АВІАЦІЙНО-КОСМІЧНІ КОНСТРУКЦІЇ
Тут розглядаються основні (силові) елементи конструкцій літаків та повітряно-космічних літальних апаратів, сучасні матеріали та важливі конструктивні особливості авіаційно-космічної техніки.
ОСНОВНІ ОСОБЛИВОСТІ КОНСТРУКТИВНИХ СХЕМ ЛІТАКІВ
Аеродинамічні властивості.Елементи конструкції літака повинні мати високу міцність, так як вони схильні до впливу великих навантажень при польоті, посадці і русі літака по землі. У той час як форма стаціонарних наземних споруд, наприклад будівель або мостів, може бути визначена конструктором з міркувань міцності та економічності, конструкція літака повинна, крім того, задовольняти низку жорстких додаткових вимог, зокрема аеродинамічних. Наприклад, крило повинно витримувати згинальні та крутні сили та моменти, що виникають в результаті нестаціонарного силового впливу повітряного потоку на поверхню крила. Найбільш ефективно такі навантаження витримує жорстко закріплена балка, проте така конструкція непридатна з точки зору аеродинаміки, згідно з якою поперечні перерізи крила повинні бути тонкими, добре обтічні профілями. Цей приклад ілюструє важливу особливість авіаційних конструкцій, при проектуванні яких поруч із виконанням вимог міцності необхідно забезпечувати високі аеродинамічні характеристики.
Вагові характеристики.Другою характерною особливістю авіаційно-космічних конструкцій є прагнення знизити їхню вагу до мінімально можливого. В іншому випадку літак або ракета не зможе злетіти або взяти на борт корисний вантаж. З цієї причини проектування та розрахунок авіаційно-космічних конструкцій проводять з такою точністю, що допускається тільки та вага, яка абсолютно необхідна для міцності. Така мала вага конструкції може бути досягнута тільки в результаті використання тонких та подовжених конструктивних елементівіз високоміцних матеріалів.
Конструктивні міркування.Таким чином, дві основні особливості, що відрізняють авіаційні конструкції від наземних інженерних споруд, - це вплив аеродинамічних навантажень на форму конструкції та використання виключно легких подовжених та тонкостінних елементів із високоміцних матеріалів. На різних етапах розвитку авіації пропонувалися різноманітні конструктивні рішення для літаків. Існує очевидний зв'язок між оптимальною конструкцією літака та його швидкістю. Цікаво відзначити, деякі конструктивні рішення, прийняті на ранній стадії розвитку авіації, виявилися прийнятними і для сучасних літаків, що літають у тому ж діапазоні швидкостей. Так, зварний фюзеляж із сталевих трубок під час Першої світової війни був новинкою, що дозволила покращити характеристики винищувачів та збільшити швидкості їхнього польоту до 160 км/год. Подібні конструкції стали непридатними для винищувачів часів Другої світової війни, які літали зі швидкостями близько 640 км/год. З іншого боку, спортивні літаки та літаки для особистого користування, що з'явилися набагато пізніше, рідко розвивають швидкість більше 160 км/год, і в конструкціях їх фюзеляжів успішно застосовуються металеві трубки, що зварюються.
АВІАЦІЯ ДО ПЕРШОЇ СВІТОВОЇ ВІЙНИ
Протягом перших десятиліть розвитку авіації конструктори намагалися оптимізувати конструкцію літака шляхом експериментування з різними варіантами та схемами. Виявилося, що багато конструктивних схем, які пропонувалися в заявках на винаходи в 1930-х роках, мали свої прототипи, які вже пропонувалися на початку цього століття, але були відкинуті і з часом забуті. Одна істотна особливість, загальна всім літаків, побудованих до Першої Першої світової, полягала у цьому, що у них застосовувалися винятково тонкі крила. Тоді вважалося, що необхідна підйомна сила може бути досягнута тільки дуже тонких, плоских або злегка вигнутих аеродинамічних поверхнях. Таке тонке крило, подібне до тонкої пластини, згинається навіть під дією невеликого навантаження. Для того щоб забезпечити необхідні жорсткість і міцність, крило підкріплювалося зовнішніми розчалками.
Розчалочний моноплан.На ранньому етапі розвитку авіації успішно використовувалися дві компонувальні схеми літаків - розчалочний моноплан (рис. 1, а) та біплан (рис. 2). Прикладами монопланів є літаки конструкції Альберто Сантоса-Дюмона та Луї Блеріо. Біплани конструювали брати Райт. Простий аналіз рівноваги сил і моментів показує, як зовнішні розчалки та розпірки посилюють міцність конструкції. На рис. 1,б видно, що вага G літака врівноважена підйомною силою Y, що виникає при обтіканні крила повітряним потоком. Підйомна сила прикладена на відстані d від центру ваги та створює момент Yd. Цей момент має бути врівноважений моментом сил реакції, оскільки система крило – розчавка знаходиться у рівновазі, як показано на рис. 1, б. Під дією підйомної сили нижнє розчавлення натягується, а верхня - послаблюється. Отже, у польоті верхнє розчавлення не передає жодних зусиль на фюзеляж, і сили реакції виникатимуть тільки в місці з'єднання крила з нижньою розчалкою. Це сили H на рис. 1, б. Їхня величина може бути обчислена з умови рівноваги для моментів:

З цього простого рівняння алгебри знаходимо величину горизонтальної сили реакції H:

Формула (2) показує, що горизонтальна сила реакції тим менша, чим більша відстань h між крилом і місцем кріплення нижньої розчалки до фюзеляжу. Коли літак приземляється або рухається смугою, підйомна сила на крилі невелика, оскільки вона пропорційна квадрату швидкості. У таких умовах частина ваги крила повинна утримуватися верхньою розчалкою, а нижнє розчавлення при цьому розвантажується. З цієї причини верхнє розчавлення називається "посадковою", або зворотною, а нижня - "польотною", або несучою. Тонне крило не здатне витримувати великі навантаження. Тому потрібно збільшувати відстань h, тобто. кріпити несучу розчалку поблизу шасі, а верхню - до пілону, який з цією метою розміщують над фюзеляжем.

Розчалковий біплан.Для збільшення вертикальних відстаней при кріпленні розчалок було запропоновано конструкцію біплана (рис. 2). Відстань між верхнім і нижнім крилами біплана відповідає відстані h, розглянутій вище у зв'язку з конструкцією моноплана, тоді як d приймається відстань між розпіркою і фюзеляжем. Рівняння (1) і (2) застосовні до біплану, що дозволяє збільшити висоту h проти монопланом.

Авіаційні матеріали.У конструкціях перших літаків застосовувалися переважно міцні породи дерева, такі, як ялина і бамбук. Існувала думка, що важкі матеріали, подібні до металів, непридатні для виготовлення авіаційних конструкцій. Сталь використовувалася для розчалок. Деревина, безперечно, чудовий конструкційний матеріал, що успішно сприймає згинальні навантаження при невеликій власній вазі. При цьому зовнішні обведення крила та фюзеляжу отримували шляхом натягування полотна на дерев'яний каркас.
Проблема лобового спротиву.Головним недоліком розчалочних конструкцій є великий лобовий опір (сила опору поступальному руху апарату в повітрі) внаслідок наявності безлічі допоміжних елементів конструкції, таких як розчалки, розпірки, колеса шасі, вали та амортизатори посадкового пристрою, які піддаються впливу повітряного потоку. Такий літак міг розвинути відносно невелику максимальну швидкість (світовий рекорд швидкості польоту 1910 становив лише 106 км/год).
КАРКАСНІ КОНСТРУКЦІЇ
Для збільшення швидкості літака довелося кардинально змінити його конструкцію - перейти до каркасних конструкцій. Основою каркасного літака є його фюзеляж, який містить кабіну екіпажу, пасажирський салон і вантажні відсіки. На фюзеляж передаються також великі навантаження, що діють на хвостове оперення літака під час швидкого маневру. Силовий набір каркасної конструкції, показаної на рис. 3,а, має малу вагу і в той же час здатний витримати значні навантаження.

Зварні фюзеляжі із сталевих трубок.Деякі перші літаки мали каркасні фюзеляжі, зібрані з ялинових або бамбукових брусків, скріплених сталевим дротом. Однак такі конструкції були недостатньо міцні; істотним просуванням вперед стала зварна конструкція фюзеляжу із сталевих трубок, запропонована в роки Першої світової війни А. Фоккер. Фоккер використовував для літакових конструкцій м'яку сталь із вмістом вуглецю менше 0,12%, оскільки виготовлені з неї елементи легко зварюються один з одним. Спочатку такий тип фюзеляжу вважали ненадійним, але поступово він знайшов широке застосування, а з появою високоміцних хромомолібденових трубок вдалося суттєво знизити вагу фюзеляжу.
Фюзеляжі із роз'ємними з'єднаннями елементів.Цілком інші авіаційні конструкції розроблялися в Англії, де вважали зварювання ненадійним способом з'єднання та окремі елементи каркасу з'єднували за допомогою механічних, часто дуже майстерних роз'ємів. Відмова від зварювання відкрив англійцям широкі можливості застосування алюмінієвих сплавів та високолегованих сталей, які не піддавалися зварюванню. Ці високоміцні матеріали дозволили знизити вагу конструкції літака, незважаючи на додаткову вагу з'єднань. Головним недоліком фюзеляжу з роз'ємними з'єднаннями елементів була висока вартість виготовлення навіть якщо літаки випускалися великими серіями. Виробництво зварних фюзеляжів із сталевих трубок обходилося набагато дешевше.
Обшивка.Щоб створити комфортні умови для пасажирів, каркас необхідно покрити обшивкою. Більш того, ще на початку століття було встановлено, що для підвищення швидкості та зменшення опору необхідно, щоб зовнішня поверхня літака була гладкою. Найпростішою обшивкою було полотно, яке натягувалося на балковий каркас, а потім покривалося фарбою або лаком. Однак одержувана таким чином форма не мала плавних обводів: зовнішні елементи каркасу випирали з-під обшивки. Очевидно, що за таких незграбних форм неможливо було домогтися плавного обтікання з мінімальним опором. Щоб усунути цей недолік, конструктори швидкісних літаків почали застосовувати каркасний фюзеляж із шпангоутів овальної форми, скріплених з балками (лонжеронами) та поздовжніми стрінгери, як показано на рис. 3, б. Ці шпангоути та стрінгери надавали прямокутному каркасу добре обтічної форми. Проте виступи, як і раніше, випирали з-під полотняної обшивки, і для їх усунення конструктори стали застосовувати обшивку з тонкої фанери.
Крила біплана.Типовою схемою каркасних літаків був біплан, який використовувався майже повсюдно у роки Першої світової війни. Йому віддавали перевагу до середини 1930-х років. Льотчики-винищувачі негативно ставилися до монопланів, та його основний аргумент у тому, що біплан більш маневрений. Справді, біплан має гарну маневреність через невеликий розмах своїх крил, внаслідок чого вага літака зосереджена поблизу фюзеляжу. Авіаційні інженери формулюють цю властивість інакше, кажучи, що біплан має невеликий момент інерції. Традиційна конструкція дерев'яного крила біплана показана на рис. 4. Вона містить два головні несучі елементи – лонжерони крила. Зовнішнє обведення крила формується за допомогою елементів, званих нервюрами, і натягнутої на них полотняної обшивки. Ця авіаційна конструкція залишалася незмінною до 1920-х років, коли авіаційна промисловість Англії перейшла на цільнометалеві конструкції. Тепер лонжерони почали виготовляти зі смуг високолегованої сталі, а нервюри – із сталевих чи алюмінієвих пластин за допомогою штампування потрібних профілів. Лонжерони та нервюри збиралися в ажурну конструкцію каркасного типу.

Моноплан із високорозташованим крилом. Моноплани з високорозташованим крилом з'явилися в 1930-х роках і швидко стали популярними як двомісні літаки для особистого користування та навчально-тренувальних літаків замість біпланної схеми. Навіть після Другої світової війни багато літаків цього типу мали розчалки. Такий моноплан значно відрізнявся від свого попередника. Його набагато товстіше крило розташоване над фюзеляжем, і замість розчалок застосовані стійки. Стійки можуть робити великі зусилля як стиснення, так і розтягування, і одна стійка замінює пару розчалок. Такий літак не містить ряду елементів конструкції розчалкового моноплана і має значно менший лобовий опір (рис. 5).

Вільнонесучий моноплан.Важливим кроком уперед у порівнянні з біпланом стала схема вільнонесучого моноплана, що знайшла широке застосування у 1920-х роках у літаках Фоккера. На рис. 6 показана принципова схема фоккерівського високоплана, на якому було встановлено багато рекордів на дальність польоту. Щодо цієї схеми звернемося ще раз до рівняння (1), що виражає рівність моментів. Тепер сили H - це сили розтягнення чи стиснення, що діють фланці лонжерона, і h - відстань між фланцами. Навантаження на фланець можна зменшити, збільшивши відстань між фланцями, для чого необхідно збільшити товщину перерізу крила. Конструкція крила Фоккера з відносною товщиною (відношення максимальної товщини профілю до хорди крила) 20% має гарні аеродинамічні характеристики.

Вільнонесуче крило конструкції Фоккера мало дерев'яні лонжерони та нервюри та обшивку з фанери. Дуже міцне і жорстке, воно все ж таки було дещо важче за інші аналогічні конструкції. У ряді країн, наприклад в Англії, Італії та Радянському Союзі, були створені металеві вільнонесучі крила зі сталевими та алюмінієвими лонжеронами та нервюрами та полотняною обшивкою. Надалі застосування металевої обшивки дозволило суттєво підвищити міцність крила. Таке крило зазвичай називають крилом з працюючою обшивкою. Методи виготовлення та складання, а також розрахунок таких конструкцій суттєво відрізняються від методів, що використовуються для крила каркасної конструкції.
Монококова конструкція
Принцип монокока. Зі збільшенням швидкостей польоту літака дедалі важливішою стала проблема зменшення лобового опору. Цілком природним кроком стала заміна полотняної обшивки крила металевою обшивкою, що виготовляється з тонких листів алюмінієвих сплавів. Металева обшивка дозволила усунути прогини між нервюрами і, отже, точніше відтворити форми, рекомендовані аеродинаміками на основі теоретичних розрахунків та експериментальних досліджень в аеродинамічних трубах. Одночасно змінилася конструкція фюзеляжу. Прямокутний силовий каркас був поміщений усередину оболонкової конструкції, складеної з легких шпангоутів та стрінгерів; така конструкція краще задовольняла вимогам аеродинаміки до форми фюзеляжу. На одномоторних літаках передню частину фюзеляжу теж стали обшивати листовим металом, щоб зменшити ймовірність виникнення пожежі. Коли потрібно поліпшити гладкість поверхні, полотняну обшивку замінили фанерною або металевою по всій довжині фюзеляжу, але така обшивка стала надмірно дорогою та важкою. Було занадто марнотратно так збільшувати вагу конструкції і не використовувати її міцнісні властивості, що зросли, для сприйняття аеродинамічних навантажень. Наступний крок був очевидним. Оскільки зовнішня оболонка фюзеляжу стала досить міцною, з'явилася можливість усунути внутрішній каркас. У цьому полягає принцип монококової конструкції. Монокок - це цілісна оболонка, форма якої задовольняє вимогам аеродинаміки і в той же час є достатньо міцною для того, щоб сприймати і передавати навантаження, що виникають при польоті, посадці та русі літака по землі. Термін "монокок" - гібрид, складений з грецького та французького слів і дослівно перекладається як "цілісна раковина". Цей термін застосовують до крил і фюзеляжу, у яких обшивка є головним несучим елементом. Друга важлива перевага монококової конструкції ілюструє рис. 7. Перетин каркасної конструкції, призначеної для розміщення в ній двох чоловік, має прямокутну форму, зображену суцільною лінією. Зовнішня оболонка фюзеляжу з полотняною обшивкою показана штриховою лінією. Зовнішнє обведення монококового фюзеляжу, в якому поміщаються дві людини, представлений штрих-пунктирною лінією. За допомогою планіметра легко встановити, що площа поперечного перерізу монококовой конструкції на 33% менше, ніж для каркасного фюзеляжу, що добре обтікається. За інших рівних умов опір фюзеляжу пропорційно площі його поперечного перерізу. Отже, монококова конструкція, у першому наближенні, дозволяє зменшити опір на 33% лише за рахунок меншої площі поперечного перерізу порівняно з каркасною конструкцією. До того ж з'являється виграш у підйомній силі внаслідок кращого обтікання та гладкості поверхні. Проте каркасні конструкції через меншу вартість їх виробництва та відносно меншу вагу продовжували використовувати для тихохідних літаків навіть після Другої світової війни. Монокові конструкції застосовували на літаках, що літають із швидкостями понад 320 км/год.

Тонкостінні монококи.Типовий тонкостінний монокок для транспортного літака виготовляють зазвичай з тонких пластин алюмінієвого сплаву, яким надають форму, що відповідає вимогам аеродинаміки. Цю оболонку підкріплюють поперечними силовими елементами – шпангоутами, та поздовжніми силовими елементами – лонжеронами або стрінгерами. (Ці терміни відносяться до конструкції фюзеляжу. У конструкції крила поздовжні силові елементи – стрінгери, а поперечні – нервюри.) На рис. 8 показано, як влаштований типовий монококовий фюзеляж. (Цю конструкцію зараз прийнято називати "полумонокок" або "посилений монокок", тоді як термін "чистий монокок" або просто "монокок" використовують для зовнішніх оболонок, що мають мінімум підкріплювальних елементів або не мають їх зовсім.)

Внаслідок великих розмірів фюзеляжу та порівняно невеликих аеродинамічних навантажень оболонку монокока роблять дуже тонкою (зазвичай від 0,5 до 1,5 мм). Така тонка оболонка зберігає свою форму, якщо на неї діють сили розтягування, але вона жолобиться під дією сил стиснення або зрізуючих зусиль. На рис. 9 показано дію сил стиснення металеву пластину прямокутної форми. Такі сили стиснення випробовують, наприклад, металеві панелі, обмежені по краях стрінгери, на верхній частині фюзеляжу, коли аеродинамічні сили, що діють на хвостове оперення літака, спрямовані вгору.

Відповідно до законів механіки твердого тіла, критичну напругу (тобто навантаження на одиницю площі), при якому плоска пластина починає коробитися, можна обчислити за формулою

Де fкр - критична напруга, що викликає жолоблення пластини, Е - модуль пружності матеріалу, t - товщина і b - ширина пластини між опорами (в реальній конструкції це відстань між стрінгерами). Наприклад, якщо панель товщиною 0,5 мм і шириною 150 мм виготовлена ​​з алюмінієвого сплаву, її модуль пружності дорівнює приблизно 70 000 МПа. Підставляючи ці значення формулу (3), отримаємо, що величина критичної напруги, при якому настає короблення обшивки, становить 2,8 МПа. Це значно менше межі плинності (280 МПа) та межі міцності (440 МПа) матеріалу. Матеріал монокока використовуватиметься неефективно, якщо короблення означає втрату здатності пластини витримувати навантаження. На щастя, це не так. Випробування, проведені Національним інститутом стандартів та технології США, показали, що навантаження, що діють на край панелі, можуть значно перевищувати величину критичного навантаження, що відповідає початку короблення, оскільки навантаження, що додається до панелі, майже повністю сприймається смужками матеріалу біля її країв. Загальна ширина цих смужок була названа Т. фон Карманом "ефективною шириною" пластини. Відповідно до його теорії, граничне навантаження, яке випробовується панеллю в момент її руйнування внаслідок виникнення плинності матеріалу поблизу затиснутих кромок, може бути обчислено за формулою

Тут P - сумарне навантаження, що діє на панель в момент руйнування, t - товщина панелі, E - модуль пружності і fтек - межа плинності матеріалу (напруга, при якому деформація починає збільшуватися без подальшого збільшення навантаження). Розрахунки за формулами (3) і (4) показують, що критичне навантаження, що викликає жолоблення, приблизно на порядок менше граничного навантаження, що викликає руйнування. Цей висновок необхідно враховувати під час проектування літака. Використання тонких пластин у закритому для короблення стані є однією з головних відмінних рис тонкостінних монококових конструкцій. Успіхи у створенні транспортних літаків, бомбардувальників та винищувачів під час Другої світової війни були б неможливі без розуміння того факту, що короблення тонкої пластини не спричиняє її руйнування. У більш консервативних галузях технічної механіки, таких як проектування мостів і будівель, короблення панелей не допускається. З іншого боку, тисячі літаків літають, і при цьому частина металевих пластин у їхніх конструкціях працює в умовах короблення більшу частину польотного часу. Правильно сконструйовані панелі, що зазнають жолоблення в польоті, стають абсолютно гладкими, як тільки літак здійснить посадку і зникнуть аеродинамічні навантаження, що діють на конструкцію в польоті.
Тонкостінна балка.Інший вид короблення відноситься до тонкостінної балки – важливого елемента авіаційних конструкцій. Концепція тонкостінної балки пояснюється рис. 10. При дії сили W на вільний кінець тонкостінної балки її верхній фланець буде піддаватися впливу зусиль, що розтягують, а нижній - впливу стискаючих зусиль. Величину сил, що діють на фланці, можна вирахувати з умови статичної рівноваги. Зрізує зусилля, створюване силою W, передається тонкою стінкою балки. Така тонка пластина втрачає стійкість і починає коробитися при досить невеликому навантаженні. У ньому утворюються діагональні складки, тобто. конфігурація її короблення істотно відрізняється від напівсферичних опуклостей, що з'являються при коробленні поверхні пластини внаслідок її стиснення.

Г.Вагнер розробив практичний метод розрахунку напруг у тонкостінній балці в умовах утворення складок на стінках і довів експериментально, що можна спроектувати тонкостінну балку, яка не руйнується при дії польотних навантажень, що у 100 разів перевищують навантаження, за яких починається викривлення тонкої стінки. Деформації залишаються пружними, і складки повністю зникають при знятті навантаження. Внаслідок вигину всієї конструкції під дією навантаження, показаної на рис. 10 верхній фланець балки розтягується, а нижній - стискається. З появою складок тонка стінка працює як сукупність великої кількості діагональних розчалок, які беруть на себе зрізувальні зусилля подібно до зовнішніх розчалків крила розчалкового моноплана (рис. 1). Призначення вертикальних стояків - зберегти відстань між фланцями балки. У 1930-х роках концепція тонкостінної балки стала повсюдно використовуватися в авіабудуванні при конструюванні тонкостінних монококов, зокрема, для лонжеронів крила зі стінками, що сприймають зрізуючі зусилля. Компонування конструктивних елементів у тонкостінних монококах. Ідеальний тонкостінний монококовий фюзеляж складається з тонких пластин, підкріплених більшим числом більш менш рівномірно розподілених стрінгерів і шпангоутів, як показано на рис. 8. Однак у самому фюзеляжі доводиться робити вирізи, в яких розміщуються ілюмінатори та двері на пасажирських літаках або гарматні турелі та люки для бомбометання на військових літаках. У разі великих отворів, як, наприклад, на важких літаках, призначених для перевезення повністю спорядженої гусеничної техніки, або на торпедоносцях, які несуть усередині фюзеляжу великі торпеди, концентрація напруги біля вирізів стає серйозною проблемою. Часто краї таких вирізів посилюють за допомогою міцних лонжеронів. На деяких літаках у фюзеляжах доводиться передбачати таку велику кількість вирізів, що конструктор воліє використовувати несучі властивості чотирьох головних лонжеронів і застосовує короткі стрінгери тільки як допоміжні силові елементи, оскільки силовий елемент, що розрізає, не здатний передавати навантаження. Внаслідок того, що навантаження впливають в основному на чотири головні елементи конструкції, такий тип фюзеляжу є фактично проміжним між каркасною конструкцією та посиленим монококом. Його можна розглядати як частково посилений монокок. Такі монококи частіше застосовують для крил, ніж для фюзеляжів, оскільки в крилах літака доводиться розміщувати елементи шасі, що забираються, баки з паливом, двигуни, закрилки, елерони, кулемети, гармати і численні другорядні деталі. Найбільш серйозні проблеми, зумовлені порушенням цілісності посиленої монококової конструкції, пов'язані з розміщенням шасі та паливних баків, тому що ці агрегати знаходяться поблизу кореневої частини крила, де конструкція має бути найбільш міцною. Крім того, на багатьох компонуваннях не допускається проходження крила крізь фюзеляж, оскільки цей простір необхідний для розміщення екіпажу, пасажирів або двигунів. Тому в конструкції крила застосовують два міцні лонжерони, як це робиться на моноплані з високорозташованим крилом. Простір між двома лонжеронами можна використовувати для розміщення вищезгаданих агрегатів та вузлів. На ділянках крила, що не мають прорізів, обшивка підкріплюється стрінгери, які сприяють додатковому збільшенню міцності крила. Тим не менш, основну частину навантаження беруть на себе два головні лонжерони. Чисто монококову конструкцію мають зовнішні консолі крила (рис. 11). Навантаження сприймаються обшивкою та поздовжніми силовими елементами консолі. Відмінність між вертикальною стінкою і лонжероном полягає в тому, що у стінки стикувальний елемент має ту ж форму, що й інші стрінгери, тоді як лонжерон кріпиться за допомогою масивніших фланців.

Концепція товстостінної монококової конструкції.У роки Другої світової війни швидкість досвідчених літаків стала наближатися до швидкості звуку, і тонкостінні монококові конструкції перестали задовольняти вимогам, що зросли. Однією з чинників, сприяли підвищенню швидкостей польоту, стало створення т.зв. ламінарних профілів крила, які мали дуже низький опір. Однак переваги ламінарних крил могли бути реалізовані тільки за умови точного дотримання необхідної форми поверхні крила, і найменші порушення гладкості поверхні (заклепки, що виступають, або поглиблення для потайних заклепок) зводили до нуля всі переваги ламінарного профілю. З цієї причини тонкостінні посилені монококи виявилися непридатними для створення крила з ламінарним обтіканням для високошвидкісних літаків. Іншим фактором, що вимагає точного дотримання форми крила та фюзеляжу високошвидкісних літаків, є нестійкість трансзвукового потоку. У трансзвукових течіях дуже невеликі зміни форми обтічної поверхні можуть викликати повну зміну картини обтікання та появу стрибків ущільнення, які призводять до різкого зростання сили опору. Оскільки витримати потрібну форму поверхні, що виготовляється з тонких пластин, дуже важко, довелося піти на збільшення товщини обшивки авіаційних конструкцій. Ще однією основою збільшення товщини обшивки була недостатня величина будівельної висоти (відстань h на рис. 6) конструкції крила літака. Профілі крила, що розраховані на високі швидкості польоту, повинні бути дуже тонкими (максимальна відносна товщина крил для надзвукових літаків і ракет зазвичай становить менше 10% хорди). Навантаження, що діють на нижню та верхню поверхні такого крила, дуже великі, і їх може витримати лише товста обшивка.
Сендвіч концепції.Першою товстостінною конструкцією, що використовувала концепцію сендвіча (багатошарова конструкція), була обшивка на винищувачі "Хевілленд Москіто". У цій конструкції простір між двома тонкими міцними обшивками (несучими шарами) заповнений значно легшим матеріалом; така складова панель здатна витримувати більш значні згинальні навантаження, ніж дві несучі обшивки без заповнювача, з'єднані разом. Крім того, ця багатошарова конструкція залишається легкою, оскільки заповнювач має невелику щільність. Як приклад легкої багатошарової конструкції, що має підвищену міцність, можна привести пакувальний картон, в якому між двома зовнішніми листами картону знаходиться гофрований паперовий прошарок. Багатошаровий картон має більшу жорсткість на вигин і міцність, ніж лист картону, відповідний йому за вагою. Важливим фактором, що перешкоджає жолобленню поверхні, є здатність панелі витримувати згинальні навантаження. Товстостінні багатошарові обшивки, що мають підвищену жорсткість на вигин, не допускають короблення поверхні при звичайних льотних ситуаціях і сприяють збереженню гладкої форми поверхні крила і фюзеляжу. Несучі шари з'єднуються із шаром із заповнювача за допомогою клею. Клепка не використовується, і це забезпечує гладкість поверхні. Методи виробництва багатошарових конструкцій. Для елементів багатошарових конструкцій складної форми використовують кілька методів. Один із них пояснюється на рис. 12. Виготовляють прес-форму, що точно відтворює потрібну форму багатошарового елемента. Шари багатошарової конструкції змащують синтетичним клеєм та поміщають у прес-форму. Обшивка багатошарової конструкції накривається оболонкою з герметичного матеріалу, наприклад, з міцної гуми, і прес-форма щільно закривається кришкою. Всередину оболонки під тиском нагнітають гарячу пару, і під дією високої температури та рівномірного тиску пара клей твердне і надійно з'єднує несучі шари з наповнювачем. Така формувальна технологія може використовуватися виготовлення конструктивних елементів складної форми з викривленими стінками змінної товщини.

Під час Другої світової війни синтетичні клеї та технологія склеювання шарових конструкцій знайшли широке застосування в авіаційній промисловості. Ця технологія забезпечувала міцне поєднання таких різнорідних матеріалів, як деревина та метали, та дозволила налагодити дешеве виробництво обшивок з гладкими поверхнями.
Руйнування багатошарової конструкції.Як і у випадках каркасних конструкцій та тонкостінних монококів, руйнування багатошарової конструкції починається на тій стороні, яка піддається стиску. Через велику товщину багатошарової панелі стискаюче зусилля, що викликає втрату стійкості і жолоблення, істотно перевищує значення, при якому на поверхні тонкостінних посилених монококов вперше з'являються ознаки короблення. Відношення цих величин може досягати 20 або навіть 50. Слід, однак, пам'ятати, що тонкостінні монококи можуть працювати при навантаженнях, що набагато перевищують критичне навантаження початку короблення, тоді як короблення поверхні багатошарової обшивки завжди викликає руйнування останньої. Критичне навантаження, що викликає втрату стійкості багатошарової обшивки, можна оцінити, використовуючи методи розрахунку однорідних пластин та одношарових оболонок. Однак порівняно невеликий опір зрізу матеріалу легкого заповнювача помітно зменшує величину критичної напруги, і цим ефектом не можна нехтувати. Втрата стійкості багатошарової конструкції зазвичай призводить до жолоблення або утворення складок на поверхні тонких несучих оболонок. На рис. 13 показані два види нестійкості: симетричне спучування та перекіс. Симетричне спучування виникає у разі великої товщини шару із заповнювачем, а перекіс - у разі невеликої товщини такого шару.

Критична напруга, що викликає втрату стійкості багатошарової конструкції, що супроводжується появою обох форм жолоблення поверхні, можна визначити за формулою

Де fкр – критичне значення напруги для несучих шарів, Ef – модуль пружності матеріалу несучого шару, Ec – модуль пружності матеріалу заповнювача, Gc – модуль зсуву матеріалу заповнювача. Як приклад розглянемо багатошарову конструкцію з несучими шарами з алюмінієвого сплаву та пористим заповнювачем з ацетилцелюлозного волокна. Модуль пружності алюмінієвого сплаву становить приблизно 70 000 МПа, а матеріалу заповнювача він дорівнює 28 МПа. Модуль зсуву для матеріалу заповнювача дорівнює 14 МПа. Підставляючи ці значення формулу (5), знайдемо, що критичне значення напруги для короблення дорівнює 150 МПа. Зазначимо, що співвідношення (5) не входять геометричні характеристики панелі. Отже, критичне напруження залежить від товщин несучих шарів і шару із заповнювачем. Єдиною можливістю підвищити несучу здатність конструкції по відношенню до жолоблення є використання заповнювача з кращими механічними властивостями.
Інші типи товстостінних оболонок.Після Другої світової війни були розроблені та впроваджені у виробництво різні модифікації описаної вище початкової багатошарової конструкції. На рис. 14 показана стільникова конструкція. У ній проміжним шаром служить стільниковий (комірчастий) заповнювач. На рис. 15 показаний інший тип багатошарової конструкції, у якій заповнювачем є гофрований алюміній. Ця конструкція, подібна до пакувального картону, характеризується високою жорсткістю та стійкістю, проте гофровану стрічку не слід з'єднувати з несучими оболонками за допомогою заклепок.

В інших конструкціях обшивка та шар, що посилює її жорсткість, вальцуються, і їм надається форма перерізу крила або фюзеляжу. Нарешті, для сильно навантажених тонких крил було налагоджено виробництво обшивок змінної товщини з міцного алюмінієвого сплаву з максимальними товщинами близько 19 мм. Такі міцні обшивки дозволяють виготовити крило, яке зберігає свою форму навіть без нервюр тільки за рахунок жорсткості самої обшивки, посиленої трьома або чотирма стінками, що спираються на лонжерони, що працюють на зріз.
СВЕРХЗВУКОВІ ЛІТАКИ, КОСМІЧНІ ЛІТАЛЬНІ АПАРАТИ І БАЛІСТИЧНІ РАКЕТИ
Розвиток авіаційно-космічної техніки характеризується стійкою тенденцією зростання тягоозброєності (тягоозброєністю називається відношення тяги силової установки літального апарату до його ваги). Для літаків вертикального зльоту та посадки ця величина перевищує одиницю. Двигуна установка балістичної ракети повинна створювати тягу, що набагато перевищує вагу ракети, щоб підняти її зі стартового столу, прискорити та вивести на потрібну траєкторію. Безперервне зростання тягоозброєності та швидкостей польоту призвело до появи літальних апаратів, які все меншою мірою залежать від аеродинамічних сил, створюваних крилом. Розміри крил стали зменшуватися (на балістичних ракетах взагалі відсутні). Однак плануючі літальні апарати, що запускаються в космічний простір за допомогою стартових прискорювачів, повинні мати крила для повернення на землю. Крила та стабілізатори для надзвукових літальних апаратів менші, ніж у дозвукових літальних апаратів, не тільки за площею; вони також тонші і мають менше подовження. Крила та поверхні хвостового оперення надзвукових літальних апаратів мають стрілоподібну або трикутну форму. Товщина обшивки таких крил набагато більша, ніж у крил дозвукових літальних апаратів.
Приклади тонкостінних оболонок.Зниження ваги є першочерговим завданням проектування космічного літального апарату. Багато досягнень у галузі створення тонкостінних оболонок зобов'язані своїм походженням на цю вимогу. Типовими прикладами такої конструкції є рідинна ракета-носій "Атлас" та конструкція твердопаливної ракети. Для "Атласу" була створена спеціальна монококова оболонка з наддувом. Ракета з двигуном на твердому паливі виходить за допомогою намотування на оправку, що має форму твердопаливного заряду, скляної нитки та просочення намотаного шару спеціальною смолою, що затверджується після вулканізації. За такої технології виходить одночасно і несуча оболонка літального апарату, і ракетний двигун із соплом. Були спроектовані космічні апарати, що повертаються, з оболонкою конічної форми, яка покривалася шаром теплозахисного матеріалу, схильного абляції при високих температурах (концепція охолодження за допомогою покриття, що відноситься). Внаслідок дещо сил гравітації в космосі та на Місяці були створені унікальні конструкції. Наприклад, оболонка місячного модуля містить панелі, які не коробляться на Місяці, але стали б жолобитися від власної ваги на Землі.
Див. такожКОСМОСУ ДОСЛІДЖЕННЯ ТА ВИКОРИСТАННЯ ; РАКЕТУ.
Аерокосмічні матеріали
Багато матеріалів втрачають свою міцність за високих температур, які виникають у надзвуковому польоті. Тому для аерокосмічних літальних апаратів особливий інтерес становлять легкі жароміцні матеріали. До кінця 1950-х років основними авіаційними матеріалами для літальних апаратів, що рухаються з числами Маха не більше двох (число Маха – це відношення швидкості польоту до швидкості звуку), були алюмінієві сплави та сталі. Титан став економічно доступним на початку 1960-х років, і його сплави використовували в конструкціях літальних апаратів з числом Маха до 3. Створено металеві суперсплави та порошкові матеріали, які отримують спіканням порошків карбіду кремнію або літію з алюмінієм або титаном. Створено також композиційні матеріали, в яких пластикова (полімерна) основа армується скляними, кевларовими або вуглецевими нитками. Композиційні матеріали широко використовуються в літакобудуванні та космічній техніці через їх хороші вагові та механічні характеристики, що дозволяють створити легкі та міцні конструкції, що працюють і при підвищених температурах.
Див. такожСПЛАВИ; ПЛАСТМАСИ.
Аерокосмічна конструкція
Транспортні літаки та винищувачі.Типове компонування сучасного транспортного літака складається з посиленого монококового фюзеляжу з дволонжеронними крилами та дволонжеронними елементами хвостового оперення. У конструкціях літаків використовуються переважно алюмінієві сплави, проте для окремих елементів конструкції застосовуються й інші матеріали. Так, сильно навантажені кореневі частини крила можуть бути виготовлені з титанового сплаву, а рульові поверхні - з композиційного матеріалу з поліамідними або скляними нитками. У хвостовому оперенні деяких літаків застосовують графіто-епоксидні матеріали. У конструкції сучасного літака-винищувача втілені останні досягнення в галузі авіабудування. На рис. 16 показана конструкція типового літака-винищувача з багатолонжеронним трикутним крилом і посиленим монококовим фюзеляжем. Окремі елементи крила та хвостового оперення цього літака виконані з композиційних матеріалів.

Рис. 16. F-15С "ІГЛ" фірми "Макдоннелл - Дуглас" - винищувач, що перебуває на озброєнні ВПС США та їх союзників. Має два форсовані турбореактивні двоконтурні двигуни фірми "Пратт - Уітні" і розвиває максимальну швидкість, що відповідає М = 2,5. Його озброєння складається з гармати калібру 20 мм, керованих ракет класу "повітря - повітря" та некерованих авіаційних ракет. Дальність польоту із використанням підвісних паливних баків 5470 км. 1 - склопластиковий обтічник антени станції радіолокації; 2 – доплерівська радіолокаційна станція; 3 - радіоантена та антена радіолокаційної станції; 4 - перебирання; 5 – відсік радіоелектронної апаратури; 6 - приймач покажчика швидкості; 7 – ліхтар кабіни льотчика; 8 – лобове скло; 9 – крісло пілота; 10 – пілотажно-проекційний індикатор; 11 – приладова дошка; 12 – ручка управління; 13 - педалі керма напрямку; 14 – бічний пульт управління; 15 – бортові вогні; 16 – нижні відсіки обладнання; 17 – засоби протиелектронного захисту; 18 - витяг ліхтаря кабіни; 19 – кондиціонер; 20 - шасі; 21 - повітрозабірник двигуна; 22 - гідропідсилювачі; 23 - гармата "Вулкан" калібру 20 мм та боєзапас; 24 - керована ракета "Сперроу" класу "повітря - повітря"; 25 - повітряне гальмо; 26 – паливні баки; 27 - канал повітрозабірника; 28 - штуцер системи дозаправки паливом повітря; 29 - система трубопроводів подачі палива; 30 - обтічники; 31 - елерони; 32 - закрилки; 33 – лонжерони; 34 - штирьові з'єднання; 35 – нервюри крила; 36 - панелі обшивки крила зі стрінгерами; 37 - стільникові конструкції; 38 - посадковий гак для захоплення троса аерофінішера; 39 - відсіки обладнання повітряної системи; 40 - турбореактивні двоконтурні двигуни; 41 - компресор; 42 - допоміжна силова установка (стартер); 43 – коробка передач; 44 - рами кріплення двигунів; 45 – форсажна камера згоряння; 46 - відсік двигуна з кільцевими шпангоутами та стрінгерами з титану; 47 - титанова обшивка; 48 - сопла форсажної камери; 49 - вузол кріплення стабілізатора; 50 – бороволоконні панелі обшивки; 51 - пілон для підвіски вантажу в консольній частині крила; 52 - пілон для підвіски вантажу в кореневій частині крила; 53 - бомбоутримувач; 54 – бомби; 55 - ракета "Сайдуїндер" класу "повітря - повітря"; 56 – підвісний паливний бак.

КК "Шаттл".Орбітальний космічний корабель "Шатл" здатний літати в атмосфері Землі з гіперзвуковими швидкостями. Крила апарату мають багатолонжеронний каркас; посилений монокок кабіни екіпажу, як і крила, виготовлений із алюмінієвого сплаву. Двері вантажного відсіку виготовлені з графіто-епоксидного композиційного матеріалу. Теплозахист апарату забезпечують кілька тисяч легких керамічних плиток, якими покривають частини поверхні, що піддаються впливу великих теплових потоків.
Див. такожКОСМІЧНІ ПОЛЬОТИ ПІЛОТУЮЧІ ; КОСМІЧНИЙ КОРАБЛЬ "ШАТТЛ". Космічні станції. Орбітальний космічний корабель передбачається використовуватиме монтажу довгострокових космічних станцій. Досвід, отриманий під час експлуатації російської орбітальної космічної станції " Світ " , використовується розробки міжнародної космічної станції " Фрідом " . Інженери-конструктори вирішують проблему виведення блоків та елементів конструкції довготривалої орбітальної станції з подальшим її збиранням у космосі.
Енциклопедія Кольєра Вікіпедія

Літальний апарат, що спирається в польоті на крила та рухається за допомогою силової установки. Літаки, керовані льотчиком (чи льотчиками), перевозять корисне навантаження, тобто. вантажі, пасажирів, озброєння чи спеціальне обладнання, таке, як … Енциклопедія Кольєра

Безмоторний літальний апарат важчий за повітря. Планер тримається в повітрі завдяки врівноваженню сили тяжкості, що діє вниз, підйомною силою, що створюється висхідними потоками повітря. Розрізняють два режими польоту планерів: ... Енциклопедія Кольєра

ПІДГРУПА IVB. СІМЕЙСТВО ТИТАНУ ТИТАН, ЦИРКОНІЙ, ГАФНІЙ До перехідних металів відносяться також елементи сімейства титану Ti, Zr і Hf, що відрізняються дивовижною схожістю властивостей. Останні два елементи (Zr і Hf) особливо близькі за властивостями. Енциклопедія Кольєра

We are using cookies for the best presentation of our site. Continuing to use this site, you agree with this. OK

Вступ

Вимоги до радіаційних екранів

Конструкції радіаційних екранів

1 Радіаційний екран інфрачервоної обсерваторії JWST

2 Радіаційний екран оптичної обсерваторії Gaia

3 Радіаційний екран TPF-C обсерваторії

Деякі види конструкцій підтримуючих структур радіаційних екранів

Вступ

Рефлектори сучасних космічних обсерваторій охолоджуються до кріогенних температур зниження рівня внутрішніх шумів і підвищення чутливості приймальної апаратури. Охолодження може бути активним, за допомогою різних холодильних машин, так і пасивним, за допомогою створення перешкод освітленню приймальної апаратури прямим або відбитим сонячним випромінюванням. Можливе також комбіноване охолодження.

Завдання створення тіні, в якій працюють приймальні пристрої обсерваторій, вирішують радіаційні екрани - комплекс пристроїв і механізмів для зниження або значного послаблення інтенсивності прямої і відбитої сонячної радіації в області простору.

Радіаційні екрани, залежно від способу охолодження, виду зони, що екранується, кількості термоізолюючого шарів матеріалу, розкриття підрозділяються на різні види.

За способом охолодження:

· з неохолодним екраном,

· з активно-охолоджуваним екраном,

· з частково-охолодним екраном.

По вигляду області, що екранується:

· зі сферичною охолоджуваною зоною (космічний апарат повністю оточений екраном),

· з внутрішньою охолоджуваною зоною (захищається область усередині незамкнутої системи екранів),

· з охолодженням однієї сторони (захищається одна сторона космічного апарату).

За розкриттям:

· екран нерухомо закріплений на корпусі,

· екран виконаний таким, що розкривається з транспортного в робоче положення.

У цій роботі розглядаються конструкції сучасних або перспективних обсерваторій оптичного, інфрачервоного і радіодіапазону електромагнітних хвиль з неохолоджуваними, одно- і багатошаровими радіаційними екранами, що розкриваються, з внутрішньою охолоджуваною зоною. Так як габаритні розміри радіаційних екранів, що розглядаються, досягають десятків метрів, то це дозволяє віднести їх до великих космічних конструкцій.

1. Вимоги до радіаційних екранів

До радіаційних екранів, як до будь-яких пристроїв та механізмів космічних апаратів, пред'являються вимоги щодо зниження вартості розробки, виготовлення, випробування, виведення, експлуатації та утилізації, і, відповідно, пред'являються вимоги щодо зниження маси, габаритних розмірів у транспортному положенні та підвищення надійності роботи. Крім того, до радіаційних екранів, як до великих космічних конструкцій, можуть пред'являтися вимоги щодо забезпечення високих перших частот власних коливань. І, нарешті, до радіаційних екранів як до засобів пасивної термоізоляції пред'являються вимоги щодо забезпечення температурного режиму, форми та розмірів області, що охолоджується.

Задоволення цих суперечливих вимог провадиться за допомогою оптимального конструювання радіаційних екранів.

2. Конструкції радіаційних екранів

Радіаційні екрани, що розглядаються в цій роботі, складаються з наступних основних елементів:

· екранно-вакуумної теплоізоляції,

· підтримуючої структури, що розкривається,

· з'єднуючих пристроїв.

Теоретично можливі найрізноманітніші види виконання всіх трьох елементів, тому спочатку розглянемо конструкції радіаційних екранів сучасних і перспективних космічних обсерваторій, а потім деякі варіанти конструктивних виконань підтримуючої структури, що розкривається, як основного елемента, що забезпечує форму і розміри зони, що захищається, а також необхідні частоти власних кіл.

2.1 Радіаційний екран інфрачервоної обсерваторії JWST

Проект створення космічної інфрачервоної обсерваторії імені Джейма Вебба (JWST), що проводиться NASA, - один з найбільш опрацьованих в даний час. Обсерваторія готується до запуску у 2013 році. В даний час системи космічного апарату спроектовані, проводиться їх виготовлення та випробування. Серед інших виготовлений та випробовується технологічний зразок радіаційного екрану.

Радіаційний екран JWST є у плані неправильний шестикутник, що складається з п'яти шарів теплоізолюючого матеріалу (капрон, з напиленими шарами алюмінію і кремнію). Роль несучого каркаса виконують шість штанг, що розкладаються, і підтримують троси. Зовнішній вигляд обсерваторії показано малюнку 1.

1. Зовнішній вигляд космічного телескопа ім. Дж. Вебба.

· габаритні розміри 32.8 м х 14.2 м,

· п'ять шарів термоізолюючого матеріалу на основі капрону,

· перші п'ять власних частот коливань: 0.23 Гц, 0.32 Гц, 0.44 Гц та 0.54 Гц,

· температура апаратури в області, що захищається: менше 50К.

· зразкова маса: 200 кг.

Схема пристрою радіаційного екрану та його основні параметри показано на малюнку 2.

Малюнок 2. Конструкція та основні параметри радіаційного екрану космічного телескопа ім. Дж. Вебба.

1. Передні підтримуючі штанги (2 шт.); 2. Бічні підтримуючі штанги (2 шт.); 3. Задні підтримуючі штанги (2 шт.); шт.), 6. Первинна екранно-вакуумна теплоізоляція

Радіаційний екран розгортається в наступній послідовності:

Транспортне становище,

Розкриття первинної екранно-вакуумної теплоізоляції,

4. Розкриття задніх підтримуючих штанг,

6. Розкриття передніх підтримуючих штанг,

Розкриття кінцевих підтримуючих штанг та натяг підтримуючих штанг. Робоче становище радіаційного екрана.

Послідовність розгортання радіаційного екрана показано малюнку 3.

Рисунок 3. Послідовність розгортання радіаційного екрану

2.2 Радіаційний екран оптичної обсерваторії Gaia

Космічна обсерваторія Gaia, що віддається Європейським космічним агентством, зараз перебуває на етапі проектування та відпрацювання необхідних технологій. Так, у 2005 році було проведено успішне випробування розгортання макету радіаційного екрану.

Радіаційний екран Gaia є правильним дванадцятикутником діаметром 11 м. Шість секцій дванадцятикутника виконані несучими, що складаються з двох частин. Теплоізолюючим матеріалом екрану є капрон із алюмінієвим покриттям. Екран складається з двох шарів матеріалу, розділених проміжком 130 мм. Каркас однієї секції, що несе, - квадратна в плані пластина біля місця кріплення до корпусу космічного апарату і Х-подібна в плані підтримуюча конструкція.

Зовнішній вигляд обсерваторії показано малюнку 4.

Рисунок 4. Зовнішній вигляд обсерваторії Gaia

Основні параметри радіаційного екрану:

·діаметр 11м,

· два шари термоізолюючого матеріалу на основі капрону,

· перша частота власних коливань: не нижче 35 Гц,

· температура апаратури в області, що захищається: менше 150 К.

· зразкова маса: 70 кг.

Конструкція радіаційного екрана показана малюнку 5.

5. Радіаційний екран обсерваторії Gaia. Транспортне та робоче положення. Показано три секції з дванадцяти.

Квадратні секції, 2. Х-подібні підтримуючі конструкції,

Несучі панелі, 4. Непідкріплені шари теплоізоляції.

Панелі теплоізоляції починають розгортати одночасно. У робочому положенні панелі фіксуються упорами. Послідовність розгортання показано малюнку 6.

Малюнок 6. Послідовність розгортання радіаційного екрана Gaia обсерваторії.

2.3 Радіаційний екран TPF-C обсерваторії

Проект Terrestrial Planet Finder NASA передбачає створення обсерваторій для пошуку землеподібних планет. У ході проекту передбачається створити два види обсерваторій: TPF-C (коронограф) та TPF-I (інтерферометр). В даний час у стадії активного опрацювання знаходиться обсерваторія TPF-C. Серед інших систем розробляється система підтримки постійної температури дзеркал телескопа, що включає радіаційний екран.

Зовнішній вигляд обсерваторії показано малюнку 7.

7. Зовнішній вигляд обсерваторії TPF-C

Конструкція обсерваторії показано малюнку 8.

Малюнок 8. Конструкція обсерваторії TPF-C

Радіаційний екран TPF-C складається з шести шарів термоізолюючого матеріалу, що утворюють правильну усічену восьмигранну піраміду, всередині якої розміщено телескоп. Підтримуючою конструкцією є вісім штанг, що розсуваються, що утворюють грані піраміди.

У технічному описі проекту TPF-C сказано, що наукова апаратура обсерваторії буде працювати при кімнатній температурі, і тому радіаційний екран призначений в даному випадку кілька для забезпечення охолодження дзеркал і детекторів телескопа, скільки для вирівнювання температурного поля в області, що захищається, і забезпечення його стаціонарності. На жаль, у літературі немає докладної інформації про використовуваний термоізолюючий матеріал, розміри та масу радіаційного екрану.

4 Радіаційні екрани обсерваторій "Міліметрон" та WMAP

Російський проект "Міліметрон" передбачає створення обсерваторії міліметрового, субміліметрового та інфрачервоного діапазонів довжин хвиль з телескопом, що активно охолоджується, діаметром 12 м. Крім активного охолодження телескопа передбачається пасивне охолодження за допомогою двох радіаційних екранів.

Конструкція обсерваторії показано малюнку 9.

Малюнок 9. Конструкція обсерваторії проекту "Міліметрон"

Якоїсь інформації про конструкцію радіаційного екрану обсерваторії проекту "Міліметрон" у доступній літературі відсутня.

Космічний апарат WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe) було запущено у 2003 році з метою вивчення анізотропії реліктового випромінювання. Основною науковою апаратурою WMAP є двоканальний радіометр. Для зниження рівня перешкод приймачі радіометра захищаються радіаційним екраном. Зовнішній вигляд апарата показано малюнку 10.

10 . Зовнішній вигляд обсерваторії WMAP

Конструкція апарату показано малюнку 11.

Малюнок 11. Конструкція обсерваторії WMAP

Інформація про конструкцію радіаційного екрана обсерваторії WMAP у доступній літературі відсутня.

3. Деякі види конструкцій підтримуючих структур радіаційних екранів

Основним елементом радіаційного екрану, що забезпечує форму і розміри зони, що захищається, а також розкриття і необхідні частоти власних коливань, є підтримуюча структура.

У розділі 2 цього реферату описані конструкції структур, що підтримують, використані при проектуванні сучасних і перспективних космічних обсерваторій. Однак у літературі описані космічні конструкції, що розкриваються, які так само можливо використовувати як підтримуючі структури.

Як приклад розглянемо два види підтримуючих структур, що забезпечують поєднання високого коефіцієнта укладання (стосунки максимального розміру в робочому положенні до максимального розміру в транспортному положенні) та низької маси однієї одиниці площі: фермові та "згортання" (англ. furlable) конструкції.

3.1 Фермові конструкції

Одним із прикладів випускаються в Росії ферменних конструкцій, що розкладаються, є рефлектори ОКБ МЕІ серій ТКСА і КТВРМ.

Для кращих зразків забезпечується коефіцієнт укладання порядку 10 і маси 1 кв. м поверхні лише на рівні 1 кг.

Зовнішній вигляд рефлектора ТКСА-6 під час наземних випробувань показано малюнку 12.

Рисунок 12. Зовнішній вигляд рефлектора ТКСА-6

Принципова схема пристрою ферменної конструкції показана малюнку 13.

Рисунок 13. Принципова схема влаштування ферменної конструкції

3.2 Конструкції, що згортаються

Конструкції, що згортаються, отримали свою назву, тому що їх несучі елементи в транспортному положенні щільно згортаються, тісно прилягаючи один до одного. Принциповий пристрій одного з видів конструкції, що згортається, рефлектора космічного апарату ATS-6 показано на малюнку 14.

Рисунок 14. Принциповий пристрій рефлектора ATS-6

радіаційний екран оптичний обсерваторія

Рефлектор ATS-6 має діаметр 9.1 м, масу 60 кг, коефіцієнт укладання 4.6 та 1 кв. м поверхні має масу 0.92 кг. Зовнішній вигляд рефлектора ATS-6 у розгорнутому положенні показано малюнку 15.

Рисунок 15. Зовнішній вигляд рефлектора ATS-6 у розгорнутому положенні

Крім рефлектора ATS-6 розроблені інші види конструкцій, що згортаються, посилання на які дані в списку використаних джерел. На жаль, по цих конструкціях немає даних про масу, максимально можливі розміри та інші параметри.

Список використаних джерел

James Webb Space Telescope Site. http://jwst.gsfc.nasa.gov/about.html

James Webb Space Telescope Project. Mission Operations Concept Document2, 2004. http://docdb.fnal.gov/CMS/DocDB/0004/000498/001/Mission_Ops_Concept.pdf

JWST Project Status for the CAA, May 2006. http://www7.nationalacademies.org/bpa/CAA_May2006_Presentations_Sabelhaus.pdf

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

Mechanisms for Gaia Deployable sunshield, E. Urgoiti, G. Migliorero, 11the ESMATS Symposium

GAIA: THE SATELLITE AND PAYLOAD, Oscar Pace, European Space Agency, ESA-ESTEC.C

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

Technology Plan for Terrestrial Planet Finder Coronagraph, JPL Publication 05-8, http://planetquest.jpl.nasa.gov/TPF/TPF-CTechPlan.pdf

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

Колесніков А.В.

ЛЕКЦІЇ ПО КУРСУ

«Випробування конструкцій та систем космічних апаратів»

(спеціальність 1307, 10-ий семестр)

2007 р.

Номер лекції	Розглянуті на лекції теми
	Основні етапи розробки КА. Мета, завдання та критерії ефективності експериментального відпрацювання КА. Класифікація випробувань КА.
	Чинники космічного польоту, що впливають на стан та працездатність конструкції, обладнання та приладів КА.
	Статичні та вібраційні випробування.
	Випробування на вплив інерційних та ударних навантажень.
	Газодинамічні випробування КА.
	Випробування вплив акустичних навантажень.
	Загальна характеристика теплового відпрацювання КА. Проблеми тепловакуумних випробувань КА.
	Методи експериментального моделювання космічного вакууму та радіаційних властивостей космічного простору.
	Відтворення в експериментальних установках впливу сонячного випромінювання та випромінювання планет на тепловий стан КА.
	Вакуумно-температурні випробування КА. Невакуумні випробування герметичних відсіків. Випробування рухових установок КА.
	Методичні питання відтворенням розрахункових теплових навантажень на випробуваний об'єкт під час проведення тепловакуумних, вакуумно-температурних, тепломіцних та електричних випробувань.
	Експериментальне дослідження теплового захисту КА.
	Випробування на вплив радіаційних факторів та магнітних полів. Електричні випробування.
	Передстартові випробування та підготовка до льотних випробувань КА.

Лекція №1

Тема лекції: Основні етапи розробки КА Мета, завдання та критерії ефективності експериментального відпрацювання КА. Класифікація випробувань КА.

Основні етапи розробки КА.

Процес створення виробів космічної техніки зазвичай складається з таких основних взаємозалежних етапів: 1) проектування; 2) разработка досвідчених зразків вироби, які можуть повною мірою відповідати штатному його варіанту з комплектації приладами, устаткуванням і навіть деякими системами; 3)наземне експериментальне відпрацювання окремих агрегатів, систем та апарату в цілому; 4) виробництво штатного виробу; 5) льотно-конструкторські випробування штатного виробу, якщо такі випробування доцільні та можливі з економічних та інших міркувань, обумовлених призначенням апарату та вартістю та особливістю встановленої на ньому наукової апаратури. Не розкриваючи повною мірою змісту перерахованих етапів створення КА, розглянемо лише основні закономірності, властиві цим етапам і відзначимо роль випробувань оптимізації параметрів систем створюваного КА.

Проектування є одним із початкових етапів створення КА. Безпосередній результат проектування – проект. Він повинен відображати загальний задум і план створення апарату, а також конкретні технічні рішення щодо його елементів, агрегатів, бортових систем. Проектування - складний творчий процес пошуку та знаходження рішень, що забезпечує створення технічного об'єкта, що задовольняє заданим вимогам. Витрати виконання власне проекту сумі загальних витрат за створення КА з урахуванням підготовки виробництва, виготовлення дослідних зразків та його експериментальної відпрацювання щодо невеликі. Однак безпомилкове проектування визначає можливість створення КА у встановлені терміни та з мінімальними сумарними витратами. Таке становище очевидно, оскільки важливі помилки проектування неможливо знайти виправлені ні у процесі виготовлення дослідних зразків КА, ні у процесі їх експериментальної відпрацювання без великих матеріальних витрат і суттєвого збільшення термінів створення апарату.

У процесі проектування можна назвати три етапу: розробка технічних вимог; ескізне проектування; технічне проектування;

На етапі розробки технічних вимог проводиться технічне та економічне обґрунтування доцільності розробки даного космічного апарату, призначеного для вирішення якихось актуальних завдань, а також формулюються та обґрунтовуються технічні вимоги до систем апарату, габаритних та вагових його характеристик. На цьому етапі визначаються також критерії ефективності систем апарату і критерії ефективності КА в цілому.

На етапі ескізного проектування, виходячи із сформульованих загальних вимог до КА та його систем, визначається його структура, технічні характеристики комплектуючих елементів та проводиться компонування систем апарату. Синтез КА на цьому етапі починається в умовах великої невизначеності і проводиться на основі спрощеної ідеалізованої математичної моделі, побудованої на основі досвіду, накопиченого при проектуванні аналогічних систем, та ерудиції фахівців, що беруть участь у проектуванні. На початкових стадіях цього етапу для аналізу впливу основних параметрів виробу, що розробляється, на його якісні показники застосовуються, як правило, наближені математичні моделі, навіть найчастіше локальні, складені для окремих частин КА. Визначені за допомогою таких моделей параметри системи є наближеними і вимагають подальшого уточнення на наступному етапі проектування.

На етапі технічного проектування розробляється технічна документація, необхідна виготовлення експериментальних зразків і макетів агрегатів, систем і КА загалом щодо їх експериментальної відпрацювання в лабораторних і стендових умовах.

Мета та завдання експериментального відпрацювання

Метою експериментального відпрацювання КА є доведення КА в цілому, а також комплектуючих блоків і агрегатів до стану, що повністю задовольняє вимогам технічного завдання.

Експериментальне відпрацювання, будучи природним продовженням проектування апарату, завершує процес створення КА. Однак вона є не тільки кінцевою ланкою, але й тісним чином переплітається з етапами проектування. При проектуванні кожного КА враховуються як теоретичні передумови, а й досвід створення інших КА, досвід їх відпрацювання, результати проведених у своїй досліджень. Однак цього досвіду часом виявляється недостатньо, особливо при проектуванні нових апаратів, що істотно відрізняються від попередніх і за обсягом і рівнем розв'язуваних завдань, і за вимогами, що висуваються до них, виконання яких далеко не завжди можливе за допомогою відомих, добре відпрацьованих схемних і конструктивних рішень. Виникає необхідність застосування нових матеріалів і конструкцій, принципово нових систем, які до моменту проектування даного КА практикою ще не перевірені, тому не можуть вважатися надійними. Експериментальне відпрацювання всіх цих конструктивних нововведень необхідно проводити одночасно з розробкою ескізного проекту, а в ряді випадків і зі значним випередженням, тому що в ескізний проект повинні вносити рішення тією чи іншою мірою апробовані розрахунком або експериментом. В історії розвитку ракетно-космічної техніки чимало (особливо на ранній стадії) прикладів, коли ігнорування такого підходу призводило до того, що спроектований та матеріалізований КА після проведених випробувань доводилося перепроектувати.

На початковому етапі розвитку ракетно-космічної техніки основне експериментальне відпрацювання КА відбувалося при льотно-конструкторських випробуваннях (ЛКІ). У наземних умовах автономно відпрацьовувалися лише складові КА компоненти (системи). При цьому для відпрацювання та доведення КА потрібно значне число пусків. У міру ускладнення КА, пов'язаному з розширенням і ускладненням розв'язуваних з їх допомогою завдань, різко підвищилася вартість самих КА і проведення кожного його пуску, у зв'язку з чим змінилася стратегія експериментального відпрацювання КА, яка зараз орієнтується на поодинокі пуски при ЛКІ або відмови від ЛКІ у разі апаратів, оснащених дорогою науковою апаратурою, наприклад, телескопами, або апаратів, призначених для дослідження далеких планет сонячної системи або космічних зондів. Сучасна стратегія експериментального відпрацювання ґрунтується переважно на наземному відпрацюванні систем та частин КА за максимально повної імітації (у межах можливостей імітаційних засобів) штатних умов експлуатації апарату. Вважається за доцільне все, що можна, повинно перевірятися в наземних умовах. Прикладом такого підходу до експериментального відпрацювання може бути відпрацювання КА «Аполлон», при створенні якого значне, якщо не більшість асигнувань на реалізацію програми висадки на Місяць була спрямована на створення наземної експериментальної бази. В результаті близько
всіх конструктивних недоліків було виявлено при дослідницьких випробуваннях,
конструктивних недоліків виявили контрольно - технологічні (приймальні) випробування та лише
недоліків виявили передстартові та льотні випробування. Слід зазначити, що під дослідницькими випробуваннями розуміють випробування, проведені з метою визначення можливості створення конструкції та визначення здатності конструкції, що розробляється виконувати необхідні функції протягом заданого часу в діапазоні зовнішніх умов, які можуть мати місце в польоті або в умовах наземної підготовки до польоту. Об'єктами дослідних випробувань є макет дослідного зразка, дослідний зразок та промисловий зразок. Що стосується контрольно - технологічних (приймальних) випробувань, то вони є перевіркою штатного виробу на відсутність виробничих дефектів. Програма цих випробувань включає функціональні випробування та випробування окремих фрагментів виробу на вплив експлуатаційних умов перед їх монтажем, а також комплексні випробування систем та підсистем після монтажу.

Перелічимо основні завдання, які необхідно вирішити задля досягнення мети випробувань складної технічної системи.

Оцінка правильності основних конструктивних та схемних рішень, покладених в основу проекту КА, коригування їх у процесі відпрацювання.

Перевірка та відпрацювання функціонування агрегатів КА, окремих конструктивних вузлів та приладів в експлуатаційних умовах та відпрацювання їх взаємодії у загальній конструктивній схемі.

Визначення льотно-технічних характеристик КА у повному діапазоні умов його застосування.

Дослідження та у процесі відпрацювання усунення причин можливих несправностей, які можуть призвести до зриву програми польоту КА або його загибелі.

Відпрацювання технології експлуатації КА.

Критерії ефективності експериментального відпрацювання

При плануванні експериментального відпрацювання вирішується завдання пошуку оптимального варіанта цього відпрацювання. Як критерії оптимальності приймаються мінімальна вартість, мінімальні терміни та надійність відпрацювання.

Під вартістю розуміють вартість всіх робіт, пов'язаних з проведенням експериментів на всіх етапах, включаючи витрати на проектування, виготовлення та освоєння випробувального обладнання.

Мінімізація термінів експериментального відпрацювання є причиною скорочення термінів створення КА.

Поняття надійності як критерію оптимальності програми відпрацювання включає досить широкі вимоги. Це, насамперед, забезпечення заданої безвідмовності роботи всіх систем КА в штатних умовах експлуатації та в деяких можливих позаштатних ситуаціях. Це також необхідна достовірність та точність експериментального отримання основних параметрів системи, що підтверджують забезпечення досягнення мети, поставленої перед апаратом, що створюється.

Класифікація випробувань КА та його складових частин.

Як зазначається у підставах для класифікації можуть бути такі ознаки.

1)Призначення випробувань. І тут випробування діляться на дослідницькі, контрольні, порівняльні і определительные.

Дослідницькі (наукові) випробування проводяться вивчення певних параметрів властивостей об'єкта. Ці випробування необхідні встановлення якісних і кількісних співвідношень показників для раніше невідомих ситуацій, зіставлення і побудови нових гіпотез, теорій.

Контрольні випробування проводяться для встановлення відповідності характеристик об'єкта до заданих вимог.

Порівняльні випробування проводяться для порівняння властивостей аналогічних за призначенням або однакових об'єктів за ідентичних умов.

Визначальні випробування проводяться для визначення значень характеристик із заданими значеннями показників точності та достовірності.

2)Рівень об'єкту випробувань.За цією ознакою випробування поділяються на такі види: випробування матеріалів та елементів, випробування вузлів, приладів, агрегатів, пристроїв, підсистем, систем, випробування КА загалом.

3)Характеристики об'єкта, що визначаються. За цією ознакою випробування діляться на функціональні випробування, випробування на міцність, стійкість, випробування на надійність, безпеку, транспортабельність, граничні випробування, технологічні випробування.

4)Етапи розробки виробу. У цьому випадку випробування поділяються на довідкові, попередні, приймальні.

Довідкові випробування – це дослідницькі випробування, що проводяться при розробці виробу з метою оцінки впливу змін, що вносяться до досягнення заданих значень показників її якості.

Попередні випробування – контрольні випробування дослідних зразків з метою визначення можливості їхнього пред'явлення на приймальні випробування.

Приймальні випробування – контрольні випробування дослідних зразків з метою вирішення питання можливості допуску виробу до штатної експлуатації.

5)Умови та місце проведення випробувань. Випробування у разі поділяються такі види: лабораторні, з використанням предметно - математичних моделей, стендові, полігонні, експлуатаційні.

Лабораторні випробування – випробування, які у лабораторних умовах. Вочевидь, що об'єктами випробувань у лабораторних умовах може бути об'єкти нижчих рівнів - такі як матеріали, елементи, вузли, прилади.

Випробування з використанням моделей ґрунтуються на використанні предметно-математичних моделей, які конструюються з елементів іншої (порівняно з оригіналом) фізичної природи, але описуються такими самими математичними моделями, що й оригінал. Предметно – математичні моделі можна розділити на два види: моделі прямої та непрямої аналогії. Перші будуються з урахуванням безпосереднього зв'язку (аналогії) між величинами, властивими фізично різним явищам, але описуваними однаковими математичними моделями. Предметно - математичні моделі непрямої аналогії є аналоговими обчислювальними машинами.

Стендові випробування – це випробування об'єкта на випробувальному обладнанні, що є технічними пристроями, що імітують фізичні впливи, яким піддається КА в натурних умовах. Випробувальне обладнання (випробувальні стенди) може об'єднуватися за напрямками та утворювати, наприклад, комплекси механічних, теплових, електричних, кліматичних, хімічних, біологічних, магнітних, електромагнітних та радіаційних випробувань.

Полігонні випробування – випробування об'єкта, що проводяться на випробувальному полігоні.

Експлуатаційні випробування – випробування об'єкта за умов його штатної експлуатації.

Крім перелічених типів випробувань, класифікація яких здійснювалася за характерними ознаками, слід зазначити ще такі види випробувань, які стосуються складним об'єктам - до КА загалом чи його окремим фрагментам, системам: автономні випробування, комплексні випробування, випробування за умов імітації нештатних аварійних ситуацій.

Автономним випробуванням піддаються окремі складові складної технічної системи – у разі окремі частини чи системи КА.

Комплексні випробування проводять або для групи безпосередньо пов'язаних систем КА, або для всього КА з метою перевірки нормального функціонування систем КА після проведення монтажно-складальних робіт.

Лекції N2 та 3

Тема лекцій: Чинники космічного польоту, що впливають на стан та працездатність конструкції, обладнання та приладів КА.

Можна виділити наступні 4 характерні етапи експлуатації КА, що відрізняються особливостями фізичних факторів, у різних проявах діючих на конструкцію, системи, обладнання та прилади КА: 1) перебування в земних умовах, включаючи умови на стартовій позиції; 2) ділянку виведення КА на траєкторію польоту; 3) перебування КА у космосі; 4) гальмування та спуск КА або його частини (CA) в атмосфері планети.

Розглянемо ці етапи.

Перебування у земних умовах.

У земних умовах КА впливають кліматичні чинники. До них відносяться:

Підвищена та знижена температура навколишньої атмосфери, яка може змінюватися в межах від -65°С до +75°С;

Підвищена чи знижена вологість навколишньої атмосфери;

Атмосферний тиск та різкі зміни цього тиску (бароудар);

Дощ, град, роса, іній;

Атмосферний пил та пісок.

Слід зазначити, що загалом КА кліматичні чинники істотні лише КА багаторазового використання. Для звичайних КА, що виводяться в космос під обтічником, на всіх стадіях підготовки до запуску, включаючи і доставку на полігон у монтажно-випробувальний корпус, вживаються заходи щодо виключення впливу на них кліматичних факторів. Кліматичні випробування можуть проводитися лише для деяких агрегатів та приладів, виходячи з особливостей доставки їх до місць встановлення на виріб.

Ділянка виведення КА на траєкторію польоту

На ділянці виведення КА елементи конструкції, систем і устаткування КА діють інерційні навантаження, зумовлені прискоренням. Величини цих навантажень залежать від величини та напрямки перевантажень. Навантаження, що виникають на ділянці виведення, невеликі і не перевищують
. Однак інерційні навантаження для окремих елементів і навіть частин конструкції КА можуть бути значно вищими через вібрацію (загальні або місцеві прискорення коливального характеру). Основним джерелом вібрації є працюючі двигуни – маршеві та двигуни системи орієнтації. Вібрації окремих елементів можуть виникати також унаслідок пульсації компонентів палива у трубопроводах. Можуть бути інші причини вібрації. Вібрація може спричинити втомні руйнування елементів конструкції КА, механічних пошкоджень приладів та апаратури, порушення герметичності відсіків КА.

Елементи конструкції КА піддаються інтенсивному акустичному навантаженню. Акустична навантаження - це вплив що виникає під час роботи ракетних двигунів звукового (акустичного) поля на КА. Акустична енергія, що генерується реактивним струменем ракетного двигуна, характеризується частотним спектром, силою звуку, рівнем звукового тиску, тривалістю дії та деякими іншими параметрами.

На утворення акустичного поля витрачається до 1% кінетичної енергії струменя. Частотний спектр шуму двигуна, як правило, широкосмуговий і гладкий (так званий білий шум). Однак при деяких компоновках багатосоплових рухових установок або при взаємодії реактивних струменів з елементами пускового пристрою в гладкому спектрі шуму з'являються дискретні складові викиди на окремих частотах, інтенсивності яких іноді в 100 разів і більше перевищують рівень інтенсивності суцільного спектру. Для об'єкта найбільшу небезпеку становлять дискретні складові, які можуть призводити до його розгойдування і навіть руйнування, особливо при збігу частоти складової із власною частотою конструкції. Найбільш чутливі до акустичних навантажень апаратура та деякі елементи системи управління.

вібрацій, наприклад, від вібрацій сопла і трубопроводів, викликаних впливом на них коливань тиску в прикордонному шарі, безпосередніх вібрацій двигунів через незбалансованість елементів, що обертаються, роботи арматури і т. д. Однак ці джерела вібрації невеликі по амплітуді і мають високу частоту.

Перебування в космосі

Коротко охарактеризуємо основні фактори космічного середовища та їх прояв у стані конструкції, систем, обладнання та приладів КА.

1) Космічний вакуум

Основною особливістю космосу як фізичного середовища є надзвичайна розрідженість газоподібної матерії у ньому. Коли тиск газу значно нижчий за атмосферний, то такий його стан називається вакуумом. Кількісною характеристикою вакууму є абсолютний тиск. У вакуумної техніки тиск виявляється у одиницях, званих “торр”, ”мм. ртутного стовпа, "Паскаль" (Па). Торр відповідає тиску 1 мм. рт. ст. Тиск 760 мм. рт.ст. відповідає

або
., тому
.

Тиск у космосі змінюється у межах залежно від аналізованого простору. Згідно з астрономічними даними тиск газу в міжзоряному просторі (в основному атомарного водню) становить приблизно
. Міжпланетний простір заповнений газовими частинками переважно сонячного походження. Ці частинки ежектуються із сонячної корони, утворюючи потоки плазми - сонячний вітер, що складається, головним чином, з іонізованого водню та гелію. Умови міжпланетному просторі широко змінюються залежно від сонячної активності. Тиск у середньому змінюється від
до
.

Найбільший практичний інтерес представляють дані про стан розрідженого газу навколоземному просторі. Атмосфера Землі на висотах понад 100 км неоднорідна як щодо хімічного складу, і станом частинок. Так на висоті 100 км тиск газу становить приблизно
При цьому основні компоненти атмосфери -
. На висоті 200 км тиск становить
На висоті 300 км тиск газу вбирається у величину
, але в висоті 1000 км тиск становить величину порядку
.

Важливою характеристикою стану газу, що залежить від його тиску, температури та хімічного складу та визначальною характер та інтенсивність перебігу процесів перенесення, є середня довжина вільного пробігу молекули ( ). Оцінки , виконані за відомою з курсу загальної фізики формули Сюзерленда для повітря при тисках та температурах, що відповідають
і
, показали, що в першому випадку
, а у другому -
. Таким чином, при
Довжина вільного пробігу молекули перевищує характерні розміри КА. Ця обставина обумовлює здатність космічного простору поглинати в необмежених кількостях гази та пари, що виділяються з поверхні КА. Тобто особливістю масовтрат у космосі є те, що мало частинок, що відлітають з поверхні КА, повертаються назад. Ця особливість характеризується так званим коефіцієнтом повернення , Яким визначається відношенням кількості частинок, що повертаються на КА в одиницю часу, до частинок, що залишають його за той же час. У зазначається, що за

.

Тиск газу різні частини КА в космосі не однаково. На передні (по вектору швидкості) частини навколоземного КА (
) воно може на два порядки перевищувати статичний тиск у даному місці простору, а на задні частини може бути на кілька порядків нижче. Це є наслідком того, що швидкість КА може суттєво перевищувати швидкість теплового хаотичного руху частинок у космосі. Тому для різних частин КА може відрізнятися і коефіцієнт повернення .

Наявність упорядкованої швидкості руху газового середовища щодо КА призводить до кінетичного нагрівання передньої частини його поверхні за рахунок взаємодії з частинками газового потоку, що набігає. Частина кінетичної енергії частинок, пропорційна термічного коефіцієнта акомодації ( ) передається стінці як тепла. Крім того, виділення тепла на стінці відбувається і внаслідок можливих процесів рекомбінації дисоційованих молекул газу на порівняно холодній стінці. При вільному молекулярному режимі перебігу газу щільність теплового потоку
, що підводиться до елемента поверхні КА за рахунок зіткнення з частинками повітря можна визначити за допомогою простої формули:
, де - Щільність газу, - кут між площиною елемента КА та напрямком польоту, (
). Оцінки показують, що за

.

Щільність теплового потоку, що підводиться до поверхні КА при реалізації рекомбінації процесів дисоційованих молекул газу, як показують оцінки, приблизно на порядок менше
.

Таким чином, має місце нерівномірний динамічний та тепловий вплив розрідженої космічної газоподібної матерії на поверхню КА. При цьому для навколоземних апаратів безпосередній тепловий вплив газових частинок на деякі поверхні дуже істотний до висот.
. Цим впливом можна безперечно знехтувати лише за
. Але при цьому необхідно відзначити те, що розріджена газова матерія космосу вже починаючи з висот, що перевищують
не є скільки-небудь помітним теплопередавальним середовищем. Оцінки, проведені в свідчать про те, що на таких висотах конвективним теплопереносом і теплопровідністю газу можна знехтувати. Отже, теплообмін між поверхнями в космосі, що неконтактують один з одним, може здійснюватися в основному випромінюванням і в особливих випадках за рахунок таких масообмінних процесів як сублімація, випаровування, конденсація.

Космічний вакуум може викликати прискорену сублімацію (випаровування) поверхневих шарів матеріалів КА, що веде до зміни їх поверхневих властивостей, у тому числі до зміни радіаційно-оптичних характеристик. При цьому для металів вакуум не становить особливої ​​небезпеки, виключаючи метали з відносно високим тиском насиченої пари, такі як
і
. Так, наприклад, при температурі 120 С лист з кадмію товщиною 2
за рік може повністю випаруватися (при двосторонньому випаровуванні).

Більшість неметалевих матеріалів великою мірою схильні до змін у вакуумі, особливо матеріали, що мають легколеткі компоненти. Зміни посилюються одночасним (з вакуумом) впливом жорстких електромагнітних випромінювань та потоків заряджених частинок переважно сонячного походження. Особливо небезпечне випаровування у вакуумі для матеріалів, що мають цільове призначення, наприклад, для покриттів з певними оптичними властивостями, для мастил частин, що труться (випарювання мастила може призвести до холодного зварювання металів), для роботи оптичної апаратури (іноді вакуумне випаровування покриття оправи або бленди об'єктива до його помутніння через осадження продуктів випаровування).

У вакуумі в результаті видалення захисних газових, а також оксидних плівок може істотно збільшитися коефіцієнт тертя між поверхнями, що стикаються, а також може змінитися коефіцієнт термічної акомодації.
. Так коефіцієнт
гелію на чистій поверхні вольфраму на порядок менше
у разі поверхні того ж вольфраму, але покритої адсорбованими молекулами. Очищення поверхні КА від шару хемісорбованих або фізично сорбованих молекул відбувається після виходу в космос поступово під впливом зовнішніх умов, у тому числі під впливом частинок потоку газу, що набігає, кінетична енергія яких перевищує енергію зв'язку адсорбованих атомів і молекул.

Важливими є також такі явища, зумовлені космічним вакуумом: навантаження від перепадів тиску (всередині КА та зовні); витік що зберігаються на борту КА газів; розгін витікаючих і стравлюваних газів до граничних швидкостей; переохолодження поверхонь під час стравлювання кріогенних компонентів.

Навантаження від перепадів тиску в космосі досить значне. Будь-який абсолютний тиск у замкнутих обсягах - баках, у кабіні екіпажу, тощо. – є, власне, надлишковим. Тиск внутрішніх порожнин в такий спосіб навантажує конструкцію, що у результаті виливається витрати маси.

Витік газів у вакуумі відбувається не тільки через дрібні зазори в арматурі і ущільненнях, але і безпосередньо через стінки ємностей, що укладають їх. Так, наприклад, гелій, що має температуру 600 С та тиск 60
(
), проникає крізь стінку труби з нержавіючої сталі в навколишній простір, де підтримується тиск
, при товщині стінки труби
зі швидкістю
. Зауважимо, що
- Нормальний літр, тобто. 1 газу за нормальних умов. Витік водню за тих же умов більше приблизно
разів, а витік азоту приблизно втричі менше, ніж у водню. Таке порівняння ще означає, що гелій зберігається краще, ніж інші гази. Справа в тому, що атоми гелію мають дуже невеликий відносний розмір і внаслідок цього гелій активно витікає через найменші щілини. У водню розмір молекул більше, він не так інтенсивно витікає через щілини, але дуже сильно дифундує через стінки через свою хімічну активність. Гази, що витікають у вакуум, розганяються до великих швидкостей, тому породжують досить значні збурювальні сили, які необхідно компенсувати засобами орієнтації.

Переохолодження конструкції при стравлюванні криогенних рідких компонентів, особливо переохолодження штуцерів, що стравлюють і пористих поверхонь, відбувається з двох причин: по - перших, через відбір від цих елементів теплоти випаровування, по - друге, через розширення потоку газу, що стравлюється. Це розширення іноді супроводжується настільки інтенсивним відбором тепла, що в потоці можуть утворитися центри кристалізації парів стравлюваного компонента.

Вакуум може спричинити виникнення струмів витоку, розрядів, пробоїв, а також інших небажаних електрофізичних явищ під час експлуатації електронного та електротехнічного обладнання КА. Продукти випаровування можуть потрапляти на відносно холодніші ділянки неізольованих електричних ланцюгів і викликати появу струмів витоку, тим самим порушуючи режим роботи електронних схем.

2) Радіаційні властивості космічного простору

Характерною особливістю космосу є практична відсутність випромінювання на всіх напрямках, що знаходяться за межами тілесних кутів огляду Сонця та планет. За оцінками щільність потоку падаючого з космосу випромінювання на елемент поверхні, який через свою орієнтацію не піддається впливу випромінювання, що виходить від Сонця і планет, становить величину приблизно рівну
. Така щільність потоку випромінювання властива абсолютно чорному тілу з температурою
. Тому за характеристиці космічного простору використовують термін “холодний” космос.

В умовах космосу випромінювання, що випромінюється поверхнею КА, назад практично не повертається, навіть якщо це випромінювання випромінюється в бік планети, що знаходиться поблизу. Тобто космічний простір можна вважати ідеальним поглиначем, тому говорять про “чорноту” космічного простору.

3) Невагомість.

Невагомість – стан матеріального тіла, у якому діючі нього зовнішні сили не викликають взаємних тисків частинок друг на друга . Невагомість виникає при вільному русі тіл у полі лише одних гравітаційних сил.

Стан невагомості породжує низку проблем фізичного та біологічного характеру. Так, однією з фізичних проблем, що з'явилася при організації космічних польотів, - проблема працездатності і, зокрема, запуску рухових установок, що працюють на рідких, а особливо на кріогенних компонентах. Справа в тому, що в невагомості компоненти рідкого палива можуть займати довільне положення щодо забірника, а необхідною умовою запуску двигуна є наявність суцільності рідкого компонента на вході двигуна. Подібна проблема виникає у зв'язку з необхідністю поділу рідкої та газової фаз у ряді агрегатів системи життєзабезпечення та в паливних елементах.

Перехід у невагомість супроводжується зміною умов та механізму теплообміну за участю рідини та газу як теплопередаючого середовища. Не розглядаючи всіх аспектів впливу невагомості на фізичні процеси, що протікають у заповнених газом і рідиною відсіках та пристроях КА (вплив на гідродинаміку та гідростатику теплоносіїв, на процеси конденсації та випаровування), торкнемося лише найважливішого питання, пов'язаного з відсутністю природної (гравітаційної) конвекції у умовах космічного польоту, у той час як у наземних умовах гравітаційна конвекція найчастіше має місце і відіграє значну роль у передачі енергії через газове або рідинне середовище і, отже, у формуванні теплового режимуелементів об'єму чи відсіку, заповненого газом чи рідиною. Важливість питання обумовлена ​​тим, що результати наземних експериментальних досліджень теплового режиму КА через вплив природної конвекції можуть у ряді випадків істотно відрізнятися від теплового режиму, який матиме місце в штатних умовах експлуатації.

Велика група проблем, що виникають при невагомості, стосується її біологічного на живі організми і насамперед людини. У невагомості центральна нервова система людини та рецептори багатьох аналізаторних систем (вестибулярного апарату, м'язової системи, кровоносних судин та ін.) перебувають у незвичайних умовах функціонування. Тому невагомість розглядають як специфічний подразник, що діє організм людини протягом усього космічного польоту.

4) Електромагнітне та корпускулярне випромінювання Сонця.

Початок форми

Вважається, що основним джерелом сонячної енергії служить так звана протон - протонна ядерна реакція, коли з 4-х атомів водню утворюється один атом гелію. Ядерні реакції здійснюються в центральній надщільній та сильно нагрітій (приблизно
) частини Сонця, що тягнеться від центру до
його радіуса . У цій зоні електромагнітне випромінювання зароджується у формі - Квантів високих енергій. Ці Кванти поглинаються атомами тієї частини газу, яка розташована ближче до поверхні і де ядерні реакції через нижчі температури і тиск неможливі. У міру переміщення до поверхні в результаті багаторазового повторення процесів поглинання та випромінювання відбувається трансформація - квантів у кванти рентгенівського, ультрафіолетового, видимого та інфрачервоного випромінювання. Вважається, що це відбувається в так званій зоні променистої рівноваги.
). Від поверхні Сонця до зони променистої рівноваги тягнеться конвективна зона, в якій енергія переноситься конвекцією. Видима поверхня Сонця, звана фотосферою, випускає практично всю енергію електромагнітного випромінювання Сонця, що приходить до нас. Щільність потоку вихідного від фотосфери випромінювання становить приблизно
що відповідає радіаційній температурі
.

Над фотосферою розташована сонячна атмосфера, зовнішня частина якої, яка називається короною, складається з надзвичайно розрідженої плазми з температурою, близькою до мільйона градусів. Хоча загальне випромінювання корони приблизно в мільйон разів менше загального випромінювання Сонця, проте вона є джерелом інтенсивного жорсткого ультрафіолетового та рентгенівського випромінювання. Випромінювання фотосфери та атмосфери змінюється у часі через так звану сонячну активність.

На орбіті Землі щільність потоку випромінювання Сонця, що падає на майданчик, перпендикулярну напрямку Сонця (сонячна постійна ) змінюється через еліптичність земної орбіти в межах від 1350 до 1440
. Кутовий діаметр спостерігається із Землі Сонця становить приблизно
.

Залежність спектральної інтенсивності ( ) або спектральної щільності ( ) електромагнітного випромінювання Сонця від довжини хвилі випромінювання ( ) має дуже складний і мінливий характер, що залежить від комплексу різних явищ у фотосфері та атмосфері Сонця. На малюнку 1 у вигляді графіка представлена ​​залежність відносної величини спектральної густини потоку випромінювання Сонця від . Абсолютні поточні значення відносилися до максимального значення цієї величини, що має місце при
. На цьому ж малюнку у вигляді кривої пунктирної 2 зображена аналогічна залежність для абсолютно чорного тіла з температурою
, що дорівнює радіаційній температурі Сонця. Для другої кривої масштаб залежності відносної величини по осі ординат обраний виходячи з умови рівності інтегралів по для першої та другої кривої. Зіставляючи криві 1 і 2 можна зробити висновок, що видима (0,38 - 0,75)
та інфрачервоні частини спектрів Сонця та абсолютно чорного тіла відрізняються мало.

В
Ультрафіолетової області спектру спостерігаються суттєві відмінності. Незважаючи на те, що більша частина енергії електромагнітного випромінювання Сонця зосереджена в довгохвильовій частині спектра (
), короткохвильова його частина (
) заслуговує на особливу увагу, т.к. короткохвильова радіація (ультрафіолетове та рентгенівське випромінювання) є однією з причин, що викликають деградацію зовнішніх покриттів КА і, отже, зміна їх радіаційно-оптичних властивостей.

Слід зазначити, що сонячна активність практично не змінює ту область спектру, яка розташована правіше
. Істотно змінюється під час сонячних спалахів спектр рентгенівського випромінювання. Випромінювання стає жорсткішим, щільність фотонів з
зростає на два порядки. Загальна інтенсивність випромінювання з
зростає більш ніж удвічі.

Крім електромагнітного випромінювання Сонце постійно випромінює потоки заряджених частинок, що є головним чином іони водню, гелію, електрони. Ці потоки називаються “сонячним вітром”. Внаслідок взаємодії цих частинок з геомагнітним полем виникає ударна хвиля. За ударною хвилею відбувається захоплення заряджених частинок "сонячного вітру" магнітним полем Землі, що призводить до утворення зон захопленої радіації.

Потік сонячного випромінювання, що падає на поверхню КА і поглинається нею тією чи іншою мірою залежно від величини коефіцієнта - поглинальній здатності, може надавати на цю поверхню двояке вплив: безпосереднє теплове і непряме, що виявляється згодом у вигляді можливої ​​зміни радіаційно-оптичних характеристик поверхні. Зміна цих характеристик є результатом так званих радіаційних пошкоджень матеріалів, що відбуваються в основному внаслідок іонізації, електронних збуджень, зміщення атомів речовини, дисоціації хімічних зв'язків у молекулах при поглинанні фотонів великих енергій та взаємодії з високоенергетичними зарядженими частинками сонячного та галактичного походження.

5) Випромінювання, що виходить від планет

Виходить від планет електромагнітне (теплове) випромінювання можна умовно розділити на дві складові: відбите сонячне випромінювання і власне інфрачервоне випромінювання, джерелом якого планет земного типу переважно є поглинена сонячна радіація.

Щільність, кутовий розподіл інтенсивності та спектральний склад відбитого від планет сонячного випромінювання залежить від багатьох факторів: складу та фізичних характеристик атмосфери планети, якщо вона є, характеру підстилаючої поверхні та особливостей її макрорельєфу, від зенітного кута Сонця. Процес відображення дуже складний, особливо за наявності планети атмосфери. Так відбите випромінювання Землі формується внаслідок багаторазового зворотного розсіювання на молекулах повітря, краплях води у хмарах і частках аерозолю, і навіть рахунок відбиття від твердих і водних поверхонь. Для характеристики відбивної спроможності планети загалом, окремих ділянок її поверхні, а деяких випадках і окремих компонент відбиває системи використовується поняття альбедо, що характеризує частку відбитої радіації стосовно падаючої цю поверхню. Коли йдеться про відбивну здатність планети в цілому, то говорять про сферичний (глобальний) альбедо.
). Відбивна здатність ділянки поверхні планети характеризується локальним альбедо ( ).

Спектр відбитого від планет сонячного випромінювання в тій чи іншій мірі трансформується в результаті селективного поглинання випромінювання атмосферою планети, якщо вона є, і взаємодії випромінювання з поверхнею, що підстилає, яка є, як правило, не сірою.

Індикатриса відбиття, тобто. функція, що характеризує залежність відносної величини інтенсивності або спрямованої сили відбитого випромінювання від напрямку за різних значень зенітного кута Сонця дуже мінлива і за часом і за географічними координатами. Але в цілому, як свідчать розрахунки та спостереження, цю індикатрису із задовільною точністю можна вважати дифузною.

Механізм формування вихідного від планет власного випромінювання надзвичайно складний (особливо для Землі) і визначається процесами поглинання, випромінювання, відображення та розсіювання випромінювання, а й особливостям перебігу процесів складного теплообміну (променистого, конвективного та кондуктивного - у сукупності) у макросистемах, що включають елементи підстилаючої поверхні та атмосфери, якщо вона є. Значна невизначеність, мінливість локальних за координатами та часу випромінювальних характеристик системи підстилаюча поверхня – атмосфера спонукає використовувати при розрахунку та експериментальному моделюванні зовнішнього теплообміну КА спрощену модель власного інфрачервоного випромінювання Землі у космос. Модель, засновану на опосередковуванні по поверхні та за часом радіаційно-оптичних характеристик елементів випромінюючої системи. Осреднение засновано припущенні про рівність нулю теплового балансу планети. Передбачається, що поглинена Землею або Венерою сонячна радіація повністю перевипромінюється потім в інфрачервоній

області спектру деякої рівномірно нагрітої відповідно до поглиненої енергією ефективної сферичної поверхнею, що є зовнішньою межею оптично активного шару атмосфери. Відповідно до цього припущення напівсферична поверхнева щільність потоку власного випромінювання Землі та Венери визначається наступним простим співвідношенням:
. Якщо, наприклад, для Землі прийняти
, то
що відповідає радіаційній температурі поверхні
. У межах такої моделі передбачається дифузний характер випромінювання, тобто незалежність у межах напівсферичного тілесного кута інтенсивності власного випромінювання Землі від напрямку. Спектральний розподіл енергії власного випромінювання нашої планети, як і інших планет і астероїдів сонячної системи, приймається таким самим, як у абсолютно чорного тіла з температурою, що дорівнює радіаційній температурі планети.

6) Мікрометеорні потоки та власні виділення КА

У космічному просторі рухається велика кількість метеорів - твердих тіл від кількох десятків кілометрів до десятих часток мікрометра в поперечнику. Число метеорних тіл тим більше, чим менше їх маса
(приблизно назад пропорційно
). Метеори поділяються на два класи: метеорні потоки (рої) та спорадичні метеори, що не належать до метеорних потоків. Орбіти та параметри руху деяких метеорних роїв сонячної системи відомі. Зустріч із ними може прогнозуватися. Зі спорадичними потоками зустрічі випадкові. Пошкодження конструкції, наприклад, пробою оболонки гермоконтейнера, може відбуватися при зіткненні з метеорами масою
. Встановлено, що ймовірність зіткнення з такими метеорами, якщо вони відносяться до спорадичних класів, мала. Імовірність пробою при попаданні в метеорний рій зростає на порядок або навіть на кілька порядків. Частки масою менше
(метеорний пил) не становлять безпосередньої небезпеки для життєво важливих вузлів КА, але вони викликають поверхневу ерозію матеріалів, причому найінтенсивніша ерозія виникає при взаємодії з частинками масою
, Потік яких досить великий. В результаті ерозії поліровані та дзеркальні поверхні мутніють, набуваючи частково дифузних властивостей, відбивна здатність їх знижується, оптичні матеріали також мутніють, зменшується їх пропускна здатність.

У ряді випадків важливим фактором, що впливає на характеристики терморегулюючих покриттів та оптики, є власні виділення КА в результаті вакуумування, гасіння його конструктивних елементів, викиду продуктів горіння з реактивних керуючих двигунів, викидів робочих речовин різних клапанів бортових систем, випарних теплообмінників і т.п. Даний фактор проявляється в умовах низького тиску навколишнього середовища і призводить до забруднення поверхонь КА. Газоподібні речовини, що виділяються, розсіюючись в навколишньому просторі, можуть стикатися один з одним і частинками газу навколишнього середовища і знову потрапляти на поверхні КА і осаджуватися на них. Осадження найімовірніше на холодних поверхнях, особливо на тих, що мають кріогенні температури. Вплив забруднення поверхонь посилюється одночасним впливом жорсткого електромагнітного та ультрафіолетового впливу. Під впливом цього випромінювання, а також під впливом заряджених частинок сонячного походження в осілих продуктах відбуваються хімічні реакції, які перешкоджають випаровування частинок, що осіли, і призводять до зміни радіаційно-оптичних властивостей поверхонь КА.

Гальмування та спуск КА або його частини (CA) в атмосфері планет.

КА входить в атмосферу з великою початковою швидкістю. Аеродинамічні сили опору при зниженні уповільнюють КА і його швидкість зменшується до малого (дозвукового) значення. Залежно від властивостей атмосфери, що гальмують, на процес гальмування впливають ті чи інші характеристики КА, основні з яких є аеродинамічна якість і навантаження на лобову поверхню, тобто. маса КА, віднесена до площі його міделю. При спуску атмосфері Землі навантаження на лобову поверхню несуттєва, т.к. навіть КА з нульовою аеродинамічною якістю та з великим навантаженням на лобову поверхню гальмуються до малих дозвукових швидкостей. У розрідженій атмосфері Марса зі слабкими властивостями, що гальмують, тільки апарати з порівняно невеликими навантаженнями на мідель в змозі погасити початкову швидкість до дозвукових швидкостей. Інтенсивність гальмування атмосферою обмежується допустимим навантаженням для екіпажу, приладів або конструкції КА.

Характер траєкторії спуску в атмосфері в основному визначається аеродинамічними характеристиками КА, а також початковими умовами руху та параметрами атмосфери. Якщо КА не має підйомної сили, то він здійснює балістичний спуск. Вид балістичної траєкторії повністю визначається початковими умовами входу в щільну атмосферу і насамперед кутом входу. Балістичний спуск пов'язані з великими навантаженнями. Такий спуск застосовувався при перших польотах людини в космос. Якщо СА володіє навіть малою аеродинамічною якістю (
), то йому характерне істотне зменшення перевантажень проти балістичним спуском. Аеродинамічна якість може бути використана і при формуванні характеру розподілу часу зовнішнього теплового навантаження на поверхню СА, що відкриває принципову можливість здійснення мінімізації маси теплового захисту. Можливий плануючий спуск, характерною особливістю якого є управління траєкторією руху шляхом використання аеродинамічної підйомної сили.

Незалежно від того, який спосіб спуску реалізується при вході СА в щільні шари атмосфери, перед ним утворюється ударна хвиля, яка відходить від його поверхні, залишаючись на околиці лобової точки практично еквідистантної поверхні. Потік газу, що набігає на СА, проходячи через фронт ударної хвилі сповільнюється і різко змінює свої параметри: тиск, щільність, температуру, хімічний склад. Температура газу, його щільність зростають у десятки разів у порівнянні з температурою та щільністю незбуреного газового потоку. А тиск збільшується з сотні разів.

З фізичної точки зору миттєва стрибкоподібна зміна параметрів при переході через ударну хвилю слід розглядати лише як ідеалізовану схему швидкого процесу безперервної зміни стану. Майже вся кінетична енергія КА при гальмуванні витрачається на нагрівання повітря за ударною хвилею і лише невелика частина (що не перевищує 1%) у вигляді теплової енергії витрачається на нагрівання та віднесення теплозахисту. Щільність теплових потоків, що до поверхні КА, залежить від траєкторії спуску. При крутих траєкторіях підводяться потоки великої густини. На пологих траєкторіях, притаманних плануючого спуску, щільності теплових потоків менше, хоча сумарна теплова енергія, що підводиться до поверхні КА зростає внаслідок збільшення часу спуску.

Тема лекції: Статичні та вібраційні випробування

У процесі експлуатації (на стартовій позиції, на ділянці виведення, в умовах космічного польоту, при спуску в атмосфері Землі або при посадці на інші планети) КА піддається впливу зовнішніх механічних навантажень. Якщо розглядати вплив зовнішніх силових навантажень з погляду впливу їх на напружено - деформований стан частин конструкції КА і значення відповідних внутрішніх зусиль, що визначають силовий вплив частин конструкції між собою, то за характером розподілу всі навантаження можуть бути розділені на поверхневі та об'ємні (масові) . Поверхневі навантаження розподіляються на поверхні елементів конструкції та характеризуються тиском або значенням рівнодіючої сили. Масові навантаження розподіляються за обсягом елементів конструкції та пропорційні щільності їхнього матеріалу. Значення масових навантажень характеризуються коефіцієнтом навантаження. Основним джерелом масових (інерційних) навантажень окремих елементів і навіть частин конструкції КА є вібрація (загальні чи місцеві прискорення коливального характеру).

Всі зовнішні поверхневі навантаження поділяються на квазістатичні, що повільно змінюються за часом і звані статичними, і динамічні, що викликають пружні коливання конструкції КА. Ефект динамічної дії зовнішніх поверхневих сил (що виявляється у збудженні пружних коливань) залежить переважно від динамічних характеристик самого апарата. Тому зазвичай як критерій зазначеної класифікації зовнішніх навантажень вибирають період (або частоту) вільних пружних коливань конструкції в цілому або її частин і елементів. Якщо час зміни зовнішніх поверхневих навантажень велике порівняно з періодом вільних пружних коливань даної конструкції, то ці навантаження вважаються статичними або квазістатичними. Якщо час зміни зовнішніх поверхневих навантажень мало порівняно з періодом вільних пружних коливань – навантаження відносять до категорії динамічних. Таким чином, одна і та ж зовнішнє навантаженнядля одних конструкцій може вважатися квазістатичною, а для інших – динамічною.

Статичні випробування

Відомі способи відтворення поверхневих навантажень при статичних випробуваннях у більшості випадків засновані на заміні розподілених сил, що діють на конструкцію в натурних умовах, системою зосереджених елементарних сил. Такі сили передаються на оболонки конструкції за допомогою парусинових лямок з використанням важільних систем, кожна з яких може об'єднувати десятки елементарних зосереджених сил . Зусилля на важільні системи передаються від про навантажувачів Бувають вантажні, гвинтові навантажувачі, і навіть навантажувачі на пневмо- чи гидроцилиндрах. У тих випадках, коли об'єктом випробувань на одночасну дію силових та теплових навантажень є елементи теплового захисту КА, застосовую вакуумні системи – так звані вакуумні присоски, які дозволяють створити на поверхні конструкції розподілені навантаження, або силові системи з наддувом – гумові мішки.

Вібраційні випробування

Вібрація КА – коливальні рухи окремих елементів його конструкції. Основним джерелом вібрації є працюючі двигуни – маршеві та двигуни системи орієнтації. Вібрації окремих елементів можуть виникати також унаслідок пульсації компонентів палива у трубопроводах. Можуть бути інші причини вібрації. Вібрація може спричинити втомні руйнування елементів конструкції КА, механічних пошкоджень приладів та апаратури, порушення герметичності відсіків КА.

Мета та завдання вібраційних випробувань

Метою вібраційних випробувань є оцінка працездатності КА під час вібраційних навантажень.

Основними завданнями випробувань є:

Перевірка міцності конструкції КА при експериментально виявлених чи розрахункових вібраційних навантаженнях, визначення фактичних запасів міцності.

Визначення коефіцієнтів динамічності у вузлах кріплення комплектуючих агрегатів.

Визначення власних частот і форм коливань окремих елементів конструкції та КА загалом.

Визначення коефіцієнтів демпфування окремих агрегатів та КА загалом.

Оцінка працездатності комплектуючих агрегатів, включаючи функціонуючі агрегати та кінематичні вузли після впливу вібраційних навантажень.

Перевіряє вібростійкість комплектуючих агрегатів.

Визначення та оцінка характеристик КА у процесі та після впливу вібраційних прискорень, а також при динамічних збуреннях, створюваних функціонуванням бортової апаратури.

Визначення параметрів КА при імітації умов транспортування.

При вібровипробуваннях потрібно забезпечити:

Діапазон частот вібрації в контрольних точках об'єкта, що випробовується (нижчі - 0 - 2 Гц, високі - 500 - 2000 Гц);

Необхідну тривалість випробувань, яка обмежується випробувальним ресурсом виробу (від кількох десятків секунд до кількох годин);

Налаштування системи на заданий режим у встановлений час (5 – 30 с);

Точність відтворення та підтримання заданих спектральних характеристик у ході випробувань.

У ході випробувань за короткий час необхідно відтворити задані спектральні характеристики вібрацій у широкому діапазоні частот та з досить високою точністю. Вирішення цієї задачі для одновимірних і особливо для багатовимірних систем неможливе без застосування автоматизованих систем управління вібровипробуваннями.

Вимоги до випробуваного об'єкту.

До випробуваного виробу пред'являється низка вимог:

Виріб виготовляється за робочими кресленнями КА, з яким він має бути ідентично геометричним, механічним, електричним і т.д.;

Маса, центрування та моменти інерції
вироби повинні визначатися експериментально перед випробуваннями кожного конкретного КА;

Заміна окремих елементів виробу масогабаритними макетами допустима лише в тому випадку, якщо це не вплине на міцність та працездатність конструкції;

У необхідних випадках слід забезпечити герметичність випробуваних виробів;

Апаратура випробуваного виробу перевіряється на автономне та комплексне функціонування з вимірюванням основних параметрів;

Комплектуючі елементи та робочі речовини, що використовуються в механізмах та агрегатах КА, повинні точно відповідати кресленням, необґрунтовані заміни на стадії випробувань не допускаються;

Спеціальні вузли, що встановлюються на виробі для його кріплення або застосування навантаження, не повинні змінювати міцність та жорсткість конструкції, не повинні перешкоджати її деформаціям під час випробувань;

На виробі встановлюються перетворювачі, необхідні фіксації параметрів.

Теоретично можливо проводити випробування всієї конструкції КА, однак у більшості випадків випробування проводяться на окремих частинах та агрегатах виробу. Це зумовлено в основному трьома такими причинами: 1) Для різних частин та агрегатів КА розрахунковими є різні випадки навантаження. Тому, проводячи окремі випробування частин та агрегатів (поагрегатні випробування), можна перевірити міцність при розрахункових режимах навантаження більшості частин та агрегатів конструкції КА, використовуючи один екземпляр виробу. 2) Випробування апарату загалом пов'язані з великими технічними труднощами. 3) Повторний експеримент з апаратом може і не дати достовірної інформації про його міцність і жорсткість через залишкові деформації, що виникають при першому експерименті.

Випробування агрегату можна проводити як у системі апарату, і автономно. В останньому випадку агрегати повинні поставлятися на випробування разом з перехідниками, які покликані імітувати конструкцію, що замінюється ними.

C засоби проведення наземних вібраційних випробувань.

Вібраційні випробування КА та його окремих фрагментів здійснюється з допомогою спеціального устаткування. До складу цього обладнання входять:

Стенди, що імітують механічні дії;

Пристосування для кріплення КА або його елементів до випробувальних установок;

Прилади для вимірювання параметрів вібрації.

Вібростенди можна класифікувати за призначенням, виконанням, типом і напрямом створюваних коливань, кількістю компонентів і формою коливань, принципом роботи збудника, динамічною схемою та принципом порушення змінної сили в збуднику коливань.

Якщо класифікувати вібростенди за принципом порушення змінної сили в збуднику коливань (по виду енергетичного приводу), можна виділити такі типи вібростендів: механічні, електрогідравлічні, п'єзоелектричні, електромагнітні, резонансні, пневматичні, магнітострикційні, електродинамічні.

Механічні вібростенди.зазвичай виконуються з віброзбудниками наступного типу: відцентровими, ексцентриковими, кривошипно-шатунними, кулісними та маятниковими. На рис. 1 зображена запозичена зі cхема механічного вібростенда з ексцентриковим віброзбудником. На цьому малюнку - збудник із ексцентриковим приводом; - збудник із пружними елементами реактивної маси.

Стенд з ексцентриковим збудником підкуповує своєю простотою, але через сильну зношування підшипників стенди, виконані за такою схемою застосовуються для частот, що не перевищують 50 -
60.

А
плітка вібрації регулюється зміною ексцентриситета, частоту - зміною частоти обертання двигуна. Основною перевагою таких стендів є можливість отримання дуже низьких частот, незалежність амплітуди від частоти та економічність. Недоліком є ​​неможливість отримання високих частот та малих амплітуд (менше 0,1
) Для розвантаження підшипників застосовуються

ексцентрикові стенди, що включають пружні елементи та реактивну масу (див. ). Реактивна маса 2 служить для управління вібраційними силами, що діють на основу. Пружини 1 є основними. Через пружний елемент 5 здійснюється передача коливань ексцентрика 6 до платформи 3. Пружини 4 служать для зв'язку елементів вібростенду з основою. Зміною довжини робочих пружин регулюється амплітуда вібрації платформи. Основна перевага механічних вібростендів полягає в тому, що вони забезпечують з певною точністю сталість амплітуди вібрації при частотах до
Гц. Вантажопідйомність промислових стендів може досягати значень до 1000
. Усі механічні стенди – низькочастотні. Частота обмежена міцністю ланок передавального механізму. Справа в тому, що багатоланковий механізм таких стендів має велику кількість резонансних частот, що впливають на режим випробування об'єктів.

Електрогідравлічні вібростенди

Можна відзначити такі характерні риси електрогідравлічних вібростендів: можливість створення великих змінних сил (понад

) та проведення випробувань при частотах до 100
, а окремих випадках – при частотах до 500
; можливість отримання більших амплітуд переміщення при випробуваннях на низьких частотах.

Залежно від типу задає механізм розрізняють стенди:

З гідромеханічним збудженням;

З гідроелектромагнітним збудженням;

Cгідроелектродинамічним збудженням.

Найбільш досконалими є стенди з гідроелектродинамічним збудженням вібрації, в яких електродинамічний збудник надає руху золотнику або клапану системи управління, що змінює тиск в основній гідравлічній системі. Проте вплив складних динамічних процесів у рідині ускладнює отримання заданого закону коливань. Багатоступінчасте посилення дозволяє отримати на столі стенду сили до

. Верхня межа частотного діапазону обмежується динамічними властивостями рідини та становить 200 – 300
.

П'єзоелектричні вібростенди

Стенди з п'єзоелектричним збудженням вібрації призначені в основному для випробування точних приладів, коли необхідна частота вібрації може перевищувати 10
амплітуда переміщення становить частки мікрометра, а величина збудливої ​​коливання сили не перевищує одиниць ньютона. Робота таких стендів заснована на здатності п'єзокристалу зазнавати деформації під дією прикладеної до нього електричної напруги. Зміна напрямку вектора напруженості зовнішнього електричного поля протилежне змінює деформацію стиснення на деформацію розтягування чи навпаки. Якщо напруженість електричного поля змінюватиметься за синусоїдальним законом, то й деформація також відбуватиметься за синусоїдальним законом. Частотний діапазон таких стендів становить 1 - 20
.

Електромагнітні вібростенди.

Робота такого стенду заснована на взаємодії електромагніту, встановленого на пружній підставі, з рухомою системою стенду, яка складається зі столу з випробуваним виробом та пружних елементів, що дозволяють налаштовувати на резонанс шляхом зміни їх довжини.

Вібростенди з електромагнітним збудженням мають такі особливості:

Випробування проводяться на фіксованих частотах 50 та 100
, але в окремих конструкціях стендів можливі випробування зі змінними частотами від 15 до 500
;

Можлива реалізація значних за величиною сил, що змушують (до
);

Можливе проведення випробувань на резонансних режимах з переналагодженням механічної частини стенду;

Практично відсутні магнітні поля у зоні розміщення випробуваного об'єкта;

Конструкція стенду та система управління відносно прості.

Пневматичні вібростенди- використовують енергію стисненого повітря від промислових пневмосистем із тиском

. Залежно від реалізованої конструкції стенду принципової схеми віброзбудника можливе отримання частот в діапазоні від 15
до 800
при широкому діапазоні зміни амплітуд та сил.

Резонансні (камертонні) вібростенди- використовують для отримання високих значень прискорень. Резонансні збудники коливань є балками або камертонами, коливання яких з резонансною частотою підтримуються спеціальним електромагнітним пристроєм. Кожен із камертонів має власні частоти. Одинакові об'єкти, що випробовуються, симетрично кріпляться на кінцях гілок камертону, які поміщаються в магнітне поле торцевої системи збудження.

Електродинамічні вібростенди- застосовуються у тих випадках, коли при вібраційних випробуваннях необхідно забезпечити такі умови:

великі амплітуди вимушальної сили;

широкий частотний діапазон;

відтворення вібрації різного типу (гармонічну, випадкову, за заданою програмою);

строгу спрямованість створюваної вібрації;

можливість зміни спрямування вібрації;

слабкі магнітні поля у зоні випробувань;

Мінімальний коефіцієнт нелінійних спотворень.

Типова схема електродинамічного вібраційного стенду представлена ​​рис. 2.

Принцип роботи електродинамічного збудника коливань простий і полягає в наступному: У корпусі електромагніту 3 міститься безкаркасна котушка підмагнічування 2. Корпус електромагніту 3 і кільце 7 складають магнітопровід вібратора. Через котушку підмагнічування пропускається постійний струм. Співвісно з нерухомо розташованим електромагнітом, що запитується постійним струмом, розташовується рухома котушка 8, що запитується змінним струмом від генератора, що задає. Рухлива котушка пов'язана зі штоком 6, що проходить через центральну порожню частину нерухомого електромагніту. На протилежному по відношенню до рухомої котушці кінці штока розміщується стіл 5 з об'єктом 4, що випробуваний. сили. Якщо по обмотці рухомої котушки пропускати синусоїдальний струм, то коливання столу вібратора матимуть синусоїдальну форму. Частота коливань столу визначається частотою струму рухомої котушці.

Тема лекції: Випробування на вплив інерційних та ударних навантажень

Інерційні навантаження на елементи конструкції та систем КА виникають при русі КА із прискоренням. Величини інерційних навантажень залежать від величини та напрямки перевантажень. Перевантаження виникають при виведенні КА на траєкторію польоту, при маневруванні, гальмуванні та посадці на Землю або інші небесні тіла. Навантаження, що виникають на ділянці виведення, невеликі і не перевищують
. Однак при балістичному гальмуванні КА в щільних шарах атмосфери, особливо у випадках, коли кут входу КА в атмосферу більший
, навантаження різко зростають і можуть досягати
.

При випробуваннях КА та їх систем інерційні навантаження моделюють таким чином, щоб вони досить точно відповідали навантаження в умовах штатної експлуатації КА. Однак повністю відтворити умови експлуатації КА на стендовому устаткуванні практично неможливо, хоча б через вплив на випробуваний об'єкт гравітаційних сил, напрям дії яких найчастіше не відповідає напрямку дії створюваного в стендових умовах навантаження.

Тому може йтися лише про більшу чи меншу міру наближення до реальних умов.

Як основні засоби випробувань використовуються відцентрові стенди. Для досягнення умов навантаження, що максимально наближаються до експлуатаційних, на відцентрових стендах використовуються такі способи: 1) зміна частоти обертання динамічної установки з об'єктом, що досліджується; 2) поворот досліджуваного об'єкта на динамічній установці; 3) лінійне переміщення об'єкта вздовж однієї або кількох просторових осей на динамічній установці.

На наведеному нижче малюнку 1 зображено схему відцентрового стенду.

Рис.1
Основними конструктивними елементами відцентрового стенду є електродвигун, редуктор 1, ротор 2, планшайба 3, каретка 4, платформа 5, об'єкт 6, що випробуваний. Планшайба обертається довкола вертикальної осі. Каретка може рухатися вздовж планшайби. Платформа має сферичну опору з кареткою, що дозволяє їй обертатися щодо довільної осі, що проходить через центр опори. Завдяки цьому випробуваний об'єкт, встановлений на платформі, може обертатися навколо своєї поздовжньої осі.

Для імітації інерційних навантажень на відцентровому стенді необхідно знати закон зміни у часі навантаження, що впливає на КА під час експлуатації.

При відтворенні лінійних прискорень на відцентровому стенді визначальне значення має величина навантаження , градієнт навантаження , граничний імпульс навантаження
та міра інтегрального впливу
.

У процесі випробувань КА та їх елементів на відцентрових стендах відтворюються три основні види перевантажень:

Імпульсні;

Складні безперервні періодичні;

Неперіодичні ортогональні.

Випробування на вплив ударних навантажень

Основні характеристики ударного процесу та можливі наслідки впливу удару на конструкцію та стан КА.

Ударом називають механічний вплив матеріальних тіл, що призводить до кінцевої зміни швидкостей їх точок за нескінченно малий проміжок часу. Ударний рух - рух, що виникає в результаті одноразової взаємодії тіла (середовища) з аналізованої системою за умови, що найменший період власних коливань системи або її постійна часу можна порівняти або більше часу взаємодії.

При ударній взаємодії в точках визначають ударні прискорення, швидкість або переміщення. У сукупності такі дії та реакції називають ударними процесами. Механічні удари можуть бути одиночними, багаторазовими та комплексними. Одиночні та багаторазові ударні процеси можуть впливати на апарат у поздовжньому, поперечному та будь-якому проміжному напрямках. Комплексні ударні навантаження впливають на об'єкт у двох або трьох взаємно перпендикулярних площинах одночасно. Ударні навантаження на КА можуть бути як неперіодичними, і періодичними. Виникнення ударних навантажень пов'язані з різким зміною прискорення, швидкості чи напрями переміщення КА. Найчастіше в реальних умовах зустрічається складний одиночний ударний процес, що є поєднанням простого ударного імпульсу з накладеними коливаннями.

До основних характеристик ударного процесу належать:

Закони зміни у часі ударного прискорення
, швидкості
та переміщення
;

Тривалість дії ударного прискорення – величина інтервалу часу (
) від моменту появи до моменту зникнення ударного прискорення;

Тривалість фронту ударного прискорення - інтервал часу від моменту появи ударного прискорення до моменту, що відповідає його піковому значенню;

Коефіцієнт накладених коливань ударного прискорення - відношення повної суми абсолютних значень прирощень між суміжними та екстремальними значеннями ударного прискорення до його подвоєного пікового значення;

Імпульс ударного прискорення - інтеграл від ударного прискорення за час, що дорівнює тривалості його дії.

За формою кривої функціональної залежності параметрів руху ударні процеси поділяються на прості та складні. Прості процеси не містять високочастотних складових та їх характеристики апроксимуються простими аналітичними функціями. Клас функції визначається формою кривої, що апроксимує залежність прискорення від часу - напівсинусоїдальна, косінусоїдальна, прямокутна, трикутна, пмлоподібна, трапецеїдальна тощо.

Механічний удар супроводжується швидким виділенням енергії, внаслідок чого виникають місцеві пружні або пластичні деформації, збудження хвиль напруги та інші ефекти, що іноді призводять до порушення функціонування і до руйнування конструкції КА. Ударне навантаження, прикладене до КА, збуджує в ньому власні коливання, що швидко загасають. Значення навантаження при ударі, характер і швидкість розподілу напруг по конструкції визначаються силою та тривалістю удару та характером зміни прискорення. Удар, впливаючи на КА, може спричинити його механічне руйнування. Залежно від тривалості, складності ударного процесу його максимального прискорення при випробуваннях визначають ступінь жорсткості елементів конструкції КА. Простий удар може спричинити руйнування внаслідок виникнення сильних, хоч і короткочасних перенапруг у матеріалі. Складний удар може призвести до накопичення мікродеформацій втомного характеру. Так як конструкція КА має резонансні властивості, то навіть простий удар може викликати коливальну реакцію в її елементах, що також супроводжується втомними явищами.

Механічні навантаження викликають деформацію та поломку деталей, ослаблення з'єднань (зварних, різьбових, заклепувальних), переміщення механізмів та органів управління, внаслідок чого змінюється регулювання та налаштування приладів та з'являються інші несправності.

Випробування конструкцій та систем КА на вплив ударних навантажень

Загальне завдання випробувань КА на вплив ударних навантажень полягає у перевірці здатності КА та всіх його елементів виконувати свої функції у процесі ударного впливу та після нього. При цьому має на меті максимально наблизити результати випробувального удару до ефекту реального удару в натурних умовах експлуатації КА.

При відтворенні за умов наземного експерименту режимів ударного навантаження накладають обмеження форму імпульсу миттєвого прискорення як функції часу, і навіть на допустимі межі відхилень форми імпульсу. Справа в тому, що практично кожен ударний імпульс на лабораторному стенді супроводжується пульсацією, що є наслідком резонансних явищ в ударних установках та допоміжному обладнанні. Так як спектр ударного імпульсу в основному є характеристикою руйнівної дії удару, накладання навіть невеликої пульсації може зробити результати лабораторних вимірювань недостовірними.

Ударні стенди зазвичай складаються з наступних елементів: випробуваного об'єкта, закріпленого на платформі або контейнері разом з датчиком ударного навантаження; засоби розгону для повідомлення об'єкту необхідної швидкості; гальмівного пристрою; системи управління; реєструючої апаратури для записів досліджуваних параметрів об'єкта та закону зміни ударного навантаження; первинних перетворювачів; допоміжних приладів для регулювання режимів функціонування об'єкта; джерел живлення, необхідні роботи випробуваного об'єкта та реєструючої апаратури.

Найпростішим стендом для ударних випробувань є стенд, працюючий за принципом скидання закріпленого на каретці об'єкта з деякої висоти, тобто. який використовує для розгону сили земного тяжіння. При цьому форма ударного імпульсу визначається матеріалом і формою поверхонь, що сударяются. На таких стендах можна забезпечити прискорення до
. Стенд, що працює за принципом скидання об'єкта з певної висоти, є у науково-дослідній лабораторії кафедри 601 МАІ та називається науково-дослідним стендом кидкових випробувань. Ударні навантаження на таких стендах залежать від висоти падіння
, жорсткості елементів, що гальмують , сумарної маси столу та об'єкта випробувань
та характеризуються наступною залежністю:
. Підбираючи відповідним чином зазначені величини можна отримувати необхідні перевантаження.

Є випробувальні стенди, що використовують гідравлічний або пневматичний привід для розгону каретки з об'єктом, що випробуваний. Як розгінний пристрій можуть бути використані гумові амортизатори, пружини, а також лінійні асинхронні двигуни.

Можливості практично всіх ударних стендів визначаються конструкцією гальмівних пристроїв. Перерахуємо та коротко охарактеризуємо види цих пристроїв, використовуючи запозичений із рис.2.

Рис.2

1) Для отримання великих навантажень з малим фронтом їх наростання ( ) використовується удар випробуваного об'єкта із жорсткою плитою (рис. 2 ). Гальмування відбувається за рахунок виникнення пружних сил у зоні контакту при ударі.

2) Для отримання перевантажень у широкому діапазоні, від десятків до десятків тисяч одиниць, з часом наростання їх від десятків мікросекунд до кількох мілісекунд використовують деформовані елементи у вигляді пластини або прокладки, що лежить на жорсткому підставі. Матеріалами цих прокладок може бути сталь, латунь, мідь, свинець, гума тощо. (Рис. 2 )

3) Для забезпечення будь-якого заданого закону зміни навантаження та тривалості часу ударного прискорення (
) у невеликому діапазоні використовують деформовані елементи у вигляді наконечника, який встановлюється між плитою ударного стенду та випробуваним об'єктом (рис.2 ).

4) Для відтворення удару з відносно великим шляхом гальмування застосовують гальмівний пристрій, що складається з свинцевої, пластично деформованої плити, розташованої на жорсткій підставі стенда, і жорсткого наконечника відповідного профілю, що впроваджується в неї (рис.2). ), закріпленого на об'єкті чи платформі стенда. Такі гальмівні пристрої дозволяють отримати перевантаження в широкому діапазоні
з невеликим часом їх наростання, що сягає десятків мілісекунд.

5) Як гальмівний пристрій може бути використаний пружний елемент у вигляді ресори (рис.2. ), встановленій на рухомій частині ударного стенду. Такий вид гальмування забезпечує отримання відносно малих навантажень напівсинусоїдальної форми з тривалістю, що вимірюється мілісекундами.

6) Металева пластина, що пробивається, закріплена по контуру в підставі установки в поєднанні з жорстким наконечником платформи або контейнера, забезпечує отримання відносно малих перевантажень (мал. 2). ).

7) Деформовані елементи, встановлені на рухомій платформі стенду (рис. 2)
), у поєднанні з жорстким конічним уловлювачем забезпечують отримання тривалих перевантажень з часом наростання до десятків мілісекунд.

8) Гальмівний пристрій з деформованою шайбою (рис.2 ) дозволяє отримувати великі шляхи гальмування об'єкта (до 200 – 300 мм) при малих деформаціях шайби.

9) Пневматичний гальмівний пристрій рис.2 і дозволяє відтворити інтенсивні ударні імпульси різної форми. Крім того, цей пристрій є пристроєм багаторазової дії.

10) Широко застосовуються гідравлічні амортизатори. При ударі випробуваного об'єкта об амортизатор його шток занурюється в рідину. Рідина виштовхується через очко штока згідно із законом, який визначається профілем регулюючої голки. Змінюючи профіль голки, можна реалізувати різний вид закону гальмування.

На закінчення лекції слід зазначити, що ударні випробування можна проводити і на маломасштабних моделях об'єкта, керуючись розробки методики такого експерименту теорією подібності фізичних процесів.

Тема лекції: Газодинамічні випробування КА.

Газодинамічних випробувань піддаються маломасштабні моделі навколоземних КА багаторазового використання, а також маломасштабні моделі апаратів, що входять в атмосферу планети з високими швидкостями.

Завдання, що вирішуються при газодинамічних випробуваннях, та методичний підхід до їх вирішення.

При дослідженні газодинамічних процесів шляхом математичного чи фізичного моделювання вирішуються головним чином дві задачі: 1) Визначення силових навантажень, пов'язаних із розподілом сил аеродинамічного тиску та тертя вздовж зовнішньої поверхні КА та акустичним впливом. 2) Визначення газодинамічних характеристик обтікання, які є необхідною інформацією для розрахунку щільності конвективних та радіаційних теплових потоків до поверхні КА

Можливі два підходи до дослідження впливу потоку газу на випробуваний об'єкт:

Досліджуваний об'єкт розташовується нерухомо в експериментальній установці, а поверхню газу, що обтікається, повідомляється певна відносна швидкість.

Досліджуваному об'єкту повідомляється певна швидкість щодо нерухомого газового середовища.

Перший підхід реалізується в аеродинамічних трубах, в яких створюється газовий потік з необхідними параметрами, що обтікає тіло, що досліджується.

Другий підхід реалізується із застосуванням балістичних установок чи ракетних трас.

Як у першому, і у другому випадку випробування проводяться на маломасштабних моделях виробів, що пояснюється обмеженістю енергетичних можливостей випробувальних центрів. У зв'язку з цим моделювання умов обтікання об'єктів, що випробовуються, обробка та інтерпретація результатів випробувань на моделях ґрунтується на теорії подібності фізичних явищ. Фізична подоба газодинамічних процесів передбачає наявність геометричної, кінематичної та динамічної подібності. Геометрична подібність передбачає пропорційність подібних лінійних розмірів для моделі та натури. Кінематичне подібність припускає, що кінематичні характеристики подібних частинок подібних потоків, що обтікають геометрично подібні тіла, пропорційні, тобто. у пропорційні відрізки часу частки проходять подібні шляхи, а швидкості та прискорення у подібних точках пропорційні та орієнтація цих векторів у просторі однакова. Динамічна подоба передбачає, що сили, що діють у подібних точках, пропорційні за величиною та однаково орієнтовані.

Подібність називається повною, якщо у всьому просторі, що оточує модель і натуру, дотримується подібність картин обтікання в цілому. Якщо цієї умови не дотримується, то подібність називається неповною або частковою.

Якщо записати рівняння Навье - Стокса у безрозмірному вигляді, то для двох гідродинамічно подібних течій ці рівняння виявляться цілком ідентичними. Безрозмірні рівняння Навье - Стокса як коефіцієнтів (параметрів) містять такі безрозмірні комплекси, які з розмірних параметрів:
,,
,
, де
- відповідно характерний розмір, швидкість, тиск, щільність, динамічний коефіцієнт в'язкості, прискорення земного тяжіння, характерний час. Підрядковий індекс відноситься до параметрів незбуреного потоку газу. Перший безрозмірний комплекс називають у газовій динаміці числом Струхаля (Sh), другий – числом Фруда (Fr), третє – числом Ейлера (Eu), четверте – числом Рейнольдса (Re).

Очевидно, що для геометрично і кінематично подібних течій безрозмірні рівняння руху будуть однаковими в тому випадку, якщо кожен з цих комплексів має те саме значення для натурного об'єкта і моделі і якщо в подібних точках цих потоків відносні значення щільності і в'язкості однакові (
). Зазначені безрозмірні комплекси є, таким чином, критеріями динамічної подібності для геометрично та кінематично подібних систем.

У середовищі, що стискається критерій Ейлера (Eu) можна представити за допомогою відомого виразу для швидкості звуку
у вигляді Eu = ; це означає, що у разі газових течій з'являються два додаткові критерії подібності:

Число Пуассона
і число Маха
, значення яких при подібності до течій біля моделі та натури повинні бути однаковими
,
.

Засоби експериментального моделювання газодинамічних процесів

Аеродинамічні труби

Залежно від швидкості газового потоку в робочій частині аеродинамічні труби поділяються на такі види:

1) дозвукові (
);

2) навколозвукові та трансзвукові (
);

3) надзвукові (
);

4) гіперзвукові (
).

За конструктивними ознаками аеродинамічні труби можна поділити на два класи: труби незамкнутого типу; труби замкнутого типу

При випробуваннях КА або окремих фрагментів в аеродинамічних трубах можуть вирішуватися наступні завдання:

Дослідження впливу форми обтіканого потоком газу поверхні об'єкта на аеродинамічні характеристики цього об'єкта в залежності від швидкості потоку, що набігає, і в залежності від орієнтації об'єкта щодо вектора швидкості газу.

Вивчення динаміки польоту КА.

Вивчення впливу аеродинамічних сил на пружні властивості оболонки конструкції КА.

Фізичні дослідження, пов'язані з перебігом повітря у різних умовах (дослідження газодинамічної картини обтікання об'єкта надзвуковим потоком, дослідження характеристик прикордонного шару тощо).

У дозвукових трубах(див. рис. 1) повітря засмоктується в трубу вентилятором 7, що приводиться в обертання електродвигуном 8. Засмоктується в трубу повітря проходить спочатку через спрямовуючу решітку 1 і детурбулюючу сітку 2, стає плоскопаралельним, потім, пройшовши через форкамеру 3, надходить в , Розганяється і потрапляє в робочу частину 5 труби, де встановлена ​​випробувана модель. З робочої частини потік потрапляє в дифузор 6 і потім викидається в навколишній простір. У замкнутих аеродинамічних трубах потік, пройшовши робочу частину та дифузор, прямує у зворотний канал і через сопло знову повертається до робочої частини. Стисло зазначимо призначення згаданих частин аеродинамічної труби. Решітка, що спрямовує, набрана з тонких металевих пластин служить для формування паралельного потоку і руйнування великих вихорів. Детурбулізуючі сітки сприяють вирівнюванню швидкостей перерізу потоку і зменшення початкової турбулентності потоку в робочій частині труби. Форкамера служить для вирівнювання та заспокоєння потоку. Сопло служить для розгону потоку повітря від мінімальної на вході до розрахункової на виході робочу частину. Дозвукові сопла мають вигляд каналів, що звужуються. Робоча частина – це простір між соплом та дифузором. Тут встановлюється модель для випробування та розташовуються аеродинамічні ваги. Газовий потік у робочій частині труби повинен мати рівномірне поле швидкостей та тисків.

Навколозвукові трубив основному є потужними дозвуковими трубами замкнутого типу та постійної дії. Основна відмінність навколозвукових труб від трансзвукових полягає в конструкції стінок робочої частини: навколозвукові труби мають суцільні стінки, які перешкоджають розбіжності ліній струму біля моделі, тому поле течії спотворюється. У трансзвукових труб стінки робочої частини не суцільні, а мають щілини та перфорації, які послаблюють вплив стінок на форму ліній струму поблизу моделі, завдяки цьому в трансзвукових трубах можна отримувати режими обтікання з
із дозвуковим соплом.

Надзвукові трубипрацюють у діапазоні чисел Маха
. Високі швидкості газового потоку забезпечуються надзвуковими соплами, які мають дозвукові та надзвукові ділянки. На дозвуковій ділянці повітря, що надходить із форкамери, розганяється до звукової швидкості. На надзвуковій ділянці відбувається подальше збільшення швидкості та остаточне формування рівномірного перерізу надзвукового потоку. Кожне надзвукове сопло розраховане отримання певного значення числа Маха на виході. Це значення залежить від відношення площ вихідного перерізу сопла та критичного перерізу. Для отримання у трубі кількох значень числа Маха застосовують змінні або регульовані сопла. Дифузор в надзвуковій трубі складається з двох частин: початкового каналу, що звужується, і наступного за ним розширюється ділянки труби. У звужується частини дифузора надзвукова швидкість газу поступово знижується до звукової за рахунок утворення стрибків ущільнення, потім дозвуковий потік потрапляє в частину дифузора, що розширюється, де відбувається подальше гальмування потоку.

У гіперзвукових трубахдля отримання потоку з числом
у форкамері необхідно створити тиск, що перевищує тиск у робочій частині труби в десятки тисяч разів, що зумовлює великі абсолютні значення тиску у форкамері. Отримання необхідного перепаду тисків можна забезпечити за рахунок розрядження в робочій частині труби, яке може бути досягнуте за допомогою вакуум-камери або застосування багатоступінчастого ежектора.

Гіперзвукові труби бувають безперервної та періодичної дії. За принципом роботи труби періодичної дії бувають: атмосферно - вакуумні, ежекторні, балонні, балонно-вакуумні та балонно-ежекторні.

На наведених нижче малюнках 2 і 3, запозичених з , зображені схеми атмосферно-вакуумної та ежекторної труб.

В атмосферно-вакуумній трубі в резервуарі 9 створюється необхідне для роботи труби розрядження. Після відкриття швидкодіючої засувки 8 атмосферне повітря спрямовується в трубу через форкамеру 1, в якій встановлені сітки та ґрати 2, що спрямовують потік. У соплі 3 повітря, досягнувши надзвукової швидкості із заданим числом Маха, надходить у робочу частину 4, де встановлений випробуваний об'єкт 5, а потім через дифузор 6 і 7 потрапляє у вакуумний резервуар 9. При цьому протягом короткого часу в робочій частині створюється надзвуковий потік . Якщо швидкість потоку в робочій частині труби вище 4
, то повітря, що виходить із сопла, розширюючись, настільки знижує свою температуру, що починається конденсація парів води. Це можна усунути, встановивши, наприклад, перед форкамерою газовий або електричний підігрівач. Натомість можна атмосферне повітря перед подачею у форкамеру пропускати через осушувач.

У ежекторної трубі потік повітря створюється від ежектора (струминного насоса) 5, встановленого за робочою частиною 3, якого подається повітря підвищеного тиску. У ресивері 8 ежектора створюється 5 підвищений тиск. Після відкриття крана 7 повітря з ресивера надходить в ежектор 5. Повітря надходить в трубу з атмосфери, проходячи через осушувач 1, сопло Лаваля 2 і робочу частину 3, де встановлений випробуваний об'єкт 4, після чого, змішуючись з ежектуючим повітрям, йде через дифуз 6 у атмосферу.

Розглянуті труби періодичної дії дозволяють отримувати потоки з великим числом Маха при порівняно невеликих енергетичних витратах, проте дія таких труб настільки короткочасна, що отримання кількісних характеристик стає скрутним.

Труби безперервного впливу точніше відтворюють задані параметри потоку. Робочі умови у яких можуть підтримуватися постійними протягом багато часу. Нижче наводиться схема надзвукової труби безперервної дії. Схема, як і два попередні, запозичена з . Труба приводиться в дію електродвигуном 8, на валу якого знаходиться багатоступінчастий компресор 6, що забезпечує високий перепад тиску для роботи труби надзвукових швидкостях. Повітря, пройшовши компресор, сильно нагрівається, тому конструкції труби передбачений охолоджувач 5, в який і направляється повітря. Охолоджене повітря, пройшовши сопло Лаваля 4, набуває надзвукову швидкість і надходить в робочу частину 3, де встановлено об'єкт 2, а потім через дифузор 1 і коліно зворотного каналу 9 з поворотними лопатками 7 повертається в компресор.

Ударні труби

Є експериментальними установками для дослідження газодинаміки та фізико-хімічних процесів у газових потоках з високою температурою. Схематичне зображення одного з варіантів ударної труби представлено на рис. 5.

На цьому малюнку 1 – відсік високого тиску; 2 – діафрагма; 3 – відсік низького тиску; 4 – діафрагма; 5 – сопло; 6 – випробуваний об'єкт (модель); 7 – вікно; 8 – вакуумна камера; 9 – вакуумні насоси.

Принцип роботи труби полягає в наступному: після досягнення розрахункового тиску у відсіку 1 розривається діафрагма 2 і газ спрямовується у відсік 3. Ударна хвиля, що утворилася, поширюється по робочому газу, нагріваючи і стискаючи його. Коли хвиля досягне кінця відсіку низького тиску, діафрагма 4 на вході в сопло зруйнується і відбудеться відображення ударної хвилі, а стислий і розігрітий газ за відбитою ударною хвилею закінчиться через сопло 5 у вакуумну камеру 8. Після зустрічі відбитої ударної хвилі з контактною поверхнею відбудеться її прелом і відображення, і ця хвиля повернеться до сопла. Починаючи з цього моменту, рух газу в сопі, що встановився, припиняється. Течія стає нестаціонарною і робота труби закінчується.

У ударних аеродинамічних трубах досягається тиск гальмування до
і температура гальмування до

. Час роботи близько 6
.

Балістичні установки.

Якщо в аеродинамічних установках вивчається взаємодія газового потоку з нерухомою або здійснює обмежений рух моделлю виробу, то в балістичних установках є можливість досліджувати взаємодію газового потоку з моделлю в умовах вільного польоту.

Балістичні установки складаються з метального пристрою, що повідомляє моделям необхідну початкову швидкість, та вимірювальної ділянки, на якій проводиться реєстрація кінематичних характеристик польоту моделі. На виході вимірювального ділянки балістичної установки поміщають системи гальмування та уловлювання моделей. За принципом розгону моделі метальні пристрої, які застосовуються при високошвидкісному метанні, можуть бути розділені на два класи: газодинамічні, в яких модель розганяється газом; електродинамічні, у яких модель розганяється під дією електромагнітних сил.

У газодинамічних метальних пристроях найчастіше використовують або порохові гармати, або легкогазові гармати, у яких для розгону моделі застосовують легкі гази (водень і гелій), швидкість звуку яких значно більше, ніж у порохових газах. Якщо гранична швидкість метання у порохових гарматах не перевищує
, то легкогазові гармати можуть повідомити моделі швидкості, що перевищують 10 - 12
. Однак слід зауважити, що високі значення швидкості метання моделі в легкогазових гарматах досягаються при реалізації багатоступінчастого принципу розгону моделі, який полягає в наступному: Спочатку спрацьовує порохова гармата, що розганяє до надзвукових швидкостей поршень, який рухається в камері, заповненій легким (робочим) газом. Ударна хвиля, що виникає перед поршнем, нагріває та стискає робочий газ. Коли температура та тиск у камері з робочим газом досягне розрахункової величини, розривається діафрагма, що відокремлює камеру від ствола гармати. Стиснутий і розігрітий газ спрямовується в ствол гармати і розганяє випробувану модель до високої швидкості.

Балістичні установки мають ряд переваг перед аеродинамічними трубами. Ці переваги полягають у наступному: 1) можливість зміни у широкому діапазоні чисел
і
; 2) можливість моделювання реальних температур гальмування; 3) газовий потік, що набігає на модель, є обуреним; 4) відсутні державки та елементи кріплення моделі, які спотворювали б газодинамічну картину обтікання моделі; 5) можливість досить точного та надійного контролю параметрів потоку, що набігає; 6) можливість дослідження нестаціонарних явищ.

До недоліків балістичних стендів необхідно віднести:

Після кожного пострілу модель руйнується;

Через малі розміри моделі утруднено розміщення всередині неї вимірювальних приладів;

Бажане положення моделі в потоці визначається більш складним способом, ніж в аеродинамічній трубі.

Тема лекції: Випробування вплив акустичних навантажень.

Джерела акустичних навантажень

В натурних умовах елементи конструкції КА зазнають інтенсивного акустичного навантаження. Акустична навантаження - це вплив що виникає під час роботи ракетних двигунів звукового (акустичного) поля ракету - носій, КА, споруди та агрегати стартового комплексу, обслуговуючий персонал. Акустична енергія, що генерується реактивним струменем ракетного двигуна, характеризується частотним спектром, силою звуку, рівнем звукового тиску, тривалістю дії та деякими іншими параметрами.

Сила звуку, або інтенсивність акустичного випромінювання, визначається кількістю енергії, що переноситься через одиницю площі, перпендикулярної до його поширення, в одиницю часу. Для синусоїдальної плоскої хвилі сила звуку

, де
- амплітуда змінного звукового тиску, - Середня щільність середовища, - Швидкість звуку в даному середовищі. Для технічних цілей виявилося дуже зручно використовувати закон Вебера-Фехнера, який стверджує, що приріст сили відчуття звуку людським вухом пропорційний логарифму відношення енергій двох подразників, що порівнюються. Рівень звукового тиску виражають у децибелах і відносять до межі чутності:

.

На утворення акустичного поля витрачається до 1% кінетичної енергії струменя. Частотний спектр шуму двигуна, як правило, широкосмуговий і гладкий (так званий білий шум). Однак при деяких компоновках багатосоплових рухових установок або при взаємодії реактивних струменів з елементами пускового пристрою в гладкому спектрі шуму з'являються дискретні складові викиди на окремих частотах, інтенсивності яких іноді в 100 разів і більше перевищують рівень інтенсивності суцільного спектру. Для об'єкта найбільшу небезпеку становлять дискретні складові, які можуть призводити до його розгойдування і навіть руйнування, особливо при збігу частоти складової із власною частотою конструкції. Найбільш чутливі до акустичних навантажень апаратура та деякі елементи системи управління.

При роботі рухової установки шум виникає не тільки від реактивних струменів, а й від вібрацій, наприклад, від вібрацій сопла і трубопроводів, викликаних впливом на них коливань тиску в прикордонному шарі, безпосередніх вібрацій двигунів через незбалансованість елементів, що обертаються, роботи арматури і т. д. Однак ці джерела вібрації невеликі по амплітуді і мають високу частоту. Основні, тобто. найбільш небезпечні, вібрації виникають внаслідок акустичного впливу на літальний апарат, тому дослідженню акустичного поля рухової установки приділяється велика увага. Теоретичні методи дослідження акустичного навантаження апарата недостатньо надійні. Зазначимо комплекс, що не претендує на повноту, розрахунок яких в даний час дуже утруднений і вимагає проведення експериментальних досліджень: 1) збільшення навантажень на елементи апарату через “динамічної добавки”, викликаної випадковим (шумовим) акустичним навантаженням; 2) поява небажаних механічних резонансів в електронній апаратурі, елементах автоматики та приладах, спричинених акустичною проникністю оболонки апарату та вібрацією; 3) вплив акустики на процеси теплообміну; 4) вплив акустичної прозорості баків на процеси перемішування холодних (нижніх) та гарячих (верхніх) шарів рідини, особливо кріогенних; 5) акустичний нагрівання криогенних рідин у баках внаслідок явищ поглинання звуку цими рідинами; 6) акустична кавітація рідин на вході у насоси двигунів.

Види акустичних випробувань та їх коротка характеристика

Для вивчення акустичного впливу на виріб проводять такі випробування:

Наземні натурні безпосередньо на виробі;

На відкритому стенді із працюючим двигуном;

У закритих боксах із різними джерелами шуму;

У акустичних камерах.

Наземні натурні випробування дозволяють найбільш повно наблизитися до експлуатаційних умов, а отже, забезпечити повну перевірку міцності конструкції та функціонування бортового обладнання. Такі випробування є заключними у загальній програмі відпрацювання КА на акустичні дії. Недоліком таких випробувань є їхня висока вартість, тому що на протязі всіх випробувань двигуни, що генерують акустичне поле, повинні працювати на максимальній потужності. Польотні умови акустичного навантаження у наземних умовах мало відтворюються.

Випробування на відкритому стенді з працюючим двигуном економічніші. На таких стендах можна випробовувати великі вироби. Прискорення випробувань та дотримання необхідних рівнів навантаження в даному випадку досягається вибором положення об'єктів, що випробувані щодо джерела шуму. Режими випробувань встановлюють на основі натурних вимірювань звукових навантажень та деформацій у контрольних точках поверхні виробу.

Випробування в закритих боксах дозволяють отримати вищі рівні акустичних навантажень, ніж на відкритому стенді, внаслідок чого скорочується тривалість випробувань. Недоліком цих випробувань є деяке спотворення звукового поля, порівняно з натурними умовами.

Випробування в спеціальних акустичних камерах, де створюються умови, близькі до натурних, дозволяють отримати найдостовірнішу інформацію про працездатність об'єкта. Однак обмежений обсяг цих камер не дозволяє проводити випробування великогабаритних об'єктів.

Нижче наведено запозичений малюнок 1, де зображена принципова схема відкритого боксу для проведення акустичних випробувань.

Випробувані вироби 4 розташовують на монтажній рамі 5 навколо струменя 3, що витікає з сопла реактивного двигуна 1. Для скидання газів за робочою ділянкою розташований дифузор 2. Параметри звукового поля та реакції об'єктів, що випробувані, контролюють за допомогою мікрофонів і тензорезисторних датчиків. Джерелом шуму є вихлопний струмінь реактивного двигуна. Поблизу зрізу вихлопного сопла рівні шуму становлять приблизно 160 - 175
. Таке інтенсивне акустичне випромінювання реактивних струменів пов'язане з неоднорідністю структури турбулентного потоку і може розглядатися як наслідок взаємодії нестаціонарних турбулентних вихорів. Слід зазначити, що акустичну потужність
турбулентного струменя визначають за формулою
, де
;- щільність середовища у струмені; - швидкість витікання газу із сопла двигуна;
- Діаметр зрізу сопла; і - відповідно щільність навколишнього середовища та швидкість поширення звуку у навколишньому середовищі.

Схема закритого боксу, що входить до складу так званої ревербераційної камери, зображено малюнку 2.

Рис.2

На цьому малюнку позиція 1 – випробувальний бокс, 2 – корпус камери, 3 – ворота, 4 – рупори сирен, 6 – газоструминні сирени, 7 – бокс генераторів звуку, 8 – вихлопна труба.

Газоруйнуючі сирени створюють рівні звукового тиску до 180
і вище за широкого діапазону частот. Сирени поділяються на динамічні та статичні Принцип роботи статичних сирен заснований на ефекті, що полягає в тому, що при продуванні через конічне сопло потоку повітря з надзвуковою швидкістю повітряному потоці перед соплом створюється періодичний розподіл тиску з ділянками нестабільності. Поміщаючи резонатор на ці ділянки, отримують випромінювання звукових хвиль в навколишнє резонатор простір. Динамічні сирени можуть відтворювати дискретний спектр частот та широкосмуговий спектр частот. Принцип роботи такої сирени ось у чому. У струмені повітря, що витікає з сопел спеціальної камери (форкамери), встановлюється диск з отворами. Число сопел і крок розподілу їх по колу форкамери дорівнюють числу та кроку розподілу отворів у диску. Поперемінне відкривання та закривання отворів призводить до різкої зміни газодинамічних параметрів струменя і, отже, виникнення пульсацій тиску в горлі рупору сирени, які створюють звукові коливання повітряного середовища. Частота звукових коливань залежить від частоти обертання диска з отворами.

У ревербераційних камерах відбувається відбиток звуку від стін і звукове поле навколо випробуваного об'єкта є интерфенционную картину звукових хвиль, тобто. виникає ефект посилення коливань середовища.

Товщина стін боксу ревербераційної камери може досягати 80
при рівні шуму 170
. З внутрішньої сторони поверхня стін має покриття, що має високу відбивну здатність по відношенню до звукових хвиль. Це досягається за рахунок оштукатурювання стін з подальшим залізненням. Іноді стіни покриваються облицювальною плиткою. Такі стіни майже повністю (99%) відбивають звукові хвилі. В результаті цього в камері створюється дифузне звукове поле, тобто поле, в якому рівні звукового тиску однакові в будь-якій точці камери. Розміри камери вибирають відповідно до розмірів об'єкта випробувань. У середньому обсяг ревербераційної камери повинен перевищувати обсяг випробуваного об'єкта щонайменше 8 разів. Для того, щоб акустичне поле було більш рівномірним, камери відносно невеликих об'ємів (менше 1000
) будують з непаралельними стінками, що сприяє покращенню умов реверберації звуку. Камери великого обсягу зазвичай роблять прямокутної форми. Для підвищення дифузності звукового поля в таких камерах іноді застосовують розсіювачі - жорсткі клини, що встановлюються на внутрішніх поверхнях. Приблизно обсяг ревербераційної камери можна визначити за умови забезпечення нижнього частотного діапазону вимірювань за формулою
, де - Об'єм камери, - нижня гранична частота.

У ревербераційних камерах, зазвичай, відчувають повнорозмірні конструкції літального апарату. Генератори звукового тиску встановлюються в різних місцях усередині камери або можуть бути встановлені поза камерою. Рівень шуму, що досягається в таких камерах, становить 177
. Керований спектр шуму – від 40 до 10000
. Такі камери дозволяють значно знизити потрібну акустичну потужність, а також практично уникнути впливу сильного шуму на обслуговуючий персонал. Рівень шуму біля камери не перевищує 50
.

Тема лекції: Загальна характеристика теплового відпрацювання КА. Проблеми тепловакуумних випробувань КА.

Вступ

З курсу фізики я дізналася, що для того, щоб тіло стало штучним супутником Землі, йому потрібно повідомити швидкість рівну 8 км/с (I космічна швидкість). Якщо таку швидкість повідомити тілу в горизонтальному напрямку на поверхні Землі, то за відсутності атмосфери воно стане супутником Землі, що обертається навколо неї по круговій орбіті.

Таку швидкість супутникам здатні повідомляти лише досить потужні космічні ракети. В даний час навколо Землі звертаються тисячі штучних супутників!

А для того, щоб досягти інших планет космічному кораблю необхідно повідомити II космічну швидкість, це близько 11,6 км/с! Наприклад, щоб досягти Марса, що незабаром збираються зробити американці, потрібно летіти з такою величезною швидкістю понад вісім з половиною місяців! І це крім зворотної дороги Землю.

Яким же має бути пристрій космічного корабля, щоб досягти таких величезних неймовірних швидкостей?! Ця тема мене дуже зацікавила, і я вирішила дізнатися про всі тонкощі конструкції космічних кораблів. Як виявилося, завдання практичного конструювання викликають у житті нові форми літальних апаратів та вимагають розробки нових матеріалів, які у свою чергу створюють нові проблеми та виявляють багато цікавих аспектів старих проблем як у галузі фундаментальних, так і у галузі прикладних досліджень.

Матеріали

Основу розвитку техніки складають знання про властивості матеріалів. У всіх космічних апаратах використовуються різноманітні матеріали в різних умовах.

В останні кілька років різко зросла кількість матеріалів, що вивчаються, і що представляють для нас інтерес характеристик. Швидке зростання кількості технічних матеріалів, використовуваних під час створення космічних кораблів, і навіть зростаюча взаємозалежність конструкцій космічних кораблів і властивостей матеріалів ілюструються табл. 1. У 1953 р. алюміній, магній, титан, сталь та спеціальні сплави представляли інтерес насамперед як авіаційні матеріали. П'ять років по тому, 1958 р., вони отримали широке застосування в ракетобудуванні. У 1963 р. кожна із зазначених груп матеріалів включала вже сотні комбінацій елементів або складових частин, а кількість цікавих матеріалів збільшилася на кілька тисяч. Нині майже скрізь потрібні нові та вдосконалені матеріали, і навряд чи становище зміниться у майбутньому.

Таблиця 1

Матеріали, що використовуються в конструкціях космічних апаратів

Матеріал
Берилій
Матеріали, що забезпечують регулювання теплового режиму
Термоелектричні матеріали
Фотоелектричні матеріали
Захисні покриття
Кераміка
Матеріали, армовані нитками
Покриття, що вносяться (абляційні матеріали)
Шаруваті матеріали
Полімери
Тугоплавкі метали
Спеціальні метали
Титанові метали
Магнієві метали
Алюмінієві сплави

Потреба нових знань у галузі матеріалознавства та технології матеріалів знаходить відгук у наших університетах, приватних компаніях, незалежних дослідницьких організаціях та різних урядових органах. Табл.2 дає деяке уявлення про характер та масштаби досліджень, що проводяться НАСА в галузі розробки нових матеріалів. Ці роботи включають як фундаментальні, і прикладні дослідження. Найбільші зусилля зосереджені в області фундаментальних дослідженьз фізики твердого тіла та хімії. Тут цікавлять атомну будову матерії, міжатомні силові взаємодії, рух атомів і особливо вплив дефектів, порівнянних з розмірами атомів.

Таблиця 2

Програма дослідження матеріалів

До наступної категорії відносяться конструкційні матеріали з великою питомою міцністю, як титан, алюміній та берилій, теплостійкі та тугоплавкі сплави, кераміка та полімери. До особливої ​​групи слід зарахувати матеріали для надзвукової транспортної авіації.

У програмі НАСА постійно зростає інтерес до категорії матеріалів, що використовуються в електроніці. Ведуться дослідження надпровідників та лазерів. У групі напівпровідників вивчаються як органічні, і неорганічні матеріали. Ведуться також дослідження у галузі термоелектроніки.

І нарешті, програма дослідження матеріалів завершується розглядом з загальних позицій питань практичного використання матеріалів.

Щоб показати потенційні можливості застосування результатів дослідження матеріалів у майбутньому, я зупинюся на дослідженнях, пов'язаних із вивченням впливу просторового розташування атомів на фрикційні властивості металів.

Якщо б вдалося зменшити тертя між металевими поверхнями, що стикаються, то це дозволило б удосконалити практично всі типи механізмів з рухомими частинами. У більшості випадків тертя між поверхнями, що стикаються, велике, і щоб його знизити, застосовується мастило. Проте розуміння механізму тертя між незмазаними поверхнями також має великий інтерес.

На рис.1 представлені деякі результати досліджень, проведених у Льюїському дослідному центрі. Експерименти проводилися за умов глибокого вакууму, оскільки атмосферні гази забруднюють поверхні та різко змінюють їх фрикційні властивості. Перший важливий висновок у тому, що фрикційні характеристики чистих металів сильно залежить від їхньої природної атомної структури (див. ліву частину рис.1). При твердінні металів атоми одних утворюють гексагональну просторову решітку, а атоми інших – кубічну. Було показано, що метали з гексагональною решіткою мають набагато менший тертя, ніж метали з кубічною решіткою.

Рис 1. Вплив атомної структури на сухе тертя (без мастила).

Рис.2. Вимоги до теплостійких матеріалів.

Потім було досліджено ряд металів, атоми яких розташовані у вершинах шестигранних призм із різними відстанями між їхніми основами. Дослідження показали, що тертя зменшується із збільшенням висоти призм (див. центральну частину рис.1). Найменше тертя мають метали з максимальним відношенням відстані між основами призм до відстані між бічними гранями. Цей експериментальний результат узгоджується з висновками теорії деформації металів.

На наступному етапі як об'єкт дослідження був обраний титан, про який відомо, що він має гексагональну структуру та погані фрикційні характеристики. Щоб покращити фрикційні характеристики титану, стали досліджувати його сплави з іншими металами, присутність яких мала збільшити розміри атомних ґрат. Як і очікувалося, зі збільшенням відстані між основами призм тертя різко зменшилося (див. праву частину рис.1). В даний час проводяться додаткові експерименти щодо подальшого поліпшення властивостей титанових сплавів. Наприклад, ми можемо "упорядкувати" метал, тобто. за допомогою термообробки розташувати атоми різних елементів більш відповідним чином та досліджувати, як це вплине на тертя. Нові досягнення в цій галузі підвищать надійність машин, що мають частини, що обертаються, і, мабуть, відкриють широкі можливості в майбутньому.

Хоча може скластися враження, що останнім часом ми досягли великих успіхів у розробці теплостійких матеріалів, прогрес у дослідженні космічного простору в наступні 35 років буде тісно пов'язаний з розробкою нових матеріалів, які могли б працювати при високих температурах протягом багатьох годин, а в деяких випадках та років.

На рис.2 показано, наскільки це важливо. По осі ординат тут відкладено час роботи у годинах, а по осі абсцис – робоча температура у градусах Цельсія. У заштрихованій ділянці від 1100 до 3300°С єдиними металевими матеріалами, які можна використовувати, є тугоплавкі метали. На осі ординат горизонтальною межею відзначена тривалість роботи, що дорівнює одному року. Область робочих параметрів ядерного ракетного двигуна обмежена температурами від 2100 до 3200 ° С та тривалістю роботи від 15 хв до 6 год. (Ці цифри є наближеними і наводяться тільки для орієнтовного визначення меж області робочих параметрів.)

Область з написом "Гіперзвукові літаки" характеризує умови роботи матеріалів обшивки. Тут потрібна набагато більша тривалість роботи. Для космічних апаратів багаторазового використання називають часи роботи всього від 60 до 80 годин, проте насправді може знадобитися тривалість роботи близько тисячі годин в інтервалі температур від 1320 до 1650 ° С і більше.

По рис.2 можна будувати висновки про значення тугоплавких металів на вирішення завдань, які ставить програма дослідження космічного простору. Деякі з цих матеріалів вже застосовуються, і я впевнена, що вони будуть удосконалені та набудуть з часом ще більшого значення.

Іноді можна почути, що сучасна технологія матеріалів насправді не наука, а, швидше, високорозвинене мистецтво. Можливо, це частково і так, але я впевнена, що матеріалознавство та технологія матеріалів вже досягли дуже високого рівня розвитку та відіграють велику роль у житті нашої країни.

Конструкції космічних апаратів

Звернемося тепер до питань конструювання космічних апаратів. На рис.3 вказані основні конструктивні проблеми, що виникають під час проектування сучасних ракет-носіїв та космічних літальних апаратів. До них відносяться: навантаження, що діють на конструкцію, динаміка та механіка польоту; розробка конструкцій, що витримують великі теплові навантаження; захист від впливу умов космічного простору, а також розробка нових конструкцій та комбінацій матеріалів для застосування у майбутньому.

Рис.3. Конструкція космічних апаратів.

Розробка конструкцій космічних апаратів знаходиться ще на ранній стадії розвитку і базується на досвіді конструювання літаків та балістичних ракет. З рис.4 випливає, що великі сучасні ракети-носії багато в чому споріднені з балістичними ракетами. До відмінним особливостямїх змін слід зарахувати велике подовження, що знижує опір атмосфери, і великий обсяг, займаний паливом. Вага палива може становити від 85 до 90% стартової ваги ракети-носія. Питома вага конструкції дуже мала, так що по суті це тонкостінна гнучка оболонка. За сьогоднішньої високої вартості одиниці ваги корисного навантаження, виведеної на орбіту або траєкторію польоту до Місяця та планет, особливо вигідне зменшення ваги основної конструкції до допустимого мінімуму. Ще більш гостро постають проблеми конструювання у разі використання як паливні компоненти рідких водню та кисню, що мають малу питому вагу, внаслідок чого виникає потреба у великих обсягах для розміщення палива.

Рис.4. Великі ракети-носія.

Конструктор майбутніх ракет-носіїв зіткнеться з багатьма складними проблемами. Ракети-носії, ймовірно, будуть більших розмірів, стануть складнішими і дорожчими. Для багаторазового використання без великих витрат на зворотну доставку або ремонт потрібно вирішити важливі завдання конструювання і технології матеріалів.

Незвичайні вимоги до різних типів космічних апаратів майбутнього вже активізували пошуки нових типів конструкцій і виробничих процесів.

Вимоги захисту від небезпек, що очікують нас у космічному просторі, таких як метеорити, жорстке та теплове випромінювання, значною мірою активізують дослідження, що проводяться з метою створення конструкцій космічних апаратів. Наприклад, при тривалому зберіганні рідкого водню та інших кріогенних рідин в умовах космічного простору витік компонентів палива через дренажну систему та метеоритні пробоїни у паливних баках має бути практично виключено. Значних успіхів досягнуто в галузі розробки ізоляційних матеріалів, що володіють виключно малою теплопровідністю. Зараз можна забезпечити зберігання палива протягом часу перебування на стартовому майданчику та кількох обертів навколо Землі. Однак при тривалому зберіганні в умовах космічного простору терміном до одного року виникає дуже складна проблема, пов'язана із припливом тепла через елементи конструкції баків та трубопроводи.

Інші проблеми космічного польоту, такі, як проблема великих космічних апаратів, що складаються, або їх частин у процесі виведення на орбіту з подальшою їх складанням в космічному просторі, також вимагають нових конструктивних рішень. У той же час протягом космічного польоту на космічний апарат не впливають гравітаційні, ні аеродинамічні сили, що розширює область. можливих рішеньпід час проектування. На фіг.5 показаний приклад незвичайного конструктивного рішення, можливого лише в умовах космічного простору. Це один із варіантів орбітального радіотелескопа, що має набагато більші розміри, ніж ті, які можна було б забезпечити на Землі.

Такі пристрої необхідні вивчення природного радіовипромінювання зірок, галактик та інших небесних об'єктів. Одна зі смуг радіочастот, що становлять інтерес для астрономів, лежить у діапазоні від 10 МГц і нижче. Радіохвилі з такою частотою не проходять через земну іоносферу. Для прийому низькочастотного радіовипромінювання потрібні орбітальні антени дуже великих розмірів. У лівій частині фіг.5 показана крива залежності діаметра антени від частоти випромінювання. Видно, що зі зменшенням частоти діаметр антени збільшується і для прийому радіохвиль із частотою менше 10 МГц потрібні антени діаметром понад 1,5 км.

5. Нові конструкції. Орбітальні антени.

Антену таких розмірів не можна вивести на орбіту, та й її вага при використанні звичайних принципів проектування набагато перевищить можливості найбільших ракет-носіїв. Навіть з урахуванням відсутності сили тяжіння проектування таких антен представляє великі труднощі. Наприклад, якщо зробити рефлектор антени суцільним з алюмінієвої фольги товщиною всього 0,038 мм, то і тоді вага матеріалу поверхні при діаметрі антени 1,6 км становитиме 214 т. На щастя, завдяки малій частоті радіовипромінювання, що приймається, поверхню антени можна зробити решітчастою. Останні досягнення в області великих ажурних конструкцій дозволяють виконати ґрати з тонких ниток. При цьому матеріал, що утворює поверхню антени, важитиме від 90 до 140 кг. Така конструкція дозволить вивести антену на орбіту, а потім зібрати її. Одночасно можна забезпечити щільну упаковку антени разом із системами стабілізації та енергозабезпечення.

Жорстке випромінювання в космічному просторі, як і раніше, буде головним руйнівним фактором для апаратів, що запускаються в космос. Ця руйнація пов'язана частково з бомбардуванням космічних апаратів протонами великих енергій у радіаційних поясах, а також із сонячними спалахами. Дослідження ефектів, що виникають при такому бомбардуванні, вказує на необхідність вивчення сутності механізмів руйнування та визначення характеристик матеріалів, що використовуються як захисні екрани.

Рис.6. Нові засади екранування.
1 - надпровідні котушки; 2 – магнітне поле; 3 – позитивний заряд космічного апарату; 4 - поглинаючий екран; 5-плазмовий захист.

Розробка нових способів захисту повинна включати також дослідження можливості екранування за допомогою надпровідних магнітів, що дозволить суттєво знизити вагу захисних пристроїв і цим збільшити корисне навантаження космічних апаратів, призначених для тривалих польотів.

На рис.6 ілюструється ця нова ідея, що отримала назву плазмового захисту. Для відхилення заряджених частинок, таких, як протони та електрони, використовується комбінація магнітного та електростатичного полів. Основою плазмового захисту є утворене порівняно легкими надпровідними котушками магнітне поле, яке оточує весь апарат. На тороїдальних космічних станціях екіпаж та апаратура розташовуються у зоні малої напруженості магнітного поля. Космічний апарат заряджається позитивно завдяки інжекції електронів у навколишнє магнітне поле. Ці електрони несуть негативний заряд, що дорівнює за величиною позитивного заряду космічного апарату. Несучі позитивний заряд протони з навколишнього апарату космічного простору будуть відштовхуватися позитивним зарядом апарату. Електрони, що рухаються в навколишньому просторі, могли б розрядити електростатичне поле, проте цьому перешкоджає магнітне поле, що викривляє їх траєкторії.

Залежність ваги таких захисних систем від обсягу космічного апарату графічно представлена ​​у нижній частині рис.6. Для порівняння наведені відповідні ваги захисного екрану, що є шаром матеріалу на шляху випромінювання. Оскільки для керування рухом потоку електронів потрібно магнітне поле дуже помірної напруженості, то вага плазмового захисту в типових випадках складе близько 1/20 ваги звичайного поглинаючого екрану.

Хоча ідея плазмового захисту багатообіцяюча, з її роботою в умовах космічного простору пов'язано ще багато неясного. У зв'язку з цим нині ведуться теоретичні та експериментальні дослідження можливої ​​нестійкості електронної хмари або взаємодії з пилом та космічною плазмою. Поки що не виявлено жодних принципових труднощів, і можна сподіватися, що космічній радіації можна буде протиставити плазмовий захист, вагові характеристики якого будуть значно кращими, ніж у інших типів захисту.

Вхід до атмосфери

Звернемося до проблеми входу космічних апаратів в атмосферу Землі та інших планет. Основну складність тут, безумовно, є захистом від теплових потоків, що виникають у процесі входу в атмосферу. Колосальна кінетична енергія космічного апарату має бути перетворена на інші види енергії, в основному в механічну та теплову, тому що в іншому випадку апарат або згорить, або отримає пошкодження. Швидкість входу космічних апаратів становить від 7,6 до 18,3 км/сек. При менших швидкостях основну частину теплового потоку становить конвективний тепловий потік, проте при швидкостях вище ~ 12,2 км/сек велику роль починає грати тепловий потік випромінювання від ударної головної хвилі. Сучасні теплозахисні матеріали ефективні до швидкостей ~ 11 км/сек на апаратах, що мають малу аеродинамічну якість, проте при швидкості входу від 15,2 до 18,3 км/сек потрібні нові матеріали.

Рис.7 допомагає зрозуміти, чому в майбутньому для вирішення завдань входу в атмосферу пілотованих космічних кораблів великий інтерес виявлять апарати, здатні розвивати значну підйомну силу. По осі ординат відкладено відношення підйомної сили до сили лобового опору L/D (аеродинамічна якість) при гіперзвукових швидкостях, а осі абсцис - швидкість входу. Перші ознаки тенденції збільшення аеродинамічної якості видно на прикладі космічних кораблів "Меркурій", "Джеміні" та "Аполлон". Очікується, що у майбутньому орбітальні польоти навколо Землі досягнуть висоти синхронних орбіт. Кораблі, що входять у земну атмосферу із цієї області космічного простору, матимуть швидкості до 10,4 км/сек (на рис. 7 вертикальна лінія з написом "Синхронні орбіти").

Швидкості входу пілотованих космічних кораблів, що повертаються з інших планет, наприклад Марса, набагато більше. При належному виборі часу старту та використанні тяжіння Венери вони сягають 12,2 - 13,7 км/сек, тоді як із безпосередньому поверненні з Марса швидкості перевищують 15,2 км/сек. Інтерес до таких великих швидкостей входу пов'язаний із більшою гнучкістю способу безпосереднього повернення з планети.

Рис 7. Тенденції до збільшення аеродинамічної якості космічних кораблів та швидкості входу в атмосферу Землі.

Для підтримки в розумних межах перевантажень, що випробовуються екіпажем корабля при таких великих швидкостях входу, необхідно збільшення аеродинамічної підйомної сили порівняно з кораблем "Аполлон". Крім того, збільшення підйомної сили (правильніше сказати, аеродинамічної якості L/D) при великих швидкостях розширить допустимі коридори входу, які для балістичних апаратів, що спускаються, звужуються до нуля. Зі збільшенням підйомної сили зростає також точність маневрування та приземлення. Одна з найважливіших фаз польоту космічних кораблів, що мають підйомну силу, - захід на посадку і сама посадка. Літні характеристики космічних апаратів з підйомною силою на малих швидкостях так сильно відрізняються від характеристик звичайних літаків, що для їх дослідження довелося побудувати два літальні апарати, показані на рис.8. Верхній апарат має індекс HL-10, а нижній M2-F2.

Рис. 8. Літальні дослідницькі апарати HL-10 та M2-F2.

Ці апарати передбачається піднімати на висоту близько 14 км за допомогою літаків В-52 та скидати при швидкостях польоту, що відповідають числу Маха до 0,8. На апаратах HL-10 та M2-F2 встановлені невеликі ракетні двигуни, що працюють на перекисі водню, які дозволяють моделювати змінну аеродинамічний якість. За допомогою цих двигунів можна варіювати кут нахилу траєкторії при заході на посадку, а також запас статичної стійкості, щоб визначити оптимальні льотні характеристики майбутніх космічних кораблів пілотованих аналогічної конфігурації. Кораблі такої форми матимуть вагу, близьку до ваги космічних кораблів майбутнього. І вже створено корабель, схожий на дані моделі космічних кораблів, це орбітальний космічний корабель «Шаттл».

Космічний корабель «Шаттл»

Орбітальний космічний корабель "Шаттл" здатний літати в атмосфері Землі з гіперзвуковими швидкостями. Крила апарату мають багатолонжеронний каркас; посилений монокок кабіни екіпажу, як і крила, виготовлений із алюмінієвого сплаву. Двері вантажного відсіку виготовлені з графіто-епоксидного композиційного матеріалу. Теплозахист апарату забезпечують кілька тисяч легких керамічних плиток, якими покривають частини поверхні, що піддаються впливу великих теплових потоків.

Заключні зауваження

Я намагалася дати стислий огляд останніх досягнень у галузі розробки нових матеріалів, конструкцій та техніки входу космічних апаратів в атмосферу. Це дозволило вказати деякі напрямки майбутніх досліджень. І, здається, я сама трохи дізналася про проблеми освоєння космосу за допомогою космічних кораблів на сучасному етапі розвитку людства

За минулі майже сім десятиліть з моменту першого космічного старту (за винятком двадцяти попередніх років досліджень та експериментів) конструкції космічних апаратів (КА) безперервно вдосконалювалися. Значний внесок у еволюцію конструкцій КА зробили так звані «випробувальні» космічні апарати, які проектувалися спеціально для перевірки та відпрацювання в реальних умовах космічного польоту елементів конструкції, систем, вузлів, агрегатів та блоків, способів їх оптимального застосування, можливих шляхів їхньої уніфікації.

Якщо в СРСР як автоматичні випробувальні КА широко використовувалися різні модифікації КА практично тільки однієї серії "Космос", то в США - цілий ряд КА: "ATS", "GGTS", "0V", "Додж", "TTS", " SERT», «RW» та ін.

Незважаючи на велику різноманітність конструкцій КА, загальним для всіх пристроїв є наявність корпусу з набором різних конструктивних елементів (так зване обладнання, що «забезпечує») і спеціальна (цільова) радіоелектронна апаратура.

Корпус КА є конструктивно-компонувальною основою для встановлення та розміщення всіх його елементів та відповідної апаратури. Наприклад, для автоматичного КА забезпечує обладнання передбачає наявність як мінімум наступних бортових систем: орієнтації та стабілізації, терморегулювання, енергоживлення, телеметрії, траєкторних вимірювань, управління та навігації, командно-програмної, різних виконавчих органіві т.п. На пілотованих КА та космічних станціях, крім того, є системи життєзабезпечення, аварійного порятунку тощо.

У свою чергу, цільова апаратура КА може бути оптичною (оптико-електронною), фотографічною, телевізійною, інфрачервоною, радіолокаційною, радіотехнічною, спектрометричною, рентгенівською, радіозв'язку та ретрансляції, радіотехнічною, радіометричною, калориметричною тощо.

Всі ці системи (їх структура, функції, конфігурація тощо) використовують найсучаснішу ЕКБ.

Звичайно, зміни КА залежать від їх призначення і тому значно відрізняються - це , що здійснюють виведення КА на необхідні і траєкторії, розгінно-гальмівні блоки КА, що включають маршеві і коректуючі двигуни, паливні відсіки, агрегати і системи обслуговування (забезпечують перехід КА з низькою орбітою) більш високу чи міжпланетну, здійснюють зворотні переходи – з високої орбіти на низьку, корекцію траєкторних параметрів тощо.).

З конструкцією КА нерозривно пов'язане поняття «компонування» КА – найбільш раціональне та максимально щільне просторове розміщення складових елементів. При цьому розрізняють внутрішню та зовнішню (аеродинамічний) компонування КА.

Завдання розробки конструкції конкретного КА є досить складним, оскільки необхідно враховувати дуже багато факторів, що часто суперечать один одному. Наприклад, необхідно забезпечувати мінімальну кількість зв'язків КА з наземним комплексом (особливо це стосується РН), безпеку та комфортність екіпажу (для пілотованих КА), безпечну експлуатацію та обслуговування на стартовій позиції та в польоті, забезпечення заданих параметрів стійкості, керованості, теплових режимів та аеродинамічних характеристик роботи КА та багато іншого.

Завдання конструкторів КА ускладнюється тим, що критерієм оптимальності їх вирішення є не тільки мінімізація маси КА, а й його вартості та строків створення при гарантованому забезпеченні параметрів надійності, багатофункціональності та ін.

Перший космічний апарат Землі «Схід 1», який підняв першу людину на навколоземну орбіту.

Як відомо, що стартував з корабель виконав лише один (натомість перший в історії людства) оборот навколо планети Земля, причому політ проходив повністю в автоматичному режимі, при якому перший космонавт був ніби «пасажиром», готовим у будь-який момент переключити управління на себе. . Хоча реально за нашою класифікацією це був не «пілотований» політ, а політ повністю в автоматичному режимі, але це саме той випадок, коли класифікація не завжди правильно відображає суть процесу, що відбувається (явлення, події).

Один з перших (1977) КА далекого проникнення (так званий «космічний зонд») серії Voyager (найбільш відомі КА - Voyager-1 і Voyager-2). За деякими літературними джерелами, цей 723 кілограмовий автоматичний зонд, запущений 5 вересня 1977 р. і призначений для досліджень та її найближчих околиць, на подив його творців досі перебуває в нормальному робочому стані і у зв'язку з цією обставиною виконує навіть нову (додаткову) місію – за визначенням місцезнаходження меж Сонячної системи, включаючи « » (), хоча за задумом розробників його первісна основна місія полягала лише у дослідженні двох – і (він був першим зондом, який зробив детальні знімки всіх супутників цих планет)

Таке тривале активне існування КА обумовлено насамперед оп
прийнятними інженерними рішеннями при створенні електронної
бортової апаратури, грамотним вибором відповідної ЕКБ для комплек
ції його бортових систем.