CC BY
12
Уникальность установки заключается в том, что она позволяет дублировать полученные экспериментальные значения параметров состояния термодинамической системы. Наряду с классическими методами измерения давления и температуры с использованием манометров и термопар, параллельно применяется регистратор многофункциональный технологический РМТ-59 для дублирования получаемых экспериментальных данных. Это позволяет определять погрешности измерения давления и температуры.
Экспериментальная установка для исследования термодинамических процессов, при соблюдении мер безопасности, обеспечивает:
1. Наглядный вывод контролируемых параметров на манометры и регистрацию параметров рабочего тела на РМТ-59.
2. Простоту эксплуатации, мобильность, надежность работы и большую скорость обработки результатов замеров.
Список использованной литературы:
1. Кобельков В.Н., Улас В.Д., Федоров Р.М. Термодинамика и теплопередача. М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2004. 328 с.
2. Исаев С.И. Термодинамика. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2000. 416 с.
© Емельянов Д.А., Елисеев С.Я., Платонов Д.В., Родионов В.В., 2023
УДК 62.9
Кажайкина П.С.,
студент 4 курса МФ МГТУ им. Н.Э. Баумана,
г. Мытищи, РФ Шмагина Ю.В., студент 4 курса МФ МГТУ им. Н.Э. Баумана,
г. Мытищи, РФ
ПРОЕКТ ВОССОЗДАНИЯ ЛЕГКОГО КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА В.Н. ЧЕЛОМЕЯ
Аннотация
В настоящее время главной проблемой космической отрасли является доступность космических полетов. Стоимость запуска космического корабля ракетой-носителем хоть и ниже, чем вывод груза на орбиту МТКК, но все равно остается довольно высокой. Одним из возможных способов решения данной проблемы является разработка новых, более перспективных с точки зрения экономической эффективности МТКК, и запуск аппаратов по технологии Воздушный Старт.
Ключевые слова
разгонный блок, воздушный старт, орбитальный самолет, разгонный самолет, датчик тяги, замена ракеты-носителя
В своем развитии человечество всегда стремилось к звездам. И мечта сбылась: 12 апреля 1961 года Юрий Гагарин совершил первый в истории пилотируемый космический полет. С того времени космос стал одной из важнейших сфер жизни человека: без него трудноосуществима связь, космические спутники фотографируют поверхность Земли для составления карт, одним из перспективных направлений стал космический туризм.
Цель данной работы предложить концепцию запуска ЛКС с помощью разгонного блока, использующего Воздушно-Реактивные двигатели с борта самолета-носителя.
Одна из самых малоизвестных отечественных концепций легкого космоплана — так называемого легкого космического самолета (ЛКС) — разрабатывалась в КБ В.Н. Челомея практически одновременно со знаменитым «Бураном». Уже тогда, в 1975 году, для этого предприятия тема космических аппаратов с крылатым спуском была не новой. Проектами военных ракетопланов, челомеевское ОКБ-52 начало заниматься еще в конце 1950-х.
Советский ракетоплан середины 1960-х (воплощенный в полноразмерном макете), представлял собой заостренный конус (отдаленно напоминающий американский X-24B) со стреловидными крыльями, оборудованными отклоняющимися треугольными консолями. Но в 1964 году проект у ОКБ-52 отобрали и закрыли. Вновь проект был возобновлен в 1970-х: в ответ на разработку Бурана, неперспективного для регулярных полетов в связи с дороговизной старта, который не мог заниматься повседневными целями.
Российская система космического назначения, состоящая из орбитального самолёта, который по технологии воздушный старт должен был выводиться в космос гиперзвуковым самолётом-разгонщиком, а затем ракетной ступенью на орбиту. Работы над «Спиралью» были окончательно прекращены после начала разработки более масштабного, менее технологически рискованного, казавшегося более перспективным и во многом повторявшим американскую программу Спейс шаттл проекта «Энергия-Буран».
Важным аспектом возобновления проекта ЛКС является замена ракеты-носителя Протон на более современную, дешевую и мощную ракету-носитель Ангара. При запуске ЛКС с «Ангарой» происходят следующие процессы: старт аппарата с Земли, разгон его первой ступенью, отделение первой ступени, разгон второй ступенью, отделение второй ступени, запуск собственных двигателей ЛСК и выход его на орбиту.
При запуске космоплана с ракетой-носителем головной обтекатель ЛКС, используемый при выводе аппарата на орбиту, не отделяется, а выводится вместе с орбитальным космопланом на орбиту, а при посадке ЛКС, во время входа его в плотные слои атмосферы, используется как носовой обтекатель. После торможения самолета до «земных» скоростей обтекатель отстреливается, и ЛКС садится на аэродром как обычный самолет.
Большим преимуществом Ангары перед Протоном является нетоксичность компонентов топлива, т. к. в Ангаре используется пара кислород-керосин, а в Протоне азотная кислота-гептил, который является веществом 1 класса токсичности, наряду с синильной кислотой.
Очевидным минусом такого запуска является одноразовость ракеты-носителя Ангара, что не способствует окупаемости ЛКС.
В качестве уменьшения стоимости запуска ЛКС предлагается замена ракеты-носителя на более перспективный, дешевый и экономичный способ запуска ЛКС по технологии воздушный старт с разгонного самолета. В качестве ускорителя в атмосфере предлагается применить разгонный блок, состоящий из 2 ГПВРД, топливного бака, а также нескольких ТТРД. Разгонный блок разгоняется самолетом-носителем, после чего отделяется и разгоняет ЛКС до скоростей в 5-6 Мах. Так же на разгонный блок предлагается установить датчик тяги, который будет регистрировать суммарную тягу всех двигателей разгонного блока, пока он находится на самолете-носителе. После достижения данной скорости разгонный блок отделяется и садится на поверхность самостоятельно, срабатывают собственные маршевые двигатели ЛКС, с помощью которых он разгоняется до орбитальных скоростей и выходит на околоземную орбиту. ГПВРД отделяется и самостоятельно приземляется на поверхность Земли для повторного использования. Такая схема позволяет сэкономить большое количество топлива и удешевить
запуск орбитального ракетоплана.
В качестве разгонного самолета, необходимого для придания ЛКС с ПВРД скоростей, на которых способен начать работу ГПВРД предлагается самолет АН-225 «Мрия», созданный для транспортировки МТКК «Буран». Максимальная грузоподъемность самолета - 250 тонн, но на практике самолет совершал полеты с грузами массой около 150 тонн.
Для запуска ЛКС с самолета-носителя предлагается использовать следующую схему: ЛКС с разгонным блоком закреплен на самолете-носителе. Он разгоняет космоплан до околозвуковых скоростей, выводит аппарат на высоту 10-12 км, после чего срабатывает датчик тяги и аэродинамический тормоз, и ЛКС сдвигается назад. В этот момент запускаются ТТРД. После этого ЛКС отделяется от самолета-носителя, сам самолет уходит вниз, орбитальный самолет принимает практически горизонтальное положение и начинается разгон ЛКС с разгонным блоком до скоростей, необходимых для устойчивой работы ГПВРД, после чего ТТРД отделяются и запускаются ГПВРД. В верхних слоях атмосферы разгонный блок отделяется, приземляясь на парашюте либо сгорая при приземлении. Включаются собственные двигатели самолета, и он выходит на орбиту.
В работе был рассмотрен проект ЛКС Челомея, изучена его история, его технические характеристики, а также перспективы восстановления проекта, в том числе как на обычной РН Ангара, так и по технологии воздушный старт, с применением разгонного блока с ГПВРД.
Список использованной литературы:
1. Гильберг Л.А. От самолёта к орбитальному комплексу. - М.: Просвещение, 1992. - 287с.
2. Евич. А.Ф. Индустрия в космосе; Московский рабочий 1978. - 225с.
3. Цандер. Ф.А. Проблемы межпланетных полётов. - М.: Наука. 1988. - 231с.
4. В.П. Глушко. Космонавтика: Энциклопедия. - М.: Сов. Энциклопедия 1985. - 528с.
© Кажайкина П.С., Шмагина Ю.В., 2023
УДК 681.586.2
Ключников А.И.
соискатель ученой степени кандидата технических наук ПОСТРОЕНИЕ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОГО ДАТЧИКА Аннотация
При повышении чувствительности маятниковых акселерометров, функционирующих в режиме автоколебаний, возрастает чувствительность и к нежелательным моментам, обусловленным влиянием линейных и угловых ускорений по перекрестным осям. В этой связи возникает необходимость снижения вышеуказанных погрешностей. Они могут быть снижены путем расположения двух акселерометров так, чтобы их входные оси были параллельны друг другу, а выходные оси - взаимно параллельны, но направлены противоположно, а чувствительные элементы были объединены электрической (информационной) связью.
Ключевые слова
Датчики первичной информации, адаптивные системы, маятниковый акселерометр.
