Kolesnikov A.V.

PRELEȚII PE CURS

„Testarea structurilor și sistemelor navelor spațiale”

(specialitatea 1307, semestrul 10)

2007

Numărul cursului	Considerat la subiecte de curs
	Principalele etape ale dezvoltării navelor spațiale. Scopul, obiectivele și criteriile pentru eficacitatea testării experimentale a navelor spațiale. Clasificarea testelor navelor spațiale.
	Factorii de zbor spațial care influențează starea și performanța structurii, echipamentelor și instrumentelor navei spațiale.
	Teste statice si vibratii.
	Încercări pentru sarcini inerțiale și de șoc.
	Teste gazodinamice ale navelor spațiale.
	Teste de sarcină acustică.
	Caracteristici generale ale performanței termice a navelor spațiale. Probleme de testare a vidului termic al navelor spațiale.
	Metode de modelare experimentală a vidului cosmic și proprietăților de radiație ale spațiului cosmic.
	Reproducerea în instalații experimentale a influenței radiației solare și a radiației planetare asupra stării termice a navei spațiale.
	Teste de temperatură în vid ale navelor spațiale. Testarea fără vid a compartimentelor sub presiune. Testarea sistemelor de propulsie a navelor spațiale.
	Probleme metodologice de reproducere a sarcinilor termice calculate pe obiectul de testat în timpul testelor de vid termic, vid-temperatura, rezistență termică și electrice.
	Studiu experimental al protecției termice a navelor spațiale.
	Teste pentru expunerea la factori de radiație și câmpuri magnetice. Teste electrice.
	Teste înainte de lansare și pregătire pentru testele de zbor ale navelor spațiale.

Prelegerea nr. 1

Tema cursului: Principalele etape ale dezvoltării navelor spațiale Scopul, obiectivele și criteriile pentru eficacitatea testării experimentale a navelor spațiale. Clasificarea testelor navelor spațiale.

Principalele etape ale dezvoltării navelor spațiale.

Procesul de creare a produselor de tehnologie spațială constă de obicei din următoarele etape principale interconectate: 1) proiectare; 2) dezvoltarea de prototipuri ale produsului, care ar putea să nu corespundă în totalitate cu versiunea sa standard în ceea ce privește echipamentele, dispozitivele și chiar unele sisteme; 3) testarea experimentală la sol a unităților individuale, a sistemelor și a aparatului în ansamblu; 4) producția unui produs standard, 5) testele de proiectare în zbor ale unui produs standard, dacă astfel de teste sunt rezonabile și posibile din motive economice și din alte motive determinate de scopul dispozitivului și de costul și caracteristicile echipamentului științific instalat pe acesta. Fără a dezvălui pe deplin conținutul etapelor enumerate ale creării unei nave spațiale, vom lua în considerare doar modelele principale inerente acestor etape și vom observa rolul testelor în optimizarea parametrilor sistemelor navei spațiale care sunt create.

Designul este una dintre etapele inițiale ale creării unei nave spațiale. Rezultatul imediat al designului este un proiect. Trebuie să reflecte conceptul general și planul de creare a dispozitivului, precum și soluții tehnice specifice pentru elementele, ansamblurile și sistemele de bord ale acestuia. Designul este un proces creativ complex de căutare și găsire de soluții care asigură crearea unui obiect tehnic care îndeplinește cerințele specificate. Costurile de implementare a proiectului în sine, în suma costurilor totale ale creării unei nave spațiale, ținând cont de pregătirea producției, fabricarea prototipurilor și testarea lor experimentală sunt relativ mici. Cu toate acestea, designul fără erori predetermina posibilitatea de a crea o navă spațială în termenele limităși cu costuri totale minime. Această situație este evidentă, deoarece erorile fundamentale de proiectare nu pot fi corectate nici în procesul de fabricație a prototipului de nave spațiale, nici în procesul de testare experimentală a acestora fără costuri mari de material și o creștere semnificativă a timpului necesar pentru crearea dispozitivului.

În procesul de proiectare în sine se pot distinge trei etape: dezvoltarea cerințelor tehnice; proiectare preliminară; proiectare tehnică;

În etapa de elaborare a cerințelor tehnice, se efectuează o justificare tehnică și economică pentru fezabilitatea dezvoltării unei anumite nave spațiale concepute pentru a rezolva unele probleme curente și se formulează cerințele tehnice pentru sistemele dispozitivului, dimensiunile sale generale și caracteristicile de greutate și justificate. În aceeași etapă se determină și criteriile de eficiență ale sistemelor de aparate și criteriile de eficiență ale navei spațiale în ansamblu.

În faza de proiectare preliminară, pe baza cerințelor generale formulate pentru navă spațială și sistemele sale, se determină structura acesteia, caracteristicile tehnice ale elementelor componente și se realizează dispunerea sistemelor vehiculului. Sinteza CA în această etapă începe în condiții de mare incertitudine și se realizează pe baza unui model matematic idealizat simplificat, construit pe baza experienței acumulate în proiectarea unor sisteme similare și a erudiției specialiștilor implicați în proiectare. În etapele inițiale ale acestei etape, pentru a analiza influența parametrilor principali ai produsului în curs de dezvoltare asupra indicatorilor săi de calitate, de regulă, se folosesc modele matematice aproximative, chiar și cel mai adesea locale, compilate pentru părți individuale ale navei spațiale. Parametrii sistemului determinați folosind astfel de modele sunt aproximativi și necesită clarificări suplimentare în etapa de proiectare ulterioară.

La etapa de proiectare tehnică se elaborează documentația tehnică necesară producerii mostrelor experimentale și a machetelor de unități, sisteme și nave spațiale în ansamblu pentru testarea lor experimentală în condiții de laborator și de banc.

Scopul și obiectivele testării experimentale

Scopul testării experimentale a navei spațiale este de a aduce nava în ansamblu, precum și blocurile și ansamblurile sale componente, într-o stare care să satisfacă pe deplin cerințele specificațiilor tehnice.

Testarea experimentală, fiind o continuare firească a designului aparatului, completează procesul de creare a navei spațiale. Cu toate acestea, nu este doar legătura finală, ci este și foarte strâns împletită cu etapele de proiectare. La proiectarea fiecărei nave spațiale, se iau în considerare nu numai cerințele teoretice, ci și experiența creării altor nave spațiale, experiența de testare a acestora și rezultatele cercetărilor efectuate. Cu toate acestea, această experiență se dovedește uneori a fi insuficientă, mai ales atunci când se proiectează noi dispozitive care diferă semnificativ de cele anterioare atât prin volumul și nivelul sarcinilor rezolvate, cât și prin cerințele impuse acestora, a căror îndeplinire nu este întotdeauna posibilă cu ajutorul unor soluții de circuit și proiectare bine-cunoscute, bine dezvoltate. Este necesar să se utilizeze noi materiale și structuri, sisteme fundamental noi, care la momentul proiectării unei anumite nave spațiale nu au fost încă testate în practică și, prin urmare, nu pot fi considerate fiabile. Testarea experimentală a tuturor acestor inovații de proiectare trebuie efectuată simultan cu elaborarea unui proiect preliminar și, în unele cazuri, cu mult înainte de timp, deoarece soluțiile trebuie incluse în proiectul preliminar, într-o măsură sau alta, testate prin calcul sau experiment. În istoria dezvoltării rachetelor și tehnologiei spațiale există multe (mai ales într-un stadiu incipient) exemple în care ignorarea acestei abordări a dus la faptul că nava spațială proiectată și materializată a trebuit să fie reproiectată după teste.

În stadiul inițial de dezvoltare a rachetelor și a tehnologiei spațiale, principalele teste experimentale ale navelor spațiale au avut loc în timpul testelor de proiectare a zborului (FDT). În condiții de sol, doar componentele (sistemele) navei spațiale au fost testate independent. În același timp, a fost necesar un număr semnificativ de lansări pentru testarea și reglarea fină a navei spațiale. Pe măsură ce navele spațiale devin mai complexe, asociate cu extinderea și complexitatea sarcinilor rezolvate cu ajutorul lor, costul navei spațiale în sine și al fiecărei lansări a crescut brusc și, prin urmare, strategia de testare experimentală a navelor spațiale s-a schimbat, care se concentrează acum pe lansări unice cu LCI sau cu privire la abandonarea LCI în cazul dispozitivelor echipate cu echipamente științifice scumpe, precum telescoape, sau dispozitive concepute pentru a studia planetele îndepărtate ale sistemului solar sau sondele spațiale. Strategia modernă de testare experimentală se bazează în primul rând pe testarea la sol a sistemelor și pieselor navelor spațiale cu cea mai completă simulare (în limita posibilităților instrumentelor de simulare) a condițiilor standard de funcționare ale dispozitivului. Se consideră oportun ca tot ceea ce poate fi testat să fie testat pe teren. Un exemplu de astfel de abordare a testării experimentale este testarea navei spațiale Apollo, în timpul creării căreia o parte semnificativă, dacă nu cea mai mare parte, a alocărilor pentru implementarea programului de aterizare lunară a avut ca scop crearea unui experiment experimental la sol. baza. Ca urmare, aproximativ
toate defectele de proiectare au fost descoperite în timpul testelor de cercetare,
defecte de proiectare au fost dezvăluite prin teste de control și tehnologice (de acceptare) și numai
deficiențele au fost dezvăluite prin testele de pre-lansare și de zbor. Trebuie remarcat faptul că testele de cercetare sunt înțelese ca teste efectuate pentru a determina fezabilitatea creării unui proiect și pentru a determina capacitatea structurii dezvoltate de a îndeplini funcțiile necesare pentru un timp dat în gama de condiții externe care pot apărea în zbor sau în condiţii de pregătire a solului pentru zbor. Obiectele testelor de cercetare sunt un model prototip, un prototip și un design industrial. În ceea ce privește testele de control și (de acceptare) tehnologice, acestea reprezintă o verificare a unui produs standard pentru absența defectelor de fabricație. Programul acestor teste include teste funcționale și teste ale fragmentelor individuale ale produsului sub influența condițiilor de funcționare înainte de instalarea lor, precum și teste cuprinzătoare ale sistemelor și subsistemelor după instalare.

Să enumerăm principalele sarcini care trebuie rezolvate pentru a atinge scopul de a testa un sistem tehnic complex.

Evaluarea corectitudinii principalelor soluții de proiectare și circuite care stau la baza designului navei spațiale, ajustându-le în timpul dezvoltării.

Verificarea și testarea funcționării unităților de nave spațiale, a unităților structurale individuale și a instrumentelor în condiții de funcționare și testarea interacțiunii acestora în schema de proiectare generală.

Determinarea caracteristicilor de performanță de zbor ale navei spațiale în întreaga gamă de condiții de utilizare a acesteia.

Cercetarea și, în procesul de testare, eliminarea cauzelor posibilelor defecțiuni care ar putea duce la întreruperea programului de zbor al navei spațiale sau la moartea acestuia.

Dezvoltarea tehnologiei de operare a navelor spațiale.

Criterii de eficacitate a testării experimentale

La planificarea testării experimentale, problema găsirii versiunii optime a acestei teste este rezolvată. Criteriile de optimitate sunt costul minim, timpul minim și fiabilitatea dezvoltării.

Costul se referă la costul tuturor lucrărilor asociate cu efectuarea experimentelor în toate etapele, inclusiv costurile de proiectare, fabricare și dezvoltare a echipamentelor de testare.

Minimizarea timpului necesar pentru testarea experimentală este o condiție prealabilă pentru reducerea timpului necesar creării unei nave spațiale.

Conceptul de fiabilitate ca criteriu pentru optimitatea unui program de testare include cerințe destul de largi. Aceasta înseamnă, în primul rând, asigurarea funcționării fără defecțiuni specificate a tuturor sistemelor de nave spațiale în condiții normale de funcționare și în unele posibile situații de urgență. Aceasta este, de asemenea, fiabilitatea și acuratețea necesară achiziției experimentale a parametrilor principali ai sistemului, confirmând atingerea obiectivului stabilit pentru dispozitivul creat.

Clasificarea testelor navelor spațiale și componentelor sale.

După cum s-a menționat în următoarele caracteristici, pot servi ca bază pentru clasificare.

1)Scopul testelor. În acest caz, testele sunt împărțite în cercetare, control, comparative și definitive.

Testele de cercetare (științifice) sunt efectuate pentru a studia anumite caracteristici ale proprietăților unui obiect. Aceste teste sunt necesare pentru a stabili relații calitative și cantitative între caracteristici pentru situații necunoscute anterior, pentru a compara și a construi noi ipoteze și teorii.

Testele de control sunt efectuate pentru a stabili conformitatea caracteristicilor obiectului cu cerințele specificate.

Testele comparative sunt efectuate pentru a compara proprietățile obiectelor cu scop similar sau identice în condiții identice.

Se efectuează teste definitive pentru a determina valorile caracteristicilor cu valori specificate ale indicatorilor de precizie și fiabilitate.

2)Testați nivelul obiectului. Pe baza acestui criteriu, testele sunt împărțite în următoarele tipuri: încercări de materiale și elemente, încercări de componente, instrumente, ansambluri, dispozitive, subsisteme, sisteme, teste de nave spațiale în ansamblu.

3)Caracteristici determinate ale obiectului. Pe baza acestui criteriu, testele sunt împărțite în teste funcționale, teste de rezistență, teste de stabilitate, teste de fiabilitate, teste de siguranță, teste de transportabilitate, teste de limită și teste tehnologice.

4)Etape de dezvoltare a produsului. În acest caz, testele sunt împărțite în dezvoltare, preliminare, acceptare.

Testele de dezvoltare sunt teste de cercetare efectuate în timpul dezvoltării unui produs cu scopul de a evalua impactul modificărilor aduse acestuia pentru a atinge valorile specificate ale indicatorilor săi de calitate.

Testele preliminare sunt teste de control ale prototipurilor pentru a determina posibilitatea de prezentare a acestora pentru testarea de acceptare.

Testele de recepție sunt teste de control ale prototipurilor pentru a rezolva problema posibilității de a admite produsul în funcționare normală.

5)Condiții și locul testării. Testele în acest caz sunt împărțite în următoarele tipuri: laborator, folosind modele subiect-matematice, banc, loc de testare, operațional.

Testele de laborator sunt teste efectuate în condiții de laborator. Evident, obiectele de testare în condiții de laborator pot fi obiecte de niveluri inferioare – precum materiale, elemente, componente, dispozitive.

Testele care folosesc modele se bazează pe utilizarea modelelor matematice-subiect, care sunt construite din elemente de natură fizică diferită (comparativ cu originalul), dar sunt descrise de aceleași modele matematice ca și originalul. Modelele matematice bazate pe subiecte pot fi împărțite în două tipuri: modele de analogie directă și indirectă. Primele sunt construite pe baza unei legături directe (analogie) între mărimi inerente fenomenelor fizic diferite, dar descrise de aceleași modele matematice. Modelele subiect-matematice ale analogiei indirecte sunt computerele analogice.

Testarea pe banc este o testare a unui obiect pe un echipament de testare, care este un dispozitiv tehnic care simulează impacturile fizice la care este supusă o navă spațială în condiții naturale. Echipamentele de testare (bancurile de testare) pot fi combinate în zone și formează, de exemplu, complexe de teste mecanice, termice, electrice, climatice, chimice, biologice, magnetice, electromagnetice și de radiații.

Testele pe teren sunt teste ale unui obiect efectuate pe un loc de testare.

Testele operaționale sunt teste ale unui obiect în condiții normale de funcționare.

Pe lângă tipurile de teste enumerate, a căror clasificare a fost efectuată în funcție de acestea trasaturi caracteristice, trebuie remarcate următoarele tipuri de teste legate de obiecte complexe - la nava spațială în ansamblu sau fragmentele sale individuale, sisteme: teste autonome, teste complexe, teste în condiții de simulare a situațiilor anormale de urgență.

Componentele individuale ale unui sistem tehnic complex sunt supuse unor teste autonome - în cazul nostru, părți sau sisteme individuale ale navei spațiale.

Se efectuează teste complexe fie pentru un grup de sisteme de nave spațiale conectate direct, fie pentru întreaga navă spațială pentru a verifica funcționarea normală a sistemelor de nave spațiale după lucrările de instalare și asamblare.

Prelegerile N2 și 3

Tema cursului: Factorii de zbor spațial care influențează starea și performanța structurii, echipamentelor și instrumentelor navei spațiale.

Se pot distinge următoarele 4 etape caracteristice ale funcționării navei spațiale, care diferă prin caracteristicile factorilor fizici care acționează în diverse manifestări asupra proiectării, sistemelor, echipamentelor și instrumentelor navei spațiale: 1) rămânerea în condiții terestre, inclusiv condițiile la poziția de lansare; 2) zona de lansare a navei spațiale pe traiectoria de zbor; 3) șederea navei spațiale în spațiu; 4) frânarea și coborârea navei spațiale sau a părții sale (CA) în atmosfera planetei.

Să luăm în considerare aceste etape secvenţial.

Rămâi în condiții pământești.

În condiții terestre, navele spațiale sunt afectate de factorii climatici. Acestea includ:

Creșterea și scăderea temperaturii atmosferei înconjurătoare, care poate varia de la - 65 C la + 75 C;

Creșterea sau scăderea umidității atmosferei înconjurătoare;

Presiunea atmosferică și schimbările bruște ale acestei presiuni (barobar);

Ploaie, grindină, rouă, ger;

Praf și nisip atmosferic.

Trebuie menționat că, în general, pentru nave spațiale, factorii climatici sunt semnificativi doar pentru nave spațiale reutilizabile. Pentru navele spațiale convenționale lansate în spațiu sub un caren, în toate etapele de pregătire pentru lansare, inclusiv livrarea la locul de testare la clădirea de instalare și testare, se iau măsuri pentru eliminarea influenței factorilor climatici asupra acestora. Testele climatice pot fi efectuate numai pentru unele unități și dispozitive, pe baza caracteristicilor de livrare a acestora la locurile de instalare de pe produs.

Zona în care nava spațială este lansată pe calea de zbor

La locul de lansare a navei spațiale, sarcinile inerțiale cauzate de accelerație acționează asupra elementelor structurale, sistemelor și echipamentelor navei spațiale. Mărimea acestor încărcări depinde de mărimea și direcția supraîncărcărilor. Supraîncărcările care apar la locul de lansare sunt mici și nu depășesc
. Cu toate acestea, sarcinile inerțiale pentru elementele individuale și chiar pentru părți ale structurii navei spațiale pot fi semnificativ mai mari din cauza vibrațiilor (accelerări generale sau locale de natură oscilativă). Principala sursă de vibrații sunt motoarele de funcționare - motoarele principale și motoarele sistemului de control al atitudinii. Vibrațiile elementelor individuale pot apărea și din cauza pulsațiilor componentelor combustibilului din conducte. Pot exista și alte cauze ale vibrațiilor. Vibrațiile pot cauza defecțiunea prin oboseală a elementelor structurale ale navelor spațiale, deteriorarea mecanică a instrumentelor și echipamentelor și încălcarea etanșeității compartimentelor navelor spațiale.

Elementele structurale ale navelor spațiale sunt, de asemenea, supuse unei încărcări acustice intense. Sarcina acustică este impactul câmpului sonor (acustic) asupra navei spațiale care apare în timpul funcționării motoarelor rachete. Energia acustică generată de curentul cu jet al unui motor de rachetă este caracterizată prin spectrul de frecvență, intensitatea sunetului, nivelul presiunii sonore, durata expunerii și alți parametri.

Până la 1% din energia cinetică a jetului este cheltuită pentru formarea câmpului acustic. Spectrul de frecvență al zgomotului unui motor în funcțiune este de obicei în bandă largă și neted (așa-numitul zgomot alb). Cu toate acestea, cu unele configurații de sisteme de propulsie cu mai multe duze sau în timpul interacțiunii fluxurilor cu jet cu elemente ale dispozitivului de pornire, în spectrul de zgomot neted apar componente discrete - emisii la frecvențe individuale, a căror intensitate este uneori de 100 de ori sau mai mare. decât nivelul de intensitate al spectrului continuu. Cel mai mare pericol pentru un obiect îl reprezintă componentele discrete, care pot duce la vibrarea și chiar distrugerea acestuia, mai ales când frecvența componentei coincide cu frecvența naturală a structurii. Echipamentele și unele elemente ale sistemului de control sunt cele mai sensibile la sarcinile acustice.

vibrații, de exemplu, de la vibrațiile duzei și conductelor cauzate de impactul fluctuațiilor de presiune în stratul limită, vibrațiile directe ale motoarelor din cauza dezechilibrării elementelor rotative, funcționarea fitingurilor etc. Cu toate acestea, aceste surse de vibrații sunt mici în amplitudine și au o frecvență mare.

Rămâi în spațiu

Să caracterizăm pe scurt principalii factori ai mediului spațial și manifestarea lor în starea proiectării, sistemelor, echipamentelor și instrumentelor navei spațiale.

1) Vacuum spațial

Principala caracteristică a spațiului ca mediu fizic este rarefierea extremă a materiei gazoase din acesta. Când presiunea unui gaz este semnificativ mai mică decât presiunea atmosferică, starea lui se numește vid. Presiunea absolută servește ca o caracteristică cantitativă a vidului. În tehnologia vidului, presiunea este exprimată în unități numite „torr”, „mm. coloană de mercur, „Pascal” (Pa). „Torr” corespunde unei presiuni de 1 mm. Hg Artă. Presiune 760 mm. Hg corespunde

sau
., De aceea
.

Presiunea în spațiu variază foarte mult în funcție de spațiul în cauză. Conform datelor astronomice, presiunea gazului în spațiul interstelar (în principal hidrogen atomic) este de aproximativ
. Spațiul interplanetar este umplut cu particule de gaz în principal de origine solară. Aceste particule sunt ejectate din coroana solară, formând fluxuri de plasmă - vântul solar, constând în principal din hidrogen ionizat și heliu. Condițiile din spațiul interplanetar variază foarte mult în funcție de activitatea solară. Presiunea medie variază de la
inainte de
.

De cel mai mare interes practic sunt datele despre starea gazelor rarefiate în spațiul apropiat Pământului. Atmosfera Pământului la altitudini de peste 100 km este eterogenă atât în ​​ceea ce privește compoziția chimică, cât și starea particulelor. Deci la o altitudine de 100 km presiunea gazului este de aproximativ
În același timp, principalele componente ale atmosferei sunt
. La o altitudine de 200 km presiunea este
La o altitudine de 300 km, presiunea gazului nu depășește valoarea
, iar la o altitudine de 1000 km presiunea este de ordinul a
.

O caracteristică importantă a stării unui gaz, în funcție de presiunea, temperatura și compoziția chimică a acestuia și care determină natura și intensitatea proceselor de transfer, este calea liberă medie a unei molecule ( ). Evaluări , realizat după formula Sutherland pentru aer, cunoscută din cursul fizicii generale, la presiuni și temperaturi corespunzătoare
Și
, a arătat că în primul caz
, iar în al doilea -
. Astfel, când
calea liberă a moleculei depășește dimensiunile caracteristice navei spațiale. Această împrejurare determină capacitatea spațiului cosmic de a absorbi în cantități nelimitate gazele și vaporii care sunt eliberați de pe suprafața navei spațiale. Adică, o caracteristică a pierderii de masă în spațiu este că puține particule care zboară departe de suprafața navei spațiale se întorc înapoi. Această caracteristică este caracterizată de așa-numitul coeficient de rentabilitate , determinată de raportul dintre numărul de particule care se întorc în navă spațială pe unitatea de timp și numărul de particule care părăsesc-o în același timp. Se observă că atunci când

.

Presiunea gazului pe diferite părți ale navei spațiale din spațiu nu este aceeași. În față (de-a lungul vectorului viteză) părți ale navei spațiale apropiate de Pământ (
) poate fi cu două ordine de mărime mai mare decât presiunea statică într-o anumită locație din spațiu, iar în spate poate fi cu câteva ordine de mărime mai mică. Aceasta este o consecință a faptului că viteza unei nave spațiale poate depăși semnificativ viteza mișcării haotice termice a particulelor în spațiu. Din acest motiv, coeficientul de întoarcere poate diferi pentru diferite părți ale navei spațiale. .

Prezența unei viteze ordonate de mișcare a mediului gazos în raport cu nava spațială duce la încălzirea cinetică a părții frontale a suprafeței sale datorită interacțiunii cu particulele fluxului de gaz care se apropie. O parte din energia cinetică a particulelor proporțională cu coeficientul de acomodare termică ( ) se transferă pe perete sub formă de căldură. În plus, eliberarea de căldură pe perete are loc și datorită unor posibile procese de recombinare a moleculelor de gaz disociate pe un perete relativ rece. În modul liber-molecular al fluxului de gaz, densitatea fluxului de căldură este
, furnizat elementului de suprafață a navei spațiale din cauza coliziunii cu particulele de aer poate fi determinat folosind o formulă simplă:
, Unde - densitatea gazului, - unghiul dintre planul elementului navei spațiale și direcția de zbor, (
). Estimările arată că atunci când

.

Densitatea fluxului de căldură furnizată pe suprafața navei spațiale în timpul implementării proceselor de recombinare a moleculelor de gaz disociate, după cum arată estimările, este cu aproximativ un ordin de mărime mai mică.
.

Astfel, există un efect dinamic și termic neuniform al materiei gazoase cosmice rarefiate pe suprafața navei spațiale. Mai mult, pentru vehiculele din apropierea Pământului, efectul termic direct al particulelor de gaz pe unele suprafețe este foarte semnificativ până la altitudini.
. Acest efect poate fi neglijat fără îndoială numai dacă
. Dar trebuie remarcat faptul că materia gazoasă rarefiată a spațiului, pornind deja de la înălțimi care depășesc
nu este un mediu de transfer de căldură vizibil. Estimările efectuate în indică faptul că la astfel de altitudini pot fi neglijate transferul de căldură convectiv și conductivitatea termică a gazului. În consecință, schimbul de căldură între suprafețele care nu sunt în contact una cu cealaltă în spațiu poate fi realizat în principal prin radiație și, în cazuri speciale, datorită unor procese de transfer de masă precum sublimarea, evaporarea și condensarea.

Vidul spațiului poate provoca sublimarea (evaporarea) accelerată a straturilor de suprafață ale materialelor navelor spațiale, ceea ce duce la o modificare a proprietăților lor de suprafață, inclusiv o modificare a caracteristicilor optice ale radiației. În același timp, vidul nu prezintă un pericol deosebit pentru metale, cu excepția metalelor cu o presiune relativ ridicată a vaporilor saturați, cum ar fi
Și
. Deci, de exemplu, la o temperatură de 120 C, o foaie de cadmiu cu o grosime de 2
Se poate evapora complet în decurs de un an (cu evaporare în două sensuri).

Majoritatea materialelor nemetalice sunt foarte susceptibile la schimbări în vid, în special cele cu componente foarte volatile. Modificările sunt agravate de impactul simultan (cu vid) al radiațiilor electromagnetice dure și al fluxurilor de particule încărcate, în principal de origine solară. Evaporarea în vid este deosebit de periculoasă pentru materialele care au un scop specific, de exemplu, pentru acoperiri cu anumite proprietăți optice, pentru lubrifianți ai pieselor de frecare (evaporarea lubrifiantului poate duce la sudarea la rece a metalelor), pentru funcționarea echipamentelor optice ( uneori, evaporarea în vid a stratului de acoperire a unei rame sau a parasolarului a dus la turbiditatea acestuia din cauza precipitării produselor de evaporare).

În vid, ca urmare a îndepărtării peliculelor de gaz și oxid de protecție, coeficientul de frecare între suprafețele de contact poate crește semnificativ, iar coeficientul de acomodare termică se poate modifica, de asemenea
. Deci coeficientul
heliul pe o suprafață curată de tungsten este cu un ordin de mărime mai mic
în cazul suprafeţei aceluiaşi wolfram, dar acoperit cu molecule adsorbite. Suprafața unei nave spațiale este curățată de un strat de molecule chimiosorbite sau absorbite fizic după ce intră treptat în spațiu sub influența condițiilor externe, inclusiv sub influența particulelor din fluxul de gaz care se apropie, a căror energie cinetică depășește energia de legare a unei nave spațiale. atomi și molecule.

De asemenea, sunt importante următoarele fenomene cauzate de vidul spațiului: sarcinile din diferențele de presiune (în interiorul și în exteriorul navei spațiale); scurgerea gazelor stocate la bordul navei spațiale; accelerarea gazelor de evacuare și evacuare la viteze maxime; suprarăcirea suprafețelor la sângerarea componentelor criogenice.

Sarcina de la schimbările de presiune în spațiu este destul de semnificativă. Orice presiune absolută în volume închise - rezervoare, în cockpit etc. – este, de fapt, redundant. Presiunea cavităților interne încarcă astfel structura, ceea ce duce în cele din urmă la costuri de masă.

Scurgerea gazelor în vid are loc nu numai datorită celor mai mici goluri în fitinguri și etanșări, ci și direct prin pereții recipientelor care le conțin. Deci, de exemplu, heliul, având o temperatură de 600 C și o presiune de 60
(
), pătrunde prin peretele conductei de oțel inoxidabil în spațiul înconjurător unde se menține presiunea
, cu grosimea peretelui conductei
cu viteza
. observa asta
- litru normal, i.e. 1 gaz în condiții normale. Scurgerile de hidrogen în aceleași condiții este de aproximativ
de ori, iar scurgerea de azot este de aproximativ trei ori mai mică decât cea a hidrogenului. Această comparație nu înseamnă că heliul este conservat mai bine decât alte gaze. Faptul este că atomii de heliu au o dimensiune relativă foarte mică și, ca urmare, heliul curge intens prin cele mai mici fisuri. Hidrogenul are o dimensiune moleculară mai mare, nu curge prin fisuri la fel de intens, ci difuzează foarte puternic prin pereți datorită activității sale chimice. Gazele care curg în vid accelerează la viteze mari și, prin urmare, generează forțe perturbatoare destul de semnificative care trebuie compensate prin orientare.

Suprarăcirea structurii la sângerarea componentelor lichide criogenice, în special suprarăcirea fitingurilor de purjare și a suprafețelor poroase, are loc din două motive: în primul rând, datorită eliminării căldurii de evaporare din aceste elemente și, în al doilea rând, datorită extinderii fluxului de gaz ventilat. . Această expansiune este uneori însoțită de o îndepărtare atât de intensă a căldurii încât centrele de cristalizare pentru vaporii componentei ventilate se pot forma în flux.

Vidul poate provoca apariția curenților de scurgere, descărcări, defecțiuni, precum și alte fenomene electrofizice nedorite în timpul funcționării echipamentelor electronice și electrice ale navei spațiale. Produsele de evaporare pot ajunge în zone relativ mai reci ale circuitelor electrice neizolate și pot provoca curenți de scurgere, perturbând astfel funcționarea circuitelor electronice.

2) Proprietățile radiative ale spațiului cosmic

O trăsătură caracteristică a spațiului este absența virtuală a radiațiilor în toate direcțiile dincolo de unghiurile solide de vizualizare ale Soarelui și ale planetelor. Conform estimărilor, densitatea de flux al radiației incidente din spațiu pe un element de suprafață, care, datorită orientării sale, nu este expus radiațiilor emanate de Soare și planete, este aproximativ egală cu
. Această densitate de flux de radiație este caracteristică unui corp absolut negru cu o temperatură
. Prin urmare, atunci când se caracterizează spațiul cosmic, se folosește termenul spațiu „rece”.

În condiții de spațiu, radiația emisă de suprafața navei spațiale practic nu se întoarce înapoi, chiar dacă această radiație este emisă către o planetă aflată în apropiere. Adică, spațiul cosmic poate fi considerat un absorbant ideal, motiv pentru care se vorbește despre „negrul” spațiului cosmic.

3) Imponderabilitate.

Imponderabilitate este o stare a unui corp material în care forțele externe care acționează asupra acestuia nu provoacă o presiune reciprocă a particulelor unele asupra altora. Imponderabilitate apare atunci când corpurile se mișcă liber doar în câmpul forțelor gravitaționale.

Starea de imponderabilitate dă naștere la o serie de probleme fizice și biologice. Astfel, una dintre problemele fizice care au apărut în timpul organizării zborurilor spațiale a fost problema operabilității și, în special, a lansării sistemelor de propulsie care funcționează pe componente lichide, și în special criogenice. Faptul este că, în gravitate zero, componentele combustibilului lichid pot ocupa o poziție arbitrară față de admisie, iar o condiție necesară pentru pornirea motorului este prezența continuității componentei lichide la admisia motorului. O problemă similară apare din cauza necesității de a separa fazele lichide și gazoase într-un număr de unități de sistem de susținere a vieții și în celulele de combustie.

Trecerea la imponderabilitate este însoțită de o schimbare a condițiilor și a mecanismului de schimb de căldură cu participarea lichidului și a gazului ca mediu de transfer de căldură. Fără a lua în considerare toate aspectele influenței imponderabilității asupra proceselor fizice care au loc în compartimentele și dispozitivele umplute cu gaz și lichid ale navei spațiale (efectul asupra hidrodinamicii și hidrostaticii lichidelor de răcire, asupra proceselor de condensare și evaporare), vom abordează cea mai importantă problemă legată de absența convecției naturale (gravitaționale) în condițiile zborului în spațiu, în timp ce în condițiile solului convecția gravitațională are loc cel mai adesea și joacă un rol semnificativ în transferul de energie printr-un mediu gazos sau lichid și, în consecință, în formarea regimului termic al elementelor unui volum sau compartiment umplut cu gaz sau lichid. Importanța problemei se datorează faptului că rezultatele studiilor experimentale la sol ale regimului termic al unei nave spațiale, datorită influenței convecției naturale, pot diferi în unele cazuri semnificativ de regimul termic care va avea loc în condiții normale. conditii de operare.

Un grup mare de probleme care decurg din imponderabilitate se referă la efectele sale biologice asupra organismelor vii și, mai ales, asupra oamenilor. În imponderabilitate, sistemul nervos central uman și receptorii multor sisteme de analiză (aparatul vestibular, sistemul muscular, vasele de sânge etc.) se află în condiții de funcționare neobișnuite. Prin urmare, imponderabilitate este considerată un iritant specific care acționează asupra corpului uman pe parcursul întregului zbor în spațiu.

4) Radiația electromagnetică și corpusculară de la Soare.

Începutul formei

Se crede că principala sursă de energie solară este așa-numitul proton - o reacție nucleară protonică în care se formează un atom de heliu din 4 atomi de hidrogen. Reacțiile nucleare au loc într-un supradens central și foarte încălzit (aproximativ
) parte a Soarelui care se extinde de la centru spre
raza acestuia . În această zonă, radiația electromagnetică își are originea sub formă - cuante de înaltă energie. Aceste cuantele sunt absorbite de atomii acelei părți a gazului care se află mai aproape de suprafață și unde reactii nucleare imposibil din cauza temperaturilor și presiunilor mai scăzute. Pe măsură ce vă deplasați spre suprafață, ca urmare a repetății repetate a proceselor de absorbție și emisie, are loc o transformare - cuante în cuante de radiații X, ultraviolete, vizibile și infraroșii. Se crede că aceasta are loc în așa-numita zonă de echilibru radiativ (
). De la suprafața Soarelui până la zona de echilibru radiativ se extinde o zonă convectivă, în care energia este transferată prin convecție. Suprafața vizibilă a Soarelui, numită fotosferă, emite aproape toată energia radiațiilor electromagnetice care vin la noi de la Soare. Densitatea de flux a radiațiilor emanate din fotosferă este de aproximativ
, care corespunde temperaturii radiației
.

Deasupra fotosferei se află atmosfera solară, a cărei parte exterioară, numită coroană, este formată din plasmă extrem de rarefiată, cu o temperatură apropiată de un milion de grade. Deși radiația totală a coroanei este de aproximativ un milion de ori mai mică decât radiația totală a Soarelui, aceasta este o sursă de radiații ultraviolete și de raze X intense și dure. Radiația din fotosferă și atmosferă se modifică în timp datorită așa-numitei activități solare.

Pe orbita Pământului, densitatea fluxului radiației solare incidente pe amplasament este perpendiculară pe direcția față de Soare (constantă solară ) variază din cauza elipticității orbitei pământului în intervalul de la 1350 la 1440
. Diametrul unghiular al Soarelui văzut de pe Pământ este de aproximativ
.

Dependența intensității spectrale ( ) sau densitatea spectrală ( ) radiația electromagnetică de la Soare în funcție de lungimea de undă a radiației ( ) are un caracter foarte complex și variabil, depinzând de un complex de fenomene variate din fotosfera și atmosfera Soarelui. Figura 1 prezintă sub formă de grafic dependența valorii relative a densității fluxului spectral al radiației solare de . Valori absolute ale curentului referitor la valoarea maximă a acestei cantități care apare la
. În aceeași figură, sub forma curbei punctate 2, este descrisă o dependență similară pentru un corp absolut negru cu temperatură
, egală cu temperatura de radiație a Soarelui. Pentru a doua curbă, scara dependenței valorii relative de-a lungul axei ordonatelor a fost aleasă pe baza condiției de egalitate a integralelor de-a lungul pentru prima și a doua curbă. Comparând curbele 1 și 2, putem concluziona că vizibil (0,38 - 0,75)
iar părțile infraroșii ale spectrelor Soarelui și un corp complet negru diferă puțin.

ÎN
În regiunea ultravioletă a spectrului se observă diferențe semnificative. În ciuda faptului că cea mai mare parte a energiei radiațiilor electromagnetice de la Soare este concentrată în partea cu unde lungi a spectrului (
), partea sa de unde scurte (
) merită atentie speciala, deoarece Radiația cu unde scurte (radiația ultravioletă și cu raze X) este unul dintre motivele care provoacă degradarea învelișurilor exterioare ale navelor spațiale și, în consecință, o modificare a proprietăților lor optice de radiație.

Trebuie remarcat faptul că activitatea solară practic nu modifică regiunea spectrului care este situată în dreapta
. Spectrul de raze X se modifică semnificativ în timpul erupțiilor solare. Radiația devine mai puternică, densitatea fotonului crește
crește cu două ordine de mărime. Intensitatea radiatiei totale cu
mai mult decât duble.

Pe lângă radiația electromagnetică, Soarele emite în mod constant fluxuri de particule încărcate, care sunt în principal ioni de hidrogen, ioni de heliu și electroni. Acești curenți sunt numiți „vânt solar”. Ca urmare a interacțiunii acestor particule cu câmpul geomagnetic, apare o undă de șoc. În spatele undei de șoc, particulele încărcate ale „vântului solar” sunt captate de câmpul magnetic al Pământului, ceea ce duce la formarea unor zone de radiații captate.

Fluxul de radiație solară incidentă pe suprafața navei spațiale și absorbită de aceasta într-un grad sau altul în funcție de valoarea coeficientului - capacitatea de absorbtie, poate avea un dublu efect asupra acestei suprafete: termica directa si indirecta, manifestata in timp sub forma unei eventuale modificari a caracteristicilor radiatii-optice ale suprafetei. Schimbarea acestor caracteristici este rezultatul așa-numitelor deteriorări ale materialelor cauzate de radiații, care se produce în principal din cauza ionizării, excitațiilor electronice, deplasării atomilor de materie, disocierii legăturilor chimice din molecule la absorbția fotonilor de înaltă energie și interacțiunii cu -particule încărcate cu energie de origine solară și galactică.

5) Radiația de pe planete

Radiația electromagnetică (termică) emanată de planete poate fi împărțită în două componente: radiația solară reflectată și radiația infraroșie intrinsecă, a cărei sursă pentru planetele terestre este în principal radiația solară absorbită.

Densitatea, distribuția unghiulară a intensității și compoziția spectrală a radiației solare reflectate de planete depind de mulți factori: compoziția și caracteristicile fizice ale atmosferei planetei, dacă există, natura suprafeței subiacente și caracteristicile macroreliefului acestuia și unghiul zenital. al Soarelui. Procesul de reflexie este foarte complex, mai ales dacă planeta are atmosferă. Astfel, radiația reflectată a Pământului se formează ca urmare a retroîmprăștierii repetate pe moleculele de aer, picături de apă din nori și particule de aerosoli, precum și ca urmare a reflexiei de pe suprafețele solide și de apă. Pentru a caracteriza reflectivitatea planetei în ansamblu, a secțiunilor individuale ale suprafeței sale și, în unele cazuri, a componentelor individuale ale sistemului reflectorizant, este utilizat conceptul de albedo, care caracterizează proporția de radiație reflectată în raport cu acel incident pe un anumit interval. suprafaţă. Când vorbim despre reflectivitatea planetei în ansamblu, vorbim despre albedo sferic (global) (
). Reflexivitatea unei zone a suprafeței planetei este caracterizată de albedo local ( ).

Spectrul de radiații solare reflectat de planete este transformat într-un grad sau altul ca urmare a absorbției selective a radiațiilor de către atmosfera planetei, dacă există, și a interacțiunii radiațiilor cu suprafața subiacentă, care este, de regulă, nu gri.

Indicator de reflecție, adică o funcție care caracterizează dependența mărimii relative a intensității sau a forței direcționale a radiației reflectate de direcția la diferite valori ale unghiului zenital al Soarelui este foarte variabilă atât în ​​timp, cât și în coordonatele geografice. Dar, în general, după cum indică calculele și observațiile, acest indicator poate fi considerat difuz cu o acuratețe satisfăcătoare.

Mecanismul de formare a radiațiilor proprii care părăsesc planetele este extrem de complex (în special pentru Pământ) și este determinat de procesele de absorbție, emisie, reflexie și împrăștiere a radiațiilor, dar și de particularitățile proceselor de schimb de căldură complex ( radiant, convectiv și conductiv - în total) în macrosisteme care includ elemente care stau la baza suprafeței și atmosferei, dacă există. Incertitudinea și variabilitatea semnificativă a caracteristicilor radiative ale sistemului suprafață-atmosferă subiacent, locale în coordonate și timp, determină utilizarea unui model simplificat al radiației infraroșii proprii a Pământului în spațiu atunci când se calculează și se modelează experimental transferul extern de căldură al unei nave spațiale. Un model bazat pe medierea suprafeței și în timp a caracteristicilor radiației-optice ale elementelor sistemului radiant. Media se bazează pe ipoteza că echilibrul termic al planetei este egal cu zero. Se presupune că radiația solară absorbită de Pământ sau Venus este apoi complet reemisă în infraroșu.

regiune spectrală a unei suprafețe sferice efectiv încălzite uniform în conformitate cu energia absorbită, care este limita exterioară a stratului optic activ al atmosferei. Conform acestei ipoteze, densitatea suprafeței emisferice Fluxul radiației Pământului și lui Venus este determinat de următoarea relație simplă:
. Dacă, de exemplu, pentru Pământ luăm
, Acea
, care corespunde temperaturii radiației de suprafață
. În cadrul acestui model, se presupune natura difuză a radiației, adică independența intensității radiației proprii a Pământului față de direcția într-un unghi solid emisferic. Distribuția spectrală a energiei propriei radiații a planetei noastre, precum și a altor planete și asteroizi ai sistemului solar, se presupune a fi aceeași cu cea a unui corp absolut negru, cu o temperatură egală cu temperatura de radiație a planetei.

6) Averse de micrometeori și emisiile proprii ale navelor spațiale

Un număr mare de meteori - corpuri solide de la câteva zeci de kilometri până la zecimi de micrometru în diametru - se mișcă în spațiul cosmic. Cu cât masa meteoroizilor este mai mică, cu atât numărul meteoroizilor este mai mare.
(aproximativ invers proporțional
). Meteorii sunt împărțiți în două clase: ploi de meteoriți (roi) și meteori sporadici care nu aparțin ploilor de meteoriți. Sunt cunoscuți orbitele și parametrii de mișcare ai unor roiuri de meteori din sistemul solar. O întâlnire cu ei poate fi prevăzută. Cu fluxuri sporadice, întâlnirile sunt aleatorii. Deteriorarea structurii, de exemplu, defalcarea carcasei unui container sub presiune, poate apărea în timpul unei coliziuni cu meteorii care cântăresc
. S-a stabilit că probabilitatea unei coliziuni cu astfel de meteori, dacă aparțin clasei sporadice, este scăzută. Probabilitatea unei defecțiuni atunci când este prins într-un roi de meteoriți crește cu un ordin de mărime sau chiar cu câteva ordine de mărime. Particule care cântăresc mai puțin de
(praful de meteoriți) nu reprezintă un pericol imediat pentru componentele vitale ale navei spațiale, dar provoacă eroziunea la suprafață a materialelor, iar eroziunea cea mai intensă are loc atunci când interacționează cu particulele de masă.
, al cărui debit este destul de mare. Ca urmare a eroziunii, suprafețele lustruite și oglinzile devin tulburi, dobândind proprietăți parțial difuze, reflectivitatea lor scade, materialele optice devin și ele tulbure, iar transmitanța lor scade.

Într-o serie de cazuri, un factor important care influențează caracteristicile acoperirilor de control termic și ale opticii sunt emisiile proprii ale navei spațiale ca urmare a evacuării, stingerea elementelor sale structurale, eliberarea produselor de combustie de la motoarele de control cu ​​reacție, emisiile de substanțe de lucru din diverse supape ale sistemelor de bord, schimbătoare de căldură prin evaporare etc. Acest factor se manifestă în condiții de presiune ambientală scăzută și duce la așa-numita contaminare a suprafețelor navelor spațiale. Substanțele gazoase eliberate de navă spațială, împrăștiate în spațiul înconjurător, se pot ciocni între ele, iar particulele de gaz mediu inconjuratorși iarăși cad pe suprafața navei și se depune pe ele. Depunerea este cel mai probabil pe suprafețe reci, în special pe cele la temperaturi criogenice. Impactul contaminării suprafeței este exacerbat de expunerea simultană la radiații electromagnetice și ultraviolete puternice. Sub influența acestei radiații, precum și sub influența particulelor încărcate de origine solară, în produsele depuse au loc reacții chimice, care împiedică evaporarea particulelor depuse și duc la modificarea proprietăților optice de radiație ale navei spațiale. suprafete.

Frânarea și coborârea unei nave spațiale sau a părții acesteia (C.A.) în atmosfera planetelor.

Nava spațială intră în atmosferă cu o viteză inițială mare. Forțele de rezistență aerodinamice în timpul coborârii încetinesc nava spațială, iar viteza acesteia scade la o valoare mică (subsonică). În funcție de proprietățile de frânare ale atmosferei, procesul de frânare este influențat de anumite caracteristici ale navei spațiale, dintre care principalele sunt calitatea aerodinamică și sarcina pe suprafața frontală, adică. masa navei spațiale împărțită la aria secțiunii sale centrale. La coborârea în atmosfera Pământului, sarcina pe suprafața frontală este nesemnificativă, deoarece chiar și navele spațiale cu calitate aerodinamică zero și cu o sarcină mare pe suprafața frontală sunt decelerate la viteze subsonice scăzute. În atmosfera rarefiată a lui Marte, cu proprietăți slabe de frânare, doar vehiculele cu sarcini relativ mici pe secțiunea mediană sunt capabile să reducă viteza inițială la viteze subsonice. Intensitatea frânării de către atmosferă este limitată de supraîncărcările admise pentru echipaj, instrumente sau structura navei spațiale.

Natura traiectoriei de coborâre în atmosferă este determinată în principal de caracteristicile aerodinamice ale navei spațiale, precum și de condițiile inițiale de mișcare și de parametrii atmosferici. Dacă nava spațială nu are portanță, atunci efectuează o coborâre balistică. Tipul de traiectorie balistică este în întregime determinat de condițiile inițiale de intrare în atmosfera densă și, mai ales, de unghiul de intrare. Coborârea balistică este asociată cu supraîncărcări mari. Acest tip de coborâre a fost folosit în timpul primelor zboruri umane în spațiu. Dacă aeronava are chiar o calitate aerodinamică scăzută (
), atunci se caracterizează printr-o reducere semnificativă a supraîncărcărilor comparativ cu o coborâre balistică. Calitatea aerodinamică poate fi folosită și în modelarea naturii distribuției în timp a sarcinii termice externe pe suprafața aeronavei, ceea ce deschide posibilitatea fundamentală de a minimiza masa protecției termice. De asemenea, este posibilă o coborâre cu alunecare, o trăsătură caracteristică a cărei caracteristică este controlul traiectoriei de mișcare prin utilizarea ridicării aerodinamice.

Indiferent de ce metodă de coborâre este implementată atunci când SA pătrunde în straturile dense ale atmosferei, în fața ei se formează o undă de șoc, care pleacă de la suprafața sa, rămânând în vecinătatea punctului frontal aproape echidistant de suprafața sa. Debitul de gaze incident pe SA, trecând prin front undă de șocîncetinește și își modifică dramatic parametrii: presiune, densitate, temperatură, compoziție chimică. Temperatura gazului și densitatea acestuia cresc de zeci de ori în comparație cu temperatura și densitatea fluxului de gaz neperturbat. Iar presiunea crește de sute de ori.

CU punct fizic Din vedere, modificarea bruscă instantanee a parametrilor în timpul tranziției prin unda de șoc ar trebui considerată doar ca o diagramă idealizată a unui proces rapid de schimbare continuă a stării. Aproape toată energia cinetică a navei spațiale în timpul frânării este cheltuită pentru încălzirea aerului din spatele undei de șoc și doar o mică parte (care nu depășește 1%) sub formă de energie termică este cheltuită pentru încălzirea și îndepărtarea protecției termice. Densitatea fluxurilor de căldură care sosesc la suprafața navei spațiale depinde de traiectoria de coborâre. Cu traiectorii abrupte, sunt furnizate fluxuri de mare densitate. Pe traiectorii plane, caracteristice unei coborâri planante, densitatea fluxului de căldură este mai mică, deși energia termică totală furnizată la suprafața navei spațiale crește datorită creșterii timpului de coborâre.

Tema cursului: Teste statice si vibratii

În timpul funcționării (la poziția de lansare, la locul de lansare, în timpul zborului spațial, în timpul coborârii în atmosfera Pământului sau când aterizează pe alte planete), nava spațială este expusă la sarcini mecanice externe. Dacă luăm în considerare impactul forțelor externe din punctul de vedere al influenței acestora asupra stării de efort-deformare a părților structurii navei spațiale și asupra valorilor forțelor interne corespunzătoare care determină efectul de forță al părților structura între ele, apoi, în funcție de natura distribuției, toate sarcinile pot fi împărțite în suprafață și volumetrice (masă). Sarcinile de suprafață sunt distribuite pe suprafața elementelor structurale și sunt caracterizate prin presiune sau valoarea forței rezultante. Sarcinile de masă sunt distribuite pe volumul elementelor structurale și sunt proporționale cu densitatea materialului acestora. Valorile sarcinii de masă sunt caracterizate de coeficientul de suprasarcină. Principala sursă de încărcare de masă (inerțială) pentru elementele individuale și chiar pentru părți ale structurii navei spațiale este vibrația (accelerări generale sau locale de natură oscilativă).

Toate sarcinile de suprafață exterioare sunt împărțite în cvasi-statice, care variază lent în timp și numite statice, și dinamice, provocând vibrații elastice ale structurii navei spațiale. Efectul acțiunii dinamice a forțelor de suprafață exterioare (manifestată în excitarea vibrațiilor elastice) depinde în principal de caracteristicile dinamice ale aparatului în sine. Prin urmare, de obicei, ca criteriu pentru clasificarea specificată a sarcinilor externe, se alege perioada (sau frecvența) vibrațiilor elastice libere ale structurii în ansamblu sau ale părților și elementelor acesteia. Dacă timpul de modificare a sarcinilor de suprafață exterioară este mare în comparație cu perioada de vibrații elastice libere ale structurii luate în considerare, atunci aceste sarcini sunt considerate statice sau cvasi-statice. Dacă timpul de modificare a sarcinilor de suprafață exterioară este mic în comparație cu perioada de vibrații elastice libere, sarcinile sunt clasificate ca dinamice. Astfel, aceeași sarcină externă poate fi considerată cvasistatică pentru unele structuri și dinamică pentru altele.

Teste statice

Metodele cunoscute de reproducere a sarcinilor de suprafață în timpul încercărilor statice se bazează în majoritatea cazurilor pe înlocuirea forțelor distribuite care acționează asupra unei structuri în condiții naturale cu un sistem de forțe elementare concentrate. Astfel de forțe sunt transferate învelișului structurii testate folosind curele de pânză folosind sisteme de pârghie, fiecare dintre acestea putând combina zeci de forțe concentrate elementare. Forțele asupra sistemelor de pârghie sunt transmise de la așa-numitele încărcătoare. Există încărcătoare, încărcătoare cu șurub, precum și încărcătoare pe cilindri pneumatici sau hidraulici. În cazurile în care obiectele de testare pentru influența simultană a puterii și a sarcinilor termice sunt elementele de protecție termică ale navei spațiale, folosesc sisteme de vid - așa-numitele ventuze cu vid, care fac posibilă crearea de sarcini distribuite pe suprafața navei spațiale. structura, sau sisteme de alimentare supraalimentate - saci de cauciuc.

Teste de vibrații

Vibrația navei spațiale reprezintă mișcările oscilatorii ale elementelor individuale ale structurii sale. Principala sursă de vibrații sunt motoarele de funcționare - motoarele principale și motoarele sistemului de control al atitudinii. Vibrațiile elementelor individuale pot apărea și din cauza pulsațiilor componentelor combustibilului din conducte. Pot exista și alte cauze ale vibrațiilor. Vibrațiile pot cauza defecțiunea prin oboseală a elementelor structurale ale navelor spațiale, deteriorarea mecanică a instrumentelor și echipamentelor și încălcarea etanșeității compartimentelor navelor spațiale.

Scopul și obiectivele încercărilor de vibrații

Scopul testelor de vibrații este de a evalua performanța navei spațiale la sarcinile de vibrație.

Principalele obiective ale testelor sunt:

Verificarea rezistenței proiectării navei spațiale sub sarcini de vibrație identificate sau calculate experimental, determinând marjele de siguranță reale.

Determinarea coeficienților dinamici în punctele de atașare a unităților componente.

Determinarea frecvențelor naturale și a modurilor de vibrație ale elementelor structurale individuale și ale navei spațiale în ansamblu.

Determinarea coeficienților de amortizare ai unităților individuale și ai navei spațiale în ansamblu.

Evaluarea performanței unităților componente, inclusiv a unităților funcționale și a unităților cinematice, după expunerea la sarcini de vibrație.

Verificarea rezistenței la vibrații a unităților componente.

Determinarea și evaluarea caracteristicilor navelor spațiale în timpul și după expunerea la accelerații de vibrație, precum și în timpul perturbărilor dinamice create de funcționarea echipamentelor de bord.

Determinarea caracteristicilor navelor spațiale la simularea condițiilor de transport.

În timpul testelor de vibrații, este necesar să se asigure:

Gama de frecvențe de vibrație la punctele de control ale obiectului testat (scăzut - 0 - 2 Hz, ridicat - 500 - 2000 Hz);

Durata necesară a testului, care este limitată de durata de viață de testare a produsului (de la câteva zeci de secunde la câteva ore);

Configurarea sistemului pentru un anumit mod în potriveste ora(5 – 30 s);

Acuratețea reproducerii și menținerea caracteristicilor spectrale specificate în timpul testării.

În timpul testării, într-un timp scurt este necesar să se reproducă caracteristicile spectrale specificate ale vibrațiilor într-o gamă largă de frecvențe și cu o precizie suficient de mare. Rezolvarea acestei probleme pentru sistemele unidimensionale și în special multidimensionale este imposibilă fără utilizarea sistemelor automate de control al testelor de vibrații.

Cerințe pentru obiectul testat.

Produsul testat are o serie de cerințe:

Produsul este fabricat conform desenelor de lucru ale navei spațiale, cu care trebuie să fie identic geometric, mecanic, electric etc.;

Masa, alinierea și momentele de inerție
produsele trebuie să fie determinate experimental înainte de testare pentru fiecare navă spațială specifică;

Înlocuirea elementelor individuale ale unui produs cu machete de greutate și dimensiune este permisă numai dacă acest lucru nu afectează rezistența și performanța structurii;

Dacă este necesar, trebuie asigurată etanșeitatea produselor testate;

Echipamentul produsului testat este verificat pentru funcționarea autonomă și integrată cu măsurarea parametrilor de bază;

Componentele și substanțele de lucru utilizate în mecanismele și ansamblurile navelor spațiale trebuie să corespundă exact desenelor nu sunt permise înlocuiri nerezonabile în faza de testare;

Unitățile speciale instalate pe produs pentru fixarea acestuia sau aplicarea sarcinilor nu trebuie să modifice rezistența și rigiditatea structurii și nu trebuie să împiedice deformarea acesteia în timpul încercării;

Produsul este echipat cu convertoare necesare pentru înregistrarea parametrilor.

Teoretic, este posibil să se testeze întreaga structură a navei spațiale, dar în cele mai multe cazuri, testele sunt efectuate pe părți și ansambluri individuale ale produsului. Acest lucru se datorează în principal următoarelor trei motive: 1) Pentru părți diferiteși unități de nave spațiale, sunt calculate diferite cazuri de încărcare. Prin urmare, prin efectuarea de teste separate ale pieselor și ansamblurilor (teste unitate cu ansamblu), este posibil să se verifice rezistența în condițiile de încărcare de proiectare a majorității pieselor și ansamblurilor din proiectarea navei spațiale, folosind o copie a produsului. 2) Testarea aparatului în ansamblu este asociată cu mari dificultăți tehnice. 3) Un experiment repetat cu aparatul poate să nu ofere informații fiabile despre rezistența și rigiditatea acestuia din cauza deformațiilor reziduale care apar în timpul primului experiment.

Testarea unității poate fi efectuată atât în ​​sistemul de aparate, cât și în mod autonom. În acest din urmă caz, unitățile trebuie să fie furnizate pentru testare împreună cu adaptoare, care sunt proiectate să imite structura pe care o înlocuiesc.

C mijloace de efectuare a încercărilor de vibrație la sol.

Testele de vibrații ale navelor spațiale și ale fragmentelor lor individuale sunt efectuate folosind echipamente speciale. Acest echipament include:

Standuri care simulează impacturi mecanice;

Dispozitive pentru atașarea navei spațiale sau a elementelor acesteia la instalațiile de testare;

Instrumente pentru măsurarea parametrilor vibrațiilor.

Standurile de vibrații pot fi clasificate în funcție de scopul, proiectarea, tipul și direcția vibrațiilor create, numărul de componente și forma vibrațiilor, principiul de funcționare al excitatorului, circuitul dinamic și principiul excitației forței variabile în excitatorul de vibrații. .

Dacă clasificăm suporturile de vibrații după principiul excitației forței variabile în excitatorul de vibrații (după tipul de antrenare a energiei), atunci putem distinge următoarele tipuri de suporturi de vibrații: mecanice, electrohidraulice, piezoelectrice, electromagnetice, rezonante, pneumatice, magnetostrictive. , electrodinamic.

Standuri mecanice pentru vibratii - efectuate de obicei cu excitatoare de vibrații de următoarele tipuri: centrifuge, excentrice, manivelă, basculante și pendul. În fig. Figura 1 prezintă o diagramă a unui suport de vibrații mecanic cu un excitator de vibrații excentric, luată din acesta. In aceasta poza - excitator cu antrenare excentrica; - excitator cu elemente elastice ale masei reactive.

Un suport cu un excitator excentric este captivant prin simplitatea sa, dar datorită uzurii mari a rulmenților, standurile realizate conform acestui design sunt folosite pentru frecvențe care nu depășesc 50 -
60.

A
Amplitudinea vibrației este reglată prin modificarea excentricității, frecvența - prin modificarea turației motorului. Principalul avantaj al unor astfel de suporturi este capacitatea de a obține frecvențe foarte joase, independența amplitudinii față de frecvență și rentabilitatea. Dezavantajul este incapacitatea de a obține frecvențe înalte și amplitudini mici (mai puțin de 0,1
) Pentru descărcarea rulmenților se folosesc

standuri excentrice, inclusiv elemente elastice și masă reactivă (vezi. ). Masa reactivă 2 servește la controlul forțelor de vibrație care acționează asupra bazei. Arcurile 1 sunt principalele. Prin elementul elastic 5, vibrațiile sunt transmise de la excentric 6 către platforma 3. Arcurile 4 servesc la conectarea elementelor suportului de vibrații cu baza. Prin modificarea lungimii arcurilor de lucru, se reglează amplitudinea vibrațiilor platformei. Principalul avantaj al suporturilor de vibrații mecanice este că asigură, cu o anumită precizie, constanța amplitudinii vibrațiilor la frecvențe de până la
Hz Capacitatea de încărcare a standurilor industriale poate atinge valori de până la 1000
. Toate suporturile mecanice sunt de joasă frecvență. Frecvența este limitată de puterea legăturilor mecanismului de transmisie. Faptul este că mecanismul multi-link al unor astfel de standuri are un număr mare de frecvențe de rezonanță care influențează modul de testare al obiectelor.

Standuri electrohidraulice cu vibratii

Se pot remarca următoarele caracteristici ale suporturilor electrohidraulice cu vibrații: capacitatea de a crea forțe variabile mari (peste

) și testarea la frecvențe de până la 100
, iar în unele cazuri – la frecvențe de până la 500
; capacitatea de a obține amplitudini mari de deplasare la testarea la frecvențe joase.

În funcție de tipul mecanismului de antrenare, standurile se disting:

Cu excitație hidromecanică;

Cu excitație hidroelectromagnetică;

Cu excitație hidroelectrodinamică.

Cele mai avansate sunt standurile cu excitație de vibrație hidroelectrodinamică, în care un excitator electrodinamic antrenează o bobină sau o supapă a sistemului de control, care modifică presiunea în sistemul hidraulic principal. Cu toate acestea, influența proceselor dinamice complexe într-un lichid face dificilă obținerea unei anumite legi de oscilație. Amplificarea în mai multe etape vă permite să ajungeți până la

. Limita superioară a intervalului de frecvență este limitată de proprietățile dinamice ale lichidului și este 200 – 300
.

Suporturi de vibrații piezoelectrice

Standurile cu excitație de vibrație piezoelectrică sunt destinate în principal pentru testarea instrumentelor de precizie, când frecvența de vibrație necesară poate depăși 10
, amplitudinea deplasării este fracțiuni de micrometru, iar mărimea oscilației forței de excitare nu depășește unitățile de Newton. Funcționarea unor astfel de suporturi se bazează pe capacitatea unui piezocristal de a suferi deformare sub influența unei tensiuni electrice aplicate acestuia. Schimbarea direcției vectorului de intensitate a câmpului electric extern în cel opus schimbă deformația compresivă în deformare la tracțiune sau invers. Dacă intensitatea câmpului electric se modifică conform unei legi sinusoidale, atunci deformarea va avea loc și conform unei legi sinusoidale. Intervalul de frecvență al unor astfel de standuri este 1 - 20
.

Suporturi de vibrații electromagnetice.

Funcționarea unui astfel de suport se bazează pe interacțiunea unui electromagnet montat pe o bază elastică cu un sistem de suport mobil, care constă dintr-o masă cu produsul testat și elemente elastice care permit reglarea la rezonanță prin modificarea lungimii acestora.

Standurile de vibrații cu excitație electromagnetică au următoarele caracteristici:

Testele sunt efectuate la frecvențe fixe de 50 și 100
, dar în unele modele de stand sunt posibile teste cu frecvențe variabile de la 15 la 500
;

Este posibil să se implementeze forțe de forță semnificative (până la
);

Este posibil să se efectueze teste în moduri rezonante cu reajustarea părții mecanice a standului;

Practic nu există câmpuri magnetice în zona în care se află obiectul de testat;

Proiectarea standului și sistemul de control sunt relativ simple.

Standuri pneumatice pentru vibratii- folosirea energiei aerului comprimat din sistemele pneumatice industriale cu presiune

. În funcție de conceptul de excitator de vibrații implementat în designul standului, este posibil să se obțină frecvențe în intervalul de la 15
până la 800
cu o gamă largă de modificări ale amplitudinii și forțelor.

Suporturi de vibrații rezonante (diapazon).- folosit pentru obtinerea unor valori mari de acceleratie. Excitatoarele de vibrații rezonante sunt grinzi sau diapazon, ale căror vibrații la o frecvență de rezonanță sunt susținute de un dispozitiv electromagnetic special. Fiecare dintre diapazonuri are propriile frecvențe. Obiectele de testare identice sunt atașate simetric la capetele brațelor diapazonului, care sunt plasate în câmpul magnetic al sistemului de excitație finală.

Suporturi de vibrații electrodinamice- sunt utilizate în cazurile în care în timpul încercărilor de vibrații este necesar să se asigure următoarele condiții:

amplitudini mari ale forței motrice;

gamă largă de frecvențe;

reproducerea vibrațiilor de diferite tipuri (armonică, aleatorie, conform unui program dat);

direcționalitate strictă a vibrației create;

posibilitatea de a schimba direcția de vibrație;

câmpuri magnetice slabe în zona de testare;

coeficient scăzut de distorsiune neliniară.

O diagramă tipică a unui suport de vibrații electrodinamice este prezentată în Fig. 2.

Principiul de funcționare al excitatorului cu oscilație electrodinamică este simplu și este următorul: O bobină de magnetizare fără cadru 2 este plasată în carcasa electromagnetului 3. Carcasa electromagnetului 3 și inelul 7 alcătuiesc circuitul magnetic al vibratorului. Un curent continuu trece prin bobina de polarizare. Coaxial cu un electromagnet staționar alimentat de curent continuu, există o bobină mobilă 8 alimentată de curent alternativ de la oscilatorul principal. Bobina mobilă este conectată la o tijă 6 care trece prin partea centrală goală a electromagnetului staționar. La capătul tijei opus bobinei mobile, se așează o masă 5 cu un obiect de testare 4. Ca urmare a interacțiunii câmpurilor magnetice constante și alternative, apare o forță alternativă, forțând întregul sistem în mișcare (bobină mobilă,). tijă, masă, obiect) să oscileze în conformitate cu direcția acestei forțe. Dacă un curent sinusoidal este trecut prin înfășurarea bobinei în mișcare, atunci vibrațiile mesei vibratoare vor avea o formă sinusoidală. Frecvența de oscilație a tabelului este determinată de frecvența curentului din bobina mobilă.

Tema cursului: Testarea sarcinii inerțiale și de șoc

Sarcinile inerțiale asupra elementelor și sistemelor structurale ale navelor spațiale apar atunci când nava spațială se mișcă cu accelerație. Mărimea sarcinilor inerțiale depinde de mărimea și direcția supraîncărcărilor. Supraîncărcările apar la lansarea unei nave spațiale pe traiectoria sa de zbor, în timpul manevrelor, frânării și când aterizează pe Pământ sau pe alte corpuri cerești. Supraîncărcările care apar la locul de lansare sunt mici și nu depășesc
. Cu toate acestea, în timpul frânării balistice a unei nave spațiale în straturi dense ale atmosferei, în special în cazurile în care unghiul de intrare al navei spațiale în atmosferă este mai mare
, suprasarcinile cresc brusc si pot ajunge
.

La testarea navelor spațiale și a sistemelor acestora, sarcinile inerțiale sunt modelate în așa fel încât să corespundă destul de precis sarcinilor în condiții normale de funcționare a navei spațiale. Cu toate acestea, este aproape imposibil să recreați complet condițiile de funcționare ale unei nave spațiale pe echipamentul de banc, fie doar din cauza influenței forțelor gravitaționale asupra obiectului testat, a cărei direcție de acțiune de cele mai multe ori nu corespunde cu direcția de acțiune a suprasarcina creată în condiții de banc.

Prin urmare, nu putem vorbi decât de un grad mai mare sau mai mic de aproximare la condițiile reale.

Standurile centrifugale sunt folosite ca principal echipament de testare. Pentru realizarea unor condiţii de încărcare cât mai apropiate de cele de exploatare, pe standurile centrifuge se folosesc următoarele metode: 1) modificarea vitezei de rotaţie a instalaţiei dinamice cu obiectul studiat; 2) rotirea obiectului studiat pe o instalaţie dinamică; 3) mișcarea liniară a unui obiect de-a lungul uneia sau mai multor axe spațiale pe o instalație dinamică.

Figura 1 de mai jos prezintă o diagramă a unui suport centrifugal.

Fig.1
Principalele elemente structurale ale suportului centrifugal sunt motorul electric, cutia de viteze 1, rotorul 2, placa frontală 3, căruciorul 4, platforma 5, obiectul de testare 6. Rotația arborelui motorului prin cutia de viteze este transmisă rotorului pe care placa frontală. este instalat. Placa frontală se rotește în jurul unei axe verticale. Căruciorul se poate deplasa de-a lungul plăcii frontale. Platforma are un suport sferic cu un cărucior, permițându-i să se rotească în jurul unei axe arbitrare care trece prin centrul suportului. Datorită acestui fapt, obiectul de testat instalat pe platformă se poate roti și în jurul axei sale longitudinale.

Pentru a simula sarcinile inerțiale pe un suport centrifugal, este necesar să se cunoască legea schimbării în timp a suprasarcinii care afectează nava spațială în timpul funcționării.

La reproducerea accelerațiilor liniare pe un suport centrifugal, mărimea suprasarcinii este de o importanță decisivă , gradient de suprasarcină , limita impulsului de suprasarcină
și o măsură a impactului integral
.

În timpul testării navelor spațiale și a elementelor acestora pe suporturi centrifuge, sunt reproduse trei tipuri principale de supraîncărcări:

Puls;

Periodic continuu complex;

Ortogonal neperiodic.

Testarea impactului

Principalele caracteristici ale procesului de impact și posibilele consecințe ale impactului asupra structurii și stării navei spațiale.

Impactul este impactul mecanic al corpurilor materiale, care duce la o schimbare finită a vitezei punctelor lor într-o perioadă infinitezimală de timp. Mișcarea de impact este o mișcare care apare ca urmare a unei singure interacțiuni a unui corp (mediu) cu sistemul în cauză, cu condiția ca cea mai scurtă perioadă de oscilații naturale a sistemului sau constanta sa de timp să fie proporțională cu sau mai mare decât timpul de interacțiune. .

În timpul interacțiunii impactului, accelerațiile șocurilor, viteza sau deplasarea sunt determinate în punctele luate în considerare. În mod colectiv, astfel de impacturi și reacții sunt numite procese de impact. Socurile mecanice pot fi simple, multiple sau complexe. Procesele de impact unic și multiplu pot afecta aparatul în direcțiile longitudinale, transversale și în orice direcție intermediară. Socurile complexe afectează un obiect în două sau trei planuri reciproc perpendiculare simultan. Sarcinile de șoc pe nave spațiale pot fi fie neperiodice, fie periodice. Apariția sarcinilor de șoc este asociată cu o schimbare bruscă a accelerației, vitezei sau direcției de mișcare a navei spațiale. Cel mai adesea, în condiții reale, are loc un proces complex de șoc unic, care este o combinație a unui impuls de șoc simplu cu oscilații suprapuse.

Principalele caracteristici ale procesului de impact includ:

Legile schimbării în timpul accelerației șocului
, viteza
și mișcări
;

Durata accelerației impactului este valoarea intervalului de timp (
) din momentul apariţiei până în momentul dispariţiei acceleraţiei şocului;

Durata de accelerare a șocului față - interval de timp de la momentul apariției accelerației șocului până la momentul corespunzător valorii sale de vârf;

Coeficientul de oscilații suprapuse ale accelerației șocului este raportul dintre suma totală a valorilor absolute ale creșterilor dintre valorile adiacente și extreme ale accelerației șocului și valoarea sa de vârf dublu;

Impulsul de accelerare a impactului este integrala accelerației impactului într-un timp egal cu durata acțiunii sale.

În funcție de forma curbei dependenței funcționale a parametrilor de mișcare, procesele de șoc sunt împărțite în simple și complexe. Procesele simple nu conțin componente de înaltă frecvență, iar caracteristicile lor sunt aproximate prin funcții analitice simple. Clasa funcției este determinată de forma curbei care aproximează dependența accelerației în timp - semisinus, cosinus, dreptunghiular, triunghiular, pătrat, trapezoidal etc.

Un șoc mecanic este însoțit de o eliberare rapidă de energie, având ca rezultat deformații elastice sau plastice locale, excitarea undelor de stres și alte efecte, conducând uneori la funcționarea defectuoasă și distrugerea structurii navei spațiale. Sarcina de șoc aplicată navei spațiale excită oscilații naturale amortizate rapid în ea. Valoarea suprasarcinii în timpul impactului, natura și viteza de distribuție a tensiunii în întreaga structură sunt determinate de forța și durata impactului și de natura modificării accelerației. Un impact care afectează o navă spațială poate provoca distrugerea mecanică a acesteia. În funcție de durata, complexitatea procesului de impact și accelerația maximă a acestuia în timpul testării, se determină gradul de rigiditate al elementelor structurale ale navei spațiale. O simplă lovitură poate provoca distrugeri din cauza apariției unor suprasolicitari puternice, deși pe termen scurt, în material. Un impact complex poate duce la acumularea de microdeformații de oboseală. Deoarece designul navei spațiale are proprietăți de rezonanță, chiar și o simplă lovitură poate provoca o reacție oscilativă în elementele sale, însoțită și de fenomene de oboseală.

Supraîncărcările mecanice provoacă deformarea și ruperea pieselor, slăbirea conexiunilor (sudate, filetate, nituri), deplasarea mecanismelor și comenzilor, în urma cărora se modifică reglarea și configurația dispozitivelor și apar alte defecțiuni.

Testarea structurilor și sistemelor navelor spațiale pentru sarcini de impact

Obiectivul general al testării la impact a navelor spațiale este de a verifica capacitatea navei spațiale și a tuturor elementelor sale de a-și îndeplini funcțiile în timpul și după impact. În acest caz, scopul este de a aduce rezultatele testului de impact cât mai aproape de efectul unui impact real în condiții naturale de funcționare a navei spațiale.

La reproducerea modurilor de încărcare cu șoc în condițiile unui experiment la sol, se impun restricții asupra formei impulsului de accelerație instantanee în funcție de timp, precum și asupra limitelor admisibile ale abaterilor formei pulsului. Cert este că aproape fiecare puls de șoc pe o bancă de laborator este însoțit de pulsație, care este o consecință a fenomenelor de rezonanță în instalațiile de șoc și echipamentele auxiliare. Deoarece spectrul pulsului de șoc este în principal o caracteristică a efectului distructiv al impactului, impunerea chiar și a unei mici pulsații poate face ca rezultatele măsurătorilor de laborator să fie nesigure.

Bancurile de încercare la șoc constau de obicei din următoarele elemente: un obiect de testare montat pe o platformă sau într-un container împreună cu un senzor de suprasarcină la șoc; mijloace de accelerare pentru a comunica obiectului viteza necesară; dispozitiv de frânare; sistem de control; aparat de înregistrare pentru înregistrarea parametrilor studiați ai obiectului și a legii modificării supraîncărcării la șoc; convertoare primare; dispozitive auxiliare pentru reglarea modurilor de funcționare ale obiectului testat; sursele de energie necesare pentru funcționarea obiectului de testare și a aparaturii de înregistrare.

Cel mai simplu suport pentru testarea la impact este un suport care funcționează pe principiul căderii obiectului de testat atașat unui cărucior de la o anumită înălțime, adică. folosind gravitația pentru a accelera. În acest caz, forma pulsului de șoc este determinată de materialul și forma suprafețelor care se ciocnesc. La astfel de standuri este posibil să se asigure accelerație până la
. Un stand care funcționează pe principiul aruncării unui obiect de la o anumită înălțime este disponibil în laboratorul de cercetare al Departamentului 601 al Institutului de Aviație din Moscova și se numește stand de cercetare pentru testele de aruncare. Supraîncărcările de șoc la astfel de standuri depind de înălțimea căderii
, rigiditatea elementelor de frânare , masa totală a mesei și a obiectului de testat
și se caracterizează prin următoarea dependență:
. Prin selectarea valorilor marcate corespunzător, se pot obține suprasarcinile necesare.

Sunt disponibile standuri de testare care utilizează o acționare hidraulică sau pneumatică pentru a accelera căruciorul care transportă obiectul de testat. Amortizoarele din cauciuc, arcurile, precum și motoarele liniare asincrone pot fi folosite ca dispozitiv de accelerare.

Capacitățile aproape tuturor suporturilor de impact sunt determinate de designul dispozitivelor de frânare. Să enumerăm și să descriem pe scurt tipurile acestor dispozitive, folosind cele împrumutate din Fig. 2.

Fig.2

1) Pentru a obține suprasarcini mari cu un mic front de creștere a acestora ( ) se folosește impactul obiectului de testat cu o placă rigidă (Fig. 2 ). Frânarea are loc datorită apariției unor forțe elastice în zona de contact la impact.

2) Pentru a obține suprasarcini într-o gamă largă, de la zeci la zeci de mii de unități, cu un timp de creștere de la zeci de microsecunde la câteva milisecunde, se folosesc elemente deformate sub formă de placă sau distanțier așezat pe o bază rigidă. Materialele acestor garnituri pot fi oțel, alamă, cupru, plumb, cauciuc etc. (Fig. 2 )

3) Pentru a asigura orice lege dată a modificării supraîncărcării și a duratei timpului de accelerare a șocului (
) într-o gamă mică, se folosesc elemente deformabile sub forma unui vârf, care este instalat între placa bancului de impact și obiectul de testare (Fig. 2). ).

4) Pentru a reproduce un impact cu o distanță de frânare relativ mare, se folosește un dispozitiv de frânare, constând dintr-o placă de plumb, deformată plastic, situată pe o bază rigidă a suportului și un vârf rigid al profilului corespunzător introdus în acesta (Fig. 2 ), fixat pe un obiect sau pe o platformă de suport. Astfel de dispozitive de frânare permit obținerea de suprasarcini pe o gamă largă
cu un timp scurt de creștere, ajungând la zeci de milisecunde.

5) Un element elastic sub forma unui arc poate fi folosit ca dispozitiv de frânare (Fig. 2. ), instalat pe partea mobilă a suportului de șoc. Acest tip de frânare asigură suprasarcini relativ mici de formă semisinusoidală cu o durată măsurată în milisecunde.

6) O placă metalică perforabilă, fixată de-a lungul conturului la baza instalației în combinație cu un vârf rigid al platformei sau al containerului, asigură suprasarcini relativ reduse (Fig. 2). ).

7) Elemente deformabile instalate pe platforma mobilă a standului (Fig. 2
), în combinație cu un dispozitiv de prindere conic rigid, asigură suprasarcini cu acțiune prelungită cu un timp de creștere de până la zeci de milisecunde.

8) Dispozitiv de frână cu șaibă deformată (Fig. 2 ) vă permite să obțineți trasee mari de decelerare pentru un obiect (până la 200 - 300 mm) cu mici deformații ale șaibei.

9) Dispozitiv de frânare pneumatic Fig. 2i vă permite să reproduceți impulsuri de șoc intens diverse forme. În plus, acest dispozitiv este reutilizabil.

10) Amortizoarele hidraulice sunt utilizate pe scară largă. Când obiectul de testat lovește amortizorul, tija acestuia este scufundată în lichid. Lichidul este împins prin vârful tijei conform legii determinate de profilul acului de control. Prin schimbarea profilului acului, este posibilă implementarea diferitelor tipuri de legi de frânare.

În încheierea prelegerii, trebuie remarcat faptul că testele de impact pot fi efectuate și pe modele la scară mică ale unui obiect, ghidate în dezvoltarea metodologiei pentru un astfel de experiment de teoria similarității proceselor fizice.

Tema cursului: Teste gazodinamice ale navelor spațiale.

Modelele la scară mică de nave spațiale reutilizabile din apropierea Pământului, precum și modelele la scară mică ale vehiculelor de coborâre care intră în atmosfera planetei la viteze mari, sunt supuse unor teste gaz-dinamice.

Probleme rezolvate în timpul testelor gazodinamice și o abordare metodologică a soluționării acestora.

La studierea proceselor gaz-dinamice prin modelare matematică sau fizică se rezolvă în principal două probleme: 1) Determinarea sarcinilor de forță asociate cu distribuția presiunii aerodinamice și a forțelor de frecare de-a lungul suprafeței exterioare a navei spațiale și a efectelor acustice. 2) Determinarea caracteristicilor gaz-dinamice ale fluxului, care sunt informatie necesara pentru a calcula densitatea fluxurilor de căldură convective și radiative către suprafața navei spațiale

Există două abordări posibile pentru a studia efectul fluxului de gaz asupra obiectului testat:

Obiectul studiat este situat nemișcat în configurația experimentală, iar gazului care curge în jurul suprafeței sale i se dă o anumită viteză relativă.

Obiectului studiat i se acordă o anumită viteză în raport cu un mediu gazos staționar.

Prima abordare este implementată în tunelurile de vânt, în care se creează un flux de gaz cu parametrii necesari, care curge în jurul corpului studiat.

A doua abordare este implementată folosind instalații balistice sau piste de rachete.

Atât în ​​primul cât și în cel de-al doilea caz, testele sunt efectuate pe modele de produse la scară mică, ceea ce se explică prin capacitățile energetice limitate ale centrelor de testare. În acest sens, modelarea condițiilor de curgere în jurul obiectelor de testare, prelucrarea și interpretarea rezultatelor testelor pe modele se bazează pe teoria similitudinii fenomenelor fizice. Asemănarea fizică a proceselor gazodinamice presupune prezența asemănării geometrice, cinematice și dinamice. Asemănarea geometrică presupune proporționalitatea dimensiunilor liniare similare pentru model și natură. Asemănarea cinematică presupune că caracteristicile cinematice ale particulelor similare ale fluxurilor similare care curg în jurul unor corpuri similare geometric sunt proporționale, de exemplu. în perioade proporționale de timp, particulele parcurg căi similare, iar vitezele și accelerațiile în puncte similare sunt proporționale, iar orientarea acestor vectori în spațiu este aceeași. Asemănarea dinamică presupune că forțele care acționează în puncte similare sunt proporționale ca mărime și au aceeași orientare.

Asemănarea se numește completă dacă în întreg spațiul care înconjoară modelul și natura se observă asemănarea tiparelor de curgere în ansamblu. Dacă această condiție nu este îndeplinită, atunci asemănarea se numește incompletă sau parțială.

Dacă scriem ecuațiile Navier-Stokes în formă adimensională, atunci pentru două curgeri similare hidrodinamic aceste ecuații se vor dovedi a fi complet identice. Ecuațiile adimensionale Navier-Stokes conțin următoarele complexe adimensionale constând din parametri dimensionali ca coeficienți (parametri):
,,
,
, Unde
- respectiv mărime caracteristică, viteză, presiune, densitate, coeficient de vâscozitate dinamică, acceleraţie gravitaţională, timp caracteristic. Indice se referă la parametrii unui flux de gaz neperturbat. Primul complex adimensional este numit în dinamica gazelor numărul Strouhal (Sh), al doilea - numărul Froude (Fr), al treilea - numărul Euler (Eu), al patrulea - numărul Reynolds (Re).

Este evident că pentru fluxuri similare din punct de vedere geometric și cinematic, ecuațiile adimensionale ale mișcării vor fi aceleași dacă fiecare dintre aceste complexe are aceeași valoare pentru obiectul la scară completă și pentru model și dacă în puncte similare ale acestor fluxuri, valorile relative ​densitatea și vâscozitatea sunt aceleași (
). Complexele adimensionale notate sunt astfel criterii de similitudine dinamică pentru sisteme similare din punct de vedere geometric și cinematic.

Într-un mediu compresibil, criteriul Euler (Eu) poate fi reprezentat folosind expresia binecunoscută pentru viteza sunetului
sub forma Eu= ; aceasta înseamnă că în cazul fluxurilor de gaze apar două criterii suplimentare de similaritate:

numărul lui Poisson
și numărul Mach
, ale căror valori, având în vedere asemănarea curenților din jurul modelului și cel real, ar trebui să fie aceleași
,
.

Instrumente pentru modelarea experimentală a proceselor gaz-dinamice

Tuneluri de vânt

În funcție de viteza fluxului de gaz în partea de lucru, tunelurile de vânt sunt împărțite în următoarele tipuri:

1) subsonic (
);

2) transonic și transonic (
);

3) supersonic (
);

4) hipersonic (
).

Pe baza caracteristicilor lor de proiectare, tunelurile de vânt pot fi împărțite în două clase: tuburi de tip deschis; conducte de tip închis.

La testarea unei nave spațiale sau a fragmentelor sale individuale în tunelurile de vânt, pot fi rezolvate următoarele sarcini:

Studiul influenței formei suprafeței unui obiect care curge în jurul unui flux de gaz asupra caracteristicilor aerodinamice ale acestui obiect în funcție de viteza fluxului care se apropie și în funcție de orientarea obiectului în raport cu vectorul viteza gazului.

Studiul dinamicii zborului navelor spațiale.

Studiul influenței forțelor aerodinamice asupra caracteristicilor elastice ale structurii carcasei navei spațiale.

Studii fizice legate de fluxul de aer în diferite condiții (studiul modelului gaz-dinamic al curgerii supersonice în jurul unui obiect, studiul caracteristicilor stratului limită etc.

În tuburi subsonice(vezi fig. 1) aerul este aspirat în țeavă de un ventilator 7 antrenat de un motor electric 8. Aerul aspirat în țeavă trece mai întâi prin grila de îndreptare 1 și grila de deturbulare 2, devine plan-paralel, apoi, trecând prin precamera 3, intră în duza conică 4, accelerează și lovește partea de lucru 5 a țevii, unde este instalat modelul testat. Din partea de lucru, fluxul intră în difuzorul 6 și este apoi eliberat în spațiul înconjurător. În tunelurile de vânt închise, fluxul, după ce a trecut de partea de lucru și de difuzor, este direcționat în canalul de retur și se întoarce prin duză în partea de lucru. Să notăm pe scurt scopul părților menționate ale tunelului de vânt. O grilă de îndreptare formată din plăci subțiri de metal servește la formarea unui flux paralel și la distrugerea vârtejurilor mari. Plasele de deturbulizare ajută la egalizarea vitezelor pe secțiunea transversală a curgerii și la reducerea turbulenței inițiale a curgerii în partea de lucru a conductei. Precamera servește la nivelarea și calmarea fluxului. Duza servește la accelerarea fluxului de aer de la minimul de la intrare la cel calculat la ieșire către partea de lucru. Duzele subsonice au forma unor canale conice. Partea de lucru este spațiul dintre duză și difuzor. Aici este instalat modelul de testare și sunt amplasate cântarele aerodinamice. Debitul de gaz în partea de lucru a conductei trebuie să aibă un câmp uniform de viteze și presiuni.

Tuburi transonice Ele sunt practic tuburi subsonice puternice de tip închis și acțiune constantă. Principala diferență dintre țevile transonice și transonice este proiectarea pereților părții de lucru: țevile transonice au pereți solizi care împiedică liniile de curgere să diverge în apropierea modelului, astfel încât câmpul de curgere este distorsionat. În țevile transonice, pereții piesei de lucru nu sunt solizi, ci au fante și perforații, care slăbesc influența pereților asupra formei liniilor de curgere din apropierea modelului, datorită acestui fapt, în țevile transonice este posibil să se obțină regimuri de curgere cu
cu duză subsonică.

Tuburi supersonice operează în intervalul de numere Mach
. Viteze mari de curgere a gazelor sunt asigurate de duze supersonice, care au secțiuni subsonice și supersonice. În secțiunea subsonică, aerul care vine din precamera accelerează până la viteza sunetului. În secțiunea supersonică, există o creștere suplimentară a vitezei și formarea finală a unui flux supersonic uniform pe secțiunea transversală. Fiecare duză supersonică este proiectată să producă un anumit număr Mach la ieșire. Această valoare depinde de raportul dintre zonele secțiunii de ieșire a duzei și secțiunea critică. Pentru a obține mai multe numere Mach într-o țeavă, se folosesc duze înlocuibile sau reglabile. Difuzorul într-o țeavă supersonică constă din două părți: un canal de îngustare inițial și o secțiune ulterioară de expansiune a țevii. În partea conică a difuzorului, viteza gazului supersonic scade treptat până la viteza sonică datorită formării undelor de șoc, apoi fluxul subsonic intră în partea divergentă a difuzorului, unde are loc o decelerare suplimentară a fluxului.

În tuburi hipersonice pentru a obține un flux cu un număr
în precamera este necesar să se creeze o presiune care depășește presiunea din partea de lucru a țevii de zeci de mii de ori, ceea ce provoacă valori absolute presiune în precamera. Obținerea căderii de presiune necesară se poate realiza prin vid în partea de lucru a țevii, care poate fi realizată folosind o cameră de vid sau utilizarea unui ejector cu mai multe trepte.

Tuburile hipersonice pot fi fie continue, fie intermitente. Conform principiului de funcționare, țevile periodice se împart în: atmosferic-vid, ejector, balon, balon-vid și balon-ejector.

Figurile 2 și 3 de mai jos, împrumutate de la, prezintă diagrame ale conductelor de vid atmosferic și ejector.

În conducta de vid atmosferic din rezervorul 9 se creează vidul necesar pentru funcționarea conductei. După deschiderea supapei de mare viteză 8, aerul atmosferic se precipită în țeavă prin precamera 1, în care sunt instalate ochiuri și grătare 2 pentru a îndrepta fluxul. În duza 3, aerul, după ce a atins viteza supersonică cu un anumit număr Mach, intră în partea de lucru 4, unde este instalat obiectul de testare 5, iar apoi prin difuzorul 6 și 7 intră în rezervorul de vid 9. În acest caz, un fluxul supersonic este creat în partea de lucru pentru o perioadă scurtă de timp. Dacă viteza de curgere în partea de lucru a conductei este mai mare de 4
, apoi aerul care părăsește duza, extinzându-se, își reduce temperatura atât de mult încât începe condensarea vaporilor de apă. Acest fenomen poate fi eliminat prin instalarea, de exemplu, a unui încălzitor pe gaz sau electric în fața precamerei. În schimb, aerul atmosferic poate fi trecut printr-un uscător înainte de a intra în precamera.

În conducta de evacuare, fluxul de aer este creat de la un ejector (pompă cu jet) 5 instalat în spatele piesei de lucru 3, căruia i se alimentează aer de înaltă presiune. O presiune crescută este creată în recipientul 8 al ejectorului 5. După deschiderea supapei 7, aerul din receptor intră în ejectorul 5. Aerul evacuat intră în conductă din atmosferă, trecând prin uscătorul 1, duza Laval 2 și piesa de lucru 3, unde este instalat obiectul de testare 4, după pe care, amestecându-se cu aerul care ejectează, îl părăsește prin difuzorul 6 în atmosferă.

Tuburile periodice considerate fac posibilă obținerea de debite cu un număr Mach mare la costuri energetice relativ scăzute, totuși, acțiunea unor astfel de tuburi este atât de scurtă încât obținerea caracteristicilor cantitative devine dificilă.

Conductele continue reproduc cu mai multă acuratețe parametrii de debit specificați. Condițiile de funcționare din ele pot fi menținute neschimbate pentru o lungă perioadă de timp. Mai jos este o diagramă a unui tub supersonic continuu. Schema, ca și cele două anterioare, este împrumutată de la. Conducta este antrenată de un motor electric 8, pe arborele căruia se află un compresor cu mai multe trepte 6, care asigură o cădere mare de presiune pentru ca conducta să funcționeze la viteze supersonice. Aerul, care trece prin compresor, se încălzește foarte mult, astfel încât designul conductei include un răcitor 5, în care este direcționat aerul. Aerul răcit, după ce a trecut duza Laval 4, capătă viteză supersonică și intră în partea de lucru 3, unde este instalat obiectul de testare 2, iar apoi prin difuzorul 1 și cotul canalului de retur 9 cu palete rotative 7 revine la compresor.

Tuburi de soc

Sunt instalații experimentale pentru studierea dinamicii gazelor și a proceselor fizico-chimice în fluxurile de gaze la temperaturi ridicate. O reprezentare schematică a uneia dintre opțiunile tubului de șoc este prezentată în Fig. 5.

În această figură 1 este un compartiment de înaltă presiune; 2 – diafragma; 3 - compartiment de joasa presiune; 4 - diafragma; 5 - duză; 6 - obiect de testare (model); 7 - fereastra; 8 - camera de vid; 9 - pompe de vid.

Principiul de funcționare al conductei este următorul: la atingerea presiunii de proiectare în compartimentul 1, diafragma 2 se rupe și gazul se precipită în compartimentul 3. Unda de șoc rezultată se propagă prin gazul de lucru, încălzindu-l și comprimându-l. Când valul ajunge la capătul compartimentului de joasă presiune, diafragma 4 de la intrarea în duză se va prăbuși și unda de șoc va fi reflectată, iar gazul comprimat și încălzit din spatele undei de șoc reflectată va curge prin duza 5 în camera de vid 8. După ce unda de șoc reflectată întâlnește suprafața de contact, aceasta va fi refractată și reflectată, iar această undă se va întoarce în duză. Din acest moment, mișcarea constantă a gazului în duză se oprește. Debitul devine instabil și funcționarea conductei se termină.

În tunelurile de vânt șoc, presiuni de stagnare de până la
iar temperatura de frânare la

. Timp de funcționare aproximativ 6
.

Instalații balistice.

Dacă în instalațiile aerodinamice se studiază interacțiunea unui flux de gaz cu un model de mișcare staționară sau limitată a unui produs, atunci în instalațiile balistice se poate studia interacțiunea unui flux de gaz cu un model în condiții de zbor liber.

Instalațiile balistice constau dintr-un dispozitiv de aruncare, care conferă modelelor viteza inițială necesară și o secțiune de măsurare, unde sunt înregistrate caracteristicile cinematice ale zborului modelului. La ieșirea din secțiunea de măsurare a instalației balistice sunt amplasate sisteme de frânare și de prindere a modelelor. Pe baza principiului accelerației modelului, dispozitivele de aruncare utilizate pentru aruncarea de mare viteză pot fi împărțite în două clase: gaz-dinamic, în care modelul este accelerat de gaz; electrodinamic, în care modelul accelerează sub influența forțelor electromagnetice.

În dispozitivele de aruncare cu gaz-dinamic se folosesc cel mai des fie pistoale cu pulbere, fie pistoale cu gaz ușoare, în care gazele ușoare (hidrogen și heliu) sunt folosite pentru accelerarea modelului, viteza sunetului în care este mult mai mare decât în ​​gazele pulbere. Dacă viteza maximă de aruncare în pistoalele cu pulbere nu depăşeşte
, atunci pistoalele ușoare cu gaz pot oferi modele cu viteze care depășesc 10 - 12
. Cu toate acestea, trebuie remarcat faptul că valorile mari ale vitezei de aruncare a modelului în pistoalele ușoare cu gaz sunt obținute prin implementarea unui principiu de accelerare a modelului în mai multe etape, care este după cum urmează: În primul rând, pistolul cu pulbere trage, accelerând pistonul, care se deplasează în o cameră umplută cu gaz ușor (de lucru), la viteze supersonice. Unda de șoc care apare în fața pistonului încălzește și comprimă gazul de lucru. Când temperatura și presiunea din camera cu gazul de lucru atinge valoarea calculată, diafragma se rupe, separând camera de țeava pistolului. Gazul comprimat și încălzit se precipită în țeava pistolului și accelerează modelul de testare la viteză mare.

Instalațiile balistice au o serie de avantaje față de tunelurile de vânt. Aceste avantaje sunt următoarele: 1) capacitatea de a schimba într-o gamă largă de numere
Și
; 2) capacitatea de a simula temperaturile reale de frânare; 3) fluxul de gaz incident pe model este netulburat; 4) nu există suporturi și elemente de fixare ale modelului care ar distorsiona imaginea gaz-dinamică a fluxului în jurul modelului; 5) posibilitatea unui control destul de precis și fiabil al parametrilor fluxului care se apropie; 6) posibilitatea studierii fenomenelor nestaţionare.

Dezavantajele suporturilor balistice includ următoarele:

După fiecare lovitură, modelul este distrus;

Din cauza dimensiunii reduse a modelului, este dificil să plasați instrumentele de măsurare în interiorul acestuia;

Poziția dorită a modelului în flux este stabilită într-un mod mai complex decât într-un tunel de vânt.

Tema cursului: Teste de sarcină acustică.

Surse de încărcări acustice

În condiții naturale, elementele structurale ale navelor spațiale sunt supuse unei încărcări acustice intense. Sarcina acustică este impactul câmpului sonor (acustic) generat în timpul funcționării motoarelor rachete asupra vehiculului de lansare, navelor spațiale, structurilor și ansamblurilor complexului de lansare și personalului de întreținere. Energia acustică generată de curentul cu jet al unui motor de rachetă este caracterizată prin spectrul de frecvență, intensitatea sunetului, nivelul presiunii sonore, durata expunerii și alți parametri.

Puterea sunetului, sau intensitatea radiației acustice, este determinată de cantitatea de energie transferată printr-o unitate de suprafață perpendiculară pe direcția de propagare a acesteia, pe unitatea de timp. Pentru o undă plană sinusoidală, puterea sunetului

, Unde
- amplitudinea presiunii sonore variabile, - densitatea medie a mediului, - viteza sunetului într-un mediu dat. În scopuri tehnice, s-a dovedit a fi foarte convenabil să se folosească legea Weber-Fechner, care afirmă că creșterea intensității senzației de sunet de către urechea umană este proporțională cu logaritmul raportului dintre energiile celor două. stimuli fiind comparați. Nivelul de presiune al sunetului exprimat în decibeli și raportat la limita audibilității:

.

Până la 1% din energia cinetică a jetului este cheltuită pentru formarea câmpului acustic. Spectrul de frecvență al zgomotului unui motor în funcțiune este de obicei în bandă largă și neted (așa-numitul zgomot alb). Cu toate acestea, cu unele configurații de sisteme de propulsie cu mai multe duze sau în timpul interacțiunii fluxurilor cu jet cu elemente ale dispozitivului de pornire, în spectrul de zgomot neted apar componente discrete - emisii la frecvențe individuale, a căror intensitate este uneori de 100 de ori sau mai mare. decât nivelul de intensitate al spectrului continuu. Cel mai mare pericol pentru un obiect îl reprezintă componentele discrete, care pot duce la vibrarea și chiar distrugerea acestuia, mai ales când frecvența componentei coincide cu frecvența naturală a structurii. Echipamentele și unele elemente ale sistemului de control sunt cele mai sensibile la sarcinile acustice.

Când sistemul de propulsie funcționează, zgomotul apare nu numai din fluxurile cu jet, ci și din vibrații, de exemplu, de la vibrațiile duzei și conductelor cauzate de impactul fluctuațiilor de presiune în stratul limită, vibrațiile directe ale motoarelor din cauza dezechilibrării elementelor rotative, funcționarea fitingurilor etc. Cu toate acestea, aceste surse de vibrații sunt mici în amplitudine și au o frecvență mare. Cele de bază, adică Cele mai periculoase vibrații apar ca urmare a impactului acustic asupra aeronavei, atât de multă atenție se acordă studiului câmpului acustic al sistemului de propulsie. Metodele teoretice pentru studierea încărcării acustice a unui aparat nu sunt pe deplin de încredere. Să remarcăm un complex de fenomene care nu se pretinde a fi complet, al căror calcul este în prezent foarte dificil și necesită cercetări experimentale: 1) o creștere a sarcinilor asupra elementelor aparatului datorită „adăugării dinamice” cauzate de aleatoriu. (zgomot) încărcare acustică; 2) apariția rezonanțelor mecanice nedorite în echipamentele electronice, elementele de automatizare și dispozitivele cauzate de permeabilitatea acustică a carcasei dispozitivului și de vibrații; 3) influența acusticii asupra proceselor de transfer de căldură; 4) influența transparenței acustice a rezervoarelor asupra proceselor de amestecare a straturilor reci (inferioare) și calde (superioare) de lichid, în special a celor criogenice; 5) încălzirea acustică a lichidelor criogenice în rezervoare datorită fenomenelor de absorbție a sunetului de către aceste lichide; 6) cavitația acustică a lichidelor la admisia pompelor motorului.

Tipuri de teste acustice și caracteristicile lor scurte

Pentru a studia impactul acustic asupra produsului, se efectuează următoarele teste:

Pe bază de sol la scară largă direct pe produs;

Pe un suport deschis cu motorul pornit;

În cutii închise cu diverse surse de zgomot;

În camerele acustice.

Testele la scară completă la sol ne permit să abordăm cel mai îndeaproape condițiile operaționale și, prin urmare, să asigurăm verificare completă rezistența structurală și funcționarea echipamentelor de bord. Astfel de teste sunt ultimele din programul general de testare a navei spațiale pentru influențele acustice. Dezavantajul unor astfel de teste este costul lor ridicat, deoarece în timpul tuturor testelor motoarele care generează câmpul acustic trebuie să funcționeze la putere maximă. Condițiile de zbor ale încărcării acustice în condiții de sol nu sunt practic reproduse.

Testarea pe un banc deschis cu motorul pornit este mai economică. Produsele mari pot fi testate pe astfel de standuri. Accelerarea testării și respectarea nivelurilor de sarcină cerute în acest caz se realizează prin alegerea poziției obiectelor testate în raport cu sursa de zgomot. Modurile de testare sunt stabilite pe baza măsurătorilor la scară completă a sarcinilor sonore și a deformațiilor la punctele de control de pe suprafața produsului.

Testarea în cutii închise permite niveluri mai mari de încărcări acustice decât într-un stand deschis, rezultând timpi de testare mai scurti. Dezavantajul acestor teste este o anumită distorsiune a câmpului sonor în comparație cu condițiile naturale.

Testele în camere acustice speciale, unde sunt create condiții apropiate de condițiile la scară maximă, ne permit să obținem cele mai fiabile informații despre performanța obiectului testat. Cu toate acestea, volumul limitat al acestor camere nu permite testarea obiectelor mari.

Mai jos este luată din Figura 1, care prezintă o diagramă schematică a unei cutii deschise pentru efectuarea testelor acustice.

Produsele testate 4 sunt plasate pe un cadru de montare 5 în jurul unui jet 3 care curge din duza unui motor cu reacție 1. Pentru a evacua gazele, un difuzor 2 este situat în spatele zonei de lucru obiectele testate sunt controlate folosind microfoane și senzori de extensometru. Sursa de zgomot este fluxul de evacuare al unui motor cu reacție. În apropierea ieșirii duzei de evacuare, nivelurile de zgomot sunt de aproximativ 160 - 175
. O astfel de radiație acustică intensă din fluxurile cu jet este asociată cu eterogenitatea structurii fluxului turbulent și poate fi considerată ca rezultat al interacțiunii vârtejurilor turbulente non-staționare. Trebuie remarcat faptul că puterea acustică
jetul turbulent este determinat de formula
, Unde
;- densitatea mediului în jet; - viteza de scurgere a gazului din duza motorului;
- diametru de tăiere a duzei; Și - respectiv, densitatea mediului si viteza de propagare a sunetului in mediu.

Diagrama unei cutii închise, care face parte din așa-numita cameră de reverberație, este prezentată în Figura 2.

Fig.2

În această figură, poziția 1 este cutia de testare, 2 este corpul camerei, 3 este poarta, 4 este claxoanele sirenei, 6 sunt sirenele cu jet de gaz, 7 este cutia generatorului de sunet, 8 este țeava de eșapament.

Sirenele cu jet de gaz creează niveluri de presiune sonoră de până la 180
și mai mare pe o gamă largă de frecvențe. Sirenele sunt împărțite în dinamice și statice Principiul de funcționare al sirenelor statice se bazează pe efectul că atunci când un flux de aer este suflat printr-o duză conică la viteză supersonică, se creează o distribuție periodică a presiunii cu zone de instabilitate în fluxul de aer. fata duzei. Prin plasarea rezonatorului în aceste zone, unde sonore sunt emise în spațiul din jurul rezonatorului. Sirenele dinamice pot reproduce un spectru de frecvență discret și un spectru de frecvență de bandă largă. Principiul de funcționare a unei astfel de sirene este următorul. Un disc rotativ cu găuri este instalat în fluxul de aer care curge din duzele unei camere speciale (precameră). Numărul de duze și pasul distribuției lor în jurul circumferinței precamerei sunt egale cu numărul și pasul distribuției găurilor din disc. Deschiderea și închiderea alternativă a găurilor duce la o schimbare bruscă a parametrilor gazodinamici ai jetului și, în consecință, la apariția unor pulsații de presiune în gâtul cornului sirenei, care creează vibrații sonore în mediul aerian. Frecvența vibrațiilor sonore depinde de viteza de rotație a discului cu găuri.

În camerele de reverberație, sunetul este reflectat de pe pereți, iar câmpul sonor din jurul obiectului de testat reprezintă un model de interferență al undelor sonore, de exemplu. are loc efectul de creștere a vibrațiilor mediului.

Grosimea pereților cutiei camerei de reverberație poate ajunge până la 80
la nivelul de zgomot 170
. La interior, suprafața pereților are o acoperire care reflectă foarte mult undele sonore. Acest lucru se realizează prin tencuirea pereților și apoi călcarea acestora. Uneori, pereții sunt acoperiți cu plăci de fațadă. Astfel de pereți reflectă aproape complet (99%) undele sonore. Ca urmare, în cameră este creat un câmp sonor difuz, adică un câmp în care nivelurile de presiune sonoră sunt aceleași în orice punct al camerei. Dimensiunile camerei sunt selectate în conformitate cu dimensiunile obiectului de testat. În medie, volumul camerei de reverberație ar trebui să depășească volumul obiectului testat de cel puțin 8 ori. Pentru ca câmpul acustic să fie mai uniform, camerele au volume relativ mici (sub 1000
) sunt construite cu pereți neparaleli, ceea ce îmbunătățește condițiile de reverberație a sunetului. Camerele cu volum mare sunt de obicei realizate într-o formă dreptunghiulară. Pentru a crește difuziunea câmpului sonor în astfel de camere, uneori se folosesc difuzoare - pene rigide instalate pe suprafețele interioare ale camerelor. Aproximativ volumul camerei de reverberație poate fi determinat din condiția asigurării intervalului de frecvență inferioară a măsurătorilor folosind formula
, Unde - volumul camerei, - frecventa limita inferioara.

Camerele de reverberație sunt utilizate în mod obișnuit pentru a testa structurile aeronavelor de dimensiuni mari. Generatoarele de presiune sonoră sunt instalate în diferite locuri în interiorul camerei sau pot fi instalate în afara camerei. Nivelul de zgomot atins în astfel de camere este de 177
. Spectrul de zgomot controlabil - de la 40 la 10000
. Astfel de camere fac posibilă reducerea semnificativă a puterii acustice necesare, precum și evitarea practic a impactului zgomotului puternic asupra personalului de operare. Nivelul de zgomot din apropierea camerei nu depășește 50
.

Tema cursului: Caracteristici generale ale performanței termice a navelor spațiale. Probleme de testare a vidului termic al navelor spațiale.

RAPORT DEMIS Ames M. W. Jr. (Milton W. Ames, Jr.) Introducere Istoria aeronauticii și astronauticii a arătat că definirea direcțiilor principale sau a obiectivelor naționale are o mare influență asupra dezvoltării tehnologiei. Deoarece acest lucru s-a întâmplat deja în trecut, presupun că la fel va fi și cazul în 2000. Deoarece pentru analiză tehnologie moderna necesită o abordare sistematică, cred că în viitoarele cercetări spațiale, diverse probleme de proiectare vor fi luate în considerare în legătură mai strânsă cu proiectul în ansamblu, precum și cu problemele de dezvoltare și funcționare și, ca urmare, problemele rezolvate la intersecția dintre diferite ştiinţe vor deveni din ce în ce mai importante . Provocările practice de proiectare vor da naștere la noi forme aeronaveși va necesita dezvoltarea de noi materiale, care la rândul lor vor crea noi probleme și vor dezvălui multe aspecte interesante ale problemelor vechi atât în ​​cercetarea de bază, cât și în cea aplicată. Materiale Baza dezvoltării tehnologiei este cunoștințele despre proprietățile materialelor. Toate navele spațiale folosesc o varietate de materiale într-o varietate de condiții. În ultimii ani, numărul materialelor studiate și caracteristicile care ne interesează a crescut brusc. Creștere rapidă a numărului de materiale tehnice utilizate pentru a crea nave spațiale, precum și interdependența crescândă a designului navelor spațiale și proprietăților materialelor sunt ilustrate în tabel. 1. În 1953, aluminiul, magneziul, titanul, oțelul și aliajele speciale erau de interes primordial ca materiale de aviație. Cinci ani mai târziu, în 1958, au fost utilizate pe scară largă în știința rachetelor. În 1963, fiecare dintre aceste grupe de materiale includea deja sute de combinații de elemente sau componente, iar numărul materialelor de interes a crescut cu câteva mii. Materialele noi și îmbunătățite sunt acum necesare aproape peste tot, iar acest lucru este puțin probabil să se schimbe în viitor.

tabelul 1

Materiale utilizate în structurile navelor spațiale

Material	1953	1958	1963
Beriliu			+
Materiale care asigură reglarea termică			+
Materiale termoelectrice			+
Materiale fotovoltaice			+
Acoperiri de protecție			+
Ceramică			+
Materiale armate cu fire			+
Acoperiri ablabile (materiale ablative)			+
Materiale laminate		+	+
Polimeri		+	+
Metale refractare		+	+
Aliaje speciale	+	+	+
Deveni	+	+	+
Aliaje de titan	+	+	+
Aliaje de magneziu	+	+	+
Aliaje de aluminiu	+	+	+

Nevoia de noi cunoștințe în știința și tehnologia materialelor are ecou în universitățile noastre, companiile private, organizațiile independente de cercetare și diverse agenții guvernamentale. Tabelul 2 oferă o idee despre natura și amploarea cercetării NASA asupra noilor materiale. Aceste lucrări includ atât cercetarea de bază, cât și cea aplicată. Cele mai mari eforturi sunt concentrate în zonă cercetare de bazaîn fizica și chimia stării solide. De interes aici sunt structura atomică a materiei, interacțiunile forțelor interatomice, mișcarea atomilor și mai ales influența defectelor proporționale cu dimensiunea atomilor.

masa 2

Programul de cercetare a materialelor

Fizica și chimia materialelor	Structura atomică și electronică, termodinamică și cinetică
Materiale de construcție	Materiale cu rezistență specifică ridicată Aliaje rezistente la căldură Ceramică Polimeri Materiale pentru aeronave de transport supersonice
Materiale utilizate în electronică	Supraconductori și lasere Semiconductori Materiale termoionice
Cercetări privind aplicarea materialelor	Distrugerea în spațiul cosmic Resursele lunare

Următoarea categorie include materiale structurale cu rezistență specifică ridicată, cum ar fi titanul, aluminiul și beriliul, aliajele termorezistente și refractare, ceramica și polimerii. Un grup special ar trebui să includă materiale pentru aeronavele de transport supersonice. Există un interes din ce în ce mai mare pentru categoria materialelor utilizate în electronică în cadrul programului NASA. Cercetările în supraconductori și lasere sunt în curs de desfășurare. În grupul semiconductorilor sunt studiate atât materialele organice, cât și cele anorganice. De asemenea, se fac cercetări în domeniul termoionicii. În cele din urmă, programul de cercetare a materialelor se încheie cu o luare în considerare a problemelor dintr-un punct de vedere foarte general uz practic materiale. Pentru a arăta potențialele aplicații viitoare ale cercetării materialelor, mă voi concentra pe cercetările legate de influența aranjamentului spațial al atomilor asupra proprietăților de frecare ale metalelor. Dacă ar fi posibilă reducerea frecării între suprafețele metalice care vin în contact, aceasta ar face posibilă îmbunătățirea aproape tuturor tipurilor de mecanisme cu părți mobile. În cele mai multe cazuri, frecarea dintre suprafețele de contact este mare și se folosește lubrifiant pentru a o reduce. Cu toate acestea, înțelegerea mecanismului de frecare între suprafețele nelubrifiate este, de asemenea, de mare interes. Figura 1 prezintă unele dintre rezultatele cercetărilor efectuate la Centrul de Cercetare Lewis. Experimentele au fost efectuate în condiții de vid profund, deoarece gazele atmosferice contaminează suprafețele și le modifică dramatic proprietățile de frecare. Prima concluzie importantă este că caracteristicile de frecare ale metalelor pure sunt foarte dependente de structura lor atomică naturală (vezi partea stângă a Fig. 1). Când metalele se solidifică, atomii unora formează o rețea spațială hexagonală, în timp ce atomii altora formează o rețea cubică. S-a demonstrat că metalele cu o rețea hexagonală au o frecare mult mai mică decât metalele cu o rețea cubică.

Apoi au fost studiate o serie de metale, atomii cărora se află la vârfurile prismelor hexagonale cu distanțe diferite între bazele lor. Studiile au arătat că frecarea scade odată cu creșterea înălțimii prismei (vezi partea centrală a Fig. 1). Metalele cu raportul maxim dintre distanța dintre bazele prismelor și distanța dintre fețele laterale au cea mai mică frecare. Acest rezultat experimental este în concordanță cu concluziile teoriei deformării metalului. În etapa următoare, a fost ales ca obiect de studiu titanul, despre care se știe că are o structură hexagonală și caracteristici de frecare slabe. Pentru a îmbunătăți caracteristicile de frecare ale titanului, au început să studieze aliajele sale cu alte metale, a căror prezență ar fi trebuit să mărească dimensiunea rețelelor atomice. După cum era de așteptat, pe măsură ce distanța dintre bazele prismelor creștea, frecarea a scăzut brusc (vezi partea dreaptă a Fig. 1). În prezent se desfășoară experimente suplimentare pentru a îmbunătăți în continuare proprietățile aliajelor de titan. De exemplu, putem „comanda” un aliaj, de exemplu. folosind tratamentul termic pentru a aranja atomii diferitelor elemente într-un mod mai adecvat și pentru a studia modul în care aceasta afectează frecarea. Noile progrese în acest domeniu vor îmbunătăți fiabilitatea mașinilor cu piese rotative și vor deschide probabil mari oportunități în viitor. Deși poate părea că am făcut progrese mari în ultima perioadă în dezvoltarea materialelor rezistente la căldură, progresul în explorarea spațiului în următorii 35 de ani va fi strâns legat de dezvoltarea de noi materiale care pot funcționa la temperaturi mari timp de multe ore și, în unele cazuri, ani. Figura 2 arată cât de important este acest lucru. Axa ordonatelor arată aici timpul de funcționare în ore, iar axa absciselor arată temperatura de lucruîn grade Celsius. În regiunea umbrită de la 1100 la 3300°C, singurele materiale metalice care pot fi folosite sunt metalele refractare. Pe axa y, o linie orizontală marchează durata de lucru, egală cu un an. Gama de parametri de funcționare ai unui motor de rachetă nucleară este limitată de temperaturi de la 2100 la 3200 ° C și de durata de funcționare de la 15 minute la 6 ore. (Aceste cifre sunt foarte aproximative și sunt furnizate doar pentru a determina aproximativ limitele intervalului de parametri de operare.) Zona etichetată „aeronava hipersonică” caracterizează condițiile de funcționare ale materialelor pielii. Acest lucru necesită muncă mult mai lungă. Pentru navele spațiale reutilizabile, sunt cotați timpi de funcționare de doar 60 până la 80 de ore, dar, în realitate, timpi de funcționare de ordinul a mii de ore pot fi necesari la temperaturi cuprinse între 1320 și 1650 ° C sau mai mult. Din Fig. 2 se poate aprecia importanța metalelor refractare pentru rezolvarea problemelor puse de programul de explorare spațială. Unele dintre aceste materiale sunt deja utilizate și sunt încrezător că vor fi îmbunătățite și vor deveni și mai importante odată cu trecerea timpului. Uneori poți auzi asta tehnologie moderna materialele nu sunt cu adevărat o știință, ci mai degrabă o artă foarte dezvoltată. Acest lucru poate fi parțial adevărat, dar sunt sigur că știința materialelor și tehnologia materialelor au avut deja rezultate destul de bune nivel inalt dezvoltare și va juca un rol important în viața țării noastre la începutul anilor 2000. Proiecte de nave spațiale Să ne întoarcem acum la problemele de proiectare a navelor spațiale. Figura 3 indică principalele probleme de proiectare care apar la proiectarea vehiculelor de lansare și navelor spațiale moderne. Acestea includ: sarcini care acționează asupra structurii, dinamicii și mecanicii zborului; dezvoltarea structurilor care pot rezista la sarcini termice mari; protecția împotriva efectelor condițiilor de spațiu, precum și dezvoltarea de noi modele și combinații de materiale pentru aplicații viitoare.

Dezvoltarea proiectelor de nave spațiale este încă într-un stadiu incipient de dezvoltare și se bazează pe experiența în proiectarea aeronavelor și a rachetelor balistice. Din fig. 4 rezultă că vehiculele mari de lansare moderne sunt în multe privințe legate de rachetele balistice. LA trăsături distinctive Configurațiile lor includ un raport de aspect mare, care reduce rezistența atmosferică și un volum mare ocupat de combustibil. Greutatea combustibilului poate fi de la 85 la 90% din greutatea de lansare a vehiculului de lansare. Greutatea specifică a structurii este foarte mică, deci este în esență o carcasă flexibilă cu pereți subțiri. Cu costul ridicat de astăzi pe unitate de greutate al unei încărcături utile lansate pe orbită sau a unei traiecții de zbor către Lună și planete, este deosebit de benefic să se reducă greutatea structurii principale la un minim acceptabil. Problemele de proiectare apar și mai acut atunci când hidrogenul lichid și oxigenul, care au o greutate specifică scăzută, sunt utilizate ca componente de combustibil, rezultând necesitatea unor volume mari pentru a găzdui combustibilul.

Proiectantul viitoarelor vehicule de lansare se va confrunta cu multe probleme noi și complexe. Este posibil ca vehiculele de lansare să devină mai mari, mai complexe și mai scumpe. Pentru a le reutiliza fără costurile ridicate ale transportului de retur sau ale reparațiilor, vor trebui abordate probleme importante de proiectare și tehnologie a materialelor. Cerințele neobișnuite impuse diferitelor tipuri de viitoare nave spațiale au intensificat deja căutarea de noi tipuri de design și procese de producție. Cerințele de protecție împotriva pericolelor care ne așteaptă în spațiul cosmic, cum ar fi meteoriții, radiațiile dure și termice, intensifică foarte mult cercetările efectuate pentru a crea modele de nave spațiale. De exemplu, în timpul depozitării pe termen lung a hidrogenului lichid și a altor lichide criogenice în spațiul cosmic, scurgerile componentelor combustibilului prin sistemul de drenaj și găurile de meteorit din rezervoarele de combustibil ar trebui practic eliminate. S-au înregistrat progrese semnificative în dezvoltarea materialelor izolatoare cu conductivitate termică excepțional de scăzută. Acum este posibil să se asigure stocarea combustibilului în timpul petrecut pe rampa de lansare și a mai multor revoluții în jurul Pământului. Cu toate acestea, în timpul depozitării pe termen lung în condițiile spațiului cosmic timp de până la un an, apare o problemă foarte complexă asociată cu fluxul de căldură prin elementele structurale ale rezervoarelor și conductelor. În următorii ani, ar trebui să se acorde multă atenție rezolvării acestei probleme. Alte probleme de zbor spațial, cum ar fi problema plierii navelor spațiale mari sau a pieselor acestora în timpul procesului de lansare pe orbită și apoi asamblarea lor în spațiu, vor necesita, de asemenea, noi soluții de proiectare. În același timp, în timpul unui zbor spațial, nava spațială nu este afectată nici de forțele gravitaționale, nici aerodinamice, care extind zona. solutii posibile la proiectare. Figura 5 prezintă un exemplu de soluție de proiectare neobișnuită, posibilă numai în condițiile spațiului cosmic. Aceasta este una dintre opțiunile pentru un radiotelescop orbital, care are dimensiuni mult mai mari decât cele care ar putea fi furnizate pe Pământ. Astfel de dispozitive sunt necesare pentru a studia emisia radio naturală a stelelor, galaxiilor și altor obiecte cerești. Una dintre benzile de frecvență radio de interes pentru astronomi se află în intervalul de la 10 MHz și mai jos. Undele radio cu această frecvență nu trec prin ionosfera pământului. Pentru a recepționa unde radio de joasă frecvență, sunt necesare antene orbitale extrem de mari. Partea stângă a Fig. 5 prezintă o curbă a diametrului antenei în funcție de frecvența radiației recepționate. Se poate observa că pe măsură ce frecvența scade, diametrul antenei crește și pentru a recepționa unde radio cu o frecvență mai mică de 10 MHz sunt necesare antene cu un diametru mai mare de 1,5 km.

O antenă de această dimensiune nu poate fi lansată pe orbită, iar greutatea ei, folosind principiile convenționale de proiectare, ar depăși cu mult capacitățile celor mai mari vehicule de lansare. Chiar și ținând cont de absența gravitației, proiectarea unor astfel de antene ridică mari dificultăți. De exemplu, dacă faceți reflectorul antenei solid din folie de aluminiu cu o grosime de numai 0,038 mm, atunci greutatea materialului de suprafață cu un diametru al antenei de 1,6 km va fi de 214 tone, din fericire, datorită frecvenței scăzute a recepției emisie radio, suprafața antenei poate fi transformată într-o rețea. Progresele recente în domeniul structurilor mari ajurate permit ca zăbrelele să fie realizate din fire subțiri. În acest caz, materialul care formează suprafața antenei va cântări de la 90 la 140 kg. Acest design va permite antenei să fie lansată pe orbită și apoi asamblată. În același timp, este posibil să se asigure ambalarea densă a antenei împreună cu sistemele de stabilizare și alimentare cu energie. Radiațiile dure din spațiul cosmic vor continua să fie principalul factor distructiv pentru vehiculele lansate în spațiu. Această distrugere se datorează în parte bombardării navelor spațiale de către protoni de înaltă energie din centurile de radiații, precum și erupțiilor solare. Studiul efectelor care decurg dintr-un astfel de bombardament indică necesitatea de a studia esența mecanismelor de distrugere și de a determina caracteristicile materialelor utilizate ca ecrane de protecție.

1 - bobine supraconductoare; 2 - câmp magnetic; 3 - sarcina pozitiva a navei spatiale; 4 - ecran absorbant; 5 - protectie cu plasma.

Dezvoltarea de noi metode de protecție ar trebui să includă și cercetarea posibilității de ecranare cu ajutorul magneților supraconductori, care vor reduce semnificativ greutatea dispozitivelor de protecție și, prin urmare, vor crește sarcina utilă a navelor spațiale destinate zborurilor pe termen lung. Figura 6 ilustrează acest lucru idee noua, numită protecție cu plasmă. O combinație de câmpuri magnetice și electrostatice este utilizată pentru a devia particulele încărcate, cum ar fi protonii și electronii. Baza protecției cu plasmă este câmpul magnetic generat de bobine supraconductoare relativ ușoare, care înconjoară întregul dispozitiv. Pe stațiile spațiale toroidale, echipajul și echipamentul sunt situate într-o zonă cu putere scăzută a câmpului magnetic. Nava spațială devine încărcată pozitiv datorită injectării de electroni în câmpul magnetic din jur. Acești electroni poartă o sarcină negativă egală ca mărime cu sarcina pozitivă a navei spațiale. Protonii care poartă o sarcină pozitivă din spațiul din jurul aparatului vor fi respinși de sarcina pozitivă a aparatului. Electronii care se deplasează în spațiul din jurul aparatului ar putea descărca câmpul electrostatic, dar acest lucru este împiedicat de câmpul magnetic, care le îndoaie traiectoriile. Dependența greutății unor astfel de sisteme de protecție de volumul navei spațiale este prezentată grafic în partea inferioară a Fig. 6. Pentru comparație, sunt date ponderile corespunzătoare ecran de protectie, care este un strat de material pe calea radiației. Deoarece controlul mișcării unui flux de electroni necesită un câmp magnetic de intensitate foarte moderată, greutatea protecției cu plasmă în cazuri tipice va fi de aproximativ 1/20 din greutatea unui ecran de absorbție convențional. Deși ideea de ecranare cu plasmă este promițătoare, există încă multe necunoscute despre modul în care funcționează în spațiul cosmic. În acest sens, în prezent sunt în curs de desfășurare studii teoretice și experimentale privind posibila instabilitate a norului de electroni sau interacțiunea cu praful și plasma cosmică. Până acum, nu au fost descoperite dificultăți fundamentale și se poate spera că radiațiile cosmice pot fi contracarate cu protecție cu plasmă, ale cărei caracteristici de greutate vor fi semnificativ mai bune decât cele ale altor tipuri de protecție. Reintrare atmosferică Să ne întoarcem acum la problema navelor spațiale care pătrund în atmosfera Pământului și a altor planete. Principala dificultate aici, desigur, este protecția împotriva fluxurilor de căldură care apar la reintrarea în atmosferă. Energia cinetică colosală a navei spațiale trebuie convertită în alte tipuri de energie, în principal mecanică și termică, deoarece in caz contrar dispozitivul fie se va arde, fie se va deteriora. Vitezele de intrare ale viitoarelor nave spațiale vor varia între 7,6 și 18,3 km/sec. La viteze mai mici, partea principală a fluxului de căldură este fluxul de căldură convectiv, dar la viteze de peste ~ 12,2 km/sec, fluxul de căldură radiativ de la șocul arcului începe să joace un rol major. Materialele moderne de protecție termică sunt eficiente până la viteze de ~ 11 km/sec pe vehiculele cu o calitate aerodinamică scăzută, cu toate acestea, la viteze de intrare de la 15,2 la 18,3 km/sec, vor fi necesare materiale noi. Figura 7 ajută la înțelegerea de ce în viitor, pentru a rezolva problemele de intrare în atmosfera navelor spațiale cu echipaj, dispozitivele capabile să dezvolte o portanță semnificativă vor fi de mare interes. Axa ordonatelor arată raportul dintre forța de ridicare și de tracțiune L/D (calitate aerodinamică) la viteze hipersonice, iar axa de abscisă arată viteza de intrare. Primele semne ale unei tendințe de creștere a eficienței aerodinamice sunt vizibile în exemplul navelor spațiale Mercur, Gemini și Apollo. Este de așteptat ca în viitor zborurile orbitale în jurul Pământului să atingă înălțimea orbitelor sincrone. Navele care intră în atmosfera terestră din această regiune a spațiului cosmic vor avea viteze de până la 10,4 km/sec (în Fig. 7 există o linie verticală etichetată „Orbite sincrone”). Vitezele de intrare pentru navele spațiale cu echipaj care se întorc de pe alte planete, cum ar fi Marte, sunt mult mai mari. Cu alegerea corectă a timpului de lansare și utilizarea gravitației lui Venus, acestea ajung la 12,2 - 13,7 km/sec, în timp ce cu întoarcerea directă de pe Marte vitezele depășesc 15,2 km/sec. Interesul pentru viteze atât de mari de intrare este asociat cu o mai mare flexibilitate în metoda de întoarcere directă de pe planetă.

Pentru a menține în limite rezonabile supraîncărcările suferite de echipajul navei la viteze atât de mari de intrare, este necesară creșterea forței de ridicare aerodinamică în comparație cu nava spațială Apollo. În plus, o creștere a liftului (mai corect, calitate aerodinamică L/D) la viteze mari va extinde coridoarele de intrare permise, care pentru vehiculele cu coborâre balistică se îngustează la zero. Pe măsură ce ridicarea crește, crește și precizia de manevră și aterizare. Una dintre cele mai importante faze ale zborului navelor spațiale cu putere de ridicare este apropierea și aterizarea în sine. Caracteristicile de zbor ale navelor spațiale cu sustentație la viteză mică sunt atât de diferite de cele ale aeronavelor convenționale încât două aeronave, prezentate în Fig. 8, au trebuit să fie construite pentru a le studia. Aparatul superior are un index HL-10, iar cea de jos este M2-F2.

Aceste dispozitive ar trebui să fie ridicate la o înălțime de aproximativ 14 km cu ajutorul aeronavelor B-52 și aruncate la viteze de zbor corespunzătoare unui număr Mach de până la 0,8. Vehiculele HL-10 și M2-F2 sunt echipate cu motoare rachete mici, alimentate cu peroxid de hidrogen, care permit simularea raportului variabil de ridicare la tracțiune. Folosind aceste motoare, este posibil să se varieze unghiul de apropiere al traiectoriei, precum și marja de stabilitate statică, pentru a determina caracteristicile optime de zbor ale viitoarelor nave spațiale cu echipaj cu o configurație similară. Navele de această formă vor avea o greutate apropiată de cea a viitoarelor nave spațiale. În prezent, acestea sunt instrumentate, sunt supuse unor teste la sol și se pregătesc pentru testarea în zbor. Concluzii finale Am încercat să dau scurtă recenzie ultimele realizări în dezvoltarea de noi materiale, structuri și tehnici pentru reintrarea navelor spațiale în atmosferă. Acest lucru ne-a permis să punctăm câteva direcții pentru cercetările viitoare. Deoarece programul nostru de explorare spațială există de mai puțin de un deceniu, oricine poate ghici ce progrese vor aduce următorii 35 de ani. În orice caz, este clar că rezolvarea problemelor viitorului va necesita eforturi mari. Prin urmare, cea mai importantă întrebare pare să fie cum să întreprindem cel mai bine această muncă.

Șeful Sectorului de cercetare avansată al NASA.

În mai 1970 au fost efectuate primele zboruri experimentale ale aeronavei HL-10 (Interavia nr. 7007, p. 6, 1970; Zborul 97, nr. 3195, p. 947, 1970). - Aprox. traducere

Caracteristici aerodinamice.

Elementele structurale ale aeronavei trebuie să aibă o rezistență ridicată, deoarece sunt supuse unor sarcini grele în timpul zborului, aterizării și mișcării aeronavei la sol. În timp ce forma structurilor fixe ale solului, cum ar fi clădirile sau podurile, poate fi determinată de proiectant din motive de rezistență și economie, proiectarea aeronavei trebuie, în plus, să satisfacă o serie de cerințe suplimentare stricte, în special cele aerodinamice. De exemplu, aripa trebuie să reziste la forțele și momentele de încovoiere și de torsiune rezultate din acțiunea forței instabile a fluxului de aer pe suprafața aripii. Un fascicul încorporat rigid poate rezista cel mai eficient la astfel de sarcini, dar un astfel de design este nepotrivit din punct de vedere al aerodinamicii, conform căruia secțiunile transversale ale aripii trebuie să fie profile subțiri, bine raționalizate. Acest exemplu ilustrează caracteristică importantă structuri de aeronave, în timpul proiectării cărora, împreună cu îndeplinirea cerințelor de rezistență, este necesar să se asigure caracteristici aerodinamice ridicate.

Caracteristici de greutate.

A doua trăsătură caracteristică a structurilor aerospațiale este dorința de a-și reduce greutatea la minimum posibil. În caz contrar, avionul sau racheta nu vor putea decola sau transporta sarcina utilă necesară. Din acest motiv, proiectarea și calculul structurilor aerospațiale se realizează cu atâta precizie încât este permisă doar acea greutate care este absolut necesară pentru rezistență. O astfel de greutate redusă a structurii poate fi obținută numai prin utilizarea unor elemente structurale subțiri și alungite din materiale de înaltă rezistență.

Considerații de proiectare.

Astfel, cele două trăsături principale care deosebesc structurile aeronautice de structurile de inginerie de la sol sunt influența încărcărilor aerodinamice asupra formei structurii și utilizarea elementelor exclusiv ușoare alungite și cu pereți subțiri din materiale de înaltă rezistență. La diferite stadii de dezvoltare a aviației au fost propuse diverse soluții de proiectare pentru aeronave. Există o legătură evidentă între designul optim al unei aeronave și viteza acesteia. Este interesant de observat că unele decizii de proiectare luate în primele etape ale dezvoltării aviației s-au dovedit a fi acceptabile pentru aeronavele moderne care zboară în același interval de viteză. Astfel, un fuzelaj sudat din tuburi de oțel a reprezentat o noutate în timpul Primului Război Mondial, care a făcut posibilă îmbunătățirea performanței aeronavelor de luptă și creșterea vitezei de zbor a acestora la 160 km/h. Astfel de modele au devenit complet nepotrivite pentru luptătorii celui de-al Doilea Război Mondial, care zburau cu viteze de aproximativ 640 km/h. Pe de altă parte, avioanele sport și avioanele de performanță uz personal, care a apărut mult mai târziu, ating rareori viteze mai mari de 160 km/h, iar tuburile metalice sudate sunt folosite cu succes în proiectarea fuzelajelor lor.

AVIAȚIA ÎNAINTE PRIMULUI RĂZBOI MONDIAL

De-a lungul primelor decenii de aviație, designerii au încercat să optimizeze designul aeronavelor experimentând diferite opțiuni și design-uri. S-a dovedit că multe scheme de proiectare care au fost propuse în aplicațiile pentru invenții în anii 1930 aveau propriile lor prototipuri, care fuseseră deja propuse la începutul acestui secol, dar au fost respinse și uitate în timp. O caracteristică semnificativă comună tuturor aeronavelor construite înainte de Primul Război Mondial a fost aceea că foloseau aripi extrem de subțiri. S-a crezut atunci că ridicarea necesară poate fi atinsă doar pe suprafețe aerodinamice foarte subțiri, plate sau ușor curbate. O aripă atât de subțire, ca o placă subțire, se îndoaie chiar și sub influența unei sarcini mici. Pentru a asigura rigiditatea și rezistența necesare, aripa a fost întărită cu bretele exterioare.

Monoplan înclinat.

În stadiul incipient al dezvoltării aviației, au fost utilizate cu succes două modele de aeronave - un monoplan înclinat (Fig. 1, A) și biplan (Fig. 2). Exemple de monoplane sunt aeronavele proiectate de Alberto Santos-Dumont și Louis Blériot. Biplanurile au fost proiectate de frații Wright. O analiză simplă a echilibrului forței și momentelor arată modul în care bretele și barele externe sporesc rezistența unei structuri. În fig. 1, b este clar că greutatea G aeronava este echilibrată prin portare Y, care apare atunci când aerul curge în jurul aripii. Forța de ridicare aplicată la distanță d din centrul de greutate și creează un moment Yd. Acest moment trebuie să fie echilibrat de momentul forțelor de reacție, deoarece sistemul aripă-concentrație este în echilibru, așa cum se arată în Fig. 1, b. Sub acțiunea forței de ridicare, brațul inferior este tensionat, iar cel superior este slăbit. În consecință, în zbor, brațul superior nu transmite nicio forță către fuzelaj, iar forțele de reacție vor apărea doar la joncțiunea aripii cu bretele inferioare. Aceasta este puterea Hîn fig. 1, b. Mărimea lor poate fi calculată din condiția de echilibru pentru momente:

Din această ecuație algebrică simplă găsim mărimea forței de reacție orizontale H:

Formula (2) arată că forța de reacție orizontală este mai mică, cu atât distanța este mai mare hîntre aripă și locul unde brațul inferior este atașat de fuzelaj. Atunci când un avion aterizează sau se deplasează pe pistă, există puțină susținere pe aripă, deoarece este proporțională cu pătratul vitezei. În astfel de condiții, o parte din greutatea aripii trebuie să fie susținută de brațul superior, în timp ce brațul inferior este descărcat. Din acest motiv, suportul de sus se numește „aterizare” sau de întoarcere, iar brațul de jos se numește „flight” sau suport de sarcină. O aripă subțire nu poate rezista la sarcini grele. Prin urmare, este necesar să măriți distanța h, adică atașați suportul de susținere lângă trenul de aterizare, iar suportul superior de stâlp, care este plasat deasupra fuselajului în aceste scopuri.

Brace biplan.

Pentru a mări distanțele verticale la atașarea bretele, a fost propus un design biplan (Fig. 2). Distanța dintre aripile superioare și inferioare ale unui biplan corespunde distanței h, discutat mai sus în legătură cu proiectarea monoplanului, în timp ce ca d se ia distanța dintre bară și fuzelaj. Ecuațiile (1) și (2) se aplică unui biplan, ceea ce permite creșterea altitudinii h comparativ cu un monoplan.

Materiale de aviație.

Modelele primelor aeronave au folosit în principal tipuri de lemn durabil, cum ar fi molid și bambus. Exista o opinie că materialele grele, cum ar fi metalele, nu erau potrivite pentru fabricarea structurilor de aeronave. Oțelul a fost folosit pentru bretele. Lemnul este, fără îndoială, un material structural excelent, absorbind cu succes sarcinile de încovoiere cu o greutate moartă mică. În acest caz, contururile exterioare ale aripii și ale fuselajului au fost obținute prin întinderea pânzei pe un cadru de lemn.

Problemă de glisare.

Principalul dezavantaj al structurilor contravântuite este rezistența mare (forța de rezistență la mișcarea înainte a vehiculului în aer) datorită prezenței multor elemente structurale auxiliare, cum ar fi bretele, barele, roțile trenului de aterizare, arbori și amortizoare. ale dispozitivului de aterizare, care sunt expuse fluxului de aer. Un astfel de avion ar putea dezvolta un relativ mic viteza maxima(recordul mondial de viteză de zbor în 1910 a fost de numai 106 km/h).

STRUCTURILE CADRU

Pentru a crește viteza aeronavei, a fost necesar să-i schimbăm radical designul - treceți la structurile cadru. Baza unei aeronave cadru este fuselajul său, care conține cabina de pilotaj, compartimentul pentru pasageri și compartimentele de marfă. Încărcăturile mari sunt, de asemenea, transferate către fuzelaj, care acționează asupra cozii aeronavei în timpul unei manevre rapide. Setul de rezistență al structurii cadrului prezentat în Fig. 3, A, este ușor și în același timp capabil să reziste la sarcini semnificative.

Fuzelaje sudate din tuburi de otel.

Unele avioane timpurii aveau fuselaje cu cadru realizate din bare de molid sau bambus ținute împreună cu sârmă de oțel. Cu toate acestea, astfel de structuri nu erau suficient de puternice; Un progres semnificativ a fost structura fuzelajului sudată din tuburi de oțel, propusă în timpul Primului Război Mondial de A. Fokker. Fokker a folosit oțel moale cu un conținut de carbon mai mic de 0,12% pentru structurile aeronavelor, deoarece elementele realizate din acesta sunt ușor sudate între ele. La început, acest tip de fuzelaj a fost considerat nesigur, dar treptat a găsit o utilizare pe scară largă, iar odată cu apariția tuburilor de crom-molibden de înaltă rezistență, a fost posibilă reducerea semnificativă a greutății fuselajului.

Fuzelajuri cu conexiuni detașabile ale elementelor.

Au fost dezvoltate structuri de aeronave complet diferite în Anglia, unde sudarea era considerată o metodă nesigură de îmbinare și elementele individuale ale cadrului erau conectate folosind conectori mecanici, adesea foarte pricepuți. Renunțarea la sudare a deschis britanicilor posibilități largi de a folosi aliaje de aluminiu și oțeluri înalt aliate care nu puteau fi sudate. Aceste materiale de înaltă rezistență au redus greutatea structurii aeronavei, în ciuda greutății suplimentare a articulațiilor. Principalul dezavantaj al unui fuzelaj cu conexiuni detașabile ale elementelor a fost costul ridicat de producție, chiar dacă aeronavele au fost produse în serie mare. Producția de fuzelaje sudate din tuburi de oțel a fost mult mai ieftină.

Înveliș.

Pentru a crea condiții confortabile pentru pasageri, cadrul trebuie acoperit cu înveliș. Mai mult, la începutul secolului s-a stabilit că pentru a crește viteza și a reduce rezistența la rezistență, este necesar ca suprafața exterioară a aeronavei să fie netedă. Cea mai simplă acoperire era pânza, care era întinsă peste un cadru de grinzi și apoi acoperită cu vopsea sau lac. Forma astfel obtinuta nu avea insa contururi netede: elementele exterioare ale cadrului ieseau de sub piele. Evident, cu forme atât de incomode era imposibil să se realizeze o curgere lină cu rezistență minimă. Pentru a elimina acest dezavantaj, proiectanții de aeronave de mare viteză au început să folosească un fuselaj al cadru format din cadre de formă ovală conectate la grinzi (spars) și stringere longitudinale, așa cum se arată în Fig. 3, b. Aceste rame și stringere au conferit cadrului dreptunghiular o formă bine raționalizată. Cu toate acestea, proeminențele încă ieșeau de sub învelișul țesăturii și, pentru a le elimina, designerii au început să folosească învelișuri subțiri de placaj.

Aripi de biplan.

Designul tipic al aeronavei cu cadru a fost biplanul, care a fost folosit aproape peste tot în timpul Primului Război Mondial. A fost preferată până la mijlocul anilor 1930. Piloții de vânătoare aveau o viziune negativă asupra monoplanurilor, iar argumentul lor principal era că biplanul era mai manevrabil. Într-adevăr, biplanul are o bună manevrabilitate datorită deschiderii mici a aripilor sale, drept urmare greutatea aeronavei este concentrată în apropierea fuselajului. Inginerii din aviație formulează această proprietate în mod diferit, spunând că un biplan are un mic moment de inerție.

Designul tradițional al unei aripi de biplan din lemn este prezentat în Fig. 4. Conține două elemente portante principale - cârlii de aripi. Conturul exterior al aripii este format folosind elemente numite nervuri și înveliș de material textil întins peste ele. Acest design de aeronave a rămas neschimbat până în anii 1920, când industria aeronautică engleză a trecut la construcția integrală din metal. Acum slăbii au început să fie realizate din benzi de oțel înalt aliat, iar nervurile din plăci de oțel sau aluminiu prin ștanțarea profilelor necesare. Labele și nervurile au fost asamblate într-o structură de tip cadru ajurata.

Monoplan cu aripi înalte.

Monoplanurile cu aripi înalte au apărut în anii 1930 și au devenit rapid populare ca avioane personale cu două locuri și antrenori pentru a înlocui designul biplanului. Chiar și după al Doilea Război Mondial, multe avioane de acest tip aveau bretele.

Acest monoplan era semnificativ diferit de predecesorul său. Aripa sa mult mai groasă este situată deasupra fuzelajului, iar barele sunt folosite în loc de bretele. Struturile pot suporta forțe mari atât la compresie, cât și la tensiune, iar o lonjerie înlocuiește o pereche de bretele. O astfel de aeronavă nu conține un număr de elemente structurale ale unui monoplan contravântuit și are o rezistență semnificativ mai mică (Fig. 5).

Monoplan cantilever.

Un pas important înainte în comparație cu biplanul a fost designul monoplanului în consolă, care a găsit o utilizare pe scară largă în anii 1920 în avioanele Fokker. În fig. Figura 6 prezintă o diagramă schematică a aeronavei Fokker cu aripi înalte, pe care au fost stabilite multe recorduri de distanță de zbor. În legătură cu această schemă, să ne întoarcem încă o dată la ecuația (1), care exprimă egalitatea momentelor. Acum putere H sunt forțe de tracțiune sau de compresiune care acționează asupra flanșelor baronului și h– distanta dintre flanse. Sarcina pe flanșă poate fi redusă prin creșterea distanței dintre flanșe, ceea ce necesită creșterea grosimii secțiunii aripii. Designul aripii Fokker cu o grosime relativă (raportul dintre grosimea maximă a profilului și coarda aripii) de 20% are caracteristici aerodinamice bune.

Aripa în consolă a modelului Fokker avea labele și nervuri din lemn și o piele de placaj. Foarte durabil și rigid, era încă ceva mai greu decât alte structuri similare. Într-o serie de țări, de exemplu în Anglia, Italia și Uniunea Sovietică, s-au creat aripi metalice cantilever cu lăți și nervuri din oțel și aluminiu și acoperire din țesătură. Ulterior, utilizarea pielii metalice a făcut posibilă creșterea semnificativă a rezistenței aripii. O astfel de aripă este de obicei numită o aripă cu piele de lucru. Metodele de fabricație și asamblare, precum și calculul unor astfel de structuri, diferă semnificativ de metodele utilizate pentru aripa unei structuri de cadru.

CONSTRUCȚIE MONOCOCĂ

Principiul monococ.

Pe măsură ce viteza de zbor a aeronavelor a crescut, problema reducerii rezistenței a devenit din ce în ce mai importantă. Un pas complet firesc a fost înlocuirea stratului de țesătură a aripii cu piele de metal realizată din foi subțiri de aliaje de aluminiu. Pielea metalică a făcut posibilă eliminarea deflexiunilor dintre nervuri și, prin urmare, reproducerea mai fidelă a formelor recomandate de aerodinamiști pe baza calculelor teoretice și a studiilor experimentale în tunelurile de vânt. În același timp, designul fuzelajului s-a schimbat. Un cadru portant dreptunghiular a fost amplasat în interiorul unei structuri de carcasă compusă din rame ușoare și stringere; Acest design a îndeplinit mai bine cerințele aerodinamice pentru forma fuselajului. Pe aeronavele cu un singur motor, partea din față a fuzelajului a început să fie, de asemenea, învelită tablă pentru a reduce probabilitatea unui incendiu. Când a fost necesar să se îmbunătățească netezimea suprafeței, pielea țesăturii a fost înlocuită cu placaj sau metal pe toată lungimea fuzelajului, dar astfel de piei au devenit prohibitiv de scumpe și grele. A fost prea risipitor să crești greutatea structurii și să nu folosești proprietățile sale de rezistență sporite pentru a absorbi sarcini aerodinamice.

Următorul pas era evident. Deoarece carcasa exterioară a fuzelajului devenise suficient de puternică, a devenit posibilă îndepărtarea cadrului interior. Acesta este principiul construcției monococ. Un monococ este o carcasă dintr-o singură piesă, a cărei formă satisface cerințele aerodinamicii și, în același timp, este suficient de puternică pentru a absorbi și transmite sarcinile care apar în timpul zborului, aterizării și mișcării aeronavei la sol. Termenul „monococ” este un hibrid format din cuvinte grecești și franceze și tradus literal ca „cochilie dintr-o bucată”. Acest termen se aplică aripilor și fuzelajurilor în care pielea este principalul element portant.

Al doilea avantaj important al designului monococă este ilustrat în Fig. 7. Secțiunea transversală a structurii cadrului, concepută pentru a găzdui două persoane în interiorul acesteia, are o formă dreptunghiulară, reprezentată printr-o linie continuă. Carcasa exterioară acoperită cu material textil a fuzelajului este prezentată cu o linie întreruptă. Conturul exterior al fuzelajului monococă, care găzduiește două persoane, este reprezentat de o linie punctată. Folosind un planimetru, este ușor de stabilit că aria secțiunii transversale a unei structuri monococ este cu 33% mai mică decât pentru un fuselaj cu cadru bine raționalizat. Toate celelalte lucruri fiind egale, rezistența fuselajului este proporțională cu aria sa transversală. În consecință, designul monococă, la o primă aproximare, permite o reducere a rezistenței la rezistență cu 33% doar datorită ariei secțiunii transversale mai mici în comparație cu structura cadrului. În plus, există un câștig în ridicare datorită curgerii mai bune în jurul și netezirii suprafeței. Cu toate acestea, structurile de cadru, datorită costului de producție mai mic și greutății relativ mai mici, au continuat să fie folosite pentru avioanele cu viteză redusă chiar și după cel de-al Doilea Război Mondial. Structurile monococ au fost utilizate pe aeronavele care zboară cu viteze de peste 320 km/h.

Monococi cu pereți subțiri.

O monococă tipică cu pereți subțiri pentru o aeronavă de transport este de obicei realizată din plăci subțiri din aliaj de aluminiu, care sunt modelate pentru a se potrivi cerințelor aerodinamice. Această carcasă este întărită cu elemente portante transversale - rame și elemente portante longitudinale - bare sau stringere. (Acești termeni se referă la structura fuselajului. În structura aripii, elementele de rezistență longitudinale sunt stringere, iar cele transversale sunt nervuri.) În fig. Figura 8 arată cum este construit un fuselaj monococă tipic. (Acest design este acum numit în mod obișnuit „semi-monococă” sau „monococă întărită”, în timp ce termenul „monococă pură” sau pur și simplu „monococă” este folosit pentru carcasele exterioare care au puțină sau deloc întărire.)

Datorită dimensiunii mari a fuselajului și a sarcinilor aerodinamice relativ mici, carcasa monococă este foarte subțire (de obicei, de la 0,5 la 1,5 mm). O înveliș atât de subțire își păstrează forma dacă asupra ei acționează forțele de tracțiune, dar se deformează sub influența forțelor de compresiune sau forfecare. În fig. Figura 9 prezintă efectul forțelor de compresie asupra unei plăci metalice dreptunghiulare. Astfel de forțe de compresie sunt experimentate, de exemplu, de panourile metalice delimitate la margini de stringere de pe partea superioară a fuzelajului, atunci când forțele aerodinamice care acționează asupra cozii aeronavei sunt îndreptate în sus.

Conform legilor mecanicii solide, efortul critic (adică sarcina pe unitate de suprafață) la care o placă plană începe să se deformeze poate fi calculată folosind formula

Unde f kr – stres critic care provoacă deformarea plăcii, E– modulul elastic al materialului, t– grosime şi b– lățimea plăcii dintre suporturi (într-un design real aceasta este distanța dintre stringere). De exemplu, dacă un panou cu o grosime de 0,5 mm și o lățime de 150 mm este realizat din aliaj de aluminiu, atunci modulul său de elasticitate este de aproximativ 70.000 MPa. Înlocuind aceste valori în formula (3), constatăm că valoarea stresului critic la care apare deformarea pielii este de 2,8 MPa. Aceasta este semnificativ mai mică decât rezistența la curgere (280 MPa) și rezistența la rupere (440 MPa) a materialului.

Materialul monococ nu va fi utilizat eficient dacă deformarea înseamnă că placa își pierde capacitatea de a transporta sarcina. Din fericire, nu este cazul. Testele efectuate de Institutul Național de Standarde și Tehnologie din SUA au arătat că sarcinile aplicate pe marginea unui panou pot depăși semnificativ valoarea sarcinii critice corespunzătoare apariției flambajului, deoarece sarcina aplicată panoului este aproape complet absorbită de benzile de material de la marginile sale.

Lățimea totală a acestor benzi a fost numită de T. von Karman „lățimea efectivă” a plăcii. Conform teoriei sale, sarcina finală experimentată de panou în momentul distrugerii acestuia din cauza apariției cedarii materialului în apropierea marginilor prinse poate fi calculată folosind formula

Aici P– sarcina totală care acționează asupra panoului în momentul distrugerii, t- grosimea panoului, E– modulul de elasticitate şi f curgere – limita de curgere a unui material (stresul la care deformația începe să crească fără a crește în continuare sarcina). Calculele folosind formulele (3) și (4) arată că sarcina critică care provoacă flambaj este cu aproximativ un ordin de mărime mai mică decât sarcina finală care provoacă distrugerea. Această concluzie trebuie luată în considerare la proiectarea unei aeronave.

Utilizarea plăcilor subțiri într-o stare supercritică pentru deformare este una dintre principalele caracteristici distinctive ale structurilor monococi cu pereți subțiri. Progresele în avioanele de transport, bombardiere și luptători în timpul celui de-al Doilea Război Mondial nu ar fi fost posibile fără a înțelege faptul că deformarea unei plăci subțiri nu provoacă distrugerea acesteia. În domeniile mai conservatoare ale mecanicii inginerești, cum ar fi proiectarea podurilor și a clădirilor, deformarea panourilor nu este permisă. Pe de altă parte, mii de aeronave zboară și, în același timp, unele dintre plăcile metalice din structurile lor funcționează în condiții de deformare. cel mai timp de zbor. Panourile proiectate corespunzător care suferă deformarea în zbor devin complet netede de îndată ce aeronava aterizează, iar sarcinile aerodinamice care acționează asupra structurii în zbor dispar.

Grinda cu pereți subțiri.

Un alt tip de flambaj apare într-o grindă cu pereți subțiri, un element important în structurile aeronavelor. Conceptul de grinzi cu pereți subțiri este explicat în Fig. 10. Sub forță W pe capătul liber al unei grinzi cu pereți subțiri, flanșa sa superioară va fi supusă forțelor de tracțiune, iar flanșa inferioară va fi supusă forțelor de compresiune. Mărimea forțelor care acționează asupra flanșelor poate fi calculată din starea de echilibru static. Forța tăietoare generată de forță W, se transmite de-a lungul peretelui subțire al fasciculului. O astfel de placă subțire își pierde stabilitatea și începe să se deformeze sub o sarcină destul de mică. Pe ea se formează pliuri diagonale, adică. configurația deformarii sale este semnificativ diferită de convexitățile emisferice care apar atunci când suprafața plăcii se deformează din cauza comprimării acesteia.

G. Wagner a dezvoltat o metodă practică de calcul a tensiunilor într-o grindă cu pereți subțiri în condițiile formării de pliuri pe pereți și a demonstrat experimental că este posibil să se proiecteze o grindă cu pereți subțiri care să nu se prăbușească sub acțiunea sarcinilor de zbor. De 100 de ori mai mare decât sarcinile la care începe deformarea unui perete subțire. Deformațiile rămân elastice, iar pliurile dispar complet atunci când sarcina este îndepărtată.

Datorită îndoirii întregii structuri sub sarcina prezentată în Fig. 10, flanșa superioară a grinzii este întinsă, iar cea inferioară este comprimată. Când apar pliuri, peretele subțire acționează ca un set de un număr mare de bretele diagonale, care absorb forțele de forfecare precum bretele exterioare ale unei aripi monoplane contravântuite (Fig. 1). Scopul stâlpilor verticali este de a menține distanța dintre flanșele grinzii.

În anii 1930, conceptul de grinzi cu pereți subțiri a devenit utilizat pe scară largă în industria aeronautică pentru proiectarea monococilor cu pereți subțiri, în special pentru spate de aripi cu pereți de forfecare.

Dispunerea elementelor structurale în monococi cu pereți subțiri.

Fuzelajul monococ ideal cu pereți subțiri este format din plăci subțiri susținute de un număr mare de stringere și rame mai mult sau mai puțin uniform distribuite, așa cum se arată în fig. 8. Cu toate acestea, trebuie făcute decupaje în fuzelaj însuși pentru a găzdui ferestrele și ușile aeronavelor de pasageri sau turnulețelor de tun și trape de bombardament la aeronavele militare. În cazul deschiderilor mari, cum ar fi pe aeronavele grele concepute pentru a transporta vehicule pe șenile complet încărcate sau pe bombardierele torpiloare care transportă torpile mari în interiorul fuzelajului, concentrarea stresului în apropierea deschiderilor devine o problemă serioasă. Adesea, marginile unor astfel de decupaje sunt întărite cu lămpi puternice. La unele aeronave, este necesar să se prevadă un număr atât de mare de decupaje în fuzelaj, încât proiectantul preferă să folosească proprietățile portante ale celor patru lăți principale și să folosească stringere scurte doar ca elemente auxiliare de rezistență, deoarece elementul de rezistență la tăiere este incapabil să transmită sarcina.

Datorită faptului că sarcinile acționează în principal asupra celor patru elemente structurale principale, acest tip de fuselaj este de fapt intermediar între o structură de cadru și o monococă armată. Poate fi considerat ca un monococ parțial armat. Astfel de monococi sunt mai des folosite pentru aripi decât pentru fuzelaje, deoarece aripile unei aeronave trebuie să găzduiască tren de aterizare retractabil, rezervoare de combustibil, motoare, clapete retractabile, elerone, mitraliere, tunuri și numeroase părți minore. Cele mai grave probleme cauzate de integritatea structurii monococ ranforsate sunt asociate cu amplasarea trenului de aterizare și a rezervoarelor de combustibil, deoarece aceste unități sunt situate lângă rădăcina aripii, unde structura trebuie să fie cea mai puternică. În plus, multe configurații nu permit trecerea aripii prin fuzelaj, deoarece acest spațiu este necesar pentru a găzdui echipajul, pasagerii sau motoarele. Prin urmare, în proiectarea aripii sunt utilizate două largi puternice, așa cum se face pe un monoplan cu o aripă înaltă. Spațiul dintre cele două elemente laterale poate fi utilizat pentru a găzdui unitățile și componentele menționate mai sus. În zonele aripii care nu au fante, pielea este întărită cu stringeri, care cresc și mai mult rezistența aripii. Cu toate acestea, cea mai mare parte a încărcăturii este preluată de cele două bare principale.

Consolele aripilor exterioare au un design pur monococă (Fig. 11). Sarcinile sunt absorbite de carcasa și elementele de rezistență longitudinale ale consolei. Diferența dintre o țesătură verticală și un șanț este că țesătura are un element de îmbinare care are aceeași formă ca și celelalte stringers, în timp ce șanțul este atașat folosind flanșe mai masive.

Concept de construcție monococă cu pereți groși.

În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, viteza aeronavelor experimentale a început să se apropie de viteza sunetului, iar structurile monococi cu pereți subțiri nu mai îndeplineau cerințele crescute. Unul dintre factorii care au contribuit la creșterea vitezei de zbor a fost crearea așa-numitului. profile laminare ale aripilor care aveau rezistență foarte mică. Cu toate acestea, avantajele aripilor laminare puteau fi realizate doar dacă forma necesară a suprafeței aripii era respectată cu strictețe, iar cea mai mică perturbare a netezimii suprafeței (nituri proeminente sau adâncituri pentru nituri înfundate) anula toate avantajele profilului laminar. . Din acest motiv, monococile ranforsate cu pereți subțiri s-au dovedit nepotrivite pentru crearea de aripi cu flux laminar pentru aeronavele de mare viteză.

Un alt factor care necesită o aderență precisă la forma aripii și a fuselajului aeronavelor de mare viteză este instabilitatea fluxului transonic. În fluxurile transonice, modificări foarte mici ale formei suprafeței aerodinamice pot determina o schimbare completă a modelului de curgere și apariția undelor de șoc, care duc la o creștere bruscă a forței de rezistență.

Pentru că rezista exact formularul cerut suprafețele din plăci subțiri sunt foarte dificile, a trebuit să creștem grosimea pielii structurilor aeronavelor. Un alt motiv pentru creșterea grosimii placajului a fost valoarea insuficientă a înălțimii clădirii (distanța hîn fig. 6) modele de aripi de avion. Proiectat pentru viteze mariÎn zbor, profilele aripilor trebuie să fie foarte subțiri (grosimea relativă maximă a aripilor pentru aeronave supersonice și rachete este de obicei mai mică de 10% din coardă). Sarcinile care acționează pe suprafețele inferioare și superioare ale unei astfel de aripi sunt foarte mari și doar pielea groasă le poate rezista.

Conceptul de sandviș.

Prima structură cu pereți groși care a folosit conceptul sandwich a fost pielea avionului de luptă Havilland Mosquito. În acest design, spațiul dintre două piei subțiri și puternice (straturi portante) este umplut cu un material mult mai ușor; un astfel de panou compozit poate rezista la sarcini de încovoiere mai mari decât două piese portante fără miez lipit împreună. În plus, această structură cu mai multe straturi rămâne ușoară, deoarece miezul are o densitate scăzută. Un exemplu de structură ușoară multistrat care are o rezistență crescută este cartonul de ambalare, în care există un strat de hârtie ondulată între două foi exterioare de carton. Cartonul multistrat are o rigiditate și o rezistență mai mare la îndoire decât o foaie de carton de aceeași greutate. Un factor important care previne deformarea suprafeței este capacitatea panoului de a rezista la sarcini de încovoiere. Pielele multistrat cu pereți groși, cu rigiditate crescută la îndoire, previn deformarea suprafeței în timpul situațiilor normale de zbor și ajută la menținerea formei netede a aripii și a suprafețelor fuselajului. Straturile portante sunt conectate la stratul central cu ajutorul adezivului. Nu se utilizează nituire și aceasta asigură o suprafață netedă.

Metode de producere a structurilor multistrat.

Se folosesc mai multe metode pentru a produce elemente ale structurilor multistrat de formă complexă. Una dintre ele este explicată în Fig. 12. Se realizeaza o matrita care reproduce cu acuratete forma dorita a elementului multistrat. Straturile structurii multistrat sunt lubrifiate cu adeziv sintetic și plasate într-o matriță. Carcasa structurii multistrat este acoperită cu o carcasă dintr-un material etanș, cum ar fi cauciucul durabil, iar matrița este închisă etanș cu un capac. Aburul fierbinte este pompat în carcasă sub presiune, iar sub influența temperaturii ridicate și a presiunii uniforme a aburului, adezivul se întărește și conectează în mod fiabil straturile portante cu umplutura. Această tehnologie de formare poate fi utilizată pentru a produce elemente structurale de forme complexe cu pereți curbați de grosime variabilă.

În timpul celui de-al Doilea Război Mondial, adezivii sintetici și tehnologia de lipire a straturilor au găsit o utilizare pe scară largă în industria aeronautică. Această tehnologie a furnizat conexiuni durabile între materiale diferite, cum ar fi lemnul și metalele, și a făcut posibilă producerea ieftină a pielii cu suprafețe netede.

Distrugerea unei structuri multistrat.

Ca și în cazul structurilor de cadru și monococurilor cu pereți subțiri, defecțiunea unei structuri sandwich începe pe partea care este supusă compresiunii. Datorită grosimii mari a panoului sandwich, forța de compresiune care provoacă flambaj și deformare este semnificativ mai mare decât valoarea la care apar pentru prima dată semnele de deformare pe suprafața monococilor armate cu pereți subțiri. Raportul acestor valori poate ajunge la 20 sau chiar 50. Cu toate acestea, trebuie amintit că monococile cu pereți subțiri pot funcționa sub sarcini mult mai mari decât sarcina critică pentru apariția deformării, în timp ce deformarea suprafeței unui multistrat. pielea provoacă întotdeauna distrugerea acestuia din urmă.

Sarcina critică care provoacă flambajul unei carcase cu mai multe straturi poate fi estimată folosind metode de proiectare a plăcilor omogene și a carcasei cu un singur strat. Cu toate acestea, rezistența relativ mică la forfecare a materialului de agregat ușor reduce considerabil magnitudinea tensiunii critice și acest efect nu poate fi neglijat.

Pierderea stabilității unei structuri cu mai multe straturi duce de obicei la deformarea sau încrețirea suprafeței carcaselor subțiri portante. În fig. Figura 13 prezintă două tipuri de instabilitate: umflarea simetrică și înclinarea. Umflarea simetrică apare în cazul unei grosimi mari a stratului cu umplutură, iar distorsiunea apare în cazul unei grosimi mici a unui astfel de strat.

Tensiunea critică care provoacă pierderea stabilității unei structuri multistrat, însoțită de apariția ambelor forme de deformare a suprafeței, poate fi determinată prin formula

Unde f kr – valoarea critică a tensiunii pentru straturile portante, Ef– modulul de elasticitate al materialului stratului suport, E c– modulul de elasticitate al materialului de umplutură, G c– modulul de forfecare al materialului de umplutură.

Ca exemplu, luați în considerare o structură multistrat cu straturi portante din aliaj de aluminiu și un miez poros din fibră de acetat de celuloză. Modulul de elasticitate al aliajului de aluminiu este de aproximativ 70.000 MPa, în timp ce pentru materialul de bază este de 28 MPa. Modulul de forfecare pentru materialul agregat este de 14 MPa. Înlocuind aceste valori în formula (5), constatăm că valoarea critică a tensiunii pentru flambaj este de 150 MPa.

Rețineți că relația (5) nu include caracteristicile geometrice ale panoului. În consecință, solicitarea critică nu depinde de grosimile straturilor portante și ale stratului cu umplutură. Singura modalitate de a crește capacitatea portantă a unei structuri în ceea ce privește deformarea este utilizarea materialelor de umplutură cu proprietăți mecanice mai bune.

Alte tipuri de scoici cu pereți groși.

După al Doilea Război Mondial, au fost dezvoltate și puse în producție diverse modificări ale construcției originale sandwich descrise mai sus. În fig. 14 prezintă o structură de fagure. În el, stratul intermediar este o umplutură de tip fagure (celular). În fig. Figura 15 prezintă un alt tip de construcție tip sandwich în care miezul este din aluminiu ondulat. Această construcție, similară cartonului de ambalare, este foarte rigidă și stabilă, dar banda ondulată nu trebuie conectată la carcasele portante folosind nituri.

În alte modele, pielea și stratul care îi sporește rigiditatea sunt rulate și modelate în secțiunea transversală a unei aripi sau fuselaj. În sfârșit, pentru aripile foarte încărcate, foarte subțiri, s-a stabilit producția de coji cu grosime variabilă din aliaj de aluminiu durabil, cu grosimi maxime de aproximativ 19 mm. Astfel de piei puternice fac posibilă producerea unei aripi care își păstrează forma chiar și fără coaste numai datorită rigidității pielii în sine, întărită de trei sau patru pereți de forfecare sprijiniți pe lănți.

Avioane supersonice, vehicule spațiale și rachete balistice

Dezvoltarea tehnologiei aerospațiale se caracterizează printr-o tendință constantă de creștere a raportului tracțiune-greutate (raportul tracțiune-greutate este raportul dintre forța centralei aeronavei și greutatea acesteia). Pentru aeronavele cu decolare și aterizare verticală, această valoare depășește unu. Sistemul de propulsie al unei rachete balistice trebuie să producă o forță care depășește cu mult greutatea rachetei pentru a o ridica de pe rampa de lansare, a o accelera și a o pune pe traiectoria dorită.

Creșterea continuă a raportului tracțiune-greutate și a vitezelor de zbor a dus la apariția unor avioane care sunt din ce în ce mai puțin dependente de forțele aerodinamice create de aripă. Dimensiunea aripilor a început să scadă (sunt complet absente pe rachetele balistice). Cu toate acestea, aeronavele care planează lansate în spațiul cosmic cu ajutorul amplificatoarelor trebuie să aibă aripi pentru a se întoarce pe pământ.

Aripile și stabilizatoarele pentru aeronavele supersonice sunt mai mici decât cele ale aeronavelor subsonice, nu numai în zonă; sunt si mai subtiri si au mai putina alungire. Aripile și suprafețele de coadă ale aeronavelor supersonice au formă măturată sau triunghiulară. Grosimea pielii unor astfel de aripi este mult mai mare decât cea a aripilor aeronavelor subsonice.

Exemple de scoici cu pereți subțiri.

Reducerea greutății este o prioritate de top în proiectarea navelor spațiale. Multe progrese în domeniul creării de scoici cu pereți subțiri își datorează originea acestei cerințe.

Exemple tipice ale acestui design sunt vehiculul de lansare lichid Atlas și designul rachetei solide. O carcasă monococă supraalimentată specială a fost creată pentru Atlas. O rachetă cu un motor cu propulsor solid este produsă prin înfășurarea unui filament de sticlă în jurul unui dorn în formă de încărcătură solidă de propulsie și impregnarea stratului de rană cu o rășină specială, care se întărește după vulcanizare. Cu această tehnologie, atât carcasa portantă a aeronavei, cât și motor rachetă cu duza.

Navele spațiale recuperabile au fost proiectate cu o carcasă de formă conică, care a fost acoperită cu un strat de material termoprotector care a fost supus ablației la temperaturi ridicate (conceptul de răcire cu ajutorul unui strat antrenat).

MATERIALE AEROSPAȚIALĂ

Multe materiale își pierd rezistența la temperaturile ridicate care apar în zborul supersonic. Prin urmare, materialele ușoare rezistente la căldură prezintă un interes deosebit pentru aeronavele aerospațiale.

STRUCTURI AEROSPAȚIALE

Avioane de transport și vânătoare.

Aspectul tipic al unei aeronave de transport moderne constă dintr-un fuselaj monococ ranforsat cu aripi duble și elemente de coadă duble. Structurile aeronavelor folosesc în principal aliaje de aluminiu, dar sunt folosite și alte materiale pentru elemente structurale individuale. Astfel, părțile de rădăcină a aripii cu încărcare puternică pot fi realizate din aliaj de titan, iar suprafețele de control pot fi realizate din material compozit cu fire de poliamidă sau sticlă. Materialele grafit-epoxidice sunt utilizate pe suprafețele de coadă ale unor aeronave. Designul unui avion de luptă modern întruchipează cele mai recente realizări în domeniul construcției de avioane. În fig. Figura 16 prezintă designul unei aeronave de luptă tipice cu o aripă deltă cu mai multe spate și un fuselaj monococă întărit. Elementele individuale ale aripii și cozii acestei aeronave sunt realizate din materiale compozite.

În ultimele aproape șapte decenii de la prima lansare în spațiu (fără a lua în considerare ultimii douăzeci de ani de cercetare și experimente), designul navelor spațiale (SV) a fost îmbunătățit continuu. O contribuție semnificativă la evoluția proiectelor de nave spațiale a avut-o așa-numitele nave spațiale „de test”, care au fost concepute special pentru a testa și testa în condiții reale de zbor în spațiu elemente structurale, sisteme, componente, ansambluri și unități, metode de utilizare optimă a acestora. , și posibilele modalități de unificare a acestora.

Dacă în URSS diferite modificări ale navelor spațiale din aproape o singură serie „Cosmos” au fost utilizate pe scară largă ca nave spațiale de testare automată, atunci în SUA au fost utilizate o întreagă gamă de nave spațiale: „ATS”, „GGTS”, „0V”, „Dodge”. ”, „TTS”, „SERT”, „RW”, etc.

În ciuda varietății mari de modele de nave spațiale, ceea ce este comun tuturor dispozitivelor este prezența unui corp cu un set de diferite elemente structurale (așa-numitele echipamente „de susținere”) și echipamente electronice speciale (țintă).

Corpul navei spațiale este baza structurală și structurală pentru instalarea și amplasarea tuturor elementelor sale și a echipamentelor aferente. De exemplu, pentru o navă spațială automată, echipamentul de susținere necesită prezența a cel puțin următoarelor sisteme de bord: orientare și stabilizare, control termic, alimentare cu energie, telemetrie, măsurători de traiectorie, control și navigație, comandă și software, diverse organe executive etc. . În plus, navele spațiale cu echipaj și stațiile spațiale au sisteme de susținere a vieții, sisteme de salvare în caz de urgență etc.

La rândul său, echipamentele țintă ale navei spațiale pot fi optice (optic-electronice), fotografice, televiziune, infraroșu, radar, inginerie radio, spectrometrică, raze X, comunicații și releu radio, inginerie radio, radiometrică, calorimetrică etc.

Toate aceste sisteme (structura, funcțiile, configurația lor etc.) folosesc cele mai moderne componente electronice.

Desigur, configurațiile navei spațiale depind de scopul lor și, prin urmare, diferă în mod semnificativ - acestea sunt cele care efectuează lansarea navei spațiale pe traiectorii necesare, unitățile de accelerare și decelerare ale navei spațiale, inclusiv motoarele de propulsie și corecție, compartimentele de combustibil, unități și sisteme de servicii (asigură tranziția navei spațiale de pe o orbită joasă la una superioară sau interplanetară, se efectuează tranziții inverse - de la o orbită înaltă la una joasă, corectarea parametrilor traiectoriei etc.).

Conceptul de „aspect” al navei spațiale este indisolubil legat de designul navei spațiale - cea mai rațională și mai densă aranjare spațială a elementelor constitutive. În acest caz, se face o distincție între configurația internă și cea externă (aerodinamică) a navei spațiale.

Sarcina de a dezvolta proiectarea unei nave spațiale specifice este destul de complexă, deoarece este necesar să se ia în considerare mulți factori, adesea contrazicându-se reciproc. De exemplu, este necesar să se ofere cantitate minimă conexiunile dintre nava spațială și complexul terestre (în special pentru vehiculele de lansare), siguranța și confortul echipajului (pentru nave spațiale cu echipaj), operare sigurăși întreținere la locul de lansare și în zbor, asigurând parametrii specificați de stabilitate, controlabilitate, condiții termice și caracteristici aerodinamice ale navei spațiale și multe altele.

Sarcina proiectanților de nave spațiale este complicată de faptul că criteriul pentru optimitatea soluției lor nu este doar reducerea la minimum a masei navei spațiale, ci și costul și timpul de construcție, garantând în același timp parametrii de fiabilitate, versatilitate etc.

Prima navă spațială de pe Pământ, Vostok 1, a ridicat primul om pe orbita joasă a Pământului.

După cum știți, nava lansată de pe navă a încheiat o singură revoluție (dar prima din istoria omenirii) în jurul planetei Pământ, iar zborul a avut loc în întregime în mod automat, în care primul cosmonaut era, parcă, un „pasager”, gata să-și schimbe controlul în orice moment. Deși în realitate, conform clasificării noastre, acesta nu a fost un zbor „cu echipaj”, ci un zbor complet automat, acesta este tocmai cazul când clasificarea nu reflectă întotdeauna corect esența procesului în desfășurare (fenomen, eveniment).

Una dintre primele (1977) nave spațiale cu penetrare lungă (așa-numita „sondă spațială”) din seria Voyager (cele mai faimoase nave spațiale sunt Voyager-1 și Voyager-2). Potrivit unor surse literare, această sondă automată de 723 kg, lansată la 5 septembrie 1977 și destinată cercetării în împrejurimile sale imediate, spre surprinderea creatorilor săi, se află încă în stare normală de funcționare și, datorită acestei împrejurări, efectuează chiar și un misiune nouă (suplimentară) - pentru a determina locația limitelor sistemului solar, inclusiv "" (), deși, potrivit dezvoltatorilor, misiunea sa principală inițială a fost doar de a studia două - și (a fost prima sondă care a luat detalii detaliate fotografii ale tuturor sateliților acestor planete)

O astfel de existență activă îndelungată a navei spațiale se datorează în primul rând
decizii de inginerie optime luate la crearea electronică
echipament de bord, selecție competentă a componentelor electronice adecvate pentru complexe
a sistemelor sale de bord.