авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 15 |

«МИНОБРНАУКИ РОССИИ Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования «МАТИ» – Российский государственный технологический ...»

-- [ Страница 3 ] --

Как известно, даже небольшой трафик Z(t), в сетях спутниковой связи стан дарта DVB-RCS для обеспечения заданных вероятностно временных характеристик обслуживания К(t) требует достаточно большого запаса канального ресурса сети. Это приводит к необходимости проведения достаточно тщательного анализа состава и объема трафика в сети для оптимального расчета выделяемого энергетического и частотно-временного ресурса КА. Задача еще более усложняется в условиях трафика нестационарного во времени и при использовании приоритетных систем обслуживания.

Все эти особенности не позволяют достаточно эффективно использовать для анализа и принятия оптимальных решений по выделению энергетического и частотно временного ресурса КА традиционные аналитические методы теории массового обслуживания [1]. В настоящей работе для анализа работы малоразмерных сетей 68 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ спутниковой связи стандарта DVB-RCS предлагается использовать широко развитые численные методы имитационного и программно-аппаратного моделирования [2, 3, 4].

Описание имитационной модели сети спутниковой связи с МБЦП, реализующей программно-аппаратную платформу стандарта DVB-RCS В качестве объекта исследования рассматривалась малоразмерная сеть спутниковой связи стандарта DVB-RCS со следующими параметрами:

• функции HUB реализуются МБЦП на борту КА;

• архитектура сети спутниковой связи — полносвязанная;

• число оконечных земных станций (ЗС) — 20;

• ведущая (управляющая) станция (УЗС) реализуется на базе одной из стандартных ЗС сети;

• максимальная скорость DVB сигнала КА — 32,768 Мбит/сек.;

• максимальная скорость DVB-RCS сигналов ЗС — 8,192 Мбит/сек.;

• виды трафика в односкачковых каналах связи УЗСЗС: дуплексная телефония (ТЛФ, 16 кбит/с), дуплексная симметричная видеоконференцсвязь (ВКС, 144 кбит/с), передача телевидения в стандарте МPЕG-4 (ТВ, 1,536 Мбит/с), передача данных (ПД, 64 кбит/с), факсимильная связь (ФС, 16 кбит/с), электронная почта (ЭП, 16 кбит/с), циркулярный «Интернет» канал (ЦИ, 1,024 Мбит/сек.), запросные «Интернет» каналы (ЗИ, 32 кбит/сек.);

• виды трафика в односкачковых каналах ЗСЗС: дуплексная телефония (ТЛФ, кбит/с), дуплексная низкоскоростная видеоконференцсвязь (ВКС, 64 кбит/с), передача данных (ПД, 32 кбит/с), факсимильная связь (ФС, 16 кбит/с), электронная почта (ЭП, 16 кбит/с);

• качество обслуживания трафика реального времени Ктлф,вкс,зи(t): задержка представления канала не более 10 сек. с вероятностью отказа не более 1 %, задержка распространения в канале не более 0,3 сек.;

• качество обслуживания остальных видов трафика Zтв,пд,фс,эп(t) : задержка представления канала не более 3 мин. с вероятностью отказа не более 1%, задержка распространения в канале не более 0,3 сек.;

• распределение ЗС по зоне обслуживания:

1. УЗС в 1-ом часовом поясе;

2. абонентские ЗС — равномерно в 6-ти часовых поясах;

• распределение трафика во времени:

1. УЗС — час наивысшей нагрузки (ЧНН) по всем видам трафика 14 часов местного времени;

2. абонентские ЗС — час наивысшей нагрузки по всем видам трафика 12 часов местного времени;

• в качестве модели закона изменения трафика реального времени Zтлф,вкс,зи(t) ЗС и УЗС во времени использовалась «ступенчатая» функция с шагом 20 минут;

• все виды трафика реального времени ЗС и УЗС имитировались на каждом 20-ти минутном интервале времени как потоки типа М/М/1 или М/G/1 [1];

• среднее значение нагрузки Z(t) для каждой ЗС по всем видам трафика реального времени в процессе моделирования варьировалось от 0,1 до 0,5 эрланга, а трафик в ЧНН мог в два-три раза превышать средний трафик за сутки;

• по остальным видам трафика Zтв,пд,фс,эп(t) ЗС и УЗС в качестве модели закона из менения трафика во времени использовалась более гладкая «ступенчатая» функция с шагом один час, объем передаваемой информации задавался в Мбит/час, а трафик в ЧНН мог в полтора-два раза превышать средний трафик за сутки.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Модель частотно-временной матрицы (ЧВМ) сети DVB-RCS В процессе моделирования использовались стандартная модель ЧВМ, реализованная в групповом демодуляторе DVB-RCS фирмы ЕМС TECHNOLOGIES [8]:

• максимальная скорость передачи информации в DVB сигнале на линии КА — ЗС принята 32,768 Мбит/сек. (шаг перестройки 2,048 Мбит/сек., темп перестройки — 300 сек.);

• максимальная скорость передачи информации в составе сигналов ЧВМ DVB-RCS для ведущей ЗС (мини HUB) на линии ЗС — КА принята 8,192 Мбит/сек. (шаг перестройки 128 кбит/сек., темп перестройки — 60 сек.);

• максимальная скорость передачи информации в составе сигналов ЧВМ DVB-RCS для абонентской ЗС на линии ЗС — КА принята 2,048 Мбит/сек. (шаг перестройки кбит/сек., темп перестройки 60 сек.).

В процессе имитационного моделирования использовались три варианта алгоритмов А(t) распределения ресурсов ЧВМ между ЗС:

• фиксированное распределение, обеспечивающее заданное качество обслуживания (Ротк = 0,01) для каждой из ЗС в ЧНН;

• распределение, обновляющееся с темпом один раз в час по результатам оценки текущего значения нагрузки по всем видам трафика ЗС и УЗС за предыдущий период (1 час) и обеспечивающее Ротк = 0,01 для каждой из ЗС в сети;

• распределение, обновляющееся непрерывно (с темпом один раз в 60 сек.) и обеспечивающее Ротк= 0,01 для каждой из ЗС в сети.

Программно-аппаратный моделирующий стенд Для экспериментальной отработки возможности практической реализации алгоритмов адаптивного управления малоразмерной сетью стандарта DVB-RCS в аппаратуре МБЦП, УЗС и ЗС, наряду с проведением имитационного моделирования, были разработаны и изготовлены экспериментальные программно-аппаратные образцы:

• DVB инкапсулятора-демодулятора ведущей УЗС;

• DVB инкапсулятора-демодулятора абонентской ЗС;

• DVB инкапсулятора, группового демодулятора DVB-RCS МБЦП.

Программно-аппаратный образец DVB инкапсулятора-демодулятора сигналов TDMA для ведущей УЗС (мини HUB) реализован на базе стандартного ПК с ОС «UNIX».

Программное обеспечение образца реализовано на языке СИ++ и рассчитано на формирование TDMA сигнала на передачу со скоростью до 8.192 Мбит/сек, прием и демодуляцию TDMA сигнала от КА со скоростью до 32.768 Мбит/сек.

Программно-аппаратный образец DVB инкапсулятора-демодулятора сигналов TDMA для абонентской ЗС реализован базе стандартного ПК с ОС «UNIX». Программное обеспечение образца реализовано на языке СИ++ и рассчитано на формирование TDMA сигнала на передачу со скоростью до 2.048 Мбит/сек, прием и демодуляцию TDMA сигнала от КА со скоростью до 32.768 Мбит/сек.

Программно-аппаратный образец DVB инкапсулятора сигналов TDMA, группового DVB-RCS демодулятора сигналов MF TDMA для МБЦП реализован базе стандартного ПК с ОС «UNIX». Программное обеспечение образца реализовано на языке СИ++ и рассчитано:

• на прием и демодуляцию одного цифрового выхода от программно-аппаратного образца DVB инкапсулятора-демодулятора ведущей УЗС (мини HUB) со скоростью до 8,192 Мбит/сек. в составе сигналов ЧВМ DVB-RCS и инкапсуляцию его в состав DVB сигнала МБЦП на передачу со скоростью до 32.768 Мбит/сек.

• на прием и демодуляцию одного цифрового выхода от программно-аппаратного образца DVB инкапсулятора-демодулятора абонентской ЗС со скоростью до 2, 70 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Мбит/сек. в составе сигналов ЧВМ DVB-RCS и инкапсуляцию его в состав DVB сигнала МБЦП на передачу со скоростью до 32.768 Мбит/сек.

• на программную имитацию приема и демодуляции 19 цифровых сигналов абонентских ЗС со скоростью до 2,048 Мбит/сек. в составе сигналов ЧВМ DVB-RCS и их инкапсуляцию в состав DVB сигнала МБЦП на передачу со скоростью до 32. Мбит/сек.

Программно-аппаратные образцы управляющей УЗС, абонентской ЗС и МБЦП КА в составе стенда сети DVB-RCS объедены в локальную сеть «Ithernet» со скоростью обмена информацией до 1 Гбит/сек.

Результаты проведенных исследований 1. Наиболее оптимально сеть DVB-RCS расходует энергетический и частотно временной ресурс КА при однородном по составу и фиксированном во времени и зоне обслуживания трафику сети. При этом избыточность ЧВМ определяется только заданной вероятностью отказа в обслуживании заявок Ротк=0,01.

2. При обслуживании неоднородного по составу трафика избыточность ЧВМ возрастает на 1520% и в первую очередь за счет роста трафика реального времени.

3. При обслуживании трафика неоднородного по составу, времени и зоне обслуживания избыточность ЧВМ дополнительно возрастает на 2025% и существенно зависит от распределения абонентских ЗС по различным часовым поясам.

4. При введении непрерывного (с темпом 60 сек.) адаптивного управления удается значительно (на 2030%) сократить избыточность ЧВМ, приблизив ее к наиболее оптимальному варианту однородного и фиксированного трафика.

5. Почасовая адаптация ЧВМ сети DVB-RCS дает достаточно близкое приближение (~35%) к варианту непрерывной (с темпом 60 сек.) адаптации сети связи, но дает существенный выигрыш при практической реализации за счет снижения требований к производительности каналов управления и оборудования управляющей ЗС.

Заключение Мультисервисные бортовые цифровые платформы стандарта DVB-RCS являются перспективным направлением развития современных спутников связи и вещания и могут существенно расширить число пользователей систем спутниковой связи стандарта DVB-RCS.

Проведенные исследования показывают, что адаптивное управление ресурсом ЧВМ в малоразмерых мультисервисных спутниковых сетях DVB-RCS дает существенный (~2030 %) выигрыш (экономию) энергетических и частотно-временных ресурсов КА, используемых при создании спутниковых сетей связи.

Результаты исследования эффективности адаптивного управления ресурсом ЧВМ в малоразмерых мультисервисных спутниковых сетях DVB-RCS, полученные с использованием экспериментальных программно-аппаратных образцов МБЦП, УЗС и ЗС сети DVB-RCS, дают достаточно точное повторение результатов чисто имитационного моделирования (с погрешность не более 5 %).

Литература 1. Джейсуол Н. Очереди с приоритетами. — М.: Мир, 1973.

2. Генов А., Голованов В. Методика моделирования систем спутниковой связи.

/ Вопросы радиоэлектроники. — М.: ТРС, 1975.

3. Генов А., Ермилов В. О влиянии характеристик входящего потока старшего приорите та на показатели эффективности функционирования малоканальных СМО с ожида нием. — М.: Наука, 1975.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ 4. Генов А. Исследование вопросов выбора канальной емкости пучков СПСС двойного назначения», / Оптические, сотовые и спутниковые сети и системы связи, Псков, 1996.

5. Genov A., Ivanchuk N. The conception of constructing global spread-spectrum CDMA mo bile telecommunication «Global-SS» system. / Forum of the ITA Proceedings, Moscow, 1997.

6. Генов А. Бортовые цифровые платформы. // Broadcasting», №3, 2002.

7. Генов А., Горшков А., Перескоков В. / Мультисервисные БЦП — технологический про рыв в повышении эффективности ССС», Научно-техн. конф. «К 75-летию акад. В.А.

Мельникова», Москва, 2003.

8. DVB-RCS — Product Description. / ЕМС TECHNOLOGIES, Canada), 2004.

9. Sky Edge — Product Description. / GILAT, Israel, 2004.

УДК 629.7. ЭНЕРГОСБЕРЕГАЮЩАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ИСПЫТАНИЙ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРДД И РЕЗУЛЬТАТЫ ЕЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ к.т.н. С.Б. Гусев1, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов, С.А. Селиванов2, к.т.н. Е.М. Таран Рассмотрена энергосберегающая технология испытаний газогенератора ТРДД на специализиро ванном стенде.

It is considered energy saving technology of the bypass gas turbine engine core test on specialized stand.

При создании новых двигателей проводятся различного вида испытания газоге нераторов (ГГ). В том числе испытания проходят на специализированных стендах, на которых создаются условия работы ГГ в системе двигателя с имитацией полетных ус ловий. Учитывая высокую стоимость подобных испытаний, целесообразно внедрение в практику энергосберегающих технологий. Методы таких технологий известны, это сокра щение продолжительности испытаний, совмещение различного вида испытаний, исполь зование методов планирования испытаний. Применение энергосберегающих технологий предусматривает в свою очередь ряд требований к номенклатуре измерений, автома тизации испытаний и применению методов оценки и анализа результатов испытаний на основе математической статистики и математических моделей для описания рабочего процесса двигателя и ГГ.

В данном случае рассматриваются итоги испытаний ГГ производства НТЦ им. А. Люльки на специализированном стенде НИЦ ЦИАМ*.

Целью испытаний ставилось измерение напряжений в лопатках турбины и опре деление характеристик компрессора, камеры сгорания и турбины. С целью сокращения продолжительности программа испытаний предусматривала запуск от авторотации, вы ход на малый газ, затем выход на максимальный режим и снижения режима и останов двигателя. Обычно характеристики газогенератора определяются на установившихся НТЦ им. А. Люльки, г. Москва НИЦ ЦИАМ, г. Лыткарино Московской области ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.И. Баранова», г. Москва 72 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ режимах, при стабилизации давления и температуры воздуха на входе в газогенератор и тепловой стабилизации. Такой способ определения характеристик требует продолжи тельности испытаний в пределах одного часа.

В данном случае дроссельная характеристика ГГ при “прямом” и “обратном” ходе определялась в течение примерно 15 ми T*,oc нут. Технология заключалась в следую щем. После выдержки на режиме «МГ» производилось увеличение температуры и полного давления воздуха на входе и частоты вращения ротора. После дости- жения режима «МАХ» ГГ переводился на режим «МГ» с одновременным снижени- N, % ем величин,, N, рис. 1. При этом непрерывно проводились измерения дав- лений и температур воздуха, газа и эле- P*/Bo ментов газогенератора, при этом на корот 2. ких площадках — при постоянной частоте 2. вращения ротора ГГ. Время выхода ГГ от режима мало- 1. го газа до максимального режима и об- 1. ратно на малый газ составило около 550 t, ek 200 300 400 500 сек (~ 9 мин). Общее время определения подобной дроссельной характеристики с Рис 1. Циклограмма испытаний ГГ учетом времени запуска от авторотации и «МГ-МАХ-МГ»

останова ГГ составило около 800 сек (~ 14 мин). Основными факторами, влияю щими на характеристики узлов, являются в данном случае температура воздуха на входе, отношение давления на входе к давлению в боксе стенда и тепловое состоя ние корпусов ГГ.

Для рассматриваемого случая линии рабочих режимов на характеристике ком прессора показаны на рис. 2. Положение линии рабочих режимов на характеристики компрессора зависит от отношения давления на входе к давлению окружающей среды, а также от теплового состояния ГГ.

7 pi*k pi turb 2. 2. 2. 2. 55 60 65 70 75 80 3 4 5 6 7 8 Npr,% Ga.pr, kg/sec Рис. 2. Линии рабочих режимов на характеристике компрессора и зависимость piturb =f(Npr):

· — прямой ход, + — обратный ход Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Соответственно изменяется степень понижения давления на турбине. В общем, обрат ному ходу,«МАХ-МГ», соответствовало меньшее значение степени понижения давления газа на турбине.

При этом нужно отметить следующую особенность. На ступеньках с постоянной N,% частотой вращения температура на входе изменялись во времени, что вызывало появ ление на прямом ходе «МГ-МАХ» участков с понижением Npr, а на обратном ходе «МАХ МГ»-участков с повышением Npr, при этом изменялось и полное давление на входе, рис. 3. Такое взаимное влияние указанных 75 Npr,% факторов определило необычное изменение зависимостей на рис. 2. Из этого можно сде лать вывод, что целесообразно при снятии 70 * /B дроссельной характеристики температуру на P BX входе и частоту вращения ротора изменять 3. таким образом, чтобы обеспечить монотон 2. 2.4 изменение Npr по времени.

ное Изменение температуры газа на вы 60 ходе турбины ГГ, так же как и приведенный 1. расход топлива определяются факторами, о которых говорилось выше (рис. 4). На обрат 1. 100 700 ном ходе, «МАХ-МГ», в зоне низких значений 200 300 400 500 t, sec Npr величины расхода топлива и температу Рис. 3. Зависимость величин N и Npr от времени ры за турбиной выше соответствующих зна чений на прямом ходе, «МГ-МАХ».

Приведенные данные должны быть дополнены оценкой производных частоты вращения по времени, которые позволяют оценить влияние инерционности ротора на параметры ГГ. Как видно, рис. 4, частота вращения по времени из меняется неравномерно. Поэтому на каждом ха T*turb.pr,K рактерном участке определялась аппроксимиру Gfuel.pr,kg/h ющая зависимость N = f(t), например, сплайнами по методу наименьших квадратов, а затем с ис пользованием этой зависимости определялась производная dN/dt в заданной точке. Например, в интервале времени Dt=213-223 сек производная dN/dt = (0.35 %/мин)/сек.

В отличие от однофакторного экспе 300 римента, когда последовательно изменяет ся один фактор при постоянных значениях остальных, в данном случае имеем дело с многофакторным экспериментом. На прямом и обратном ходе величины ускорения рото ра, тепловое состояние и степень понижения давления на турбине изменялись в противо 68 72 76 80 Npr,% положных направлениях, что соответствует методике многофакторного эксперимента. В Рис. 4. Зависимость температуры газа за этом случае эффективным способом анализа турбиной и расхода топлива от приведенной частоты вращения: экспериментальных данных является иденти ° прямой ход, + обратный ход 74 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ фикация математической модели по множеству режимов работы ГГ с соответствующим выбором влияющих факторов. Расширение диапазоны рабочих режимов на характери стиках узлов может быть получено при испытаниях с соплами различного диаметра.

Данная технология была апробирована при испытаниях ГГ и двигателя. В послед нем случае результаты испытаний удовлетворительно соответствуют эксперименталь ным данным, полученным традиционным методом.

УДК 62- ВНЕДРЕНИЕ СТРАТЕГИИ ЭКСПЛУАТАЦИИ «ПО НАДЕЖНОСТИ»

И РОЛЬ ГАРМОНИЗАЦИИ НОРМ ЛЁТНОЙ ГОДНОСТИ к.т.н. И.Н. Долгополов*, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов, А.А. Никишин* В статье рассмотрена проблема обеспечения надежности и безопасности при создании современ ных авиационных двигателей. Обоснована необходимость внедрения стратегии эксплуатации «по надеж ности» на базе принципов RCM. Описана роль гармонизации Норм лётной годности в процессе сертифи кации современных отечественных двигателей за рубежом.

This article deals with the problem of reliability and safety at aviation engines development. Necessity of « on reliability » operation strategy introduction is proved on the basis of RCM principles. It is described the role of flight norms harmonization during certification of modern domestic engines abroad.

При создании современных авиационных двигателей важную роль играют вопросы обеспечения надежности, ресурса и безопасности при их эксплуатации. Решение данных вопросов на стадии разработки и проектирования двигателя во многом зависит от вы бора стратегии эксплуатации (рис. 1), правильный выбор которой позволяет обеспечить максимальную конкурентоспособность и эффективность использования двигателя.

Рис. 1. Стратегии эксплуатации В соответствии с действующими нормативными документами в России пред усматривается возможность эксплуатации авиационных двигателей по двум стра тегиям. Первая стратегии — управление ресурсом, предусматривает эксплуатацию двигателя в пределах назначенного ресурса с обязательным снятием двигателя по сле выработки фиксированных ресурсов (до первого капитального ремонта или меж ремонтного обслуживания). Продление ресурса выше установленного ранее допу *ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.Н. Баранова», г. Москва.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ скается после проведения специальных дополнительных эквивалентно-циклических стендовых испытаний. По первой стратегии эксплуатируются двигатели разработки 70-80 годов прошлого века.

Вторая стратегия — эксплуатация по техническому состоянию, предусматривает увеличение назначенных ресурсов основных деталей двигателя и его эксплуатацию без обязательного съема для ремонта до достижения назначенного ресурса любой из основ ных деталей в зависимости от технического состояния деталей, узлов и агрегатов двига теля. Это позволяет значительно повысить эффективность использования самолета без снижения его эксплуатационной надежности.

Достаточно новой и весьма перспективной стратегией эксплуатации двигателей является эксплуатация «по надежности», внедрение которой началось в России с на чала 2000-х гг. совместно с гармонизацией Норм летной годности различных стран и со дружеств для сертификацией отечественных двигателей за рубежом. Данная стратегия представляет собой комплекс методов и средств для обеспечения надежности и без опасности двигателя в процессе эксплуатации на базе анализа технических и экономиче ских рисков, выбора рациональных интервалов технического обслуживания и контроля, а также учёта анализа состояния парка эксплуатируемых двигателей. Данная стратеги предполагает сбор данных Изготовителем о всём парке двигателей на всех стадиях жиз ненного цикла изделия и учет накопленной информации при создании новых изделий и модернизации старых.

Внедрение эксплуатации «по надежности» основано на принципах анализа рисков RSM (Reliability Centered Maintenance):

• Контролепригодность;

• Сетевой обмен;

• Распределенная открытая структура;

• Диагностическая база данных;

• Математическая модель двигателя;

• Нейросетевые алгоритмы;

• Новые диагностические датчики;

• Интеграция с системами ЛА;

• Передача данных по ACARS;

• Унификация.

До внедрения элементов стратегии эксплуатации «по надежности»

катастрофы, вызванные наложением дефектов, рассматривались как результат «непредвиденных обстоятельств» поэтому считались неуправляемыми, на данный момент вероятность многократного отказа — управляемая переменная, особенно в защищенных системах.

В процессе разработки и проектирования двигателя проводится анализ технических и экономических рисков, определяющих вероятность отказов и ремонтов двигателя в процессе эксплуатации, а также накладываются статистические данные, собранные по парку эксплуатируемых аналогичных двигателей, узлов и агрегатов. На данный момент самый быстрый и верный способ улучшения работы существующего «ненадежного»

изделия является модернизация проекта, что ведет к колоссальным экономическим за тратам, однако с внедрением принципов RCM наиболее рентабельно улучшить работу ненадежного изделия путем усовершенствования обслуживания изделия.

В процессе эксплуатации главную роль приобретает не назначенный ресурс и техническое состояние двигателя, а надежность и безопасность работы двигателя в целом и его экономическая эффективность. Т.к. съём двигателя с крыла на время ремонта лишает эксплуатанта возможности получать эффект от использования двигателя, то определяется экономическая и техническая необходимость проведения ремонта, съема 76 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ двигателя или продолжения работы. Вследствие этого на базе применения стратегии эксплуатации «по надежности», успешная долгосрочная программа обслуживания может быть разработана только при совместной работе специалистов по техническому обслуживанию и экономистов разработчика двигателя и эксплуатанта.

Схема взаимодействия специалистов на базе реализации принципов RCM в течение жизненного цикла изделия представлена на рис. 2.

Рис. 2. Реализации принципов RCM в течение жизненного цикла изделия Для внедрения эксплуатации по надежности, а также упрощения сертификации авиационных двигателей в различных странах мира необходимо обеспечить гармонизацию российских норм летной годности (АП-33) с нормами передовых стран мира. Данная процедура не только обеспечит упрощение сертификации новых отечественных двигателей за рубежом, выпущенных на основании гармонизированных АП-33, но и позволит вступать в совместную международную кооперацию при создании современных двигателей. Именно объединив усилия в международном масштабе совместная кооперация позволит сократить расходы на разработку, производство и эксплуатацию двигателей. Примером такой кооперации на данный момент являются двигатели CFM 56, Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ V 2500, CFE738, SaM 146 и др.

Наиболее показательным примером процесса гармонизации за рубежом в последние годы является гармонизация требований американских (FAR-33) и европейских (CS-E) норм для авиационных двигателей. В 2003 г. в странах ЕС были введены Нормы летной годности CS-E, поставившие новую планку по обе спечению безопасности перед изготовителями. За последние 6 лет вышли 2 по правки к CS-E (в 2007 и 2009 гг.) и 10 поправок к FAR-33 (4 в 2007 г., 4 в 2008 г. и 2 в 2009 г.). Результатом трехлетней работы по гармонизации американских и европейских Норм летной годности:

• исключение понятия критических деталей (деталей двигателя с ограниченным ресурсом) и требований по установлению ресурсов в циклах для поршневых двигателей;

• введение единых требований к установлению ресурсов критических деталей (деталей двигателя с ограниченным ресурсом) ГТД с учётом допустимости повреждений;

• сближение требований по анализу безопасности;

• сближение требований к электронным системам управления;

• сближение требований к предотвращению пожара;

• сближение требований к двигателю при засасывании посторонних предметов и др.

Действующие в странах СНГ Авиационные правила создавались в 1994 г. на осно вании FAR-33. Поэтому между АП-33 с поправкой 1 (2004 г.) и FAR-33, включающих 20 ую поправку, существует не так много различий, как между АП-33 и CS-E. Поэтому для внедрения новой стратегии эксплуатации и возможности создания новых современных авиационных двигателей, которые будут отвечать требованиям зарубежных Норм летной годности, и иметь возможность сертификации за рубежом необходимо осуществить гармонизацию АП-33 с вступившими в силу поправками европейских (CS-E) и амери канских (FAR-33) Норм летной годности.

Выводы 1. При создании современных авиационных двигателей и сертификации их за рубежом необходимо обеспечения надежности, ресурса и безопасности при их эксплуатации на базе применения стратегии эксплуатации «по надежности».

2. Внедрение эксплуатации «по надежности» должно основываться на принципах анализа технических и экономических рисков RCM.

3. Для внедрения новой стратегии эксплуатации и возможности создания новых современных авиационных двигателей, которые будут отвечать требованиям зарубежных Норм летной годности, и иметь возможность сертификации за рубежом необходимо осуществить гармонизацию АП-33 с вступившими в силу поправками европейских (CS E) и американских (FAR-33) Норм летной годности.

Литература 1. Булыгина М.М., Долгополов И.Н., Иджиян Г.Г., Локштанов Е.А., Максимов А.А., Селиванов О.Д. Упрощенная модель технико-экономического совершенства авиаци онного двигателя. / Двигатели XXI века, ч.2. — М.: ЦИАМ, 2000.

2. Авиационные правила, часть 33.

3. Reliability Centered Maintenance and Risk Based Maintenance/ Inspection. APTECH Engineering Services, 2001.

78 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 621.452.3.018.2: 618.3. АВТОМАТИЗАЦИЯ ОБРАБОТКИ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ТЕРМОБАРОКАМЕРЕ НА ПЕРЕХОДНЫХ РЕЖИМАХ РАБОТЫ к.т.н. А.А. Елтаренко *, д.т.н. Б.М. Клинский*, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов Настоящая работа посвящена вопросу совершенствования методов автоматизация обработки результатов испытаний авиационных двигателей в термобарокамере на переходных режимах работы, удельная доля которых в ГТД 4+ и 5-го поколений заметно увеличилась.

The present work is devoted a question of perfection of methods automation of processing of results of tests of aviation engines in a thermopressure chamber on the transitive operating modes which specific share in engine 4 + and 5th generations has considerably increased.

Одним из этапов при проведении испытаний авиадвигателей является исследо вание их работы на переходных и неустановившихся режимах (оценка времени запу ска, время приемистости, время установления параметров, включение и выключение форсажной камеры и т.д.). С целью автоматизации обработки результатов испытаний на переходных режимах в ЦИАМ разработан и создан комплекс программ для оперативного анализа результатов испытаний авиационных двигателей при исследовании их на пере ходных режимах работы.

Данные регистрируемые при исследовании переходных режимов обыч но характеризуются большими объемами информации ввиду того, что регистра ция необходимых параметров обычно осуществляется с частотами регистрации от 10 до 100 гц. в течении довольно длительного времени, которое может достигать 1 часа. Регистрация параметров, как правило, осуществляется на отдельном компью тере, выделенному для этих целей. К компьютеру подключаются устройства, которые обеспечивают ввод значений параметров с первичных преобразователей (датчиков) в электрических величинах. Программы регистрации параметров определяются аппара турой, которая устанавливается на стенде для ввода информации в компьютер. Вопрос приема информации здесь не рассматривается и считается, что информация во время проведения испытаний уже зарегистрирована и записана в определенном формате. Для приема информации при проведении испытаний на высотном стенде Ц-4Н используется аппаратура российской фирмы НПО «Мера». Регистрация параметров на переходных режимах ведется программой Recorder этой же фирмы. Данная программа обеспечива ет регистрацию выбранных параметров с заданной частотой опроса в своем формате записи названным USML. Описание формата дано в документации программного обе спечения НПО «Мера». Данные записи представлены в электрических величинах и пред ставляют собой значения параметров в формате с плавающей запятой записанные по следовательно для каждого момента времени.

Для автоматизации обработки получаемых данных было разработано программное обеспечение, позволяющее: просматривать полученные результаты испытаний, проводить обработку полученных результатов и осуществлять подробный графический анализ данных.

Программа просмотра и обработки результатов регистрации В комплекс программного обеспечения входит программа, которая обеспечивает просмотр полученной информации в электрических величинах и привязку зарегистриро ванных параметров к именам параметров описанных в базе данных с градировочными характеристиками для перевода их в физические величины. Данная программа произ ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.Н. Баранова», г. Москва.

* Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ водят перевод электрических величин в физические, учитывает температуру холодного спая для температур (если производиться измерение температуры холодного спая), про водит дополнительную обработку экспериментальных данных по требуемой методике и записывает полученные результаты, как экспериментальную точку, в формате системы удобной для дальнейшего графического анализа данных.

Обработка данных по требуемой методике осуществляется автоматическим под ключением программы с именем userrasch.dll. В этой программе пользователь имеет возможность реализовать любую необходимую ему методику и обработать параметры по этой методике. Разработанная программа автоматически добавляет расчетные пара метры, перечисленные в этой программе к уже измеренным, и записывает, как измерен ные, так и вычисленные параметры для дальнейшего их анализа и представления в гра фической форме. Примерный вид окна программы просмотра и обработки результатов испытаний представлен на рис. 1.

Рис 1. Окно программы просмотра и обработки результатов регистрации переходных режимов авиационных двигателей В этом окне на экране компьютера в левой части перечислены все записи, храня щиеся в директории USML, c указанием даты и времени регистрации.

Выбирая маркером мышки необходимую запись, просматривают перечень пара метров записанных программой Recorder и соответствующие им имена параметров с размерностями, которые хранятся в базе данных. Кроме того, указывается частота опро са, с которой каждый параметр был зарегистрирован, и номер опрашиваемой линий. В перечне изделий представлены имена изделий, которые находятся в базе данных.

Маркером мышки выбирают параметры, которые необходимо обработать (переве сти в физические величины). Для обработки данных активизируют кнопку «Вычисления».

При активизации этой кнопки осуществляются следующие действия: производится пере вод электрических величин в физические, учитывается температура холодного спая для температур (если производиться измерение температуры холодного спая), проводится дополнительная обработка экспериментальных данных по требуемой методике и запи сываются полученные результаты, как экспериментальная точка. После окончания вы числений появляется список (таблица в правой части окна) параметров, зарегистриро ванных в заданной точке в физических величинах и имена параметров обработанных по требуемой методике.

Полученные результаты обработки для всех параметров можно передать в про грамму Excel, активизируя кнопку «Excel Физич.», а также произвести подробный углу бленный графический анализ полученных данных, активизируя кнопку «Графический анализ». Для передачи данных в программу Excel в электрических величинах активизи руют кнопку «Excel Электр». Для представления электрических величин в графическом виде активизируют кнопку «Графики».

80 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Программа графического анализа результатов испытаний Вторая программа, которая входит в состав комплекса программного обеспече ния, предназначена для графического анализа процессов зарегистрированных во вре мя проведения испытаний при исследовании динамических характеристик исследуемого объекта (динамические контрольные точки), анализа результатов полученных в режиме непрерывной записи во время проведения испытаний (трасса испытаний) и анализа, по лученных экспериментальных точках в результате работы предыдущей программы.

После активизации программы на экране компьютера появляется окно с графиче ским и табличным представлением результатов испытаний. Примерный вид окна пред ставлен на рис 2.

В левой части экрана представлен перечень изделий, для которых были зарегистри рованы контрольные точки. Далее следует список номеров точек для выбранного изделия с датой и временем регистрации. Для выбранной экспериментальной точки выдается пере чень параметров зарегистрированных во время проведения испытаний. Для выбранных па раметров выводиться графическое представление и значения параметров в виде таблицы для каждого времени опроса. Возможен выбор и графическое представление до 10 анали зируемых параметров. Это ограничение определяется размером экрана компьютера.

Пользователь имеет возможность посмотреть цифровые значения параметров вы водимых на графике в каждой временной точке. С этой целью маркер мышки устанавли вают в поле вывода графика. В поле графика появляется вертикальная темно красная линия. Точные значения параметров соответствующие положению маркера на графике выводятся в таблице в правой части экрана, а значения времени в таблице в правом верхнем углу экрана.

Рис 2. Окно программы для анализа переходных процессов Обычно из большого объема данных, зарегистрированных во время проведе ния испытаний, выбирают, интересующие небольшие участки процесса для более тща тельного анализа. Поэтому в программе предусмотрен выбор требуемого интервала времени, как на графике маркером мышки, так и с клавиатуры компьютера. Для вы бора требуемого интервала маркером мышки в поле графика подводят маркер мышки на требуемое начало процесса, нажимают левую клавишу мышки, а затем, не отпу Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ская левую клавишу мышки, устанавливают маркер на требуемое окончание процесса.

Далее отпускают левую клавишу мышки, и на графике будет отображаться только вы деленный участок процесса. Для выбора требуемого диапазона времени с клавиатуры компьютера активизируют кнопку «Задать Вр.». В этом случае появляется табличка, в которой вводится время начала и время окончания интересующего интервала про цесса. Можно вводить часы, минуты, секунды и относительное время. Для получения графика в заданном диапазоне времени активизируют кнопку «Графики».

Представление выбранных параметров в виде графика возможно как по времени, так и по какому либо параметру. Выбор параметра по оси Х осуществляется в списке параметров правой клавишей мышки.

Цифровые значения параметров отображаемых на графике в соответствии с по ложением маркера можно получить в отдельном виде в верхней части экрана. С этой целью нажимают правую кнопку мышки. Появляется время и значения параметров. Если перемещать маркер с нажатой правой клавишей на экране будет отображаться значения параметров в соответствии с положением маркера.

Имеется возможность значения параметров в выбранном интервале времени передать в программу Excel (кнопка «Excel»). Кроме того, значения параметров в вы бранном интервале можно записать как новую точку с именем изделия с прибавленной буквой _n. Номера точек задаются в прямоугольнике N точки. Для записи новой точки активизируют кнопку «Новый файл».

Возможно представление графиков в едином масштабе. Для этого вводят значе ния мин и макс и активизируют кнопку «Масш.Един.» На графике отображаются пара метры в одном масштабе с одной осью Y. Возможно изменение масштаба для каждого параметра. Для этого вводят минимальные и максимальные значения для каждого пара метра и активизируют кнопку «Масш.Пар.»

Имеется возможность устанавливать на осях Y и X вертикальные или горизонталь ные надписи (CheckBox Ось Y В. и Ось X В.). Вертикальные надписи по оси Y увеличива ют размер поля для выводимых графиков на экране компьютера.

Пользователь имеет возможность определить время между двумя точками на гра фике в устанавливаемых маркером положениях. С этой целью устанавливают маркер в требуемое место графика и нажимают кнопку «t» на клавиатуре компьютера. Вверху появится значение начального времени, в котором расположен маркер. Затем подво дят маркер в требуемое второе положение на графике, и еще раз нажимают кнопку «t».

Вверху добавится значение времени для второго положения маркера и разность между конечным и начальным положением маркера. Эта возможность может использоваться для определения интервалов времени в течении, которого какой либо параметр изменял свое значение с одной величины до другой (время установления параметров, время “вы бега”, время переходного процесса и т.д.).

В правом нижнем углу экрана для выбранных параметров выводится среднее зна чение параметра в заданном промежутке времени и значение средне-квадратичного от клонения (СКО). Если выбрать на графике участок с установившимися (стабилизирован ными) параметрами, то по значению СКО можно оценить погрешности измерения какого либо параметра на выбранном участке времени.

Данная программа автоматически производит масштабирование образов на экра не компьютера (расположение графиков, кнопок и т.д.).

Определение временных интервалов режимов стабилизации Комплекс программного обеспечения включает в себя программу, позволяющую определять временные интервалы, в которых значения требуемых параметров находят ся в заданных диапазонах (стабилизированные режимы работы испытываемого изде лия). С этой целью активизируют кнопку «Стаб.Реж.». В появляющемся окне выбирается 82 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ номер необходимой стабилизационной точки, определяющий критерий стабилизации.

При этом для каждой точки отображаются имена параметров, их значения, и диапазон возможного отклонения от заданного значения в стабилизационном режиме. Для каждой точки стабилизации могут быть использованы разные параметры с различными значени ями и диапазонами изменения. Количество точек стабилизации неограниченно.

После выбора точки стабилизации активизируется кнопка «Поиск стаб. Режима».

При этом осуществляется проверка наличия параметров зарегистрированных во время проведения испытаний, со списком параметров заданных в точке стабилизации. При не совпадении параметров выдается список параметров, не зарегистрированных во время проведения испытаний. Если параметры, заданные в выбранной стабилизационной точ ке имеются в списке зарегистрированной контрольной точки, то слева появляется най денное время начала, окончания и длительность стабилизационных режимов.

Каждый полученный временной стабилизационный режим можно дополнительно обработать программой пользователя. Для этого выбирают в полученном списке требуе мый стабилизационный режим и активизируют кнопку «Вычисления». Осуществляется об работка по программе разработанной пользователем userrasch.dll, которая автоматически запускается при активизации данной кнопки. После вычислений, появляется список полу ченных значений в стабилизированном режиме для всех зарегистрированных параметров.

Найденные стабилизированные диапазоны для всех параметров можно записать как статические контрольные точки для их дальнейшего исследования. С этой целью активизируют кнопку «Запись КТ». Производится осреднение параметров для всего вре мени стабилизации и осуществляется запись статических контрольных точек с именем изделия с прибавленной буквой _n.. Количество статических контрольных точек равно количеству найденных режимов стабилизации.

Данный комплекс апробирован при испытаниях авиадвигателя зарубежного про изводства на высотном стенде Ц-4Н. Результаты апробирования показали, что програм ма позволяет быстро и оперативно проводить анализ значений параметров, как в графи ческом, так и в табличном виде. Имеется возможность определять время переходного процесса время установления параметров, время «выбега» роторов и пр. параметров.

Производилась различная обработка значений параметров по требуемым методикам.

УДК 621.452.322.042.0189. К ВОПРОСУ О ВЫБОРЕ МЕТОДА ОСРЕДНЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА ПРИ ИСПЫТАНИЯХ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ГАЗОГЕНЕРАТОРОВ В ТЕРМОБАРОКАМЕРЕ ВЫСОТНОГО СТЕНДА д.т.н. Б.М. Клинский* Рассмотрено осреднение параметров газового потока при испытаниях газогенератора на высот ных стендах. Дан метод вычисления средних полных параметров потока на выходе турбины.

Considered averaging parameter gas flow associated with testing of gas generator within altitude testing facilities. It is given method of calculation average total parameter flow on the turbine exit Основными целями испытаний газогенераторов- демонстраторов является иссле дование работы основных узлов на газогенераторе — компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и пр. на установившихся и переходных режимах работы, в том числе:

* ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.Н. Баранова», г. Москва.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ • оценка термодинамических параметров газогенератора;

• оценка коэффициента полезного действия (КПД) узлов;

• оценка запасов газодинамической устойчивости компрессора, в том числе при имитации входной неоднородности потока;

• оценка вибронапряженного состояния элементов конструкции газогенератора, в.т.ч.

проверка флаттероустойчивости рабочих лопаток компрессора;

• проверка отсутствия вибрационного горения в камере сгорания;

• оценка работы системы вторичных потоков;

• оценка работы системы охлаждения и теплового состояния турбины и пр.

В зависимости от задач исследований должна быть выбрана оптимальная схема препарирования газогенератора и методика выполнения измерений.

Для оценки основных параметров и эффективности демонстратора газогенератора по результатам испытаний в термобарокамере необходимо:

1. Обеспечить инструментальные погрешности измерения основных параметров с погрешностью, соответствующей требованиям отраслевого стандарта;

2. Повысить точность оценки основных газо-воздушных режимных параметров газогенератора в характерных сечениях проточного тракта газогенератора за счет применения специальных методик осреднения потока, использования специальных «сглаживающих» функций.

Методика определения средних параметров потока в контрольных сечениях газогенератора зависит от полноты препарирования, количества гребенок полного давления и заторможенной температуры, величины скоса потока, количества приемников на этих гребенках, вида гребенок (радиальные или шаговые), а так же от способа измерения статического давления. На практике встречаются самые разнообразные сочетания указанных особенностей. Поэтому способ осреднения решается в каждом конкретном случае индивидуально, от простого арифметического осреднения до двухмерного осреднения с сохранением выбранных интегральных параметров потока.

Практически в большинстве случаев средние величины полного давления и полной температуры вычисляются как средние значения по площади. На рис. 1 в качестве примера дано радиальное поле полных давлений, измеренное 3 радиальными 8 точечными гребенками, установленными за турбиной газотурбинного двигателя (ГТД).

Аппроксимация проведена сплайнами по методу наименьших квадратов. Среднее значение полного давления вычислялось интегрированием по площади.

Рис.1. Радиальное поле полных давлений за турбиной ГТД по показаниям 3-х многоточечных радиальных гребенок R, м 0.16 0.2 0.24 0.28 0.32 0.36 0. 84 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Для осреднения параметров неравномерного закрученного газового потока на выходе из турбины высокого давления газогенератора воспользуемся работами [1], [2], в которых изложены методы осреднения газовых потоков.

Состояние одномерного потока можно характеризовать полным давлением Р*, заторможенной температурой Т* и коэффициентом скорости потока l. Поэтому рас чет трех средних значений P *, T *,, характеризующих параметры потока в каждом контрольном сечении демонстратора газогенератора, будем проводить, исходя из сохранения в фактическом (исходном) и осредненном потоках одинаковыми величин расхода воздуха газа G=const, полной энергии E=const и энтропии S=const. Наибольшей неравномерностью в газогенераторе имеют поля полных давлений и заторможенной температуры газа за турбиной высокого давления газогенератора. За турбиной также имеет место существенная закрутка потока. В этой связи задача осреднения параметров потока актуальна для сечения на выходе из турбины газогенератора. Поэтому в сечении за турбиной газогенератора должны быть измерены поля:

• полного давления потока газа;

• заторможенной температуры потока газа;

• углы закрутки потока по высоте кольцевого канала..

Для этой цели за турбиной газогенератора устанавливаются комбинированные радиальные многоточечные термо-пневмогребенки, ориентированные в потоке с учетом расчетного угла закрутки потока за турбиной, а также клиновидный насадок для определения угла закрутки потока при сканировании насадка по высоте кольцевого канала.

Перед проведением осреднения параметров потока для поля измеренных полных давлений, поля измеренных заторможенных температур и угла скоса потока газа по высоте кольцевого канала необходимо произвести:

• «сглаживание» измеренных значений Р* и Т* по радиусу каждой измерительной термо- пневмогребенки с учетом отбраковки выпадающих измерений;

• осреднение сглаженных значений Р* на каждом радиусе мест установки приемни ков давлений радиальных гребенок с учетом измерений статических давлений как на периферии, так и втулки кольцевого канала, подбор аппроксимирующей зависимости распределения полного давления по радиусу кольцевого канала P*=f (R);


• осреднение сглаженных значений Т* на каждом радиусе мест установки приемников давлений и температуры радиальных гребенок., подбор аппроксимирующей зависимости распределения заторможенной температуры по радиусу кольцевого канала Т*=f (R);

• «сглаживание» измеренные значения угла скоса потока по радиусу кольцевого канала с учетом отбраковки выпадающих измерений и подбор аппроксимирующей зависимости a=f (R).

Расход газа за турбиной газогенератора определяется интегрированием элементарных кольцевых струек по всему кольцевому сечению канала за турбиной:

(1) Из уравнения энергии вычисляется осредненное значение заторможенной температуры потока газов при допущении о равенстве теплоемкости газа по всему кольцевому сечению:

(2) Осредненное значение полного давления потока газов находится из условия сохранения энтропии:

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ (3) Необходимо отметить, что осреднение потока газов за турбиной с сохранением энтропии оправдано тем, что к процессу расширения в турбине высокого давления га зогенератора не будут добавлены фиктивные потери от смешения элементарных стру ек потока в случае осреднения потока с использованием сохранения импульса потока.

Осреднение параметров потока P, T, в контрольном сечении за компрессором де * * монстратора газогенератора производится с использованием уравнений (1), (2) и (3) на основе измеренных полей температуры заторможенного потока, полного давления и угла скоса потока воздуха в контрольном сечении за компрессором.

Следует отметить, что в этом случае вместо расхода на выходе из компрессо ра, определяемого по формуле (1), для этой цели может быть использована величина измеренного расхода воздуха в стендовом расходомерном коллекторе перед входом в газогенератор с учетом измеряемых величин отборов воздуха от компрессора газо генератора:

, (4) где N — число мест отбора воздуха от компрессора.

Осреднение параметров потока P *, T *, на входе в компрессор демонстратора газогенератора (ГГ) в виду достаточной равномерности потока во входном устройстве и умеренных скоростей (l0,6) может производиться с использованием уравнений расхода (4), среднего по сечению Р=const значения статического давления в сечении входного устройства (перед началом технологического кока ГГ для исключения явления двумерного растекания потока), находящегося на расстоянии L/D0,7 входного кока газо генератора и среднеарифметического значения измеренной многоточечными гребенками заторможенной температуры потока воздуха перед газогенератором Т* (3), установлен ными в сечении присоединенного входного трубопровода перед ГГ. На практике для измерения полного давления и заторможенной температуры потока воздуха на входе в газогенератор могут быть использованы приемники давлений и термопреобразователи температуры, размещенные в технологических силовых стойках и радиальных гребенках, которые могут быть установлены перед входом в газогенератор с учетом скоса потока в переходном канале ГГ.

Литература 1. Седов Л.И. Об осреднении неравномерных потоков газа в каналах. / Методы подобия и размерности в механике. — М.: Наука, 1973.

2. Абрамович Г.Н. Осреднение параметров неравномерного потока. / Прикладная газо вая динамика. — М.: Наука, 1969.

86 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 621.81-539. ТЕХНОЛОГИЯ ТЕРМОЦИКЛИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ ДИСКОВ ТУРБИН ГТД д.т.н. А.Р. Лепешкин*, П.А. Ваганов*, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов Рассматривается технология воспроизведения нестационарного теплового и термонапряжен ного состояний дисков турбин авиационных газотурбинных двигателей с использованием индукци онного нагрева при разгонных термоциклических испытаниях. Разработаны способы формирования испытательных циклов дисков ГТД с учетом полетных режимов на разгонном стенде с применением интенсивного охлаждения дисков для сокращения сроков проведения термоциклических испытаний.

Приведены результаты расчета термонапряженного состояния диска с учетом моделирования разных испытательных режимов при индукционном нагреве.

The technology of reproduction non-stationary thermal and thermostress states of disks of aviation engine turbines with use of induction heating is considered at spin thermocyclic tests. The methods of formation of test cycles of disks GTE in view of flight modes on spin rig with application of intensive cooling of disks are developed for reduction of terms of carrying out thermocyclic tests. The results of calculation of thermostress state of a disk in view of modeling different test modes at induction heating are resulted.

Воспроизведение термомеханического нагружения при испытаниях на реальном двигателе связано с большими материальными затратами. В связи с этим, изотермические и термоциклические испытания дисков авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) на разгонном стенде [1-6] более целесообразны при условии, что нестационарное термонапряженное состояние при стендовых испытани ях будет соответствовать реальным условиям работы дисков. Адекватность этих условий обусловливает необходимость решения следующих задач: моделирование термических и механических, возникающих в деталях диска, согласование временных программ скорости вращения диска и скоростного режима нагрева при моделировании заданного распределения температуры по радиусу диска.

В условиях вакуумирования повышается точность моделирования теплового и термонапряженного состояния, так как снижаются аэродинамические потери, затрудня ющие процесс воспроизведения температуры по радиусу диска. Кроме того, при сниже нии аэродинамических потерь уменьшается требуемая мощность электропривода.

На существующих разгонных стендах в авиационной отрасли широко применяются источники питания индукционного нагрева, работающие на частоте 24002500 Гц.

Для обеспечения неравномерного нагрева диска переменной толщины, имеющего конкретные механические, теплофизические и электрические свойства, по его радиусу размещаются индукторы с разными зазорами. При необходимости вблизи поверхности дисков устанавливаются трубки охлаждения (сопла), через которые подается воздух для обеспечения дополнительного регулирования температурного состояния дисков.

Объектами термоциклических испытаний являются диски, рабочие колеса, а также и роторы авиационных ГТД. Известны способы термоциклических и разгонных испытаний дисков турбомашин, описанные в [5, 6].

Недостатками указанных способов являются недостаточное использование возможностей индукционного нагрева, ограниченное охлаждение диска только через сопла, расположенные с одной стороны диска [5], что приводит к медленному охлаждению и увеличению сроков испытаний и энергозатрат на проведение испытаний.

* ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.Н. Баранова», г. Москва.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В данной работе решается задача повышения точности моделирования эксплуа тационных тепловых режимов и ускорения испытаний диска с использованием способов индукционного нагрева и охлаждения. Модернизированы системы индукционного нагре ва и подачи регулируемого потока воздуха, обеспечивающего интенсивное охлаждение дисков на разгонном стенде.

Для контроля температурного поля диска используются термопары или вблизи по верхности диска устанавливаются бесконтактные датчики температуры.

При термоциклических испытаниях на разгонном стенде с помощью систем индук ционного нагрева и программного управления осуществляется автоматическое синхрон ное изменение с последующей выдержкой максимальной частоты вращения и темпе ратуры диска, а с помощью системы интенсивного охлаждения снижается температура испытуемого диска под воздействием направленного на него потока охлаждающего воз духа [2, 4].

По программе термоциклических испытаний с применением индукционного нагре ва был испытан диск I ступени турбины ГТД. На рис. 1 показан профиль диска I ступени турбины ГТД и расположение индукторов вблизи поверхности диска. На рис. 2 представ лены диск и система индукторов, установленные в разгонной камере, а на рис. 3 — экс периментальные распределения температур диска ГТД при термоциклических испыта ниях с имитацией полетных циклов.

Рис. 1. Профиль диска I ступени турбины ГТД и Рис. 2. Диск и система индукторов, расположение индукторов 1 — 11 установленных в разгонной бронекамере На примере этого диска показаны способы проведения испытаний с индукционным нагревом, а также возможности стендовой системы нагрева и испытательного оборудо вания разгонного стенда при моделировании различных эксплуатационных режимов.

Программа термоциклических испытаний диска состояла из трех испытательных режимов с соответствующими распределе ниями температур (рис. 3): режим 1 - испы тательный цикл с «глубоким охлаждением»

при nmax (кривая 1) и nmin (кривая 1’);

режим 2 - испытательный цикл (имитация условий полетного цикла) при nmax (кривая 2) и nmin (кривая 2’);

режим 3 - испытательный цикл (имитация предполетной подготовки) при nmax (кривая 3) и nmin (кривая 3’). На рис.

Рис. 3. Экспериментальные распределения 3 представлены экспериментальные осред температур диска ГТД при термоциклических испытаниях с имитацией полетных циклов ненные распределения температур по ради 88 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ усу диска в режимах 13 на максимальной и минимальной частоте вращения.

На формирование программы испытаний влияют методики расчета развития тре щин и фрактографических исследований. Циклограммы испытательных режимов с ис пользованием индукционного нагрева представлены на рис. 4 — 6.

а) б) г) в) Рис. 4. Параметры режима 1:

а) изменение частоты вращения;


б) изменение температуры обода (1) и ступицы (2) диска;

в) режимы работы генераторов ВЧ (3 и 4);

г) изменение давления охлаждающего воздуха а) б) в) Рис. 5. Параметры режима 2:

а) изменение частоты вращения;

б) изменение температуры обода (1) и ступицы (2) диска;

в) режимы работы генераторов ВЧ Там же приведены изменения температуры обода и ступицы, мощности от генераторов повышенной частоты, давления потока основного охлаждающего воздуха (режим 1) при термоциклических испытаниях. В режимах 1, 2 и 3 совместно с индукторами использовались сопла подачи вспомогательного охлаждающего воздуха для дополнительного регулирования температуры диска. В режимах 2 и 3 интенсивное охлаждение не использовалось. Во всех режимах учитывался дополнительный нагрев диска при трении диска об остаточный воздух.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ б) а) Рис. 6. Параметры режима 3:

а) — изменение частоты вращения;

б) — изменение температуры обода (1) и ступицы (2) диска;

в) — постоянный режим работы генераторов ВЧ в) Результаты расчета термонапряженного состояния диска представлены на рис. 7 с учетом тепловых состояний диска в разных испытательных режимах 1 — 3 (рис. 2), а на рис. 8 приведены результаты расчета суммарных напряжений в диске с учетом воздействия центробежных сил [7, 8].

Рис. 7. Распределения окружных термонапряжений диска при термоциклических испытаниях:

1 и 1 — напряжения при nmax и nmin (режим 1);

2 и 2 — напряжения при nmax и nmin (режим 2);

3 и 3 — напряжения при nmax (режим 3) Рис. 8. Распределения суммарных напряжений диска при термоциклических испытаниях в условиях режима 1:

1 — окружные напряжения, 2 — радиальные напряжения Выводы Разработана технология воспроизведения нестационарного теплового и тер монапряженного состояний дисков турбин авиационных газотурбинных двигате лей с использованием индукционного нагрева при разгонных термоциклических испытаниях.

Предложены и использованы способы формирования испытательных циклов дис ков ГТД на разгонном стенде с применением различных режимов индукционного нагрева и охлаждения. Использованы преимущества индукционного нагрева для воспроизведе ния нестационарного теплового состояния дисков турбин. Применение интенсивного ох лаждения дисков позволяет сократить сроки проведения термоциклических испытаний.

В дальнейшем планируется совершенствование техники и методики термоциклических испытаний дисков и рабочих колес ГТД на разгонных стендах с подогревом охлаждаю щего воздуха и с учетом физики роста трещин.

90 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Лепешкин А.Р., Павлов Ю.И. Технология изотермических циклических испытаний дис ков ГТД. / Научные труды. Вып. 15 (87). — М.: МАТИ. 2009. — С.

2. Лепешкин А.Р. Циклические испытания дисков ГТД на разгонном стенде с исполь зованием индукционного нагрева / Авиационно-космическая техника и технология:

Сб. научных трудов. Вып.19. Тепловые двигатели и энергоустановки. — Харьков: Гос.

аэрокосмический ун-т «ХАИ», 2000. — С. 456–460.

3. Кувалдин А.Б.,Лепешкин А.Р. Выбор режимов индукционного нагрева и конструкций индукторов для моделирования термонапряженного состояния вращающихся дисков турбин // Электротехника, 1998, № 5. — С. 39-46.

4. Патент. № 2235982 РФ. Способ термоциклических и разгонных испытаний дисков тур бомашин / А.Р.Лепешкин, В.А. Скибин // Бюл. № 25, 2004.

5. Данилушкин А.И., Еленевский Д.С., Котенев В.И. и др. АСУ процессами многофактор ных испытаний на специализированном стенде для прочностной доводки элементов конструкций // Проблемы прочности, № 5, 1990. — С. 116-119.

6. Демьянушко И.В., Суржин В.С. Проблемы автоматизированных циклических испыта ний дисков и роторов на разгонных стендах // Проблемы прочности, № 7, 1981. — С.

110-115.

7. Биргер И.А, Шорр Б.Ф., Иосилевич Г.Б. Расчет на прочность деталей машин:

Справочник. / 4-е изд., перераб. и доп. — М.: Машиностроение. 1993. — 640 с.

8. Ландау Л.Д., Лифшиц Е.М. Теоретическая физика. Т. VII. Теория упругости. — М.:

Наука. 1987. — 248 с.

УДК 519. GRID-ТЕХНОЛОГИИ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ СИСТЕМАМИ ОПЕРАТИВНОГО МОНИТОРИНГА МАЛОГАБАРИТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ* к.т.н., доц. Д.М. Макаренко, д.т.н., проф. А.Ю. Потюпкин Предлагается использовать подходы GRID-технологии решения ресурсоемких вычислительных задач в компьютерных сетях для решения задач управления многоспутниковыми орбитальными группи ровками малогабаритных космических аппаратов.

It is offered to use approaches of GRID-technology of the decision with calculations demanding the big resources in computer networks for the decision of problems of management of multisatellite orbital groupings of small-sized space vehicles.

Современный уровень развития космического спутникостроения характерен нали чием целого ряда перспективных направлений, одним из которых являются малогабарит ные космические аппараты (МКА). Как показала практика, большие космические аппараты (КА), созданные в соответствии с концепцией «всё в одном», имеют чрезвычайно высокую стоимость и требуют так много времени для разработки, что к моменту запуска многие технологические решения успевают устареть. Крупнейшими производителями МКА на се * Статья подготовлена по результатам исследований, проведенных по гранту РФФИ 10-07-00217-а 2010 г.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ годняшний день являются ком пании США, Великобритании, Франции, Германии и Израиля.

Эти страны активно осваива ют зарубежные рынки Азии и Латинской Америки, предлагая клиентам системы «под ключ»

или совместную разработку.

Количество малых, мини- и микроспутников, запущенных в интересах ДЗЗ, достигло не скольких десятков, и спрос на них постоянно растет. К сожа лению, отечественная косми ческая индустрия в области разработки и применения МКА значительно отстаёт.

Однако использование одиночных МКА заведомо ста вит их в более проигрышное положение перед классиче скими «большими» КА в боль шинстве сегментов космиче ских услуг в силу очевидных Рис. 1. Схема кластера МКА 1 — кластер;

2 — ведущий КА (КА-лидер);

ограничений, связанных с ма 3 — центр управления;

лой массой и энергоемкостью 4 — канал связи «земля-борт», «борт-земля»;

5 — ведомые КА оптико-электронного, радиолокационного и радио- МКА. Представляется очевид технического наблюдения;

ным, что в полной мере досто 6 — канал межспутниковой связи;

инства МКА раскроются при 7 — канал передачи специнформации;

использовании их в составе 8 — пользователь многоспутниковых космиче ских систем оперативного мониторинга Земли и околоземного пространства, позволя ющих формировать для потребителя информационные поля с высокими показателями глобальности, непрерывности и оперативности.. Препятствием для создания подобных систем в настоящее время является, прежде всего, отсутствие удовлетворительных ре шений проблем формирования, функционирования, реализации новых системных эф фектов и управления многоспутниковыми орбитальными группировками МКА даже на теоретическом уровне.

В настоящее время работы по данному направлению по заданию правитель ственных учреждений DARPA и NASA ведутся рядом научно-исследовательских ор ганизаций США в рамках программ TechSat 21 (Air Force Research Laboratory, Georgia Tech Research Institute, Aerospace Corporation’s Conceptual Design Center и др), Tethered Spacecraft Interferometer (Goddard Mission Services Evolution Center и др.), Three Corner Sat Constellation (Arizona State University, University of Colorado at Boulder, New Mexico State University), EMERALD (Stanford University, Santa Clara University), Constellation Pathfinder 92 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ (Boston University), и др., однако в основном они ориентированы на отработку частных проблем межспутникового взаимодействия (взаимной навигации и маневрирования, ра боты пространственно-распределенной полезной нагрузки, управления групповым объ ектом) и отработку конструкторских технологий создания микроспутников. Комплексное же решение проблемы создания теоретических и практических основ для разработки и реализации многоспутниковых космических систем оперативного мониторинга на базе МКА в настоящее время не получено. Исключение составляет, по-видимому, лишь пер спективный проект System F6 известной инновационной компании Orbital Sciences.

Проблема управления многоспутниковой орбитальной группировкой со значитель ным, до нескольких сотен, числом ограниченных по своим энергетическим возможностям МКА, является ключевой с точки зрения реализуемости подобных космических систем.

Традиционная технология управления каждым КА в отдельности по отношению к такой орбитальной группировке на низких околоземных орбитах становится неприменимой, пре жде всего в силу наличия объективных ограничений на пропускную способность каналов связи «земля-борт», «борт-земля». Так для наземного комплекса управления (НКУ) СССР предельной оказалась орбитальная группировка численностью 250 КА. Для перспективно го НКУ РФ эта численность определяется в 120-150 обслуживаемых КА. Но даже для НКУ США, использующего геостационарную систему ретрансляции данных TDRSS, числен ность орбитальной группировки в 600 КА пока является недостижимой без кардинального технического переоснащения наземных систем НКУ. Невозможность реализовать циклы управления отдельно по каждому объекту в многоспутниковой орбитальной группировке приводит к естественному решению объединить такие объекты в группу, которая с точки зрения управления и контроля будет представлять собой единый пространственно-рас пределенный объект — кластер, под которым понимается совокупность КА, которые на земными средствами управляются совместно, как одно целое (рис. 1).

Из-за упомянутых ограничений на пропускную способность каналов связи управ лять совместно множеством КА без создания внутри этого множества иерархии, техни чески крайне затруднительно. Соответственно, состав кластера декомпозируется на кон структивно сложного и дорогого КА-лидера, решающего задачи взаимодействия с НКУ, потребителем и с КА внутри кластера, и КА-ведомых, конструкция которых может быть упрощена для решения только целевой задачи.

Кластерное построение является необходимым признаком реализуемости много спутниковых орбитальных систем оперативного мониторинга на базе МКА. Но реали зация самого кластерного построения орбитальной группировки МКА требует решения множества исследовательских задач. Подобная схема взаимодействия между МКА тре бует соответствующих изменений в технологии решения типовых задач навигационно баллистического, информационно- телеметрического, командно-программного и частот но-временного обеспечения. Возникают задачи изучения типовых вариантов простран ственного построения и особенностей технологического цикла управления кластером;

задачи взаимного местоопределения взаимодействующих КА, определения техниче ского состояния группового пространственно-распределенного объекта, распределения полномочий управления в иерархии.

Очевидно, что часть из этих задач может решаться в том числе и за счет организа ции взаимодействия проектируемой орбитальной группировки с автономными (как суще ствующими, так и перспективными) системами навигации, связи, геодезии, мониторинга Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ атмосферы, магнитосферы, солнечной активности, и т.д. Требует отдельного изучения специфика формирования (развертывания, наращивания, восполнения) подобных орби тальных группировок существующими и перспективными средствами выведения.

Разнообразие требований к качеству выполнения задач в ходе наблюдения од ного и того же района по отношению к целям различного типа, разнообразие условий выполнения задачи и возможность выбора оптимального способа выполнения задачи в сочетании с жесткими ограничениями на объем управляющих воздействий со стороны НКУ порождает высокий уровень требований к интеллектуализации кластера как само управляемой структуры. В свою очередь, пространственная распределенность и иерар хичность взаимодействия элементов кластера, многообразие задач, которые требуется решать автономно, порождает необходимость поиска нетрадиционных для современной космонавтики технологий организации межспутникового взаимодействия, без которого реализация концепции кластерного построения орбитальной группировки МКА становит ся маловероятной.

Нетрудно заметить, что проблемы организации взаимодействия элементов про странственно-распределенных структур обработки информации уже исследуются в рам ках технологий глобальных компьютерных сетей, как проблема невозможности универ сально и эффективно использовать удалённые вычислительные ресурсы. Изначально так называемые «Internet-технологии» ориентировались на доступ к данным (файлам, базам данных), а не к вычислительным мощностям. Для преодоления ограничений и недоработок существующих решений была предложена новая технология, получившая название Grid, как согласованная, открытая и стандартизованная компьютерная сре да, которая обеспечивает гибкое, безопасное, скоординированное разделение вычис лительных ресурсов и ресурсов хранения информации, которые являются частью этой среды, в рамках одной виртуальной организации. При этом если ранее для сложных и ресурсоёмких вычислительных задач обработки космической информации использова ли суперкомпьютеры, то теперь представляется, что эффективным и значительно более дешёвым решением является объединение в вычислительный комплекс большого числа персональных компьютеров, в том числе и находящихся на орбите в составе бортовой аппаратуры КА. Мощности современных процессоров вполне достаточно для решения элементарных шагов большинства задач, а объединение нескольких десятков таких про цессоров позволяет быстро и эффективно решать многие поставленные задачи, не при бегая к помощи мэйнфреймов и суперкомпьютеров. До недавнего времени программное обеспечение для предоставления GRID-услуг подразумевало установку лишь на один или множество физических серверов. Использование виртуальных машин, как оказа лось, позволило гарантировать пользователю услуг GRID необходимое качество обслу живания, не затрагивающее при этом работу основных служб системы. Идею использо вания платформ виртуализации для GRID-вычислений в данный момент разрабатывают несколько проектов, один из них — проект Virtual Workspaces, основанный на де-факто стандартном для GRID инструментарии Globus Toolkit. Программное обеспечение Virtual Workspaces предоставляет стандартизированный веб-сервис, позволяющий создавать необходимое количество виртуальных сред (виртуальных машин) с заданными ограни чениями по использованию ресурсов процессора, памяти и прочих ресурсов, доступ ных используемой платформе виртуализации (в данный момент это Amazon EC2, Xen и VMware). Таким образом, произвольному пользователю по запросу может быть предо 94 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ставлена изолированная виртуальная вычислительная среда, по своим свойствам не уступающая физическому серверу.

Подобного рода технологии могут быть успешно применены и в космиче ских системах, а для кластерных орбитальных систем МКА они представляются критически необходимыми. GRID-технологии, как подход к организации работы сети пространственно распределенных компьютеров, могут оказаться инструмен том, позволяющим разрешить ряд трудностей на пути создания многоспутниковых космических систем оперативного мониторинга на базе МКА. Ведь структурной основой реализации GRID-технологии для наземных средств является кластер ное построение сети компьютеров, которое в космосе может быть реализовано в виде кластерного построения многоспутниковой орбитальной группировки МКА, каждый из которых с точки зрения управления представляет собой периферийный компьютер ограниченной мощности в единой сети, предназначенной для решения ресурсоемких задач. Такое описание кластеров МКА практически соответствует определению кластера в терминологии GRID-технологий как типа параллельной или распределенной вычислительной системы, состоящей из набора соединенных между собой и работающих совместно однородных компьютеров, которые рассма триваются как «единый интегрированный вычислительный ресурс» (Single System Image, SSI). Особенностью GRID-технологий является обеспечение совместного использования ресурсов, распределенных по разным административным и гео графическим доменам, что применительно к орбитальной группировке, позволяет организовать информационный обмен не только между МКА одного кластера, но и между кластерами. Тем более, что для многоспутниковой орбитальной структуры характерна существенная неравномерность нагрузки на отдельные кластеры МКА ввиду очевидной неравномерности в уровне требований, предъявляемых к каче ству выполнения целевой задачи наблюдения (обслуживания) различных участков Земли. Естественным для таких условий является решение передать часть ресур соемких задач обработки информации от кластера, непосредственно решающего задачу наблюдения, к «незагруженным» на данный момент кластерам МКА. Такой подход требует представления всей орбитальной группировки МКА в виде единой иерархичной пространственно-распределенной сети разнородных вычислитель ных устройств, предназначенной для решения задач, вычислительный объем ко торых превышает не только возможности бортового цифрового вычислительного комплекса отдельного МКА, но и вычислительные возможности отдельного класте ра МКА такой орбитальной группировки.

Открытость архитектуры вычислительных процессов, характерная для GRID технологий, как нельзя лучше соответствует характерной для орбитальных группировок мониторинга изменчивости в требованиях к качеству выполнения целевых задач как по месту, так и по времени выполнения.

Литература 1. Барабаш Ю.Л. Коллективные статистические решения при распознавании. — М.:

Радио и связь, 1983.

2. Чернявский Г.М., Бартенев В.А. Орбиты спутников связи.– М.: Связь, 1978.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 519. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЙ ФАКТОР КЛАСТЕРНОГО ПОСТРОЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ ОПЕРАТИВНОГО МОНИТОРИНГА МАЛОГАБАРИТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ* к.т.н., доц. Д.М. Макаренко, д.т.н., проф. А.Ю. Потюпкин Рассматриваются примеры пространственной организации структуры многоспутниковой орби тальной группировки малогабаритных космических аппаратов для реализации прикладных системных эффектов, позволяющих обеспечить решение целевых задач космической системой оперативного мони торинга.

Examples of the spatial organisation of structure of multisatellite orbital grouping of small-sized space vehicles for realisation of the applied system effects are considered, allowing to provide the decision of target problems with space system of operative monitoring.

Успехи микроминиатюризации вычислительных и электромеханических устройств в современном спутникостроении сделали привлекательным использование для реше ния различных задач в космосе малогабаритных космических аппаратов (МКА). Быстрота, сравнительная дешевизна разработки и гибкость применения являются несомненными достоинствами этого направления развития космической техники.



Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 15 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

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