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 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 15 |

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

-- [ Страница 5 ] --

Несмотря на развитие программных комлексов (Ansys CFX, FlowVision и др) рас чет лопаток со сложными схемами охлаждения, сопряжен с существенными погреш ностями, что объясняется, во-первых, сложностью учета индивидуальных особенно стей конструкции и взаимного влияния отдельных интенсификаторов теплообмена на тепловое состояние, а во-вторых, неопределенностью характера течения охладителя во внутренней полости лопаток такого типа.

Значительное совершенство первоначального проекта может быть достигнуто за счёт использования технологии доводки, основанной на исследовании упрощённых вариантов конструкции лопатки — моделей лопатки.

Упрощение технологического цикла изготовления модели относительно натурной лопатки приводит к изменению шероховатости поверхности пера и внутренних каналов охлаждения. Вопрос о целесообразных требованиях к чистоте поверхности модели лопатки весьма актуален, поскольку завышенные требованию приведут к росту стоимости и трудоёмкости её изготовления. Недостаточные требования могут изменить картину теплообмена в модели относительно натурной лопатки.

Точность изготовления пера лопаток турбины регламентируется отраслевым стандартом, согласно которому шероховатость пера составляет Ra = 0,63…0,08 мкм.

Такая чистота поверхности обеспечивается шлифованием абразивной лентой. Чистота поверхностей внутренних каналов охлаждения при литье Ra = 5…2,5 мкм.

В процессе работы на наружных и внутренних поверхностях лопатки могут иметь место ламинарный, переходный и турбулентный режимы (рис. 1).

При ламинарном течении, когда теплопроводность во всех точках потока одинако ва, термическое сопротивление слоя, текущего между бугорками шероховатости стенки, пренебрежимо мало, по сравнению с термическим сопротивлением всей толщи потока.

Не сказывается шероховатость стенки и на гидродинамических характеристиках лами нарного течения в связи с относительно слабым изменением скорости около стенки.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ а) б) Рис. 1. Режимы обтекания шероховатой поверхности:

а) бугорки погружены в ламинарный подслой;

б) бугорки выходят за пределы ламинарного подслоя Иначе обстоит дело с турбулентным потоком. В последнем наиболее существенные изменения скорости и температуры происходят в непосредственной близости к стенке, на расстояниях, которые могут быть соизмеримы с высотой бугорков шероховатости.

Как видно из рис. 2, при определенных значениях Re (зависящих от относительной шероховатости k/R0, где k — средняя высота бугорков шероховатости, R0 — внутренний радиус трубы) шероховатость стенок трубы вызывает коренное изменение в зависимости гидравлического сопротивления от скорости течения. Это изменение в автомодельной области приводит к независимости гидродинамических характеристик потока от молекулярного трения и в связи с этим от числа Re.

Рис. 2. Коэффициент сопротивления труб с зернистой шероховатостью:

1 — d/k=30;

2 — d/k=61,2;

3 — d/k=120;

4 — d/k=252;

5 — d/k=504;

6 — d/k=1014;

7 — кривая соответствует закону сопротивления при ламинарном течении =64/Re;

8 — закону сопротивления при турбулентном течении (закон Блазиуса) =0,316/Re0,25 в гладкой трубе Однако на тепловые процессы молекулярный перенос продолжает влиять и при турбулентном течении в области квадратичного закона сопротивления. Это влияние выражается через термическое сопротивление вязкого пристеночного слоя, текущего между бугорками шероховатости и отделяющего собственно стенку от турбулентного ядра потока. Таким образом, граничные условия к уравнениям движения и теплообмена при обтекании шероховатой поверхности оказываются неодинаковыми. Распределение 128 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ скоростей в этом случае существенно зависит от торможения потока на бугорках шероховатости. Распределение же температур зависит как от торможения потока (через поле скоростей), так и от теплопроводности в вязком подслое и в том случае, когда его толщина становится меньше высоты бугорков шероховатости. В связи с этим даже при условии Рг = 1 и grad р = 0 в турбулентном потоке, обтекающем шероховатую поверх ность, нет точного подобия полей скоростей и температур. Оценить, по крайней мере качественно, влияние шероховатости на теплоотдачу можно на основе следующих до пущений:

1) теплопроводностью бугорков шероховатости и вносимым ими загромождением вязкого подслоя можно пренебречь;

2) толщина вязкого подслоя в общем случае есть функция высоты бугорков шеро ховатости, но в первом приближении имеет то же значение, что и при течении в гладкой трубе;

3) в области ух у k интенсивность турбулентного обмена приближенно выражается так же, как и в ядре потока или промежуточном слое.

При таком рассмотрении интенсивность теплоотдачи в шероховатой трубе выражается той же функцией чисел Re, Рг и коэффициента гидравлического сопротивления, что и в гладкой трубе, но значения в эту формулу следует подставлять с учетом влияния шероховатости.

В табл. 1 приведены значения числа Nu, рассчитанные для газа с Рг = 1 при различных d/k (где d — диаметр канала) по формуле для двухслойной схемы потока:

(1) Закон сопротивления взят в соответствии с данными рис. 2.

Таблица Сопоставление значений чисел Nu/ для гладких груб и труб с зернистой шероховатостью Рг=1 (расчет по формуле (1) и рис. 2) d/k Re 500 120 42,0/0, 39,5/0, 39,5/0, 1104 39,5/0, 181/0, 156/0, 133/0, 510 132/0, 610/0, 560/0, 456/0, 2105 388/0, Как видно из рис. 3, при увеличении d/k течение в шероховатой трубе приближается по своим характеристикам к течению в гладкой трубе. Причём при d/k500 и Re шероховатую трубу можно рассматривать как гладкую. Кроме того, в шероховатых трубах интенсивность теплоотдачи возрастает относительно меньше, чем коэффициент гидравлического сопротивления. При этом влияние шероховатости на показатель степени в зависимости Nu от Re оказывается не очень большим — изменение числа Re от до 2105 (в 20 раз) изменяет число Nu для гладкой трубы в 9,8 раза (средний показатель Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ степени при Re равен 0,76), а для трубы с шероховатостью d/k = 60 — в 14,5 раза (сред ний показатель степени 0,89).

Режим течения в охлаждающих каналах лопаток турбин, как правило, турбулентный и только на больших высотах (10…15 км) может появиться ламинарный режим. Практический диапазон чисел Рейнольдса Re=0,6103…105.

При этом диаметр каналов охлаждения очень мал, dохл=(1…5)10-3 м. Замена литья по вы плавляемым моделям электроэрозионной об работкой при выполнении интенсификаторов теплообмена приводит к увеличению Рис. 3. Влияние шероховатости на теплоотдачу в трубе шероховатости до Ra=10 мкм.

С учётом вышесказанного, для внутренних каналов, выполненных электроэрозионным методом, предельное (при минимальном dохл и максимальной для данного метода обработки k) отношение dохл/kэр =100, а для литья dохл/ kл=200. То есть течение в охлаждающих каналах нельзя свести к течению в гладком канале, при этом отличия Nu и между литыми и вырезанными каналами составляет 20-35 %.

Поскольку при создании модели лопатки размеры внутренней полости являются заданными, как и режимы течения по Re (определяется перепадом давления на лопатке ), необходи мо повышать точность обработки внутренних поверхностей. Допустимая величина бугорков шероховатости, при которой температурное поле модели при прочих равных условиях будет соответствовать температурному полю натурной лопатки с удовлетворительной точностью 10 %, составляет k6 мкм (2) Такая шероховатость вполне достигается электроэрозионными методами обработки. Кроме того, при Re3104 допустимая высота бугорков может быть увеличена до k=10 мкм.

Для поверхности пера режим, при котором бугорки шероховатости погружены в вязкий подслой определяется выражением:

(3) где b — хорда профиля.

В межлопаточных каналах лопаток турбин имеет место течение Re=(2…10)105, ве личина хорды профиля применяемых в ГТД лопаток обычно составляет b = (20…50)10- м. Тогда по формуле (3) предельная высота бугорков должна составлять k = 4 мкм.

Отсюда следует, что для изготовления внешних поверхностей модели лопатки допустимо использовать такие механические методы обработки как точение и фрезерование.

При увеличении числа Re свыше 106 и уменьшении длины хорды допустимая средняя высота бугорков будет уменьшаться. В этом случае необходимо предусмотреть дополнительную обработку поверхности пера, например шлифование.

Таким образом, с учётом вышеуказанных требований возможно упрощение технологии изготовления модели лопатки, путём замены методов обработки на более грубые с точки зрения шероховатости поверхностного слоя, что сократит сроки и стоимость доводки системы охлаждения.

130 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Ярославцев Н.Л. Исследование конструкции и разработка технологии доводки охлаж даемой лопатки газовой турбины на стадии проектирования. Автореф. дисс. …канд.

техн. наук. — М.: МАТИ, 1985.

2. Венедиктов В.Д. Газодинамика охлаждаемых турбин. — М.: Машиностроение, 1990.

— 240 с.

3. Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. — М.: Атомиздат, 1979. — 16 с.

4. Яновский Л.С. Коксоотложения в каналах топливных систем и систем регенеративно го охлаждения двигателей летательных аппаратов. — М.: Изд-во МАИ, 1995.

5. Лыков А.В. Теория теплопроводности. М.: Высшая школа,1967.

6. Яновский Л.С., Каменецкий Б.Я. Теплоотдача при вынужденном течении в обогревае мых трубах углеводородных топлив сверхкритического давления // ИФЖ. Том 60, №1, 1991. — С. 46-49.

УДК 778.4: 621.45. ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОВ ГОЛОГРАФИЧЕСКОЙ И СПЕКЛ-ИНТЕРФЕРОМЕТРИИ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ЗУБЧАТЫХ ПЕРЕДАЧ В.Г. Cелезнев*, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов, А.Ф. Шульгин** В работе представлены некоторые примеры использования методов голографической и спекл интерферометрии в области исследования зубьев и зубчатых колес.

This paper presents some examples of using holographic and speckl interferometry in the field of tooth and gear study.

В общем случае картина интерференционных полос, полученная методом голографической интерферометрии и покрывающая изображение исследуемого объекта, является количественной мерой перемещений, которые претерпели точки при нагружении объекта. Причем вклад в эту картину вносят все три составляющие вектора перемещений, и голографическая интерферограмма несет информацию о полном векторе перемещений в каждой точке исследуемого объекта. Рассмотрим случай моделирования зуба зубчатого колеса клином, нагруженным сосредоточенной силой в вершине, и, используя известное теоретическое решение [1], построим картину интерференционных полос на боковой по верхности клина.

Компоненты перемещений u, v и w находятся интегрированием соответствующих компонент деформаций, выраженных через напряжения x, у и z :

u 1 x= [x-(y + z )]= (x –y )= x E E * ФГУП ГНЦ «ЦИАМ им. П.И. Баранова», г. Москва.

** НИЦ ЦИАМ, г. Лыткарино Московской обл.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 1. Схема построения картины интерференционных полос для боковой поверхности клина v 1 y= [y-(x + z )]= (y –x ) = y E E µ w z= [z-(x+y)] = - (x + y ) = z E E откуда u= xdx +C1, v= ydy +C2, w = zdz + C Для клина нагруженного силой Р перпендикулярной продольной оси x компоненты напряжений имеют вид:

(2 sin 2 ) x 2 y (2 sin 2 ) y x =-, y =-, z = (x 2 + y 2 ) 2 (x 2 + y 2 ) После подстановки x и y в формулы для x, y и z и интегрирования, формулы для u, v и w примут следующий вид:

H 2 + y2 H2 x [ln +(1+) 2 -(1+) 2 ] H + x x2 + y2 x + y µP y w = E (2 sin 2 ) x + y Для построения картины интерференционных полос необходимо определить раз ности хода лучей света в каждой точке объекта до и после деформации, рис. 1.

Сначала находятся углы S1, S2 и S3, которые составляет вектор перемещений PP’ с соответствующими координатными осями:

132 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ u v w S1 =, S2 =, S3 = u 2 + v 2 + w2 u 2 + v 2 + w2 u 2 + v 2 + w Затем определяются углы S4, S5, S6 и S7, S8, S9, которые лучи наблюдения и осве щения составляют с координатными осями:

L1 x l y S4 =-, S5 =, S6 = l1 + ( L1 x) + y l1 + ( L1 x) 2 + y 2 2 l1 + ( L1 x) 2 + y L2 + x l y S7=-, S8=, S9= l 2 + ( L2 + x) + y l 2 + ( L2 + x) + y l 2 + ( L2 + x) 2 + y 2 2 2 2 2 Отсюда можно найти углы S10 и S11, которые составляют лучи наблюдения и осве щения с вектором РР`:

S10=S1*S4+S2*S5+S3*S6 и S11=S1*S7+S2*S8+S3*S После введения следующих обозначений l 2 + ( L2 + x) 2 + y 2, D= u 2 + v 2 + w C= l1 + ( L1 x) 2 + y 2, B= 2 можно, исходя из теоремы косинусов, записать выражение для номера полосы в точке Р:

D2 D D * S1 + D * S1 ) :

N=( 2C 2B Картина интерференционных полос для всей поверхности нагруженного клина строится путем изменения координат x и y в приведенной выше формуле.

На рис.2 приводится картина интерференционных полос, рассчитанная теоретиче ски и рядом — картина полос полученная экспериментально.

Рис. 2. Картина полос, рассчитанная теоретически (слева) и полученная экспериментально Если рассматривать не боковую поверхность зуба, а его торец, то задача нахож дения перемещений упростится, так как в этом случае преобладающей будет являться компонента нормальная к поверхности торца, а вкладом в картину полос двух других компонент можно пренебречь. Метод голографической интерферометрии позволяет по лучать изгибные перемещения для любой точки зуба и исследовать его статическое по ведение непосредственно в редукторе, не прибегая к моделированию.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Один из возможных вариантов интерферометра, предназначенного для получе ния голографических интерферограмм в редукторе, показан на рис.3.

Рис.3. Оптическая схема интерферометра (слева) и интерферограмма зуба шестерни Главной его частью является основание, по оси которого проточен круглый паз. По оси этого паза могут свободно перемещаться два ползуна, один из которых несет стер жень с фотопластинкой, другой — стержень с зеркалом, формирующим опорный пучок.

Стержни могут перемещаться в вертикальной плоскости на заданную высоту, опреде ляемую положением зуба. В верхней части основания сделан выступ, в прямоугольное отверстие которого вставляется объектив для освещения зуба. К выступу крепится пово ротная стойка с зеркалом направляющим луч от лазера в объектив. Часть расширенного пучка света попадает на зеркало, формирующего опорный пучок, и от него направляется на фотопластинку, где интерферирует со светом, отраженным от исследуемого зуба. На рис.3 показана интерферограмма зуба, нагруженного в вершине силой 3 кгс.

Решение задач динамики с помощью ме тода голографической интерферометрии прак тически ничем не отличается от решения стати ческих задач, так как оптическая схема в обеих случаях одна и та же. Различаются только спо собы нагружения обьекта. При исследовании колебаний зубчатых колес для возбуждения последних используются малогабаритные пье зокерамические вибраторы. На вибратор, стер жень которого упирается в зубчатое колесо, по дается напряжение заданной частоты от звуко вого генератора. К полотну колеса пластилином прикрепляется датчик, выводы которого подсо единяются к осциллографу. Момент резонанса колеса определяется при изменении частоты Рис.4. Голографическая интерферограмма звукового генератора по виду синусоидального формы колебаний зубчатого колеса сигнала на экране осциллографа.

с тремя узловыми диаметрами 134 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Максимальная величина сигнала датчика соответствует резонансу, частота кото рого фиксируется частотомером, подключенным параллельно вибратору. При установ ленной таким образом резонансной частоте колебаний колеса производится запись голо графической интерферограммы. На рис. 4 показана голографическая интерферограмма формы колебаний зубчатого колеса с тремя узловыми диаметрами.

Для записи голографических интерферограмм необходимо изолировать оптиче скую схему от колебаний пола помещения. Это достигается с помощью массивной пли ты, вывешенной на пневматической подвеске. Методы спекл- интерферометрии явля ются относительно нечувствительными к вибрациям пола помещения, и они не требуют для размещения оптической схемы виброизолированной массивной плиты. Кроме того, для съемки интерферограмм методом спекл-интерферометрии применяется простая оп тическая схема, в которую входят лазер, фотоаппарат и исследуемый объект. На рис. показана оптическая схема спекл-интерферометра и форма колебаний зубчатого колеса с тремя узловыми диаметрами.

Исследуемое зубчатое колесо с присоединенным к нему вибратором освещается лучом лазера, расширенным микрообъективом. Съемка интерферограмм осуществля ется зеркальным фотоаппаратом типа «Зенит» на фотопленку ФП-ГВ-2, причем фокуси ровка фотоаппарата производится не в плоскости полотна колеса, а несколько впереди или за ней. В этой схеме лазер используется как источник освещения, отраженное излу чение которого имеет пятнистую структуру, обладающую свойством создавать на фото пленке картины распределения производных от нормальных перемещений.

Рис.5. Оптическая схема спекл-интерферометра и спекл-интерферограмма колебаний зубчатого колеса с тремя узловыми диаметрами При исследовании диаметральных форм колебаний зубчатых колес методом спекл интерферометрии получается информация о распределении узловых линий. Общее ре шение уравнения колебаний диска имеет вид [2]:

W(r,) = sin[In(kr) + In(ikr)] Узловые линии на поверхности диска будут иметь место, если:

sin n[In(kr) + In(ikr)] = Узловые диаметры определятся из уравнения:

sin n = 0, корням которого = 0, /n, 2/n, … будут соответствовать узловые диаметры, где n — Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ число диаметров.

Интерферограммы, полученные методом спекл-интерферометрии с расфокуси ровкой, несут информацию о производных от перемещений нормальных к плоскости диска. Это значит, что узловые диаметры определяются уравнением:

cos n = Отсюда видно, что узловые диаметры метода спекл-интерферометрии будут орто гональны диаметрам, полученным методом голографической интерферометрии, и прой дут по тем местам на диске, где перемещения будут максимальны.

Таким образом, по спекл-интерферограмме так же просто определить диаметраль ную форму колебаний, как и по голографической интерферограмме.

Литература 1. Тимошенко С.П., Гудьер Дж. Теория упругости. — М.: Наука, 1975. — 575 с.

2. Бидерман В.Л. Прикладная теория механических колебаний. — М.: Высшая школа, 1972. — 415 с.

УДК 629.7.015. АЛГОРИТМЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЦЕССА ФРЕТТИНГ-КОРРОЗИОНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Хаинг Мин, д.т.н., проф. А.Н. Петухов, к.т.н., проф. Ю.И. Павлов В статье рассматриваются методические вопросы экспериментального исследования фреттиг корроэионого взаимодействия деталей авиационных двигателей.

In the article, the systematic questions of the experimental of the study of fretting- corrosion interaction of the components of aircraft engines are examined.

Получение связи между качественными характеристиками процесса контактной коррозии трения и прочностными характеристиками конструкционных материалов ста новятся возможным, если исследование ведется на одних и тех же образцах.

С этой целью была сконструирована установка, позволяющая исследовать про цесс контактной коррозии трения на стандартных образцах, предназначенных для испы таний на усталость. Она состоит (рис. 1) из шатуна 1, один конец которого связан через подшипник со стойкой, и массивной станиной. Второй конец шатуна в случае электро магнитного привода свободен и является якорем, а в случае, когда в качестве привода применяется электродвигатель, он через эксцентриковый механизм связан с приводом.

Закрепление одного конца шатуна в стойке с подшипниками обеспечивает ему свободное и плавное перемещение лишь в одной плоскости. В этом же конце шатуна имеется патрон, в котором закрепляется испытуемый образец 10. К цен тральной рабочей части образца с двух противоположных сторон подводятся до соприкосновения с ним сухари 3 и 4, охватывающие образец по дуге 90° каждый. Сухари находятся во втулках, размещаемых в скобе 7. Нормальное давление в зоне контакта 136 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ создается через сухари винтовым нагружающим устройством 6. Величина усилия зада ется по индикатору часового типа 9, установленном в кольцевом динамометре.

Когда в качестве привода применяется электродвигатель, величина перемещений за дается с помощью эксцентрикового механизма. В случае применения электромагнитного привода перемещения зависят от величины магнитного потока, возникающего в катушке.

К достоинствам привода в виде электродвигателя можно отнести:

• возможность варьирования режимов испытаний по частоте;

• возможность создания минимального уровня посторонних вибраций системы, что особенно важно при исследовании процесса, где величина относительных перемещений составляет 0,005 и менее мм;

• постоянство заданной величины перемещений, устанавливаемой с помощью эксцентрикового механизма;

• простота и надежность в эксплуатации.

В качестве недостатков можно отметить:

• ограниченность частотного диапазона при данном конструктивном решении;

• инерционность системы при запуске и остановке.

Достоинство электромагнитного привода заключается в том, что довольно просты ми средствами удается повысить частоту перемещений образца. В тоже время при этом возникает целый ряд недостатков, устранение которых значительно усложняет конструк цию. К ним, например, относятся:

• необходимость иметь довольно сложную систему для поддержания постоянной амплитуды перемещений;

• наличие мягкой системы нагружения, которая осуществляется электромагнитом, из-за непостоянства сил трения в зоне контакта существенно усложняет получение необходимых режимов испытания по перемещениям, а иногда делает эти испытания просто невозможными.

Принцип действия уста новки заключается в следующем.

Шатун от привода получает воз вратно колебательные переме щения и передает их сидящему в патроне образцу. В центральной части образца, где с ним в кон такте находятся сухари, вслед ствие относительного проскаль зывания в зоне контакта возни кают повреждения от контактной коррозии трения.

Принципиальное отличие этой установки от известных установок, предназначенных для Рис. 1. Кинематическая схема установки:

исследования процессе контакт- 1 — шатун, 2 и 5 — пружины, 3 и 4 — сухари, ной коррозии трения, состоит в 6 — нагружающее устройство, том, что в данном случае имеется 7 — скоба, 8 и 9 — шарнирные стойки, возможность замерять действи- 10 — образец тельные перемещения образца Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ относительно неподвижных сухарей. Кроме того, с помощью динамометрической втулки с наклеенными на ней тензодатчиками, которая закрепляется в шатуне и одновременно служит патроном для установки образца, можно вести регистрацию момента трения в процессе испытаний.

К достоинству данной установки следует отнести возможность проведения иссле дований на стандартных образцах, предназначенных для испытаний на усталость.

Методы определения амплитуды относительных перемещений и величины нор мального давления В необходимости прямых измерений амплитуды перемещений нетрудно убедить ся, познакомившись с рис. 2. Из последнего следует, что с ростом величины нормального давления амплитуда перемещений может в несколько раз отличаться от величины, за даваемой по эксцентрику, т.е. в зависимости от величины нормального давления изме няется степень «подвижности» соединения.

Конструкция установки для испытаний в условиях контактной коррозии трения обеспечивает передачу перемещений образцу лишь через один захват, что позволяет использовать при исследованиях второй захват для измерения действительной величины амплитуды перемещений. Для этой цели на свободный захват образца закреплялся Рис. 2. Зависимость амплитуды относительных перемещений от величины удельных давлений в зоне контакта:

1 — контакт «сталь по стали», 2 — контакт «титан по титану»

специальный удлинительный рычаг, позволявший получать дополнительное увеличение амплитуды перемещений в 20 раз, а при необходимости и более. В табл. 1 представлены результаты экспериментов, а на рис. 3 показано распределение величин перемещений при контакте «сталь по стали».

138 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Таблица Характеристики относительных перемещений при испытаниях в условиях контактной коррозии трения №№ P 2 ai Материал ni вариантов кг/мм мк колич.образцов №2 30 13 1, №3 31,7 13 №5 17,8 9 12,5 Сталь ЭИ- №4 27,3 10 12,5 Отпуск 580 °С №6 44,4 10 12, №7 25,9 10 №9 17.4 10 №10 30 10 Сталь ЭИ- №11 74.5 11 Отпуск 680 °С №12 43,4 10 12, №13 32,2 10 №15 25,1 10 №16 53,9 10 Сплав ВT3- №17 29,6 10 2, №18 31 11 №20 21,1 10 12, №22 23 10 Сплав BT- №21 42,3 10 12, №23 31,2 10 №25 19,9 9 12,5 12,5 Сталь ЭИ- №26 50,6 9 20 Отпуск 580 °С №27 28,4 10 Покрытие из серебра Рис. 3. Распределение накопленных вероятностей величины перемещений.

Материал ЭИ-961 контакт «сталь по стали» при Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В качестве измерительного устройства использовался оптический измеритель типа КМ-6, обеспечивающий при фокусном расстоянии 140 150 мм предельную погреш ность измерения не более 0,006 мм.

Диапазон исследованных значений амплитуд составлял 0,005 0,035 мм. С уче том удлинительного рычага измеряемые перемещения составляли 0,20 1,4 мм.

Литература 1. Петухов А.Н Сопротивление усталости деталей ГТД. — М.: Машиностроение, 1993.

УДК 621. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ РАДИОЛИНИИ В СИСТЕМАХ КОСМИЧЕСКИХ ТЕЛЕКОММУНИКАЦИЙ* к.т.н. С.Ш. Хиль, к.т.н. Д.Г. Киреев Для повышения помехоустойчивости радиолиний космических телекоммуникационных систем в условиях фиксированных мощности сигнала и уровня внеполосных излучений широко используется по мехоустойчивое кодирование передаваемой информации. В статье предлагается анализ эффективности использования радиолинии в этих условия осуществлять с помощью зависимости вероятности ошибки на бит от скорости используемого кода.

To improve the immunity of space radio links telecommunication systems in the fixed signal power, and the level of out-of-band emission is widely used by Solomon code of the transmitted information. This article offers an analysis of the effectiveness of the use of radio in those terms to carry out with the probabilities of bit error rate of use of code.

Качество передачи информации в космических телекоммуникационных системах напрямую определяется помехоустойчивостью радиолиний.

На космические радиолинии налагаются ряд специфических ограничений и требо ваний, а именно:

• ограничение мгновенно-излучаемой мощности сигнала P ;

• ограничение организационно выделенной для работы радиолинии полосы частот f ;

• требования к уровню внеполосных излучений.

При этом главными показателями качества работы радиолинии являются:

• скорость передачи информации R;

• вероятность ошибки на бит pб.

Традиционно, эффективность использования радиолинией энергетического ре сурса оценивается показателем удельного расхода энергии сигнала на передачу одного бита информации:

при, где E — средняя энергия сигнала на входе приёмника, затрачиваемая на передачу од ного бита информации;

N0– односторонняя спектральная плотность мощности аддитив ного нормального белого шума;

Pc — средняя мощность сигнала на входе приёмника;

Т — длительность одного бита;

R — скорость передачи информации, pбтр– требуемая вероятность ошибки на бит.

Предельно допустимое значение удельного расхода энергии на бит в космической * Статья подготовлена по результатам исследований, проведенных при выполнении гранта РФФИ 10-07-00217-а.

140 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ радиолинии найденное из формулы радиосвязи с учетом предъявляемых требований и ограничений, составляет:

где G — коэффициент направленности передающей антенны;

А — площадь приёмной антенны;

k — постоянная Больцмана;

kpk — коэффициент затухания радиосигнала в сре де распространения;

D — дальность работы радиолинии Эффективность использования радиолинией выделенного частотного ресурса оценивается показателем удельного расхода занимаемой радиолинией полосы частот на передачу одного бита информации в секунду при требуемом уровне внеполосных из лучений:

где f — ширина занимаемой радиолинией полосы частот;

тр — требуемый уровень внеполосных излучений на границе занимаемой радиолинией полосы частот.

Предельно допустимое значение показателя удельного расхода занимаемой ра диолинией полосы частот составляет:

.

Выбор того или иного метода модуляции производится с помощью диаграммы удельных показателей (,2), при заданных значениях тр и pбтр. На рис. 1 представле на диаграмма удельных показателей некоторых сигналов при требуемой вероятности ошибки на бит рб = 10-7 и уровне внеполосных излучений. -30 дБ.

= 30 дБ ЧМ2 ЧМ(и)2 pб = МЧМ ФМ Область допустимых значений max Граница Шеннона... 0 2 4 m a x Рис. 1. Диаграмма удельных показателей расхода энергии и занимаемой полосы частот телеметрических радиосигналов Однако, очень часто, в радиолиниях космических СПД, обеспечить требуемую ве роятность ошибки на бит в заданных условиях за счет использования одних только мето дов модуляции не удается (серая область на рис. 1). Возможность использования таких способов повышения помехоустойчивости радиолиний космических СПД, как увеличе ние мощности сигнала, использование сигналов с расширением спектра, использование разнесенного приема, увеличение рабочей площади и коэффициента направленности антенно-фидерных устройств ограничены как организационно, так и конструктивно.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Вместе с тем использование помехоустойчивого кодирования является перспек тивным для повышения помехоустойчивости космических радиолиний в условиях фик сированных мощности сигнала и уровня внеполосных излучений.

На рис. 2 представлена диаграмма удельных показателей для сигнала с мини мальной частотной модуляцией (МЧМ) и некоторых помехоустойчивых кодов: цикличе ских, с длинами кодовых комбинаций не более 127 кодовых символов и стандартных кодов, рекомендованных международными стандартами:

• cверточный код (rk =1/2, L=7);

• код Рида-Соломона (255, 223, 16);

• каскадный код (внешний код — Рида-Соломона, внутренний код — свёрточный).

Рис. 2. Диаграмма удельных показателей эффективности радиолинии с МЧМ при использовании помехоустойчивого кодирования Однако, недостаток такого представления для радиолиний, использующих поме хоустойчивое кодирование, заключается в том, что каждой из кодовых точек на диаграм ме соответствует различная мощность сигнала, что делает её неудобной для анализа радиолиний с помехоустойчивым кодированием в условиях фиксированных мощности сигнала и уровня внеполосных излучений.

Поэтому анализ радиолиний с помехоустойчивым кодированием в указанных ус ловиях предлагается осуществлять с помощью графиков изменения вероятности ошиб ки на бит (рис. 3) от скорости используемого кода. Скорость кода на данной диаграмме фактически отражает расширение занимаемой радиолинией полосы частот относитель но радиолинии без кодирования при тех же скорости передачи данных и уровне внепо лосных излучений.

142 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 3. Зависимость вероятности ошибки на бит от скорости кода Анализируя представленную диаграмму можно сделать ряд выводов относитель но использования помехоустойчивого кодирования в условиях фиксированных мощно сти сигнала и уровня внеполосных излучений:

• использование помехоустойчивого кодирования может не только не улучшить, но и ухудшить помехоустойчивость радиолинии;

• наибольший выигрыш в помехоустойчивости радиолинии, обеспечивают коды, скорости которых лежат в интервале [1/3;

3/4];

• выигрыш от использования помехоустойчивого кодирования зависит от энерге тических возможностей радиолинии и наличия дополнительных частотных ресурсов;

• для компенсирования вносимой помехоустойчивым кодированием избыточности, совместно с помехоустойчивым кодированием необходимо использовать методы сжатия передаваемых данных.

Литература 1. Мановцев А.П. Основы теории радиотелеметрии. — М.: Энергия, 1973. — 592 с.

2. Мановцев А.П. Введение в цифровую радиотелеметрию. — М.: Энергия, 1967. — 344 с.

3. Агаджанов П.А., Горшков Б.М., Смирнов Г.Д. Основы радиотелеметрии. — М.:

Воениздат, 1971. — 248 с.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ УДК 621. АНАЛИЗ ТРЕБОВАНИЙ МЕЖДУНАРОДНЫХ СТАНДАРТОВ К ИНФОРМАЦИОННОМУ ОБЕСПЕЧЕНИЮ КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММ* к.т.н. С.Ш. Хиль, к.т.н. В.В. Осипов, к.ф-м.н. С.Б. Савилкин Программа развития космической отрасли России, создания единого наземного комплекса управ ления космическими аппаратами, участие в международных космических программах требует учитывать рекомендации международных организаций в этой области. В статье проведен анализ основных требо ваний и рекомендаций CCSDS и ISO к космическим телекоммуникационным системам и возможностей их реализации.

Development program russian space industry, creating a common ground control of spacecraft, participation in international space programs requires a consideration of recommendations from international organizations in this field. The article analyzes the basic requirements and recommendations of the CCSDS and ISO to the space tele-communication systems and their feasibility.

К началу 80-х годов международное космическое сообщество столкнулось с таки ми проблемами, как рост числа и усложнение космических программ (пилотируемые и межпланетные полеты), усложнение задач их информационного обеспечения, рост за трат на их выполнение, расширение сферы использования космических линий и сетей связи в интересах наземных потребителей государственного и коммерческого секторов.

Одновременно началось сокращение объемов госфинансирования космических про грамм и потребовалось их удешевление, в том числе удешевление их информационного обеспечения.

В связи с этим был разработан новый подход к информационному обеспечению космических программ. Он выразился в росте международного сотрудничества при вы полнении космических программ и их информационном обеспечении, во взаимной под держке, распределении необходимых затрат ресурсов между участниками и, в конечном счете, в образовании мировой космической информационной инфраструктуры, призван ной обеспечить совместимость командно-измерительных систем (КИС) разных стран, национальных космических агентств (НКА) и предприятий.

Для управления процессом образования и развития мировой космической ин формационной инфраструктуры были образованы новые организации: в 1982 году — международный Консультативный комитет по космическим информационным системам (Consultative Committee for Space Data Systems — CCSDS, секретариат CCSDS распола гается в штаб-квартире NASA), а затем — технический комитет (ТК 20) и подкомитет (ПК 13) в Международной организации по стандартизации ISO.

К настоящему времени стандартизацией охвачены практически все стороны и аспекты функционирования КИС и информационного обеспечения космических про грамм в целом, разработано большое количество международных стандартов CCSDS — рекомендаций по стандартизации КИС, большинство из которых приняты в качестве обязательных стандартов ISO.

Международные стандарты CCSDS на КИС разделены на следующие группы:

1. Системы телеметрии (Кодирование ТМ канала, Пакетная телеметрия, Сжатие дан ных без потерь, Линия передачи ТМ данных).

2. Системы телеуправления (Функции канала, Функции маршрутизации сообщений, 144 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Процедуры командных операций, Функции управления данными).

3. Служебные системы (Форматы кодов времени, Поле глобальной идентификации КА).

4. Радиочастотные системы и системы модуляции (Наземные станции и КА, Проце дуры испытаний наземных станций и КА на совместимость).

5. Системы слежения и орбитальных измерений (Радиометрические и орбитальные данные).

6. Системы доступа к информации и обмена информацией (Стандартные блоки фор матированных данных, Правила структурирования и конструирования, Процедуры административного управления, Язык описания данных EAST, Эталонная модель открытой системы архивации данных).

7. Перспективные орбитальные системы (Сети и линии передачи данных, Протоколы передачи данных: сетевой, обеспечения безопасности, транспортный, файловый, Протокол распределения данных).

8. Обеспечение взаимной совместимости и взаимной поддержки (Концепция взаим ной поддержки, Методология определения функций обмена данными, Расширение линии передачи космических данных, Эталонная модель взаимной поддержки).

В настоящее время Россия продолжает активное участие в международной косми ческой деятельности. Хотя в целом международная космическая деятельность в мире, несмотря на повсеместное ограниченное госфинансирование, растет благодаря росту коммерческого сектора и рынков информационной продукции космического назначения, общему увеличению направлений использования космоса, росту числа стран и фирм, занимающихся космической деятельностью, росту числа запусков КА, доля России в ней практически не увеличивается и с каждым годом выдерживать конкуренцию на между народном рынке космической продукции и услуг становится всё более сложным. Это от носится и к сфере запусков КА, где доля РФ относительно велика, стабильна и приносит основной доход отрасли от коммерческой деятельности.

Одной из причин возрастающих сложностей с сохранением паритета является то, что космические услуги по запуску КА не обеспечиваются современным уровнем соот ветствующих информационных услуг, в том числе передачей данных в текущем време ни, в стандартном виде, непосредственно потребителям или в наземные комплексы со ответствующих стран.

Исходя из современного состояния отечественной космической информационной инфраструктуры актуальное значение приобретает задача стандартизации отечествен ных космических информационных средств и систем. Внедрение рекомендаций CCSDS и стандартов ISO, активная деятельность на международном рынке космических ин формационных средств и услуг, участие в международных организациях, в том числе в CCSDS и ISO, позволяет получить преимущества в борьбе за обладание международ ными ресурсами: полосами радиочастот в международных диапазонах частот, точками стояния КА на геостационарной орбите и т.д. Отставшим в этой борьбе (не освоившим во время очередной выделенный диапазон радиочастот, не создавшим космическую ре трансляционную систему на геостационарной орбите) придется нести дополнительные расходы и мириться с необходимостью работать в неблагоприятных условиях.

Информационные структуры являются важнейшими элементами протоколов об мена данными, которые стандартизированы ISO и CCSDS.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Наиболее полно требования к информационным структурам изложены в стандар тах ISO (DIS 13420) и CCSDS (701.0-В-2). Они включают в себя требования к их составу, числовым характеристикам и условиям использования.

Стандартными являются следующие информационные структуры:

• пакет;

• блок данных при передаче информации в режиме мультиплексирования;

• блок данных при передаче информации потоком бит;

• блок данных при передаче информации с доступом к виртуальному каналу измерений, обмена и обработки сообщений;

• блок вставки данных в информационный поток;

• блок данных виртуального канала (БДВК);

• кодированный блок данных виртуального канала;

• блок данных доступа к каналу (кадр передачи).

Рекомендациями CCSDS определены три стандартных класса качества передачи информации.

Класс-1: обслуживаемые блоки данных передаются через систему полностью с сохранением последовательности и с очень высокой вероятностью отсутствия ошибок в данных, введенных системой.

Класс-2: блоки данных передаются, возможно, не полностью, но с сохранением последовательности и с очень высокой вероятностью отсутствия ошибок в данных, вве денных системой.

Класс-3: блоки данных передаются через систему, возможно, не полностью со средней вероятностью содержания ошибок, введенных системой, но с сохранением по следовательности.

Особенности их использования состоят в следующем:

• не все классы качества используются в каждой системе;

• требуемые классы качества устанавливаются при управлении процессом передачи в зависимости от состояния канала связи и объема передаваемой информации.

Требования к вероятности потери блока данных виртуального канала (БДВК) и веро ятности необнаруженной ошибки в БДВК для всех классов качества приведены в табл. 1.

Таблица Требования к вероятности потери блока данных виртуального канала (БДВК) и вероятности необнаруженной ошибки в БДВК Вероятность Вероятность потери БДВК необнаружения ошибки в БДВК Класс — 3 10-6 10- Класс — 2 10-7 10- Класс — 1 10-8 10- Для обеспечения требуемого качества передачи данных (любого из классов) стандартами ISO и CCSDS Применяется кодирование Рида-Соломона и алгоритм повторной передачи данных (в системах передачи данных «с перезапросом»).

Дополнительно может применяться сверточное кодирование.

146 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В рекомендациях CCSDS 121.0-R-2 представлены уточненные требования по реализации универсального метода сжатия данных и кодирования сжатых данных с учетом замечаний заинтересованных космических агентств. Предъявляется основное требование, заключающееся в том, чтобы сжатие данных производилось без потерь.

Предусматривается, что единственный практический пример подобного сжатия связан с определением и последующей передачей разностей (приращений) между соседними значениями параметра хi и хi+1: хi = хi - хi+1 (такой режим передачи известен под названием дифференциальная импульсно-кодовая конструкция (ДИКМ).

Однако недостаток данного вида сжатия без потерь заключается:

• в неравномерности кодового слова, соответствующего разности хi и состоящего только из значащих (информационных) символов ( этом случае минимальная разность хi = 0 отображается одним информационно-значимым двоичным символом «0», максимальная разность хi = 2n, где n — разрядность слова-измерения);

• в необходимости точного знания опорного значения х0, относительно которого формируются приращения;

• усложнении режимов формирования и выделения сжатых данных.

При использовании предлагаемого метода получается, что при хi = 2n сжатия данных нет, а при хi = 0 оно максимальное. Для остальных значений теоретический коэффициент сжатия kсж(т) будет изменяться при байтовых словах-измерениях от до 1. Однако для выделения сжатых данных необходима передача специальных дополнительных сигналов, определяющих количество переданных информационно значимых двоичных символов. В ряде литературных источников показано, что реальный коэффициент сжатия kсж(р) при использовании ДИКМ будет не более 1,5.

Точное знание опорных точек х0 при каждом сбое в приеме необходимо для того, что предлагаемая система сжатия данных была признана системой без потерь. В противном случае ошибка в точном знании х0 будет переноситься и на другие восстановленные при приеме значения хi.

В настоящее время возможность выполнения основных требований стандартов возможна и применительно к ранее разработанным отечественным системам и комплексам на основе совершенствования бортового и наземного программно математического обеспечения преобразования, формирования, передачи и приема измерительной, управляющей и связной информации. При этом избыточные (с позиций международных структур представления данных) сообщения следует рассматривать как замещающие структурно-кодовые конструкции [2], используемые при передаче информации для повышения ее помехоустойчивости и достоверности.

В статье [1] рассматривается новый подход к реализации сжатия измерительной информации без потерь: он связан с представлением данных хi образами-остатками bi, полученными в результате сравнения по модулю mi:

хi. bi(mod mi ).

Принципиальное отличие от алгоритма, предлагаемого в международных стандартах, заключается в том, что передаче подлежать только половина младших разрядов параметра, обладающего свойствами непрерывности в смысле крите рия Липшица (корреляционной взаимосвязью значений хi). При этом дополнительных символов для определения информационно-значимых данных не нужно, обеспечивается режим циклической синхронизации передаваемых образов-остатков bi.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Кукушкин С.С. Математические основы перспективных информационных технологий систем телеизмерений, передачи, сбора и обработки телеметрической информации.

// Измерительная техника, № 2, 2001. — С. 23.

2. Кукушкин С.С. Методы новых вычислительных технологий для использования в си стемах сбора, обработки, анализа и представления измерительной информации. / Сб. трудов РИА, секция «Инженерные проблемы стабильности и конверсии», вып. 9.

— М.: Изд-во СИП РИА, 2002. — С. 81-86.

УДК 629. К ВОПРОСУ ОБЕСПЕЧЕНИЯ СТОЙКОСТИ К МЕХАНИЧЕСКОМУ НАГРУЖЕНИЮ РОССИЙСКОГО СЕГМЕНТА МЕЖДУНАРОДНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ Н.Н. Черленяк* Изложен современный подход к определению потребной несущей способности для обеспечения стойкости модулей российского сегмента международной космической станции к параметрам механиче ского нагружения.

Expounded a modern approach to identifying the needs of the load capacity to ensure of modules of the Russian segment of the international space station to the parameters of mechanical loading.

В состав российского сегмента Международной космической станции (РС МКС) входят: функциональный грузовой блок (ФГБ) «Заря», служебный модуль (СМ) «Звезда», стыковочный отсек «Пирс», транспортные грузовые и пилотируемые корабли «Прогресс М», «Союз ТМА».

Важнейшей проблемой его создания было обеспечение оптимального соотноше ния между прочностью, массой и габаритными размерами элементов силовых конструк ций модулей РС МКС. Выбор схем силовых конструкций связан с нахождением ком промиссных решений, так как оптимальная с точки зрения массы конструкция должна удовлетворять требованиям по прочности, надежности, стоимости, производственной и эксплуатационной технологичности. Конструкция корпуса должна предусматривать его разделение на отсеки и иметь требуемую форму для достижения аэродинамических и жесткостных характеристик, обеспечивающих аппарату устойчивость и управляемость.

Неотъемлемой и составной частью разработки любого космического аппарата (КА) является обеспечение стойкости его конструкции и аппаратуры к параметрам механиче ского нагружения (ПМН). Под стойкостью понимается способность КА сохранять требу емые характеристики в процессе или после действия механических нагрузок. К ПМН от носятся изменяющиеся по времени сосредоточенные и распределенные силы, моменты — внутренние силовые факторы (ВСФ) нагружения конструкции, значения ускорений и амплитудно-частотные характеристики виброударных ускорений и акустического давле ния. ПМН обуславливают прочность и надежность функционирования систем КА, с од ной стороны, с другой — массовые характеристики КА, объемы его экспериментальной отработки и, следовательно, стоимость создания КА.

* ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королева», г. Королев.

148 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Как температура, давление окружающей среды и в отсеках КА, радиация, так и ПМН являются конкретизацией общих требований по условиям эксплуатации, которые предъявляются к разработке КА и его составных частей. Они используются для установ ления потребной несущей способности (ПНС) силовой конструкции и аппаратуры КА (для их геометрических параметров), для выбора имеющихся или разработки новых электро-, радио- и других комплектующих элементов аппаратуры, а также для непосредственной проверки стойкости КА и его составных частей к ПМН при наземной экспериментальной отработке.

Таким образом, ПМН обуславливают прочностную надежность и надежность функ ционирования систем КА, с одной стороны, с другой — массовые характеристики КА, объемы его экспериментальной отработки и, следовательно, стоимость создания КА.


При конструировании предпочтительны такие методы определения ПМН, которые бы обеспечивали прогнозирование режимов нагружения, близких к реализующимся в на турных условиях эксплуатации (без излишних запасов). Но практика показывает, что этого еще недостаточно для оптимального процесса создания КА. ПМН являются ре акцией конструкции КА и его элементов на параметры внешних воздействий (ПВВ) со стороны, например, транспортных средств при перевозке КА или собственных систем при орбитальном полете, спуске, посадке и т. д., т. е. ПМН зависят от характеристик кон струкции и систем КА, которые также определяются в процессе создания КА с учетом ПМН. Установление этих взаимозависимых характеристик — процесс итерационный, как и проектирование КА, и скорость его сходимости существенно влияет на сроки и стои мость создания, особенно тогда, когда этот процесс охватывает этап изготовления опыт ных образцов и их экспериментальной отработки. Поэтому важным при конструировании является осуществление управления нормированных ПМН методами разработки и вне дрения рекомендаций и требований к конструкции, системам КА, к средствам и условиям его эксплуатации и постоянного мониторинга взаимосвязанных характеристик.

Кроме того, успешные результаты по определению режимов нагружения будут иметь эффект, если будут применяться адекватные методы определения ПНС конструк ции, совершенные и вместе с тем дешевые методы воспроизведения ПМН при испыта ниях и методы их проверки при натурных испытаниях. Из изложенного выше следует, что обеспечение стойкости КА и ПМН — это комплексная проблема, эффективность реше ния которой зависит от того, насколько комплексно будут решаться составные задачи создания КА, зависимые от ПМН и одновременно влияющие на эти параметры.

При конструировании предпочтительны такие методы определения ПМН, которые бы обеспечивали прогнозирование режимов нагружения, адекватных реализующимся в натурных условиях эксплуатации (без излишних запасов). Но практика показывает, что этого еще недостаточно для оптимального процесса создания КА. ПМН являются ре акцией конструкции КА и его элементов на ПВВ со стороны, например, транспортных средств при перевозке КА или собственных систем при орбитальном полете, спуске, по садке и т. д., т. е. ПМН зависят от характеристик конструкции и систем КА, которые также определяются в процессе создания КА с учетом ПМН. Установление этих взаимозависи мых характеристик — процесс итерационный, как и проектирование КА, и скорость его сходимости существенно влияет на сроки и стоимость создания, особенно тогда, когда этот процесс охватывает этап изготовления опытных образцов и их экспериментальной отработки. Поэтому важным при конструировании является осуществление управления Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ нормированных ПМН методами разработки и внедрения рекомендаций и требований к конструкции, системам КА, к средствам и условиям его эксплуатации и постоянного мо ниторинга взаимосвязанных характеристик.

Кроме установления адекватности режимов нагружения необходимы также: адек ватные методы определения потребной несущей способности конструкции;

совершен ные и, вместе с тем, достаточно дешевые методы воспроизведения ПМН при испытани ях и методы их проверки при натурных испытаниях. Из изложенного выше следует, что обеспечение стойкости КА к ПМН — это комплексная проблема, эффективность реше ния которой зависит от того, насколько комплексно будут решаться составные задачи создания КА, зависимые от ПМН и одновременно влияющие на эти параметры.

Типовыми этапами эксплуатации любого КА, как известно, являются: наземная эксплуатация (транспортировка с завода-изготовителя, к месту старта и др.), полет на активном участке выведения его на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ), пассивный полет на орбитальном участке, спуск с орбиты, посадка на поверхность Земли.

На каждом из этих этапов с КА непосредственно проводится совокупность операций, которая определяется, исходя из особенностей конструкции и назначения КА, средств выведения и требований по условиям эксплуатации.

В свою очередь, каждая из этих операций характеризуется совокупностью факто ров, определяющих силовые и кинематические ПВВ на его конструкцию. Такие операции (или периоды эксплуатации), которые характеризуются свойственным лишь данному мо менту сочетанием окружающих условий и составом ПВВ, называются в нормах прочности расчетными случаями нагружения КА или просто расчетными случаями. Соответственно расчетным случаем по прочности будет называться расчетный случай нагружения, в ко тором внутренние силовые факторы (ВСФ) или деформации будут определять потреб ную несущую способность или жесткость какого-то элемента конструкции КА.

Кроме задач обеспечения прочности КА характеристики квазистатических и низко частотных ускорений в этих расчетных случаях нагружения вместе с характеристиками виброударного нагружения в более широком диапазоне частот (обычно до 2... 2,5, а в отдельных случаях — до 4 кГц) используются в качестве исходных данных для форми рования эксплуатационных значений ПМН при разработке комплектующих систем КА и экспериментальной отработке стойкости КА и составных частей к этим параметрам.

Опыт проектирования автоматических КА показывает, что среди операций по на земной эксплуатации обязательно найдутся такие расчетные случаи, нагружение в ко торых будет определять потребную несущую способность конструкции и, в значитель ной степени, влиять на стойкость к ПМН аппаратуры КА. Такими расчетными случаями часто являются транспортировка КА каким-либо видом транспорта (железнодорожным, авиационным, автомобильным), операции по сборке КА с ракетоносителем (РН), транс портировка их к месту старта и установка на стартовое устройство. В зависимости от кон струкции КА расчетными случаями могут быть и операции по сборке, межцеховой транс портировке и транспортировке отдельных частей КА из-за их изготовления и сборки на разных заводах. Внешними воздействиями при этих операциях являются стационарные или нестационарные режимы ускорений при движениях подъемно-транспортных систем.

Этап эксплуатации в составе РН характеризуется заданными внешними аэрокли матическими условиями и воздействиями на РН тяги ее маршевой ДУ, управляющих и аэродинамических сил.

150 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ В качестве расчетных случаев для КА (при совместном полете с РН) должны быть рассмотрены переходные режимы работы маршевой ДУ при старте и разделении ступе ней РН. В зависимости от конструкции РН эти случаи могут определять потребную не сущую способность конструкции. Такими же определяющими могут быть режимы работы системы управления (СУ) РН, которые при взаимодействии с конструкцией РН приводят к ограниченным и допустимым для РН упругим колебаниям его корпуса. При старте мар шевая ДУ является источником интенсивного акустического (звукового) давления и ме ханической вибрации широкого диапазона частот, которые генерируют широкополосную вибрацию конструкции КА и акустическое давление на его поверхности и внутри отсеков.

Как правило, КА на атмосферном участке полета защищен головным обтекателем от действия тепловых и аэродинамических нагрузок. Поэтому полет РН в зоне макси мальных скоростных напоров обычно не является расчетным по прочности силовой кон струкции КА, но так же, как и при старте, характеризуется высоким уровнем воздействия на КА широкополосного акустического давления и механической вибрации и поэтому как расчетный случай требует тщательного анализа.

На орбитальном участке активного полета КА расчетные случаи нагружения опре деляются воздействием на КА исполнительных органов системы управления движением (СУД) и тяги корректирующей ДУ при осуществлении программы полета, а также воздей ствием приводных механизмов при раскрытии и управлении подвижными элементами конструкции (ПЭК), например солнечными батареями. Эти же операции являются ис точниками возбуждения в элементах конструкции КА виброударных ускорений широкого диапазона частот, что необходимо учитывать при проверке аппаратуры.

Базируясь на вышеописанном подходе определения потребной несущей способ ности КА, для обеспечения стойкости РС МКС к механическому нагружению был реали зован следующий комплекс взаимосвязанных научных, научно-технических и организа ционно-технических работ:

• анализ общих условий эксплуатации, заданных на разработку РС МКС, его конструктивно-компоновочной схемы (ККС) и работы его бортовых систем и средств выведения (РН «Протон»), выявление внешних факторов, параметров внешнего силового и кинематического воздействия и установление расчетных случаев нагружения РС МКС;

• определение характеристик и разработка математических моделей параметров внешних воздействий в расчетных случаях нагружения РС МКС;

• расчетно-теоретическое моделирование процессов нагружения, определение вероятностных характеристик внутренних силовых факторов и ускорений динамического нагружения конструкции РС МКС;

• разработка и реализация технических решений по управлению ПМН;

• определение потребных несущей способности и геометрических характеристик силовых элементов конструкции РС МКС;

• экспериментальное подтверждение стойкости конструкции и аппаратуры РС МКС к ПМН при наземных испытаниях.

В результате реализации данного комплекса работ была выявлена потребная не сущая способность конструкции модулей РС МКС и осуществлен научно-обоснованный выбор конструкционных материалов конструкции корпуса и геометрических характери стик его силовых элементов.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Конструирование автоматических космических аппаратов. / Под ред. Д.И. Козлова. — М: Машиностроение, 1996.


2. Павлов Н.А. Конструкция ракет и космических аппаратов: поиск рациональных техни ческих решений. — М.: Машиностроение, 1981.

УДК 529. АСПЕКТЫ ЭНЕРГОСБЕРЕГАЮЩЕЙ ТЕХНОЛОГИИ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА СТЕНДАХ НИЦ ЦИАМ А.Ф. Шульгин* В статье рассмотрены основные аспекты развития энергосберегающих технологий испытаний авиационных двигателей в НИЦ ЦИАМ In article are considered main aspects of the development economical technology of the test the aircraft engines on SEC (scientific exploratory centre) CIAM.

Авиационные двигатели (АД) в наши дни стали средоточием наивысших достиже ний науки, технологии, производства и надежности эксплуатации, используемых в по следующем и в других отраслях энергетического машиностроения. Авиация военная, транспортная, и, особенно, пассажирская. Соответственно АД должны обладать высшей степенью надежности, гарантирующей безопасность полетов, что выделяет их роль в системе других наземных транспортных средств.

В этих условиях особое значение для АД приобретают экспериментальные ис следования и комплексы специальных испытаний. Система испытаний АД, обеспечива ющая их высокие качественные показатели и надежность, является ключевым звеном авиационного двигателестроения.

На противоречивые аспекты создания АД указал российский ученый В.М. Акимов [1]. Перечислим эти факторы:

• Высокая надежность, большой ресурс АД • Защита окружающей среды • Развитие международных связей • Усложнение условий применения • Интеграция двигателя ГА с планером.

• Постоянное увеличение стоимости опытных разработок • Требования экономии топливных и энергетических ресурсов.

Таким образом, две группы противоречивых факторов ставят задачу получения все более обширной информации на все меньшем количестве образцов при меньшем объеме испытаний.

С переходом на рыночные отношения и ростом цен на топливо и электроэнергию указанные проблемы еще больше обострились.

Оптимизация программы испытаний двигателя на этапе подготовки может суще ственно снизить потребный объем экспериментальных исследований. Например, испы * НИЦ ЦИАМ, г. Лыткарино, Московская обл..

152 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ тания по определению характеристик планируются, исходя из полетной области само лета (рис. 1).

К полетной области добавляются выходящие за эту область режимы проверки дви гателя на прочность при максимальном уровне давления и температуры воздуха на входе.

Рис. 1. Полетная область гражданского самолета Можно показать, что стандартное планирование испытаний в координатах М — Н неэффективно. Режим работы АД в конечном итоге определяется уровнем давления и температуры воздуха на входе,, отношения, а также величиной приве денной частоты вращения ротора. Оптимальным планом будет сочетание мини мальных и максимальных значений, с учетом ограничений, * * так максимальный уровень давления pвх не сочетается с минимальным уровнем Tвх, а * * максимальная величина N / Tвх не достигается при максимальной величине Tвх.

Использование сопровождающего математического моделирования Современная методика проведения испытаний АД предполагает, с одной стороны, построение математической модели по результатам испытаний или побуждает прове сти проверки измерительных систем и дополнительные испытания в противном случае.

Удовлетворительное совпадение расчетных и экспериментальных данных в ходе выпол нения программы позволяет сократить объем запланированных испытаний [2], [3], [4].

Ускоренный график снятия дроссельной характеристики Радикальным способом является сокращение длительности испытаний по опре делению различного вида характеристик двигателя. В качестве примера остановимся Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ на определении дроссельной характеристики. Обычно характеристика состоит из не скольких контрольных точек, на каждой тратится время на тепловую температурную ста билизацию параметров двигателя. В ряде случае возможно определение дроссельной характеристики в ускоренном темпе, контроль стабильности осуществляется сравнение параметров двигателя, полученных при прямом ходе (увеличение частоты вращения ро тора) и при обратном ходе (уменьшении частоты вращения).

На рис.2 показан временной график снятия дроссельной характеристики двигателя.

Nfan,% 0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 t, sec Рис. 2. Циклограмма снятия дроссельной характеристики Прогрев двигателя осуществлялся на частоте вращения 80%. Выход на макси мальный режим осуществлялся короткими остановками на снятие контрольных точек.

После прогрева на максимальном режиме таким же способом двигатель переводился на режим малого газа. Наиболее информативным параметром, по которому можно судить о температурной стабилизации, является расход топлива.

Как видно из рис.3, при выбранной циклограмме наблюдается совпадение расхо да топлива, полученного при прямом и обратном ходе.

Сочетание летных и наземных испытаний, физического моделирования характери стик узлов двигателя Данный аспект рассмотрим на примере определения тяги двигателя SAM-146, предназначенного для самолета RRJ. Основными узлами двигателя, режим работы кото рых существенно изменяется при переходе от наземных условия (Н=0, М=0) к полетным условиям, являются вентилятор и смеситель совместно с реактивным соплом.

В данном случае характеристика вентилятора была определена в системе дви гателя в условиях Н=0, М=0 с применением регулируемого реактивного сопла, рис 4. В этом удалось избежать испытаний вентилятора на специальном стенде.

154 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Рис. 3. Зависимость расхода топли ва от частоты вращения:

- прямой ход, - обратный ход, + наземный стенд 2, Степень повышения давления в я 1, ни мо а ли ежи Presuure Ratio иц ой ан и в б.р Гр ойч ты ра о т 1, ус раб 1, 1, 1 0.2 0. 1. 1. 0 50 100 150 200 250 300 350 400 1. 1. 1. 1. 1. 1. 1 1. 1. 0. 0. 0. 0. 0. Corrected Flow 0. Приведенный расход воздуха 0. 0.5 0.699 0.75 0.8 0. Рис. 4. Характеристика вентилятора, полученная при испытаниях в системе двигателя Для получения характеристики смесителя и реактивного сопла использовалась физическая модель в масштабе 1:5, которая испытывалась на специальном стенде с имитацией параметров потока на входе в наружный и внутренний контура.

В процессе летных испытаний проводились аналогичные измерения параметров потока на входе в контура смесителя, что и при стендовых испытаниях модели. Расход воздуха при летных испытаниях определялся по характеристике вентилятора с исполь зованием измерения приведенной частоты вращения и степени повышения давления.

Эти данные позволяют определить тягу двигателя в полетных условиях.

Преимущество такой методике заключается не только в экономии ресурсов, но и получении подробной характеристики смесителя и реактивного сопла в полетных усло виях, что невозможно при испытаниях данных узлов в системе двигателя.

Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Литература 1. Акимов В.М. Современные тенденции в области испытаний авиационных газотурбин ных двигателей.Межвузовский научный сборник. № 1 УФА 2. Donald J. Malloy (Sverdrup Technology, Inc., AEDC Group Arnold Engineering Development Center, Arnold Air Force Base, Tennesse) AllanT. Webb and David S.

Kidman( Air Force Flight Test Center Edward AFB, California). F-22/F119 propul sion system ground and flight analysis using modeling and simulation techniques.

/ Proceedings of ASME TURBO EXPO 2002 June 3-6,2002, Amsterdam,The Netherlands GT-2002-30001. (Использование моделирования при испытаниях ТРДД F-119 для ис требителя F-22. Реферат 0318, ЦИАМ, М. 2003) 3. Chappell M.A., McLaughlin P.W. Approach to modeling Contininuous Turbine Engine Operation from Startup to Shutdown. // Journal of Propulsion and Power, Vol.9, № 3,May June 1993, pp. 466-471.

4. Швец Л.И., Челомбитько А.В. Применение математических моделей при обработке результатов стендовых испытаний авиационных ГТД. / Авиадвигатели XXI века. II Междун. научно-техн. конф. — М.: ЦИАМ, 2005.

УДК 621.81-539. РАЗРАБОТКА МОДЕЛИ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА ТОПЛИВНЫХ КАНАЛОВ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА А.Ф. Шульгин* д.т.н., проф. В.Г. Попов, М.Е. Су Рассматриваются проблемы охлаждения высокоскоростных самолетов. Приводится тепловая мо дель расчета температурного состояния каналов системы охлаждения. Описывается методика расчета отложений продуктов разложения углеводородных топлив в каналах сложной конфигурации.

Thermal condition of channels of fuel system of gas-turbine engines and power plants determines intensity of thermal decomposition of hydrocarbon fuel and laws of distribution of solid phase on walls. In this case the least studied is coke deposit in angular sites of the channels which wall cannot be considered as thin in thermal sense.

The offered model is based on the mathematical description of temperature field with the account of thermo physical properties of material of the channel and intensity of the local heat transfer from its wall to fuel.

Перспективы развития авиационной техники определяются требованиями двад цать первого века, среди которых, несмотря на бурное развитие коммуникационных технологий, общий объем воздушных перевозок, который должен возрасти в несколько раз. При этом большое внимание уделяется разработке и применению сверхзвуковых и гиперзвуковых пассажирских самолетов нового поколения, обеспечивающих полеты на наиболее дальних маршрутах за минимальное время. Обеспечение работоспособно сти летательных аппаратов, рассчитанных на сверх- и гиперзвуковые скорости, требует разработки эффективных способов тепловой защиты их планера и силовой установки, как путем применения жаропрочных и жаростойких материалов, так и активной системы охлаждения со сбросом тепла в рабочее тело, участвующее в термодинамическом ци кле двигателя. Так как по мере увеличения скорости полета хладоресурс воздуха суще * НИЦ ЦИАМ, г. Лыткарино, Московская обл..

156 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ственно снижается, поэтому перспективным источником холода становится топливо. При этом не криогенные углеводородные эндотермические топлива обладающие большей, чем водород и метан плотностью являются наиболее перспективными для обеспече ния сверх- и гиперзвуковых полетов для летательных аппаратов пассажирского клас са в связи с ограниченностью габаритно-массовых характеристик их силовых установок и функционирующей в настоящее время инфраструктурой обеспечения полетов таких самолетов. Однако этот тип топлив при повышенных температурах в каналах тепло обменников-реакторов подвержен термическому разложению с образованием твердых агломератов, как появляющиеся в объеме, так и выпадающих на стенки каналов в виде отложений, оказывающих влияние на теплообменные характеристики и гидравлическое сопротивление каналов [1].

Поэтому при проектировании системы охлаждения летательного аппарата и его силовой установки необходимо в достаточной мере учитывать эти эксплуатационные свойства углеводородных топлив — теплоносителей. Обычно для расчета топливной теплообменной аппаратуры летательного аппарата используются численные методы расчета, базирующиеся на моделях многостадийного процесса жидкофазного окисления топлив с нахождением констант скоростей брутто-реакций с использованием экспери ментов, имитирующих процесс образования отложений в условиях близких к реальным.

Однако при значительной трудоемкости такой методики расчета исследователь получа ет частный результат малопригодный для анализа факторов, определяющих эффектив ность разрабатываемых вариантов системы охлаждения. Это особенно сказывается на затратах и времени начальной стадии проектирования системы охлаждения, главной задачей которой является выбор её перспективного схемотехнического решения.

Кроме того, опубликованные методики и экспериментальные исследования про ведены только для круглых цилиндрических каналов с большим радиусом кривизны оси канала. В реальных условиях требования эффективности охлаждения определяют вы сокую плотность и сложность конфигурации каналов охлаждения, в том числе и наличие угловых изломов осей канала, узлов их разветвления и т.п., а также несимметричность граничных условий теплообмена. Особенности теплообмена на таких участках во мно гом определяют эффективность системы охлаждения в целом. Поэтому совершенство вание методик теплового расчета каналов системы охлаждения летательных аппаратов является актуальной задачей современной авиационной техники.

Образование отложений в каналах топливных систем представляет собой чрезвы чайно сложный физико-химический процесс, зависящий от большого числа факторов, включающих в себя как свойства применяемого топлива и материала и конфигурации канала, так и однородности граничных условий тепло обмена на стенках канала [2, 3]. Однако для це лого ряда углеводородных топлив процесс ин тенсивного образования отложений происходит в сравнительно узком температурном диапазо не. При этом конфигурация слоя отложений во многом определяется начальной стадией про цесса теплообмена в канале. Отмечается, что Рис.1. Схема учета неоднородности в настоящее время определение температурных граничных условий теплообмена в щелевом канале Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ режимов при проектировании топливных каналов системы охлаждения базируется на достаточно трудоемких численных методах расчета и имитационных методах испыта ний, что не всегда оправдано особенно на ранних этапах проектирования при сравнении и выборе вариантов схемотехнических решений системы охлаждения.

Для учета неоднородности граничных условий теплообмена на противоположных стенках щелевого канала использован метод суперпозиции известных решений для по лупространства с граничными условиями первого рода при ламинарном режиме тече ния и для покоящейся жидкости, пренебрегая естественной конвекцией решение задачи, можно представить (см. рис. 1) как:

(1) где – в области (0x) (2) – в области (0xj (3) Толщины отложений на стенках щелевого канала (1) и (2) определяются интегри рованием уравнения баланса тела на границе раздела фаз (4) Аналогично можно получить зависимости для определения температурного режи ма канала прямоугольного сечения (рис. 2) Рис.2. Расчетная схема прямоугольного канала (5) 158 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ где :

– в направлении Y в области шириной (6) – в направлении X канале шириной (7) Аналогично (4), интегрированием уравнения баланса тела на границе раздела фаз можно определить толщины отложений на стенках прямо угольного канала с учетом неоднородности граничных условий теплообмена.

В условиях турбулентного режима течения топлива, в твердой фазе принимается линейное распределение температуры, а теплота аккумулированная потоком топлива, определяется по изменению его энтальпии на рассмотренном участке канала. Точность полученных решений повышается использованием эффективных коэффициентов те пловой проводимости твердой и жидкой фаз, а также учетом ее смыва со стенки канала.

Эффективные коэффициенты расчетных зависимостей получены для различных типов топлив экспериментально и достаточно устойчивы в температурном диапазоне их при менения.

При этом исходное уравнение баланса тепла на границе раздела фаз имеет вид (8) где T(x,t) — распределение температуры в отложениях;

lотл — коэффициент те плопроводности отложения;

aж — коэффициент теплоотдачи поверхности отложения к жидкости;

ф — удельная теплота для образования отложений;

— плотность отложе ний;

— толщина отложений;

время, потребленное в образовании отложений толщиной.

Толщина отложений на стенке определяется по зависимости (9) где:

(10) Для учета влияния изменения направления оси топливного канала, а также зон разветвления канала на температурный режим конструкции системы охлаж дения разработана интегральная расчетная модель определения параметров теплового состояния каналов сложной конфигурации некруглого поперечного сечения, содержащих угловые изломы осей каналов и узлы их разветвления, которые содержат внешние и внутренние двугранные углы различной величины. Неоднородность поля тепловых потоков как на нестационарном, так и на стационарном режиме теплообмена влияет на распре Рис.3. Схема расчета тепловых деление отложений в таких узловых зонах каналов си- потоков и толщины отложений стемы охлаждения (рис. 3). на внешнем угловом участке канала Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Данная модель базируется на приближенных интегральных решениях полученных на основе анализа уравнения теплового баланса Qcт=Qотл+Qж, (11) где Qcт=отлФF — теплота на образование отложений;

— тепло та, отданная жидкости за счет теплоотдачи на границе раздела фаз;

— теплота за счет теплопроводности со стороны толстой стенки.

Если двухгранный угол равен на 90 °, то точное аналитическое решение записы вается так:

, (12) где: При и при.

Для произвольного угла приближенное уравнение можно записать так:

, (13) Для малых значений 0 в уравнении (13) возникает неопределенность, так как tg 0 = 0, erf(0) = 0 и = 0. Для раскрытия неопределенности исключим x из уравнения (13), тогда, (14) где половина расстояния между сторонами произведения угла.

Плотность теплового потока qx и количество теплоты Qx на поверхности двугран ного угла могут быть определены из соотношений (15) (16) где: интегральная показательная функция. Для получения более точных результатов максимальный диапазон углов =0-180 целесообразно раз делить на отдельные участки 0-40;

40-180, для которых определены параметрические критерии (здесь — максимальный тепловой поток) влияния угла на тепловы деление стенки в расчетном сечении X.

. (17) Для углов. (18) Для углов 160 Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ. (19) Количество подведенного тепла в уравнении (17) подводится к топливу и затрачи вается на образование твердой фазы и повышение теплосодержания потока жидкости Распределение твердой фазы на углах стенки канала определяется из выражения. (20) Рис.4. Схема проектируемого канала сложной конфигурации Методика расчета параметров теплового режима проектируемого канала системы охлаждения (рис. 4) содержит следующие основные этапы:

Канал разбивается сечениями на участки с однородными условиями однозначно сти теплообмена.

На каждом участке проставляем номер, по толщине и темепературе внешней по верхности стенки:

Расчет ведется поэлементно.

• Определяются граничные параметры потока:

в 1-ой зоне: коэффициент теплоотдачи ж1, температура потока на ее входе Тж1;

во 2-ой зоне: коэффициент теплоотдачи ж2, температура потока на ее входе Тж2;

в 3-ей зоне: коэффициент теплоотдачи ж3, температура потока на ее входе Тж3;

в 4-ой зоне: коэффициент теплоотдачи ж4, температура потока на ее входе Тж4;

в 5-ой зоне:

коэффициент теплоотдачи ж5, температура потока на ее входе Тж5;

температура потока на ее выходе Тж6.

• Определяются тепловые потоки на одномерных участках канала.

Из уравнения теплового баланса температура на выходе (или входе) этой (или следующей) зоны записывается Научные труды МАТИ, 2010 г. Вып. 17 (89) ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ, (21) где s1 длина окружности первого канала;

l1длина первой зоны.



Pages:     | 1 |   ...   | 3 | 4 || 6 | 7 |   ...   | 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.