Архипов П. А., Колычев А. В.
Целью статьи является обзор текущего состояния исследований в области термоэмиссионного охлаждения, освещение его потенциального применения в астронавтике и ракетостроении, особенно для космических аппаратов многоразового использования и высокоскоростных самолетов. Обобщены результаты работы нескольких исследовательских групп из университетов России, США и Китая. Рассматриваются теоретические модели и экспериментальные разработки технологии термоэмиссионного охлаждения без углубления в подробные методологии. Основные исследования в этой области проводятся командами из университетов Мичигана, Колорадо, Вермонта и Техаса в США при активной поддержке корпорации Lockheed Martin. Полученные результаты хорошо коррелируют с результатами теоретической проработки, что указывает на перспективность исследований. Эффект термоэлектронной эмиссии позволяет снизить температуру передних кромок аппаратов, что особенно актуально для космических аппаратов многоразового использования и беспилотных миссий, где поддержание оптимальной температуры компонентов становится ключевым фактором срока службы и надежности системы.
Селезнева М. Д., Князев С. А., Клюс А. А., Сероштанов В. В.
Представлено экспериментальное исследование конвективного теплообмена при турбулентном обтекании воздухом обогреваемой пластины с наклонной овально-траншейной лункой. Исследованы «средняя» (L = 3 – длина цилиндрической вставки отнесена к ширине лунки) и «длинная» (L = 5) лунки умеренной глубины при числе Рейнольдса 3·104. Угол наклона лунки к вектору скорости набегающего потока варьировался в пределах от 0 (продольное обтекание) до 90° (поперечное обтекание). Для измерения плотности теплового потока использованы градиентные дачтики теплового потока на основе монокристаллического висмута. Опыты проводились в аэродинамической трубе НОЦ «Теплофизика в энергетике» СПбПУ. Определен угол наклона овально-траншейной лунки, при котором наблюдается интенсификация теплообмена, превосходящая параметры сферических или овальных лунок. Экспериментально подвтерждено, что возникающие в наклонной овально-траншейной лунке высокоскоростные возвратное и вторичное закрученное течения приводят к аномальной интенсификации теплообмена во входной части овально-траншейной лунки.
Чернышов М. В., Савелова К. Э.
Проведен сравнительный анализ методов приближенного аналитического исследования параметров ударно-волновой структуры (в частности, определения высоты главного, или маховского, скачка уплотнения), возникающей в плоских установившихся сверхзвуковых течениях газа (например, при истечении сверхзвуковой струи и в сужающемся канале между двумя клиньями) с нерегулярным отражением возникающих скачков. Предлагается новая аналитическая модель, основанная на ранее достигнутых результатах решения частных задач о взаимодействии газодинамических разрывов, волн разрежения и сжатия между собой и с различными поверхностями. Путем сравнения с известными численными и экспериментальными данными показано, что предложенная модель быстрой оценки параметров ударно-волновой структуры является более точной по сравнению с предыдущими.
Левихин А. А., Мустейкис А. И., Колосенок С. В., Колосенок А. С.
Предложен метод тестирования водород-кислородных ракетных двигателей малой тяги, изготовляемых аддитивными технологиями, путем видеонаблюдения за факелом в затопленной области около сопла. Пуски начинались на малых расходах топлив с последующим выходом на расходы порядка 5 г/с водорода и 20 г/с кислорода. Выбрана область спектра, позволяющая обнаруживать оптическое излучение продуктов разрушения конструкции двигателя. Исследованы видеозаписи, сделанные через светофильтры. После пусков визуально оценивалось состояние ракетных двигателей малой тяги. Выбраны параметры – амплитуда и длительность всплесков излучения струй, рассчитываемые путем обработки графической информации. Значения параметров позволяют сравнивать темпы повреждения конструкций во время пусков.
Мальков В. М., Чакчир С. Я., Кучеренко М. А.
Исследовано влияние внутренней геометрии канала пассивных диффузоров со вторым горлом на его характеристики. Рассмотрены две схемы организации поджатия канала (второго горла): схема с центральным телом (с пилоном) и сужением стенок канала («боковое» поджатие). Получены оптимальные значения геометрических параметров осесимметричных каналов для достижения минимального значения давления запуска: длины диффузора, степени поджатия, начального угла конуса пилона и угла сужения канала. Проведено сравнение запускных характеристик при оптимальных геометрических параметрах для двух типов поджатия.
Андрюшкин А. Ю., Ведерников А. Ю., Хмелевской Н. Ю.
Антикоррозионная защита повышает долговечность металлических конструкций самолетов и вертолетов с помощью напыления многослойных лакокрасочных покрытий. Для напыления лакокрасочных покрытий используют пневматические распылители с внешним перемешиванием лакокрасочного материала и воздуха. Разнотолщинность лакокрасочных покрытий является причиной возникновения и развития дефектов, появления внутренних (остаточных) напряжений. Изменение толщины лакокрасочного покрытия обусловлено низкой вязкостью напыляемого лакокрасочного материала, сложной геометрией внешних поверхностей летательного аппарата, значительной неперпендикулярностью оси факела распыления к окрашиваемой поверхности. Экспериментально установлена зависимость разнотолщинности лакокрасочного покрытия от угла между осью факела распыления и окрашиваемой поверхностью. Даны технологические рекомендации по снижению разнотолщинности лакокрасочных покрытий.
Захматов В. Д.
Предложено качественное усиление автоматической системы теплозащиты и пожаротушения оборудования мобильных стартовых установок, наземных и морских стационарных комплексов; дополнительное оснащение имеющихся систем пожарозащиты многоствольными модулями залпового распыления воды и специальных охлаждающих гелей (например, типа Pyrocool). Обоснована целесообразность системы из нескольких многоствольных модулей, расставленных вокруг стартовой площадки напротив наиболее опасных участков так, чтобы одновременным залпом создать ударно-волновой шквал тонкодисперсной воды с уплотненным фронтом, накрывающим практически одновременно (в пределах 1–2 с) всю поверхность стартовых конструкций и площади возможных аварийных розливов жидкого ракетного топлива с дистанций 50–200 м. Такой большой диапазон дистанций эффективного тушения и теплосветозащиты позволит расставить модули так, чтобы не изменять расстановку стартового оборудования, не загромождать подъездные пути и обеспечить волновое взаимодействие создаваемых шквалов для эффективной теплозащиты стартовых конструкций от мощных форсов пламени стартовых ракетных двигателей. Каждый залп системы модулей создает эффективно взаимодействующую систему шквалов, быстро сбивающих пламя и интенсивно охлаждающих объем пространства вокруг стартовых конструкций и их сложную поверхность. Серия залпов с гибко регулируемыми интервалами создает наиболее эффективное комбинированное тушение и светотеплозащиту путем поверхностного и объемного интенсивного охлаждения континуумом быстро движущихся и испаряющихся микрокапель. Интенсивное масштабное объемно-поверхностное охлаждение позволит продлить срок работы стартовых конструкций и оборудования, снизить стоимость предстартовой подготовки, повысить число стартов без замены оборудования. Применение предлагаемых систем импульсного распыла охладителя целесообразно в местах хранения, на операциях транспортировки жидких компонентов топлива (особенно горючих) и заправки этими компонентами ракет и космических аппаратов. Например, в системах водоподачи стартовых комплексах ракет космического назначения, которые работают при штатном запуске ракет, снижая силовые (особенно ударные, нестационарные) и тепловые нагрузки на стартующую ракету, а также тепловые нагрузки на элементы стартовых комплексов до допустимых уровней. Высокая степень готовности к внедрению исполнительной подсистемы модулей видна на полигонном показе работы трех многоствольных модулей, расставленных полукругом вокруг цели и сосредоточивших с наветренной стороны серию залпов по локальному мощному пожару штабеля древесины и автомобильных покрышек.
Кадочников Д. М., Кададова А. В., Сотникова Н. В., Трилис А. В., Уткин В. В.
Рассмотрена возможность применения оптической связи для наноспутников. Сделан обзор существующих установок лазеров и приемников. Описаны потенциальные проблемы и вызовы, которые могут возникнуть при внедрении оптической связи на космических аппаратах (МКА). Предложена структура аппаратуры оптической связи для МКА форм-фактора CubeSat и проведен обзор доступных на рынке компогентов, включая лазерные передатчики и фотодетекторы. Оценена дальность оптической линии связи для МКА. Получены результаты, подтверждающие целесообразность применения данной технологии для наноспутников.
Герасимов И. М.
Представлены анализ использования и актуальность создания линейки наземных робототехнических комплексов военного назначения – робототехнического тактического ударного звена, показана способность решать тактические задачи на уровне рота-батальон. Прослежены тенденции в развитии боевых роботов. Сделан вывод о необходимости функционирования робототехнического тактического ударного звена на основе искусственного интеллекта с оставлением за человеком-оператором функции постановки задачи и, возможно, санкции на открытие огня. Рассмотрены вопросы номенклатуры элементов робототехнического тактического ударного звена, взаимодействия между роботами, перечислены критические технологии, необходимые для создания такой системы.