Архив статей журнала
С целью повышения точности прогнозирования временной информации в системах синхронизации (эта точность, в свою очередь, зависит от математической модели, описывающей уход шкалы времени, и от точности оценок её параметров) предлагается обрабатывать временную информацию с помощью двухшагового алгоритма. На первом шаге, с целью нахождения тренда в классе линейно или параболически изменяющихся функций, используется метод максимального правдоподобия, который может быть реализован с учётом апостериорной вероятности. На втором шаге, после выделения тренда ухода шкалы времени, предлагается прогнозировать шум наблюдения методом наименьших квадратов (который можно дополнить L2-регуляризацией), где в качестве базисных предложено использовать тригонометрические функции. Оптимальный выбор периода первой гармоники и кратности учитываемых гармоник в разложении шума наблюдения осуществляется с помощью его приближённого канонического разложения по тригонометрическим функциям со случайными коэффициентами. Эти параметры, а также дисперсии случайных коэффициентов разложения находятся в соответствии с оценённой на интервале наблюдения спектральной плотностью мощности шума наблюдения и с заданной точностью воспроизведения его дисперсии. Показано преимущество приближённого канонического разложения шума наблюдения в сравнении со строгим ортогональным разложением Карунена–Лоэва. В работе обоснован оптимальный выбор интервалов наблюдения и прогнозирования.
Определение разрушающей нагрузки авиационных деталей – важнейший аспект проектирования и эксплуатации воздушных судов. От прочностных характеристик материалов и конструкций напрямую зависят безопасность полетов, долговечность компонентов и экономическая эффективность эксплуатации. В связи с этим рассмотрена проблема численного и аналитического расчета разрушающей нагрузки. Разработана программа, реализующая алгоритм определения разрушающей нагрузки с использованием метода конечных элементов в пакете Ansys. Валидация алгоритма выполнена на пластинах с круглым отверстием. Исследованы однородные пластины, изготовленные из сплавов Д16Т и В95, а также комбинированные образцы, состоящие из двух пластин, одна из которых изготовлена из сплава Д16Т, а вторая из сплава В95. В комбинированных образцах в растягиваемой области, где пластины соприкасаются, полагается, что трение, возникающее между их поверхностями, слабо влияет на результаты решения, то есть отсутствует задание каких-либо условий контакта. В области захватов пластины сильно прижимаются друг к другу и жестко фиксируются в захватывающих устройствах. В расчетах используются упругопластические параметры материалов, определенные из испытаний на растяжение гладких образцов без отверстий. Получено удовлетворительное совпадение экспериментальных данных с результатами расчета.
Излагается решение вопросов, возникающих при коррекции расчетных динамических моделей летательных аппаратов по результатам испытаний. К ним относится выбор методики модальных испытаний на основе анализа соотношений между вынужденными монофазными и собственными колебаниями. По результатам испытаний можно установить диссипативные свойства конструкций. Отмечено, что погрешности экспериментального определения собственных частот колебаний значительно ниже погрешностей в оценках обобщенных масс и коэффициентов демпфирования. Представлен метод коррекции параметров упругости конечно-элементных моделей летательных аппаратов. Матрица масс считается определенной точно. Целевой функцией является взвешенная сумма квадратов разностей между экспериментальными и расчетными собственными частотами. Для минимизации целевой функции используется итерационный процесс. Проведены исследования чувствительности коррекции к погрешностям в результатах модального анализа. Предложена методика моделирования диссипативных свойств конструкций по результатам испытаний. Для всех исследуемых тонов колебаний определяются обобщенные коэффициенты демпфирования, величины которых назначаются целевыми. Эти коэффициенты образуют диагональную матрицу демпфирования в главных координатах. Для построения матрицы демпфирования в физической системе координат использована модель рэлеевского демпфирования. Проведена коррекция расчетной модели консоли крыла самолета и самолета типа «летающее крыло».
Использование композиционных материалов, особенно в космической технике, становится все более актуальным благодаря их уникальным свойствам, которые позволяют эффективно функционировать в экстремальных условиях и сохранять заданные характеристики. В статье представлено исследование полимерных композиционных материалов на основе арамидных волокон и их применение в ракетно-космической промышленности. Цель исследования заключается в обосновании возможностей создания таких композитов и оценке их перспектив для использования в космических аппаратах. В работе определены ключевые физико-механические свойства арамидных волокон и влияние этих свойств на характеристики композиционных материалов на основе эпоксидной матрицы. Также проведен анализ технологий изготовления полимерных композитов со сравнительной характеристикой различных матриц, наполнителей и методов производства. Полученные результаты подтверждают высокий потенциал и целесообразность применения арамидно-эпоксидных композитов в ракетно-космической технике благодаря высокой прочности, легкости и устойчивости к агрессивным средам. Для надежного применения необходимо углубленное исследование устойчивости и долговечности таких материалов в космическом пространстве. Дальнейшие исследования должны охватывать такие аспекты, как ударная стойкость и термическая стабильность, чтобы гарантировать безопасность и надежность будущих конструкций космических летательных аппаратов.
Деталь «Гребенка» входит в состав приемо-вычислительного модуля приборов глобальной спутниковой системы и служит для позиционирования проводов в розетке. При отработке технологии изготовления данной детали возникли проблемы из-за свойств материала полиамида и тонкостенных конструктивных элементов с допусками по 9 квалитету. Конструкция детали включает в себя наличие пазов и тонкие перемычки между ними. Обработка дисковой фрезой привычными методами фрезерования привела к образованию длинных заусенцев и увеличила вероятность получения бракованной продукции ввиду сложностей в проведении слесарных работ мелкоразмерных элементов с условием сохранения допусков на заданные размеры. Результатом решения вопроса стала смена направления резания при фрезеровании: с попутного на встречное. Приведены общие рекомендации резания для рассмотренной детали. Также было увеличено количество проходов при обработке, что позволило срезать заусенцы и исключить слесарную операцию, выполняемую вручную, выдержать требования конструкторской документации автоматизированным способом. Данный прием эффективен в части повышения вероятности выпуска годной продукции, снижения времени изготовления и может быть применен для серийного производства, автоматизировав изготовление аналогичных типов деталей и конструктивных элементов полиамида.
Статья подводит итог более чем сорокалетнему периоду развития технологии создания и сопровождения бортового программного обеспечения космических аппаратов в Акционерном обществе «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва» (в настоящее время АО «РЕШЕТНЁВ») и содержит обзор ключевых аспектов, делающих эту технологию эффективной: ПО спутника разрабатывается как совокупность ПО систем спутника, рассматриваемых как ПО, встроенное в эти системы; ПО систем спутника функционируют в единой аппаратно-программной среде и разрабатываются на единых средствах по единой технологии; система поддержки проектирования, системного тестирования и сопровождения ПО строится на основе информационной модели ПО спутника и системе архивов объектов разработки; среда разработки, автономного тестирования и верификации программ ПО систем строится на основе кросс-системы программирования на языке Модула‑2, содержащей интерпретаторы команд бортовых компьютеров; переносимость функционального ПО на новую вычислительную платформу обеспечивается постоянством программных интерфейсов и специальными методами адаптации унифицированной бортовой ОС для новых вычислительных платформ; управление качеством, базируется на качестве компонент ПО, качестве управления конфигурацией ПО и качестве верификации и подтверждения ПО в целом; трёхуровневое управление объектами и работами; использование программных моделей спутников как для целей системного тестирования ПО спутника, так и для его сопровождения при эксплуатации.
Измерение основных характеристик ионосферной плазмы – концентрации, температуры, скорости и её состава – с практической точки зрения представляет собой задачу измерения сверхмалых токов. В статье рассмотрена схемотехника слаботочного входного каскада на основе трансимпедансного усилителя, пригодного для измерения характеристик плазмы с помощью зонда Ленгмюра и ионной ловушки. Обозначены основные проблемы и ограничения, влияющие на динамический диапазон в области очень малых постоянных токов, и указаны пути их решения. На схемотехническом уровне перечислены различные типы входных каскадов интегральных операционных усилителей и их особенности, влияющие на выбор подходящей микросхемы, описаны входные цепи электрометрического усилителя ADA4530–1 и реализованныйв нём принцип бутстрепинга (принцип следящей связи). Отмечена важность выбора коммутаторов обратной связи с малой утечкой и продемонстрирована возможность её дальнейшего снижения при помощи бутстрепинга. На конструктивном уровне рассмотрены паразитные явления в изоляционных материалах: проводимость и диэлектрическая абсорбция, предложен материал печатных плат с хорошими характеристиками, описано использование охранных колец и полигонов для радикального снижения утечек монтажа.
Целью разработки является создание измерительной аппаратуры для мониторинга параметров солнечных батарей на борту малых космических аппаратов формата CubeSat, обеспечивающей точное снятие вольт-амперных характеристик, регистрацию данных о температуре и освещенности, а также их первичную обработку для передачи в центр управления. Цель представленной работы – разработка схемы нагрузочного устройства – определила необходимость постановки и решения основных задач: 1. Разработать электрическую схему измерительной аппаратуры, включая выбор подходящих компонентов и их интеграцию в единую систему. 2. Обеспечить стабилизацию параметров измерений с использованием корректирующих устройств и схем подавления помех. 3. Реализовать систему электропитания, обеспечивающую необходимый уровень напряжения для цифровых и аналоговых элементов при минимизации пульсаций. 4. Выбрать и интегрировать микроконтроллер, способный выполнять функции измерения, управления и передачи данных через бортовую шину CAN.
В статье рассматриваются анизогридные сетчатые оболочечные конструкции из композиционных материалов. Цель работы – исследовать анизогридные оболочки на прочность, устойчивость и жесткость при кручении. На основе разработанной параметрической конечно-элементной модели исходной конструкции проводился многофакторный вычислительный эксперимент. Построение моделей проводилось в программном комплексе ANSYS. Рассматривались два подхода к моделированию: построение оболочки последовательным заданием семейств ребер и выделение структурного элемента оболочки с последующим копированием его по окружности. Выбран наименее трудоемкий и ресурсоемкий подход для персонального компьютера. Анализ напряженного состояния исходной сетчатой конструкции при кручении показал: спиральные ребра с наклоном влево сжимаются, с наклоном вправо растягиваются, кольцевые ребра работают на растяжение и сжатие. По результатам вычислительного эксперимента были определены зависимости максимальных продольных напряжений в ребрах от изменения угла наклона спирального ребра к образующей, количество пар спиральных ребер и толщина реберной конструкции. Исследовались прочность, устойчивость и жесткость конструкций при кручении с учетом изменения параметров реберной структуры. По итогу исследования выбирались две самые жесткие, прочные и устойчивые конструкции, в которых исключались по два вертикальных структурных элемента. Таким образом, на прочность, устойчивость и жесткость исследовался новый тип анизогридной цилиндрической конструкции, содержащий вертикальные разрезы.
В статье рассматривается новый алгоритм управления системами с длительными переходными процессами. Актуальность исследования обусловлена растущим использованием малых космических аппаратов для различных целей, включая научные исследования, связь и наблюдение. Эти аппараты имеют ограниченный ресурс корректировки движения из-за износа дополнительных двигателей и ограниченного объёма рабочего тела. Разработка и внедрение новых алгоритмов управления, направленных на сокращение времени корректировки (переходного процесса), могут значительно повысить эффективность использования малых космических аппаратов. Это не только увеличит срок их службы, но и позволит расширить возможности их применения в различных областях. Разработанный алгоритм основан на непараметрической оценке функции регрессии и состоит из двух частей: накопленного опыта об объекте и поискового шага. В качестве объекта управления был взят безынерционный процесс, управляемый П‑регулятором. В такой системе возникает переходный процесс. Для оценки эффективности управления было выбрано время переходного процесса как критерий. Проведённое сравнение показало, что управление системой с помощью П‑регулятора менее эффективно по сравнению с разработанным алгоритмом. Результаты исследования могут быть полезны для разработки более эффективных систем управления, особенно в условиях, когда требуется высокая скорость регулирования.
Эффективно применяемый импедансный метод неразрушающего контроля для элементов космической техники является сравнительным методом обнаружения дефектов материалов. Однако определение деформационных характеристик материалов, в частности модуля упругости, этим методом затруднительно. Цель работы: расширение возможностей импедансного метода для определения модуля упругости материала. Предложен метод локального динамического воздействия на поверхность материала, в котором возможен анализ составляющих механического импеданса с определением модуля упругости материала. Устройство, реализующее данный метод, представляет собой ультразвуковой излучатель с индентором для контактного воздействия на поверхность исследуемого материала. В конструкцию устройства включены датчики ускорения и силы. Ультразвуковой излучатель при одностороннем доступе к объекту оказывает минимальное силовое воздействие на исследуемый материал, что особенно важно при неразрушающем контроле. Для получения информации о физико-механических характеристиках материала используется частотный диапазон, при котором все сигналы датчиков имеют гармоническую форму. В режиме гармонических колебаний колебательная система «устройство-исследуемый материал» работает как единое целое. Наличие режима гармонических колебаний позволяет при обработке экспериментальных данных о колебательной системе использовать простые математические методы (символический метод анализа систем и правила преобразования электрических цепей) без потери информации об объекте. Предложенный метод позволяет определять модуль упругости материалов в зависимости от частоты механического воздействия с погрешностью не более 10 %.