Том 24, № 1 (2023)

В настоящее время визуализация графовых моделей является неотъемлемой частью обработки сложной информации о структуре объектов, систем и процессов во многих приложениях в науке и технике и на рынке широко представлены наукоемкие программные продукты, использующие методы визуализации информации на основе графовых моделей. Поскольку информация, которую желательно визуализировать, постоянно увеличивается и усложняется, возникает все больше ситуаций, в которых классические графовые модели перестают быть адекватными. Требуются и возникают более мощные теоретико-графовые формализмы для представления информационных моделей, обладающих иерархической структурой, поскольку иерархичность является основой многочисленных методов визуальной обработки сложных больших данных в различных областях применениям. Одним из таких формализмов являются так называемые иерархические графы. Этот формализм позволяет выделить в исходном классическом графе множество таких его частей (так называемых фрагментов), что все элементы каждого фрагмента заслуживают отдельного совместного рассмотрения, а все фрагменты выделенного множества образуют иерархию по вложенности. В Институте систем информатики им. А. П. Ершова СО РАН была создана система визуализации Visual Graph, которая основана на иерархических графах и позволяет исследовать сложные структурированные большие данные через их визуальные представления. Во многих приложениях объекты, моделируемые вершинами графа, являются сложными и содержат непересекающиеся логические части (так называемые порты), через которые эти объекты находятся во взаимосвязи, моделируемой ребрами. В статье введен формализм атрибутированных иерархических графов с портами и рассмотрены новые возможности системы Visual Graph по визуализации структурированных данных большого размера на основе атрибутированных иерархических графов с портами.

Изучается упруго-пластическое кручение двухслойного стержня под действием крутящего момента. Предполагается, что стержень состоит из двух слоев. Каждый слой обладает своими упругими свойствами, но пластические свойства у обоих слоев одинаковые. Граница контакта слоев расположена вдоль оси ох. Боковая граница стержня свободна от напряжений, на границе раздела непрерывны перемещения и напряжения. Компоненты тензора напряжений в точке вычисляется с помощью контурных интегралов, полученных из законов сохранения, вычисленных по боковой границе. Далее второй инвариант тензора напряжений сравнивается с пределом текучести. В тех точках, где достигается предел текучести реализуется пластическое состояние, в остальных -упругое. Это позволяет построить границу между пластической и упругой областями. Данная методика дает способ вычислить упруго-пластические границы для основных прокатных профилей стержней. Это предполагается сделать в последующих работах. Напоминаем, что ранее с помощью законов сохранения решены основные краевые задачи для пластической двумерном среды, упруго-пластического кручения изотропных стержней и упругих сред для тел конечных размеров.

Разработка новых летательных аппаратов баллистического типа характеризуется в первую очередь более совершенными аэродинамическими характеристиками и более высокими предельными значениями скорости. Наземные трековые испытания авиационной и ракетной техники являются этапом, задачей которого является подтверждение работоспособности и эффективности новых разработок. Трековые испытания позволяют моделировать реальные нагрузки, они проще и существенно дешевле летных испытаний. Экспериментальная установка «Ракетный рельсовый трек 3500» Федерального казенного предприятия «ГкНИПАС имени Л. К. Сафронова» постоянно модернизируется с целью проведения трековых испытаний изделий со скоростью большей ЗМ. Экспериментальная установка включает в себя двухрельсовый путь, выполненный на специальном фундаменте, исключающем при массе до 3000 кг недопустимый прогиб рельса. Рельсовый путь имеет участок разгона с углом атаки длиной 2500 м и участок торможения. Между рельсами выполнен лоток, который на участке торможения заполняется водой. Он предназначен для гидродинамического торможения до полной остановки ракетной каретки с сохраняемым оборудованием. Подвижная ракетная трековая каретка изготовлена из массивной стальной пластины, к которой приварены три поперечные балки. Передняя и задняя балки заканчиваются осями, на которых шарнирно установлены опоры скольжения. На задней и средней балках выполнены ложементы для крепления ракетных двигателей твердого топлива. В зависимости от требуемой скорости испытания на ложементах могут быть размещены от одного до пяти двигателей. Объект испытания обычно крепится на передней и средней балках по оси каретки и закреплен консольно с выдвинутой вперед головной частью. Конструкция опор башмаков выполнена с охватом головки рельса таким образом, что обеспечивает скользящий контакт по верхней плоскости головки рельса, а при возникновении подъемной силы, превышающей вес каретки при высоких скоростях, удерживает конструкцию от свободного полета, контактируя с нижней поверхностью головки рельса. Трековые высокоскоростные испытания объектов спецтехники всегда сопровождаются интенсивной вибрацией и ударными воздействиями элементов конструкции. Из-за стремления проведения трековых испытаний изделий с большей скоростью возникает необходимость снижения уровня динамических нагрузок и устранения резонансных взаимодействий.

В статье приведен алгоритм и методика статистической обработки случайных сигналов трехосевых датчиков виброускорений, установленных на башмаках ракетной трековой каретки и обтекателе объекта испытания. За счет размещения на каретке регистрационных накопителей информации были сохранены экспериментальные данные вибраций при испытании изделия со скоростью более 1М. Были определены автокорреляционные функции сигналов виброускорений датчиков. размещенных на различных элементах ракетной каретки, функции взаимной корреляции соответствующих сигналов, плотности спектров амплитуды, плотности спектров мощности и передаточные функции, характеризующие динамическую проводимость вибраций от башмаков, скользящих по рельсовым направляющим к объекту испытания.

Предложена новая концепция построения малогабаритного ракетного двигателя, содержащего специальный ионизатор газов в камере сгорания для увеличения его проводимости до оптимального значения при соответствующем улучшении процесса сгорания топлива. Приведён упрощённый расчёт для относительной скорости газов в коническом сопле при подогреве сверхзвукового потока газов плазмой в конусном сопле посредством мощного электромагнитного высокочастотного поля. Рассмотрено влияние некоторых технических параметров на эффективность полёта ракеты.

Сделано сравнение высоты полёта ракеты с плазменным подогревом потока газов в коническом сопле с масштабной моделью, соответствующей известной одноступенчатой ракете «Зенит» с одинаковым весом и геометрии с учётом сопротивления воздуха для грузового варианта ракеты с одним малогабаритным двигателем. Получен результат - значительное снижение расхода топлива и увеличение максимальной высоты полёта в 2 раза при увеличении удельного импульса в 2,7раза при прочих равных параметрах. Установлено, что при определённых концептуальных параметрах возможно быстрое ускорение и полёт одноступенчатой грузовой ракеты со стартовым весом 17,25-20.00 т к планетам Солнечной системы непосредственно с поверхности Земли при использовании связки однотипных двигателей.

Применение множества однотипных малогабаритных двигателей позволяет отказаться от сопла Лаваля в пользу простого конического сопла, что уменьшает габариты ракеты в целом. Это обусловлено необходимостью уменьшения диаметра конического сопла для достижения большей удельной мощности подогрева плазмой по сравнению с удельной мощностью сгорающего в камере сгорания топлива. Также предлагается полный отказ от рулевых двигателей, функцию которых будет выполнять часть двигателей, расположенных ближе к диаметру ракеты.

В качестве электрогенераторов предлагается использовать перспективные опытные образцы электрогенераторов МЭГ-6НС, МЭГ-15НС и др. компании «НаукаСофт» с хорошими весовыми показателями, которые позволяют в будущем изготовить такой жидкостной ракетный двигатель малых габаритов. Перераспределение части используемого топлива для производства электроэнергии компенсируется значительным ростом удельного импульса жидкостного ракетного двигателя для увеличения скорости и общей эффективности полёта при оптимальном соотношении количества топлива к весу ракеты до заправки.

В настоящее время востребованы исследования перспективного наземного комплекса управления космическими аппаратами дальнего космоса, обладающего большими возможностями не только в управлении космическими аппаратами дальнего космоса, но и в проведении фундаментальных и прикладных радиоастрономических исследований. Большое внимание уделяется анализу требований к радиотехническому комплексу, которые должны быть выполнены для реализации возможности проведения с его помощью нескольких направлений научных исследований и, прежде всего, планетной радиолокации, интерферометрии со сверхдлинными базами, радиопросвечивания, радиоастрономии. На основе анализа состояния наземного комплекса управления космическгши аппаратами дальнего космоса раскрыты направления его развития на основе модернизации существующих средств, а также показаны перспективы применения новых технологий для освоения дальнего космоса на траекториях полета к Луне, Марсу, другим небесным телам Солнечной системы, объектам инопланетной и межпланетной инфраструктуры.

В настоящей работе рассмотрены проблемные вопросы обеспечения стойкости бортовой аппаратуры космических аппаратов к воздействию ионизирующего излучения космического пространства (ИИ КП), существенно ограничивающего срок активного существования космического аппарата. В работе описывается методология обеспечения радиационной стойкости, разработанная специалистами АО «ИСС». Результатом проделанной работы является обеспечение гарантированного выполнения целевой функции космическими аппаратами (КА) с длительными сроками активного существования (САС) 15 и более лет.

Среди комплекса факторов космического пространства (ФКП), воздействующих на КА, ионизирующее излучение космического пространства является основным фактором, ограничивающим САС. Воздействие энергетических частиц ИИ КП вызывает деградацию электронной компонентной базы (ЭКБ), которая приводит к сбоям и отказам бортовой аппаратуры (БА) и деградации ее функциональных поверхностей. Обеспечение радиационной стойкости КА является сложной комплексной задачей, одним из этапов которой является определение радиационной стойкости компонентов, комплектующих бортовую аппаратуру. В результате накопленного опыта по проведению радиационных испытаний и анализа их результатов специалистами АО «ИСС» была разработана методология, позволяющая гарантированно обеспечить радиационную стойкость КА в условиях сжатых сроков производства и оптимизированных затрат.

Предложен метод математического моделирования теплового состояния гидросистемы летательного аппарата. Математическая модель представляет собой систему дифференциальных уравнений в частных производных для углепластиковой композитной теплоизоляции и обыкновенных дифференциальных уравнений для элементов гидросистемы, описывающих их теплообмен с воздушной средой и окружающими поверхностями. Для решения прямой задачи теплового со- стояния элементов гидросистемы, т. е. для решения жесткой системы обыкновенных дифференциальных уравнений, использовали численную схему типа Розенброка второго порядка аппроксимации для неавтономных систем и решение системы дифференциальных уравнений с частными производными метода Монте-Карло на основе вероятностного представления решения в виде математического ожидания функционала от диффузионного процесса. Обратная задача теплового состояния элементов гидросистемы решена композицией метода наискорейшего спуска, метода Ньютона и квазиньютоновского метода Бройдена – Флетчера – Гольдфарба – Шэнно. Разработана математическая модель теплового состояния агрегата гидросистемы в негерметическом отсеке летательного аппарата и оценены доверительные интервалы каждого из искомых коэффициентов модели с использованием ${\text{χ}}_{1-\text{α}}^2$  распределения при доверительной вероятности β = 0,95. 

В работе представлен методологический подход к проектированию системы терморегулирования космического аппарата (КА) с прокачкой теплоносителя хладопроизводителъностью до 7,0 кВт. Рассмотрены два варианта конструкций. В компоновочной схеме построения КА отсутствует герметичный приборный контейнер, а все тепловыделяющее оборудование располагается непосредственно на панелях силовой конструкции, поэтому отвод избыточного тепла от КА осуществляется непосредственно с наружной стороны приборных панелей.

При всей привлекательности двухфазного контура (ДФК) с контуром тепловой трубы (КТТ) его использование в автоматических КА усложняется необходимостью подвода сосредоточенного тепла на капиллярный испаритель контура (КИТ). Для этого необходимо собрать тепло с большой поверхности конструкции, на которой установлено большое количество теплоисточников.

Рассматривается схемное решение системы терморегулирования, в котором тепловая мощность модуля полезной нагрузки распределяется между панелью модуля служебных систем и раскрываемыми радиаторами. При этом в первом варианте тепловые трубы модуля полезной нагрузки соединены с тепловыми трубами модуля служебных систем по полочкам профиля, контурные тепловые трубы раскрываемого радиатора связаны только с тепловыми трубами модуля служебных систем. Таким образом, тепловая нагрузка модуля полезной нагрузки передается к тепловым трубам модуля служебных систем, а затем контурным тепловым трубам.

Второй вариант отличается от первого тем, что для выравнивания температур панелей модуля полезной нагрузки каждая тепловая труба панели «Север» соединена с тепловыми трубами панели «Юг».

Из результатов сравнительного анализа бюджета масс и энергетической эффективности следует вывод: для систем терморегулирования с ДФК с капиллярной прокачкой наиболее предпочтительным является второй вариант, который при остальных одинаковых характеристиках имеет меньшую массу. Удельная массо-энергетическая характеристика такой системы составляет ~ 22,9 кг/кВт.

Целью настоящей работы является обнаружение закономерностей формирования структуры поверхностного слоя высокохромистой стали, подвергнутой азотированию в плазме газового разряда низкого давления с использованием плазмогенератора с накаленным катодом «ПИНК». Нагревание образцов до температуры азотирования осуществляли ионной компонентой плазмы, а также электронной и ионной компонентами плазмы (элионный режим). Объектом исследования являлась жаропрочная коррозионностойкая сталь аустенитного класса марки 20Х23Н18 (зарубежный аналог AISI 310S). Актуальность исследований обусловлена сравнительно низким уровнем твердости и износостойкости сталей данного класса. Азотирование стали осуществляли на установке «ТРИО», дооснащенной блоком коммутации для реализации элионного (электронного и ионного) режима обработки. Установлено, что толщина упрочненного слоя составляет 55-60 мкм и слабо зависит от метода азотирования, температуры (в интервале 793-873 К) и длительности (3-5 ч) процесса. Выявлен режим азотирования, позволяющий формировать поверхностный слой с микротвердостью 13,7 (ионный режим нагревания) и 10,8 ГПа (элионный режим нагревания). Установлено, что высокие прочностные и трибологические свойства азотированной стали обусловлены формированием в поверхностном слое нанокристаллической структуры, основными фазами которой являются нитриды железа Ие₄У и нитриды хрома CrN. Показано, что нагревание образцов до температуры азотирования в элионном режиме, использующем электронную и ионную компоненту плазмы, приводит к существенно меньшему уровню шероховатости материала по сравнению с образцами, нагревание которых при азотировании осуществляли ионной составляющей плазмы.

Титановые сплавы являются трудносклеиваемыми материалами, по причине того, что на их поверхности всегда присутствует тонкая оксидная пленка, препятствующая образованию межатомных и межмолекулярных связей между клеем и подложкой. В Сизовых конструкциях космических аппаратов (КА) часто используют клеевое соединение титанового сплава с композиционным материалом. Но прочность таких узлов относительно мала по сравнению с механическим соединением. Цель данной работы заключается в увеличении прочности клеевого соединения за счет лазерной обработки рабочей поверхности титанового сплава под склейку. Текстурирование поверхности титанового сплава ОТ-4 проводилось на иттербиевом импульсном волоконном лазере на 4 режимах обработки. Обработанная поверхность склеивалась с углепластиком КМУ-4 по площади 300 мм² трехкомпонентным клеем ВК-9. Испытание на прочность клеевого соединения проводилось на разрывной машине Eurotest Т-50 и показало, что прочность образцов с лазерной обработкой увеличилась более чем на 80 % относительно среднего значения механического шлифования. Наибольшее значение прочности на сдвиг показали образцы с лазерной обработкой № 1 и 3. Это связано с увеличением площади склеивания поверхности, а также механическим запиранием клея в микрорельефе структуры. Увеличение прочности на сдвиг, вызванное лазерной обработкой поверхности, представляет собой смешанный эффект увеличения площади поверхности, механического запирания клея и изменения химического состава поверхности. Химический состав структуры поверхности под воздействием лазерного сканирования постепенно трансформируется из Ti и Ti₂O₃ в кристаллический TiO ₂. Характер разрушения клеевого соединения у образцов с лазерной обработкой преимущественно когезионный, но также наблюдались образцы с разрушением материала углепластика, т. е. сдвиговые напряжения в композиционном материале превосходили адгезионную прочность. Влияние предварительной обработки композиционного материала на прочность клеевого соединения в этой работе не рассматривалось.

Технологические показатели электроконтактной обработки металлов вибрирующим электродом-инструментом в электролите исследованы достаточно полно. Знание коэффициента эрозии этого метода обработки позволит оценить производительность электроконтактной обработки заранее, на этапе технологической подготовки производства.

В статье представлена методика проведения эксперимента, описана установка на основе линейного электродинамического двигателя, которая позволяет создать вибрацию электрода-инструмента и проток электролита в межэлектродном зазоре. Показаны результаты экспериментальных исследований в виде графика зависимости коэффициента эрозии металла от скорости воды в межэлектродном зазоре при различных плотностях тока. На основании результатов и ранее проведённых исследований сделано предположение, что коэффициент эрозии зависит прямо пропорционально от напряжения в межэлектродном зазоре и обратно пропорционально от объёмной теплоёмкости металла и его температуры плавления. На основании теории электрических контактов и с учётом особенностей электроконтактной обработки в электролите уточнено определение напряжения в зоне контакта. Теоретическое значение коэффициента эрозии превышает экспериментальное значение в два и более раз.