HAVACILIK VE UZAY İNŞAATLARI
Uçak ve uzay araçlarının ana (taşıyıcı) yapısal elemanlarını, modern malzemeleri ve havacılık teknolojisinin önemli tasarım özelliklerini inceler.
UÇAK TASARIM ŞEMALARININ TEMEL ÖZELLİKLERİ
Aerodinamik özellikler. Uçağın yapısal elemanları, uçuş, iniş ve uçağın yerde hareketi sırasında yüksek yüklere maruz kaldıkları için yüksek dayanıma sahip olmalıdır. Binalar veya köprüler gibi sabit yer yapılarının şekli, dayanıklılık ve ekonomi nedenleriyle tasarımcı tarafından belirlenebilirken, uçağın tasarımı, ek olarak, özellikle aerodinamik olanlar olmak üzere bir dizi katı ek gereksinimleri karşılamalıdır. Örneğin, bir kanat, kanat yüzeyindeki hava akışının kararsız kuvvet etkisinden kaynaklanan eğilme ve bükülme kuvvetlerine ve momentlerine dayanmalıdır. Sert bir şekilde gömülü bir kiriş, bu tür yüklere en etkili şekilde dayanabilir; ancak, böyle bir tasarım, kanat kesitlerinin ince, iyi düzenlenmiş profiller olması gerektiğine göre aerodinamik açıdan uygun değildir. Bu örnek, tasarımında, mukavemet gereksinimlerinin karşılanmasına ek olarak, yüksek aerodinamik özelliklerin sağlanmasının gerekli olduğu uçak yapılarının önemli bir özelliğini göstermektedir.
Ağırlık özellikleri. Havacılık yapılarının ikinci karakteristik özelliği, ağırlıklarını mümkün olan en düşük seviyeye indirme arzusudur. Aksi takdirde uçak veya roket, gerekli faydalı yükü kaldıramaz veya gemiye alamaz. Bu nedenle, havacılık yapılarının tasarımı ve hesaplanması, yalnızca dayanım için kesinlikle gerekli olan ağırlığa izin verecek kadar hassas bir şekilde gerçekleştirilir. Bu hafif yapı ancak ince ve uzunlamasına malzemeler kullanılarak elde edilebilir. yapısal elemanlar yüksek mukavemetli malzemelerden yapılmıştır.
Tasarım düşünceleri. Böylece, uçak yapılarını yerdeki mühendislik yapılarından ayıran iki ana özellik, aerodinamik yüklerin yapı şekli üzerindeki etkisi ve yüksek mukavemetli malzemelerden yapılmış son derece hafif, uzun ve ince duvarlı elemanların kullanılmasıdır. Havacılığın gelişiminin çeşitli aşamalarında, uçaklar için çeşitli tasarım çözümleri önerildi. Optimum uçak tasarımı ile hız arasında açık bir ilişki vardır. Havacılık gelişiminin erken bir aşamasında alınan bazı tasarım kararlarının aynı hız aralığında uçan modern uçaklar için kabul edilebilir olduğunun ortaya çıkması ilginçtir. Böylece, Birinci Dünya Savaşı sırasında çelik borulardan yapılmış kaynaklı gövde, savaşçıların özelliklerini iyileştirmeyi ve uçuş hızlarını 160 km / s'ye çıkarmayı mümkün kılan bir yenilikti. Bu tür tasarımlar, yaklaşık 640 km / s hızlarda uçan II. Öte yandan, çok daha sonra ortaya çıkan spor uçakları ve kişisel kullanıma yönelik uçaklar, nadiren 160 km / s'nin üzerindeki hızlara ulaşıyor ve gövde tasarımlarında kaynaklı metal borular başarıyla kullanılıyor.
1. DÜNYA SAVAŞI ÖNCESİ HAVACILIK
Havacılığın ilk yıllarında tasarımcılar, farklı seçenekler ve düzenlerle deneyler yaparak uçak tasarımlarını optimize etmeye çalıştılar. 1930'larda icat başvurularında önerilen tasarım şemalarının çoğunun, bu yüzyılın başında zaten önerilmiş olan ancak reddedilen ve sonunda unutulan kendi prototiplerine sahip olduğu ortaya çıktı. Birinci Dünya Savaşı'ndan önce yapılan tüm uçaklarda ortak olan önemli bir özellik, son derece ince kanatlar kullanmalarıydı. O zamanlar gerekli kaldırmanın ancak çok ince, düz veya hafif kavisli aerodinamik yüzeylerde sağlanabileceğine inanılıyordu. İnce bir levha gibi böyle ince bir kanat, küçük bir yük altında bile bükülür. Gerekli rijitlik ve mukavemeti sağlamak için kanat dış desteklerle güçlendirilmiştir.
Tek kanatlı uçakla destekleyin. Havacılık gelişiminin ilk aşamasında, iki uçak yerleşimi başarıyla kullanıldı - bir destekleyici tek kanatlı uçak (Şekil 1, a) ve bir çift kanatlı (Şekil 2). Tek kanatlı uçak örnekleri, Alberto Santos-Dumont ve Louis Blériot tarafından tasarlanan uçaklardır. Çift kanatlı uçaklar Wright kardeşler tarafından tasarlandı. Kuvvet ve moment dengesinin basit bir analizi, dış çaprazların ve payandaların yapıya nasıl güç kattığını gösterir. İncirde. Şekil 1, b'de, uçağın G ağırlığının, kanat etrafındaki hava akımından kaynaklanan Y kaldırma kuvveti ile dengelendiği görülmektedir. Kaldırma kuvveti, ağırlık merkezinden d mesafesinde uygulanır ve bir Yd momenti yaratır. Bu moment, reaksiyon kuvvetlerinin momenti ile dengelenmelidir, çünkü kanat-braket sistemi, Şekil 2'de gösterildiği gibi dengededir. 1, b. Kaldırma kuvvetinin etkisi altında, alt destek sıkılır ve üst kısım gevşetilir. Sonuç olarak, uçuşta, üst destek gövdeye herhangi bir kuvvet aktarmaz ve reaksiyon kuvvetleri sadece kanat ile alt destek arasındaki birleşme noktasında ortaya çıkar. Bunlar, Şekil 2'deki H kuvvetleridir. 1, b. Değerleri, momentler için denge koşulundan hesaplanabilir:

Bu basit cebirsel denklemden, H yatay tepki kuvvetinin değerini buluyoruz:

Formül (2), yatay tepki kuvvetinin daha az olduğunu, kanat ile alt desteğin gövdeye bağlandığı yer arasındaki h mesafesinin ne kadar büyük olduğunu gösterir. Bir uçak indiğinde veya bir pistte hareket ederken, kanattaki kaldırma kuvveti küçüktür çünkü hızın karesi ile orantılıdır. Bu koşullar altında, kanat ağırlığının bir kısmı üst destek tarafından desteklenirken, alt destek boşta olmalıdır. Bu nedenle üst kuşak "iniş" veya geri, alt kuşak ise "uçuş" veya taşıyıcı olarak adlandırılır. İnce bir kanat ağır yüklere dayanamaz. Bu nedenle, h mesafesini artırmak gerekir, yani. destek desteğini şasinin yanına ve üst desteği bu amaç için gövdenin üzerine yerleştirilmiş olan direğe sabitleyin.

Çift kanatlı destekleyin. Destekleri sabitlerken dikey mesafeleri artırmak için çift kanatlı bir tasarım önerildi (Şekil 2). Çift kanatlı kanadın üst ve alt kanatları arasındaki mesafe, tek kanatlı tasarımla bağlantılı olarak yukarıda tartışılan h mesafesine karşılık gelirken d, payanda ile gövde arasındaki mesafedir. Denklem (1) ve (2), tek kanatlı bir kanatla karşılaştırıldığında h yüksekliğinin artırılmasına izin veren çift kanatlı bir düzleme uygulanabilir.

Havacılık malzemeleri.İlk uçak, çoğunlukla ladin ve bambu gibi dayanıklı ahşaplar kullandı. Metaller gibi ağır malzemelerin uçak yapılarının üretimi için uygun olmadığına inanılıyordu. Teller için çelik kullanılmıştır. Ahşap, şüphesiz, düşük ölü ağırlıkla bükülme yüklerine başarıyla dayanan mükemmel bir yapısal malzemedir. Bu durumda, kanvasın ahşap bir çerçeveye çekilmesiyle kanat ve gövdenin dış konturları elde edildi.
Sürükleme sorunu. Destek yapılarının ana dezavantajı, destekler, ara parçalar, iniş takımı tekerlekleri, şaftlar gibi birçok yardımcı yapısal elemanın varlığından dolayı yüksek ön dirençtir (cihazın havadaki öteleme hareketine direnç kuvveti). hava akışına maruz kalan iniş takımının amortisörleri. Böyle bir uçak nispeten düşük bir maksimum hız geliştirebilir (1910'daki uçuş hızı dünya rekoru sadece 106 km / s idi).
ÇERÇEVE YAPILARI
Uçağın hızını artırmak için tasarımını kökten değiştirmek gerekiyordu - çerçeve yapılarına geçmek. Çerçeve uçağın temeli, kokpiti, yolcu bölmesini ve kargo bölmelerini çevreleyen gövdesidir. Hızlı bir manevra yaparken uçağın kuyruk ünitesine etki eden büyük yükler de gövdeye aktarılır. Şekilde gösterilen çerçeve yapısının kuvvet seti. 3, a, düşük bir ağırlığa sahiptir ve aynı zamanda önemli yüklere dayanabilir.

Kaynaklı çelik boru gövdeler. Bazı erken uçaklarda, çelik tel ile bir arada tutulan ladin veya bambu çubuklardan yapılmış çerçeve gövdeleri vardı. Ancak bu tür yapılar yeterince güçlü değildi; önemli bir ilerleme, Birinci Dünya Savaşı sırasında A. Fokker tarafından önerilen çelik borulardan yapılmış gövdenin kaynaklı yapısıydı. Fokker, karbon içeriği %0,12'den az olan uçak yapıları için yumuşak çelik kullanmıştır, çünkü ondan yapılan elemanlar kolayca birbirine kaynaklanmıştır. Başlangıçta, bu tip gövde güvenilmez olarak kabul edildi, ancak yavaş yavaş yaygın bir kullanım buldu ve yüksek mukavemetli krom-molibden tüplerin ortaya çıkmasıyla gövdenin ağırlığını önemli ölçüde azaltmak mümkün oldu.
Ayrılabilir eleman bağlantılı gövdeler.İngiltere'de, kaynağın güvenilir olmayan bir birleştirme yöntemi olarak kabul edildiği ve çerçevenin bireysel elemanlarının mekanik, genellikle çok yetenekli konektörler kullanılarak bağlandığı İngiltere'de oldukça farklı uçak tasarımları geliştirildi. Kaynak yapmayı reddetmek, İngilizlerin kaynak yapmaya uygun olmayan alüminyum alaşımlarının ve yüksek alaşımlı çeliklerin kullanımı için geniş olanaklar yarattı. Bu yüksek mukavemetli malzemeler, eklemlerin ilave ağırlığına rağmen uçak yapısının ağırlığını azaltmıştır. Ayrılabilir eleman bağlantılarına sahip gövdenin ana dezavantajı, uçaklar büyük serilerde üretilse bile yüksek üretim maliyetiydi. Çelik borulardan kaynaklı gövde üretimi çok daha ucuzdu.
Kaplama. Yolcular için rahat bir ortam yaratmak için çerçevenin kılıfla kaplanması gerekir. Ayrıca yüzyılın başında, hızı artırmak ve sürtünmeyi azaltmak için uçağın dış yüzeyinin pürüzsüz olması gerektiği bulundu. En basit kaplama, bir kiriş çerçevesi üzerine gerilmiş ve daha sonra boya veya vernik ile kaplanmış bir tuvaldi. Bununla birlikte, bu şekilde elde edilen şeklin düzgün konturları yoktu: çerçevenin dış elemanları derinin altından dışarı çıktı. Açıkçası, böyle garip şekillerle, minimum sürükleme ile düzgün bir akış elde etmek imkansızdı. Bu dezavantajı ortadan kaldırmak için, yüksek hızlı uçak tasarımcıları, Şekil 2'de gösterildiği gibi kirişlere (sparlar) ve uzunlamasına kirişlere sabitlenmiş oval çerçevelerden yapılmış bir çerçeve gövdesi kullanmaya başladı. 3, b. Bu çerçeveler ve kirişler, dikdörtgen çerçeveye iyi düzenlenmiş bir şekil verdi. Bununla birlikte, çıkıntılar hala keten kılıfın altından çıkıyor ve bunları ortadan kaldırmak için tasarımcılar ince kontrplak kılıf kullanmaya başladılar.
Çift kanatlı kanatlar. Tel kafes uçakların tipik tasarımı, Birinci Dünya Savaşı sırasında neredeyse evrensel olarak kullanılan çift kanatlı uçaktı. 1930'ların ortalarına kadar tercih edildi. Savaş pilotlarının tek kanatlı uçağa karşı olumsuz bir tutumu vardı ve ana argümanları çift kanatlı uçağın daha manevra kabiliyetine sahip olmasıydı. Gerçekten de, çift kanatlı, kanatlarının küçük açıklığı nedeniyle iyi bir manevra kabiliyetine sahiptir, bunun bir sonucu olarak uçağın ağırlığı, gövdenin yakınında yoğunlaşır. Havacılık mühendisleri, çift kanatlı bir uçağın küçük bir atalet momentine sahip olduğunu söyleyerek bu özelliği farklı şekilde formüle eder. Ahşap bir çift kanatlı kanadın geleneksel tasarımı Şekil 2'de gösterilmektedir. 4. İki ana taşıyıcı eleman içerir - kanat direkleri. Kanadın dış konturu, nervür adı verilen elemanlar ve üzerlerine gerilmiş keten kılıf kullanılarak oluşturulur. Bu uçak tasarımı, İngiltere uçak endüstrisinin tamamen metal tasarımlara geçtiği 1920'lere kadar değişmeden kaldı. Artık yüksek alaşımlı çelik şeritlerden direkler ve istenen profilleri damgalayarak çelik veya alüminyum levhalardan nervürler yapılmaya başlandı. Direkler ve nervürler, açık çerçeveli bir çerçeve tipi yapıya monte edildi.

Yüksek kanatlı tek kanatlı uçak. Yüksek kanatlı tek kanatlı uçaklar 1930'larda ortaya çıktı ve çift kanatlı tasarımın yerini alacak iki kişilik kişisel uçak ve eğitim uçağı olarak hızla popüler oldu. İkinci Dünya Savaşı'ndan sonra bile, bu tür birçok uçakta diş teli vardı. Bu tek kanatlı uçak, öncekinden önemli ölçüde farklıydı. Çok daha kalın olan kanadı, gövdenin üzerine oturur ve diş telleri yerine payandalar kullanır. Destekler, hem sıkıştırma hem de gerilimin yüksek kuvvetlerini emebilir ve bir payanda, bir çift payandanın yerini alır. Böyle bir uçak, destekleyici tek kanatlı uçağın bir dizi yapısal elemanını içermez ve önemli ölçüde daha düşük sürtünmeye sahiptir (Şekil 5).

Konsol tek kanatlı uçak.Çift kanatlı uçakla karşılaştırıldığında önemli bir adım, 1920'lerde Fokker uçaklarında yaygın olarak kullanılan konsol tek kanatlı plan şemasıydı. İncirde. Şekil 6, uçuş menzili için birçok kaydın ayarlandığı bir Fokker vysokoplane'in şematik bir diyagramını göstermektedir. Bu şema ile ilgili olarak, momentlerin eşitliğini ifade eden (1) denklemine tekrar dönelim. H kuvvetleri şimdi yan eleman flanşlarına etki eden çekme veya sıkıştırma kuvvetleridir ve h flanşlar arasındaki mesafedir. Flanş üzerindeki yük, kanat bölümünün kalınlığını arttırmanın gerekli olduğu flanşlar arasındaki mesafeyi artırarak azaltılabilir. Göreceli kalınlığa (maksimum kanat profili kalınlığının kanat kirişine oranı) sahip Fokker kanat tasarımı, iyi aerodinamik özelliklere sahiptir.

Fokker konsol kanadında ahşap direkler ve kaburgalar ve kontrplak kaplama vardı. Çok güçlü ve rijit, yine de diğer benzer yapılardan biraz daha ağırdı. Bir dizi ülkede, örneğin İngiltere, İtalya ve Sovyetler Birliği'nde, çelik ve alüminyum direkler ve nervürler ve keten kılıflı metal konsol kanatlar oluşturuldu. Gelecekte, metal kaplamanın kullanılması, kanadın gücünü önemli ölçüde artırmayı mümkün kıldı. Böyle bir kanat, genellikle çalışan bir deri kanat olarak adlandırılır. İmalat ve montaj yöntemleri ile bu tür yapıların hesaplanması, çerçeve yapının kanadı için kullanılan yöntemlerden önemli ölçüde farklıdır.
MONOKOK İNŞAAT
Monokok prensibi. Uçak uçuş hızlarının artmasıyla birlikte ön direncin azaltılması sorunu giderek daha önemli hale geldi. Bu durumda, keten kanat kaplamasını ince alüminyum alaşımlarından yapılmış metal bir kaplamayla değiştirmek doğal bir adımdı. Metal kaplama, nervürler arasındaki sapmaları ortadan kaldırmayı ve dolayısıyla rüzgar tünellerinde teorik hesaplamalar ve deneysel çalışmalara dayanan aerodinamik tarafından önerilen şekillerin daha doğru bir şekilde yeniden üretilmesini mümkün kıldı. Aynı zamanda, gövdenin tasarımı değişti. Hafif çerçeveler ve kirişlerden oluşan bir kabuk yapının içine dikdörtgen bir yük taşıyıcı çerçeve yerleştirildi; bu tasarım, gövdenin şekli için aerodinamik gereksinimleri daha iyi karşıladı. Tek motorlu uçaklarda, yangın olasılığını azaltmak için gövdenin önü de sac ile kaplandı. Yüzeyin pürüzsüzlüğünü iyileştirmek gerektiğinde, kanvas derisi gövdenin tüm uzunluğu boyunca kontrplak veya metal ile değiştirildi, ancak bu cilt aşırı pahalı ve ağır hale geldi. Aerodinamik yüklerin algılanması için yapının ağırlığını artırmak ve artan mukavemet özelliklerini kullanmamak çok savurgandı. Bir sonraki adım belliydi. Gövdenin dış kabuğu yeterince güçlü hale geldiğinden, iç çerçeveyi çıkarmak mümkün oldu. Monokok tasarımın prensibi budur. Monokok, şekli aerodinamiğin gerekliliklerini karşılayan ve aynı zamanda uçağın uçuş, iniş ve yerdeki hareketinden kaynaklanan gerilimleri absorbe edip iletecek kadar güçlü olan tek parça bir kabuktur. "Monokok" terimi, Yunanca ve Fransızca kelimelerden oluşan ve kelimenin tam anlamıyla "bütün kabuk" olarak çevrilen bir melezdir. Bu terim, kabuğun ana yük taşıyıcı unsur olduğu kanatlar ve gövdeler için geçerlidir. Monokok tasarımın ikinci önemli avantajı Şekil 2'de gösterilmektedir. 7. Çerçeve yapısının, içinde iki kişiyi barındırması amaçlanan bölümü, düz bir çizgi ile gösterilen dikdörtgen şeklindedir. Gövdenin keten kılıflı dış kabuğu kesikli çizgi ile gösterilmiştir. İki kişiyi barındırabilen monokok gövdenin dış taslağı, kesikli bir çizgi ile temsil edilir. Bir planimetre yardımıyla, monokok bir yapının kesit alanının, iyi düzenlenmiş bir iskelet gövdesininkinden% 33 daha az olduğunu belirlemek kolaydır. Diğer her şey eşit olduğunda, gövdenin direnci kesit alanıyla orantılıdır. Sonuç olarak, monokok yapı, ilk yaklaşım olarak, çerçeve yapısına kıyasla sadece daha küçük kesit alanı nedeniyle dirençte %33'lük bir azalmaya izin verir. Ek olarak, daha iyi akış ve yüzey düzgünlüğü nedeniyle kaldırmada bir kazanç vardır. Ancak, daha düşük üretim maliyetleri ve nispeten daha düşük ağırlıkları nedeniyle çerçeve yapılar, II. Dünya Savaşı'ndan sonra bile düşük hızlı uçaklar için kullanılmaya devam etti. 320 km / s'nin üzerindeki hızlarda uçan uçaklarda monokok tasarımlar kullanıldı.

İnce duvarlı monokok. Bir nakliye uçağı için tipik bir ince duvarlı monokok, genellikle aerodinamik gereksinimleri karşılamak üzere şekillendirilmiş ince alüminyum alaşımlı plakalardan yapılır. Bu kabuk, enine yük taşıyan elemanlar - çerçeveler ve uzunlamasına yük taşıyan elemanlar - direkler veya kirişler ile güçlendirilmiştir. (Bu terimler gövde yapısını ifade eder. Kanat yapısında, boyuna mukavemet elemanları kirişler ve enine olanlar nervürlerdir.) Şekil 8 tipik bir monokok gövdenin nasıl yapıldığını gösterir. (Bu tasarım artık yaygın olarak "yarı monokok" veya "güçlendirilmiş monokok" olarak anılırken, "saf monokok" veya basitçe "monokok" terimi, çok az takviyeli veya hiç takviyesi olmayan dış kabuklar için kullanılmaktadır.)

Gövdenin büyük boyutu ve nispeten düşük aerodinamik yükler nedeniyle, monokok kabuk çok ince yapılır (genellikle 0,5 ila 1,5 mm). Böyle ince bir kabuk, üzerine çekme kuvvetleri etki ederse şeklini korur, ancak sıkıştırma veya kesme kuvvetlerinin etkisi altında bükülür. İncirde. Şekil 9, dikdörtgen bir metal plaka üzerinde sıkıştırma kuvvetlerinin etkisini göstermektedir. Bu tür sıkıştırma kuvvetleri, örneğin, uçağın kuyruğuna etki eden aerodinamik kuvvetler yukarı doğru yönlendirildiği zaman, gövdenin tepesindeki kirişler tarafından kenarlarda sınırlanan metal paneller tarafından deneyimlenir.

Katı cisim mekaniği yasalarına göre, düz bir plakanın eğilmeye başladığı kritik stres (yani birim alan başına yük) formülle hesaplanabilir.

fcr levhanın burkulmasına neden olan kritik stres olduğunda, E malzemenin elastisite modülüdür, t kalınlıktır ve b destekler arasındaki levhanın genişliğidir (gerçek bir tasarımda bu, kirişler arasındaki mesafedir) ). Örneğin, 0,5 mm kalınlığında ve 150 mm genişliğinde bir panel alüminyum alaşımından yapılmışsa, elastisite modülü yaklaşık 70.000 MPa'dır. Bu değerleri formül (3) ile değiştirerek, cilt burkulmasının meydana geldiği kritik stres değerinin 2,8 MPa olduğunu elde ederiz. Bu, malzemenin akma noktasından (280 MPa) ve nihai mukavemetinden (440 MPa) önemli ölçüde daha düşüktür. Eğrilik, plakanın artık yüke dayanamayacağı anlamına gelirse, monokok malzeme etkisiz bir şekilde kullanılacaktır. Neyse ki, durum böyle değil. ABD Ulusal Standartlar ve Teknoloji Enstitüsü tarafından yapılan testler, panele uygulanan yükün neredeyse tamamen şeritler tarafından emilmesi nedeniyle, panelin kenarına uygulanan yüklerin, burkulmanın başlangıcına karşılık gelen kritik yükü önemli ölçüde aşabileceğini göstermiştir. kenarlarda malzeme. Bu şeritlerin toplam genişliği, T. von Karman tarafından plakanın "etkili genişliği" olarak adlandırılmıştır. Teorisine göre, kenetlenmiş kenarların yakınında malzeme akışının meydana gelmesi nedeniyle panelin tahrip olduğu anda maruz kaldığı nihai yük, formülle hesaplanabilir.

Burada P, kırılma anında panele etkiyen toplam yüktür, t panelin kalınlığıdır, E elastik modülüdür ve fcur, malzemenin akma gerilimidir (deformasyonun artmaya başladığı gerilimdir). yükü artırmak). Formül (3) ve (4)'e göre hesaplamalar, burkulmaya neden olan kritik yükün, kırılmaya neden olan nihai yükten yaklaşık olarak daha az olduğunu göstermektedir. Bir uçak tasarlanırken bu sonuç dikkate alınmalıdır. İnce plakaların kritik bir sapma durumunda kullanılması, ince duvarlı monokok yapıların ana ayırt edici özelliklerinden biridir. İkinci Dünya Savaşı sırasında nakliye uçakları, bombardıman uçakları ve avcı uçaklarındaki ilerlemeler, ince bir levhanın bükülmesinin levhanın kırılmasına neden olmadığı gerçeğini anlamadan imkansız olurdu. Köprülerin ve binaların tasarımı gibi teknik mekaniğin daha muhafazakar alanlarında, panellerin bükülmesine izin verilmez. Öte yandan binlerce uçak uçuyor ve yapılarındaki bazı metal plakalar uçuş süresinin büyük bir bölümünde çarpık koşullarda çalışıyor. Doğru tasarlanmış, uçuşta çarpılma yaşayan paneller, uçak iner inmez tamamen pürüzsüz hale gelir ve uçuşta yapıya etkiyen aerodinamik yükler ortadan kalkar.
İnce duvarlı kiriş. Bir başka burkulma türü, uçak yapılarının önemli bir unsuru olan ince duvarlı bir kiriş ile ilgilidir. İnce duvarlı kiriş konsepti Şekil 2'de açıklanmıştır. 10. W kuvveti, ince duvarlı kirişin serbest ucuna etki ettiğinde, üst flanşı çekme kuvvetlerine ve alt flanşı - sıkıştırma kuvvetlerine maruz kalacaktır. Flanşlara etki eden kuvvetlerin büyüklüğü statik denge koşulundan hesaplanabilir. W kuvveti tarafından üretilen kesme kuvveti, kirişin ince ağı boyunca iletilir. Böyle ince bir plaka stabilitesini kaybeder ve oldukça düşük bir yükte bükülmeye başlar. Üzerinde çapraz kıvrımlar oluşur, yani. çarpıklığının konfigürasyonu, sıkıştırma nedeniyle plakanın yüzeyi büküldüğünde ortaya çıkan yarım küre şeklindeki çıkıntılardan önemli ölçüde farklıdır.

G. Wagner, duvarlarda kıvrım oluşumu koşulları altında ince duvarlı bir kirişteki gerilmeleri hesaplamak için pratik bir yöntem geliştirdi ve deneysel olarak, uçuş yüklerinin etkisi altında çökmeyen ince duvarlı bir kiriş tasarlamanın mümkün olduğunu kanıtladı. ince duvarın burkulmasının başladığı yüklerden 100 kat daha fazladır. Yük kaldırıldığında deformasyonlar elastik kalır ve kıvrımlar tamamen kaybolur. Şekil 2'de gösterilen yükün etkisi altında tüm yapının bükülmesi nedeniyle. 10, kirişin üst flanşı gerilir ve alt flanş sıkıştırılır. Kıvrımlar göründüğünde, ince duvar, tek kanatlı bir çapraz kanadın dış köşebentleri gibi kesme kuvvetlerini alan çok sayıda çapraz köşebent seti gibi davranır (Şekil 1). Direklerin amacı kiriş flanşları arasındaki mesafeyi korumaktır. 1930'larda, ince duvarlı bir kiriş kavramı, uçak endüstrisinde ince duvarlı monococks tasarımı için, özellikle perde duvarlı kanat direkleri için yaygınlaştı. İnce duvarlı monokok yapı elemanlarının yerleşimi. İdeal bir ince duvarlı monokok gövde, Şekil 2'de gösterildiği gibi, çok sayıda az ya da çok eşit aralıklı kirişler ve çerçeveler tarafından desteklenen ince plakalardan oluşur. 8. Bununla birlikte, yolcu uçaklarındaki lombozları ve kapıları veya askeri uçaklardaki silah taretlerini ve bombalama kapaklarını yerleştirmek için gövdenin kendisinde kesikler yapılmalıdır. Tam donanımlı paletli araçları taşımak için tasarlanmış ağır uçaklarda veya gövde içinde büyük torpidolar taşıyan torpido bombardıman uçaklarında olduğu gibi büyük açıklıklar durumunda, çentiklerin etrafındaki stres yoğunlaşması ciddi bir sorun haline gelir. Genellikle bu oyukların kenarları sağlam yan elemanlarla güçlendirilir. Bazı uçaklarda, gövdelerde o kadar çok sayıda oyuk sağlamak gerekir ki, tasarımcı dört ana direğin taşıma özelliklerini kullanmayı tercih eder ve kesme gücü elemanı yeterli olmadığı için sadece yardımcı güç elemanları olarak kısa telleri kullanır. yükü iletmek için. Yüklerin esas olarak dört ana yapısal elemana etki etmesi nedeniyle, bu tip gövde aslında çerçeve yapısı ile güçlendirilmiş monokok arasında bir ara konumdadır. Kısmen güçlendirilmiş monokok olarak görülebilir. Bir uçağın kanatlarının geri çekilebilir iniş takımı elemanlarını, yakıt tanklarını, motorları, geri çekilebilir kanatları, kanatçıkları, makineli tüfekleri, topları ve çok sayıda ikincil parçayı barındırması gerektiğinden, bu tür monokoklar, gövdelerden çok kanatlar için kullanılır. Güçlendirilmiş monokok yapının bütünlüğünden ödün vermeyle ilgili en ciddi sorunlar, iniş takımlarının ve yakıt depolarının yerleştirilmesiyle ilgilidir, çünkü bu birimler, yapının en dayanıklı olması gereken kanadın köküne yakın bir yerde bulunur. Ek olarak, birçok düzen, mürettebatı, yolcuları veya motorları barındırmak için bu alan gerekli olduğundan, kanadın gövdeden geçmesine izin vermez. Bu nedenle, kanat tasarımında, yüksek kanatlı bir tek kanatlı uçakta yapıldığı gibi iki güçlü direk kullanılır. İki yan eleman arasındaki boşluk, yukarıda bahsedilen birimleri ve düzenekleri yerleştirmek için kullanılabilir. Kanadın oluklu olmayan kısımlarında deri, kanadın mukavemetini daha da arttıran stringerlerle güçlendirilmiştir. Bununla birlikte, iki ana direk, yükün büyük kısmını taşır. Dış kanat konsolları tamamen monokok bir tasarıma sahiptir (Şekil 11). Yükler, kabuk ve konsolun uzunlamasına yük taşıyan elemanları tarafından emilir. Dikey bir duvar ve bir direk arasındaki fark, duvarda yerleştirme elemanının kirişlerin geri kalanıyla aynı şekle sahip olması, direğin ise daha büyük flanşlarla bağlanmasıdır.

Kalın duvarlı monokok tasarım konsepti.İkinci Dünya Savaşı sırasında, deneysel uçakların hızı ses hızına yaklaşmaya başladı ve ince duvarlı monokok yapılar artan gereksinimleri karşılamayı bıraktı. Uçuş hızlarındaki artışa katkıda bulunan faktörlerden biri de sözde yaratılmasıydı. çok düşük sürtünmeye sahip laminer kanat profilleri. Bununla birlikte, laminer kanatların avantajları, ancak kanat yüzeyinin gerekli şekli sıkı bir şekilde gözlemlendiğinde ve yüzeyin pürüzsüzlüğündeki en küçük bozulmalar (çıkıntılı perçinler veya kör perçinler için girintiler) laminer bir profilin tüm avantajlarını geçersiz kıldığı takdirde gerçekleştirilebilirdi. . Bu nedenle, ince duvarlı, güçlendirilmiş monokok tasarımların, yüksek hızlı uçaklar için laminer akış kanatları için uygun olmadığı kanıtlanmıştır. Yüksek hızlı uçakların kanat ve gövdesinin şekline tam olarak uyulmasını gerektiren bir diğer faktör, transonik akışın kararsızlığıdır. Transonik akışlarda, aerodinamik yüzeyin şeklindeki çok küçük değişiklikler, akış düzeninde tam bir değişikliğe ve sürükleme kuvvetinde keskin bir artışa yol açan şok dalgalarının görünümüne neden olabilir. İnce plakalardan yapılmış bir yüzeyin tam olarak istenen şeklini korumak çok zor olduğu için, uçak yapılarının dış yüzeylerinin kalınlığını artırmak gerekiyordu. Deri kalınlığının artmasının bir başka nedeni de uçak kanat yapısının yetersiz boşluk payı (Şekil 6'daki h mesafesi) idi. Yüksek uçuş hızları için tasarlanmış kanat profilleri çok ince olmalıdır (süpersonik uçaklar ve füzeler için maksimum göreceli kanat kalınlığı genellikle kirişin %10'undan azdır). Böyle bir kanadın alt ve üst yüzeylerine etkiyen yükler çok yüksektir ve bunlara yalnızca kalın bir deri dayanabilir.
Sandviç konsepti. Sandviç konseptini kullanan ilk kalın duvarlı yapı, Havilland Mosquito avcı uçağının derisiydi. Bu tasarımda, iki ince, güçlü kaplama (taşıyıcı katmanlar) arasındaki boşluk çok daha hafif bir malzeme ile doldurulur; böyle bir kompozit panel, birbirine bağlanmış iki çekirdeksiz yük taşıyan kabuktan daha yüksek bükülme yüklerine dayanabilir. Ek olarak, bu sandviç yapı, çekirdek düşük yoğunluğa sahip olduğundan hafif kalır. Arttırılmış mukavemete sahip hafif çok katmanlı bir yapıya bir örnek, iki dış karton levha arasında oluklu bir kağıt ara katmanının bulunduğu bir ambalaj kartonudur. Çok katmanlı karton, karşılık gelen ağırlıktaki bir karton levhadan daha fazla bükülme sertliğine ve mukavemetine sahiptir. Yüzey bükülmesini önlemede önemli bir faktör, panelin eğilme yüklerine dayanma kabiliyetidir. Arttırılmış bükülme sertliğine sahip kalın duvarlı çok katmanlı kaplamalar, normal uçuş durumlarında yüzey bükülmesini önler ve kanat ve gövde yüzeylerinin düzgün şeklinin korunmasına yardımcı olur. Taşıyıcı katmanlar, bir yapıştırıcı ile çekirdek katmana yapıştırılır. Perçin kullanılmaz ve bu da düzgün bir yüzey sağlar. Çok katmanlı yapıların üretim yöntemleri. Karmaşık şekillerdeki çok katmanlı yapı elemanlarının üretimi için çeşitli yöntemler kullanılır. Bunlardan biri Şekil 2'de açıklanmıştır. 12. Çok katmanlı elemanın istenen şeklini doğru bir şekilde yeniden üreten bir kalıp yapılır. Çok katmanlı yapının katmanları sentetik yapıştırıcı ile yağlanır ve bir kalıba yerleştirilir. Çok katmanlı yapının kaplaması, dayanıklı kauçuk gibi hermetik bir malzemeden yapılmış bir kılıfla kaplanır ve kalıp bir kapakla sıkıca kapatılır. Sıcak buhar, basınç altında kabuğun içine enjekte edilir ve yüksek sıcaklık ve düzgün buhar basıncının etkisi altında, yapıştırıcı sertleşir ve taşıyıcı katmanları dolgu maddesi ile güvenilir bir şekilde birleştirir. Bu kalıplama teknolojisi, değişken kalınlıkta kavisli duvarlara sahip karmaşık şekillerin yapısal elemanlarını üretmek için kullanılabilir.

İkinci Dünya Savaşı sırasında, sentetik yapıştırıcılar ve laminat yapıştırma teknolojisi, havacılık endüstrisinde yaygın bir kullanım alanı buldu. Bu teknoloji, ahşap ve metal gibi farklı malzemelerin güçlü bir şekilde bağlanmasını sağladı ve pürüzsüz yüzeyli kaplamaların düşük maliyetli üretimine izin verdi.
Çok katmanlı bir yapının imhası.Çerçeve yapılar ve ince duvarlı monococks durumunda olduğu gibi, sandviç yapının tahribatı, sıkıştırmaya maruz kalan tarafta başlar. Çok katmanlı panelin geniş kalınlığı nedeniyle, burkulma ve bükülmeye neden olan sıkıştırma kuvveti, ince duvarlı takviyeli monococks yüzeyinde bükülme belirtilerinin ilk ortaya çıktığı değeri önemli ölçüde aşar. Bu değerlerin oranı 20'ye hatta 50'ye ulaşabilir. Bununla birlikte, ince duvarlı monococks'un, bir çoklu yüzeyin çarpılması sırasında çarpılma başlangıcındaki kritik yükten çok daha yüksek yüklerde çalışabileceği unutulmamalıdır. -katmanlı cilt her zaman ikincisinin tahrip olmasına neden olur. Çok katmanlı bir kaplamanın burkulmasına neden olan kritik yük, homojen plakaları ve tek katmanlı kabukları hesaplama yöntemleri kullanılarak tahmin edilebilir. Bununla birlikte, hafif agrega malzemesinin nispeten düşük kayma direnci kritik stres değerini önemli ölçüde azaltır ve bu etki göz ardı edilemez. Çok katmanlı bir yapının stabilite kaybı, genellikle ince yük taşıyan kabukların yüzeyinde bükülmeye veya kırışmaya yol açar. İncirde. Şekil 13, iki tür istikrarsızlığı göstermektedir: simetrik şişme ve çarpıklık. Bir agrega ile katmanın büyük bir kalınlığı olması durumunda simetrik şişme ve böyle bir katmanın küçük bir kalınlığı olması durumunda bozulma meydana gelir.

Çok katmanlı bir yapının burkulmasına neden olan kritik stres, her iki yüzey eğriliğinin ortaya çıkmasıyla birlikte, formülle belirlenebilir.

fcr, yatak katmanları için kritik gerilme değeri olduğunda, Ef, yatak katmanı malzemesinin elastik modülüdür, Ec, dolgu malzemesinin elastik modülüdür, Gc, dolgu malzemesinin kesme modülüdür. Örnek olarak, alüminyum alaşımlı destek katmanları ve gözenekli selüloz asetat elyaf dolgulu çok katmanlı bir yapı düşünün. Alüminyum alaşımının elastik modülü yaklaşık 70.000 MPa iken dolgu malzemesi için 28 MPa'dır. Agrega malzemesi için kesme modülü 14 MPa'dır. Bu değerleri formül (5)'te yerine koyarsak, burkulma için kritik gerilme değerinin 150 MPa olduğunu buluruz. (5) ilişkisinin panelin geometrik özelliklerini içermediğine dikkat edin. Sonuç olarak, kritik stres, taşıyıcı katmanların ve çekirdek katmanın kalınlıklarından bağımsızdır. Yapının çarpılma ile ilgili taşıma kapasitesini artırmanın tek yolu, daha iyi mekanik özelliklere sahip bir agrega kullanmaktır.
Diğer kalın duvarlı muhafaza türleri.İkinci Dünya Savaşı'ndan sonra, yukarıda açıklanan orijinal sandviç yapının çeşitli modifikasyonları geliştirildi ve üretime alındı. İncirde. 14 bir petek yapısını göstermektedir. İçinde bir petek (hücresel) dolgu maddesi ara katman görevi görür. İncirde. Şekil 15, çekirdeğin oluklu alüminyum olduğu başka bir sandviç yapı tipini göstermektedir. Paketleme panosuna benzer bu yapı oldukça sert ve stabildir, ancak oluklu bant destek kabuklarına perçinlenmemelidir.

Diğer tasarımlarda, deri ve sertleştirici tabakası yuvarlanır ve kanat veya gövde bölümü şeklinde şekillendirilir. Son olarak, ağır yüklü çok ince kanatlar için, maksimum yaklaşık 19 mm kalınlığa sahip dayanıklı alüminyum alaşımından yapılmış değişken kalınlıktaki kaplamaların üretimi kuruldu. Bu tür güçlü kaplamalar, yalnızca kaplamanın kendisinin sertliği nedeniyle, kirişler olmadan bile şeklini koruyan, kirişlere dayanan üç veya dört perde duvarla güçlendirilmiş bir kanadın üretilmesini mümkün kılar.
SÜPERSONİK UÇAK, UZAY UÇAĞI VE BALİSTİK ROKETLER
Havacılık ve uzay teknolojisinin gelişimi, itme-ağırlık oranında istikrarlı bir büyüme eğilimi ile karakterize edilir (itme-ağırlık oranı, bir uçağın elektrik santralinin itme kuvvetinin ağırlığına oranıdır). Dikey kalkış ve iniş yapan uçaklar için bu değer birden büyüktür. Bir balistik füzenin tahrik sistemi, füzeyi fırlatma rampasından kaldırmak, hızlandırmak ve istenen yörüngeye getirmek için ağırlığından çok daha büyük bir itme kuvveti oluşturmalıdır. İtki-ağırlık oranının ve uçuş hızlarının sürekli büyümesi, kanat tarafından üretilen aerodinamik kuvvetlere giderek daha az bağımlı olan uçakların ortaya çıkmasına neden olmuştur. Kanatların boyutu azalmaya başladı (genellikle balistik füzelerde yoktur). Bununla birlikte, fırlatma hızlandırıcıları kullanılarak uzaya fırlatılan süzülme araçlarının dünyaya geri dönmek için kanatları olması gerekir. Süpersonik uçakların kanatları ve stabilizatörleri, yalnızca alan olarak değil, ses altı uçaklara göre daha küçüktür; ayrıca daha ince ve daha az uzundurlar. Süpersonik uçakların kanatları ve kuyruk yüzeyleri süpürülmüş veya üçgen şeklindedir. Bu tür kanatların derisinin kalınlığı, ses altı uçakların kanatlarından çok daha fazladır.
İnce duvarlı kabuk örnekleri. Ağırlık azaltma, uzay aracı tasarımında en önemli önceliktir. İnce duvarlı kabuklar alanındaki birçok ilerleme, kökenlerini bu gereksinime borçludur. Bu tasarımın tipik örnekleri, Atlas sıvı yakıtlı fırlatma aracı ve katı roket tasarımıdır. Atlas için özel bir süper şarjlı monokok kabuk oluşturuldu. Katı yakıtlı bir motora sahip bir roket, bir mandrel üzerine bir katı itici şarj şeklinde bir cam ipliğin sarılması ve yara tabakasının vulkanizasyondan sonra sertleşen özel bir reçine ile emprenye edilmesiyle elde edilir. Bu teknoloji ile aynı anda hem uçağın taşıyıcı kabuğu hem de nozullu roket motoru elde edilmektedir. RV'ler, yüksek sıcaklıklarda kesilen bir ısı koruma malzemesi tabakasıyla kaplanmış konik bir kabuk ile tasarlanmıştır (sürüklenmiş bir kaplama ile soğutma kavramı). Uzayda ve ayda yerçekimi kuvvetlerinin küçük olması nedeniyle benzersiz tasarımlar yaratılmıştır. Örneğin, ay modülü kabuğu, Ay'da bükülmeyen, ancak Dünya'daki kendi ağırlıklarından bükülen paneller içerir.
Ayrıca bakınız UZAY ARAŞTIRMASI VE KULLANIMI; ROKET.
HAVACILIK MALZEMELERİ
Birçok malzeme, süpersonik uçuş sırasında oluşan yüksek sıcaklıklarda gücünü kaybeder. Bu nedenle, hafif ısıya dayanıklı malzemeler, havacılık ve uzay uçakları için özellikle ilgi çekicidir. 1950'lerin sonuna kadar, ikiden fazla olmayan Mach sayılarıyla (Mach sayısı, uçuş hızının ses hızına oranıdır) hareket eden uçaklar için ana havacılık malzemeleri alüminyum alaşımları ve çeliklerdi. Titanyum 1960'ların başında ekonomik olarak kullanılabilir hale geldi ve alaşımları Mach sayıları 3'e kadar olan uçak tasarımlarında kullanıldı. Silisyum karbür veya lityum karbür tozlarının alüminyum veya titanyum ile sinterlenmesiyle elde edilen metalik süper alaşımlar ve toz malzemeler geliştirilmiştir. Plastik (polimer) tabanın cam, Kevlar veya karbon fiberlerle güçlendirildiği kompozit malzemeler de oluşturulmuştur. Kompozit malzemeler, yüksek sıcaklıklarda bile çalışan hafif ve dayanıklı yapılar oluşturmayı mümkün kılan iyi ağırlıkları ve mekanik özellikleri nedeniyle uçak yapımında ve uzay teknolojisinde yaygın olarak kullanılmaktadır.
Ayrıca bakınız ALAŞIMLAR; PLASTİK.
HAVACILIK İNŞAATLARI
Nakliye uçakları ve savaşçılar. Modern bir nakliye uçağının tipik düzeni, iki kanatlı kanatlı ve iki kanatlı kuyruk üniteli güçlendirilmiş monokok bir gövdeden oluşur. Uçak yapılarında esas olarak alüminyum alaşımları kullanılır, ancak bireysel yapısal elemanlar için başka malzemeler de kullanılır. Örneğin, ağır yüklü kanat kökleri titanyum alaşımından ve direksiyon yüzeyleri - poliamid veya cam dişlere sahip kompozit bir malzemeden yapılabilir. Bazı uçakların kuyruk ünitesinde grafit-epoksi malzemeler kullanılmaktadır. Uçak yapımı alanındaki en son başarılar, modern bir savaş uçağı tasarımında somutlaştırılmıştır. İncirde. Şekil 16, çok kanatlı delta kanatlı ve güçlendirilmiş monokok gövdeli tipik bir savaş uçağının yapımını göstermektedir. Bu uçağın kanadının ve kuyruğunun bireysel elemanları kompozit malzemelerden yapılmıştır.

Pirinç. 16. F-15C "IGL" firması "McDonnell - Douglas" - ABD Hava Kuvvetleri ve müttefikleriyle hizmet veren bir savaşçı. İki Pratt-Whitney turbojet by-pass motoruna sahiptir ve M = 2.5'e karşılık gelen maksimum hıza sahiptir. Silahları 20 mm top, havadan havaya güdümlü füzeler ve güdümsüz uçak füzelerinden oluşuyor. Dıştan takmalı yakıt tankları ile uçuş menzili 5470 km'dir. 1 - radar anteninin fiberglas anten kaportası; 2 - Doppler radar istasyonu; 3 - radyo anteni ve radar istasyonu anteni; 4 - bölmeler; 5 - radyo-elektronik ekipman bölmesi; 6 - hız göstergesinin alıcısı; 7 - pilotun kokpit kanopisi; 8 - ön cam; 9 - pilot koltuğu; 10 - uçuş projeksiyon göstergesi; 11 - gösterge paneli; 12 - kontrol düğmesi; 13 - dümen pedalları; 14 - yan kontrol paneli; 15 - yan ışıklar; 16 - ekipmanın alt bölmeleri; 17 - elektronik karşıtı koruma araçları; 18 - kokpit kanopi asansörü; 19 - klima; 20 - şasi; 21 - motor hava girişi; 22 - hidrolik güçlendiriciler; 23 - 20 mm Vulcan top ve mühimmatı; 24 - havadan havaya güdümlü Sparrow füzesi; 25 - havalı fren; 26 - yakıt depoları; 27 - hava giriş kanalı; 28 - havada yakıt ikmali sistemi için bağlantı; 29 - yakıt besleme boru hattı sistemi; 30 - kaplamalar; 31 - kanatçıklar; 32 - kanatlar; 33 - direkler; 34 - pin bağlantıları; 35 - kanat kaburgaları; 36 - kirişli kanat derisi panelleri; 37 - petek yapıları; 38 - aerofinisher kablosunu yakalamak için iniş kancası; 39 - hava sistemi ekipmanının bölmeleri; 40 - turbojet motorlarını baypas edin; 41 - kompresör; 42 - yardımcı güç ünitesi (marş motoru); 43 - iletim; 44 - motor montaj çerçeveleri; 45 - brülör yanma odası; 46 - halka çerçeveli ve titanyum kirişli motor bölmesi; 47 - titanyum kaplama; 48 - brülör nozulları; 49 - sabitleyici ek ünitesi; 50 - bor lifi kaplama panelleri; 51 - kanadın konsol kısmında kargo süspansiyonu için pilon; 52 - yükün kanat kökünde askıya alınması için pilon; 53 - bomba rafı; 54 - bombalar; 55 - havadan havaya Sidewinder füzesi; 56 - dıştan takma yakıt deposu.

Uzay Mekiği. Yörünge uzay mekiği, Dünya atmosferinde hipersonik hızlarda uçma yeteneğine sahiptir. Aracın kanatları çok kanatlı bir çerçeveye sahiptir; Güçlendirilmiş monokok kokpit, kanatlar gibi alüminyum alaşımdan yapılmıştır. Kargo bölmesi kapıları grafit-epoksi kompozit malzemeden yapılmıştır. Cihazın termal koruması, yüzeyin yüksek ısı akışlarına maruz kalan kısımlarını kaplayan birkaç bin hafif seramik karo ile sağlanır.
Ayrıca bakınız UZAY UÇUŞLARI İNSANLI; UZAY MEKİĞİ. Uzay istasyonu. Yörünge uzay aracının uzun vadeli uzay istasyonlarının kurulumu için kullanılması gerekiyordu. Rus yörünge uzay istasyonu Mir'in çalışması sırasında kazanılan deneyim, Uluslararası Özgürlük Uzay İstasyonu'nu geliştirmek için kullanılıyor. Tasarım mühendisleri, uzayda müteakip montajı ile uzun vadeli bir yörünge istasyonunun bloklarını ve yapısal elemanlarını fırlatma problemini çözüyor.
Collier Ansiklopedisi Vikipedi

Uçan kanatlara dayalı ve bir tahrik sistemi ile hareket eden bir uçak. Bir pilot (veya pilotlar) tarafından işletilen hava taşıtı bir yük taşır, yani. kargo, yolcu, silah veya özel teçhizat gibi... Collier'in Ansiklopedisi

Motorsuz bir uçak havadan daha ağırdır. Yükselen hava akımlarının oluşturduğu kaldırma kuvveti ile aşağı doğru yerçekimi kuvveti dengelenerek planör havada tutulur. Planör uçuşunun iki modu vardır: planlama ... ... Collier'in Ansiklopedisi

ALT GRUP IVB. TİTANYUM AİLESİ TİTANYUM, ZİRKONYUM, HAFNİYUM Geçiş metalleri, şaşırtıcı bir özellik benzerliği ile ayırt edilen Ti, Zr ve Hf titanyum ailesinin elemanlarını da içerir. Son iki element (Zr ve Hf) özellikle özelliklerde yakındır. ... ... Collier'in Ansiklopedisi

Çerezler kullanıyoruz için Sitemizin en iyi sunumu. Bu siteyi kullanmaya devam ederek, bunu kabul etmiş olursunuz. tamam

Tanıtım

Radyasyon kalkanları için gereklilikler

Radyasyon kalkanı yapıları

1 JWST kızılötesi gözlemevinin radyasyon ekranı

2 Gaia optik gözlemevinin radyasyon kalkanı

3 TPF-C gözlemevinin radyasyon ekranı

Radyasyon kalkanlarının yapılarını desteklemek için bazı yapı türleri

Tanıtım

Modern uzay gözlemevlerinin reflektörleri, dahili gürültü seviyesini azaltmak ve alıcı ekipmanın hassasiyetini artırmak için kriyojenik sıcaklıklara soğutulur. Soğutma, çeşitli soğutma makineleri kullanılarak aktif veya alıcı ekipmanın doğrudan veya yansıyan güneş radyasyonu ile aydınlatılmasına engel teşkil ederek pasif olabilir. Kombine soğutma da mümkündür.

Gözlemevlerinin alıcılarının çalıştığı bir gölge oluşturma görevi, radyasyon ekranları ile çözülür - korunan alan alanındaki doğrudan ve yansıyan güneş radyasyonunun yoğunluğunu azaltmak veya önemli ölçüde zayıflatmak için bir cihaz ve mekanizma kompleksi.

Radyasyon kalkanları, soğutma yöntemine, korunan alanın tipine, malzemenin ısı yalıtım katmanlarının sayısına, yerleştirmeye bağlı olarak farklı tiplere ayrılır.

Soğutma yöntemiyle:

· soğutmasız bir ekranla,

· aktif olarak soğutulan bir ekran ile,

· kısmen soğutulmuş ekran ile.

Taranan alan türüne göre:

· küresel bir soğutma bölgesi ile (uzay aracı tamamen bir ekranla çevrilidir),

· dahili soğutma bölgesi ile (açık ekran sisteminin içindeki alan korunur),

· bir tarafta soğutma ile (uzay aracının bir tarafı korunur).

Açıklama ile:

· ekran gövdeye sabitlenir,

· Ekran, taşıma konumundan çalışma konumuna açılır.

Bu yazıda, soğutmasız, tek ve çok katmanlı, iç soğutmalı bölgeli, aşağı inen radyasyon kalkanları ile elektromanyetik dalgaların optik, kızılötesi ve radyo menzilli modern veya gelecekteki gözlemevlerinin tasarımlarını ele alıyoruz. Söz konusu radyasyon perdelerinin genel boyutları onlarca metreye ulaştığından, bu onları büyük uzay yapıları olarak sınıflandırmayı mümkün kılar.

1. Radyasyon kalkanları için gereklilikler

Radyasyon kalkanları, herhangi bir uzay aracı cihazı ve mekanizması gibi, geliştirme, üretim, test, fırlatma, çalıştırma ve bertaraf maliyetlerini azaltmak için gereklidir ve buna bağlı olarak, taşıma konumundaki ağırlığı, genel boyutları azaltmak ve artırmak için gereksinimler yapılır. operasyon güvenilirliği. Ek olarak, büyük uzay yapılarında olduğu gibi radyasyon kalkanlarına, doğal titreşimlerin yeterince yüksek ilk frekanslarını sağlamak için gereklilikler uygulanabilir. Ve son olarak, soğutulan bölgenin sıcaklık rejimini, şeklini ve boyutunu sağlamak için pasif ısı yalıtımı aracı olarak radyasyon kalkanlarına gereksinimler uygulanır.

Bu çelişkili gereksinimler, radyasyon kalkanlarının optimal tasarımıyla karşılanır.

2. Radyasyon kalkanlarının yapımı

Bu çalışmada ele alınan radyasyon kalkanları aşağıdaki ana unsurlardan oluşmaktadır:

· ekran-vakum ısı yalıtımı,

· açılır destek yapısı,

· cihazları bağlamak.

Teorik olarak, her üç unsurun da en çeşitli yürütme türleri mümkündür, bu nedenle, önce modern ve gelecekteki uzay gözlemevlerinin radyasyon kalkanlarının tasarımlarını ve ardından ana unsur olarak aşağı açılan destek yapısı için bazı tasarım seçeneklerini ele alacağız. korunan bölgenin şeklini ve boyutunu ve ayrıca gerekli doğal titreşim frekanslarını sağlar.

2.1 JWST kızılötesi gözlemevinin radyasyon ekranı

NASA'nın Jame Webb Kızılötesi Uzay Gözlemevi (JWST) projesi bugüne kadarki en gelişmiş projelerden biridir. Gözlemevi 2013 yılında fırlatılmaya hazırlanıyor. Şu anda uzay aracı sistemleri tasarlandı, üretiliyor ve test ediliyor. Diğerlerinin yanı sıra, bir radyasyon kalkanının teknolojik bir örneği üretildi ve test ediliyor.

JWST radyasyon kalkanı, beş katman ısı yalıtım malzemesinden (alüminyum ve silikon katmanları olan naylon) oluşan düzensiz bir altıgendir. Destekleyici çerçevenin rolü, altı katlanır çubuk ve destekleyici kablolar tarafından gerçekleştirilir. Gözlemevinin görünümü Şekil 1'de gösterilmektedir.

Şekil 1. Uzay teleskobunun görünüşü im. J. Webb.

· genel boyutlar 32,8 mx 14,2 m,

· naylon bazlı beş kat ısı yalıtım malzemesi,

· salınımların ilk beş doğal frekansı: 0.23 Hz, 0.32 Hz, 0.44 Hz ve 0.54 Hz,

· korunan alandaki ekipmanın sıcaklığı: 50K'dan az.

· yaklaşık ağırlık: 200 kg.

Radyasyon kalkanının şeması ve ana parametreleri Şekil 2'de gösterilmektedir.

Şekil 2. Uzay teleskobunun radyasyon kalkanının tasarımı ve ana parametreleri. J. Webb.

1. Ön destek çubukları (2 adet), 2. Yan destek çubukları (2 adet), 3. Arka destek çubukları (2 adet), 4. Destek kabloları üzerinde beş kat ısı yalıtım malzemesi, 5. Uç desteği çubuklar (6 adet), 6. Birincil elek-vakum ısı yalıtımı

Radyasyon kalkanı aşağıdaki sırayla açılır:

Taşıma pozisyonu,

Birincil elek-vakum ısı yalıtımının açıklanması,

4. Arka destek çubuklarının açılması,

6. Ön destek çubuklarının açılması,

Uç destek çubuklarının açılması ve destek çubuklarının gerilmesi. Radyasyon kalkanının çalışma konumu.

Radyasyon kalkanının açılma sırası Şekil 3'te gösterilmektedir.

Şekil 3. Radyasyon kalkanının açılma sırası

2.2 Gaia optik gözlemevinin radyasyon kalkanı

Avrupa Uzay Ajansı tarafından tanınan Gaia uzay gözlemevi şu anda tasarım aşamasında ve teknoloji testinde. Böylece, 2005 yılında, radyasyon kalkanının bir maketinin konuşlandırılmasının başarılı bir testi gerçekleştirildi.

Gaia radyasyon kalkanı, 11 m çapında düzenli bir onikigendir.Onikigenin altı bölümü, iki parçalı yük taşıyan yapılardan yapılmıştır. Ekranın ısı yalıtım malzemesi, alüminyum kaplamalı naylondur. Elek, 130 mm ile ayrılmış iki malzeme katmanından oluşur. Bir bölümün destekleyici çerçevesi, uzay aracı gövdesine bağlantı noktasında kare bir plaka ve planda X şeklinde bir destek yapısıdır.

Gözlemevinin görünümü Şekil 4'te gösterilmektedir.

Şekil 4. Gaia Gözlemevi'nin dış görünümü

Radyasyon kalkanının ana parametreleri:

çap 11m,

· naylon bazlı iki kat ısı yalıtım malzemesi,

· doğal titreşimlerin ilk frekansı: 35 Hz'den düşük değil,

· korunan alandaki ekipmanın sıcaklığı: 150 K'den az.

· yaklaşık ağırlık: 70 kg.

Radyasyon kalkanının tasarımı Şekil 5'te gösterilmektedir.

Şekil 5. Gaia gözlemevinin radyasyon ekranı. Taşıma ve çalışma pozisyonu. On iki bölümden üçü gösterilmektedir.

Kare kesitler, 2. X şeklindeki destekleyici yapılar,

Taşıyıcı paneller, 4. Gevşek ısı yalıtımı katmanları.

Yalıtım panelleri aynı anda yuvarlanmaya başlar. Çalışma pozisyonunda paneller stoplarla sabitlenir. Dağıtım sırası Şekil 6'da gösterilmektedir.

Şekil 6. Gaia Gözlemevi radyasyon kalkanı konuşlandırmasının sırası.

2.3 TPF-C gözlemevinin radyasyon ekranı

NASA'nın Karasal Gezegen Bulucu projesi, Dünya benzeri gezegenleri aramak için gözlemevlerinin oluşturulmasını sağlar. Proje kapsamında iki tip gözlemevi oluşturulması planlanmaktadır: TPF-C (koronagraf) ve TPF-I (interferometre). Şu anda, TPF-C gözlemevi aktif olarak geliştirilmektedir. Diğer sistemlerin yanı sıra, bir radyasyon kalkanı içeren teleskop aynalarının sabit bir sıcaklığını korumak için bir sistem geliştirilmektedir.

Gözlemevinin görünümü Şekil 7'de gösterilmektedir.

Şekil 7. TPF-C gözlemevinin dış görünümü

Gözlemevinin tasarımı Şekil 8'de gösterilmektedir.

Şekil 8. TPF-C gözlemevinin inşaatı

TPF-C radyasyon kalkanı, içine teleskopun yerleştirildiği düzenli bir kesik oktahedral piramit oluşturan altı katman termal yalıtım malzemesinden oluşur. Destekleyici yapı, piramidin kenarlarını oluşturan sekiz genişletilebilir çubuktur.

TPF-C projesinin teknik açıklaması, gözlemevinin bilimsel ekipmanının oda sıcaklığında çalışacağını ve bu nedenle radyasyon perdesinin bu durumda teleskopun aynalarının ve dedektörlerinin soğutulmasını sağlamak için değil, eşitlemeyi sağlamak için tasarlandığını söylüyor. korunan alandaki sıcaklık alanını ve sabitliğini sağlayın. Ne yazık ki literatürde kullanılan ısı yalıtım malzemesi, radyasyon kalkanının boyutu ve ağırlığı hakkında detaylı bilgi bulunmamaktadır.

4 Millimetron ve WMAP gözlemevlerinin radyasyon ekranları

Rus projesi "Millimetron", 12 m çapında aktif olarak soğutulan bir teleskopla milimetre, milimetre altı ve kızılötesi dalga boylarında bir gözlemevinin oluşturulmasını öngörmektedir.Teleskopun aktif soğutmasına ek olarak, iki radyasyon yardımıyla pasif soğutma sağlanır. ekranlar.

Gözlemevinin tasarımı Şekil 9'da gösterilmektedir.

Şekil 9. "Millimetron" projesinin gözlemevinin inşaatı

Mevcut literatürde Millimetron proje gözlemevinin radyasyon kalkanının tasarımı hakkında bilgi bulunmamaktadır.

Uzay aracı WMAP (Wilkinson Mikrodalga Anizotropi Probu) 2003 yılında SPK'nın anizotropisini incelemek için başlatıldı. WMAP'ın ana bilimsel ekipmanı iki kanallı bir radyometredir. Parazit seviyesini azaltmak için radyometrenin alıcı cihazları bir radyasyon kalkanı ile korunur. Aparatın görünümü Şekil 10'da gösterilmektedir.

Şekil 10. WMAP gözlemevinin dış görünümü

Aparatın yapısı Şekil 11'de gösterilmektedir.

Şekil 11. WMAP gözlemevinin yapısı

Mevcut literatürde WMAP gözlemevinin radyasyon kalkanının tasarımı hakkında bilgi bulunmamaktadır.

3. Radyasyon kalkanlarının yapılarını desteklemek için bazı yapı türleri

Korunan alanın şeklini ve boyutunu, ayrıca doğal titreşimlerin yayılmasını ve gerekli frekanslarını sağlayan radyasyon kalkanının ana unsuru destekleyici yapıdır.

Bu özetin 2. Bölümü, modern ve gelecekteki uzay gözlemevlerinin tasarımında kullanılan destekleyici yapıların yapılarını açıklamaktadır. Bununla birlikte, literatür, destek yapıları olarak da kullanılabilen genişletilebilir uzay yapılarını tanımlamaktadır.

Örnek olarak, yüksek bir istifleme oranı (çalışma konumunda maksimum boyutun taşıma konumunda maksimum boyuta oranı) ve birim alan başına düşük ağırlık kombinasyonu sağlayan iki tür destek yapısını düşünün: kafes ve sarılabilir yapılar .

3.1 Kafes yapıları

Rusya'da üretilen katlanır kafes yapıların örneklerinden biri TKSA ve KTVRM serisinin OKB MEI reflektörleridir.

En iyi örnekleri için, yaklaşık 10'luk bir istifleme faktörü ve 1 metrekarelik bir kütle. 1 kg seviyesinde yüzey m.

TKSA-6 reflektörünün zemin testleri sırasındaki görünümü Şekil 12'de gösterilmektedir.

Şekil 12. TKSA-6 reflektörünün dış görünümü

Kafes yapısının şematik bir diyagramı Şekil 13'te gösterilmektedir.

Şekil 13. Kafes yapısının şematik diyagramı

3.2 Katlanabilir yapılar

Roll-up yapılar, taşıma pozisyonundaki yük taşıyıcı elemanları birbirine sıkıca yapışarak sıkıca sarıldığı için isimlerini almıştır. ATS-6 uzay aracının reflektörü olan katlanır yapı türlerinden birinin temel yapısı Şekil 14'te gösterilmektedir.

Şekil 14. ATS-6 reflektörünün temel yapısı

optik radyasyon kalkanı gözlemevi

ATS-6 reflektörünün çapı 9,1 m, ağırlığı 60 kg, istifleme oranı 4,6 ve 1 metrekaredir. m yüzeyin kütlesi 0.92 kg'dır. ATS-6 reflektörünün katlanmamış konumdaki görünümü Şekil 15'te gösterilmektedir.

Şekil 15. ATS-6 reflektörünün katlanmamış konumda dış görünümü

ATS-6 reflektörüne ek olarak, kullanılan kaynaklar listesinde bağlantıları verilen diğer katlama yapıları geliştirilmiştir. Ne yazık ki, bu tasarımlar için kütle, olası maksimum boyutlar ve diğer parametreler hakkında veri yoktur.

Kullanılan kaynakların listesi

James Webb Uzay Teleskobu Sitesi. http://jwst.gsfc.nasa.gov/about.html

James Webb Uzay Teleskobu Projesi. Görev Operasyonları Konsept Belgesi2, 2004.http: //docdb.fnal.gov/CMS/DocDB/0004/000498/001/Mission_Ops_Concept.pdf

CAA için JWST Proje Durumu, Mayıs 2006.http: //www7.nationalacademies.org/bpa/CAA_May2006_Presentations_Sabelhaus.pdf

Gaia sitesi. http://sci.esa.int/science-e/www/area/index.cfm?fareaid=26

Gaia Deployable sunshield için mekanizmalar, E. Urgoiti, G. Migliorero, 11the ESMATS Symposium

GAIA: UYDU VE YÜK, Oscar Pace, Avrupa Uzay Ajansı, ESA-ESTEC.C

TPF-C sitesi. http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/tpf_index.cfm

Karasal Gezegen Bulucu Coronagraph için Teknoloji Planı, JPL Yayını 05-8, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/TPF-CTechPlan.pdf

Terrestrial Planet Finder Coronagraph Science and Technology Definition Team (STDT) Raporu, JPL Document D-34923, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/STDT_Report_Final_Ex2FF86A.pdf

Kolesnikov A.V.

DERS DERSLERİ

"Uzay aracı yapılarının ve sistemlerinin test edilmesi"

(uzmanlık 1307, 10. dönem)

2007 G.

ders numarası	olarak kabul edildi ders konuları
	Uzay aracı geliştirmenin ana aşamaları. Uzay aracının deneysel testlerinin etkinliği için amaç, hedefler ve kriterler. Uzay aracı testlerinin sınıflandırılması.
	Uzay aracı yapısı, ekipmanı ve aletlerinin durumunu ve performansını etkileyen uzay uçuşu faktörleri.
	Statik ve titreşim testleri.
	Atalet ve şok yüklerinin etkisi için testler.
	Uzay aracının gaz dinamik testleri.
	Akustik yük testleri.
	Uzay aracı ısı geri kazanımının genel özellikleri. Uzay aracı termal vakum testlerinin sorunları.
	Uzay boşluğunun deneysel modelleme yöntemleri ve uzayın radyasyon özellikleri.
	Güneş radyasyonunun ve gezegenlerin radyasyonunun uzay aracının termal durumu üzerindeki etkisinin deneysel kurulumlarında çoğaltılması.
	Uzay aracının vakum-sıcaklık testleri. Mühürlü bölmelerin vakumsuz testi. Uzay aracı tahrik sistemlerinin test edilmesi.
	Termal-vakum, vakum-sıcaklık, termal mukavemet ve elektrik testleri sırasında test nesnesi üzerinde hesaplanan termal yükleri yeniden üreterek metodolojik sorunlar.
	Uzay aracı termal korumasının deneysel çalışması.
	Radyasyon faktörlerine ve manyetik alanlara maruz kalma testleri. Elektrik testleri.
	Lansman öncesi testler ve uzay aracı uçuş testleri için hazırlık.

Ders N 1

Ders konusu: Uzay aracı geliştirmenin ana aşamaları Uzay aracının deneysel testi için amaç, hedefler ve verimlilik kriterleri. Uzay aracı testlerinin sınıflandırılması.

Uzay aracı geliştirmenin ana aşamaları.

Uzay teknolojisi için ürünler yaratma süreci genellikle birbiriyle ilişkili aşağıdaki ana aşamalardan oluşur: 1) tasarım; 2) alet, ekipman ve hatta bazı sistemlerle tamamlama açısından standart versiyonuna tam olarak uymayabilecek ürün prototiplerinin geliştirilmesi; 3) bireysel birimlerin, sistemlerin ve aparatların bir bütün olarak zemin deneysel testi; 4) standart bir ürünün üretimi, 5) standart bir ürünün uçuş tasarım testleri, eğer bu tür testler uygunsa ve ekonomik ve diğer nedenlerle aparatın amacı ve üzerine kurulu bilimsel ekipmanın maliyeti ve özelliği nedeniyle mümkünse. Listelenen uzay aracı oluşturma aşamalarının içeriğini tam olarak açıklamadan, yalnızca bu aşamalarda bulunan ana düzenlilikleri dikkate alacağız ve oluşturulan uzay aracı sistemlerinin parametrelerini optimize etmede testlerin rolünü not edeceğiz.

Tasarım, uzay aracı geliştirmenin ilk aşamalarından biridir. Tasarımın hemen sonucu projedir. Aparatın oluşturulması için genel konsepti ve planı ve ayrıca elemanları, tertibatları ve yerleşik sistemleri için özel teknik çözümleri yansıtmalıdır. Tasarım, belirtilen gereksinimleri karşılayan teknik bir nesnenin oluşturulmasını sağlayan çözümler arama ve bulmadan oluşan karmaşık bir yaratıcı süreçtir. Üretimin hazırlanması, prototiplerin üretimi ve deneysel geliştirmeleri dikkate alındığında, uzay aracı yaratmanın toplam maliyetlerinin toplamında projenin kendisinin maliyetleri nispeten küçüktür. Ancak hatasız tasarım, zamanında ve minimum toplam maliyetle bir uzay aracı yaratma olasılığını önceden belirler. Bu durum açıktır, çünkü temel tasarım hataları, uzay aracı prototiplerinin üretim sürecinde veya deneysel test sürecinde, büyük malzeme maliyetleri ve aparat oluşturma süresinde önemli bir artış olmadan düzeltilemez.

Tasarım sürecinin kendisinde üç aşama ayırt edilebilir: teknik gereksinimlerin geliştirilmesi; anahat tasarımı; teknik tasarım;

Teknik gereksinimlerin geliştirilmesi aşamasında, bazı acil sorunları çözmek için tasarlanan bu uzay aracını geliştirmenin fizibilitesinin teknik ve ekonomik bir gerekçesi ve ayrıca cihazın sistemleri için teknik gereksinimler, genel ve ağırlık özellikleri gerçekleştirilir. formüle edilmiş ve kanıtlanmıştır. Aynı aşamada, aparat sistemlerinin verimliliği için kriterler ve bir bütün olarak uzay aracının verimliliği için kriterler de belirlenir.

Ön tasarım aşamasında, uzay aracı ve sistemleri için formüle edilmiş genel gereksinimlere dayanarak, yapısı, bileşen elemanlarının teknik özellikleri belirlenir ve araç sistemlerinin düzenlenmesi gerçekleştirilir. Bu aşamada, uzay aracı sentezi, büyük belirsizlik koşulları altında başlar ve benzer sistemlerin tasarımında kazanılan deneyim ve tasarımda yer alan uzmanların bilgisine dayanan basitleştirilmiş idealleştirilmiş bir matematiksel model temelinde gerçekleştirilir. Bu aşamanın ilk aşamalarında, geliştirilen ürünün ana parametrelerinin kalite göstergeleri üzerindeki etkisini analiz etmek için, kural olarak, uzay aracının ayrı parçaları için derlenen, çoğu zaman yerel olanlar bile, yaklaşık matematiksel modeller kullanılır. Bu tür modeller yardımıyla belirlenen sistemin parametreleri yaklaşık değerlerdir ve sonraki tasarım aşamasında daha fazla iyileştirme gerektirir.

Teknik tasarım aşamasında, laboratuvar ve tezgah koşullarında deneysel testleri için bir bütün olarak birimlerin, sistemlerin ve uzay araçlarının deneysel örneklerinin ve maketlerinin üretimi için gerekli olan teknik belgeler geliştirilmiştir.

Deneysel geliştirmenin amacı ve hedefleri

Uzay aracının deneysel olarak test edilmesinin amacı, uzay aracını bir bütün olarak, bileşenleri ve düzeneklerini teknik görevin gereksinimlerini tam olarak karşılayan bir duruma getirmektir.

Aparat tasarımının doğal bir devamı olan deneysel testler, bir uzay aracı oluşturma sürecini tamamlar. Ancak, sadece nihai bağlantı değil, aynı zamanda tasarım aşamaları ile yakından iç içedir. Her uzay aracını tasarlarken, sadece teorik ön koşullar değil, aynı zamanda başka bir uzay aracı yaratma deneyimi, gelişimlerinin deneyimi, bu durumda yapılan araştırmaların sonuçları da dikkate alınır. Bununla birlikte, bu deneyim bazen, özellikle hem çözülen görevlerin hacmi hem de seviyesi ve uygulanması her zaman uzak olan gereksinimler açısından öncekilerden önemli ölçüde farklı olan yeni cihazlar tasarlarken yetersiz olduğu ortaya çıkıyor. iyi bilinen, iyi geliştirilmiş devre ve tasarım çözümlerinin yardımıyla mümkündür. Bu uzay aracının tasarlanması sırasında henüz pratikte test edilmemiş ve bu nedenle güvenilir olarak kabul edilemeyen yeni malzeme ve tasarımların, temelde yeni sistemlerin kullanılmasına ihtiyaç vardır. Tüm bu yapıcı yeniliklerin deneysel gelişimi, taslak tasarımın geliştirilmesiyle aynı anda ve hatta bazı durumlarda önemli bir ilerleme ile gerçekleştirilmelidir, çünkü taslak tasarım, hesaplama veya deneyle onaylanan bir dereceye kadar çözümler içermelidir. Roket ve uzay teknolojisinin gelişim tarihinde, böyle bir yaklaşımın göz ardı edildiğinde, tasarlanan ve gerçekleşen uzay aracının yapılan testlerden sonra yeniden tasarlanması gerektiğine yol açan birçok (özellikle erken aşamada) örnekler vardır.

Roket ve uzay teknolojisinin geliştirilmesinin ilk aşamasında, uzay aracının ana deneysel gelişimi, uçuş tasarım testleri (LKI) sırasında gerçekleşti. Yer koşullarında, uzay aracının sadece bileşenleri (sistemleri) otonom olarak test edildi. Aynı zamanda, uzay aracını test etmek ve ince ayar yapmak için önemli sayıda fırlatma gerekliydi. Uzay aracı daha karmaşık hale geldikçe, yardımlarıyla çözülen görevlerin genişlemesi ve karmaşıklığı nedeniyle, uzay aracının kendisinin ve her fırlatmasının maliyeti, uzay aracının deneysel test stratejisinin değişmesiyle bağlantılı olarak keskin bir şekilde arttı. artık LKI sırasında tek fırlatmalara veya teleskoplar gibi pahalı bilimsel ekipmanlarla donatılmış araçlar veya güneş sisteminin uzak gezegenlerini veya uzay sondalarını incelemek için tasarlanmış araçlar durumunda LCI'yi reddetmeye odaklanıyor. Modern deneysel test stratejisi, esas olarak, aracın normal çalışma koşullarının en eksiksiz simülasyonu (simülasyon araçlarının yetenekleri dahilinde) ile uzay aracının sistemlerinin ve parçalarının zemin testine dayanır. Mümkün olan her şeyin zemin koşullarında kontrol edilmesi tavsiye edilir. Deneysel testlere böyle bir yaklaşımın bir örneği, yaratılması sırasında, Ay'a iniş programının uygulanması için ödeneklerin çoğu olmasa da, önemli bir yer tabanlı bir uçağın oluşturulmasına yönelik olduğu Apollo uzay aracının testi olabilir. deneysel temel. Sonuç olarak, yaklaşık
araştırma testleri sırasında tüm tasarım kusurları bulundu,
tasarım kusurları, kontrol ve teknolojik (kabul) testleri ile ortaya çıkarılmış ve sadece
eksiklikler, lansman öncesi ve uçuş testleri ile ortaya çıktı. Araştırma testinin, bir yapı oluşturmanın fizibilitesini belirlemek ve geliştirilen yapının, belirli bir süre boyunca, olası dış koşullar aralığında gerekli işlevleri yerine getirme yeteneğini belirlemek için gerçekleştirilen testler olduğu anlaşılmalıdır. uçuşta veya uçuş için yer hazırlığı koşullarında meydana gelir. Araştırma testlerinin nesneleri bir prototip prototip, bir prototip ve bir endüstriyel prototiptir. Kontrol ve teknolojik (kabul) testlerine gelince, bunlar standart bir ürünün üretim hatası olup olmadığının kontrolüdür. Bu testlerin programı, kurulumdan önce çalışma koşullarının etkisi için ürünün ayrı parçalarının fonksiyonel testleri ve testlerinin yanı sıra kurulumdan sonra sistem ve alt sistemlerin karmaşık testlerini içerir.

Karmaşık bir teknik sistemi test etme hedefine ulaşmak için çözülmesi gereken ana görevleri listeleyelim.

Uzay aracı projesinin temelini oluşturan ana yapısal ve devre çözümlerinin doğruluğunun değerlendirilmesi, test sürecinde düzeltilmesi.

Uzay aracı düzeneklerinin, bireysel yapısal birimlerin ve cihazların çalışma koşullarında işleyişini kontrol etmek ve test etmek ve genel tasarım şemasındaki etkileşimlerini test etmek.

Kullanım koşullarının tamamında uzay aracı performans özelliklerinin belirlenmesi.

Araştırma ve test sürecinde, uzay aracı uçuş programının bozulmasına veya ölümüne yol açabilecek olası arızaların nedeninin ortadan kaldırılması.

Uzay aracı operasyon teknolojisinin test edilmesi.

Deneysel geliştirmenin etkinliği için kriterler

Deneysel geliştirmeyi planlarken, bu geliştirmenin en uygun versiyonunu bulma sorunu çözülür. Optimallik için kriterler minimum maliyet, minimum şartlar ve geliştirmenin güvenilirliğidir.

Maliyet, test ekipmanının tasarımı, üretimi ve mastering maliyeti de dahil olmak üzere tüm aşamalarda deneylerin yapılmasıyla ilgili tüm çalışmaların maliyeti olarak anlaşılır.

Deneysel geliştirme süresinin en aza indirilmesi, bir uzay aracı oluşturma süresini kısaltmak için bir ön koşuldur.

Bir madencilik programının optimalliği için bir kriter olarak güvenilirlik kavramı, oldukça geniş gereksinimleri içerir. Bu, her şeyden önce, tüm uzay aracı sistemlerinin normal çalışma koşulları altında ve bazı olası acil durumlarda çalışmasının belirtilen güvenilirliğini sağlamaktır. Ayrıca, oluşturulan aparat için belirlenen hedefe ulaşıldığını doğrulayan, sistemin ana parametrelerinin deneysel olarak elde edilmesinin gerekli güvenilirliği ve doğruluğudur.

Uzay aracı ve bileşenlerinin testlerinin sınıflandırılması.

Sınıflandırma gerekçesinde belirtildiği gibi aşağıdaki işaretler olabilir.

1)Testlerin amacı... Bu durumda testler araştırma, kontrol, karşılaştırmalı ve belirleyici olarak ayrılır.

Bir nesnenin özelliklerinin belirli özelliklerini incelemek için araştırma (bilimsel) testleri yapılır. Bu testler, daha önce bilinmeyen durumlar için niteliksel ve niceliksel nitelik ilişkileri kurmak, yeni hipotezleri ve teorileri karşılaştırmak ve oluşturmak için gereklidir.

Nesnenin özelliklerinin belirtilen gerekliliklere uygunluğunu belirlemek için kontrol testleri yapılır.

Karşılaştırmalı testler, amaç olarak benzer veya aynı koşullarda özdeş nesnelerin özelliklerini karşılaştırmak için yapılır.

Doğruluk ve güvenilirlik göstergelerinin belirtilen değerleri ile özelliklerin değerlerini belirlemek için kesin testler yapılır.

2)Nesne seviyesini test edin. Bu temelde, testler aşağıdaki türlere ayrılır: malzemelerin ve elemanların testi, düzeneklerin, aletlerin, düzeneklerin, cihazların, alt sistemlerin, sistemlerin testi, bir bütün olarak uzay aracının testi.

3)Belirlenen nesne özellikleri... Bu temelde testler, fonksiyonel testler, mukavemet testleri, stabilite testleri, güvenilirlik testleri, güvenlik, taşınabilirlik, sınır testleri, teknolojik testler olarak ayrılır.

4)Ürün geliştirme aşamaları... Bu durumda testler geliştirme, ön hazırlık ve kabul testleri olarak ikiye ayrılır.

İyileştirme testleri, kalite göstergelerinin belirtilen değerlerine ulaşmak için yapılan değişikliklerin etkisini değerlendirmek için bir ürünün geliştirilmesi sırasında gerçekleştirilen araştırma testleridir.

Ön testler - kabul testleri için sunum olasılığını belirlemek için prototiplerin kontrol testleri.

Kabul testleri - ürünü normal çalışmaya kabul etme olasılığı sorununu çözmek için prototiplerin kontrol testleri.

5) Test koşulları ve yeri... Bu durumda testler aşağıdaki türlere ayrılır: laboratuvar, konu-matematiksel modeller kullanarak, tezgah, çokgen, operasyonel.

Laboratuvar testleri - laboratuvar koşullarında gerçekleştirilen testler. Açıkçası, laboratuvar koşullarında test edilen nesneler, malzemeler, elemanlar, tertibatlar, cihazlar gibi daha düşük seviyelerdeki nesneler olabilir.

Model testleri, farklı (orijinal ile karşılaştırıldığında) fiziksel nitelikteki öğelerden oluşturulan, ancak orijinal ile aynı matematiksel modellerle tanımlanan konu - matematiksel modellerin kullanımına dayanır. Konu-matematiksel modeller iki türe ayrılabilir: doğrudan ve dolaylı analoji modelleri. Birincisi, fiziksel olarak farklı fenomenlerin doğasında bulunan, ancak aynı matematiksel modellerle tanımlanan nicelikler arasındaki doğrudan bir bağlantı (analoji) temelinde inşa edilir. Konu - dolaylı analojinin matematiksel modelleri analog bilgisayarlardır.

Tezgah testi, bir uzay aracının maruz kaldığı fiziksel etkileri tam ölçekli koşullarda simüle eden teknik bir cihaz olan test ekipmanı üzerinde bir nesnenin testidir. Test ekipmanı (test tezgahları), örneğin mekanik, termal, elektriksel, iklimsel, kimyasal, biyolojik, manyetik, elektromanyetik ve radyasyon testlerinin kompleksleri gibi yönlerde ve biçimde birleştirilebilir.

Saha testleri - bir test alanında gerçekleştirilen bir nesnenin testleri.

Operasyonel testler - normal çalışma koşulları altında bir nesnenin testleri.

Sınıflandırması karakteristik özelliklerine göre gerçekleştirilen listelenen test türlerine ek olarak, karmaşık nesnelerle ilgili aşağıdaki test türleri not edilmelidir - bir bütün olarak uzay aracına veya bireysel parçalarına, sistemlerine: özerk testler, entegre testler, anormal acil durumların taklidi koşullarında testler.

Karmaşık bir teknik sistemin bireysel bileşenleri - bizim durumumuzda, bir uzay aracının bireysel parçaları veya sistemleri - otonom testlere tabi tutulur.

Montaj ve montaj çalışmalarından sonra uzay aracı sistemlerinin normal işleyişini kontrol etmek için ya doğrudan bağlantılı bir uzay aracı sistemi grubu için ya da tüm uzay aracı için kapsamlı testler yapılır.

Ders N2 ve 3

Ders konusu: Uzay aracı yapısı, ekipmanı ve aletlerinin durumunu ve performansını etkileyen uzay uçuşu faktörleri.

Uzay aracı operasyonunun aşağıdaki 4 karakteristik aşaması, uzay aracı yapısı, sistemleri, ekipmanı ve cihazları üzerinde etkili olan çeşitli tezahürlerde, fiziksel faktörlerin özelliklerine göre ayırt edilebilir: 1) fırlatma pozisyonundaki koşullar da dahil olmak üzere karasal koşullarda kalmak; 2) uçuş yörüngesine uzay aracı yerleştirme alanı; 3) uzay aracı uzayda kalır; 4) gezegenin atmosferinde uzay aracının veya parçasının (CA) yavaşlaması ve alçalması.

Bu aşamaları sırayla ele alalım.

Dünyevi koşullarda kalın.

Karasal koşullarda, uzay aracı iklim faktörlerinden etkilenir. Bunlar şunları içerir:

- 65 C ile + 75 C arasında değişebilen ortam atmosferinin artan ve alçaltılmış sıcaklığı;

Çevredeki atmosferin yüksek veya düşük nemi;

Atmosfer basıncı ve bu basınçtaki ani değişimler (baro-şok);

Yağmur, dolu, çiy, don;

Atmosferik toz ve kum.

Genel olarak, uzay aracı için iklimsel faktörlerin yalnızca yeniden kullanılabilir uzay araçları için önemli olduğu belirtilmelidir. Kaplama altında uzaya fırlatılan geleneksel uzay araçları için, test alanına teslimat da dahil olmak üzere fırlatma hazırlığının tüm aşamalarında, iklim faktörlerinin bunlar üzerindeki etkisini dışlamak için önlemler alınır. Ürün üzerindeki kurulum yerlerine teslimat özelliklerine bağlı olarak sadece bazı üniteler ve cihazlar için iklim testleri yapılabilir.

Uçuş yörüngesine uzay aracı yerleştirme alanı

Uzay aracı fırlatma sahasında, ivmenin neden olduğu atalet yükleri uzay aracının yapısal elemanları, sistemleri ve ekipmanı üzerinde etki eder. Bu yüklerin büyüklükleri, aşırı yüklerin büyüklüğüne ve yönüne bağlıdır. Fırlatma sahasında meydana gelen aşırı yükler küçüktür ve
... Bununla birlikte, bireysel elemanlar ve hatta uzay aracı yapısının parçaları için atalet yükleri, titreşim (salınım niteliğindeki genel veya yerel ivmeler) nedeniyle önemli ölçüde daha yüksek olabilir. Titreşimin ana kaynağı, çalışan motorlardır - destekleyici ve tutum kontrol motorları. Boru hatlarındaki yakıt bileşenlerinin titreşimi nedeniyle tek tek elemanların titreşimleri de meydana gelebilir. Titreşimin başka nedenleri de olabilir. Titreşim, uzay aracı yapısal elemanlarında yorulma hasarına, alet ve ekipmanlarda mekanik hasara ve uzay aracı bölmelerinde sızıntıya neden olabilir.

Uzay aracı yapı elemanları da yoğun akustik yüklemeye maruz kalmaktadır. Akustik yük, roket motorlarının çalışması sırasında ortaya çıkan ses (akustik) alanının uzay aracı üzerindeki etkisidir. Bir roket motorunun jet akımı tarafından üretilen akustik enerji, frekans spektrumu, ses yoğunluğu, ses basınç seviyesi, maruz kalma süresi ve diğer bazı parametreler ile karakterize edilir.

Akustik alanın oluşumu, jetin kinetik enerjisinin %1'ine kadarını gerektirir. Motor gürültüsünün frekans spektrumu genellikle geniş bant ve pürüzsüzdür (beyaz gürültü olarak adlandırılır). Bununla birlikte, çok ağızlı tahrik sistemlerinin bazı düzenlerinde veya jet jetlerinin fırlatma cihazının elemanları ile etkileşimi ile, pürüzsüz gürültü spektrumunda ayrı bileşenler ortaya çıkar - yoğunlukları bazen yoğunluk seviyesini aşan bireysel frekanslardaki emisyonlar. 100 veya daha fazla faktörle sürekli spektrum. Bir nesne için en büyük tehlike, özellikle bileşenin frekansı yapının doğal frekansıyla çakıştığında, birikmesine ve hatta yok olmasına yol açabilen ayrı bileşenler tarafından temsil edilir. Akustik yüklere en duyarlı olan ekipman ve kontrol sisteminin bazı unsurlarıdır.

örneğin, sınır tabakasındaki basınç dalgalanmalarının üzerlerindeki etkisinin neden olduğu meme ve boru hatlarının titreşimlerinden, dönen elemanların dengesizliği nedeniyle motorların doğrudan titreşimlerinden, valf çalışmasından vb. Ancak, bu titreşim kaynakları küçüktür. genlik ve yüksek frekansa sahiptir.

uzayda kal

Uzay ortamının ana faktörlerini ve uzay aracının yapısı, sistemleri, ekipmanı ve cihazlarının durumundaki tezahürlerini kısaca karakterize edelim.

1) uzay boşluğu

Fiziksel bir ortam olarak uzayın temel özelliği, içindeki gaz halindeki maddenin aşırı derecede seyrekleşmesidir. Gaz basıncı atmosfer basıncından çok daha düşük olduğunda, bu duruma vakum denir. Mutlak basınç, vakumun nicel bir özelliği olarak hizmet eder. Vakum teknolojisinde basınç “torr” ”mm olarak adlandırılan birimlerle ifade edilir. cıva sütunu, "Pascal" (Pa). "Torr", 1 mm'lik bir basınca karşılık gelir. rt. st. Basınç 760 mm. hg karşılık gelir

veya
., Bu yüzden
.

Uzaydaki basınç, incelenen alana bağlı olarak büyük ölçüde değişir. Astronomik verilere göre, yıldızlararası boşluktaki gazın basıncı (esas olarak atomik hidrojen) yaklaşık olarak
... Gezegenler arası boşluk, çoğunlukla güneş kaynaklı gaz parçacıkları ile doldurulur. Bu parçacıklar güneş koronasından atılır ve esas olarak iyonize hidrojen ve helyumdan oluşan güneş rüzgarı olan plazma akışları oluşturur. Gezegenler arası uzaydaki koşullar, güneş aktivitesiyle büyük ölçüde değişir. Ortalama basınç değişir
önceki
.

En büyük pratik ilgi, dünyaya yakın uzayda nadir gazın durumuna ilişkin verilerdir. 100 km'nin üzerindeki yüksekliklerde Dünya'nın atmosferi, hem kimyasal bileşim hem de parçacıkların durumu açısından homojen değildir. Yani 100 km yükseklikte gaz basıncı yaklaşık olarak
Ayrıca, atmosferin ana bileşenleri şunlardır:
... 200 km yükseklikte, basınç
300 km yükseklikte, gaz basıncı değeri aşmaz
, ve 1000 km yükseklikte, basınç mertebesindedir.
.

Basıncına, sıcaklığına ve kimyasal bileşimine bağlı olan ve transfer işlemlerinin doğasını ve yoğunluğunu belirleyen bir gazın durumunun önemli bir özelliği, bir molekülün ortalama serbest yoludur ( ). değerlendirmeler , genel fizik derslerinden bilinen hava için Sutherland formülüne göre, aşağıdakilere karşılık gelen basınç ve sıcaklıklarda gerçekleştirilir:
ve
gösterdi ki ilk durumda
, ve ikincisinde -
... Böylece, için
molekülün ortalama serbest yolu, uzay aracının karakteristik boyutlarını aşıyor. Bu durum, uzay aracının yüzeyinden salınan gazları ve buharları sınırsız miktarlarda uzayın emme yeteneğini belirler. Yani uzayda kütle kaybının bir özelliği, uzay aracı yüzeyinden kaçan birkaç parçacığın geri dönmesidir. Bu özellik, sözde getiri oranı ile karakterize edilir. Birim zamanda uzay aracına dönen parçacıkların sayısının aynı zamanda uzay aracından ayrılan parçacıkların sayısına oranı ile belirlenir. İçin belirtilmektedir

.

Uzayda uzay aracının farklı kısımlarındaki gaz basıncı aynı değildir. Dünya'ya yakın uzay aracının ileri (hız vektörü açısından) kısımları (
) uzayda belirli bir yerdeki statik basınçtan iki büyüklük mertebesi daha yüksek olabilir ve arka kısımlarda birkaç büyüklük mertebesi daha düşük olabilir. Bu, uzay aracının hızının, uzaydaki parçacıkların termal kaotik hareketinin hızını önemli ölçüde aşabilmesinin bir sonucudur. Bu nedenle uzay aracının farklı bölümleri için geri dönüş katsayısı farklılık gösterebilir. .

Gazlı ortamın uzay aracına göre düzenli bir hareket hızının varlığı, gelen gaz akışının parçacıkları ile etkileşim nedeniyle yüzeyinin ön kısmının kinetik ısınmasına yol açar. Parçacıkların kinetik enerjisinin bir kısmı, konaklamanın termal katsayısı ile orantılıdır ( ) ısı olarak duvara aktarılır. Ek olarak, duvar üzerinde ısının serbest bırakılması, ayrışmış gaz moleküllerinin nispeten soğuk bir duvar üzerinde olası rekombinasyon süreçleri nedeniyle de meydana gelir. Serbest moleküler gaz akışı rejiminde, ısı akısı yoğunluğu
Hava parçacıklarıyla çarpışma nedeniyle uzay aracı yüzeyinin bir elemanına verilen basit bir formül kullanılarak belirlenebilir:
, nerede - gaz yoğunluğu, uzay aracı elemanının düzlemi ile uçuş yönü arasındaki açıdır, (
). Tahminler gösteriyor ki

.

Ayrışmış gaz moleküllerinin rekombinasyon süreçlerinin uygulanması sırasında uzay aracı yüzeyine sağlanan ısı akışının yoğunluğu, tahminlerin gösterdiği gibi, yaklaşık olarak bir büyüklük sırası daha düşüktür.
.

Bu nedenle, uzay aracı yüzeyinde nadir bulunan kozmik gaz halindeki maddenin eşit olmayan bir dinamik ve termal etkisi vardır. Aynı zamanda, dünyaya yakın araçlar için, gaz parçacıklarının bazı yüzeyler üzerindeki doğrudan termal etkisi, yüksekliklere kadar çok önemlidir.
... Bu etki tartışılmaz bir şekilde ancak şu durumlarda ihmal edilebilir:
... Ancak aynı zamanda, uzayın ender gaz halindeki maddesinin zaten aşağıdakileri aşan yüksekliklerden başladığına dikkat edilmelidir.
fark edilir bir ısı transfer ortamı değildir. Yapılan tahminler, bu irtifalarda gazın konvektif ısı transferi ve termal iletkenliğinin ihmal edilebileceğini göstermektedir. Sonuç olarak, uzayda temas etmeyen yüzeyler arasındaki ısı alışverişi esas olarak radyasyonla ve özel durumlarda süblimleşme, buharlaşma, yoğuşma gibi kütle aktarım süreçleri nedeniyle gerçekleştirilebilir.

Uzay vakumu, uzay aracı malzemelerinin yüzey katmanlarının hızlandırılmış süblimleşmesine (buharlaşmasına) neden olarak, radyasyon-optik özelliklerde bir değişiklik dahil olmak üzere yüzey özelliklerinde bir değişikliğe yol açabilir. Aynı zamanda, metaller için, nispeten yüksek doymuş buhar basıncına sahip metaller dışında, vakum belirli bir tehlike oluşturmaz;
ve
... Böylece, örneğin, 120 C sıcaklıkta, 2 kalınlığında bir kadmiyum levha
bir yılda tamamen buharlaşabilir (çift taraflı buharlaşma ile).

Metalik olmayan malzemelerin çoğu, özellikle çok uçucu bileşenlere sahip malzemeler olmak üzere, vakumdaki değişikliklere karşı oldukça hassastır. Değişiklikler, aynı anda (vakumla) sert elektromanyetik radyasyona ve esas olarak güneş kaynaklı yüklü parçacıkların akışlarına maruz kalmasıyla şiddetlenir. Vakumda buharlaşma, belirli bir amacı olan malzemeler için, örneğin belirli optik özelliklere sahip kaplamalar için, sürtünme parçalarının yağlayıcıları için (yağlayıcının buharlaşması metallerin soğuk kaynağına yol açabilir), optik ekipmanın çalışması için özellikle tehlikelidir ( bazen çerçeve veya parasoley kaplamasının vakumla buharlaşması, buharlaşma ürünlerinin birikmesinden dolayı bulanıklığına neden olur).

Vakumda, koruyucu gazın yanı sıra oksit filmlerinin çıkarılmasının bir sonucu olarak, temas eden yüzeyler arasındaki sürtünme katsayısı önemli ölçüde artabilir ve termal konaklama katsayısı da değişebilir.
... yani katsayı
temiz bir tungsten yüzeyindeki helyum, daha az büyüklük sırasıdır
aynı tungstenin bir yüzeyi durumunda, ancak adsorbe edilmiş moleküllerle kaplanmıştır. Uzay aracı yüzeyinin kimyasal olarak emilmiş veya fiziksel olarak emilmiş moleküllerden oluşan bir tabakadan temizlenmesi, kinetik enerjisi adsorbe edilmiş atomların bağlanma enerjisini aşan bir olay gaz akışının parçacıklarının etkisi de dahil olmak üzere, dış koşulların etkisi altında kademeli olarak uzaya girdikten sonra gerçekleşir. ve moleküller.

Uzay boşluğunun neden olduğu aşağıdaki olaylar da önemlidir: basınç düşüşlerinden kaynaklanan yükler (uzay aracının içinde ve dışında); uzay aracında depolanan gazların sızıntısı; dışarı akan ve havalandırılan gazların maksimum hızlara hızlanması; kriyojenik bileşenlerin havası alınırken yüzeylerin aşırı soğutulması.

Uzaydaki basınç düşüşü oldukça önemlidir. Kapalı alanlardaki herhangi bir mutlak basınç - tanklar, kokpit vb. - aslında gereksiz. İç boşlukların basıncı böylece yapıyı yükler ve bu da sonuçta kütle maliyetine neden olur.

Gazların vakumda sızması, yalnızca bağlantı parçaları ve contalardaki en küçük boşluklar nedeniyle değil, aynı zamanda doğrudan onları çevreleyen kapların duvarlarından da meydana gelir. Örneğin, 600 C sıcaklığa ve 60 C basınca sahip helyum
(
), paslanmaz çelik borunun duvarından basıncın korunduğu çevreleyen alana nüfuz eder.
, bir boru et kalınlığı ile
hız ile
... dikkat, ki
- normal litre, yani. bir Normal şartlar altında gaz. Aynı koşullar altında hidrojen sızıntısı yaklaşık olarak daha fazladır.
kez ve nitrojen sızıntısı hidrojeninkinden yaklaşık üç kat daha azdır. Bu karşılaştırma, helyumun diğer gazlardan daha iyi korunduğu anlamına gelmez. Gerçek şu ki, helyum atomları çok küçük bir nispi boyuta sahiptir ve sonuç olarak helyum en küçük boşluklardan yoğun bir şekilde dışarı akar. Hidrojende moleküllerin boyutu daha büyüktür, çatlaklardan çok yoğun bir şekilde akmaz, ancak kimyasal aktivitesi nedeniyle duvarlardan çok güçlü bir şekilde yayılır. Vakum içine akan gazlar yüksek hızlara çıkarılır, bu nedenle yönlenme yoluyla telafi edilmesi gereken oldukça önemli rahatsız edici kuvvetler üretirler.

Kriyojenik sıvı bileşenleri havalandırılırken yapının aşırı soğutulması, özellikle boşaltma tertibatlarının ve gözenekli yüzeylerin aşırı soğutulması, iki nedenden dolayı meydana gelir: birincisi, buharlaşma ısısının bu elemanlardan çekilmesi nedeniyle ve ikincisi, tahliye gazının genleşmesi nedeniyle. akış. Bu genişlemeye bazen, akışta sızan bileşenin buharının kristalleşme merkezlerinin oluşabileceği kadar yoğun bir ısı çıkışı eşlik eder.

Vakum, uzay aracının elektronik ve elektrikli ekipmanının çalışması sırasında kaçak akımlara, deşarjlara, arızalara ve diğer istenmeyen elektrofiziksel olaylara neden olabilir. Buharlaşma ürünleri, yalıtılmamış elektrik devrelerinin nispeten daha soğuk alanlarına girerek kaçak akımlara neden olarak elektronik devrelerin çalışmasını bozabilir.

2) Uzayın radyasyon özellikleri

Uzayın karakteristik bir özelliği, Güneş'in ve gezegenlerin katı görüş açıları dışında tüm yönlerde radyasyonun sanal olmamasıdır. Tahminlere göre, yönelimi nedeniyle Güneş'ten ve gezegenlerden yayılan radyasyona maruz kalmayan bir yüzey elemanına uzaydan gelen radyasyonun akı yoğunluğu yaklaşık olarak eşittir.
... Böyle bir radyasyon akısı yoğunluğu, sıcaklığa sahip kesinlikle siyah bir cismin özelliğidir.
... Bu nedenle, uzayı karakterize ederken “soğuk” uzay terimi kullanılır.

Uzay koşullarında, uzay aracı yüzeyi tarafından yayılan radyasyon, bu radyasyon yakındaki gezegene doğru yayılsa bile pratik olarak geri dönmez. Yani dış uzay ideal bir soğurucu olarak kabul edilebilir, bu nedenle uzayın “karanlığından” bahsederler.

3) Ağırlıksızlık

Ağırlıksızlık, üzerine etki eden dış kuvvetlerin parçacıkların birbirleri üzerinde karşılıklı basınçlarına neden olmadığı bir maddi cismin halidir. Ağırlıksızlık, cisimler yalnızca yerçekimi kuvvetleri alanında serbestçe hareket ettiğinde ortaya çıkar.

Ağırlıksızlık durumu, bir dizi fiziksel ve biyolojik soruna yol açar. Bu nedenle, uzay uçuşlarının organizasyonu sırasında ortaya çıkan fiziksel sorunlardan biri, çalışabilirlik sorunu ve özellikle sıvı ve özellikle kriyojenik bileşenler üzerinde çalışan tahrik sistemlerinin başlatılmasıdır. Gerçek şu ki, sıfır yerçekiminde, sıvı yakıtın bileşenleri girişe göre keyfi bir pozisyonda olabilir ve motoru çalıştırmak için gerekli bir koşul, motora girişte sıvı bileşenin sürekliliğinin varlığıdır. Benzer bir problem, bir dizi yaşam destek ünitesinde ve yakıt hücrelerinde sıvı ve gaz fazlarını ayırma ihtiyacı ile bağlantılı olarak ortaya çıkar.

Ağırlıksızlığa geçişe, bir ısı transfer ortamı olarak sıvı ve gazın katılımıyla koşullarda ve ısı değişim mekanizmasında bir değişiklik eşlik eder. Ağırlıksızlığın, gaz ve sıvı ile dolu uzay aracının bölmelerinde ve cihazlarında meydana gelen fiziksel süreçler üzerindeki etkisinin tüm yönlerini (soğutucuların hidrodinamiği ve hidrostatikleri üzerindeki etkisi, yoğuşma ve buharlaşma süreçleri üzerindeki etkisi) ele almadan, bu konuya değinelim. sadece uzay uçuşu koşullarında doğal (yerçekimi) konveksiyonun olmaması ile ilgili en önemli konuda, yer koşullarında ise yerçekimi konveksiyonu çoğunlukla gerçekleşir ve enerjinin bir gaz veya sıvı ortam yoluyla transferinde önemli bir rol oynar ve bu nedenle , oluşumda termal koşullar gaz veya sıvı ile dolu bir hacim veya bölmenin elemanları. Bu konunun önemi, bir uzay aracının termal rejiminin yer tabanlı deneysel çalışmalarının sonuçlarının, doğal konveksiyonun etkisinden dolayı bazı durumlarda altında gerçekleşecek termal rejimden önemli ölçüde farklı olabileceği gerçeğinden kaynaklanmaktadır. normal çalışma koşulları.

Ağırlıksızlık sırasında ortaya çıkan büyük bir problem grubu, bunun canlı organizmalar ve her şeyden önce insanlar üzerindeki biyolojik etkisi ile ilgilidir. Sıfır yerçekiminde, bir kişinin merkezi sinir sistemi ve birçok analiz sisteminin (vestibüler aparat, kas sistemi, kan damarları vb.) reseptörleri olağandışı çalışma koşullarındadır. Bu nedenle ağırlıksızlık, tüm uzay uçuşu boyunca insan vücuduna etki eden özel bir uyaran olarak kabul edilir.

4) Güneş'in elektromanyetik ve parçacık radyasyonu.

Form başlangıcı

Ana güneş enerjisi kaynağının sözde proton olduğuna inanılmaktadır - bir helyum atomunun 4 hidrojen atomundan oluştuğu bir proton nükleer reaksiyonu. Nükleer reaksiyonlar, merkezi bir süper yoğun ve yüksek derecede ısıtılmış (yaklaşık olarak
) Güneş'in merkezden merkeze uzanan kısmının
yarıçapı ... Bu bölgede elektromanyetik radyasyon şeklinde üretilir. - yüksek enerjilerin niceliği. Bunlar Kuantumlar, gazın yüzeye daha yakın olan ve daha düşük sıcaklıklar ve basınçlar nedeniyle nükleer reaksiyonların imkansız olduğu bölümünün atomları tarafından emilir. Yüzeye çıktıkça, absorpsiyon ve radyasyon işlemlerinin tekrar tekrar tekrarlanması sonucunda bir dönüşüm meydana gelir. - X-ışını, ultraviyole, görünür ve kızılötesi radyasyonun kuantuma dönüştürülmesi. Bunun sözde radyant denge bölgesinde meydana geldiğine inanılmaktadır (
). Bir konvektif bölge, Güneş'in yüzeyinden, enerjinin konveksiyon yoluyla aktarıldığı radyant denge bölgesine kadar uzanır. Güneş'in fotosfer adı verilen görünür yüzeyi, Güneş'in bize gelen elektromanyetik radyasyonunun neredeyse tüm enerjisini yayar. Fotosferden çıkan radyasyonun akı yoğunluğu yaklaşık olarak
, radyasyon sıcaklığına karşılık gelen
.

Fotosferin üstünde, dış kısmı korona adı verilen ve bir milyon dereceye yakın sıcaklıklara sahip son derece nadir bir plazmadan oluşan güneş atmosferi vardır. Koronadan gelen toplam radyasyon, Güneş'ten gelen toplam radyasyondan yaklaşık bir milyon kat daha az olmasına rağmen, yoğun bir sert ultraviyole ve X-ışınları kaynağıdır. Fotosferin ve atmosferin radyasyonu, sözde güneş aktivitesi nedeniyle zamanla değişir.

Dünya'nın yörüngesinde, Güneş yönüne dik alana düşen güneş radyasyon akısının yoğunluğu (güneş sabiti) ) 1350 ila 1440 aralığında dünyanın yörüngesinin eliptikliği nedeniyle değişiklikler
... Dünya'dan gözlemlenen Güneş'in açısal çapı yaklaşık olarak
.

Spektral yoğunluğun bağımlılığı ( ) veya spektral yoğunluk ( ) radyasyon dalga boyundan Güneş'in elektromanyetik radyasyonunun ( ) Güneş'in fotosferindeki ve atmosferindeki çeşitli fenomenlerin kompleksine bağlı olarak çok karmaşık ve değişken bir karaktere sahiptir. Şekil 1, güneş radyasyonu akısının spektral yoğunluğunun nispi değerinin aşağıdakilere bağımlılığını bir grafik şeklinde gösterir. ... Mutlak akım değerleri yer alan bu miktarın maksimum değerine atıfta bulunulur.
... Aynı şekilde, kesikli eğri 2 şeklinde, sıcaklığa sahip kesinlikle siyah bir cisim için benzer bir bağımlılık gösterilmektedir.
güneşin radyasyon sıcaklığına eşittir. İkinci eğri için, bağıl değerin bağımlılık ölçeği ordinat ekseni boyunca integrallerin eşitliği koşuluna göre seçilir birinci ve ikinci eğriler için. 1 ve 2 eğrilerini karşılaştırarak, görünür olanın (0.38 - 0.75) olduğu sonucuna varabiliriz.
ve Güneş ve kara cismin tayfının kızılötesi kısımları çok az farklılık gösterir.

V
spektrumun ultraviyole bölgesinde, önemli farklılıklar gözlenir. Güneş'in elektromanyetik radyasyonunun enerjisinin çoğunun, spektrumun uzun dalga boyu kısmında yoğunlaşmasına rağmen (
), kısa dalga kısmı (
) özel ilgiyi hak ediyor, çünkü kısa dalga radyasyonu (ultraviyole ve X-ışını radyasyonu), dış uzay aracı kaplamalarının bozulmasına ve dolayısıyla radyasyon-optik özelliklerinde bir değişikliğe neden olan nedenlerden biridir.

Güneş aktivitesinin, spektrumun sağda bulunan bölgesini pratik olarak değiştirmediğine dikkat edilmelidir.
... X-ışını spektrumu, güneş patlamaları sırasında önemli ölçüde değişir. Radyasyon sertleşir, fotonların yoğunluğu
iki büyüklük mertebesi artar. Toplam radyasyon yoğunluğu
iki katından fazla.

Elektromanyetik radyasyona ek olarak, Güneş sürekli olarak esas olarak hidrojen, helyum ve elektron iyonlarından oluşan yüklü parçacık akışları yayar. Bu akıntılara "güneş rüzgarı" denir. Bu parçacıkların jeomanyetik alanla etkileşimi sonucunda bir şok dalgası ortaya çıkar. Şok dalgasının arkasında, “güneş rüzgarının” yüklü parçacıkları, Dünya'nın manyetik alanı tarafından yakalanır ve bu da sıkışmış radyasyon bölgelerinin oluşumuna yol açar.

Katsayının değerine bağlı olarak uzay aracı yüzeyine gelen ve onun tarafından değişen derecelerde absorbe edilen güneş radyasyonu akısı - absorpsiyon kapasitesi, bu yüzey üzerinde ikili bir etkiye sahip olabilir: zaman içinde yüzeyin radyasyon-optik özelliklerinde olası bir değişiklik şeklinde kendini gösteren doğrudan termal ve dolaylı. Bu özelliklerdeki değişiklikler, esas olarak iyonlaşma, elektronik uyarılmalar, bir maddenin atomlarının yer değiştirmesi, yüksek enerjili fotonların absorpsiyonu sırasında moleküllerdeki kimyasal bağların ayrışması ve ile etkileşim nedeniyle meydana gelen malzemelere radyasyon hasarının sonucudur. güneş ve galaktik kökenli yüksek enerji yüklü parçacıklar.

5) Gezegenlerden yayılan radyasyon

Gezegenlerden yayılan elektromanyetik (termal) radyasyon şartlı olarak iki bileşene ayrılabilir: yansıyan güneş radyasyonu ve kaynağı karasal gezegenler için esas olarak emilen güneş radyasyonu olan içsel kızılötesi radyasyon.

Gezegenlerden yansıyan güneş radyasyonunun yoğunluğu, yoğunluğunun açısal dağılımı ve spektral bileşimi birçok faktöre bağlıdır: eğer varsa, gezegenin atmosferinin bileşimi ve fiziksel özellikleri, alttaki yüzeyin doğası ve makro-kabartmasının özellikleri ve güneşin başucu açısı. Yansıma süreci, özellikle gezegenin bir atmosferi olduğunda çok karmaşıktır. Böylece, Dünya'nın yansıyan radyasyonu, hava molekülleri, bulutlardaki su damlacıkları ve aerosol parçacıkları üzerindeki çoklu geri saçılımın yanı sıra katı ve su yüzeylerinden yansıma nedeniyle oluşur. Gezegenin bir bütün olarak yansıtıcılığını, yüzeyinin bireysel bölümlerini ve bazı durumlarda, yansıtma sisteminin bireysel bileşenlerini karakterize etmek için, bir olayla ilgili olarak yansıyan radyasyonun fraksiyonunu karakterize eden albedo kavramı kullanılır. verilen yüzey. Bir bütün olarak gezegenin yansıtıcılığından bahsettiğimizde, küresel (küresel) albedo (
). Gezegen yüzeyinin bir bölümünün yansıtıcılığı, yerel bir albedo ile karakterize edilir ( ).

Gezegenlerden yansıyan güneş radyasyonu spektrumu, eğer varsa, gezegenin atmosferi tarafından radyasyonun seçici olarak soğurulması ve radyasyonun, kural olarak gri olmayan alttaki yüzey ile etkileşiminin bir sonucu olarak bir dereceye kadar dönüştürülür.

Yansıma göstergesi, yani yansıyan radyasyonun göreceli yoğunluğunun veya yön kuvvetinin, Güneş'in başucu açısının farklı değerlerinde yöne bağımlılığını karakterize eden fonksiyon, hem zaman hem de coğrafi koordinatlarda oldukça değişkendir. Ama genel olarak, hesaplamaların ve gözlemlerin gösterdiği gibi, bu gösterge tatmin edici bir doğrulukla dağınık olarak kabul edilebilir.

Gezegenlerden çıkan kendi radyasyonunun oluşum mekanizması (özellikle Dünya için) son derece karmaşıktır ve radyasyonun absorpsiyon, emisyon, yansıması ve saçılması süreçleriyle ve aynı zamanda karmaşık ısı transferinin seyrinin özellikleriyle belirlenir. Yüzeyin ve varsa atmosferin altında yatan elementleri içeren makro sistemlerdeki süreçler (radyant, konvektif ve iletken - toplu halde). Altta yatan yüzey - atmosfer sisteminin ışınım özelliklerinin önemli belirsizliği, değişkenliği, koordinatlarda ve zamanda yerel, Dünya'nın kendi kızılötesi radyasyonunun basitleştirilmiş bir modelinin uzaya dış ısı transferinin hesaplanmasında ve deneysel modellenmesinde kullanılmasına neden olur. uzay aracı. Radyasyon sistemi elemanlarının radyasyon-optik özelliklerinin yüzey ve zaman ortalamasına dayalı model. Ortalama alma, gezegenin ısı dengesinin sıfır olduğu varsayımına dayanır. Dünya veya Venüs tarafından emilen güneş radyasyonunun daha sonra kızılötesinde tamamen yeniden yayıldığı varsayılmaktadır.

Atmosferin optik olarak aktif tabakasının dış sınırı olan absorbe edilen enerji etkin küresel yüzeye uygun olarak belirli bir şekilde ısıtılmış belirli bir spektral bölge. Bu varsayıma göre, yarım küre alan yoğunluğu Dünya ve Venüs'ün kendi radyasyon akışı, aşağıdaki basit ilişki ile belirlenir:
... Örneğin, Dünya için alırsak
, sonra
, yüzey radyasyon sıcaklığına karşılık gelen
... Böyle bir model çerçevesinde, radyasyonun dağınık doğası, yani, Dünya'nın kendi radyasyonunun yoğunluğunun yarım küre şeklindeki katı açı içindeki yönden bağımsız olduğu varsayılır. Güneş sisteminin diğer gezegenleri ve asteroitlerinin yanı sıra gezegenimizin kendi radyasyonunun enerjisinin spektral dağılımının, sıcaklığın radyasyon sıcaklığına eşit bir sıcaklığa sahip tamamen siyah bir cisminkiyle aynı olduğu varsayılmaktadır. gezegen.

6) Mikro meteor yağmurları ve uzay aracının kendi emisyonları

Çok sayıda meteor uzayda hareket eder - birkaç on kilometreden bir mikrometrenin onda birine kadar katı maddeler. Kütle ne kadar küçükse, meteorik cisimlerin sayısı o kadar fazladır.
(yaklaşık olarak ters orantılı
). Meteorlar iki sınıfa ayrılır: meteor yağmurları (sürüler) ve meteor yağmurlarına ait olmayan sporadik meteorlar. Güneş sistemindeki bazı meteor sürülerinin yörüngeleri ve hareket parametreleri bilinmektedir. Onlarla buluşma tahmin edilebilir. Sporadik akışlarda karşılaşmalar rastgeledir. Örneğin, basınçlı bir kabın kabuğunun kırılması gibi yapısal hasar, bir kütle ile meteorlarla çarpışırken meydana gelebilir.
... Sporadik sınıfına aitlerse, bu tür meteorlarla çarpışma olasılığının küçük olduğu bulundu. Bir meteor sürüsüne çarptığında bozulma olasılığı, bir büyüklük sırasına göre, hatta birkaç büyüklük sırasına göre artar. Daha az ağırlığa sahip parçacıklar
(meteorik toz) uzay aracının hayati bileşenleri için ani bir tehlike oluşturmazlar, ancak malzemelerin yüzey erozyonuna neden olurlar ve en yoğun erozyon, kütle parçacıkları ile etkileşime girdiğinde meydana gelir.
, akışı yeterince büyük. Erozyon sonucunda cilalı ve aynalı yüzeyler bulutlu hale gelir, kısmen yayılma özelliği kazanır, yansıtıcılıkları azalır, optik malzemeler de bulanıklaşır ve iletim kapasiteleri düşer.

Bazı durumlarda, termoregülatör kaplamaların ve optiklerin özelliklerini etkileyen önemli bir faktör, uzay aracının tahliye, yapısal elemanlarının söndürülmesi, jet kontrol motorlarından yanma ürünlerinin emisyonu, çeşitli valflerden çalışma maddelerinin emisyonu sonucunda kendi emisyonlarıdır. yerleşik sistemler, evaporatif ısı eşanjörleri vb. Bu faktör, düşük ortam basıncı koşulları altında kendini gösterir ve uzay aracı yüzeylerinin sözde kirlenmesine yol açar. Uzay aracının yaydığı gaz halindeki maddeler, çevredeki boşlukta saçılır, birbirleriyle ve ortam gazının parçacıklarıyla çarpışabilir ve tekrar uzay aracı yüzeyine düşebilir ve üzerlerine yerleşebilir. Birikme büyük olasılıkla soğuk yüzeylerde, özellikle kriyojenik sıcaklıklara sahip olanlarda. Yüzey kirliliğinin etkisi, şiddetli elektromanyetik ve ultraviyole maruziyetine aynı anda maruz kalınmasıyla daha da kötüleşir. Bu radyasyonun etkisi altında ve ayrıca güneş kaynaklı yüklü parçacıkların etkisi altında, yerleşmiş ürünlerde, yerleşmiş parçacıkların buharlaşmasını önleyen ve uzay aracı yüzeylerinin radyasyon-optik özelliklerinde bir değişikliğe yol açan kimyasal reaksiyonlar meydana gelir. .

Uzay aracının veya parçasının yavaşlaması ve alçalması (CA) gezegenlerin atmosferinde.

Uzay aracı atmosfere yüksek bir başlangıç ​​hızıyla girer. Aerodinamik sürükleme kuvvetleri, uzay aracını alçaldıkça yavaşlatır ve hızı küçük (ses altı) bir değere düşer. Atmosferin frenleme özelliklerine bağlı olarak, frenleme işlemi, ana aerodinamik kalite ve ön yüzey üzerindeki yük olan uzay aracının belirli özelliklerinden etkilenir, yani. uzay aracının kütlesi, orta bölümünün alanına atıfta bulunur. Dünya atmosferine inerken, ön yüzeydeki yük önemsizdir, çünkü sıfır aerodinamik kaliteye sahip ve ön yüzeyinde yüksek yüke sahip uzay araçları bile düşük ses altı hızlara yavaşlar. Zayıf frenleme özelliklerine sahip Mars'ın nadir atmosferinde, yalnızca orta kısımda nispeten küçük yüklere sahip araçlar, başlangıç ​​hızını ses altı hızlara kadar söndürebilir. Atmosferik yavaşlamanın yoğunluğu, mürettebat, aletler veya uzay aracı yapısı için izin verilen aşırı yüklenmelerle sınırlıdır.

Atmosferdeki alçalma yörüngesinin doğası, esas olarak uzay aracının aerodinamik özellikleri ile hareketin başlangıç ​​koşulları ve atmosferin parametreleri tarafından belirlenir. Uzay aracının asansörü yoksa, balistik bir iniş gerçekleştirir. Balistik yörünge tipi, tamamen yoğun bir atmosfere girişin ilk koşulları ve her şeyden önce giriş açısı ile belirlenir. Balistik iniş, yüksek G kuvvetleri ile ilişkilidir. Böyle bir iniş, ilk insanlı uzay uçuşu sırasında kullanıldı. CA'nın aerodinamik kalitesi bile düşükse (
), daha sonra balistik inişe kıyasla aşırı yüklerde önemli bir azalma ile karakterize edilir. Aerodinamik kalite, CA yüzeyindeki harici ısı yükünün zaman dağılımının doğasının oluşumunda da kullanılabilir, bu da termal koruma kütlesini en aza indirmenin temel olasılığını açar. Karakteristik bir özelliği, aerodinamik kaldırma kuvveti kullanılarak hareket yörüngesinin kontrolü olan kayma inişi de mümkündür.

Uzay aracı atmosferin yoğun katmanlarına girdiğinde hangi iniş yöntemi uygulanırsa uygulansın, önünde, yüzeyinden ayrılan ve yüzeyine neredeyse eşit uzaklıkta kalan ön noktanın yakınında kalan bir şok dalgası oluşur. SA üzerindeki gaz akışı, şok cephesinden geçerek yavaşlar ve parametrelerini keskin bir şekilde değiştirir: basınç, yoğunluk, sıcaklık, kimyasal bileşim. Gaz sıcaklığı ve yoğunluğu, bozulmamış gaz akışının sıcaklığı ve yoğunluğu ile karşılaştırıldığında on kat artar. Ve basınç yüzlerce kez artar.

Fiziksel bir bakış açısından, bir şok dalgasından geçerken parametrelerdeki ani sıçrama benzeri bir değişiklik, yalnızca hızlı akan sürekli durum değişikliği sürecinin idealize edilmiş bir şeması olarak düşünülmelidir. Yavaşlama sırasında uzay aracının neredeyse tüm kinetik enerjisi, şok dalgasının arkasındaki havayı ısıtmak için harcanır ve termal enerji şeklinde sadece küçük bir kısım (% 1'i geçmemek üzere) termal korumayı ısıtmak ve uzaklaştırmak için harcanır. Uzay aracı yüzeyine giren ısı akılarının yoğunluğu, iniş yörüngesine bağlıdır. Dik yörüngelerle yüksek yoğunluklu akışlar sağlanır. Süzülerek inişe özgü sığ yörüngelerde, iniş süresindeki artış nedeniyle uzay aracı yüzeyine sağlanan toplam termal enerji artmasına rağmen, ısı akısı yoğunluğu daha düşüktür.

Ders konusu: Statik ve titreşim testleri

Operasyon sırasında (fırlatma sahasında, fırlatma sahasında, uzay uçuşunda, Dünya atmosferine iniş sırasında veya diğer gezegenlere iniş sırasında), uzay aracı dış mekanik yüklere maruz kalır. Dış güç yüklerinin etkisini, uzay aracı yapısının parçalarının stres-gerinim durumu üzerindeki etkileri ve parçalarının kuvvet etkisini belirleyen karşılık gelen iç kuvvetlerin değerleri üzerindeki etkileri açısından düşünürsek, kendi aralarında yapı, daha sonra, dağılımın doğası gereği, tüm yükler yüzey ve hacimsel (kütle) olanlara ayrılabilir. ... Yüzey yükleri, yapısal elemanların yüzeyine dağıtılır ve basınç veya bileşke kuvvetin değeri ile karakterize edilir. Kütle yükleri, yapısal elemanların hacmine dağıtılır ve malzemelerinin yoğunluğu ile orantılıdır. Kütle yük değerleri, bir aşırı yük faktörü ile karakterize edilir. Tek tek elemanlar ve hatta uzay aracı yapısının parçaları için ana kütle (atalet) yükleri kaynağı titreşimdir (salınım niteliğindeki genel veya yerel ivmeler).

Tüm dış yüzey yükleri yarı statik, zamanla yavaş değişen ve statik ve dinamik olarak adlandırılan, uzay aracı yapısının elastik titreşimlerine neden olan alt bölümlere ayrılır. Dış yüzey kuvvetlerinin dinamik etkisinin etkisi (elastik titreşimlerin uyarılmasında kendini gösterir), esas olarak aparatın dinamik özelliklerine bağlıdır. Bu nedenle, genellikle dış yüklerin belirtilen sınıflandırması için bir kriter olarak, yapının bir bütün olarak veya parçalarının ve elemanlarının serbest elastik titreşimlerinin periyodu (veya frekansı) seçilir. Dış yüzey yüklerinin değişim süresi, söz konusu yapının serbest elastik titreşim periyodu ile karşılaştırıldığında uzunsa, bu yükler statik veya yarı statik olarak kabul edilir. Dış yüzey yüklerinin değişim zamanı, serbest elastik titreşimlerin periyoduna kıyasla küçükse, yükler dinamik olarak sınıflandırılır. yani aynı Harici yük bazı yapılar için yarı statik ve diğerleri için dinamik olarak kabul edilebilir.

Statik testler

Statik testler sırasında yüzey yüklerini çoğaltmanın bilinen yöntemleri, çoğu durumda, bir yapıya etki eden yayılı kuvvetlerin doğal koşullar altında bir temel konsantre kuvvetler sistemi ile değiştirilmesine dayanır. Bu tür kuvvetler, her biri düzinelerce temel konsantre kuvveti birleştirebilen kaldıraç sistemleri kullanılarak kanvas kayışlar aracılığıyla test edilen yapının kabuklarına iletilir. Kaldıraç sistemleri üzerindeki çalışmalar sözde yükleyicilerden iletilir.Kargo, vidalı yükleyiciler ve ayrıca pnömatik veya hidrolik silindirler üzerinde yükleyiciler vardır. Güç ve termal yüklerin eşzamanlı etkisi için test nesnesinin uzay aracı termal koruma elemanları olduğu durumlarda, yapının yüzeyinde dağıtılmış yükler oluşturmaya izin veren vakum vantuzları olarak adlandırılan vakum sistemleri kullanıyorum, veya basınçlandırmalı güç sistemleri - lastik torbalar.

Titreşim testi

Bir uzay aracının titreşimi - yapısının bireysel unsurlarının titreşimli hareketleri. Titreşimin ana kaynağı, çalışan motorlardır - destekleyici ve tutum kontrol motorları. Boru hatlarındaki yakıt bileşenlerinin titreşimi nedeniyle tek tek elemanların titreşimleri de meydana gelebilir. Titreşimin başka nedenleri de olabilir. Titreşim, uzay aracı yapısal elemanlarında yorulma hasarına, alet ve ekipmanlarda mekanik hasara ve uzay aracı bölmelerinde sızıntıya neden olabilir.

Titreşim testlerinin amacı ve hedefleri

Titreşim testlerinin amacı, titreşim yükleri altında uzay aracı performansını değerlendirmektir.

Testlerin ana görevleri şunlardır:

Deneysel olarak tanımlanmış veya hesaplanmış titreşim yükleri altında uzay aracı yapısının gücünün kontrol edilmesi, gerçek güvenlik sınırlarının belirlenmesi.

Bileşen birimlerinin bağlantı noktalarındaki dinamik katsayılarının belirlenmesi.

Bireysel yapısal elemanların ve bir bütün olarak uzay aracının doğal frekanslarının ve titreşim modlarının belirlenmesi.

Bireysel birimler ve bir bütün olarak uzay aracı için sönümleme katsayılarının belirlenmesi.

Titreşim yüklerine maruz kaldıktan sonra, işleyen birimler ve kinematik birimler dahil olmak üzere bileşen birimlerinin performansının değerlendirilmesi.

Bileşen birimlerinin titreşim direncinin kontrol edilmesi.

Titreşim ivmelerine maruz kalma sırasında ve sonrasında ve ayrıca yerleşik ekipmanın çalışması tarafından oluşturulan dinamik rahatsızlıklar altında uzay aracı özelliklerinin belirlenmesi ve değerlendirilmesi.

Taşıma koşullarını simüle ederken uzay aracı özelliklerinin belirlenmesi.

Titreşim testleri sırasında şunlardan emin olunmalıdır:

Test edilen nesnenin kontrol noktalarındaki titreşim frekans aralığı (en düşük - 0 - 2 Hz, yüksek - 500 - 2000 Hz);

Ürünün test kaynağı ile sınırlı olan gerekli test süresi (birkaç on saniyeden birkaç saate kadar);

Sistemin belirli bir zamanda (5 - 30 s) belirli bir mod için ayarlanması;

Testler sırasında belirtilen spektral özelliklerin çoğaltılmasının doğruluğu ve bakımı.

Testler sırasında, kısa sürede, geniş bir frekans aralığında ve yeterince yüksek bir doğrulukla titreşimlerin belirtilen spektral özelliklerini yeniden üretmek gerekir. Tek boyutlu ve özellikle çok boyutlu sistemler için bu sorunun çözümü, otomatikleştirilmiş titreşim test kontrol sistemleri kullanılmadan mümkün değildir.

Test nesnesi için gereksinimler.

Test edilen ürüne bir takım gereksinimler uygulanır:

Ürün, geometrik, mekanik, elektrik vb. olarak aynı olması gereken uzay aracının çalışma çizimlerine göre üretilmiştir;

Kütle, merkezleme ve atalet momentleri
ürünler, her bir özel uzay aracı için test edilmeden önce deneysel olarak belirlenmelidir;

Ürünün münferit elemanlarının kütle ve boyut modelleriyle değiştirilmesine, ancak yapının sağlamlığını ve performansını etkilemiyorsa izin verilir;

Gerekli durumlarda test edilen ürünlerin sızdırmazlığının sağlanması;

Test edilen ürünün ekipmanı, ana parametrelerin ölçümü ile otonom ve karmaşık çalışma açısından kontrol edilir;

Uzay aracının mekanizma ve düzeneklerinde kullanılan bileşen elemanları ve çalışma maddeleri, çizimlere tam olarak uygun olmalıdır, test aşamasında makul olmayan ikamelere izin verilmez;

Takılması veya yük uygulaması için ürün üzerine kurulan özel üniteler yapının sağlamlığını ve rijitliğini değiştirmemeli, test sırasında deformasyonlarını engellememeli;

Parametreleri sabitlemek için gerekli olan dönüştürücüler ürüne monte edilmiştir.

Tüm uzay aracı yapısının testlerini yapmak teorik olarak mümkündür, ancak çoğu durumda testler ürünün ayrı parçaları ve montajları üzerinde gerçekleştirilir. Bunun başlıca nedeni aşağıdaki üç nedendir: 1) Uzay aracının farklı parçaları ve düzenekleri için farklı yükleme durumları hesaplanır. Bu nedenle, parçaların ve düzeneklerin ayrı testleri (birim testleri) yapılarak, ürünün bir kopyası kullanılarak uzay aracı yapısının çoğu parçasının ve düzeneğinin tasarım yükleme koşulları altında dayanıklılığı kontrol etmek mümkündür. 2) Cihazın bir bütün olarak test edilmesi büyük teknik zorluklarla doludur. 3) Cihazla tekrarlanan bir deney, ilk deney sırasında meydana gelen artık deformasyonlar nedeniyle, sağlamlığı ve sertliği hakkında güvenilir bilgi vermeyebilir.

Birim testleri hem aparat sisteminde hem de otonom olarak yapılabilmektedir. İkinci durumda, üniteler, değiştirdikleri tasarımı simüle etmek için tasarlanmış adaptörlerle birlikte test için tedarik edilmelidir.

C zemin titreşim testleri yapmak için araçlar.

Uzay aracının ve bireysel parçalarının titreşim testi, özel ekipman kullanılarak gerçekleştirilir. Bu ekipman şunları içerir:

Mekanik stresi simüle eden stantlar;

Uzay aracını veya elemanlarını test tesislerine bağlamak için cihazlar;

Titreşim parametrelerini ölçmek için aletler.

Titreşim stantları, amaç, tasarım, üretilen titreşimlerin türü ve yönü, bileşen sayısı ve titreşim modu, uyarıcının çalışma prensibi, dinamik devre ve titreşim uyarıcısındaki değişken kuvvet uyarımı ilkesine göre sınıflandırılabilir.

Titreşim stantlarını, salınımların uyarıcısında (enerji tahrikinin tipine göre) değişken kuvvetin uyarılması ilkesine göre sınıflandırırsak, aşağıdaki titreşim stantları türleri ayırt edilebilir: mekanik, elektrohidrolik, piezoelektrik, elektromanyetik, rezonans, pnömatik , manyetostriktif, elektrodinamik.

Mekanik çalkalayıcılar - genellikle aşağıdaki tipte titreşim uyarıcıları ile gerçekleştirilir: merkezkaç, eksantrik, krank, külbütör ve sarkaç. İncirde. Şekil 1, eksantrik bir titreşim uyarıcısına sahip mekanik bir çalkalayıcının bir diyagramını göstermektedir. Bu şekilde - eksantrik tahrikli uyarıcı; - reaktif kütlenin elastik elemanlarına sahip bir patojen.

Eksantrik bir uyarıcıya sahip stand, sadeliği ile büyüleyicidir, ancak yatakların güçlü aşınması nedeniyle, bu şemaya göre yapılan standlar, 50'yi aşmayan frekanslar için kullanılır -
60.

A
Titreşim genliği, eksantriklik, frekans değiştirilerek - motor devri değiştirilerek düzenlenir. Bu tür stantların ana avantajı, çok düşük frekanslar, frekanstan genlik bağımsızlığı ve ekonomi elde etme yeteneğidir. Dezavantajı, yüksek frekanslar ve küçük genlikler elde etmenin imkansızlığıdır (0,1'den az).
) Yatakları rahatlatmak için

elastik elemanlar ve reaktif kütle dahil eksantrik ayaklar (bkz. ). Reaktif kütle 2, tabana etki eden titreşim kuvvetlerini kontrol etmeye yarar. Yaylar 1 temeldir. Elastik eleman (5) aracılığıyla, eksantrikten (6) platforma (3) titreşimler iletilir. Yaylar (4), çalkalayıcının elemanlarını tabana bağlamaya yarar. Çalışan yayların uzunluğu değiştirilerek platformun titreşim genliği düzenlenir. Mekanik çalkalayıcıların ana avantajı, belirli bir doğrulukla, frekanslara kadar olan frekanslarda titreşim genliğinin sabitliğini sağlamalarıdır.
Hz. Endüstriyel stantların taşıma kapasitesi 1000'e varan değerlere ulaşabilmektedir.
... Tüm mekanik stantlar düşük frekanslıdır. Frekans, iletim bağlantılarının gücü ile sınırlıdır. Gerçek şu ki, bu tür stantların çoklu bağlantı mekanizması, nesnelerin test modunu etkileyen çok sayıda rezonans frekansına sahiptir.

Elektro-hidrolik çalkalayıcılar

Elektro-hidrolik çalkalayıcıların aşağıdaki karakteristik özellikleri not edilebilir: büyük değişken kuvvetler yaratma yeteneği (fazla

) ve 100'e kadar frekanslarda test
ve bazı durumlarda - 500'e kadar olan frekanslarda
; düşük frekanslarda test yaparken büyük yer değiştirme genlikleri elde etme olasılığı.

Sürüş mekanizmasının tipine bağlı olarak, stantlar ayırt edilir:

Hidromekanik uyarma ile;

Hidroelektromanyetik uyarma ile;

Hidroelektrodinamik uyarma ile.

En gelişmiş stantlar, elektrodinamik bir uyarıcının ana hidrolik sistemdeki basıncı değiştiren kontrol sisteminin bir makarasını veya valfini çalıştırdığı hidroelektrodinamik titreşim uyarımına sahip olanlardır. Bununla birlikte, bir sıvıdaki karmaşık dinamik süreçlerin etkisi, belirli bir salınım yasasını elde etmeyi zorlaştırır. Çok kademeli takviye, stant masasına kadar kuvvet almanızı sağlar.

... Frekans aralığının üst sınırı sıvının dinamik özellikleri ile sınırlıdır ve 200 - 300'dür.
.

Piezoelektrik çalkalayıcılar

Piezoelektrik titreşim uyarılı test tezgahları, esas olarak, gerekli titreşim frekansı 10'u geçebildiğinde hassas aletleri test etmek için tasarlanmıştır.
, yer değiştirmenin genliği bir mikrometrenin kesirleridir ve salınımları harekete geçiren kuvvetin büyüklüğü Newton birimlerini geçmez. Bu tür ayakların çalışması, bir piezo kristalinin, kendisine uygulanan bir elektrik voltajının etkisi altında deformasyona uğrama kabiliyetine dayanmaktadır. Dış elektrik alan kuvveti vektörünün yönünü tersine değiştirmek, sıkıştırma deformasyonunu çekme deformasyonuna veya tam tersine değiştirir. Elektrik alan şiddeti sinüzoidal yasaya göre değişirse deformasyon sinüzoidal yasaya göre de gerçekleşir. Bu tür stantların frekans aralığı 1 - 20'dir.
.

Elektromanyetik titreşim tablosu.

Böyle bir standın çalışması, elastik bir taban üzerine monte edilmiş bir elektromıknatısın, bir test öğesi içeren bir masa ve uzunluklarını değiştirerek rezonansın ayarlanmasına izin veren elastik elemanlardan oluşan hareketli bir stand sistemi ile etkileşimine dayanır.

Elektromanyetik uyarılı titreşim tabloları aşağıdaki özelliklere sahiptir:

Testler, 50 ve 100 sabit frekanslarında gerçekleştirilir.
, ancak bazı stant tasarımlarında 15 ila 500 arasında değişken frekanslı testler mümkündür
;

Büyüklükte önemli zorlayıcı kuvvetler gerçekleştirmek mümkündür (en fazla
);

Standın mekanik kısmının yeniden ayarlanmasıyla rezonans modlarında testler yapmak mümkündür;

Test nesnesinin bulunduğu alanda neredeyse hiç manyetik alan yoktur;

Stand tasarımı ve kontrol sistemi nispeten basittir.

Pnömatik çalkalayıcılar- endüstriyel pnömatik sistemlerden basınçlı havanın enerjisini basınçlı olarak kullanın

... Stand tasarımında uygulanan titreşim uyarıcı devre şemasına bağlı olarak, 15 ile 15 aralığında frekanslar elde etmek mümkündür.
800'e kadar
genlik ve kuvvetlerde geniş bir değişiklik yelpazesi ile.

Rezonans (ayar çatalı) titreşim tabloları- yüksek ivme değerleri elde etmek için kullanılır. Rezonans salınım uyarıcıları, salınımları rezonans frekansıyla özel bir elektromanyetik cihaz tarafından desteklenen kirişler veya ayar çatallarıdır. Ayar çatallarının her birinin kendi frekansları vardır. Aynı test nesneleri, uç uyarma sisteminin manyetik alanına yerleştirilen diyapazon ayaklarının uçlarına simetrik olarak tutturulmuştur.

Elektrodinamik çalkalayıcılar- Titreşim testleri sırasında aşağıdaki koşulların sağlanması gereken durumlarda kullanılır:

itici gücün büyük genlikleri;

geniş frekans aralığı;

çeşitli türlerde titreşimin yeniden üretilmesi (verilen bir programa göre harmonik, rastgele);

üretilen titreşimin katı yönlülüğü;

titreşim yönünü değiştirme yeteneği;

test alanındaki zayıf manyetik alanlar;

düşük doğrusal olmayan bozulma katsayısı.

Bir elektrodinamik titreşim standının tipik bir diyagramı Şekil 2'de gösterilmektedir. 2.

Salınımların elektrodinamik uyarıcısının çalışma prensibi basittir ve aşağıdakilerden oluşur: Elektromıknatıs 3 durumunda çerçevesiz bir mıknatıslama bobini 2 yerleştirilir. Elektromıknatıs 3 ve halka 7, vibratörün manyetik devresini oluşturur. . Önyargı bobininden bir doğru akım geçirilir. Doğru akımla sağlanan sabit bir elektromıknatıs ile eş eksenli olarak, bir ana osilatörden alternatif akımla beslenen hareketli bir bobin 8 vardır. Hareketli bobin, sabit elektromıknatısın merkezi oyuk kısmından geçen bir çubuğa (6) bağlıdır. Hareketli bobinin karşısındaki çubuğun ucunda, test nesnesi 4 olan bir tablo 5 vardır. Sabit ve değişken manyetik alanların etkileşimi sonucunda, tüm hareketli sistemi (hareketli bobin, çubuk, masa, nesne) bu kuvvetin yönüne göre salınım yapar. Hareketli bobinin sargısından sinüzoidal bir akım geçirilirse, vibratör tablasının titreşimleri sinüzoidal bir şekle sahip olacaktır. Tablonun salınım frekansı, hareketli bobindeki akımın frekansı ile belirlenir.

Ders konusu: Atalet ve Şok Darbe Testleri

Uzay aracı ivme ile hareket ettiğinde uzay aracının yapısal elemanları ve sistemleri üzerindeki atalet yükleri ortaya çıkar. Atalet yüklerinin büyüklükleri, aşırı yüklerin büyüklüğüne ve yönüne bağlıdır. Aşırı yükler, uzay aracı uçuş yoluna yerleştirildiğinde, manevra yaparken, fren yaparken ve Dünya'ya veya diğer gök cisimlerine inerken meydana gelir. Fırlatma sahasında meydana gelen aşırı yükler küçüktür ve
... Bununla birlikte, uzay aracının atmosferin yoğun katmanlarında balistik yavaşlaması sırasında, özellikle uzay aracının atmosfere giriş açısının daha büyük olduğu durumlarda
, aşırı yükler keskin bir şekilde artar ve ulaşabilir
.

Uzay aracını ve sistemlerini test ederken, atalet yükleri, normal uzay aracı çalışması koşulları altındaki yüklere yeterince doğru bir şekilde karşılık gelecek şekilde modellenir. Bununla birlikte, yalnızca hareket yönü aşırı yükün hareket yönüne karşılık gelmeyen yerçekimi kuvvetlerinin test nesnesi üzerindeki etkisi nedeniyle, uzay aracı çalışma koşullarını tezgah ekipmanı üzerinde tamamen yeniden oluşturmak neredeyse imkansızdır. tezgah koşullarında oluşturulur.

Bu nedenle, yalnızca gerçek koşullara daha fazla veya daha az derecede bir yaklaşımdan bahsedebiliriz.

Ana test tesisleri olarak santrifüj stantlar kullanılmaktadır. Yükleme koşullarını operasyonel koşullara mümkün olduğunca yakın elde etmek için, santrifüj stantlarda aşağıdaki yöntemler kullanılır: 1) incelenen nesne ile dinamik kurulumun dönüş frekansını değiştirmek; 2) incelenen nesnenin dinamik bir kurulumda döndürülmesi; 3) dinamik bir kurulumda bir nesnenin bir veya daha fazla uzaysal eksen boyunca doğrusal hareketi.

Aşağıdaki Şekil 1, bir santrifüj standının bir diyagramını göstermektedir.

1
Santrifüj test tezgahının ana yapısal elemanları, elektrik motoru, dişli kutusu 1, rotor 2, koruyucu çerçeve 3, taşıyıcı 4, platform 5, test nesnesi 6'dır. kurulur. Ön yüz, dikey eksen etrafında döner. Taşıyıcı ön panel boyunca hareket edebilir. Platform, desteğin merkezinden geçen isteğe bağlı bir eksen etrafında dönmesine izin veren bir taşıyıcıya sahip küresel bir desteğe sahiptir. Bu nedenle, platforma monte edilen test nesnesi, uzunlamasına ekseni etrafında da dönebilir.

Bir santrifüj standındaki atalet yüklerini simüle etmek için, çalışma sırasında uzay aracına etki eden aşırı yükün zaman değişimi yasasını bilmek gerekir.

Santrifüj sehpa üzerinde lineer ivmeleri yeniden üretirken aşırı yük değeri belirleyici bir öneme sahiptir. , aşırı yük gradyanı , aşırı yük limit darbesi
ve bütünsel etkinin ölçüsü
.

Uzay aracını ve elemanlarını santrifüj stantlarda test etme sürecinde, üç ana aşırı yük türü yeniden üretilir:

Nabız;

Karmaşık sürekli periyodik;

Periyodik olmayan ortogonal.

darbe testi

Şok sürecinin temel özellikleri ve etkinin uzay aracının yapısı ve durumu üzerindeki etkisinin olası sonuçları.

Bir şok, maddi cisimlerin mekanik etkisidir ve sonsuz küçük bir zaman diliminde noktalarının hızlarında son bir değişikliğe yol açar. Darbe hareketi, sistemin en küçük doğal salınım periyodunun veya zaman sabitinin etkileşim süresiyle orantılı veya daha büyük olması koşuluyla, bir cismin (ortamın) söz konusu sistemle tek bir etkileşimi sonucu ortaya çıkan bir harekettir. .

Şok etkileşimi durumunda, söz konusu noktalarda şok ivmeleri, hız veya yer değiştirme belirlenir. Toplu olarak, bu tür etkilere ve reaksiyonlara şok süreçleri denir. Mekanik şoklar tek, çoklu ve karmaşık olabilir. Tekli ve çoklu şok işlemleri, aparatı boyuna, enine ve herhangi bir ara yönde etkileyebilir. Karmaşık şok yükler, nesneyi aynı anda iki veya üç birbirine dik düzlemde etkiler. Uzay aracı üzerindeki darbe yükleri hem periyodik olmayan hem de periyodik olabilir. Şok yüklerin meydana gelmesi, uzay aracı hareketinin hızlanması, hızı veya yönündeki keskin bir değişiklik ile ilişkilidir. Çoğu zaman, gerçek koşullarda, basit bir şok darbesinin üst üste binen salınımlarla birleşimi olan karmaşık bir tek şok süreci meydana gelir.

Etki sürecinin ana özellikleri şunları içerir:

Şok ivmesinin zamana göre değişimi yasaları
, hız
ve hareket
;

Darbe ivmesinin süresi, zaman aralığının değeridir (
) görünüm anından şok ivmesinin kaybolma anına kadar;

Ön şok ivmesinin süresi - şok ivmesinin ortaya çıktığı andan tepe değerine karşılık gelen ana kadar geçen zaman aralığı;

Üst üste binen şok ivme salınımlarının katsayısı, şok ivmesinin bitişik ve aşırı değerleri arasındaki artışların mutlak değerlerinin toplam toplamının iki katına çıkan tepe değerine oranıdır;

Darbe ivmesi impulsu, etki süresine eşit bir süre için darbe ivmesinin integralidir.

Hareket parametrelerinin fonksiyonel bağımlılığının eğrisinin şekline göre, şok süreçleri basit ve karmaşık olarak ayrılır. Basit süreçler, yüksek frekanslı bileşenler içermez ve karakteristikleri basit analitik fonksiyonlarla tahmin edilir. Fonksiyonun sınıfı, ivmenin zamana bağımlılığına yaklaşan eğrinin şekli ile belirlenir - yarım sinüs, kosinüs, dikdörtgen, üçgen, pm-şekilli, yamuk, vb.

Mekanik şoka, yerel elastik veya plastik deformasyonlar, stres dalgalarının uyarılması ve diğer etkiler ile sonuçlanan, bazen uzay aracı yapısının arızalanmasına ve tahrip olmasına yol açan hızlı bir enerji salınımı eşlik eder. Uzay aracına uygulanan şok yükü, içindeki hızla azalan doğal salınımları uyarır. Darbe üzerindeki aşırı yükün değeri, yapı üzerindeki gerilme dağılımının doğası ve oranı, darbenin kuvveti ve süresi ile ivme değişiminin doğası tarafından belirlenir. Uzay aracına etki eden darbe, mekanik tahribatına neden olabilir. Darbe sürecinin süresine, karmaşıklığına ve test sırasındaki maksimum hızlanmasına bağlı olarak, uzay aracı yapısal elemanlarının sertlik derecesi belirlenir. Malzemede kısa süreli de olsa güçlü aşırı gerilimlerin oluşması nedeniyle basit bir darbe tahribatlara neden olabilir. Karmaşık bir etki, yorulma mikro gerilimlerinin birikmesine neden olabilir. Uzay aracı tasarımı rezonans özelliklerine sahip olduğundan, basit bir darbe bile elemanlarında bir salınım tepkisine neden olabilir ve buna yorgunluk da eşlik eder.

Mekanik aşırı yükler, parçaların deformasyonuna ve kırılmasına, bağlantıların gevşemesine (kaynaklı, dişli, perçinli), mekanizmaların ve kontrollerin hareketine neden olur, bunun sonucunda cihazların ayarlanması ve ayarlanması ve diğer arızalar ortaya çıkar.

Darbe yükleri için uzay aracı yapılarının ve sistemlerinin test edilmesi

Bir uzay aracının darbe yüklerinin etkisi üzerinde test edilmesinin genel görevi, uzay aracının ve tüm unsurlarının çarpma sırasında ve sonrasında işlevlerini yerine getirip getirmediğini kontrol etmektir. Bu durumda amaç, test etkisinin sonuçlarını, uzay aracının tam ölçekli çalışma koşullarında gerçek bir etkinin etkisine mümkün olduğunca yaklaştırmaktır.

Bir zemin deneyi koşulları altında şok yükleme modları yeniden üretilirken, zamanın bir fonksiyonu olarak anlık hızlanma darbesinin şekline ve ayrıca darbe şekli sapmalarının izin verilen sınırlarına kısıtlamalar getirilir. Gerçek şu ki, bir laboratuvar tezgahındaki hemen hemen her şok darbesine, şok kurulumlarındaki ve yardımcı ekipmanlardaki rezonans olaylarının bir sonucu olan bir titreşim eşlik eder. Bir şok darbesinin spektrumu esas olarak bir şokun yıkıcı etkisinin bir özelliği olduğundan, küçük bir dalgalanmanın süperpozisyonu bile laboratuvar ölçümlerini güvenilmez hale getirebilir.

Şok stantları genellikle aşağıdaki unsurlardan oluşur: bir şok dönüştürücü ile birlikte bir platforma veya bir konteynere sabitlenmiş bir test nesnesi; nesneye gerekli hızı vermek için hızlandırma araçları; fren cihazı; kontrol sistemleri; nesnenin incelenen parametrelerini ve şok aşırı yüklenmesindeki değişim yasasını kaydetmek için kayıt ekipmanı; birincil dönüştürücüler; test nesnesinin çalışma modlarını ayarlamak için yardımcı cihazlar; test nesnesinin ve kayıt ekipmanının çalışması için gerekli güç kaynakları.

Darbe testleri için en basit stand, bir vagona sabitlenmiş bir test nesnesini belirli bir yükseklikten düşürme ilkesine göre çalışan bir standdır, yani. hızlandırmak için yerçekimi kuvvetlerini kullanır. Bu durumda, şok darbesinin şekli, çarpışan yüzeylerin malzemesi ve şekli ile belirlenir. Bu tür stantlarda hızlanma sağlamak mümkündür.
... Moskova Havacılık Enstitüsü 601 bölümünün araştırma laboratuvarında, belirli bir yükseklikten bir nesneyi düşürme prensibi ile çalışan bir stand mevcuttur ve atış testleri araştırma standı olarak adlandırılır. Bu tür stantlardaki aşırı şok yüklemeleri, düşme yüksekliğine bağlıdır
, frenleme elemanlarının sertliği , tablonun toplam kütlesi ve test nesnesi
ve aşağıdaki ilişki ile karakterize edilir:
... İşaretlenen değerler uygun şekilde seçilerek gerekli aşırı yükler elde edilebilir.

Taşıyıcıyı test nesnesi ile hızlandırmak için hidrolik veya pnömatik tahrik kullanan test tezgahları mevcuttur. Hızlandırma cihazı olarak kauçuk amortisörler, yaylar ve lineer endüksiyon motorları kullanılabilir.

Hemen hemen tüm şok stantlarının yetenekleri, frenleme cihazlarının tasarımı ile belirlenir. Şekil 2'den ödünç alınanı kullanarak bu cihazların türlerini listeleyelim ve kısaca karakterize edelim.

İncir. 2

1) Yükselişlerinin küçük bir cephesi ile büyük aşırı yükler elde etmek ( ) sert bir plaka ile test nesnesinin etkisi kullanılır (Şekil 2 ). Darbe üzerine temas bölgesinde elastik kuvvetlerin ortaya çıkması nedeniyle frenleme meydana gelir.

2) On mikrosaniyeden birkaç milisaniyeye kadar yükselme süreleri ile onbinlerce birime kadar geniş bir aralıkta aşırı yükler elde etmek için, sert bir taban üzerinde yatan bir plaka veya conta şeklinde deforme olmuş elemanlar kullanılır. Bu contaların malzemeleri çelik, pirinç, bakır, kurşun, kauçuk vb. olabilir. (incir. 2 )

3) Herhangi bir aşırı yük varyasyon yasasını ve şok hızlanma süresinin süresini sağlamak için (
) küçük bir aralıkta, darbe standının plakası ile test nesnesi arasına monte edilen uç şeklinde deforme olabilen elemanlar kullanılır (Şekil 2 ).

4) Nispeten uzun bir frenleme yoluna sahip bir darbeyi yeniden oluşturmak için, standın sert bir tabanına yerleştirilmiş bir kurşun, plastik olarak deforme edilmiş bir plaka ve buna giren ilgili profilin sert bir ucundan oluşan bir frenleme cihazı kullanılır (Şek. 2. ), nesneye veya stand platformuna sabitlenir. Bu tür frenleme cihazları, geniş bir aralıkta aşırı yüklerin elde edilmesini sağlar
onlarca milisaniyeye kadar kısa bir yükselme süresi ile.

5) Yay şeklindeki elastik bir eleman, frenleme cihazı olarak kullanılabilir (Şekil 2. ) şok standının hareketli kısmına monte edilmiştir. Bu tip frenleme, milisaniye cinsinden ölçülen bir süre ile yarı sinüzoidal formda nispeten küçük aşırı yükler sağlar.

6) Platformun veya konteynerin sert bir ucu ile birlikte ünitenin tabanındaki kontur boyunca sabitlenen delinmiş bir metal plaka, nispeten düşük aşırı yükler sağlar (Şekil 2). ).

7) Standın hareketli platformuna monte edilen deforme olabilen elemanlar (Şekil 2
), sert bir konik yakalayıcı ile birlikte, onlarca milisaniyeye kadar yükselme süresi ile uzun süreli aşırı yüklerin alınmasını sağlar.

8) Deforme rondelalı fren cihazı (Şek. 2 ), pulun küçük deformasyonları ile nesnenin (200 - 300 mm'ye kadar) uzun frenleme mesafelerinin elde edilmesini sağlar.

9) Pnömatik frenleme cihazı Şekil 2i, çeşitli şekillerde yoğun şok darbelerinin yeniden üretilmesine izin verir. Ayrıca bu cihaz tekrar kullanılabilir bir cihazdır.

10) Hidrolik amortisörler yaygın olarak kullanılmaktadır. Test nesnesi amortisöre çarptığında, çubuğu sıvıya daldırılır. Sıvı, ayar iğnesinin profili tarafından belirlenen bir yasaya göre gövde noktasından dışarı itilir. İğnenin profilini değiştirerek, farklı türde bir engelleme yasası uygulamak mümkündür.

Dersin sonunda, böyle bir deney için bir teknik geliştirirken fiziksel süreçlerin benzerliği teorisinin rehberliğinde, bir nesnenin küçük ölçekli modelleri üzerinde şok testlerinin de yapılabileceği belirtilmelidir.

Ders konusu: Uzay aracının gaz dinamik testleri.

Gaz dinamiği testleri, yeniden kullanılabilir Dünya'ya yakın uzay araçlarının küçük ölçekli modellerinin yanı sıra, gezegenin atmosferine yüksek hızlarda giren küçük ölçekli iniş araçlarının modelleri üzerinde gerçekleştirilir.

Gaz dinamiği testleri sırasında çözülen problemler ve çözümlerine metodolojik bir yaklaşım.

Gaz dinamiği süreçlerinin matematiksel veya fiziksel modelleme yoluyla incelenmesinde, esas olarak iki problem çözülür: 1) Uzay aracının dış yüzeyi boyunca aerodinamik basınç ve sürtünme kuvvetlerinin dağılımı ve akustik darbe ile ilişkili kuvvet yüklerinin belirlenmesi. 2) Uzay aracı yüzeyine konvektif ve ışınımsal ısı akışlarının yoğunluğunu hesaplamak için gerekli bilgiler olan akışın gaz-dinamik özelliklerinin belirlenmesi

Bir test nesnesi üzerindeki gaz akışının etkisini araştırmak için iki olası yaklaşım vardır:

İncelenen nesne deney düzeneğinde sabittir ve yüzeyinin etrafında akan gaza belirli bir göreli hız verilir.

İncelenen nesneye, sabit gazlı ortama göre belirli bir hız verilir.

İlk yaklaşım, incelenen gövde etrafında akan, gerekli parametrelere sahip bir gaz akışının oluşturulduğu rüzgar tünellerinde uygulanmaktadır.

İkinci yaklaşım, balistik tesisler veya füze yolları kullanılarak uygulanır.

Hem birinci hem de ikinci durumda, test merkezlerinin sınırlı enerji yetenekleri ile açıklanan küçük ölçekli ürün modelleri üzerinde testler yapılır. Bu bağlamda, test edilen nesnelerin etrafındaki akış koşullarının modellenmesi, test sonuçlarının modeller üzerinde işlenmesi ve yorumlanması, fiziksel olayların benzerliği teorisine dayanmaktadır. Gaz-dinamik süreçlerin fiziksel benzerliği, geometrik, kinematik ve dinamik bir benzerliğin varlığını varsayar. Geometrik benzerlik, model ve doğa için benzer doğrusal boyutların orantılılığını ifade eder. Kinematik benzerlik, geometrik olarak benzer cisimler etrafında akan benzer akışların benzer parçacıklarının kinematik özelliklerinin orantılı olduğunu varsayar, yani. orantılı zaman aralıklarında parçacıklar benzer yollardan geçerler ve benzer noktalardaki hızlar ve ivmeler orantılıdır ve bu vektörlerin uzaydaki yönelimleri aynıdır. Dinamik benzerlik, benzer noktalara etki eden kuvvetlerin büyüklük olarak orantılı ve eşit yönelimli olduğunu varsayar.

Modeli ve doğayı çevreleyen tüm alanda, bir bütün olarak akış modellerinin benzerliği gözlenirse, benzerlik tam olarak adlandırılır. Bu koşul sağlanmazsa, benzerliğe eksik veya kısmi denir.

Navier - Stokes denklemlerini boyutsuz biçimde yazarsak, hidrodinamik olarak benzer iki akış için bu denklemler tamamen aynı olacaktır. Boyutsuz Navier - Stokes denklemleri, katsayılar (parametreler) olarak, boyutsal parametrelerden oluşan aşağıdaki boyutsuz kompleksleri içerir:
,,
,
, nerede
- sırasıyla, karakteristik boyut, hız, basınç, yoğunluk, dinamik viskozite katsayısı, yerçekimi ivmesi, karakteristik zaman. alt simge bozulmamış gaz akışının parametrelerini ifade eder. Gaz dinamiğinde birinci boyutsuz komplekse Strouhal sayısı (Sh), ikincisi Froude sayısı (Fr), üçüncüsü Euler sayısı (Eu) ve dördüncüsü Reynolds sayısı (Re) denir.

Açıkçası, geometrik ve kinematik olarak benzer akışlar için, bu komplekslerin her biri tam ölçekli bir nesne ve model için aynı değere sahipse ve bu akışların benzer noktalarında göreceli yoğunluk değerleri varsa, boyutsuz hareket denklemleri aynı olacaktır. ve viskozite aynıdır (
). Belirtilen boyutsuz kompleksler bu nedenle geometrik ve kinematik olarak benzer sistemler için dinamik benzerlik kriterleridir.

Sıkıştırılabilir bir ortamda, Euler kriteri (Eu), ses hızı için iyi bilinen ifade kullanılarak temsil edilebilir.
Eu şeklinde = ; bu, gaz akışları durumunda iki ek benzerlik kriterinin ortaya çıktığı anlamına gelir:

zehir numarası
ve Mach numarası
model ve doğaya yakın akışların benzerliği göz önüne alındığında, değerleri aynı olmalıdır
,
.

Gaz-dinamik süreçlerin deneysel modelleme araçları

Rüzgar tünelleri

Test bölümünde gaz akış hızına bağlı olarak rüzgar tünelleri aşağıdaki tiplere ayrılmaktadır:

1) ses altı (
);

2) transonik ve transonik (
);

3) süpersonik (
);

4) hipersonik (
).

Tasarım özelliklerine göre rüzgar tünelleri iki sınıfa ayrılabilir: açık uçlu borular; kapalı borular.

Rüzgar tünellerinde bir uzay aracını veya tek tek parçalarını test ederken, aşağıdaki görevler çözülebilir:

Bir gaz akışındaki bir nesne yüzeyinin şeklinin, bu nesnenin aerodinamik özellikleri üzerindeki etkisinin, gelen akış hızına bağlı olarak ve nesnenin gaz hızı vektörüne göre yönelimine bağlı olarak araştırılması.

Uzay aracı uçuş dinamiklerinin araştırılması.

Aerodinamik kuvvetlerin uzay aracı yapısının kabuğunun elastik özellikleri üzerindeki etkisinin incelenmesi.

Çeşitli koşullar altında hava akışıyla ilgili fiziksel çalışmalar (bir nesneden geçen süpersonik akışın gaz dinamik modelinin incelenmesi, sınır tabakasının özelliklerinin incelenmesi vb.)

Ses altı borularda(bkz. Şekil 1) hava, elektrik motoru 8 tarafından tahrik edilen fan 7 tarafından borunun içine emilir. , ön odadan 3 geçtikten sonra yakınsak ağızlığa 4 girer, hızlanır ve test edilen modelin kurulu olduğu borunun çalışma kısmına 5 girer. Çalışan kısımdan akış, difüzöre (6) girer ve ardından çevredeki boşluğa atılır. Kapalı rüzgar tünellerinde, çalışma bölümünden ve difüzörden geçen akış, dönüş kanalına yönlendirilir ve nozuldan tekrar çalışma bölümüne geri döner. Rüzgar tünelinin bahsedilen bölümlerinin amacını kısaca belirtelim. İnce metal plakalardan yapılmış bir doğrultma kafesi, paralel bir akış oluşturmaya ve büyük girdapları yok etmeye hizmet eder. Detürbulizasyon ızgaraları, akış bölümü boyunca hızları eşitlemeye ve borunun çalışma kısmındaki akışın ilk türbülansını azaltmaya yardımcı olur. Ön oda, akışı dengelemeye ve sakinleştirmeye hizmet eder. Nozul, girişteki minimumdan çalışma bölümüne çıkışta hesaplanana hava akışını hızlandırmaya hizmet eder. Ses altı nozullar, yakınsak kanallar şeklindedir. Çalışma kısmı, nozul ve difüzör arasındaki boşluktur. Test modelinin kurulduğu ve aerodinamik dengenin bulunduğu yer burasıdır. Borunun çalışma kısmındaki gaz akışı, düzgün bir hız ve basınç alanına sahip olmalıdır.

transonik tüpler esas olarak kapalı tipte ve sürekli eylemde güçlü ses altı borulardır. Transonik borular ve transonik borular arasındaki temel fark, test bölümünün duvarlarının tasarımındadır: transonik borular, akım çizgilerinin model etrafında ayrılmasını önleyen katı duvarlara sahiptir, bu nedenle akış alanı bozulur. Transonik borularda, test bölümünün duvarları katı değildir, ancak duvarların modele yakın akış hatlarının şekli üzerindeki etkisini zayıflatan yarıklara ve deliklere sahiptir, çünkü transonik borularda akış rejimleri elde etmek mümkündür.
bir ses altı nozul ile.

süpersonik tüpler Mach sayıları aralığında çalışır
... Ses altı ve ses üstü bölümlere sahip süpersonik nozullar ile yüksek gaz akış hızları sağlanmaktadır. Ses altı bölümde ön odadan gelen hava ses hızına yükseltilir. Süpersonik bölümde, hızda daha fazla artış ve enine kesit üzerinde tekdüze bir süpersonik akışın nihai oluşumu vardır. Her süpersonik nozül, belirli bir çıkış Mach numarası elde etmek için tasarlanmıştır. Bu değer meme çıkış bölümü ve boğaz bölümü alanlarının oranına bağlıdır. Boruda birden fazla Mach sayısı değeri elde etmek için değiştirilebilir veya ayarlanabilir nozullar kullanılır. Bir süpersonik tüpteki difüzör iki bölümden oluşur: ilk yakınsayan kanal ve müteakip genişleyen tüp bölümü. Difüzörün yakınsak kısmında, süpersonik gaz hızı, şok dalgalarının oluşumu nedeniyle kademeli olarak sonik hale gelir, ardından ses altı akış, akışın daha da yavaşladığı difüzörün genişleyen kısmına girer.

hipersonik tüplerde bir numara ile bir akış elde etmek için
ön odada, borunun çalışma kısmındaki basıncı on binlerce kez aşan bir basınç oluşturmak gerekir, bu da ön odadaki basıncın büyük mutlak değerlerine yol açar. Gerekli basınç düşüşünün elde edilmesi, bir vakum odası veya çok kademeli bir ejektör kullanılarak elde edilebilen borunun çalışma kısmındaki vakum ile sağlanabilir.

Hipersonik borular sürekli ve periyodik etkiye sahiptir. Çalışma prensibine göre, periyodik eylem boruları şunlardır: atmosferik - vakum, ejektör, balon, balon-vakum ve balon-ejektör.

Ödünç alınan aşağıdaki Şekil 2 ve 3, atmosferik - vakum ve ejektör borularının şemalarını göstermektedir.

Haznedeki (9) atmosferik vakumlu boruda, borunun çalışması için gerekli bir vakum yaratılır. Yüksek hızlı valf 8'i açtıktan sonra, atmosferik hava, akışı düzelten ızgaraların ve ızgaraların 2 bulunduğu ön oda 1 içinden boruya akar. Memede 3, belirli bir Mach numarası ile süpersonik hıza ulaşan hava, test nesnesinin 5 kurulduğu çalışma bölümüne 4 girer ve daha sonra difüzör 6 ve 7 aracılığıyla vakum rezervuarına 9 girer. , test bölümünde kısa süreliğine süpersonik bir akış oluşturulur... Borunun çalışan kısmındaki akış hızı 4'ten yüksekse
, daha sonra memeden çıkan hava genişler, sıcaklığını o kadar düşürür ki su buharının yoğuşması başlar. Bu fenomen, örneğin ön odanın önüne bir gaz veya elektrikli ısıtıcı takılarak ortadan kaldırılabilir. Bunun yerine atmosferik hava, ön odaya girmeden önce bir nem alma cihazından geçirilebilir.

Ejektör borusunda hava akışı, yüksek basınçlı havanın beslendiği çalışma parçasının 3 arkasına monte edilen ejektörden (jet pompası) 5 üretilir. Ejektörün (5) alıcısında (8) artan bir basınç yaratılır. Valf 7 açıldıktan sonra, alıcıdan gelen hava ejektöre 5 girer. Çıkarılan hava, nem alma cihazı 1, Laval meme 2 ve test nesnesinin 4 kurulduğu çalışma parçası 3'ten geçerek atmosferden boruya girer, bundan sonra, çıkan hava ile karışarak, difüzörden 6 atmosfere çıkar.

Periyodik etkili borular, nispeten düşük enerji maliyetlerinde büyük bir Mach sayısına sahip akışların elde edilmesini sağlar, ancak bu tür boruların hareketi o kadar kısadır ki nicel özelliklerin elde edilmesi zorlaşır.

Sürekli borular, verilen akış parametrelerini daha doğru bir şekilde yeniden üretir. İçlerindeki çalışma koşulları uzun süre sabit tutulabilir. Aşağıda sürekli bir süpersonik tüpün bir diyagramı verilmiştir. Şema, önceki ikisi gibi ödünç alınmıştır. Boru, şaftı üzerinde çok kademeli bir kompresör 6 bulunan ve boruyu süpersonik hızlarda çalıştırmak için yüksek bir basınç düşüşü sağlayan bir elektrik motoru 8 tarafından tahrik edilir. Kompresörden geçen hava kuvvetli bir şekilde ısınır, bu nedenle soğutucu 5, havanın yönlendirildiği boru yapısında sağlanır. Laval memesinden 4 geçen soğutulmuş hava süpersonik bir hız kazanır ve test nesnesinin 2 kurulduğu çalışma bölümüne 3 girer ve ardından difüzör 1 ve döner kanatlı 7 dönüş kanalının 9 dizinden geçer. kompresöre geri döner.

Şok boruları

Yüksek sıcaklığa sahip gaz akışlarında gaz dinamiği ve fizikokimyasal süreçlerin incelenmesi için deneysel tesislerdir. Şok tüpü seçeneklerinden birinin şematik bir gösterimi Şekil 2'de gösterilmektedir. 5.

Bu resimde 1 - yüksek basınç bölmesi; 2 - diyafram; 3 - alçak basınç bölmesi; 4 - diyafram; 5 - meme; 6 - test nesnesi (model); 7 - pencere; 8 - vakum odası; 9 - vakum pompaları.

Borunun çalışma prensibi şu şekildedir: 1. bölmedeki tasarım basıncına ulaşıldığında, 2. diyafram kırılır ve gaz 3. bölmeye akar. Ortaya çıkan şok dalgası, çalışma gazı boyunca yayılır, onu ısıtır ve sıkıştırır. Dalga düşük basınç bölmesinin sonuna ulaştığında, meme girişindeki diyafram 4 çökecek ve şok dalgası yansıtılacak ve yansıyan şok dalgasının arkasındaki sıkıştırılmış ve ısıtılmış gaz meme 5 içinden vakum odasına 8 akacaktır. Yansıyan şok dalgası temas yüzeyi ile karşılaştıktan sonra kırılması ve yansıması olacak ve bu dalga nozüle geri dönecektir. Bu andan itibaren, memedeki gazın sabit hareketi durur. Akış kararsız hale gelir ve boru biter.

Şok rüzgar tünellerinde, maksimum frenleme basıncı
ve frenleme sıcaklığı

... Açılış saatleri yaklaşık 6
.

Balistik tesisler.

Aerodinamik kurulumlarda bir gaz akışının bir ürünün sabit veya sınırlı hareket eden modeliyle etkileşimi incelenirse, balistik kurulumlarda serbest uçuş koşullarında bir gaz akışının bir modelle etkileşimini incelemek mümkündür.

Balistik kurulumlar, modellere gerekli başlangıç ​​hızını veren bir fırlatma cihazından ve modelin uçuşunun kinematik özelliklerinin kaydedildiği bir ölçüm bölümünden oluşur. Balistik tesisatın ölçüm bölümünün çıkışına fren ve maket yakalama sistemleri yerleştirilmiştir. Model hızlandırma ilkesine göre, yüksek hızlı fırlatmada kullanılan fırlatma cihazları iki sınıfa ayrılabilir: modelin gazla hızlandırıldığı gaz-dinamik; modelin elektromanyetik kuvvetlerin etkisi altında hızlandırıldığı elektrodinamik.

Gaz dinamik fırlatma cihazlarında, modeli hızlandırmak için hafif gazların (hidrojen ve helyum) kullanıldığı, toz gazlarından çok daha yüksek olan ses hızının kullanıldığı toz topları veya hafif gaz topları en sık kullanılır. Barut toplarının fırlatılmasının sınırlayıcı hızı aşmazsa
, ardından hafif gaz topları modelleri 10 - 12'yi aşan hızlara bildirebilir
... Bununla birlikte, hafif gaz tabancalarında modelin fırlatma hızının yüksek değerlerinin, modelin çok aşamalı hızlandırma ilkesini uygularken elde edildiğine dikkat edilmelidir, bu aşağıdaki gibidir: İlk olarak, bir barut tabancası tetiklenir. , süpersonik hızlara çıkarak, hafif (çalışma) gazla dolu bir oda içinde hareket eden bir pistonu hızlandırır. Pistonun önündeki şok dalgası, çalışma gazını ısıtır ve sıkıştırır. Çalışma gazının bulunduğu haznedeki sıcaklık ve basınç hesaplanan değere ulaştığında hazneyi namludan ayıran diyafram kırılır. Sıkıştırılmış ve ısıtılmış gaz tabancanın namlusuna hücum eder ve test modelini yüksek hıza çıkartır.

Balistik kurulumların rüzgar tünellerine göre bir takım avantajları vardır. Bu avantajlar aşağıdaki gibidir: 1) Geniş bir sayı aralığında değişiklik yapabilme
ve
; 2) gerçek frenleme sıcaklıklarını simüle etme yeteneği; 3) modeldeki gaz akışı olayı bozulmamış; 4) modelin etrafındaki akışın gaz-dinamik resmini bozacak hiçbir alet tutucu ve sabitleme elemanı yoktur; 5) gelen akışın parametrelerinin yeterince doğru ve güvenilir kontrolü olasılığı; 6) durağan olmayan fenomenleri inceleme olasılığı.

Balistik stantların dezavantajları şunları içerir:

Model her atıştan sonra yok edilir;

Modelin küçük boyutu nedeniyle içine ölçü aletleri yerleştirmek zordur;

Modelin akıştaki istenen konumu, bir rüzgar tünelinden daha karmaşık bir şekilde ayarlanır.

Ders konusu: Akustik yük testleri.

Akustik yük kaynakları

Doğal koşullarda uzay aracı yapı elemanları yoğun akustik yüklere maruz kalmaktadır. Akustik yük, roket motorlarının çalışması sırasında ortaya çıkan ses (akustik) alanının fırlatma aracı, uzay aracı, fırlatma kompleksinin yapıları ve birimleri ve servis personeli üzerindeki etkisidir. Bir roket motorunun jet akımı tarafından üretilen akustik enerji, frekans spektrumu, ses yoğunluğu, ses basınç seviyesi, maruz kalma süresi ve diğer bazı parametreler ile karakterize edilir.

Sesin gücü veya akustik radyasyonun yoğunluğu, birim zaman başına yayılma yönüne dik bir birim alandan aktarılan enerji miktarı ile belirlenir. Sinüzoidal bir düzlem dalga için ses şiddeti

, nerede
- değişken ses basıncının genliği, ortamın ortalama yoğunluğu, belirli bir ortamda sesin hızıdır. Teknik amaçlar için, insan kulağının ses duyusunun gücündeki artışın, ikisinin enerjilerinin oranının logaritması ile orantılı olduğunu belirten Weber-Fechner yasasını kullanmanın çok uygun olduğu ortaya çıktı. uyaranları karşılaştırdı. Ses basınç seviyesi desibel olarak ifade edilir ve işitme sınırına atıfta bulunur:

.

Akustik alanın oluşumu, jetin kinetik enerjisinin %1'ine kadarını gerektirir. Motor gürültüsünün frekans spektrumu genellikle geniş bant ve pürüzsüzdür (beyaz gürültü olarak adlandırılır). Bununla birlikte, çok ağızlı tahrik sistemlerinin bazı düzenlerinde veya jet jetlerinin fırlatma cihazının elemanları ile etkileşimi ile, pürüzsüz gürültü spektrumunda ayrı bileşenler ortaya çıkar - yoğunlukları bazen yoğunluk seviyesini aşan bireysel frekanslardaki emisyonlar. 100 veya daha fazla faktörle sürekli spektrum. Bir nesne için en büyük tehlike, özellikle bileşenin frekansı yapının doğal frekansıyla çakıştığında, birikmesine ve hatta yok olmasına yol açabilen ayrı bileşenler tarafından temsil edilir. Akustik yüklere en duyarlı olan ekipman ve kontrol sisteminin bazı unsurlarıdır.

Tahrik sisteminin çalışması sırasında, sadece jet jetlerinden değil, aynı zamanda gürültüden de kaynaklanır. örneğin, sınır tabakasındaki basınç dalgalanmalarının üzerlerindeki etkisinin neden olduğu meme ve boru hatlarının titreşimlerinden, dönen elemanların dengesizliği nedeniyle motorların doğrudan titreşimlerinden, valf çalışmasından vb. Ancak, bu titreşim kaynakları küçüktür. genlik ve yüksek frekansa sahiptir. Temel, yani en tehlikeli titreşimler, uçak üzerindeki akustik etkinin bir sonucu olarak ortaya çıkar, bu nedenle, tahrik sisteminin akustik alanının çalışmasına çok dikkat edilir. Bir aparatın akustik yüklemesini incelemek için teorik yöntemler tamamen güvenilir değildir. Tamamlanmış gibi görünmeyen, hesaplanması şu anda çok zor olan ve deneysel araştırma gerektiren bir fenomen kompleksine dikkat edelim: 1) neden olduğu “dinamik ekleme” nedeniyle aparatın elemanları üzerindeki yüklerde bir artış. rastgele (gürültü) akustik yükleme; 2) elektronik ekipmanda, otomasyon elemanlarında ve cihazlarda, aparat kabuğunun akustik geçirgenliğinden ve titreşimden kaynaklanan istenmeyen mekanik rezonansların ortaya çıkması; 3) akustiğin ısı transfer süreçleri üzerindeki etkisi; 4) tankların akustik şeffaflığının soğuk (alt) ve sıcak (üst) sıvı katmanlarının, özellikle kriyojenik olanların karıştırma işlemleri üzerindeki etkisi; 5) tanklardaki kriyojenik sıvıların, bu sıvılar tarafından ses emilimi olgusu nedeniyle akustik olarak ısıtılması; 6) motor pompalarına girişte sıvıların akustik kavitasyonu.

Akustik test türleri ve kısa açıklamaları

Ürün üzerindeki akustik etkiyi incelemek için aşağıdaki testler yapılır:

Doğrudan ürün üzerinde karasal tam ölçekli;

Çalışan bir motorla açık bir standda;

Çeşitli gürültü kaynakları bulunan kapalı kutularda;

Akustik odalarda.

Yerdeki tam ölçekli testler, operasyonel koşullara en eksiksiz yaklaşımı sağlar ve bu nedenle, yerleşik ekipmanın yapısal gücünün ve işleyişinin tam bir kontrolünü sağlar. Bu tür testler, uzay aracını akustik etkiler için test etmek için genel programdaki son testlerdir. Bu tür testlerin dezavantajı, tüm testler sırasında akustik alanı oluşturan motorların maksimum güçte çalışması gerektiğinden yüksek maliyetleridir. Yer koşullarında akustik yüklemenin uçuş koşulları pratik olarak yeniden üretilmez.

Motor çalışırken açık deneme testleri daha ekonomiktir. Büyük ürünler bu tür stantlarda test edilebilir. Bu durumda testlerin hızlandırılması ve gerekli yük seviyelerine uygunluk, test nesnelerinin gürültü kaynağına göre konumunun seçilmesiyle sağlanır. Test modları, ürün yüzeyinin kontrol noktalarındaki ses yüklerinin ve deformasyonların tam ölçekli ölçümleri temelinde oluşturulur.

Kapalı kutularda test yapmak, açık test tezgahından daha yüksek seviyelerde akustik yüklemeye izin vererek daha kısa test süreleri sağlar. Bu testlerin dezavantajı, doğal koşullara kıyasla ses alanının bir miktar bozulmasıdır.

Doğal koşullara yakın koşulların oluşturulduğu özel akustik odalarda yapılan testler, test nesnesinin performansı hakkında en güvenilir bilgilerin elde edilmesini mümkün kılar. Ancak, bu odaların sınırlı hacmi, büyük boyutlu nesnelerin test edilmesine izin vermemektedir.

Aşağıda, akustik test için açık bir kutunun şematik diyagramını gösteren Şekil 1'den alınmıştır.

Test parçaları 4, jet motoru memesinden 1 dışarı akan jet 3'ün etrafına montaj çerçevesi 5 üzerine yerleştirilir. Gazları boşaltmak için test bölümünün arkasında bir difüzör bulunur Ses alanı parametreleri ve test nesnelerinin reaksiyonları aşağıda verilmiştir. mikrofonlar ve gerinim ölçerler kullanılarak izlenir. Gürültünün kaynağı jet motorunun egzozudur. Çıkış nozulu çıkışına yakın ses seviyeleri yaklaşık 160 - 175
... Jet jetlerinin bu tür yoğun akustik radyasyonu, türbülanslı akış yapısının homojen olmaması ile ilişkilidir ve kararsız türbülanslı girdapların etkileşiminin bir sonucu olarak düşünülebilir. Akustik güç olduğu unutulmamalıdır.
türbülanslı jet formül ile belirlenir
, nerede
;jet içindeki ortamın yoğunluğudur; - motor memesinden gaz çıkış hızı;
- meme kesiminin çapı; ve - sırasıyla, ortamın yoğunluğu ve sesin ortamdaki yayılma hızı.

Sözde yankı odasının bir parçası olan kapalı bir kutunun bir diyagramı Şekil 2'de gösterilmektedir.

İncir. 2

Bu şekilde, konum 1 bir test kutusu, 2 bir oda gövdesi, 3 bir kapı, 4 sirenler için korna, 6 gaz jeti sirenleri, 7 ses üreteçleri için bir kutu, 8 bir egzoz borusudur.

Gaz jeti sirenleri, 180'e kadar ses basıncı seviyeleri üretir
ve geniş bir frekans aralığı ile daha yüksek. Sirenler dinamik ve statik olarak ikiye ayrılır Statik sirenlerin çalışma prensibi, konik bir nozuldan süpersonik bir hızda hava üflendiğinde, öndeki hava akışında kararsızlık alanlarıyla birlikte periyodik bir basınç dağılımının oluşması etkisine dayanır. nozulun. Bu alanlara rezonatör yerleştirilerek, rezonatörü çevreleyen boşluğa ses dalgaları yayılır. Dinamik sirenler, ayrık frekans spektrumunu ve geniş bant frekans spektrumunu yeniden üretebilir. Böyle bir sirenin çalışma prensibi aşağıdaki gibidir. Özel bir odanın (ön oda) nozullarından akan hava akımına delikli bir döner disk yerleştirilmiştir. Ön odanın çevresi boyunca memelerin sayısı ve dağıtım aralığı, diskteki deliklerin sayısı ve aralığına eşittir. Deliklerin sırayla açılıp kapanması, jetin gaz dinamik parametrelerinde keskin bir değişikliğe ve sonuç olarak siren boynuzunun boğazında hava ortamının ses titreşimlerini yaratan basınç titreşimlerinin ortaya çıkmasına neden olur. Ses titreşimlerinin frekansı, delikli diskin dönüş hızına bağlıdır.

Yankılama odalarında, ses duvarlardan yansıtılır ve test nesnesinin etrafındaki ses alanı, ses dalgalarının bir girişim modelidir, yani. ortamın titreşimlerinin amplifikasyonunun etkisi ortaya çıkar.

Yankı odası kutusunun duvar kalınlığı 80'e kadar olabilir
170 gürültü seviyesinde
... İç tarafta, duvarların yüzeyi ses dalgalarına göre yüksek yansıtıcılık ile kaplanmıştır. Bu, duvarların sonraki ütüleriyle sıvanmasıyla elde edilir. Bazen duvarlar kaplama fayanslarla kaplıdır. Bu tür duvarlar neredeyse tamamen (%99) ses dalgalarını yansıtır. Sonuç olarak, haznede dağınık bir ses alanı, yani odanın herhangi bir noktasında ses basınç seviyelerinin aynı olduğu bir alan oluşturulur. Haznenin boyutları, test nesnesinin boyutlarına göre seçilir. Ortalama olarak, yankı odasının hacmi, test nesnesinin hacminin en az 8 katı olmalıdır. Akustik alanın daha düzgün olması için, nispeten küçük hacimli odalar (1000'den az)
) ses yankılanma koşullarını iyileştiren paralel olmayan duvarlarla inşa edilmiştir. Büyük hacimli odalar genellikle dikdörtgen şeklindedir. Bu tür odalarda ses alanının yayılmasını artırmak için bazen difüzörler kullanılır - odaların iç yüzeylerine sert takozlar monte edilir. Yankı odasının yaklaşık hacmi, formül ile daha düşük frekans ölçüm aralığının sağlanması koşulundan belirlenebilir.
, nerede - oda hacmi, alt kesim frekansıdır.

Yankı odaları tipik olarak tam boyutlu uçak yapılarını test eder. Ses basınç üreteçleri, odanın içinde farklı yerlere kurulur veya odanın dışına monte edilebilir. Bu tür kameralarda elde edilen gürültü seviyesi 177'dir.
... Kontrol edilebilir gürültü spektrumu - 40'tan 10000'e
... Bu tür odalar, gerekli akustik gücü önemli ölçüde azaltmayı ve ayrıca çalışan personel üzerindeki güçlü gürültünün etkisini pratik olarak önlemeyi mümkün kılar. Kameranın etrafındaki gürültü seviyesi 50'yi geçmiyor
.

Ders konusu: Uzay aracı ısı geri kazanımının genel özellikleri. Uzay aracı termal vakum testlerinin sorunları.

Tanıtım

Bir fizik dersinden, bir cismin Dünya'nın yapay bir uydusu olabilmesi için 8 km / s'ye (I kozmik hız) eşit bir hızın söylenmesi gerektiğini öğrendim. Dünya yüzeyinde yatay yönde vücuda böyle bir hız verilirse, atmosferin yokluğunda, Dünya'nın dairesel bir yörüngede dönen bir uydusu haline gelecektir.

Bu hız ancak yeterli güce sahip uydulara bildirilebilir. uzay roketleri... Şu anda Dünya'nın etrafında binlerce yapay uydu dönüyor!

Ve diğer gezegenlere ulaşmak için uzay aracına II uzay hızının söylenmesi gerekiyor, bu yaklaşık 11,6 km/s! Örneğin, Amerikalıların yakında yapacakları Mars'a ulaşmak için, sekiz buçuk aydan fazla bir süre boyunca çok büyük bir hızla uçmanız gerekiyor! Ve bu, Dünya'ya dönüş yolunu saymıyor.

Bu kadar büyük, hayal edilemez hızlara ulaşmak için bir uzay aracının yapısı ne olmalıdır?! Bu konu beni çok ilgilendirdi ve uzay gemilerinin tasarımının tüm inceliklerini öğrenmeye karar verdim. Anlaşıldığı üzere, pratik tasarım problemleri yeni uçak biçimlerine yol açar ve yeni malzemelerin geliştirilmesini gerektirir, bu da yeni problemler yaratır ve hem temel hem de uygulamalı araştırmalarda eski problemlerin birçok ilginç yönünü ortaya çıkarır.

Malzemeler (düzenle)

Teknolojinin gelişmesinin temeli, malzemelerin özelliklerinin bilgisidir. Tüm uzay araçları, çok çeşitli ortamlarda çeşitli malzemeler kullanır.

Son birkaç yılda, incelenen malzemelerin sayısı ve bizi ilgilendiren özellikleri önemli ölçüde arttı. Uzay gemilerinin yaratılmasında kullanılan teknik malzemelerin sayısındaki hızlı artışın yanı sıra uzay aracı tasarımları ve malzeme özelliklerinin artan karşılıklı bağımlılığı Tablo'da gösterilmektedir. 1. 1953 yılında havacılık malzemeleri olarak alüminyum, magnezyum, titanyum, çelik ve özel alaşımlar öncelikli olarak ilgi görüyordu. Beş yıl sonra, 1958'de roketçilikte yaygın olarak kullanıldılar. 1963'te, bu malzeme gruplarının her biri halihazırda yüzlerce element veya bileşen parçası kombinasyonunu içeriyordu ve ilgilenilen malzemelerin sayısı birkaç bin arttı. Günümüzde hemen hemen her yerde yeni ve geliştirilmiş malzemelere ihtiyaç duyulmaktadır ve bunun gelecekte değişmesi pek olası değildir.

tablo 1

Uzay aracı yapımında kullanılan malzemeler

Malzeme
Berilyum
Termal düzenleme malzemeleri
termoelektrik malzemeler
fotovoltaik malzemeler
Koruyucu kaplamalar
seramik
İplik takviyeli malzemeler
Çıkarılabilir kaplamalar (ablatif malzemeler)
Lamine malzemeler
polimerler
refrakter metaller
Özel alaşımlar
titanyum alaşımları
Magnezyum alaşımları
Alüminyum alaşımları

Malzeme bilimi ve malzeme teknolojisinde yeni bilgilere duyulan ihtiyaç, üniversitelerimiz, özel şirketlerimiz, bağımsız araştırma kuruluşlarımız ve çeşitli devlet organlarımız arasında yankı buluyor. Tablo 2, NASA'nın yeni materyallerin geliştirilmesine yönelik araştırmasının doğası ve kapsamı hakkında bazı bilgiler vermektedir. Bu çalışmalar hem temel hem de uygulamalı araştırmaları içerir. En büyük çabalar odaklandı basit Araştırma katı hal fiziği ve kimyasında. Burada maddenin atomik yapısı, atomlar arası kuvvet etkileşimleri, atomların hareketi ve özellikle atomların büyüklüğü ile orantılı kusurların etkisi ilgi çekicidir.

Tablo 2

Malzeme Araştırma Programı

Bir sonraki kategori, titanyum, alüminyum ve berilyum, ısıya dayanıklı ve refrakter alaşımlar, seramikler ve polimerler gibi yüksek özgül mukavemete sahip yapısal malzemeleri içerir. Özel bir grup, süpersonik ulaşım havacılığı için malzemeleri içermelidir.

NASA programı, elektronikte kullanılan malzemeler kategorisine artan bir ilgi duyuyor. Süper iletkenler ve lazerler üzerinde araştırmalar devam etmektedir. Yarı iletken grubu hem organik hem de inorganik malzemeleri inceler. Termoelektronik alanında da araştırmalar devam etmektedir.

Ve son olarak, malzeme araştırma programı, malzemelerin pratik kullanımına ilişkin konuların çok genel bir değerlendirmesiyle sona erer.

Gelecekte malzeme araştırmalarının sonuçlarının potansiyel uygulamalarını göstermek için, atomların uzaysal düzenlenişinin metallerin sürtünme özellikleri üzerindeki etkisinin incelenmesiyle ilgili araştırmalara odaklanacağım.

Temas eden metal yüzeyler arasındaki sürtünmeyi azaltmak mümkün olsaydı, bu, hareketli parçalara sahip hemen hemen her tür mekanizmayı iyileştirmeyi mümkün kılardı. Çoğu durumda, eşleşen yüzeyler arasındaki sürtünme yüksektir ve bunu azaltmak için yağlama kullanılır. Bununla birlikte, yağlanmamış yüzeyler arasındaki sürtünme mekanizmasını anlamak da büyük ilgi görmektedir.

Şekil 1, Lewis Araştırma Merkezinde yürütülen araştırmaların bazı sonuçlarını göstermektedir. Atmosferik gazlar yüzeyleri kirlettiği ve sürtünme özelliklerini büyük ölçüde değiştirdiği için deneyler derin bir vakumda gerçekleştirildi. İlk önemli sonuç, saf metallerin sürtünme özelliklerinin büyük ölçüde doğal atomik yapılarına bağlı olduğudur (bkz. Şekil 1'in sol tarafı). Metaller katılaştığında, bazılarının atomları altıgen bir uzaysal kafes oluştururken, diğerlerinin atomları - kübik bir. Altıgen kafesli metallerin, kübik kafesli metallerden çok daha az sürtünmeye sahip olduğu gösterilmiştir.

Şekil 1. Atom yapısının kuru sürtünme üzerindeki etkisi (yağlama olmadan).

incir. 2. Isıya dayanıklı malzemeler için gereklilikler.

Daha sonra, atomları altıgen prizmaların tepelerinde, tabanları arasında farklı mesafelerde bulunan bir dizi metal araştırıldı. Çalışmalar, artan prizma yüksekliği ile sürtünmenin azaldığını göstermiştir (bkz. Şekil 1'in orta kısmı). Prizmaların tabanları arasındaki mesafenin yan yüzler arasındaki mesafeye oranı maksimum olan metaller en az sürtünmeye sahiptir. Bu deneysel sonuç, metal deformasyon teorisinin sonuçlarıyla tutarlıdır.

Bir sonraki aşamada araştırma nesnesi olarak altıgen bir yapıya ve zayıf sürtünme özelliklerine sahip olduğu bilinen titanyum seçilmiştir. Titanyumun sürtünme özelliklerini iyileştirmek için, varlığını atomik kafeslerin boyutunu arttırması beklenen diğer metallerle alaşımlarını araştırmaya başladılar. Beklendiği gibi, prizmaların tabanları arasındaki mesafenin artmasıyla sürtünme keskin bir şekilde azaldı (bkz. Şekil 1'in sağ tarafı). Titanyum alaşımlarının özelliklerini daha da geliştirmek için şu anda ek deneyler devam etmektedir. Örneğin, alaşımı "sipariş edebiliriz", yani. farklı elementlerin atomlarını daha uygun bir şekilde düzenlemek için ısıl işlem kullanmak ve bunun sürtünmeyi nasıl etkilediğini araştırmak. Bu alandaki yeni gelişmeler, dönen parçalara sahip makinelerin güvenilirliğini artıracak ve gelecekte büyük fırsatlar yaratması muhtemeldir.

Son yıllarda ısıya dayanıklı malzemelerin geliştirilmesinde büyük ilerlemeler kaydetmiş gibi görünsek de, önümüzdeki 35 yıl boyunca uzay araştırmalarındaki ilerleme, yüksek sıcaklıklarda saatlerce çalışabilen yeni malzemelerin geliştirilmesine yakından bağlı olacaktır. , ve bazı durumlarda ve yıllarda.

Şekil 2 bunun ne kadar önemli olduğunu göstermektedir. Ordinat çalışma süresini saat olarak, apsis ise çalışma sıcaklığını Santigrat derece olarak gösterir. 1100 ile 3300°C arasındaki gölgeli alanda kullanılabilecek tek metal malzeme refrakter metallerdir. Ordinattaki yatay çizgi, bir yıla eşit çalışma süresini gösterir. Bir nükleer roket motorunun çalışma parametreleri aralığı, 2100 ila 3200 ° C arasındaki sıcaklıklar ve 15 dakika ila 6 saat arasındaki çalışma süresi ile sınırlıdır. (Bu rakamlar çok yaklaşık değerlerdir ve yalnızca çalışma parametreleri aralığının sınırlarının yaklaşık bir tanımı için verilmiştir.)

"Hipersonik uçak" etiketli alan, cilt malzemelerinin çalışma koşullarını karakterize eder. Bu çok daha uzun bir çalışma süresi gerektirir. Yeniden kullanılabilir uzay aracı için, çalışma süreleri yalnızca 60 ila 80 saat arasındadır, ancak aslında 1320 ila 1650 ° C veya daha fazla sıcaklık aralığında binlerce saat mertebesinde çalışma süreleri gerektirebilir.

Şekil 2'den, dış uzayın keşfi için programın ortaya koyduğu sorunları çözmek için refrakter metallerin önemi yargılanabilir. Bu malzemelerin bazıları halihazırda kullanımda ve zamanla geliştirileceklerinden ve daha da önemli hale geleceklerinden eminim.

Bazen modern malzeme teknolojisinin gerçekten bilim değil, oldukça gelişmiş bir sanat olduğu duyulur. Belki bu kısmen doğrudur, ancak malzeme bilimi ve malzeme teknolojisinin zaten çok yüksek bir gelişme düzeyine ulaştığından ve ülkemizin yaşamında büyük bir rol oynayacağından eminim.

uzay aracı yapıları

Şimdi uzay aracı tasarlama konularına dönelim. Şekil 3, modern fırlatma araçlarının ve uzay araçlarının tasarımında ortaya çıkan ana tasarım sorunlarını göstermektedir. Bunlar şunları içerir: yapısal yükler, dinamikler ve uçuş mekaniği; yüksek termal yüklere dayanabilecek yapıların geliştirilmesi; uzayın etkilerine karşı koruma ve gelecekteki uygulamalar için yeni tasarımların ve malzeme kombinasyonlarının geliştirilmesi.

Şekil 3. Uzay aracı tasarımları.

Uzay aracı tasarımlarının geliştirilmesi, henüz geliştirmenin erken bir aşamasındadır ve uçak ve balistik füze tasarımındaki deneyime dayanmaktadır. Şekil 4, büyük modern fırlatma araçlarının birçok yönden balistik füzelere benzediğini göstermektedir. İLE ayırt edici özellikleri konfigürasyonları, atmosferik direnci azaltan büyük bir uzamaya ve yakıt tarafından işgal edilen büyük bir hacme atfedilmelidir. Yakıt ağırlığı, fırlatma aracının fırlatma ağırlığının %85 ila %90'ı kadar olabilir. Yapının özgül ağırlığı çok düşüktür, bu nedenle esasen ince duvarlı esnek bir kabuktur. Yörüngeye fırlatılan bir yükün veya Ay'a ve gezegenlere giden bir uçuş yolunun birim ağırlığı başına günümüzün yüksek maliyeti ile, ana yapının ağırlığını kabul edilebilir bir minimuma indirmek özellikle faydalıdır. Düşük özgül ağırlığa sahip yakıt bileşenleri olarak sıvı hidrojen ve oksijen kullanılması durumunda tasarım sorunları daha da akut hale gelir ve bunun sonucunda yakıtın depolanması için büyük hacimlere ihtiyaç duyulur.

4. Büyük fırlatma araçları.

Geleceğin fırlatma araçlarının tasarımcısı, birçok zorlu yeni zorlukla karşı karşıya kalacak. Fırlatma araçlarının daha büyük, daha karmaşık ve daha pahalı olması muhtemeldir. Bunları yüksek iade nakliyesi veya onarım maliyeti olmadan yeniden kullanmak, önemli tasarım ve malzeme teknolojisi zorlukları gerektirecektir.

Geleceğin farklı uzay aracı türlerine yönelik olağandışı talepler, yeni yapı türleri ve üretim süreçleri arayışını şimdiden teşvik etti.

Göktaşı, sert ve termal radyasyon gibi uzayda bizi bekleyen tehlikelere karşı korunma gereksinimleri, uzay aracı yapıları oluşturmak amacıyla yapılan araştırmaları büyük ölçüde yoğunlaştıracaktır. Örneğin, sıvı hidrojen ve diğer kriyojenik sıvıların uzayda uzun süreli depolanması sırasında, yakıt bileşenlerinin drenaj sistemi yoluyla sızıntısı ve yakıt tanklarındaki göktaşı delikleri pratikte hariç tutulmalıdır. Son derece düşük termal iletkenliğe sahip yalıtım malzemelerinin geliştirilmesinde önemli ilerlemeler kaydedilmiştir. Fırlatma rampasında harcanan süre ve Dünya çevresinde birkaç tur boyunca yakıt depolaması sağlamak artık mümkün. Bununla birlikte, bir yıla kadar uzayda uzun süreli depolama sırasında, tankların ve boru hatlarının yapısal elemanlarından ısı akışıyla ilgili çok karmaşık bir sorun ortaya çıkar.

Büyük uzay aracının katlanması veya yörüngeye fırlatılma sürecindeki parçalarının daha sonra uzayda birleştirilmesi gibi uzay uçuşunun diğer sorunları da yeni tasarım çözümlerini gerektirecektir. Aynı zamanda, uzay uçuşu sırasında uzay aracına ne yerçekimi ne de aerodinamik kuvvetler etki etmez, bu da alanı genişletir. Muhtemel çözümler tasarlarken. Şekil 5, yalnızca uzayda mümkün olan sıra dışı bir tasarım çözümünün bir örneğini göstermektedir. Bu, Dünya'da sağlanabilecek olanlardan çok daha büyük olan yörüngeli bir radyo teleskopu için seçeneklerden biridir.

Yıldızlardan, galaksilerden ve diğer gök cisimlerinden gelen doğal radyo emisyonunu incelemek için bu tür cihazlara ihtiyaç vardır. Gökbilimcilerin ilgilendiği radyo frekans bantlarından biri, 10 MHz ve altı aralığındadır. Bu frekanstaki radyo dalgaları dünyanın iyonosferinden geçmez. Düşük frekanslı radyo dalgalarını almak için son derece büyük yörünge antenleri gerekir. Şekil 5'in sol tarafında, anten çapının alınan radyasyonun frekansına bağımlılığının eğrisi gösterilmektedir. Frekans azaldıkça anten çapının arttığı ve 10 MHz'den daha düşük frekanslı radyo dalgalarını almak için 1,5 km'den daha büyük antenlere ihtiyaç duyulduğu görülebilir.

Şekil 5. Yeni tasarımlar. Yörünge antenleri.

Bu boyuttaki bir anten yörüngeye fırlatılamaz ve geleneksel tasarım ilkelerini kullanan ağırlığı, en büyük fırlatma araçlarının yeteneklerini çok aşacaktır. Yerçekiminin yokluğu göz önüne alındığında bile, bu tür antenlerin tasarımı şunları temsil eder: büyük zorluklar... Örneğin, anten reflektörü sadece 0.038 mm kalınlığında katı alüminyum folyodan yapılmışsa, o zaman 1,6 km anten çapına sahip yüzey malzemesinin ağırlığı 214 ton olacaktır.Neyse ki, alınan düşük frekans nedeniyle. radyo emisyonu, anten yüzeyi kafes yapılabilir. Büyük ajur tasarımlarındaki son gelişmeler, kafesin ince ipliklerden yapılmasını sağlar. Bu durumda, antenin yüzeyini oluşturan malzeme 90 ila 140 kg ağırlığında olacaktır. Bu tasarım, antenin yörüngeye yerleştirilmesini ve ardından monte edilmesini sağlayacaktır. Aynı zamanda stabilizasyon ve güç kaynağı sistemleri ile birlikte antenin sıkı bir şekilde paketlenmesini sağlamak mümkündür.

Uzaydaki sert radyasyon, uzaya fırlatılan uzay araçları için ana yıkıcı faktör olmaya devam edecek. Bu tahribat kısmen uzay araçlarının radyasyon kuşaklarındaki yüksek enerjili protonlarla ve güneş patlamalarıyla bombardımanından kaynaklanmaktadır. Böyle bir bombardımandan kaynaklanan etkilerin incelenmesi, imha mekanizmalarının özünü inceleme ve koruyucu ekran olarak kullanılan malzemelerin özelliklerini belirleme ihtiyacını göstermektedir.

Şekil 6. Korumanın yeni ilkeleri.
1 - süper iletken bobinler; 2 - manyetik alan; 3 - uzay aracının pozitif yükü; 4 - emici ekran; 5 - plazma koruması.

Yeni koruma yöntemlerinin geliştirilmesi, koruyucu cihazların ağırlığını önemli ölçüde azaltacak ve böylece uzun süreli uçuşlar için amaçlanan uzay aracının yükünü artıracak süper iletken mıknatıslar kullanarak koruma olasılığının araştırılmasını da içermelidir.

Şekil 6, plazma koruma adı verilen bu yeni fikri göstermektedir. Protonlar ve elektronlar gibi yüklü parçacıkları saptırmak için manyetik ve elektrostatik alanların bir kombinasyonu kullanılır. Plazma korumasının temeli, tüm aparatı çevreleyen nispeten hafif süper iletken bobinlerin oluşturduğu manyetik alandır. Toroidal uzay istasyonlarında, mürettebat ve ekipman, düşük manyetik alan gücüne sahip bir bölgede bulunur. Uzay aracı, elektronların çevreleyen manyetik alana enjeksiyonu nedeniyle pozitif olarak yüklenir. Bu elektronlar, uzay aracının pozitif yüküne eşit büyüklükte bir negatif yük taşır. Uzay aracını çevreleyen dış uzaydan pozitif yük taşıyan protonlar, uzay aracının pozitif yükü tarafından itilecektir. Cihazı çevreleyen boşlukta hareket eden elektronlar, elektrostatik alanı boşaltabilir, ancak bu, yörüngelerini büken manyetik alan tarafından engellenir.

Bu tür koruyucu sistemlerin ağırlığının uzay aracının hacmine bağımlılığı, Şekil 6'nın alt kısmında grafiksel olarak gösterilmiştir. Karşılaştırma için, radyasyon yolunda bir malzeme tabakası olan koruyucu kalkanın karşılık gelen ağırlıkları verilmiştir. Elektron akışının hareketini kontrol etmek için çok orta kuvvette bir manyetik alan gerektiğinden, tipik durumlarda plazma kalkanının ağırlığı, geleneksel bir emici ekranın ağırlığının yaklaşık 1/20'si olacaktır.

Plazma kalkanı fikri umut verici olsa da, uzayda çalışmasıyla ilgili hala çok fazla belirsizlik var. Bu bağlamda, bir elektron bulutunun olası kararsızlığı veya toz ve kozmik plazma ile etkileşime ilişkin teorik ve deneysel çalışmalar halen devam etmektedir. Şimdiye kadar, hiçbir temel zorluk bulunmadı ve ağırlık özellikleri diğer koruma türlerinden çok daha iyi olacak olan, uzay radyasyonunun plazma korumasına karşı çıkabileceği umulmaktadır.

atmosfere girmek

Şimdi, Dünya'nın ve diğer gezegenlerin atmosferine giren uzay aracı sorununa dönelim. Buradaki asıl zorluk, elbette, atmosfere girme sürecinde ortaya çıkan ısı akışlarından korunmadır. Uzay aracının devasa kinetik enerjisi, başta mekanik ve termal olmak üzere diğer enerji türlerine dönüştürülmelidir, aksi takdirde uzay aracı ya yanar ya da hasar görür. Uzay aracının giriş hızları 7,6 ile 18,3 km/s arasındadır. Daha düşük hızlarda, ısı akışının ana kısmı konvektif ısı akışıdır; ancak, ~ 12.2 km / s'nin üzerindeki hızlarda, yay şokundan gelen radyasyonun ısı akışı önemli bir rol oynamaya başlar. Modern ısı koruma malzemeleri, aerodinamik kalitesi düşük araçlarda ~ 11 km/s hıza kadar etkilidir, ancak 15.2'den 18.3 km/s'ye kadar olan giriş hızlarında yeni malzemeler gereklidir.

Şekil 7, gelecekte, insanlı uzay aracının atmosferine girme problemlerini çözmek için, önemli kaldırma geliştirebilen araçların neden büyük ilgi göreceğini anlamaya yardımcı olur. Ordinat, hipersonik hızlarda kaldırma kuvvetinin sürükleme kuvvetine L / D (aerodinamik kalite) oranıdır ve apsis giriş hızıdır. Aerodinamik kaliteyi artırma eğiliminin ilk işaretleri Mercury, Gemini ve Apollo uzay aracı örneğinde görülüyor. Gelecekte, Dünya etrafındaki yörünge uçuşlarının senkronize yörüngelerin yüksekliğine ulaşması bekleniyor. Uzayın bu bölgesinden dünya atmosferine giren gemiler 10.4 km/sn'ye varan hızlara sahip olacaktır (Şekil 7'de "Senkron yörüngeler" olarak etiketlenmiş dikey bir çizgi).

Mars gibi diğer gezegenlerden dönen insanlı uzay araçlarının giriş hızları çok daha yüksek. Başlangıç ​​zamanının doğru seçimi ve Venüs'ün çekiciliğinin kullanılması ile 12,2 - 13,7 km / s'ye ulaşırken, doğrudan Mars'tan dönerken hızları 15,2 km / s'yi aşıyor. Bu kadar yüksek giriş oranlarına olan ilgi, gezegenden doğrudan dönüş yönteminin daha fazla esnekliğinden kaynaklanmaktadır.

Şekil 7. Uzay aracının aerodinamik kalitesindeki ve Dünya atmosferine giriş hızındaki artışa yönelik eğilimler.

Gemi mürettebatının bu kadar yüksek giriş hızlarında yaşadığı g-kuvvetlerini makul sınırlar içinde tutmak için, Apollo uzay aracına kıyasla aerodinamik kaldırmayı artırmak gerekir. Ek olarak, yüksek hızlarda asansörün (daha doğrusu, L / D aerodinamik kalitesi) artması, balistik iniş araçları için sıfıra daralan izin verilen giriş koridorlarını genişletecektir. Kaldırmadaki artışla manevra ve iniş doğruluğu da artar. Uzay aracının asansörlü uçuşunun en önemli aşamalarından biri yaklaşma ve inişin kendisidir. Düşük hızlarda kaldırmalı uzay aracının uçuş özellikleri, geleneksel uçaklarınkinden o kadar farklıdır ki, onları incelemek için Şekil 8'de gösterilen iki uçağın inşa edilmesi gerekmiştir. Üst aparat HL-10 ve alt M2-F2 indekslidir.

Pirinç. 8. HL-10 ve M2-F2 uçaklarını araştırın.

Bu araçların B-52 uçakları yardımıyla yaklaşık 14 km irtifaya çıkarılması ve 0,8'e varan Mach sayısına tekabül eden uçuş hızlarında düşürülmesi bekleniyor. HL-10 ve M2-F2 uzay aracı, değişken aerodinamik kaliteyi simüle eden küçük hidrojen peroksit roket motorları tarafından desteklenmektedir. Bu motorların yardımıyla, benzer bir konfigürasyona sahip gelecekteki insanlı uzay aracının optimal uçuş özelliklerini belirlemek için iniş yaklaşımı sırasında yörüngenin eğim açısını ve statik stabilite marjını değiştirmek mümkündür. Bu şekle sahip gemiler, geleceğin uzay aracının ağırlığına yakın bir ağırlığa sahip olacak. Ve bu uzay gemisi modellerine benzer bir gemi zaten yaratıldı, bu yörüngedeki uzay aracı "Shuttle".

Uzay mekiği

Yörünge uzay mekiği, Dünya atmosferinde hipersonik hızlarda uçma yeteneğine sahiptir. Aracın kanatları çok kanatlı bir çerçeveye sahiptir; Güçlendirilmiş monokok kokpit, kanatlar gibi alüminyum alaşımdan yapılmıştır. Kargo bölmesi kapıları grafit-epoksi kompozit malzemeden yapılmıştır. Cihazın termal koruması, yüzeyin yüksek ısı akışlarına maruz kalan kısımlarını kaplayan birkaç bin hafif seramik karo ile sağlanır.

son sözler

Uzay aracının atmosfere girişi için yeni malzeme, tasarım ve tekniklerin geliştirilmesindeki son gelişmelere kısa bir genel bakış sunmaya çalıştım. Bu, gelecekteki araştırmalar için bazı yönler belirtmeyi mümkün kıldı. Ve görünüşe göre, insan gelişiminin mevcut aşamasında uzay gemilerini kullanarak uzay araştırmalarının sorunları hakkında biraz öğrendim.

İlk uzay lansmanından bu yana geçen neredeyse yetmiş yılda (önceki yirmi yıllık araştırma ve deneyleri saymazsak), uzay aracının (SC) tasarımları sürekli olarak geliştirildi. Yapısal elemanların, sistemlerin, düzeneklerin, düzeneklerin ve blokların gerçek uzay uçuş koşullarında, bunların optimal kullanım yöntemlerinde test edilmesi ve test edilmesi için özel olarak tasarlanan "test" uzay aracı olarak adlandırılan uzay aracı yapılarının gelişimine önemli bir katkı yapıldı. ve bunların birleştirilmesinin olası yolları.

SSCB'de, pratik olarak sadece bir "Kosmos" serisinin uzay aracının çeşitli modifikasyonları, otomatik test uzay aracı olarak yaygın olarak kullanıldıysa, ABD'de bir dizi uzay aracı vardır: "ATS", "GGTS", "0V", "Dodge" , "TTS", " SERT "," RW " vb.

Çok çeşitli uzay aracı tasarımlarına rağmen, tüm cihazların ortak noktası, çeşitli yapısal elemanlar ("destekleyici" ekipman olarak adlandırılan) ve özel (hedef) elektronik ekipman seti içeren bir muhafazanın varlığına sahiptir.

Uzay aracı gövdesi, tüm elemanlarının ve ilgili ekipmanlarının kurulumu ve yerleştirilmesi için yapısal ve yerleşim temelidir. Örneğin, otomatik bir uzay aracı için, destekleyici ekipman, en azından aşağıdaki yerleşik sistemlerin varlığını sağlar: yönlendirme ve stabilizasyon, termal kontrol, güç kaynağı, telemetri, yörünge ölçümleri, kontrol ve navigasyon, komut ve yazılım, çeşitli yürütme organları vb. Ayrıca insanlı uzay araçları ve uzay istasyonlarında yaşam destek sistemleri, acil kurtarma sistemleri vb.

Buna karşılık, uzay aracının hedef ekipmanı optik (optik-elektronik), fotoğraf, televizyon, kızılötesi, radar, radyo mühendisliği, spektrometrik, X-ışını, radyo iletişimi ve röle, radyo mühendisliği, radyometrik, kalorimetrik vb.

Tüm bu sistemler (yapıları, işlevleri, konfigürasyonları vb.) en modern elektronik bileşenleri kullanır.

Doğal olarak, uzay aracının konfigürasyonları amaçlarına bağlıdır ve bu nedenle önemli ölçüde farklılık gösterirler - bunlar, tahrik ve düzeltici motorları, yakıt bölmelerini, agregaları ve servis sistemlerini (uzay aracının bir uzay aracından geçişini sağlayan) içeren uzay aracı hızlandırma ve yavaşlatma birimleridir. düşük yörüngeden daha yüksek veya gezegenler arası bir yörüngeye, ters geçişler gerçekleştirirler - yüksek yörüngeden düşük yörüngeye, yörünge parametrelerinin düzeltilmesi vb.).

Uzay aracı "yerleşimi" kavramı, uzay aracı tasarımı ile ayrılmaz bir şekilde bağlantılıdır - kurucu unsurların en rasyonel ve en yoğun mekansal düzenlemesi. Bu durumda, uzay aracının iç ve dış (aerodinamik) konfigürasyonu ayırt edilir.

Belirli bir uzay aracının tasarımını geliştirme görevi, genellikle birbiriyle çelişen birçok faktörü hesaba katmak gerektiğinden oldukça zordur. Örneğin, uzay aracı ile yer kompleksi (özellikle fırlatma aracı için), mürettebatın güvenliğini ve rahatlığını (insanlı uzay aracı için), fırlatma sahasında güvenli çalışma ve bakımı sağlamak için minimum sayıda iletişim sağlamak gerekir. uçuşta, uzay aracının belirtilen stabilite, kontrol edilebilirlik, termal koşullar ve aerodinamik özellikleri parametrelerinin sağlanması ve çok daha fazlası.

Uzay aracı tasarımcılarının görevi, çözümlerinin optimalliği için kriterin sadece uzay aracı kütlesinin en aza indirilmesi değil, aynı zamanda garantili güvenilirlik parametreleri, çok işlevlilik vb.

İlk insanı Dünya'ya yakın yörüngeye kaldıran Dünya'nın ilk uzay aracı "Vostok 1".

Bildiğiniz gibi, gemiden fırlatılan uzay aracı, Dünya gezegeni çevresinde yalnızca bir (ancak insanlık tarihinde ilk) devrim gerçekleştirdi ve uçuş, ilk kozmonotun olduğu gibi tam otomatik bir modda gerçekleşti. , her an kontrolü kendisine çevirmeye hazır bir "yolcu"... Gerçekte, sınıflandırmamıza göre, "insanlı" bir uçuş değil, tam otomatik modda bir uçuş olmasına rağmen, ancak sınıflandırma devam eden sürecin özünü her zaman doğru bir şekilde yansıtmadığında durum tam olarak budur (olgu, Etkinlik).

Voyager serisinin (en ünlü uzay aracı Voyager-1 ve Voyager-2'dir) ilk (1977) uzun menzilli uzay araçlarından ("uzay sondası" olarak adlandırılır) biri. Bazı edebi kaynaklara göre, 5 Eylül 1977'de fırlatılan ve araştırma ve yakın çevresine yönelik olan bu 723 kilogramlık otomatik sonda, yaratıcılarını şaşırtacak şekilde, hala normal çalışır durumda ve bu durumla bağlantılı olarak bile çalışıyor. yeni (ek) bir görev - geliştiricilerin planına göre orijinal ana görevi sadece iki çalışmak olmasına rağmen, "" () dahil olmak üzere güneş sisteminin sınırlarının konumunu belirlemek - ve (bu bu gezegenlerin tüm uydularının ayrıntılı fotoğraflarını çeken ilk sonda)

Uzay aracının bu kadar uzun süre aktif olarak var olması, öncelikle
elektronik oluştururken en çok kabul gören mühendislik çözümleri
Kompleks için uygun EEE'nin yetkin bir seçimiyle yerleşik ekipman
yerleşik sistemlerin tasyonu.