако она является источником интенсивного жесткого ультрафиолетового и рентгеновского излучения. Излучение фотосферы и атмосферы изменяется во времени из-за так называемой солнечной активности.

На орбите Земли плотность потока излучения Солнца, падающего на площадку, перпендикулярную направлению на Солнце (солнечная постоянная ) изменяется из-за эллиптичности земной орбиты в пределах от 1350 до 1440
. Угловой диаметр наблюдаемого с Земли Солнца составляет приблизительно
.

Зависимость спектральной интенсивности () или спектральной плотности () электромагнитного излучения Солнца от длины волны излучения () имеет весьма сложный и изменчивый характер, зависящий от комплекса различных явлений в фотосфере и атмосфере Солнца. На рисунке 1 в виде графика представлена зависимость относительной величины спектральной плотности потока излучения Солнца от. Абсолютные текущие значенияотносились к максимальному значению этой величины, имеющему место при
. На этом же рисунке в виде пунктирной кривой 2 изображена аналогичная зависимость для абсолютно черного тела с температурой
, равной радиационной температуре Солнца. Для второй кривой масштаб зависимости относительной величиныпо оси ординат выбран исходя из условия равенства интегралов подля первой и второй кривой. Сопоставляя кривые 1 и 2 можно заключить, что видимая (0,38 - 0,75)
и инфракрасная части спектров Солнца и абсолютно черного тела отличаются мало.

В
ультрафиолетовой области спектра наблюдаются существенные отличия. Несмотря на то, что большая часть энергии электромагнитного излучения Солнца сосредоточена в длинноволновой части спектра (
), коротковолновая его часть (
) заслуживает особого внимания, т.к. коротковолновая радиация (ультрафиолетовое и рентгеновское излучение) является одной из причин, вызывающих деградацию наружных покрытий КА и, следовательно, изменение их радиационно-оптических свойств.

Следует заметить, что солнечная активность практически не изменяет ту область спектра, которая расположена правее
. Существенно изменяется во время солнечных вспышек спектр рентгеновского излучения. Излучение становится жестче, плотность фотонов с
возрастает на два порядка. Общая интенсивность излучения с
возрастает более чем в два раза.

Помимо электромагнитного излучения Солнце постоянно испускает потоки заряженных частиц, представляющих собой главным образом ионы водорода, гелия, электроны. Эти потоки называются “солнечным ветром”. В результате взаимодействия этих частиц с геомагнитным полем возникает ударная волна. За ударной волной происходит захват заряженных частиц “солнечного ветра” магнитным полем Земли, что приводит к образованию зон захваченной радиации.

Поток солнечного излучения, падающий на поверхность КА и поглощаемый ею в той или иной степени в зависимости от величины коэффициента - поглощательной способности, может оказывать на эту поверхность двойственное воздействие: непосредственное тепловое и косвенное, проявляющееся со временем в виде возможного изменения радиационно-оптических характеристик поверхности. Изменение этих характеристик является результатом так называемых радиационных повреждений материалов, которые происходят в основном вследствие ионизации, электронных возбуждений, смещения атомов вещества, диссоциации химических связей в молекулах при поглощении фотонов больших энергий и взаимодействии с высокоэнергетическими заряженными частицами солнечного и галактического происхождения.

5) Исходящее от планет излучение

Исходящее от планет электромагнитное (тепловое) излучение можно условно разделить на две составляющие: отраженное солнечное излучение и собственное инфракрасное излучение, источником которого для планет земного типа в основном является поглощенная солнечная радиация.

Плотность, угловое распределение интенсивности и спектральный состав отраженного от планет солнечного излучения зависит от многих факторов: состава и физических характеристик атмосферы планеты, если она имеется, характера подстилающей поверхности и особенностей ее макрорельефа, от зенитного угла Солнца. Процесс отражения весьма сложен, особенно при наличии у планеты атмосферы. Так отраженное излучение Земли формируется в результате многократного обратного рассеивания на молекулах воздуха, каплях воды в облаках и частицах аэрозоля, а также за счет отражения от твердых и водных поверхностей. Для характеристики отражательной способности планеты в целом, отдельных участков ее поверхности, а в ряде случаев и отдельных компонент отражающей системы используется понятие альбедо, характеризующее долю отраженной радиации по отношению к падающей на данную поверхность. Когда речь идет об отражательной способности планеты в целом, то говорят о сферическом (глобальном) альбедо (
). Отражательная способность участка поверхности планеты характеризуется локальным альбедо ().

Спектр отраженного от планет солнечного излучения в той или иной степени трансформируется в результате селективного поглощения излучения атмосферой планеты, если она имеется, и взаимодействия излучения с подстилающей поверхностью, которая является, как правило, не серой.

Индикатриса отражения, т.е. функция, характеризующая зависимость относительной величины интенсивности или направленной силы отраженного излучения от направления при различных значениях зенитного угла Солнца весьма изменчива и по времени и по географическим координатам. Но в целом, как свидетельствуют расчеты и наблюдения, эту индикатрису с удовлетворительной точностью можно считать диффузной.

Механизм формирования уходящего от планет собственного излучения чрезвычайно сложен (особенно для Земли) и определяется процессами поглощения, испускания, отражения и рассеивания излучения, но и особенностям протекания процессов сложного теплообмена (лучистого, конвективного и кондуктивного - в совокупности) в макросистемах, включающих в себя элементы подстилающей поверхности и атмосферы, если она имеется. Значительная неопределенность, изменчивость локальных по координатам и времени излучательных характеристик системы подстилающая поверхность – атмосфера побуждает использовать при расчете и экспериментальном моделировании внешнего теплообмена КА упрощенную модель собственного инфракрасного излучения Земли в космос. Модель, основанную на осреднении по поверхности и по времени радиационно-оптических характеристик элементов излучающей системы. Осреднение основано на допущении о равенстве нулю теплового баланса планеты. Предполагается, что поглощенная Землей или Венерой солнечная радиация полностью переизлучается затем в инфракрасной

области спектра некоторой равномерно нагретой в соответствии с поглощенной энергией эффективной сферической поверхностью, являющейся внешней границей оптически активного слоя атмосферы. В соответствии с этим предположением полусферическая поверхностная плотность потока собственного излучения Земли и Венеры определяется следующим простым соотношением :
. Если, например, для Земли принять
, то
, что соответствует радиационной температуре поверхности
. В рамках такой модели предполагается диффузный характер излучения, то есть независимость в пределах полусферического телесного угла интенсивности собственного излучения Земли от направления. Спектральное распределение энергии собственного излучения нашей планеты, как впрочем и других планет и астероидов солнечной системы, принимается таким же, как у абсолютно черного тела с температурой равной радиационной температуре планеты.

6) Микрометеорные потоки и собственные выделения КА

В космическом пространстве движется большое количество метеоров - твердых тел от нескольких десятков километров до десятых долей микрометра в поперечнике. Число метеорных тел тем больше, чем меньше их масса
(примерно обратно пропорционально
). Метеоры делятся на два класса: метеорные потоки (рои) и спорадические метеоры, не принадлежащие к метеорным потокам. Орбиты и параметры движения некоторых метеорных роев солнечной системы известны. Встреча с ними может прогнозироваться. Со спорадическими потоками встречи случайны. Повреждение конструкции, например пробой оболочки гермоконтейнера, может происходить при столкновении с метеорами массой
. Установлено, что вероятность столкновения с такими метеорами, если они относятся к классу спорадических, мала. Вероятность пробоя при попадании в метеорный рой возрастает на порядок или даже на несколько порядков . Частицы массой менее
(метеорная пыль) не представляют непосредственной опасности для жизненно важных узлов КА, но они вызывают поверхностную эрозию материалов, причем наиболее интенсивная эрозия возникает при взаимодействии с частицами массой
, поток которых достаточно велик. В результате эрозии полированные и зеркальные поверхности мутнеют, приобретая частично диффузные свойства, отражательная способность их снижается, оптические материалы также мутнеют, уменьшается их пропускательная способность.

В ряде случаев важным фактором, влияющим на характеристики терморегулирующих покрытий и оптики, являются собственные выделения КА в результате вакуумирования, гашения его конструктивных элементов, выброса продуктов горения из реактивных управляющих двигателей, выбросов рабочих веществ различных клапанов бортовых систем, испарительных теплообменников и т.п. Данный фактор проявляется в условиях низкого давления окружающей среды и приводит к так называемому загрязнению поверхностей КА. Выделяемые КА газообразные вещества, рассеиваясь в окружающем пространстве, могут сталкиваться друг с другом и частицами газа окружающей среды и вновь попадать на поверхности КА и осаждаться на них. Осаждение наиболее вероятно на холодных поверхностях, особенно на тех, которые имеют криогенные температуры. Влияние загрязнения поверхностей усугубляется одновременным воздействием жесткого электромагнитного и ультрафиолетового воздействия. Под воздействием этого излучения, а также под воздействием заряженных частиц солнечного происхождения в осевших продуктах происходят химические реакции, которые препятствуют испарению осевших частиц и приводят к изменению радиационно-оптических свойств поверхностей КА.

Торможение и спуск КА или его части (CA ) в атмосфере планет .

КА входит в атмосферу с большой начальной скоростью. Аэродинамические силы сопротивления при снижении замедляют КА, и его скорость уменьшается до малого (дозвукового) значения. В зависимости от тормозящих свойств атмосферы на процесс торможения влияют те или иные характеристики КА, основные из которых являются аэродинамическое качество и нагрузка на лобовую поверхность, т.е. масса КА, отнесенная к площади его миделя. При спуске в атмосфере Земли нагрузка на лобовую поверхность несущественна, т.к. даже КА с нулевым аэродинамическим качеством и с большой нагрузкой на лобовую поверхность тормозятся до малых дозвуковых скоростей. В разреженной атмосфере Марса со слабыми тормозящими свойствами только аппараты со сравнительно небольшими нагрузками на мидель в состоянии погасить начальную скорость до дозвуковых скоростей. Интенсивность торможения атмосферой ограничивается допустимыми перегрузками для экипажа, приборов или конструкции КА.

Характер траектории спуска в атмосфере в основном определяется аэродинамическими характеристиками КА, а также начальными условиями движения и параметрами атмосферы. Если КА не обладает подъемной силой, то он осуществляет баллистический спуск. Вид баллистической траектории целиком определяется начальными условиями входа в плотную атмосферу и прежде всего углом входа. Баллистический спуск связан с большими перегрузками. Такой спуск применялся при первых полета человека в космос. Если СА обладает даже малым аэродинамическим качеством (
), то для него характерно существенное уменьшение перегрузок по сравнению с баллистическим спуском. Аэродинамическое качество может быть использовано и при формировании характера распределения по времени внешней тепловой нагрузки на поверхность СА, что открывает принципиальную возможность осуществления минимизации массы тепловой защиты. Возможен и планирующий спуск, характерной особенностью которого является управление траекторией движения путем использования аэродинамической подъемной силы.

Независимо от того, какой способ спуска реализуется при входе СА в плотные слои атмосферы, перед ним образуется ударная волна, которая отходит от его поверхности, оставаясь в окрестности лобовой точки практически эквидистантной его поверхности. Набегающий на СА поток газа, проходя через фронт ударной волны замедляется и резко меняет свои параметры: давление, плотность, температуру, химический состав. Температура газа, его плотность возрастают в десятки раз по сравнению с температурой и плотностью невозмущенного газового потока. А давление увеличивается с сотни раз .

С физической точки зрения мгновенное скачкообразное изменение параметров при переходе через ударную волну следует рассматривать только как идеализированную схему быстропротекающего процесса непрерывного изменения состояния. Почти вся кинетическая энергия КА при торможении расходуется на нагрев воздуха за ударной волной и лишь небольшая часть (не превышающая 1%) в виде тепловой энергии затрачивается на нагрев и унос теплозащиты. Плотность тепловых потоков, поступающих к поверхности КА, зависит от траектории спуска. При крутых траекториях подводятся потоки большой плотности. На пологих траекториях, характерных для планирующего спуска, плотности тепловых потоков меньше, хотя суммарная тепловая энергия, подводимая к поверхности КА возрастает вследствие увеличения времени спуска.

Тема лекции: Статические и вибрационные испытания

В процессе эксплуатации (на стартовой позиции, на участке выведения, в условиях космического полета, при спуске в атмосфере Земли или при посадке на другие планеты) КА подвергается воздействию внешних механических нагрузок. Если рассматривать воздействие внешних силовых нагрузок с точки зрения влияния их на напряженно - деформированное состояние частей конструкции КА и на значения соответствующих внутренних усилий, определяющих силовое воздействие частей конструкции между собой, то по характеру распределения все нагрузки могут быть разделены на поверхностные и объемные (массовые) . Поверхностные нагрузки распределяются на поверхности элементов конструкции и характеризуются давлением или значением равнодействующей силы. Массовые нагрузки распределяются по объему элементов конструкции и пропорциональны плотности их материала. Значения массовых нагрузок характеризуются коэффициентом перегрузки. Основным источником массовых (инерционных) нагрузок для отдельных элементов и даже частей конструкции КА является вибрация (общие или местные ускорения колебательного характера).

Все внешние поверхностные нагрузки подразделяются на квазистатические, медленно изменяющиеся по времени и называемые статическими, и на динамические, вызывающие упругие колебания конструкции КА. Эффект динамического действия внешних поверхностных сил (проявляющийся в возбуждении упругих колебаний) зависит в основном от динамических характеристик самого аппарата. Поэтому обычно в качестве критерия указанной классификации внешних нагрузок выбирают период (или частоту) свободных упругих колебаний конструкции в целом или ее частей и элементов. Если время изменения внешних поверхностных нагрузок велико по сравнению с периодом свободных упругих колебаний рассматриваемой конструкции, то эти нагрузки считаются статическими или квазистатическими. Если же время изменения внешних поверхностных нагрузок мало по сравнению с периодом свободных упругих колебаний – нагрузки относят к категории динамических. Таким образом, одна и та же внешняя нагрузка для одних конструкций может считаться квазистатической, а для других – динамической.

Статические испытания

Известные способы воспроизведения поверхностных нагрузок при статических испытаниях в большинстве случаев основаны на замене распределенных сил, действующих на конструкцию в натурных условиях, системой элементарных сосредоточенных сил. Такие силы передаются на оболочки испытываемой конструкции при помощи парусиновых лямок с использованием рычажных систем, каждая из которых может объединять десятки элементарных сосредоточенных сил . Усилия на рычажные системы передаются от так называемых нагружателей Бывают грузовые, винтовые нагружатели, а также нагружатели на пневмо- или гидроцилиндрах. В тех случаях, когда объектом испытаний на одновременное воздействие силовых и тепловых нагрузок являются элементы тепловой защиты КА, применяю вакуумные системы – так называемые вакуумные присоски, которые позволяют создать на поверхности конструкции распределенные нагрузки, или силовые системы с наддувом – резиновые мешки.

Вибрационные испытания

Вибрация КА – колебательные движения отдельных элементов его конструкции. Основным источником вибрации являются работающие двигатели – маршевые и двигатели системы ориентации. Вибрации отдельных элементов могут возникать также вследствие пульсации компонентов топлива в трубопроводах. Могут быть и другие причины вибрации. Вибрация может явиться причиной усталостных разрушений элементов конструкции КА, механических повреждений приборов и аппаратуры, нарушения герметичности отсеков КА.

Цель и задачи вибрационных испытаний

Целью вибрационных испытаний является оценка работоспособности КА при вибрационных нагрузках.

Основными задачами испытаний являются :

Проверка прочности конструкции КА при экспериментально выявленных или расчетных вибрационных нагрузках, определение фактических запасов прочности.

Определение коэффициентов динамичности в узлах крепления комплектующих агрегатов.

Определение собственных частот и форм колебаний отдельных элементов конструкции и КА в целом.

Определение коэффициентов демпфирования отдельных агрегатов и КА в целом.

Оценка работоспособности комплектующих агрегатов, включая функционирующие агрегаты и кинематические узлы, после воздействия вибрационных нагрузок.

Проверка виброустойчивости комплектующих агрегатов.

Определение и оценка характеристик КА в процессе и после воздействия вибрационных ускорений, а также при динамических возмущениях, создаваемых функционированием бортовой аппаратуры.

Определение характеристик КА при имитации условий транспортировки.

При виброиспытаниях требуется обеспечить:

Диапазон частот вибрации в контрольных точках испытываемого объекта (низшие - 0 - 2 Гц, высокие - 500 - 2000 Гц);

Необходимую продолжительность испытаний, которая ограничивается испытательным ресурсом изделия (от нескольких десятков секунд до нескольких часов);

Настройку системы на заданный режим в установленное время (5 – 30 c);

Точность воспроизведения и поддержания заданных спектральных характеристик в ходе испытаний.

В ходе испытаний за короткое время необходимо воспроизвести заданные спектральные характеристики вибраций в широком диапазоне частот и с достаточно высокой точностью. Решение этой задачи для одномерных и в особенности для многомерных систем невозможно без применения автоматизированных систем управления виброиспытаниями.

Требования к испытуемому объекту.

К испытуемому изделию предъявляется ряд требований:

Изделие изготавливается по рабочим чертежам КА, с которым оно должно быть идентично геометрически, механически, электрически и т.д.;

Масса, центровка и моменты инерции
изделия должны определяться экспериментально перед испытаниями для каждого конкретного КА;

Замена отдельных элементов изделия массогабаритными макетами допустима лишь в том случае, если это не окажет влияния на прочность и работоспособность конструкции;

В необходимых случаях следует обеспечить герметичность испытуемых изделий;

Аппаратура испытуемого изделия проверяется на автономное и комплексное функционирование с измерением основных параметров;

Комплектующие элементы и рабочие вещества, используемые в механизмах и агрегатах КА, должны точно соответствовать чертежам, необоснованные замены на стадии испытаний не допускаются;

Специальные узлы, устанавливаемые на изделии для его крепления или приложения нагрузки, не должны изменять прочность и жесткость конструкции, не должны препятствовать ее деформациям при испытаниях;

На изделии устанавливаются преобразователи, необходимые для фиксирования параметров.

Теоретически возможно проводить испытания всей конструкции КА, однако в большинстве случаев испытания проводятся на отдельных частях и агрегатах изделия. Это обусловлено в основном тремя следующими причинами: 1) Для разных частей и агрегатов КА расчетными являются различные случаи нагружения. Поэтому, проводя отдельные испытания частей и агрегатов (поагрегатные испытания), можно проверить прочность при расчетных режимах нагружения большинства частей и агрегатов конструкции КА, используя один экземпляр изделия. 2) Испытания аппарата в целом сопряжено с большими техническими трудностями. 3) Повторный эксперимент с аппаратом может и не дать достоверной информации о его прочности и жесткости из-за остаточных деформаций, возникающих при первом эксперименте.

Испытания агрегата можно проводить как в системе аппарата, так и автономно. В последнем случае агрегаты должны поставляться на испытания вместе с переходниками, которые призваны имитировать заменяемую ими конструкцию.

C редства проведения наземных вибрационных испытаний.

Вибрационные испытания КА и их отдельных фрагментов осуществляется с помощью специального оборудования. В состав этого оборудования входят:

Стенды, имитирующие механические воздействия;

Приспособления для крепления КА или его элементов к испытательным установкам;

Приборы для измерения параметров вибрации.

Вибростенды можно классифицировать по назначению, исполнению, типу и направлению создаваемых колебаний, числу компонент и форме колебаний, принципу работы возбудителя, динамической схеме и принципу возбуждения переменной силы в возбудителе колебаний.

Если классифицировать вибростенды по принципу возбуждения переменной силы в возбудителе колебаний (по виду энергетического привода), то можно выделить следующие типы вибростендов: механические, электрогидравлические, пьезоэлектрические, электромагнитные, резонансные, пневматические, магнитострикционные, электродинамические.

Механические вибростенды - обычно выполняются с вибровозбудителями следующего типа: центробежными, эксцентриковыми, кривошипно-шатунными, кулисными и маятниковыми. На рис. 1 изображена заимствованная из cхема механического вибростенда с эксцентриковым вибровозбудителем. На этом рисунке- возбудитель с эксцентриковым приводом; - возбудитель с упругими элементами реактивной массы.

Стенд с эксцентриковым возбудителем подкупает своей простотой, но из-за сильной изнашиваемости подшипников стенды, выполненные по такой схеме применяются для частот, не превышающих 50 -
60.

А
мплитуда вибрации регулируется изменением эксцентриситета, частоту – изменением частоты вращения двигателя. Основным преимуществом таких стендов является возможность получения очень низких частот, независимость амплитуды от частоты и экономичность. Недостатком является невозможность получения высоких частот и малых амплитуд (менее 0,1
) Для разгрузки подшипников применяются

эксцентриковые стенды, включающие упругие элементы и реактивную массу (см. ). Реактивная масса 2 служит для управления вибрационными силами, действующими на основание. Пружины 1 являются основными. Через упругий элемент 5 осуществляется передача колебаний от эксцентрика 6 к платформе 3. Пружины 4 служат для связи элементов вибростенда с основанием. Изменением длины рабочих пружин регулируется амплитуда вибрации платформы.Основное преимущество механических вибростендов заключается в том, что они обеспечивают с определенной точностью постоянство амплитуды вибрации при частотах до
Гц. Грузоподъемность промышленных стендов может достигать значений до 1000
. Все механические стенды - низкочастотные. Частота ограничена прочностью звеньев передаточного механизма. Дело в том, что многозвенный механизм таких стендов имеет большое количество резонансных частот, оказывающих влияние на режим испытания объектов.

Электрогидравлические вибростенды

Можно отметить следующие характерные особенности электрогидравлических вибростендов: возможность создания больших переменных сил (свыше

) и проведения испытаний при частотах до 100
, а в отдельных случаях – при частотах до 500
; возможность получения больших амплитуд перемещения при испытаниях на низких частотах.

В зависимости от типа задающего механизма различают стенды:

С гидромеханическим возбуждением;

С гидроэлектромагнитным возбуждением;

Cгидроэлектродинамическим возбуждением.

Наиболее совершенными являются стенды с гидроэлектродинамическим возбуждением вибрации, в которых электродинамический возбудитель приводит в движение золотник или клапан системы управления, изменяющий давление в основной гидравлической системе. Однако воздействие сложных динамических процессов в жидкости затрудняет получение заданного закона колебаний. Многоступенчатое усиление позволяет получить на столе стенда силы до

. Верхний предел частотного диапазона ограничивается динамическими свойствами жидкости и составляет 200 – 300
.

Пьезоэлектрические вибростенды

Стенды с пьезоэлектрическим возбуждением вибрации предназначены в основном для испытания точных приборов, когда необходимая частота вибрации может превышать 10
, амплитуда перемещения составляет доли микрометра, а величина возбуждающей колебания силы не превышает единиц ньютона. Работа таких стендов основана на способности пьезокристалла испытывать деформацию под действием приложенного к нему электрического напряжения. Изменение направления вектора напряженности внешнего электрического поля на противоположное меняет деформацию сжатия на деформацию растяжения или наоборот. Если напряженность электрического поля будет меняться по синусоидальному закону, то и деформация также будет происходить по синусоидальному закону. Частотный диапазон таких стендов составляет 1 - 20
.

Электромагнитные вибростенды .

Работа такого стенда основана на взаимодействии электромагнита, установленного на упругом основании, с подвижной системой стенда, которая состоит из стола с испытуемым изделием и упругих элементов, позволяющих осуществлять настройку на резонанс путем изменения их длины.

Вибростенды с электромагнитным возбуждением имеют следующие особенности:

Испытания проводятся на фиксированных частотах 50 и 100
, но в отдельных конструкциях стендов возможны испытания с переменными частотами от 15 до 500
;

Возможна реализация значительных по величине вынуждающих сил (до
);

Возможно проведение испытаний на резонансных режимах с переналадкой механической части стенда;

Практически отсутствуют магнитные поля в зоне размещения испытуемого объекта;

Конструкция стенда и система управления относительно просты.

Пневматические вибростенды - используют энергию сжатого воздуха от промышленных пневмосистем с давлением

. В зависимости от реализованной в конструкции стенда принципиальной схемы вибровозбудителя возможно получение частот в диапазоне от 15
до 800
при широком диапазоне изменения амплитуд и сил.

Резонансные (камертонные) вибростенды - используются для получения высоких значений ускорений. Резонансные возбудители колебаний представляют собой балки или камертоны, колебания которых с резонансной частотой поддерживаются специальным электромагнитным устройством. Каждый из камертонов имеет собственные частоты. Одинаковые испытываемые объекты симметрично крепятся на концах ветвей камертона, которые помещаются в магнитное поле торцевой системы возбуждения.

Электродинамические вибростенды - применяются в тех случаях, когда при вибрационных испытаниях необходимо обеспечить следующие условия:

большие амплитуды вынуждающей силы;

широкий частотный диапазон;

воспроизведение вибрации различного типа (гармонической, случайной, по заданной программе);

строгую направленность создаваемой вибрации;

возможность изменения направления вибрации;

слабые магнитные поля в зоне испытаний;

малый коэффициент нелинейных искажений.

Типовая схема электродинамического вибрационного стенда представлена на рис. 2.

Принцип работы электродинамического возбудителя колебаний прост и заключается в следующем: В корпусе электромагнита 3 помещается бескаркасная катушка подмагничивания 2. Корпус электромагнита 3 и кольцо 7 составляют магнитопровод вибратора. Через катушку подмагничивания пропускается постоянный ток. Соосно с неподвижно расположенным электромагнитом, запитываемым постоянным током, располагается подвижная катушка 8, запитываемая переменным током от задающего генератора. Подвижная катушка связана со штоком 6, проходящим через центральную полую часть неподвижного электромагнита. На противоположном по отношению к подвижной катушке конце штока размещается стол 5 с испытуемым объектом 4. В результате взаимодействия постоянного и переменного магнитных полей возникает переменная сила, заставляющая всю подвижную систему (подвижная катушка, шток, стол, объект) совершать колебания в соответствии с направлением этой силы. Если по обмотке подвижной катушки пропускать синусоидальный ток, то колебания стола вибратора будут иметь синусоидальную форму. Частота колебаний стола определяется частотой тока в подвижной катушке.

Тема лекции: Испытания на воздействие инерционных и ударных нагрузок

Инерционные нагрузки на элементы конструкции и систем КА возникают при движении КА с ускорением. Величины инерционных нагрузок зависят от величины и направления перегрузок. Перегрузки возникают при выведении КА на траекторию полета, при маневрировании, торможении и при посадке на Землю или другие небесные тела. Перегрузки, возникающие на участке выведения, невелики и не превышают
. Однако при баллистическом торможении КА в плотных слоях атмосферы, особенно в тех случаях, когда угол входа КА в атмосферу больше
, перегрузки резко возрастают и могут достигать
.

При испытаниях КА и их систем инерционные нагрузки моделируют таким образом, чтобы они достаточно точно соответствовали нагрузкам в условиях штатной эксплуатации КА. Однако полностью воссоздать условия эксплуатации КА на стендовом оборудовании практически невозможно, хотя бы из-за воздействия на испытуемый объект гравитационных сил, направление действия которых чаще всего не соответствует направлению действия создаваемой в стендовых условиях перегрузки.

Поэтому речь может идти только о большей или меньшей степени приближения к реальным условиям.

В качестве основных средств испытаний используются центробежные стенды. Для достижения условий нагружения, максимально приближающихся к эксплуатационным, на центробежных стендах используются следующие способы: 1) изменение частоты вращения динамической установки с исследуемым объектом; 2) поворот исследуемого объекта на динамической установке; 3) линейное перемещение объекта вдоль одной или нескольких пространственных осей на динамической установке.

На приведенном ниже рисунке 1 изображена схема центробежного стенда.

Рис.1
Основными конструктивными элементами центробежного стенда являются электродвигатель, редуктор 1, ротор 2, планшайба 3, каретка 4, платформа 5, испытуемый объект 6. Вращение вала двигателя через редуктор передается на ротор, на котором установлена планшайба. Планшайба вращается вокруг вертикальной оси. Каретка может перемещаться вдоль планшайбы. Платформа, имеет сферическую опору с кареткой, позволяющую ей вращаться относительно произвольной оси, проходящей через центр опоры. Благодаря этому испытуемый объект, установленный на платформе, может вращаться и вокруг своей продольной оси.

Для имитации инерционных нагрузок на центробежном стенде необходимо знать закон изменения во времени перегрузки, воздействующей на КА при эксплуатации.

При воспроизведении линейных ускорений на центробежном стенде определяющее значение имеет величина перегрузки , градиент перегрузки, предельный импульс перегрузки
и мера интегрального воздействия
.

В процессе испытаний КА и их элементов на центробежных стендах воспроизводятся три основных вида перегрузок:

Импульсные;

Сложные непрерывные периодические;

Непериодические ортогональные.

Испытания на воздействие ударных нагрузок

Основные характеристики ударного процесса и возможные последствия воздействия удара на конструкцию и состояние КА.

Ударом называют механическое воздействие материальных тел, приводящее к конечному изменению скоростей их точек за бесконечно малый промежуток времени. Ударное движение - движение, возникающее в результате однократного взаимодействия тела (среды) с рассматриваемой системой при условии, что наименьший период собственных колебаний системы или ее постоянная времени соизмеримы или больше времени взаимодействия.

При ударном взаимодействии в рассматриваемых точках определяют ударные ускорения, скорость или перемещение. В совокупности такие воздействия и реакции называют ударными процессами. Механические удары могут быть одиночными, многократными и комплексными. Одиночные и многократные ударные процессы могут воздействовать на аппарат в продольном, поперечном и любом промежуточном направлениях. Комплексные ударные нагрузки оказывают воздействие на объект в двух или трех взаимно перпендикулярных плоскостях одновременно. Ударные нагрузки на КА могут быть как непериодическими, так и периодическими. Возникновение ударных нагрузок связано с резким изменением ускорения, скорости или направления перемещения КА. Наиболее часто в реальных условиях встречается сложный одиночный ударный процесс, представляющий собой сочетание простого ударного импульса с наложенными колебаниями.

К основным характеристикам ударного процесса относятся:

Законы изменения во времени ударного ускорения
, скорости
и перемещения
;

Длительность действия ударного ускорения - величина интервала времени (
) от момента появления до момента исчезновения ударного ускорения;

Длительность фронта ударного ускорения - интервала времени от момента появления ударного ускорения до момента, соответствующего его пиковому значению;

Коэффициент наложенных колебаний ударного ускорения - отношение полной суммы абсолютных значений приращений между смежными и экстремальными значениями ударного ускорения к его удвоенному пиковому значению;

Импульс ударного ускорения - интеграл от ударного ускорения за время, равное длительности его действия.

По форме кривой функциональной зависимости параметров движения ударные процессы разделяются на простые и сложные. Простые процессы не содержат высокочастотных составляющих и их характеристики аппроксимируются простыми аналитическим функциями. Класс функции определяется формой кривой, аппроксимирующей зависимость ускорения от времени - полусинусоидальная, косинусоидальная, прямоугольная, треугольная, пмлообразная, трапецеидальная и т. п.

Механический удар сопровождается быстрым выделением энергии, в результате чего возникают местные упругие или пластические деформации, возбуждение волн напряжения и другие эффекты, приводящие иногда к нарушению функционирования и к разрушению конструкции КА. Ударная нагрузка, приложенная к КА, возбуждает в нем быстрозатухающие собственные колебания. Значение перегрузки при ударе, характер и скорость распределения напряжений по конструкции определяются силой и продолжительностью удара и характером изменения ускорения. Удар, воздействуя на КА, может вызвать его механическое разрушение. В зависимости от длительности, сложности ударного процесса и его максимального ускорения при испытаниях определяют степень жесткости элементов конструкции КА. Простой удар может вызвать разрушение вследствие возникновения сильных, хотя и кратковременных перенапряжений в материале. Сложный удар может привести к накоплению микродеформаций усталостного характера. Так как конструкция КА обладает резонансными свойствами, то даже простой удар может вызвать колебательную реакцию в ее элементах, также сопровождающуюся усталостными явлениями.

Механические перегрузки вызывают деформацию и поломку деталей, ослабление соединений (сварных, резьбовых, заклепочных), перемещение механизмов и органов управления, в результате чего изменяется регулировка и настройка приборов и появляются другие неисправности.

Испытания конструкций и систем КА на воздействие ударных нагрузок

Общая задача испытаний КА на воздействие ударных нагрузок состоит в проверке способности КА и всех его элементов выполнять свои функции в процессе ударного воздействия и после него. При этом ставится целью максимально приблизить результаты испытательного удара к эффекту реального удара в натурных условиях эксплуатации КА.

При воспроизведении в условиях наземного эксперимента режимов ударного нагружения накладывают ограничения на форму импульса мгновенного ускорения как функции времени, а также на допустимые пределы отклонений формы импульса. Дело в том, что практически каждый ударный импульс на лабораторном стенде сопровождается пульсацией, являющейся следствием резонансных явлений в ударных установках и вспомогательном оборудовании. Так как спектр ударного импульса в основном является характеристикой разрушающего действия удара, то наложение даже небольшой пульсации может сделать результаты лабораторных измерений недостоверными.

Ударные стенды обычно состоят из следующих элементов: испытуемого объекта, закрепленного на платформе или в контейнере вместе с датчиком ударной перегрузки; средства разгона для сообщения объекту необходимой скорости; тормозного устройства; системы управления; регистрирующей аппаратуры для записей исследуемых параметров объекта и закона изменения ударной перегрузки; первичных преобразователей; вспомогательных приборов для регулировки режимов функционирования испытываемого объекта; источников питания, необходимых для работы испытуемого объекта и регистрирующей аппаратуры.

Простейшим стендом для ударных испытаний является стенд, работающий по принципу сбрасывания закрепленного на каретке испытуемого объекта с некоторой высоты, т.е. использующий для разгона силы земного тяготения. При этом форма ударного импульса определяется материалом и формой соударяющихся поверхностей. На таких стендах можно обеспечить ускорение до
. Стенд, работающий по принципу сбрасывания объекта с определенной высоты, имеется в научно - исследовательской лаборатории кафедры 601 МАИ и называется научно - исследовательским стендом бросковых испытаний. Ударные перегрузки на таких стендах зависят от высоты падения
, жесткости тормозящих элементов, суммарной массы стола и объекта испытаний
и характеризуются следующей зависимостью:
. Подбирая соответствующим образом отмеченные величины, можно получать требуемые перегрузки.

Имеются испытательные стенды, использующие гидравлический или пневматический привод для разгона каретки с испытуемым объектом. В качестве разгонного устройства могут быть использованы резиновые амортизаторы, пружины, а также линейные асинхронные двигатели.

Возможности практически всех ударных стендов определяются конструкцией тормозных устройств. Перечислим и кратко охарактеризуем виды этих устройств, используя заимствованный из рис.2.

Рис.2

1) Для получения больших перегрузок с малым фронтом их нарастания () используется удар испытуемого объекта с жесткой плитой (рис. 2). Торможение происходит за счет возникновения упругих сил в зоне контакта при ударе.

2) Для получения перегрузок в широком диапазоне, от десятков до десятков тысяч единиц, с временем нарастания их от десятков микросекунд до нескольких миллисекунд используют деформированные элементы в виде пластины или прокладки, лежащей на жестком основании. Материалами этих прокладок могут быть сталь, латунь, медь, свинец, резина и т.п. (рис. 2)

3) Для обеспечения какого - либо заданного закона изменения перегрузки и длительности времени ударного ускорения (
) в небольшом диапазоне используют деформируемые элементы в виде наконечника, который устанавливается между плитой ударного стенда и испытуемым объектом (рис.2).

4) Для воспроизведения удара с относительно большим путем торможения применяют тормозное устройство, состоящее из свинцовой, пластически деформированной плиты, расположенной на жестком основании стенда, и внедряющегося в нее жесткого наконечника соответствующего профиля (рис.2), закрепленного на объекте или на платформе стенда. Такие тормозные устройства позволяют получать перегрузки в широком диапазоне
с небольшим временем их нарастания, доходящим до десятков миллисекунд.

5) В качестве тормозного устройства может быть использован упругий элемент в виде рессоры (рис.2.), установленной на подвижной части ударного стенда. Такой вид торможения обеспечивает получение относительно малых перегрузок полусинусоидальной формы с продолжительностью, измеряемой миллисекундами.

6) Пробиваемая металлическая пластина, закрепленная по контуру в основании установки в сочетании с жестким наконечником платформы или контейнера, обеспечивает получение относительно малых перегрузок (рис. 2).

7) Деформируемые элементы, установленные на подвижной платформе стенда (рис. 2
), в сочетании с жестким коническим уловителем обеспечивают получение длительно действующих перегрузок с временем нарастания до десятков миллисекунд.

8) Тормозное устройство с деформированной шайбой (рис.2) позволяет получать большие пути торможения объекта (до 200 - 300 мм) при малых деформациях шайбы.

9) Пневматическое тормозное устройство рис.2и позволяет воспроизвести интенсивные ударные импульсы различной формы. Кроме того, это устройство является устройством многоразового действия.

10) Широко применяются гидравлические амортизаторы. При ударе испытуемого объекта об амортизатор его шток погружается в жидкость. Жидкость выталкивается через очко штока по закону, определяемому профилем регулирующей иглы. Изменяя профиль иглы, можно реализовать различный вид закона торможения.

В заключение лекции следует отметить, что ударные испытания можно проводить и на маломасштабных моделях объекта, руководствуясь при разработке методики такого эксперимента теорией подобия физических процессов.

Тема лекции: Газодинамические испытания КА.

Газодинамическим испытаниям подвергаются маломасштабные модели околоземных КА многоразового использования, а также маломасштабные модели спускаемых аппаратов, входящих в атмосферу планеты с высокими скоростями.

Задачи, решаемые при газодинамических испытаниях, и методический подход к их решению.

При исследовании газодинамических процессов путем математического или физического моделирования решаются главным образом две задачи: 1) Определение силовых нагрузок, связанных с распределением сил аэродинамического давления и трения вдоль внешней поверхности КА и акустическим воздействием. 2) Определение газодинамических характеристик обтекания, которые являются необходимой информацией для расчета плотности конвективных и радиационных тепловых потоков к поверхности КА

Возможны два подхода к исследованию воздействия потока газа на испытуемый объект:

Исследуемый объект располагается неподвижно в экспериментальной установке, а обтекаемому его поверхность газу сообщается определенная относительная скорость.

Исследуемому объекту сообщается определенная скорость относительно неподвижной газовой среды.

Первый подход реализуется в аэродинамических трубах, в которых создается газовый поток с требуемыми параметрами, обтекающий исследуемое тело.

Второй подход реализуется с применением баллистических установок или ракетных трасс.

Как в первом, так и во втором случае испытания проводятся на маломасштабных моделях изделий, что объясняется ограниченностью энергетических возможностей испытательных центров. В связи с этим моделирование условий обтекания испытываемых объектов, обработка и интерпретация результатов испытаний на моделях основывается на теории подобия физических явлений. Физическое подобие газодинамических процессов предполагает наличие геометрического, кинематического и динамического подобия. Геометрическое подобие предполагает пропорциональность сходственных линейных размеров для модели и натуры. Кинематическое подобие предполагает, что кинематические характеристики сходственных частиц подобных потоков, обтекающих геометрически подобные тела, пропорциональны, т.е. в пропорциональные отрезки времени частицы проходят подобные пути, а скорости и ускорения в сходственных точках пропорциональны и ориентация этих векторов в пространстве одинакова. Динамическое подобие предполагает, что силы, действующие в сходственных точках, пропорциональны по величине и одинаково ориентированы.

Подобие называется полным, если во всем пространстве, окружающем модель и натуру, соблюдается подобие картин обтекания в целом. Если это условие не соблюдается, то подобие называется неполным или частичным.

Если записать уравнения Навье - Стокса в безразмерном виде то для двух гидродинамически подобных течений эти уравнения окажутся совершенно идентичными. Безразмерные уравнения Навье - Стокса в качестве коэффициентов (параметров) содержат следующие безразмерные комплексы, состоящие из размерных параметров:
,,
,
, где
- соответственно характерный размер, скорость, давление, плотность, динамический коэффициент вязкости, ускорение земного тяготения, характерное время. Подстрочный индексотносится к параметрам невозмущенного потока газа. Первый безразмерный комплекс называют в газовой динамике числом Струхаля (Sh), второй - числом Фруда (Fr), третье – числом Эйлера (Eu), четвертое – числом Рейнольдса (Re).

Очевидно, что для геометрически и кинематически подобных течений безразмерные уравнения движения будут одинаковыми в том случае, если каждый из этих комплексов имеет одно и то же значение для натурного объекта и модели и если в сходственных точках этих потоков относительные значения плотности и вязкости одинаковы (
). Отмеченные безразмерные комплексы являются, таким образом, критериями динамического подобия для геометрически и кинематически подобных систем.

В сжимаемой среде критерий Эйлера (Eu) можно представить с помощью известного выражения для скорости звука
в видеEu=; это значит, что в случае газовых течений появляются два дополнительных критерия подобия:

Число Пуассона
и число Маха
, значения которых при подобии течений около модели и натуры должны быть одинаковыми
,
.

Средства экспериментального моделирования газодинамических процессов

Аэродинамические трубы

В зависимости от скорости газового потока в рабочей части аэродинамические трубы делятся на следующие виды :

1) дозвуковые (
);

2) околозвуковые и трансзвуковые (
);

3) сверхзвуковые (
);

4) гиперзвуковые (
).

По конструктивным признакам аэродинамические трубы можно разделить на два класса: трубы незамкнутого типа; трубы замкнутого типа.

При испытаниях КА или его отдельных фрагментов в аэродинамических трубах могут решаться следующие задачи:

Исследование влияния формы обтекаемого потоком газа поверхности объекта на аэродинамические характеристики этого объекта в зависимости от скорости набегающего потока и в зависимости от ориентации объекта относительно вектора скорости газа.

Исследование динамики полета КА.

Исследование влияния аэродинамических сил на упругие характеристики оболочки конструкции КА.

Физические исследования, связанные с течением воздуха в различных условиях (исследование газодинамической картины обтекания объекта сверхзвуковым потоком, исследование характеристик пограничного слоя и т.д.

В дозвуковых трубах (см. рис. 1) воздух засасывается в трубу вентилятором 7, приводимым во вращение электродвигателем 8. Засасываемый в трубу воздух проходит сначала через спрямляющую решетку 1 и детурбулирующую сетку 2, становится плоскопараллельным, затем, пройдя через форкамеру 3, поступает в сужающееся сопло 4, разгоняется и попадает в рабочую часть 5 трубы, где установлена испытуемая модель. Из рабочей части поток попадает в диффузор 6 и затем выбрасывается в окружающее пространство. В замкнутых аэродинамических трубах поток, пройдя рабочую часть и диффузор, направляется в обратный канал и через сопло вновь возвращается в рабочую часть. Кратко отметим назначение упомянутых частей аэродинамической трубы. Спрямляющая решетка, набранная из тонких металлических пластин служит для формирования параллельного потока и разрушения крупных вихрей. Детурбулизирующие сетки способствуют выравниванию скоростей по сечению потока и уменьшению начальной турбулентности потока в рабочей части трубы. Форкамера служит для выравнивания и успокоения потока. Сопло служит для разгона потока воздуха от минимальной на входе до расчетной на выходе в рабочую часть. Дозвуковые сопла имеют вид сужающихся каналов. Рабочая часть - это пространство между соплом и диффузором. Здесь устанавливается модель для испытания и располагаются аэродинамические весы. Газовый поток в рабочей части трубы должен иметь равномерное поле скоростей и давлений.

Околозвуковые трубы в основном являются мощными дозвуковыми трубами замкнутого типа и постоянного действия. Основное отличие околозвуковых труб от трансзвуковых состоит в конструкции стенок рабочей части: околозвуковые трубы имеют сплошные стенки, которые препятствуют расхождению линий тока около модели, поэтому поле течения искажается. У трансзвуковых труб стенки рабочей части не сплошные, а имеют щели и перфорации, которые ослабляют влияние стенок на форму линий тока вблизи модели, благодаря этому в трансзвуковых трубах можно получать режимы обтекания с
с дозвуковым соплом.

Сверхзвуковые трубы работают в диапазоне чисел Маха
. Высокие скорости газового потока обеспечиваются сверхзвуковыми соплами, которые имеют дозвуковой и сверхзвуковой участки. На дозвуковом участке воздух, поступающий из форкамеры, разгоняется до звуковой скорости. На сверхзвуковом участке происходит дальнейшее увеличение скорости и окончательное формирование равномерного по сечению сверхзвукового потока. Каждое сверхзвуковое сопло рассчитано на получение определенного значения числа Маха на выходе. Это значение зависит от отношения площадей выходного сечения сопла и критического сечения. Для получения в трубе нескольких значений числа Маха применяют сменные или регулируемые сопла. Диффузор в сверхзвуковой трубе состоит из двух частей: начального сужающегося канала и следующего за ним расширяющегося участка трубы. В сужающейся части диффузора сверхзвуковая скорость газа постепенно снижается до звуковой за счет образования скачков уплотнения, затем дозвуковой поток попадает в расширяющуюся часть диффузора, где происходит дальнейшее торможение потока.

В гиперзвуковых трубах для получения потока с числом
в форкамере необходимо создать давление, превышающее давление в рабочей части трубы в десятки тысяч раз, что обуславливает большие абсолютные значения давления в форкамере. Получение необходимого перепада давлений можно обеспечить за счет разряжения в рабочей части трубы, которое может быть достигнуто при помощи вакуум - камеры или применения многоступенчатого эжектора.

Гиперзвуковые трубы бывают непрерывного и периодического действия. По принципу работы трубы периодического действия бывают: атмосферно - вакуумные, эжекторные, баллонные, баллонно-вакуумные и баллонно-эжекторные.

На приведенных ниже рисунках 2 и 3, заимствованных из , изображены схемы атмосферно - вакуумной и эжекторной труб.

В атмосферно - вакуумной трубе в резервуаре 9 создается необходимое для работы трубы разряжение. После открытия быстродействующей задвижки 8 атмосферный воздух устремляется в трубу через форкамеру 1, в которой установлены сетки и решетки 2, спрямляющие поток. В сопле 3 воздух, достигнув сверхзвуковой скорости с заданным числом Маха, поступает в рабочую часть 4, где установлен испытуемый объект 5, а затем через диффузор 6 и 7 попадает в вакуумный резервуар 9. При этом в течение короткого времени в рабочей части создается сверхзвуковой поток. Если скорость потока в рабочей части трубы выше 4
, то выходящий из сопла воздух, расширяясь, настолько снижает свою температуру, что начинается конденсация паров воды. Это явление можно устранить, установив, например, перед форкамерой газовый или электрический подогреватель. Вместо этого можно атмосферный воздух перед подачей в форкамеру пропускать через осушитель.

В эжекторной трубе поток воздуха создается от эжектора (струйного насоса) 5, установленного за рабочей частью 3, к которому подается воздух повышенного давления. В ресивере 8 эжектора 5 создается повышенное давление. После открытия крана 7 воздух из ресивера поступает в эжектор 5. Эжектируемый воздух поступает в трубу из атмосферы, проходя через осушитель 1, сопло Лаваля 2 и рабочую часть 3, где установлен испытуемый объект 4, после чего, смешиваясь с эжектирующим воздухом, уходит через диффузор 6 в атмосферу.

Рассмотренные трубы периодического действия позволяют получать потоки с большим числом Маха при сравнительно небольших энергетических затратах, однако действие таких труб настолько кратковременно, что получение количественных характеристик становится затруднительным.

Трубы непрерывного действия точнее воспроизводят заданные параметры потока. Рабочие условия в них могут поддерживаться неизменными в течение длительного времени. Ниже приводится схема сверхзвуковой трубы непрерывного действия. Схема, как и две предыдущие, заимствована из . Труба приводится в действие электродвигателем 8, на валу которого находится многоступенчатый компрессор 6, обеспечивающий высокий перепад давлений для работы трубы на сверхзвуковых скоростях. Воздух, пройдя компрессор, сильно нагревается, поэтому в конструкции трубы предусмотрен охладитель 5, в который и направляется воздух. Охлажденный воздух, пройдя сопло Лаваля 4, приобретает сверхзвуковую скорость и поступает в рабочую часть 3, где установлен испытуемый объект 2, а затем через диффузор 1 и колено обратного канала 9 с поворотными лопатками 7 возвращается в компрессор.

Ударные трубы

Представляют собой экспериментальные установки для исследования газодинамики и физико-химических процессов в газовых потоках с высокой температурой. Схематическое изображение одного из вариантов ударной трубы представлено на рис. 5.

На этом рисунке 1 - отсек высокого давления; 2 – диафрагма; 3 - отсек низкого давления; 4 - диафрагма; 5 - сопло; 6 - испытуемый объект (модель); 7 - окно; 8 - вакуумная камера; 9 - вакуумные насосы.

Принцип работы трубы заключается в следующем: по достижении расчетного давления в отсеке 1 разрывается диафрагма 2 и газ устремляется в отсек 3. Образовавшаяся ударная волна распространяется по рабочему газу, нагревая и сжимая его. Когда волна достигнет конца отсека низкого давления, диафрагма 4 на входе в сопло разрушится и произойдет отражение ударной волны, а сжатый и разогретый газ за отраженной ударной волной истечет через сопло 5 в вакуумную камеру 8. После встречи отраженной ударной волны с контактной поверхностью произойдет ее преломление и отражение, и эта волна возвратится к соплу. Начиная с этого момента, установившееся движение газа в сопле прекращается. Течение становится нестационарным и работа трубы заканчивается.

В ударных аэродинамических трубах достигается давление торможения до
и температура торможения до

. Время работы около 6
.

Баллистические установки .

Если в аэродинамических установках изучается взаимодействие газового потока cнеподвижной или совершающей ограниченное движения моделью изделия, то в баллистических установках имеется возможность исследовать взаимодействие газового потока с моделью в условиях свободного полета.

Баллистические установки состоят из метательного устройства, сообщающего моделям необходимую начальную скорость, и измерительного участка, на котором производится регистрация кинематических характеристик полета модели. На выходе измерительного участка баллистической установки помещают системы торможения и улавливания моделей. По принципу разгона модели метательные устройства, применяемые при высокоскоростном метании, могут быть разделены на два класса: газодинамические, в которых модель разгоняется газом; электродинамические, в которых модель разгоняется под действием электромагнитных сил.

В газодинамических метательных устройствах чаще всего используют либо пороховые пушки, либо легкогазовые пушки, в которых для разгона модели применяют легкие газы (водород и гелий), скорость звука в которых значительно больше, чем в пороховых газах. Если предельная скорость метания в пороховых пушках не превышает
, то легкогазовые пушки могут сообщить моделям скорости, превышающие 10 - 12
. Однако следует заметить, что высокие значения скорости метания модели в легкогазовых пушках достигаются при реализации многоступенчатого принципа разгона модели, который заключается в следующем:Cначала срабатывает пороховая пушка, разгоняющая до сверхзвуковых скоростей поршень, который движется в камере, заполненной легким (рабочим) газом. Ударная волна, возникающая перед поршнем, нагревает и сжимает рабочий газ. Когда температура и давление в камере с рабочим газом достигнет расчетной величины, разрывается диафрагма, отделяющая камеру от ствола пушки. Сжатый и разогретый газ устремляется в ствол пушки и разгоняет испытуемую модель до высокой скорости.

Баллистические установки имеют ряд преимуществ перед аэродинамическими трубами. Эти преимущества состоят в следующем: 1) возможность изменения в широком диапазоне чисел
и
; 2) возможность моделирования реальных температур торможения; 3) набегающий на модель газовый поток является невозмущенным; 4) отсутствуют державки и элементы крепления модели, которые искажали бы газодинамическую картину обтекания модели; 5) возможность достаточно точного и надежного контроля параметров набегающего потока; 6) возможность исследования нестационарных явлений.

К недостаткам баллистических стендов необходимо отнести следующее:

После каждого выстрела модель разрушается;

Из-за малых размеров модели затруднено размещение внутри нее измерительных приборов;

Желаемое положение модели в потоке задается более сложным способом, чем в аэродинамической трубе.

Тема лекции: Испытания на воздействие акустических нагрузок.

Источники акустических нагрузок

В натурных условиях элементы конструкции КА подвергаются интенсивному акустическому нагружению. Акустическая нагрузка - это воздействие возникающего при работе ракетных двигателей звукового (акустического) поля на ракету - носитель, КА, сооружения и агрегаты стартового комплекса, обслуживающий персонал. Акустическая энергия, генерируемая реактивной струей ракетного двигателя, характеризуется частотным спектром, силой звука, уровнем звукового давления, продолжительностью воздействия и некоторыми другими параметрами.

Сила звука, или интенсивность акустического излучения, определяется количеством энергии, переносимой через единицу площади, перпендикулярной к направлению его распространения, в единицу времени. Для синусоидальной плоской волны сила звука

, где
- амплитуда переменного звукового давления,- средняя плотность среды,- скорость звука в данной среде. Для технических целей оказалось очень удобно использовать закон Вебера-Фехнера, утверждающий, что прирост силы ощущения звука человеческим ухом пропорционален логарифму отношения энергий двух сравниваемых раздражителей. Уровень звукового давлениявыражают в децибелах и относят к пределу слышимости:

.

На образование акустического поля затрачивается до 1 % кинетической энергии струи. Частотный спектр шума работающего двигателя, как правило, широкополосный и гладкий (так называемый белый шум). Однако при некоторых компоновках многосопловых двигательных установок или при взаимодействии реактивных струй с элементами пускового устройства в гладком спектре шума появляются дискретные составляющие – выбросы на отдельных частотах, интенсивности которых иногда в 100 раз и более превосходят уровень интенсивности сплошного спектра. Для объекта наибольшую опасность представляют дискретные составляющие, которые могут приводить к его раскачке и даже разрушению, особенно при совпадении частоты составляющей с собственной частотой конструкции. Наиболее чувствительны к акустическим нагрузкам аппаратура и некоторые элементы системы управления.

При работе двигательной установки шум возникает не только от реактивных струй, но и отвибраций, например, от вибраций сопла и трубопроводов, вызванных воздействием на них колебаний давления в пограничном слое, непосредственных вибраций двигателей из-за несбалансированности вращающихся элементов, работы арматуры и т. д. Однако эти источники вибрации невелики по амплитуде и имеют высокую частоту. Основные, т.е. наиболее опасные, вибрации возникают в результате акустического воздействия на летательный аппарат, поэтому исследованию акустического поля двигательной установки уделяется большое внимание. Теоретические методы исследования акустического нагружения аппарата не вполне надежны. Отметим не претендующий на полноту комплекс явлений, расчет которых в настоящее время весьма затруднен и требует проведения экспериментальных исследований: 1) увеличение нагрузок на элементы аппарата из-за “динамической добавки”, вызванной случайным (шумовым) акустическим нагружением; 2) появление нежелательных механических резонансов в электронной аппаратуре, элементах автоматики и приборах, вызванных акустической проницаемостью оболочки аппарата и вибрацией; 3) влияние акустики на процессы теплообмена; 4) влияние акустической прозрачности баков на процессы перемешивания холодных (нижних) и горячих (верхних) слоев жидкости, особенно криогенных; 5) акустический нагрев криогенных жидкостей в баках вследствие явлений поглощения звука этими жидкостями; 6) акустическая кавитация жидкостей на входе в насосы двигателей.

Виды акустических испытаний и их краткая характеристика

Для изучения акустического воздействия на изделие проводят следующие испытания:

Наземные натурные непосредственно на изделии;

На открытом стенде с работающим двигателем;

В закрытых боксах с различными источниками шума;

В акустических камерах.

Наземные натурные испытания позволяют наиболее полно приблизиться к эксплуатационным условиям, и следовательно, обеспечить полную проверку прочности конструкции и функционирования бортового оборудования. Такие испытания являются заключительными в общей программе отработка КА на акустические воздействия. Недостатком таких испытаний является их высокая стоимость, так как в течении всех испытаний двигатели, генерирующие акустическое поле, должны работать на максимальной мощности. Полетные условия акустического нагружения в наземных условиях практически не воспроизводятся.

Испытания на открытом стенде с работающим двигателем более экономичны. На таких стендах можно испытывать крупные изделия. Ускорение испытаний и соблюдение требуемых уровней нагрузки в данном случае достигается выбором положения испытуемых объектов относительно источника шума. Режимы испытаний устанавливают на основе натурных измерений звуковых нагрузок и деформаций в контрольных точках поверхности изделия.

Испытания в закрытых боксах позволяют получить более высокие уровни акустических нагрузок, чем на открытом стенде, в результате чего сокращается продолжительность испытаний. Недостатком этих испытаний является некоторое искажение звукового поля по сравнению с натурными условиями.

Испытания в специальных акустических камерах, где создаются условия, близкие к натурным, позволяют получить наиболее достоверную информацию о работоспособности испытуемого объекта. Однако ограниченный объем этих камер не позволяет проводить испытания крупногабаритных объектов.

Ниже приведен заимствованный из рисунок 1, где изображена принципиальная схема открытого бокса для проведения акустических испытаний.

Испытуемые изделия 4 располагают на монтажной раме 5 вокруг струи 3, истекающей из сопла реактивного двигателя 1. Для сброса газов за рабочим участком расположен диффузор 2. Параметры звукового поля и реакции испытуемых объектов контролируют при помощи микрофонов и тензорезисторных датчиков. Источником шума является выхлопная струя реактивного двигателя. Вблизи среза выхлопного сопла уровни шума составляют приблизительно 160 - 175
. Такое интенсивное акустическое излучение реактивных струй связано с неоднородностью структуры турбулентного потока и может рассматриваться как результат взаимодействия нестационарных турбулентных вихрей. Следует отметить, что акустическую мощность
турбулентной струи определяют по формуле
, где
;- плотность среды в струе;- скорость истечения газа из сопла двигателя;
- диаметр среза сопла;и- соответственно плотность окружающей среды и скорость распространения звука в окружающей среде.

Схема закрытого бокса, входящего в состав так называемой реверберационной камеры, изображена на рисунке 2.

Рис.2

На этом рисунке позиция 1 – испытательный бокс, 2 – корпус камеры, 3 - ворота, 4 – рупоры сирен, 6 - газоструйные сирены, 7 - бокс генераторов звука, 8 – выхлопная труба.

Газоструйные сирены создают уровни звукового давления до 180
и выше при широком диапазоне частот. Сирены подразделяются на динамические и статические Принцип работы статических сирен основан на эффекте, заключающемся в том, что при продувании через коническое сопло потока воздуха со сверхзвуковой скоростью в воздушном потоке перед соплом создается периодическое распределение давления с участками нестабильности. Помещая резонатор в эти участки, получают излучение звуковых волн в окружающее резонатор пространство. Динамические сирены могут воспроизводить дискретный спектр частот и широкополосный спектр частот. Принцип работы такой сирены заключается в следующем. В струе воздуха, истекающего из сопел специальной камеры (форкамеры), устанавливается вращающийся диск с отверстиями. Число сопел и шаг распределения их по окружности форкамеры равны числу и шагу распределения отверстий в диске. Попеременное открывание и закрывание отверстий приводит к резкому изменению газодинамических параметров струи и, следовательно, к возникновению пульсаций давления в горле рупора сирены, которые создают звуковые колебания воздушной среды. Частота звуковых колебаний зависит от частоты вращения диска с отверстиями.

В реверберационных камерах происходит отражение звука от стенок и звуковое поле вокруг испытуемого объекта представляет собой интерфенционную картину звуковых волн, т.е. возникает эффект усиления колебаний среды.

Толщина стен бокса реверберационной камеры может достигать до 80
при уровне шума 170
. С внутренней стороны поверхность стен имеет покрытие, обладающее высокой отражательной способностью по отношению к звуковым волнам. Это достигается за счет оштукатуривания стен с последующим их железнением. Иногда стены покрываются облицовочной плиткой. Такие стены почти полностью (99 %) отражают звуковые волны. В результате этого в камере создается диффузное звуковое поле, т. е. поле в котором уровни звукового давления одинаковы в любой точке камеры. Размеры камеры выбирают в соответствии с размерами объекта испытаний. В среднем объем реверберационной камеры должен превышать объем испытуемого объекта не менее чем в 8 раз. Для того чтобы акустическое поле было более равномерным, камеры относительно небольших объемов (менее 1000
) строят с непараллельными стенками, что способствует улучшению условий реверберации звука. Камеры большого объема обычно делают прямоугольной формы. Для повышения диффузности звукового поля в таких камерах иногда применяют рассеиватели – жесткие клинья, устанавливаемые на внутренних поверхностях камер. Приближенно объем реверберационной камеры можно определить из условия обеспечения нижнего частотного диапазона измерений по формуле
, где- объем камеры, - нижняя граничная частота.

В реверберационных камерах, как правило, испытывают полноразмерные конструкции летательного аппарата. Генераторы звукового давления устанавливаются в разных местах внутри камеры или могут быть установлены вне камеры. Уровень шума, достигаемый в таких камерах, составляет 177
. Управляемый спектр шума - от 40 до 10000
. Такие камеры позволяют намного снизить потребную акустическую мощность, а также практически избежать воздействие сильного шума на обслуживающий персонал. Уровень шума около камеры не превышает 50
.

Тема лекции: Общая характеристика тепловой отработки КА. Проблемы тепловакуумных испытаний КА.

Решение всей совокупности сложных конструкционных, схемотехнических и технологических задач при разработке, создании и эксплуатации космических средств невозможно без широкого развития и внедрения результатов космического материаловедения. При разработке космических средств требуются новые материалы, которые должны выдерживать нагрузки космических полетов (высокие температура и давление, вибрационные нагрузки на этапе выведения, низкие температуры космического пространства, глубокий вакуум, радиационное воздействие, микрочастицы и т.д.) и иметь достаточно низкую удельную массу. Весь спектр сильных, зачастую с резкими переходами воздействий на металлические и неметаллические конструкции и элементы оказывает существенное влияние на их глубинные структурные свойства и, как следствие, на надежность и долговечность космических средств различного назначения.

Металлы – основные конструкционные материалы для изделий ракетно-космической техники, их масса в массе сухих изделий составляет более 90 %. Поэтому совершенствование тактико-технических характеристик изделий во многом определяется свойствами применяемых сплавов. За последние годы разработано и в дальнейшем получит новое развитие поколение алюминиевых сплавов, легированных литием и скандием. Замена традиционных сплавов новыми позволит снизить массу узлов изделий РКТ на 10-30 % в зависимости от типа конструкции. Технология получения деталей из новых гранулированных сплавов наряду с возможностью повышения рабочих температур до 850°С обеспечит снижение массы узлов на 10-30 %.

Революционные решения в создании перспективных изделий РКТ XXI в. может обеспечить новый класс конструкционных материалов – интерметаллиды (химические соединения титан – алюминий, никель – алюминий и др.). Эти материалы имеют низкую плотность (3,7-6,0 г/см 3) и обладают высокой жаропрочностью (до 1200°С), высокими характеристиками коррозионной стойкости, жаростойкости и износостойкости.

Разрабатываемый в настоящее время титановый сплав по технологичности в машиностроительном производстве будет равноценен традиционной нержавеющей стали (не требуется оборудования для сварки и термообработки с контролируемой атмосферой). Сплав благодаря легированию главным образом гафнием и ниобием не будет окисляться при нагревах до 850-900°С. Не потребуется термообработки сварных соединений для снятия остаточных напряжений, что исключает необходимость использования печей для термообработки и камер для сварки с контролируемой атмосферой. При необходимости термообработка сварных узлов для предотвращения поводок от остаточных напряжений (например, крупногабаритных конструкций типа рам, ферм, экранов донной защиты и т.д.) может проводиться в воздушной атмосфере без последующей пескоструйной очистки и травления. Сварку деталей можно осуществлять всего лишь при струйной защите аргоном, не боясь окисления шва. Сплав будет работоспособен в широком интервале температур: от -253 до +450 °С. Он открывает широкие перспективы для применения титана в ракетостроении взамен нержавеющих сталей, позволит практически втрое улучшить массовые характеристики изделий.

Повышение прочности металлических материалов традиционными методами (увеличением содержания легирующих элементов, улучшением технологий термомеханического упрочнения и т.д.) к настоящему времени исчерпало свои возможности. Современные сплавы содержат большое количество дорогостоящих и редких металлов: кобальта, вольфрама, ниобия, молибдена, никеля и др., что резко повышает их стоимость. Кроме того,значительное увеличение количества легирующих элементов в сплавах приводит к зональной и объемной ликвации в слитках и, как следствие, к анизотропии свойств полуфабрикатов и деталей из них. Большой резерв в повышении свойств конструкций РКТ лежит в использовании интерметаллидных соединений. Для разработки жаропрочных конструкционных материалов на основе интерметаллидных соединений наибольший интерес представляют системы титан -алюминий и никель – алюминий, железо – хром – алюминий.

Интерметаллиды (химические соединения металлов) по своей структуре занимают промежуточное положение между металлами и керамикой. Они имеют сложную кристаллическую структуру с наличием в межатомных связях до 30 % ковалентной составляющей, что и определяет их уникальные физико-механические свойства – высокие жаропрочность и жаростойкость, высокую коррозионную стойкость в сравнении с нержавеющими сталями (особенно в кислороде) и высокую износостойкость. Кроме того, интерметаллиды имеют низкую плотность. Интерметаллидные сплавы на основе титана могут работать до температуры +850 °С без защитных покрытий, сплавы на основе никеля – до температуры +1500 °С.

Весь комплекс свойств интерметаллидов может оказать революционное влияние на многие области техники и в первую очередь на создание перспективных образцов авиакосмической техники, в том числе летательных аппаратов с гиперзвуковыми скоростями (до М = 25). Использование интерметаллидов в двигательных установках (ротор, статор, крыльчатки, клапанная группа, неохлаждаемые сопла и т.п.) позволит повысить удельную тягу двигателей на 25-30 %,обеспечит снижение массы конструкций до 40 %.

Перспективные неметаллические материалы. Терморегулирующие покрытия. Одним из основных факторов, определяющих надежность и долговечность работы КА, является стабильность его теплового режима, так как современная оптико-радиоэлектронная аппаратура КА работает в определенном температурном режиме. В систему терморегулирования аппаратов входят различные терморегул ирующие покрытия (ТРП), которые устанавливают баланс между выделением тепла внутри КА, энергией, поглощаемой из космоса, и энергией, переизлучаемой в космическое пространство.

ТРП характеризуются терморадиационными характеристиками, которые под действием различных факторов космического пространства (особенно ионизирующего излучения) изменяются, что приводит к увеличению температуры внутри КА и снижению сроков его активного существования (САС). Как показал опыт прошедших лет, ряд КА не смогли выполнить намеченные программы в результате перегрева из-за повышения коэффициентов поглощения солнечного излучения ТРП в системе пассивного терморегулирования. Анализ существующих ТРП свидетельствует, что они не могут обеспечить увеличение САС до 15 лет, особенно для КА, эксплуатирующихся на высоких эллиптических и геостационарных орбитах. Поэтому создание ТРП классов “солнечные отражатели” и “истинные поглотители”, обладающих стабильными терморадиационными характеристиками и одновременно антистатическими свойствами при длительной эксплуатации в космосе, с низким газовыделением является одной из важных задач космонавтики XXI в. Разработка таких покрытий позволит снизить до минимума отклонения от заданного теплового режима, уменьшить сбои в работе и отказы высокочувствительной оптической и радиоэлектронной аппаратуры, что даст возможность увеличить САС КА до 15 лет.

Перспективными направлениями для решения этой задачи являются:

разработка комбинированных или модифицированных термостойких и радиационно стойких связующих с низким газовыделением (акриловых, кремнийорганических, уретановых смол);

подбор или разработка эффективных стабилизаторов деградации в условиях космического воздействия;

разработка белых или черных пигментов, в том числе с повышенной электропроводностью, устойчивых к длительному воздействию;

разработка съемных покрытий с целью защиты на период изготовления и хранения узлов и изделий до 5 лет.

Перспективные полимерные конструкционные композиционные материалы. Зеркала антенных конструкций из углепластика найдут широкое применение для решения задач связи через спутники. Их применение при массе до 15 кг обеспечит разрушающую нагрузку 900 кгс при сроке службы не менее 20 лет.

Сотовые материалы (трехслойные) из углепластика в несущих элементах конструкций в сравнении с однослойными (монолитными) при заданных условиях эксплуатации и увеличении нагрузок при заданной массе элемента обеспечат:

снижение массы элемента конструкции на 40-50 % и повышение его жесткости на 60-80 %;

повышение надежности на 20-25 % и увеличение гарантийного срока на 60-70 % .

Кроме того, этот вид материалов позволит обеспечить специальные электрофизические свойства (например, для антенн радиолокаторов), а также требования по теплостойкости и теплопроводности.

Баллоны давления. Легкие сосуды и емкости, изготовленные из полимерных композиционных материалов и работающие под давлением,успешно применяются в ракетно-космической технике. Созданы и эксплуатируются топливные баки, шары-баллоны, корпусы ракетных двигателей, аккумуляторы давления, дыхательные баллоны для летчиков и космонавтов. Применение органе- и стекловолокон позволит создавать долговечные баллоны давления с высоким коэффициентом весового совершенства.

Телескопы. Создание элементов прецизионной аппаратуры связано с обеспечением неизменяемости их геометрических размеров (размеростабильности) при изменении в широком диапазоне (±150 °С) температурного поля. Будут разработаны технологии, которые позволят создавать полимерные композиционные материалы из углепластика, обеспечивающие высокую размеростабильность элементов аппаратуры для заданного температурного поля.

“Интеллектуальные” материалы. Прогресс техники и технологии неразрывно связан с разработкой и внедрением новых материалов. В последнее десятилетие наряду с постоянным совершенствованием существующих материалов, обусловливающих существенный технический и экономический эффект благодаря уникальному сочетанию свойств, наметились тенденции создания новых материалов, способных к активному взаимодействию с внешними факторами. Такие материалы получили названия “интеллектуальных”, “умных”, “мудрых” и т.п. Они способны “ощущать” свое физическое состояние, внешние воздействия и особым образом реагировать на эти “ощущения”, т.е. способны осуществлять самодиагностику по возникновению и развитию дефекта, его устранение и стабилизировать свое состояние в критических зонах.

Вследствие многообразия свойств “интеллектуальных” материалов они могут применяться в различных элементах конструкций ракетно-космической техники (корпусы, обтекатели, отсеки, узлы трения и др.). Применение таких материалов позволит контролировать и прогнозировать состояние различных конструкций и сооружений в требуемый момент времени и даже на труднодоступных участках, значительно повысить ресурс систем и их надежность. Из анализа экспертных оценок специалистов следует, что в ближайшие 20 лет 90 % современных материалов, применяемых в промышленности, будут заменены новыми, в частности “интеллектуальными”, что позволит создать элементы конструкций, которые будут определять технический прогресс XXI в.

Уплотнительные и герметизирующие материалы. Несмотря на существующее разнообразие уплотнительных и герметизирующих материалов есть большая потребность в разработке новых, перспективных материалов, ориентированных на потребности космонавтики XXI в. Она возникла в связи с ужесточающимися требованиями по сокращению числа технологических процессов при производстве изделий, расширению температурного интервала, работоспособности и сроков активного существования КА и средств выведения. Ставятся задачи по созданию новых классов резин, герметиков и компаундов (в том числе токопроводных резин и герметиков; термо-, морозо-, агрессивостойких резин; термо-, агрессивостойких анаэробных герметиков; теплопроводных, поглощающих СВЧ-энергию компаундов). Токопроводные резины и герметики с повышенными в 1,5-2 раза техническими характеристиками благодаря совершенствованию технологических процессов обеспечат снятие статического электричества с КА и позволят увеличить САС с 5 до 10-15 лет.

Радиационно-стойкие смазочные материалы необходимы для обеспечения надежной работы узлов трения в различных газовых и жидких средах в широком интервале температур в наземных условиях и открытом космосе в течение 10-15 лет. Пластичные смазки являются универсальным эксплуатацонно-консервационным средством защиты деталей и машин от климатического воздействия при их хранении. Разрабатываемые смазки должны быть эффективны в любой климатической зоне и пригодны при длительном хранении даже на открытых площадках.

Конструкционный клей с повышенной эластичностью и низким газовыделением. В настоящее время для крепления элементов солнечных батарей, кронштейнов и других деталей, проведения ремонтных работ на нагруженных поверхностях космической техники широко применяются вибро-, ударопрочные, стойкие к термоциклированию эпоксикремнийорганические клеи. Их существенным недостатком является значительное газовыделение (до 8 %) при воздействии вакуума и повышенных температур. Выделяющиеся газообразные продукты загрязняют рабочие поверхности оптико-электронных приборов, установленных на КА и часто определяющих их работоспособность. В целях обеспечения чистоты приборов (продления сроков их надежной работы) для наружных поверхностей изделий РКТ следует разработать и применять материалы (в том числе и клеи) с общей потерей массы не более 1,0 % и выделением легко конденсируемых веществ не более 0,1 %.

Для склеивания разнородных материалов в условиях термоциклирования и высоких вибрационных и ударных нагрузок необходимо применять клеи с повышенной эластичностью в сочетании с высокой прочностью (до 20 МПа). Токопроводные клеи предназначаются для создания электрических контактов в тех случаях, когда горячая пайка является неприемлемой или невозможной – в труднодоступных местах стыков экранных перегородок и корпуса.

В изделиях РКТ токопроводные конструкционные клеи с достаточной прочностью склеивания применяются в приборах систем управления для:

крепления токопроводящих элементов, монтажа электрических схем радиоэлектронной аппаратуры;

экранирования отдельных узлов в конструкциях сложной формы, электрогерметизации сборочных единиц.

В настоящее время появились научно-технологические предпосылки для создания токопроводящих клеев холодного отверждения, не содержащих драгоценных металлов, предназначенных для создания высоконадежных электропроводящих соединений в приборах СУ изделий РКТ, экранирования отдельных мест (труднодоступных для пайки) в конструкциях сложной формы. Создание токопроводных клеев с хорошими конфекционными свойствами позволит снимать статические электрические заряды с поверхности КА и, следовательно, повысить надежность и продолжительность работы элементов радиоэлектронной аппаратуры, существенно снизить пожароопасность изделий.

Материалы на основе углерода. В области разработок новых материалов на основе углерода дальнейшее развитие получит создание углерод-углеродных, углерод-карбидных композиционных материалов, которые найдут широкое применение в РКТ (элементы двигательных установок, теплозащиты, осколочно- и радиационно-защитных экранов, радиопрозрачных конструкций и т.д.) и при более высоких эксплуатационных характеристиках, но и при увеличении стоимости, позволят получить снижение массы изделий на 30-50%.

Технологии управления. В области перспективных технологий управления необходимо выделить в качестве первоочередного решение следующих задач: управление многоспутниковыми распределенными космическими системами (в том числе и на базе микро- и наноспутников); разработка самообучающихся автономных систем управления на основе нейросетевых технологий, искусственного интеллекта; уменьшение наземной инфраструктуры средств управления; обеспечение безопасности использования космического пространства в условиях его засоренности и увеличения числа разворачиваемых КА.

Анализ тенденций развития орбитальных средств (ОС) в конце XX в. позволяет предположить, что для первой половины XXI в. будут характерны следующие основные особенности их развития. Первая особенность будет связана со значительной концентрацией усилий в области космической связи в интересах создания многоспутниковых систем низкоорбитальной связи. В качестве примера на рис. приведено ожидаемое изменение относительного числа орбитальных средств различного целевого назначения, развернутых в области ближнего космоса. При этом до середины XXI в. сохранится ведущая роль орбитальных средств связи и передачи данных, развернутых в области геостационарной орбиты, и средств навигации в области средних орбит.

Второй ведущей тенденцией развития космоса в первой половине XXI в. будет значительное увеличение числа орбитальных средств и систем (в первую очередь на основе малых КА, а также микро- и наноспутников), функционирующих в области ближнего космоса.

При этом ожидается существенное увеличение относительного числа малых КА, в том числе и наноспутников, при снижении доли больших КА при решении различных задач.

Необходимо отметить, что первоочередное развитие рассмотрен-ных технологий будет основой развития космонавтики XXI в.

Носителями тяжелого класса из числа зарубежных стран располагают США, страны Европейского космического агентства (ЕКА) и Япония. Первые тяжелые носители были созданы американцами в 1964-1967 гг. для обеспечения лунной программы Apollo. Самый мощный из них Saturn-5 позволял выводить на околоземную орбиту высотой 500 км полезный груз массой около 120 т. С завершением программ Apollo и Skylab…

Китай эксплуатирует КА военного и двойного применения для связи, метеообеспечения, ДЗЗ, а также запускает экспериментальные КА, в том числе военные. Для управления этими КА предназначен многопунктный, организационно единый НКУ, эксплуатируемый Китайским объединением по запускам, слежению, телеметрии и управлению КА. Это объединение подчинено Комитету по оборонной науке, технике и оборонной промышленности (КОНТОП) Госсовета. В состав НКУ…

В конце 1970-х гг. в нашей стране и в США было начато решение задачи по разработке и развертыванию глобальных навигационных систем ГЛОНАСС и Navstar. B составе которых должны были функционировать 24 полноразмерных КА (21 основной + 3 резервных). Существенное увеличение числа КА в системе значительно усложнило решение задачи развертывания в установленные сроки. В 1990-е гг….

Ракета-носитель “Старт-1” создана Научно-техническим центром (НТЦ) “Комплекс” Московского института теплотехники (МИТ), который хорошо известен как создатель межконтинентальных баллистических ракет, в том числе МБР “Тополь” (SS-25), ставшей прообразом нового носителя. РН “Старт-1” предназначена для вывода малых космических аппаратов на низкие околоземные орбиты. Уже было проведено два успешных пуска этой ракеты-носителя с космодрома Свободный с экспериментальным КА…

Существующая система средств выведения имеет в своем составе КРК легкого, среднего и тяжелого классов, базирующиеся на отечественном космодроме Плесецк и космодроме Байконур, расположенном на территории Республики Казахстан. Переход под юрисдикцию бывших республик СССР объектов космической инфраструктуры поставил перед Россией ряд проблем: обеспечение независимости в осуществлении космической деятельности, и в первую очередь в военной области; рациональное…

Сложность объектов ракетно-космической техники обусловлена многообразием решаемых ими задач научного, социально-экономического и оборонного характера. В перспективе многофункциональные объекты РКТ по своим возможностям будут приближаться к автоматическим летающим роботам, а их группировки и комплексы управления – к большим пространственно распределенным интеллектуальным системам. Такие системы топологически могут быть представлены в виде наземно-космической интеллектуальной информационной сети. Интеллектуальность сети,…

При создании европейских носителей использовался принцип постепенного совершенствования существующих систем, считающийся традиционным в самолетостроении. Это показывают различные модификации РН, в том числе РН Ariane-4. В отличие от них тяжелая Ariane-5 – новый шаг вперед во всех отношениях, поэтому эта РН, как предполагают западноевропейские специалисты, должна стать первой моделью новой серии. С помощью РН Ariane-5 предусматривается…

Национальное управление Японии по космосу NASDA (НАСДА) разрабатывает и эксплуатирует КА связи, ДЗЗ, метеообеспечения и другие, имеющие двойное назначение. Научные КА ведет Институт авиационно-космических исследований ISAS (ИСАС). Обе организации имеют собственные ЦУ КА и КИПы. Однако на некоторых КИПах, расположенных вне территории Японии, по-видимому, установлены средства обеих организаций, которые при необходимости используются совместно. Здесь НКУ…

Существенное возрастание сложности РКТ, разработка КА длительного функционирования и высокие требования к безотказности внесли принципиальные изменения в методологию обеспечения и контроля их надежности. Основное внимание при обеспечении и контроле надежности РКТ было направлено на анализ причин потенциальных и имевших место при испытаниях отказов, разработку эффективных мероприятий по их предупреждению. Основные принципы современной методологии обеспечения и…

Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева в рамках программы “Ангара” ведет разработку целого ряда ракет-носителей, ключевым звеном которой является создание ракеты-носителя тяжелого класса – носителя XXI в. как транспортной основы космической программы России. ОКР по созданию семейства РН “Ангара” проводится на основании Указа Президента РФ № 14 от 6 января 1995 г. “О создании…

АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ
Здесь рассматриваются основные (силовые) элементы конструкций самолетов и воздушно-космических летательных аппаратов, современные материалы и важные конструктивные особенности авиационно-космической техники.
ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМ САМОЛЕТОВ
Аэродинамические характеристики. Элементы конструкции самолета должны обладать высокой прочностью, так как они подвержены воздействию больших нагрузок при полете, посадке и движении самолета по земле. В то время как форма стационарных наземных сооружений, например зданий или мостов, может быть определена конструктором из соображений прочности и экономичности, конструкция самолета должна, кроме того, удовлетворять ряду жестких дополнительных требований, в частности аэродинамических. Например, крыло должно выдерживать изгибающие и крутящие силы и моменты, возникающие в результате нестационарного силового воздействия воздушного потока на поверхность крыла. Наиболее эффективно такие нагрузки выдерживает жестко заделанная балка, однако такая конструкция непригодна с точки зрения аэродинамики, согласно которой поперечные сечения крыла должны быть тонкими, хорошо обтекаемыми профилями. Этот пример иллюстрирует важную особенность авиационных конструкций, при проектировании которых наряду с выполнением требований прочности необходимо обеспечивать высокие аэродинамические характеристики.
Весовые характеристики. Второй характерной особенностью авиационно-космических конструкций является стремление снизить их вес до минимально возможного. В противном случае самолет или ракета не сможет взлететь или взять на борт необходимый полезный груз. По этой причине проектирование и расчет авиационно-космических конструкций проводят с такой точностью, что допускается только тот вес, который совершенно необходим для прочности. Столь малый вес конструкции может быть достигнут только в результате использования тонких и удлиненных конструктивных элементов из высокопрочных материалов.
Конструктивные соображения. Таким образом, две основные особенности, которые отличают авиационные конструкции от наземных инженерных сооружений, - это влияние аэродинамических нагрузок на форму конструкции и использование исключительно легких удлиненных и тонкостенных элементов из высокопрочных материалов. На различных этапах развития авиации предлагались различные конструктивные решения для самолетов. Существует очевидная связь между оптимальной конструкцией самолета и его скоростью. Интересно отметить, что некоторые конструктивные решения, принятые на ранней стадии развития авиации, оказались приемлемыми и для современных самолетов, летающих в том же диапазоне скоростей. Так, сварной фюзеляж из стальных трубок во время Первой мировой войны был новинкой, позволившей улучшить характеристики истребителей и увеличить скорости их полета до 160 км/ч. Подобные конструкции стали совершенно непригодными для истребителей времен Второй мировой войны, которые летали со скоростями около 640 км/ч. С другой стороны, спортивные самолеты и самолеты для личного пользования, появившиеся намного позднее, редко развивают скорость больше 160 км/ч, и в конструкциях их фюзеляжей успешно применяются свариваемые металлические трубки.
АВИАЦИЯ ДО ПЕРВОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ
На протяжении первых десятилетий развития авиации конструкторы пытались оптимизировать конструкцию самолета путем экспериментирования с различными вариантами и схемами. Оказалось, что многие конструктивные схемы, которые предлагались в заявках на изобретения в 1930-х годах, имели свои прототипы, которые уже предлагались в начале этого столетия, но были отвергнуты и с течением времени забыты. Одна существенная особенность, общая для всех самолетов, построенных до Первой мировой войны, заключалась в том, что на них применялись исключительно тонкие крылья. Тогда считалось, что требуемая подъемная сила может быть достигнута только на очень тонких, плоских или слегка изогнутых аэродинамических поверхностях. Такое тонкое крыло, подобное тонкой пластине, изгибается даже под действием небольшой нагрузки. Для того чтобы обеспечить требуемые жесткость и прочность, крыло подкреплялось наружными расчалками.
Расчалочный моноплан. На раннем этапе развития авиации успешно использовались две компоновочные схемы самолетов - расчалочный моноплан (рис. 1,а) и биплан (рис. 2). Примерами монопланов являются самолеты конструкции Альберто Сантоса-Дюмона и Луи Блерио. Бипланы конструировали братья Райт. Простой анализ равновесия сил и моментов показывает, каким образом внешние расчалки и распорки усиливают прочность конструкции. На рис. 1,б видно, что вес G самолета уравновешен подъемной силой Y, возникающей при обтекании крыла воздушным потоком. Подъемная сила приложена на расстоянии d от центра тяжести и создает момент Yd. Этот момент должен быть уравновешен моментом сил реакции, поскольку система крыло - расчалка находится в равновесии, как показано на рис. 1,б. Под действием подъемной силы нижняя расчалка натягивается, а верхняя - ослабляется. Следовательно, в полете верхняя расчалка не передает никаких усилий на фюзеляж, и силы реакции будут возникать только в месте соединения крыла с нижней расчалкой. Это силы H на рис. 1,б. Их величина может быть вычислена из условия равновесия для моментов:

Из этого простого алгебраического уравнения находим величину горизонтальной силы реакции H:

Формула (2) показывает, что горизонтальная сила реакции тем меньше, чем больше расстояние h между крылом и местом крепления нижней расчалки к фюзеляжу. Когда самолет приземляется или движется по полосе, подъемная сила на крыле небольшая, так как она пропорциональна квадрату скорости. В таких условиях часть веса крыла должна удерживаться верхней расчалкой, а нижняя расчалка при этом разгружается. По этой причине верхняя расчалка называется "посадочной", или обратной, а нижняя - "полетной", или несущей. Тонкое крыло не способно выдерживать большие нагрузки. Поэтому необходимо увеличивать расстояние h, т.е. крепить несущую расчалку вблизи шасси, а верхнюю - к пилону, который в этих целях размещают над фюзеляжем.

Расчалочный биплан. Для увеличения вертикальных расстояний при креплении расчалок была предложена конструкция биплана (рис. 2). Расстояние между верхним и нижним крыльями биплана соответствует расстоянию h, рассмотренному выше в связи с конструкцией моноплана, тогда как в качестве d принимается расстояние между распоркой и фюзеляжем. Уравнения (1) и (2) применимы к биплану, который позволяет увеличить высоту h по сравнению с монопланом.

Авиационные материалы. В конструкциях первых самолетов применялись в основном прочные породы дерева, такие, как ель и бамбук. Существовало мнение, что тяжелые материалы, вроде металлов, непригодны для изготовления авиационных конструкций. Сталь использовалась для расчалок. Древесина, несомненно, превосходный конструкционный материал, успешно воспринимающий изгибающие нагрузки при небольшом собственном весе. При этом внешние обводы крыла и фюзеляжа получали путем натягивания полотна на деревянный каркас.
Проблема лобового сопротивления. Главным недостатком расчалочных конструкций является большое лобовое сопротивление (сила сопротивления поступательному движению аппарата в воздухе) вследствие наличия множества вспомогательных элементов конструкции, таких, как расчалки, распорки, колеса шасси, валы и амортизаторы посадочного устройства, которые подвергаются воздействию воздушного потока. Такой самолет мог развить относительно небольшую максимальную скорость (мировой рекорд скорости полета в 1910 составлял лишь 106 км/ч).
КАРКАСНЫЕ КОНСТРУКЦИИ
Для увеличения скорости самолета пришлось кардинальным образом изменить его конструкцию - перейти к каркасным конструкциям. Основой каркасного самолета является его фюзеляж, в который заключены кабина экипажа, пассажирский салон и грузовые отсеки. На фюзеляж передаются также большие нагрузки, которые действуют на хвостовое оперение самолета при совершении быстрого маневра. Силовой набор каркасной конструкции, показанной на рис. 3,а, обладает малым весом и в то же время способен выдержать значительные нагрузки.

Сварные фюзеляжи из стальных трубок. Некоторые первые самолеты имели каркасные фюзеляжи, собранные из еловых или бамбуковых брусков, скрепленных стальной проволокой. Однако такие конструкции были недостаточно прочны; существенным продвижением вперед явилась сварная конструкция фюзеляжа из стальных трубок, предложенная в годы Первой мировой войны А.Фоккером. Фоккер использовал для самолетных конструкций мягкую сталь с содержанием углерода менее 0,12%, так как изготовленные из нее элементы легко свариваются друг с другом. Вначале такой тип фюзеляжа считали ненадежным, но постепенно он нашел широкое применение, а с появлением высокопрочных хромомолибденовых трубок удалось существенно снизить вес фюзеляжа.
Фюзеляжи с разъемными соединениями элементов. Совершенно другие авиационные конструкции разрабатывались в Англии, где считали сварку ненадежным способом соединения и отдельные элементы каркаса соединяли с помощью механических, часто весьма искусных разъемов. Отказ от сварки открыл англичанам широкие возможности применения алюминиевых сплавов и высоколегированных сталей, которые не поддавались сварке. Эти высокопрочные материалы позволили снизить вес конструкции самолета, несмотря на дополнительный вес соединений. Главным недостатком фюзеляжа с разъемными соединениями элементов была высокая стоимость изготовления, даже если самолеты выпускались большими сериями. Производство сварных фюзеляжей из стальных трубок обходилось намного дешевле.
Обшивка. Чтобы создать комфортные условия для пассажиров, каркас необходимо покрыть обшивкой. Более того, еще в начале века было установлено, что для повышения скорости и уменьшения сопротивления необходимо, чтобы наружная поверхность самолета была гладкой. Самой простой обшивкой было полотно, которое натягивалось на балочный каркас и затем покрывалось краской или лаком. Однако получаемая таким образом форма не имела плавных обводов: внешние элементы каркаса выпирали из-под обшивки. Очевидно, что при таких неуклюжих формах невозможно было добиться плавного обтекания с минимальным сопротивлением. Чтобы устранить этот недостаток, конструкторы скоростных самолетов начали применять каркасный фюзеляж из шпангоутов овальной формы, скрепленных с балками (лонжеронами) и продольными стрингерами, как показано на рис. 3,б. Эти шпангоуты и стрингеры придавали прямоугольному каркасу хорошо обтекаемую форму. Однако выступы по-прежнему выпирали из-под полотняной обшивки, и для их устранения конструкторы стали применять обшивку из тонкой фанеры.
Крылья биплана. Типичной схемой каркасных самолетов был биплан, который использовался почти повсеместно в годы Первой мировой войны. Ему отдавали предпочтение до середины 1930-х годов. Летчики-истребители отрицательно относились к монопланам, и их основной аргумент состоял в том, что биплан более маневрен. Действительно, биплан обладает хорошей маневренностью из-за небольшого размаха своих крыльев, вследствие чего вес самолета сосредоточен вблизи фюзеляжа. Авиационные инженеры формулируют это свойство иначе, говоря, что биплан обладает небольшим моментом инерции. Традиционная конструкция деревянного крыла биплана показана на рис. 4. Она содержит два главных несущих элемента - лонжероны крыла. Внешний обвод крыла формируется с помощью элементов, называемых нервюрами, и натянутой на них полотняной обшивки. Эта авиационная конструкция оставалась неизменной до 1920-х годов, когда авиационная промышленность Англии перешла на цельнометаллические конструкции. Теперь лонжероны начали изготавливать из полос высоколегированной стали, а нервюры - из стальных или алюминиевых пластин посредством штамповки нужных профилей. Лонжероны и нервюры собирались в ажурную конструкцию каркасного типа.

Моноплан с высокорасположенным крылом. Монопланы с высокорасположенным крылом появились в 1930-х годах и быстро стали популярными в качестве двухместных самолетов для личного пользования и учебно-тренировочных самолетов взамен бипланной схемы. Даже после Второй мировой войны многие самолеты этого типа имели расчалки. Такой моноплан значительно отличался от своего предшественника. Его намного более толстое крыло расположено над фюзеляжем, и вместо расчалок применены стойки. Стойки могут воспринимать большие усилия как сжатия, так и растяжения, и одна стойка заменяет пару расчалок. Такой самолет не содержит ряда элементов конструкции расчалочного моноплана и имеет значительно меньшее лобовое сопротивление (рис. 5).

Свободнонесущий моноплан. Важным шагом вперед по сравнению с бипланом стала схема свободнонесущего моноплана, нашедшая широкое применение в 1920-х годах в самолетах Фоккера. На рис. 6 показана принципиальная схема фоккеровского высокоплана, на котором были установлены многие рекорды на дальность полета. Применительно к этой схеме обратимся еще раз к уравнению (1), выражающему равенство моментов. Теперь силы H - это силы растяжения или сжатия, действующие на фланцы лонжерона, и h - расстояние между фланцами. Нагрузку на фланец можно уменьшить, увеличив расстояние между фланцами, для чего необходимо увеличить толщину сечения крыла. Конструкция крыла Фоккера с относительной толщиной (отношение максимальной толщины профиля к хорде крыла) 20% обладает хорошими аэродинамическими характеристиками.

Свободнонесущее крыло конструкции Фоккера имело деревянные лонжероны и нервюры и обшивку из фанеры. Очень прочное и жесткое, оно все же было несколько тяжелее других аналогичных конструкций. В ряде стран, например в Англии, Италии и Советским Союзе, были созданы металлические свободнонесущие крылья со стальными и алюминиевыми лонжеронами и нервюрами и полотняной обшивкой. В дальнейшем применение металлической обшивки позволило существенно повысить прочность крыла. Такое крыло обычно называют крылом с работающей обшивкой. Методы изготовления и сборки, а также расчет таких конструкций существенно отличаются от методов, используемых для крыла каркасной конструкции.
МОНОКОКОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ
Принцип монокока. С увеличением скоростей полета самолета все более важной становилась проблема уменьшения лобового сопротивления. Вполне естественным шагом при этом стала замена полотняной обшивки крыла металлической обшивкой, изготавливаемой из тонких листов алюминиевых сплавов. Металлическая обшивка позволила устранить прогибы между нервюрами и, следовательно, более точно воспроизвести формы, рекомендованные аэродинамиками на основе теоретических расчетов и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах. Одновременно изменилась конструкция фюзеляжа. Прямоугольный силовой каркас был помещен внутрь оболочечной конструкции, составленной из легких шпангоутов и стрингеров; такая конструкция лучше удовлетворяла требованиям аэродинамики к форме фюзеляжа. На одномоторных самолетах переднюю часть фюзеляжа тоже стали обшивать листовым металлом, чтобы уменьшить вероятность возникновения пожара. Когда потребовалось улучшить гладкость поверхности, полотняную обшивку заменили фанерной или металлической по всей длине фюзеляжа, но такая обшивка стала чрезмерно дорогой и тяжелой. Было слишком расточительно так увеличивать вес конструкции и не использовать ее возросшие прочностные свойства для восприятия аэродинамических нагрузок. Следующий шаг был очевиден. Так как внешняя оболочка фюзеляжа стала достаточно прочной, появилась возможность убрать внутренний каркас. В этом состоит принцип монококовой конструкции. Монокок - это цельная оболочка, форма которой удовлетворяет требованиям аэродинамики и в то же время является достаточно прочной для того, чтобы воспринимать и передавать нагрузки, возникающие при полете, посадке и движении самолета по земле. Термин "монокок" - гибрид, составленный из греческого и французского слов и дословно переводимый как "цельная раковина". Этот термин применяют к крыльям и фюзеляжам, у которых обшивка является главным несущим элементом. Второе важное достоинство монококовой конструкции иллюстрирует рис. 7. Сечение каркасной конструкции, предназначенной для размещения внутри нее двух человек, имеет прямоугольную форму, изображенную сплошной линией. Внешняя оболочка фюзеляжа с полотняной обшивкой показана штриховой линией. Внешний обвод монококового фюзеляжа, в котором помещаются два человека, представлен штрих-пунктирной линией. С помощью планиметра легко установить, что площадь поперечного сечения монококовой конструкции на 33% меньше, чем для хорошо обтекаемого каркасного фюзеляжа. При прочих равных условиях сопротивление фюзеляжа пропорционально площади его поперечного сечения. Следовательно, монококовая конструкция, в первом приближении, позволяет уменьшить сопротивление на 33% только за счет меньшей площади поперечного сечения по сравнению с каркасной конструкцией. К тому же появляется выигрыш в подъемной силе вследствие лучшего обтекания и гладкости поверхности. Однако каркасные конструкции из-за меньшей стоимости их производства и относительно меньшего веса продолжали использовать для тихоходных самолетов даже после Второй мировой войны. Монококовые конструкции применяли на самолетах, летающих со скоростями более 320 км/ч.

Тонкостенные монококи. Типичный тонкостенный монокок для транспортного самолета изготавливают обычно из тонких пластин алюминиевого сплава, которым придают форму, согласующуюся с требованиями аэродинамики. Эту оболочку подкрепляют поперечными силовыми элементами - шпангоутами, и продольными силовыми элементами - лонжеронами или стрингерами. (Эти термины относятся к конструкции фюзеляжа. В конструкции крыла продольные силовые элементы - стрингеры, а поперечные - нервюры.) На рис. 8 показано, как устроен типичный монококовый фюзеляж. (Эту конструкцию сейчас принято называть "полумонокок" или "усиленный монокок", тогда как термин "чистый монокок" или просто "монокок" используют для внешних оболочек, имеющих минимум подкрепляющих элементов или не имеющих их вовсе.)

Вследствие больших размеров фюзеляжа и сравнительно небольших аэродинамических нагрузок оболочку монокока делают очень тонкой (обычно от 0,5 до 1,5 мм). Такая тонкая оболочка сохраняет свою форму, если на нее действуют силы растяжения, но она коробится под действием сил сжатия или срезывающих усилий. На рис. 9 показано действие сил сжатия на металлическую пластину прямоугольной формы. Такие силы сжатия испытывают, например, металлические панели, ограниченные по краям стрингерами, на верхней части фюзеляжа, когда аэродинамические силы, действующие на хвостовое оперение самолета, направлены вверх.

Согласно законам механики твердого тела, критическое напряжение (т.е. нагрузка на единицу площади), при котором плоская пластина начинает коробиться, можно вычислить по формуле

Где fкр - критическое напряжение, вызывающее коробление пластины, Е - модуль упругости материала, t - толщина и b - ширина пластины между опорами (в реальной конструкции это расстояние между стрингерами). Например, если панель толщиной 0,5 мм и шириной 150 мм изготовлена из алюминиевого сплава, то ее модуль упругости равен приблизительно 70 000 МПа. Подставляя эти значения в формулу (3), получим, что величина критического напряжения, при котором наступает коробление обшивки, составляет 2,8 МПа. Это значительно меньше предела текучести (280 МПа) и предела прочности (440 МПа) материала. Материал монокока будет использоваться неэффективно, если коробление означает утрату способности пластины выдерживать нагрузку. К счастью, это не так. Испытания, проведенные Национальным институтом стандартов и технологии США, показали, что нагрузки, действующие на край панели, могут значительно превышать величину критической нагрузки, соответствующей началу коробления, поскольку нагрузка, приложенная к панели, почти полностью воспринимается полосками материала у ее краев. Общая ширина этих полосок была названа Т. фон Карманом "эффективной шириной" пластины. Согласно его теории, предельная нагрузка, испытываемая панелью в момент ее разрушения вследствие возникновения текучести материала вблизи зажатых кромок, может быть вычислена по формуле

Здесь P - суммарная нагрузка, действующая на панель в момент разрушения, t - толщина панели, E - модуль упругости и fтек - предел текучести материала (напряжение, при котором деформация начинает увеличиваться без дальнейшего увеличения нагрузки). Расчеты по формулам (3) и (4) показывают, что критическая нагрузка, вызывающая коробление, примерно на порядок меньше предельной нагрузки, вызывающей разрушение. Этот вывод необходимо учитывать при проектировании самолета. Использование тонких пластин в закритическом для коробления состоянии является одной из главных отличительных черт тонкостенных монококовых конструкций. Успехи в создании транспортных самолетов, бомбардировщиков и истребителей во время Второй мировой войны были бы невозможны без понимания того факта, что коробление тонкой пластины не вызывает ее разрушения. В более консервативных областях технической механики, таких, как проектирование мостов и зданий, коробление панелей не допускается. С другой стороны, тысячи самолетов летают, и при этом часть металлических пластин в их конструкциях работает в условиях коробления большую часть полетного времени. Правильно сконструированные панели, испытывающие коробление в полете, становятся абсолютно гладкими, как только самолет совершит посадку и исчезнут аэродинамические нагрузки, действующие на конструкцию в полете.
Тонкостенная балка. Другой вид коробления относится к тонкостенной балке - важному элементу авиационных конструкций. Концепция тонкостенной балки разъясняется на рис. 10. При действии силы W на свободный конец тонкостенной балки ее верхний фланец будет подвергаться воздействию растягивающих усилий, а нижний - воздействию сжимающих усилий. Величину сил, действующих на фланцы, можно вычислить из условия статического равновесия. Срезывающее усилие, создаваемое силой W, передается по тонкой стенке балки. Такая тонкая пластина теряет устойчивость и начинает коробиться при довольно небольшой нагрузке. На ней образуются диагональные складки, т.е. конфигурация ее коробления существенно отличается от полусферических выпуклостей, появляющихся при короблении поверхности пластины вследствие ее сжатия.

Г.Вагнер разработал практический метод расчета напряжений в тонкостенной балке в условиях образования складок на стенках и доказал экспериментально, что можно спроектировать тонкостенную балку, которая не разрушается при действии полетных нагрузок, в 100 раз превышающих нагрузки, при которых начинается коробление тонкой стенки. Деформации остаются упругими, и складки исчезают полностью при снятии нагрузки. Вследствие изгиба всей конструкции под действием нагрузки, показанной на рис. 10, верхний фланец балки растягивается, а нижний - сжимается. При появлении складок тонкая стенка работает как совокупность большого числа диагональных расчалок, которые принимают на себя срезывающие усилия подобно внешним расчалкам крыла расчалочного моноплана (рис. 1). Назначение вертикальных стоек - сохранить расстояние между фланцами балки. В 1930-х годах концепция тонкостенной балки стала повсеместно использоваться в авиастроении при конструировании тонкостенных монококов, в частности, для лонжеронов крыла со стенками, воспринимающими срезывающие усилия. Компоновка конструктивных элементов в тонкостенных монококах. Идеальный тонкостенный монококовый фюзеляж состоит из тонких пластин, подкрепленных большим числом более или менее равномерно распределенных стрингеров и шпангоутов, как показано на рис. 8. Однако в самом фюзеляже приходится делать вырезы, в которых размещаются иллюминаторы и двери на пассажирских самолетах или пушечные турели и люки для бомбометания на военных самолетах. В случае больших отверстий, как, например, на тяжелых самолетах, предназначенных для перевозки полностью снаряженной гусеничной техники, или на торпедоносцах, которые несут внутри фюзеляжа большие торпеды, концентрация напряжений около вырезов становится серьезной проблемой. Часто края таких вырезов усиливают с помощью прочных лонжеронов. На некоторых самолетах в фюзеляжах приходится предусматривать столь большое число вырезов, что конструктор предпочитает использовать несущие свойства четырех главных лонжеронов и применяет короткие стрингеры только как вспомогательные силовые элементы, так как разрезанный силовой элемент не способен передавать нагрузку. Вследствие того что нагрузки воздействуют в основном на четыре главных элемента конструкции, такой тип фюзеляжа является фактически промежуточным между каркасной конструкцией и усиленным монококом. Его можно рассматривать как частично усиленный монокок. Такие монококи чаще применяют для крыльев, чем для фюзеляжей, поскольку в крыльях самолета приходится размещать убирающиеся элементы шасси, баки с топливом, двигатели, убирающиеся закрылки, элероны, пулеметы, пушки и многочисленные второстепенные детали. Наиболее серьезные проблемы, обусловленные нарушением целостности усиленной монококовой конструкции, связаны с размещением шасси и топливных баков, потому что эти агрегаты находятся вблизи корневой части крыла, где конструкция должна быть наиболее прочной. Кроме того, на многих компоновках не допускается прохождение крыла сквозь фюзеляж, поскольку это пространство необходимо для размещения экипажа, пассажиров или двигателей. Поэтому в конструкции крыла применяют два прочных лонжерона, как это делается на моноплане с высокорасположенным крылом. Пространство между двумя лонжеронами можно использовать для размещения вышеупомянутых агрегатов и узлов. На участках крыла, не имеющих прорезей, обшивка подкрепляется стрингерами, которые способствуют дополнительному увеличению прочности крыла. Тем не менее, основную часть нагрузки берут на себя два главных лонжерона. Чисто монококовую конструкцию имеют внешние консоли крыла (рис. 11). Нагрузки воспринимаются обшивкой и продольными силовыми элементами консоли. Различие между вертикальной стенкой и лонжероном заключается в том, что у стенки стыковочный элемент имеет ту же форму, что и остальные стрингеры, тогда как лонжерон крепится с помощью более массивных фланцев.

Концепция толстостенной монококовой конструкции. В годы Второй мировой войны скорость опытных самолетов стала приближаться к скорости звука, и тонкостенные монококовые конструкции перестали удовлетворять возросшим требованиям. Одним из факторов, способствовавших повышению скоростей полета, явилось создание т.н. ламинарных профилей крыла, которые имели очень низкое сопротивление. Однако преимущества ламинарных крыльев могли быть реализованы только при условии точного соблюдения требуемой формы поверхности крыла, и малейшие нарушения гладкости поверхности (выступающие заклепки или углубления для потайных заклепок) сводили к нулю все преимущества ламинарного профиля. По этой причине тонкостенные усиленные монококи оказались непригодными для создания крыла с ламинарным обтеканием для высокоскоростных самолетов. Другим фактором, требующим точного соблюдения формы крыла и фюзеляжа высокоскоростных самолетов, является неустойчивость трансзвукового потока. В трансзвуковых течениях очень небольшие изменения формы обтекаемой поверхности могут вызвать полное изменение картины обтекания и появление скачков уплотнения, которые приводят к резкому возрастанию силы сопротивления. Поскольку выдержать точно нужную форму поверхности, изготавливаемой из тонких пластин, очень трудно, пришлось пойти на увеличение толщины обшивки авиационных конструкций. Еще одним основанием для увеличения толщины обшивки являлась недостаточная величина строительной высоты (расстояния h на рис. 6) конструкции крыла самолета. Рассчитанные на высокие скорости полета профили крыла должны быть очень тонкими (максимальная относительная толщина крыльев для сверхзвуковых самолетов и ракет обычно составляет менее 10% хорды). Нагрузки, действующие на нижнюю и верхнюю поверхности такого крыла, очень велики, и их может выдержать только толстая обшивка.
Концепция сэндвича. Первой толстостенной конструкцией, использовавшей концепцию сэндвича (многослойной конструкции), была обшивка на истребителе "Хэвилленд Москито". В этой конструкции пространство между двумя тонкими прочными обшивками (несущими слоями) заполнено значительно более легким материалом; такая составная панель способна выдерживать более значительные изгибающие нагрузки, чем две несущие обшивки без заполнителя, соединенные вместе. Кроме того, эта многослойная конструкция остается легкой, так как заполнитель имеет небольшую плотность. В качестве примера легкой многослойной конструкции, обладающей повышенной прочностью, можно привести упаковочный картон, в котором между двумя внешними листами картона находится гофрированная бумажная прослойка. Многослойный картон обладает большей жесткостью на изгиб и прочностью, чем лист картона, соответствующий ему по весу. Важным фактором, препятствующим короблению поверхности, является способность панели выдерживать изгибающие нагрузки. Толстостенные многослойные обшивки, обладающие повышенной жесткостью на изгиб, не допускают коробления поверхности при обычных летных ситуациях и способствуют сохранению гладкой формы поверхности крыла и фюзеляжа. Несущие слои соединяются со слоем из заполнителя с помощью клея. Клепка не используется, и это обеспечивает гладкость поверхности. Методы производства многослойных конструкций. Для производства элементов многослойных конструкций сложной формы используют несколько методов. Один из них разъясняется на рис. 12. Изготавливают пресс-форму, точно воспроизводящую нужную форму многослойного элемента. Слои многослойной конструкции смазывают синтетическим клеем и помещают в пресс-форму. Обшивка многослойной конструкции накрывается оболочкой из герметического материала, например из прочной резины, и пресс-форма плотно закрывается крышкой. Внутрь оболочки под давлением нагнетают горячий пар, и под действием высокой температуры и равномерного давления пара клей отвердевает и надежно соединяет несущие слои с наполнителем. Такая формовочная технология может использоваться для изготовления конструктивных элементов сложной формы с искривленными стенками переменной толщины.

Во время Второй мировой войны синтетические клеи и технология склеивания слоевых конструкций нашли широкое применение в авиационной промышленности. Эта технология обеспечивала прочное соединение таких разнородных материалов, как древесина и металлы, и позволила наладить дешевое производство обшивок с гладкими поверхностями.
Разрушение многослойной конструкции. Как и в случаях каркасных конструкций и тонкостенных монококов, разрушение многослойной конструкции начинается на той стороне, которая подвергается сжатию. Из-за большой толщины многослойной панели сжимающее усилие, вызывающее потерю устойчивости и коробление, существенно превышает то значение, при котором на поверхности тонкостенных усиленных монококов впервые появляются признаки коробления. Отношение этих величин может достигать 20 или даже 50. Следует, однако, помнить, что тонкостенные монококи могут работать при нагрузках, намного превышающих критическую нагрузку начала коробления, тогда как коробление поверхности многослойной обшивки всегда вызывает разрушение последней. Критическую нагрузку, вызывающую потерю устойчивости многослойной обшивки, можно оценить, используя методы расчета однородных пластин и однослойных оболочек. Однако сравнительно небольшое сопротивление срезу материала легкого заполнителя заметно уменьшает величину критического напряжения, и этим эффектом нельзя пренебрегать. Потеря устойчивости многослойной конструкции обычно приводит к короблению или образованию складок на поверхности тонких несущих оболочек. На рис. 13 показаны два вида неустойчивости: симметричное вспучивание и перекос. Симметричное вспучивание возникает в случае большой толщины слоя с заполнителем, а перекос - в случае небольшой толщины такого слоя.

Критическое напряжение, вызывающее потерю устойчивости многослойной конструкции, сопровождаемую появлением обеих форм коробления поверхности, можно определить по формуле

Где fкр - критическое значение напряжения для несущих слоев, Ef - модуль упругости материала несущего слоя, Ec - модуль упругости материала заполнителя, Gc - модуль сдвига материала заполнителя. В качестве примера рассмотрим многослойную конструкцию с несущими слоями из алюминиевого сплава и пористым заполнителем из ацетилцеллюлозного волокна. Модуль упругости алюминиевого сплава составляет приблизительно 70 000 МПа, а для материала заполнителя он равен 28 МПа. Модуль сдвига для материала заполнителя равен 14 МПа. Подставляя эти значения в формулу (5), найдем, что критическое значение напряжения для коробления равно 150 МПа. Отметим, что в соотношение (5) не входят геометрические характеристики панели. Следовательно, критическое напряжение не зависит от толщин несущих слоев и слоя с заполнителем. Единственной возможностью повысить несущую способность конструкции по отношению к короблению является использование заполнителя с лучшими механическими свойствами.
Другие типы толстостенных оболочек. После Второй мировой войны были разработаны и внедрены в производство различные модификации описанной выше первоначальной многослойной конструкции. На рис. 14 показана сотовая конструкция. В ней промежуточным слоем служит сотовый (ячеистый) заполнитель. На рис. 15 показан другой тип многослойной конструкции, в которой заполнителем является гофрированный алюминий. Эта конструкция, сходная с упаковочным картоном, характеризуется высокой жесткостью и устойчивостью, однако гофрированную ленту не следует соединять с несущими оболочками при помощи заклепок.

В других конструкциях обшивка и слой, усиливающий ее жесткость, вальцуются, и им придается форма сечения крыла или фюзеляжа. Наконец, для сильно нагруженных очень тонких крыльев было налажено производство обшивок переменной толщины из прочного алюминиевого сплава с максимальными толщинами около 19 мм. Такие прочные обшивки позволяют изготовить крыло, которое сохраняет свою форму даже без нервюр только за счет жесткости самой обшивки, усиленной тремя или четырьмя опирающимися на лонжероны стенками, работающими на срез.
СВЕРХЗВУКОВЫЕ САМОЛЕТЫ, КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ И БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
Развитие авиационно-космической техники характеризуется устойчивой тенденцией роста тяговооруженности (тяговооруженностью называется отношение тяги силовой установки летательного аппарата к его весу). Для самолетов вертикального взлета и посадки эта величина превышает единицу. Двигательная установка баллистической ракеты должна создавать тягу, намного превышающую вес ракеты, чтобы поднять ее со стартового стола, ускорить и вывести на нужную траекторию. Непрерывный рост тяговооруженности и скоростей полета привел к появлению летательных аппаратов, которые все в меньшей степени зависят от аэродинамических сил, создаваемых крылом. Размеры крыльев стали уменьшаться (на баллистических ракетах они вообще отсутствуют). Однако планирующие летательные аппараты, запускаемые в космическое пространство с помощью стартовых ускорителей, должны иметь крылья для возвращения на землю. Крылья и стабилизаторы для сверхзвуковых летательных аппаратов меньше, чем у дозвуковых летательных аппаратов, не только по площади; они также тоньше и имеют меньшее удлинение. Крылья и поверхности хвостового оперения сверхзвуковых летательных аппаратов имеют стреловидную или треугольную форму. Толщина обшивки таких крыльев намного больше, чем у крыльев дозвуковых летательных аппаратов.
Примеры тонкостенных оболочек. Снижение веса является первоочередной задачей проектирования космического летательного аппарата. Многие достижения в области создания тонкостенных оболочек обязаны своим происхождением этому требованию. Типичными примерами такой конструкции являются жидкостная ракета-носитель "Атлас" и конструкция твердотопливной ракеты. Для "Атласа" была создана специальная монококовая оболочка с наддувом. Ракета с двигателем на твердом топливе получается посредством наматывания на оправку, имеющую форму твердотопливного заряда, стеклянной нити и пропитки намотанного слоя специальной смолой, которая отверждается после вулканизации. При такой технологии получается сразу и несущая оболочка летательного аппарата, и ракетный двигатель с соплом. Были спроектированы возвращаемые космические аппараты с оболочкой конической формы, которая покрывалась слоем теплозащитного материала, подверженного абляции при высоких температурах (концепция охлаждения с помощью уносимого покрытия). Вследствие малости сил гравитации в космосе и на Луне были созданы уникальные конструкции. Например, оболочка лунного модуля содержит панели, которые не коробятся на Луне, но стали бы коробиться от собственного веса на Земле.
См. также КОСМОСА ИССЛЕДОВАНИЕ И ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ; РАКЕТА .
АЭРОКОСМИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ
Многие материалы теряют свою прочность при высоких температурах, которые возникают в сверхзвуковом полете. Поэтому для аэрокосмических летательных аппаратов особый интерес представляют легкие жаропрочные материалы. До конца 1950-х годов основными авиационными материалами для летательных аппаратов, движущихся с числами Маха не больше двух (число Маха - это отношение скорости полета к скорости звука), были алюминиевые сплавы и стали. Титан стал экономически доступен в начале 1960-х годов, и его сплавы использовали в конструкциях летательных аппаратов с числом Маха до 3. Созданы металлические суперсплавы и порошковые материалы, получаемые спеканием порошков карбида кремния или лития с алюминием или титаном. Созданы также композиционные материалы, в которых пластиковая (полимерная) основа армируется стеклянными, кевларовыми или углеродистыми нитями. Композиционные материалы широко используются в самолетостроении и космической технике из-за их хороших весовых и механических характеристик, позволяющих создать легкие и прочные конструкции, работающие и при повышенных температурах.
См. также СПЛАВЫ ; ПЛАСТМАССЫ .
АЭРОКОСМИЧЕСКИЕ КОНСТРУКЦИИ
Транспортные самолеты и истребители. Типичная компоновка современного транспортного самолета состоит из усиленного монококового фюзеляжа с двухлонжеронными крыльями и двухлонжеронными элементами хвостового оперения. В конструкциях самолетов используются в основном алюминиевые сплавы, однако для отдельных элементов конструкции применяются и другие материалы. Так, сильно нагруженные корневые части крыла могут быть изготовлены из титанового сплава, а рулевые поверхности - из композиционного материала с полиамидными или стеклянными нитями. В хвостовом оперении некоторых самолетов применяют графито-эпоксидные материалы. В конструкции современного самолета-истребителя воплощены самые последние достижения в области авиастроения. На рис. 16 показана конструкция типичного самолета-истребителя с многолонжеронным треугольным крылом и усиленным монококовым фюзеляжем. Отдельные элементы крыла и хвостового оперения этого самолета выполнены из композиционных материалов.

Рис. 16. F-15С "ИГЛ" фирмы "Макдоннелл - Дуглас" - истребитель, состоящий на вооружении ВВС США и их союзников. Имеет два форсированных турбореактивных двухконтурных двигателя фирмы "Пратт - Уитни" и развивает максимальную скорость, соответствующую М = 2,5. Его вооружение состоит из пушки калибра 20 мм, управляемых ракет класса "воздух - воздух" и неуправляемых авиационных ракет. Дальность полета с использованием подвесных топливных баков 5470 км. 1 - стеклопластиковый обтекатель антенны радиолокационной станции; 2 - доплеровская радиолокационная станция; 3 - радиоантенна и антенна радиолокационной станции; 4 - переборки; 5 - отсек радиоэлектронной аппаратуры; 6 - приемник указателя скорости; 7 - фонарь кабины летчика; 8 - лобовое стекло; 9 - кресло пилота; 10 - пилотажно-проекционный индикатор; 11 - приборная доска; 12 - ручка управления; 13 - педали руля направления; 14 - боковой пульт управления; 15 - бортовые огни; 16 - нижние отсеки оборудования; 17 - средства противоэлектронной защиты; 18 - подъемник фонаря кабины; 19 - кондиционер; 20 - шасси; 21 - воздухозаборник двигателя; 22 - гидроусилители; 23 - пушка "Вулкан" калибра 20 мм и боезапас; 24 - управляемая ракета "Спэрроу" класса "воздух - воздух"; 25 - воздушный тормоз; 26 - топливные баки; 27 - канал воздухозаборника; 28 - штуцер системы дозаправки топливом в воздухе; 29 - система трубопроводов подачи топлива; 30 - обтекатели; 31 - элероны; 32 - закрылки; 33 - лонжероны; 34 - штыревые соединения; 35 - нервюры крыла; 36 - панели обшивки крыла со стрингерами; 37 - сотовые конструкции; 38 - посадочный крюк для захвата троса аэрофинишера; 39 - отсеки оборудования воздушной системы; 40 - турбореактивные двухконтурные двигатели; 41 - компрессор; 42 - вспомогательная силовая установка (стартер); 43 - коробка передач; 44 - рамы крепления двигателей; 45 - форсажная камера сгорания; 46 - отсек двигателя с кольцевыми шпангоутами и стрингерами из титана; 47 - титановая обшивка; 48 - сопла форсажной камеры; 49 - узел крепления стабилизатора; 50 - бороволоконные панели обшивки; 51 - пилон для подвески груза в консольной части крыла; 52 - пилон для подвески груза в корневой части крыла; 53 - бомбодержатель; 54 - бомбы; 55 - ракета "Сайдуиндер" класса "воздух - воздух"; 56 - подвесной топливный бак.

КК "Шаттл". Орбитальный космический корабль "Шаттл" способен летать в атмосфере Земли с гиперзвуковыми скоростями. Крылья аппарата имеют многолонжеронный каркас; усиленный монокок кабины экипажа, как и крылья, изготовлен из алюминиевого сплава. Двери грузового отсека выполнены из графито-эпоксидного композиционного материала. Теплозащиту аппарата обеспечивают несколько тысяч легких керамических плиток, которыми покрывают части поверхности, подверженные воздействию больших тепловых потоков.
См. также КОСМИЧЕСКИЕ ПОЛЕТЫ ПИЛОТИРУЕМЫЕ ; КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ "ШАТТЛ". Космические станции. Орбитальный космический корабль предполагается применять для монтажа долговременных космических станций. Опыт, полученный при эксплуатации российской орбитальной космической станции "Мир", используется для разработки международной космической станции "Фридом". Инженеры-конструкторы решают проблему выведения блоков и элементов конструкции долговременной орбитальной станции с последующей ее сборкой в космосе.
Энциклопедия Кольера Википедия

Летательный аппарат, опирающийся в полете на крылья и движущийся с помощью силовой установки. Самолеты, управляемые летчиком (или летчиками), перевозят полезную нагрузку, т.е. грузы, пассажиров, вооружение или специальное оборудование, такое, как … Энциклопедия Кольера

Безмоторный летательный аппарат тяжелее воздуха. Планер держится в воздухе благодаря уравновешиванию действующей вниз силы тяжести подъемной силой, создаваемой восходящими потоками воздуха. Различают два режима полета планеров: планирование… … Энциклопедия Кольера

ПОДГРУППА IVB. СЕМЕЙСТВО ТИТАНА ТИТАН, ЦИРКОНИЙ, ГАФНИЙ К переходным металлам относятся также элементы семейства титана Ti, Zr и Hf, отличающиеся удивительным сходством свойств. Последние два элемента (Zr и Hf) особенно близки по свойствам.… … Энциклопедия Кольера

We are using cookies for the best presentation of our site. Continuing to use this site, you agree with this. OK

За прошедшие почти семь десятилетий с момента первого космического старта (не считая двадцати предыдущих лет исследований и экспериментов) конструкции космических аппаратов (КА) непрерывно совершенствовались. Значительный вклад в эволюцию конструкций КА внесли так называемые «испытательные» космические аппараты, которые проектировались специально для проверки и отработки в реальных условиях космического полета элементов конструкции, систем, узлов, агрегатов и блоков, способов их оптимального применения, возможных путей их унификации.

Если в СССР в качестве автоматических испытательных КА широко использовались различные модификации КА практически только одной серии «Космос», то в США – целый ряд КА: «ATS», «GGTS», «0V», «Додж», «TTS», «SERT», «RW» и др.

Несмотря на большое многообразие конструкций КА, общим для всех устройств является наличие корпуса с набором различных конструктивных элементов (так называемое «обеспечивающее» оборудование) и специальная (целевая) радиоэлектронная аппаратура.

Корпус КА является конструктивно-компоновочной основой для установки и размещения всех его элементов и соответствующей аппаратуры. Например, для автоматического КА обеспечивающее оборудование предусматривает наличие как минимум следующих бортовых систем: ориентации и стабилизации, терморегулирования, энергопитания, телеметрии, траекторных измерений, управления и навигации, командно-программной, различных исполнительных органов и т.п. На пилотируемых КА и космических станциях, кроме того, имеются системы жизнеобеспечения, аварийного спасения и т.п.

В свою очередь, целевая аппаратура КА может быть оптической (оптико-электронной), фотографической, телевизионной, инфракрасной, радиолокационной, радиотехнической, спектрометрической, рентгеновской, радиосвязи и ретрансляции, радиотехнической, радиометрической, калориметрической и т.п.

Все эти системы (их структура, функции, конфигурация и т.п.), используют самую современную ЭКБ.

Естественно, конфигурации КА зависят от их назначения и уже поэтому значительно различаются – это , осуществляющие выведение КА на требуемые и траектории, разгонно-тормозные блоки КА, включающие маршевые и корректирующие двигатели, топливные отсеки, агрегаты и системы обслуживания (обеспечивают переход КА с низкой орбиты на более высокую или межпланетную, осуществляют обратные переходы – с высокой орбиты на низкую, коррекцию траекторных параметров и т.д.).

С конструкцией КА неразрывно связано понятие «компоновка» КА – наиболее рациональное и максимально плотное пространственное размещение составляющих элементов. При этом различают внутреннюю и внешнюю (аэродинамическую) компоновку КА.

Задача разработки конструкции конкретного КА является достаточно сложной, поскольку необходимо учитывать очень много факторов, зачастую противоречащих друг другу. Например, необходимо обеспечивать минимальное количество связей КА с наземным комплексом (особенно это касается РН), безопасность и комфортность экипажа (для пилотируемых КА), безопасную эксплуатацию и обслуживание на стартовой позиции и в полете, обеспечение заданных параметров устойчивости, управляемости, тепловых режимов и аэродинамических характеристик работы КА и многое другое.

Задача конструкторов КА усложняется тем, что критерием оптимальности их решения является не только минимизация массы КА, но и его стоимости и сроков создания при гарантированном обеспечении параметров надежности, многофункциональности и др.

Первый космический аппарат Земли «Восток 1», поднявший первого человека на околоземную орбиту.

Как известно, стартовавший с корабль выполнил всего лишь один(на зато первый в истории человечества) оборот вокруг планеты Земля, причем полет проходил полностью в автоматическом режиме, при котором первый космонавт был как бы «пассажиром», готовым в любой момент переключить управление на себя. Хотя реально по нашей классификации это был не «пилотируемый» полет, а полет полностью в автоматическом режиме, но это как раз тот случай, когда классификация не всегда правильно отражает суть происходящего процесса (явления, события).

Один из первых (1977 г.)КА дальнего проникновения (так называемый «космический зонд») серии Voyager(наиболее известные КА – Voyager-1 и Voyager-2). По некоторым литературным источникам, этот 723 килограммовый автоматический зонд, запущенный 5 сентября 1977 г. и предназначенный для исследований и ее ближайших окрестностей, к удивлению его создателей до сих пор находится в нормальном рабочем состоянии и в связи с этим обстоятельством выполняет даже новую (дополнительную) миссию – по определению местонахождения границ Солнечной системы, включая « » (), хотя по замыслу разработчиков его первоначальная основная миссия заключалась лишь в исследовании двух – и (он был первым зондом, сделавшим детальные снимки всех спутников этих планет)

Такое длительное активное существование КА обусловлено прежде всего оп
тимальными принятыми инженерными решениями при создании электронной
бортовой аппаратуры, грамотным выбором соответствующей ЭКБ для комплек
тации его бортовых систем.