Том 24, № 3 (2023)

Целью настоящей работы является создание способа решения задачи оптимального распределения трафика в сети с помощью контурного метода анализа данных. В первом разделе работы объяснен принцип преобразования любой доступной сети к контурному виду, причем рассмотрен случай как для сетей без потерь, так и для сетей с потерями. Во втором разделе в общем виде показан метод приведения сети в контурном виде к системе нелинейных неравенств, решив которую можно получить некое распределение трафика в системе. В заключительном разделе на примере системы массового обслуживания M/M/1/N показано решение задачи оптимального распределения трафика по критерию минимизации потерь. В качестве исходных данных для задачи выступили матрица инцидентности, интенсивность обслуживания и размерность буфера для каналов связи. Указанный подход по оптимальному распределению трафика позволяет сократить число используемых переменных по сравнению с известными методами на основе беспетельных маршрутов, а также не требует их предварительного поиска, так как они определяются из размерности матрицы инцидентности графа моделируемой сети.

В представленной работе предложен метод численного решения системы кинематических уравнений Пуассона, определяющих эволюцию положения космического аппарата (КА), по которой определяют матрицу перехода от связанной с КА системы координат в выбранный момент времени t₁ к связанной с КА системе координат в текущий момент времени t₂. Указанная матрица перехода используется в ходе решения задачи определения трехосной ориентации КА по показаниям магнитометра с использованием информации о его угловых скоростях. Предложенный метод основан на замене производных искомых функций в кинематических уравнениях Пуассона на частичные суммы рядов по масштабированной системе Хаара. Эти суммы представляют собой обобщенные многочлены по масштабированной системе Хаара и, следовательно, являются ступенчатыми (кусочно-постоянными) функциями. Выведены оценки погрешности предложенного метода, показывающие, что в случае коэффициентов уравнений, представляющих собой функции, удовлетворяющие условию Липшица, абсолютная погрешность вычисления каждого из элементов матрицы перехода от одной системы координат к другой есть величина O(N^–1) при N ® ¥, где N – число разбиений отрезка [t₁, t₂] при построении сетки узлов, задействованных в данном методе. Доказано, что трудоемкость построенного алгоритма приближенного решения системы кинематических уравнений Пуассона незначительно превышает трудоемкость решения указанной системы методом Эйлера, который имеет первый порядок точности. Приведены результаты численных экспериментов, показывающие, что в определенных случаях метод сумм Хаара дает погрешность, значительно меньшую, чем метод Эйлера, и практически идентичную погрешностям методов Эйлера – Коши и Рунге – Кутты 2-го порядка, трудоемкость которых примерно в два раза превосходит трудоемкость метода сумм Хаара.

Рассматривается проблема имитации невесомости систем балок, подвешенных на нерастяжимых тросах. Имитация невесомости означает обнуление или уменьшение какого-либо выбранного силового фактора (например, реакции опоры или момента в опоре или сочленении) и кинематического фактора (прогиба или угла поворота). Требуется подобрать усилия в тросах такими, чтобы сумма квадратов прогибов в точках упругой линии балки была минимальной.

Задача формулируется как задача нелинейного программирования, осуществляется поиск минимума целевой функции с ограничениями в виде уравнений равновесия. В общем виде все выписанные для геометрически изменяемой системы уравнения линейно-зависимы. Из системы уравнений выбираются параметры, при которых векторы вводятся в базис, а оставшиеся параметры считаются свободными и являются координатами целевой функции. Задача свелась к задаче квадратичного программирования без ограничений. Частные производные по координатам дают систему линейных алгебраических уравнений, позволяющую определить координаты, принятые как свободные параметры, а затем вычислить и координаты, введенные в базис. Опорный план нелинейных задач оптимизации может иметь локальные минимумы. Показано, что при любом начальном базисе, оптимальный план единственный.

Для вычисления прогибов балки применяется метод начальных параметров. В качестве начальных параметров рассматриваются прогиб, угол поворота, дополнительные углы поворота в шарнирных сочленениях, а также реакция и изгибающий момент. Континуальная задача переводится в дискретную ограничением количества точек, в которых вычисляются прогибы. Целевая функция имеет конечное число переменных. Определяется, какое количество выбранных точек на упругой линии балок является достаточным для обеспечения сходимости функций прогибов, углов поворота, изгибающих моментов и поперечных сил с целью приложения к практическим расчетам.

Выполнена оптимизация прогибов балки, шарнирно закрепленной, подвешенной на двух тросах с проверкой решений, сменой базисных переменных и исследованием сходимости в зависимости от выбора количества точек, в которых вычисляются прогибы.

Проанализировано деформирование систем двутавровых балок, соединенных шарнирами между собой, имеющими в условиях гравитации погонный вес. Для имитации невесомости системы подкрепляются тросами. Рассмотрены граничные условия: жесткое защемление; шарнирно-неподвижное опирание, скользящая заделка, свободный край. Модели систем трех балок при имитации невесомости в определенной степени эквиваленты. Вид граничного условия в большей мере влияет на первую балку. Силы натяжения тросов выравнивают деформированное и напряженное состояние в последующих балках. Любую из рассмотренных систем с представленными граничными условиями можно перевести в эквивалентную ей, изменив граничные силовые факторы, задав моменты или установив пружину с заданной жесткостью и корректировкой натяжения тросов.

Приведены некоторые основные параметры сетеполотна, влияющие на радиоотражающие свойства рефлектора, и технология достижения этих параметров с помощью контроля усилия натяжения сетеполотна на различных этапах изготовления радиоотражающей поверхности рефлектора. Сделан краткий обзор существующих и применяемых на предприятии АО «РЕШЕТНЁВ» методов измерения и контроля усилия натяжения сетеполотна рефлекторов космических аппаратов и представлен анализ недостатков в результате их отработки. Предложен новый метод контроля усилия натяжения, основанный на локальном деформировании сетеполотна силой давления втягиваемого воздуха через его поверхность. Представлены результаты разработки и испытаний метода и прототипа устройства для контроля усилия натяжения сетеполотна. Целью исследования являлось определение работоспособности устройства и возможности его дальнейшего применения для контроля натяжения сетеполотна на рабочих рефлекторах.

Разработанный метод и прототип устройства, его реализующего, позволяют оперативно проводить контроль усилия натяжения сетеполотна при любом его пространственном положении.

Предложены и проанализированы перспективы возможного использования метода в ракетно-космической промышленности при изготовлении радиоотражающих поверхностей антенн космических аппаратов. По результатам проведенного исследования установлена зависимость усилия натяжения сетеполотна от силы давления втягиваемого воздуха через сетеполотно. Выявлена необходимость в дальнейшей доработке разработанного устройства для повышения точности получения данных измерений.

При успешном испытании доработанного устройства контроля усилия натяжения сетеполотна в лабораторных условиях, будут проведены дальнейшие испытания на стадии раскроя сетеполотна и на сетеполотне в составе рефлектора.

В данной статье представлен анализ возможности применения альтернативного метода отработки на механические воздействия конструкции малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли, имеющего изделие-аналог, прошедший полный цикл наземной экспериментальной отработки. Однако, несмотря на схожую силовую схему и максимальное заимствование бортовой аппаратуры с минимальными доработками, планируемый к отработке космический аппарат имеет ряд существенных отличий. Рассмотрено применение основных альтернативных методов в зарубежной и отечественной практике при наземной экспериментальной отработке космической техники, описаны их преимущества и недостатки. Приведены некоторые рекомендации принятия решений об отказе от применения традиционных методов наземной экспериментальной отработки космической техники на механические воздействия.

Анализ принятой в отечественной отрасли нормативно-технической документации в части уточнения перечня отработочных испытаний космических аппаратов, допущений применения расчетно-экспериментального метода к отработке динамической (вибрационной) прочности и анализ конструкции планируемого к отработке космического аппарата в сравнении с изделием-аналогом показал, что наиболее предпочтительным для отработки динамической (вибрационной) прочности является метод «протоквалификации». В соответствии с выбранным методом были определены задачи, которые позволят уточнить перечень отработочных испытаний объекта исследования.

В статье рассмотрены перспективы применения аэродинамического управления для поддержания формации наноспутников класса CubeSat. Целью данной работы является оценка границ применения активного аэродинамического контроля для стабилизации относительного движения двух аппаратов CubeSat 3U на солнечно-синхронной орбите высотой 570 км. Проведен обзор теоретических сведений об аэродинамических силах, действующих на искусственные спутники Земли, в рамках которого рассмотрены модели верхней атмосферы Земли. Рассмотрены аспекты построения дифференциальной силы лобового сопротивления для наноспутников в качестве исполнительного механизма активного управления. Для исследования орбитального движения спутников под действием аэродинамического управления с помощью программы General Mission Analysis Tool смоделирован групповой полет двух космических аппаратов с учетом факторов, вызывающих возмущения орбит. По результатам экспериментов изучена динамика межспутникового расстояния и сделан вывод о возможности применения аэродинамической дифференциальной силы для стабилизации относительного движения.

С увеличением количества запускаемых космических аппаратов набирает популярность такое направление, как автоматизация процессов управления космическими аппаратами. Одним из важнейших процессов является анализ телеметрических данных при эксплуатации космического аппарата. Научно-образовательный спутник Сибирского государственного университета науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнёва ReshUCube-1 успешно эксплуатируется на орбите и выполняет свои научные задачи уже более полугода. В статье рассмотрен перечень основных параметров, анализируемых операторами Центра управления полётами для оценки состояния спутника ReshUCube-1. Описан состав и основные функциональные характеристики оборудования на космическом аппарате. Приведены качественные показатели и количественные пределы для всех описываемых параметров, а также их значимость и влияние на функционирование устройств и всего космического аппарата в целом.

Комплексными расчетными и экспериментальными исследованиями обоснованы рациональные режимы фрезоточения сложноконтурных равноосных поверхностей с высокой точностью формы, размеров и параметрами шероховатости. В качестве материала заготовки для изготовления новых оригинальных конструкций инструментов использовались прутки из наноструктурированного твердосплавного композита (полученные экструзией бимодальных порошковых смесей WC-Co-Al₂O₃) c повышенными показателями по прочности, трещиностойкости и термостойкости. Совокупность этих свойств является необходимой предпосылкой для эффективной работы разработанных конструкций многолезвийных фрез на высоких скоростях резания и в условиях переменных циклических нагрузок. Более сложная кинематика совместного вращательного движения инструмента при фрезоточении диктует необходимость новых подходов при назначении рациональных режимов резания. Для получения достоверных расчетных формул предварительно были проведены численные эксперименты, в том числе симуляция процесса обработки с использованием интегрированной среды разработки VisualStudio, в которой поддерживается технология WindowsForms. Возможность отображения графических 3D-объектов была реализована за счет дополнительного программного продукта в виде геометрического ядра Open CASCADE. Численные эксперименты с использованием программных продуктов MathCAD и основанные на аналитических положениях, предложенных в работе, позволили оценить влияние режимов резания, геометрических параметров режущей части инструмента (профиля и количества зубьев), кинематики относительного перемещения в системе «инструмент – деталь» на форму поверхностей и параметры контура (шероховатости, получаемые при фрезоточении. Разработана методика, алгоритм и программа автоматизированного расчета режимов резания, которая верифицирована при проведении натурных экспериментов и изготовлении сложнопрофильных деталей из алюминиевых сплавов для приводов изделий аэрокосмической отрасли (в форме РК-профиля и деталей цевочной передачи механизмов наведения). При этом на основании 3D-модели изделий создавались управляющие программы для станков с ЧПУ с использованием MasterCAM. Практическая значимость и технико-экономическая эффективность предложенных конструкторско-технологических решений для аэрокосмической отрасли заключается в повышении производительности и снижении трудоемкости обработки (в сравнении с базовыми вариантами) за счет использования новых многолезвийных твердосплавных инструментов для высокоскоростного фрезерования (в том числе при обработке композиционных материалов).

Развитие современных материалов и технологий изготовления элементов конструкций летательных аппаратов из полимерных композиций требует обоснования выбора технологической оснастки. Основными критериями выбора материала технологической оснастки являются физико-технические характеристики материала, обеспечение требуемых точностей изготовления оснастки, а также экономическая целесообразность. Выбор материала оснастки зависит от технологии изготовления элементов конструкции из полимерных композиционных материалов. В работе представлена методика выбора материала оснастки для изготовления деталей методом вакуумной инфузии. Представлены результаты сравнительного анализа типовых материалов оснастки, используемых в производстве. Показано, что основными критериями при проведении сопоставительного анализа являются: температура эксплуатации, стойкость к воздействию растворителей, устойчивость к механическим воздействиям; ремонтопригодность; значение коэффициента линейного температурного расширения (КЛТР); стабильность геометрии оснастки и ее герметичность. Результаты сопоставительного анализа показали, что для изготовления оснастки, при использовании в технологическом процессе высоких температур, наиболее целесообразными являются металлы и углепластик. В работе представлен алгоритм выбора материала оснастки для изготовления деталей из полимерных композиционных материалов. Отмечено, что при изготовлении элементов конструкции на основе стеклопластика и углепластика материал оснастки следует выбирать такой же, что и у детали. Это позволяет, во-первых, обеспечить одинаковые КЛТР, что важно при горячем формовании детали, а, во-вторых, устранить коробление детали в процессе ее остывания на оснастке. Однако достижение заданных точностей такой оснастки требует учета обработки оснастки гелькоутом после ее изготовления. В работе приведен подход к количественной оценке экономической целесообразности выбора материала оснастки. Показано, что только совокупность технических, технологических и экономических факторов позволяет обосновать целесообразность используемого материала оснастки для конкретного производства элементов конструкции летательного аппарата.