- •ПРОГРАММА ВСЕРОССИЙСКОЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ КОНФЕРЕНЦИИ «АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003»
- •ОБЗОР ОПЕРАТИВНЫХ МЕТОДОВ НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ МАШИН И КОНСТРУКЦИЙ
- •ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ВОДОЕМА-НАКОПИТЕЛЯ СТОЧНЫХ ВОД ПОРОХОВОГО ПРЕДПРИЯТИЯ НА ГИДРОХИМИЧЕСКИЙ РЕЖИМ РЕКИ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •НЕКОТОРЫЕ ПУТИ УЛУЧШЕНИЯ РОЗЖИГА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А
- •ЗАКОНОМЕРНОСТИ ПРОЦЕССА РОЗЖИГА ДВИГАТЕЛЯ ПС-90А, ВЫЯВЛЕННЫЕ С ПОМОЩЬЮ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ.
- •ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЧНОСТИ ПЛАСТИКА, АРМИРОВАННОГО ПОЛИЭТИЛЕНОВЫМИ ВОЛОКНАМИ, ПРИ КОМБИНИРОВАННОМ НАГРУЖЕНИИ
- •РАСЧЕТ ТЕРМОНАПРЯЖЕННОГО СОСТОЯНИЯ СОПЛОВОГО НАСАДКА ЖРД ИЗ УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА
- •ТЕХНОЛОГИЯ СОЭКСТРУЗИОННОГО ПРОИЗВОДСТВА ГЕРМЕТИЗИРУЮЩЕЙ ОБОЛОЧКИ БИПЛАСТМАССОВЫХ ТРУБ
- •АНАЛИЗ РАБОТОСПОСОБНОСТИ БИПЛАСТМАССОВЫХ ТРУБ ПРИ НИЗКИХ ТЕМПЕРАТУРАХ
- •ПОЛУЧЕНИЕ ИНТЕРМЕТАЛЛИДОВ ТИТАНА Ti3Al МЕТОДОМ МЕХАНИЧЕСКОГО ЛЕГИРОВАНИЯ
- •ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ВОДНОСТРУЙНОЙ ОБРАБОТКИ НА УСТАЛОСТНУЮ ПРОЧНОСТЬ ОБРАЗЦОВ ПОЛИМЕТИЛМЕТААКРИЛАТА
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •МОДЕЛЬ РАСЧЕТА ДВУХФАЗНОЙ ГАЗОКАПЕЛЬНОЙ СТРУИ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖРД
- •МОДИФИКАЦИЯ СВЯЗУЮЩЕГО НА ОСНОВЕ ДИАНОВОЙ СМОЛЫ ЭД-20 ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ТЕПЛО- И ХИМИЧЕСКОЙ СТОЙКОСТИ СТЕКЛОПЛАСТИКОВЫХ ИЗДЕЛИЙ
- •ВЛИЯНИЕ РАБОТЫ СЕПАРИРУЮЩЕГО АППАРАТА НА КОМПОНЕНТНЫЙ СОСТАВ ТОПЛИВНОЙ МАССЫ, ПОЛУЧАЕМОЙ В СМЕСИТЕЛЯХ НЕПРЕРЫВНОГО ДЕЙСТВИЯ
- •ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ УГЛЕПЛАСТИКОВЫХ РЕШЕТЧАТЫХ СТЕРЖНЕВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ФЕРМЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
- •ГОЛОГРАФИЧЕСКИЙ ИНТЕРФЕРОМЕТР С АВТОНОМНЫМ ОТРАЖАТЕЛЕМ В ОПОРНОМ ПУЧКЕ
- •ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ ТЕРМОИНДИКАТОРНЫХ КРАСОК ПРИ ДОВОДКЕ МАЛОЭМИССИОННЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ (МЭКС)
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •УСТОЙЧИВОСТЬ РАСТВОРОВ ГИПОХЛОРИТА НАТРИЯ ПРИ ХРАНЕНИИ.
- •ИССЛЕДОВАНИЕ МЕХАНИЗМА ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ НИЗКОМОЛЕКУЛЯРНЫХ ОРГАНИЧЕСКИХ СОЕДИНЕНИЙ С АЗИДОПЕНТОНОМ
- •ВЫСОКОЭФФЕКТИВНЫЕ ДВУХОСНОВНЫЕ БЕЗОПАСНЫЕ СОСТАВЫ ДЛЯ СТВОЛЬНЫХ СИСТЕМ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ ФОТОУПРУГИХ ЭФФЕКТОВ В КОНТУРЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОГО ГИРОСКОПА
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •О ПРИМЕНЕНИИ АМОРТИЗАЦИрННЫХ УСТРОЙСТВ В РСЗО
- •ОЦЕНКА НАПРЯЖЁННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ ИЗДЕЛИЙ ПРИ НАЛИЧИИ ПОДВИЖНОЙ ЗОНЫ КОНТАКТА
- •НОВЫЙ МЕТОД ОЦЕНКИ КОЭФФИЦИЕНТА ДИФФУЗИИ ПЕНЕТРАНТА В ПОЛИМЕРНЫХ МАТЕРИАЛАХ1
- •ОБ ОДНОМ ПОДХОДЕ ФОРМИРОВАНИЯ СЕТОК ЭЛЕМЕНТОВ ДЛЯ ЧИСЛЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССА МЕХАНОДЕСТРУКЦИИ В СШИТЫХ ПОЛИМЕРАХ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •НАПРЯЖЕНИЯ В МЕТАЛЛЕ И АКУСТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ
- •МАГНИТООПТИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА АМОРФНОЙ СТАЛИ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ И ОПТИМИЗАЦИЯ РЕСУРСНЫХ ИСПЫТАНИЙ ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ В СИСТЕМЕ ИХ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА
- •К ТЕОРИИ ДЕФОРМАЦИ ХАОТИЧЕСКИ АРМИРОВАННЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
- •ЗАКОНОМЕРНОСТИ ПОВРЕЖДЕНИЯ волокнистых композиционных МАТЕРИАЛОВ НА СТАДИИ РАЗУПРОЧНЕНИЯ ПРИ ОДНООСНОМ РАСТЯЖЕНИИ
- •СТАТИСТИЧЕСКАЯ ТЕОРИЯ ПЛОТНОСТИ ХАОТИЧЕСКОЙ УПАКОВКИ ЧАСТИЦ ДИСПЕРСНОГО НАПОЛНИТЕЛЯ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ПРИНЦИПЫ ТЕРМИНАЛЬНОГО НАВЕДЕНИЯ АЭРОБАЛДИСТИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
- •ТЕРМИНАЛЬНОЕ НАВЕДЕНИЕ АЭРОБАЛЛИСТИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
- •ККкТ0
- •СТАБИЛИЗАЦИЯ УГЛОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА КАК ЖЕСТКОГО ТВЕРДОГО ТЕЛА
- •МЕТОДЫ СТАБИЛИЗАЦИИ УПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ КОРПУСА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
- •ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЖЕСТКОСТИ НАГРУЖАЮЩЕЙ СИСТЕМЫ ДЛЯ ВОЛОКНИСТЫХ КОМПОЗИТОВ И ПОРИСТЫХ МАТЕРИАЛОВ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ СТРУКТУРЫ
- •ЗАКОНОМЕРНОСТИ СЛУЧАЙНЫХ ПОЛЕЙ СТРУКТУРЫ ОДНОНАПРАВЛЕННО АРМИРОВАННЫХ ВОЛОКНИСТЫХ КОМПОЗИТОВ
- •ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ УПРАВЛЯЕМЫХ СИСТЕМ, ПРЕДСТАВЛЕННЫХ ВЕКТОРНО-МАТРИЧНЫМ УРАВНЕНИЕМ СОСТОЯНИЯ
- •СПЕЦИАЛИЗИРОВАННЫЙ ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ОЦЕНКИ СТАБИЛЬНОСТИ ЗАРЯДОВ РДТТ
- •МОДИФИКАЦИЯ СВЯЗУЮЩЕГО НА ОСНОВЕ ДИАНОВОЙ СМОЛЫ ЭД-20 ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ТЕПЛО- И ХИМИЧЕСКОЙ СТОЙКОСТИ СТЕКЛОПЛАСТИКОВЫХ ИЗДЕЛИЙ
- •ПОИСК СПОСОБОВ МОДИФИКАЦИИ ПЛЕНКИ ПТР ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ХИМИЧЕСКОЙ СТОЙКОСТИ И СТОЙКОСТИ К ГИДРОАБРАЗИВНОМУ ИЗНОСУ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ МЕХАНИЧЕСКОГО ПОВЕДЕНИЯ ЗЕРНИСТЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
- •ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ОТХОДОВ ХИМИЧЕСКОГО ПРОИЗВОДСТВА ПРИ ПОЛУЧЕНИИ ОФСЕТНОЙ БУМАГИ
- •ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СКОПА ОЧИСТНЫХ СООРУЖЕНИЙ ЦБП ДЛЯ ПОЛУЧЕНИЯ КРОВЕЛЬНОГО МАТЕРИАЛА
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ОБЪЕКТНАЯ КЛАССИФИКАЦИЯ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ
- •ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СВЧ ИЗМЕРИТЕЛЯ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА В ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВКАХ
- •ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ СТАРТА ПРОТИВОГРАДОВОЙ ИЗДЕЛИЯ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ "АЛАН"
- •ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ НЕПРЕДЕЛЬНОГО ОЛИГОЭФИРУРЕТАНА С ДИНИТРИЛОКСИДОМ В АКТИВНОМ ПЛАСТИФИКАТОРЕ
- •ПОСТАНОВКА И РЕШЕНИЕ ОБРАТНОЙ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ ЗАДАЧИ МАГНИТОСТАТИКИ ДЛЯ МАГНИТНОЙ ДЕФЕКТОСКОПИИ
- •РЕШЕНИЕ ПРЯМОЙ ЗАДАЧИ С СИНУСОИДАЛЬНОЙ ГРАНИЦЕЙ ДЛЯ МАГНИТНОЙ ДЕФЕКТОСКОПИИ
- •КРАЕВЫЕ ЗАДАЧИ МЕХАНИКИ ЗАКРИТИЧЕСКОГО ДЕФОРМИРОВАНИЯ И РАЗРУШЕНИЯ ПОВРЕЖДЕННЫХ ТЕЛ
- •ОБНАРУЖЕНИЕ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ДАТЧИКОВ САУ ГТД С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДА МАКСИМАЛЬНОГО ПРАВДОПОДОБИЯ
- •АНАЛИЗ ОШИБОК ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОГО ГИРОСКОПА ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ТЕМПЕРАТУРНЫХ УСЛОВИЯХ
- •ПРОСТРАНСТВЕННЫЙ ИЗГИБ КРИВОЛИНЕЙНЫХ ТРУБ ИЗ ВОЛОКНИСТЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
- •ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ НА ВЫХОДНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ БЕСПЛАТФОРМЕННО КУРСОВЕРТИКАЛИ
- •ПРИМЕНЕНИЕ ПОВЕРХНОСТНОГО ПЛАСТИЧЕСКОГО ДЕФОРМИРОВАНИЯ ДЛЯ ПРАВКИ ДЕТАЛЕЙ ТИПА МАЛОЖЁСТКИХ ВАЛОВ 4
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •О БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ПОГРЕШНОСТИ ОДНОРОТОРНОГО ГИРОКОМПАСА
- •НЕЛИНЕЙНЫЕ МОДЕЛИ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ЭФФЕКТИВНЫХ УПРУГИХ СВОЙСТВ ВЫСОКОПОРИСТЫХ композитов
- •УСТРОЙСТВО ЗАПОРНОЕ ОГНЕСТОЙКОЕ - УЗО (СПОСОБ ПЕРЕКРЫТИЯ ТРУБОПРОВОДА)
- •МЕТОДОМ ГИДРОЛИТИЧЕСКОЙ ДЕСТРУКЦИИ
- •РАЗРАБОТКА РЕЦЕПТУРЫ УНИВЕРСАЛЬНОГО МОРОЗОУСТОЙЧИВОГО ВОДОСОДЕРЖАЩЕГО ПРОМЫШЛЕННОГО ВЗРЫВЧАТОГО ВЕЩЕСТВА
- •ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ КАК ЭЛЕМЕНТ МЕТОДИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ОПЫТНОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ НЕУПРУГИХ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛОВ
- •ПРИМЕНЕНИЕ ЖИДКИХ КОМПОНЕНТОВ В ТРАДИЦИОННЫХ И НЕТРАДИЦИОННЫХ СХЕМАХ РАКЕТНОГО И СТВОЛЬЦОГО ВООРУЖЕНИЯ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •КРАЕВАЯ ЗАДАЧА ТЕРМОЭЛЕКТРОУПРУГОСТИ ДЛЯ ПЬЕЗОКОМПОЗИТОВ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ПАРАМЕТРЫ ОРБИТЫ СПУТНИКА
- •-т = const.
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •УРАВНЕНИЕ ДВИЖЕНИЯ ТЕЛА С ПЕРЕМЕННОЙ МАССОЙ
- •МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРЕ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ УСТАНОВКИ СИНТЕЗА УЛЬТРАДИСПЕРСНОГО ОКСИДА АЛЮМИНИЯ
- •РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ПОЛЁТА НА МАРСЕ, ИСПОЛЬЗУЮЩИЕ МАРСИАНСКИЕ ПРИРОДНЫЕ РЕСУРСЫ
- •МЕТОД РАСЧЕТА НАПРЯЖЕННОГО СОСТОЯНИЯ ПРИ ПРОКАТКЕ ПОЛОСЫ НЕСИММЕТРИЧНОГО ПРОФИЛЯ
- •ПРИМЕНЕНИЕ СОВРЕМЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ АВТОМАТИЗАЦИИ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ И КОНТРОЛЯ ПРОЦЕССА ИСПЫТАНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ МАШИН
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИАГНОСТИКИ ТРУБ ДЛЯ НЕФТЯНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ МИКРОРОБОТОМ С ДИСТАЦИОННЫМ УПРАВЛЕНИЕМ
- •МЕХАНИКА РОБОТА МАНИПУЛЯТОРА РМ - 01, ИСПОЛЬЗУЕМОГО ДЛЯ ПОГРУЗОЧНО-РАЗГРУЗОЧНЫХ РАБОТ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ВОЛОКОШШ-ОПТЙЧЕСКИЙ КАБЕЛЬ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •МЕХАНИКА МЕХАНИЗМА РУЛЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ АВТОМОБИЛЯ
- •а - и -rsinxcosS
- •АЛГОРИТМ УПРАВЛЕНИЯ МАНИПУЛЯТОРА, ИСПОЛЬЗУЕМОГО ДЛЯ ТРАНСПОРТНЫХ РАБОТ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ ТРЕЩИН В ДИСКАХ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МЕТОДОМ КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ В ТРЕХМЕРНОЙ ПОСТАНОВКЕ
- •УЧЕТ ВЛИЯНИЯ РАЗМЕРОВ НАЧАЛЬНОГО ДЕФЕКТА НА СКОРОСТЬ РАЗВИТИЯ ТРЕЩИН В ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ДЕТАЛЯХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ НАПРЯЖЕННО-ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ (НДС) ЛОКАЛЬНЫХ ЗОН ДИСКОВ В УСЛОВИЯХ НЕСТАЦИОНАРНОСТИ
- •К РАЗРАБОТКЕ ЗАКОНА ИЗМЕНЕНИЯ СУММАРНОЙ СИЛЫ СОПРТИВЛЕНИЯ ОТКАТУ В ПАО
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •СРЕДНЕ БАЛЛИСТИЧЕСКОЕ ДАВЛЕНИЕ ПОРОХОВЫХ ГАЗОВ В КАНАЛЕ СТВОЛА
- •ТЕПЛОМАСООБМЕН ПРИ БЕЗДРЕНАЖЙОМ ХРАНЕНИИ КРИОГЕННОГО ТОПЛИВА В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ ТЕМПЕРАТУР И ДАВЛЕНИЙ
- •МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТЕПЛООБМЕНА ИЗЛУЧЕНИЕМ
- •ОПИСАНИЕ ВЯЗКОУПРУГИХ СВОЙСТВ ЭЛАСТОМЕРОВ НА ОСНОВЕ СЕГМЕНТИРОВАННЫХ ПОЛИУРЕТАНМОЧЕВИН
- •СПОСОБ И ТЕХНОЛОГИЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО ПОЖАРОТУШЕНИЯ ДЛЯ ВЗРЫВОПОЖАРООПАСНЫХ ОБЪЕКТОВ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •АТТЕСТАЦИЯ ПЕРСОНАЛА - ОДНО ИЗ ОСНОВНЫХ ЗВЕНЬЕВ СИСТЕМЫ КАЧЕСТВА
- •НОВАЯ МОДЕЛЬ УТЕЧЕК ЧЕРЕЗ ЗАЗОР НА РЕБОРДЕ ПРИ ОДНОШНЕКОВОЙ ЭКСТРУЗИИ ТЕРМОПЛАСТОВ
- •ЧИСЛЕННЫЙ АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКОГО ПОВЕДЕНИЯ ГИРОЭЛЕМЕНТА КОЛЬЦЕВОГО ИНДУКЦИОННОГО ГИРОСКОПА
- •МЕТОДЫ ОСРЕДНЕНИЯ В ЗАДАЧАХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
- •ОСОБЕННОСТИ.РАЗРАБОТКИ УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНОГО НАСАДКА ДЛЯ ЖРД.
- •ВЕРИФИКАЦИЯ МОДЕЛИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КАЧЕСТВА АЭРОДИНАМИКИ СВЕРХЗВУКОВЫХ РЕШЕТОК ПРОФИЛЕЙ ТУРБИН
- •СОДОВО-НАТРОННАЯ ВАРКА ПОЛУЦЕЛЛЮЛОЗЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ВСПОМОГАТЕЛЬНЫХ ХИМИЧЕСКИХ ВЕЩЕСТВ
- •ВЛИЯНИЕ ВЛАГИ НА СТРУКТУРУ СЕГМЕНТИРОВАННЫХ ПОЛИУРЕТАНОВ НА ОСНОВЕ ПРОСТЫХ ОЛИГОЭФИРОВ1
- •ВЛИЯНИЕ СМЕШАННЫХ ПЛАСТИФИКАТОРОВ НА УПРУГИЕ СВОЙСТВА ПОЛИДИЕНУРЕТАНЭПОКСИДОВ1
- •КИНЕТИЧЕСКЙЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ТЕРМОРАЗЛОЖЕНИЯ ПОЛИМЕРОВ НА БАЗЕ ТГ, ДТГ И ДТА КРИВЫХ.
- •ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКРОСКОПИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ОПТОВОЛОКОННОГО КОНТУРА КАТУШКИ ГИРОСКОПА
- •ИЗУЧЕНИЕ МЕЖМОЛЕКУЛЯРНЫХ ВЗАИМОДЕЙСТВИЙ В ЭПОКСИДУРЕТАНСОДЕРЖАЩИХ ОЛИГОМЕРАХ
- •ИССЛЕДОВАНИЕ ДИФФУЗИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОРГАНОПЛАСТИКОВОГО КОРПУСА РДТТ ПОСЛЕ ДЛИТЕЛЬНОГО ДЕЖУРСТВА В СОСТАВЕ РАКЕТЫ
- •АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
- •ЭФФЕКТ ЗАКАЛКИ В H:LiNb03 ВОЛНОВОДНЫХ СЛОЯХ
- •МОДЕЛИРОВАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ПРОЦЕССОВ НАГРЕВА И ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В СТЕНКАХ КАМЕР СГОРАНИЯ ТОПЛИВА ИМПУЛЬСНЫХ ТЕПЛОВЫХ МАШИН
- •ВЛИЯНИЕ СТРУКТУРЫ ПОРОШКОВЫХ JV1ETАЛЛОКОМПОЗИТОВ НА МЕХАНИЗМ РОСТА УСТАЛОСТНЫХ ТРЕЩИН
- •СПИСОК УЧАСТНИКОВ КОНФЕРЕНЦИИ
АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003
УРАВНЕНИЕ ДВИЖЕНИЯ ТЕЛА С ПЕРЕМЕННОЙ МАССОЙ
Перминов КГ:
Пермский государственный технический университет
Рассмотрим движение тела на примере ракеты с реактивным двигателем (рисунок).
v |
Ат |
3 |
w-v
А
Рисунок
Если действием на ракету внешних сил пренебречь:
^вн=0>
то уравнение её движения можно представить в виде:
m A v ^ F ^ A t ,
где F ^ A t - импульс силы давления газового потока на корпус ракеты ( F ^ - реактивная сила). Изменение количества движения приращения массы продуктов сгорания:
Am [ v - ( v - w)] = FmAt
или
Amw = FmA t,
здесь FmAt - импульс силы давления газа. По третьему закону механики Ньютона
|
II |
из (2) и (3) имеем |
Am |
A v |
|
т— |
= ------ w |
At |
At |
или
mv = mcw
т с - секундная масса (расход продуктов сгорания). При снятии ограничения (1) будем иметь [ 1 ]
mv = mcw+F^
- уравнение Мещерского движения тела с переменной массой.
Список литературы
О)
(2)
(3)
1. Феодосьев В.И., Синярев Г.В. Введение в ракетную технику. - М.: Оборонгиз, 1960.-507 с.
МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ В КАМЕРЕ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ УСТАНОВКИ СИНТЕЗА УЛЬТРАДИСПЕРСНОГО ОКСИДА АЛЮМИНИЯ
Петренко В.И. , Крюков А.Ю., Малинин В.К Пермский Государственный Технический Университет
Проектирование современных технологических установок, использующих горение металловоздушых смесей, без правильного математического моделирования рабочих процессов может привести к большим ошибкам в определении конструктивных параметров.
В статье [1] предлагается проект опытно-промышленной установки для производства ультрадисперсного оксида методом сжигания порошка алюминия в потоке воздуха. Для проектирования нужно знать конструктивные параметры установки в целом и отдельных её узлов. Важным элементом конструкции является камера воспламенения, поскольку в ней происходит первый этап синтеза целевого продукта - воспламенение смеси воздуха и порошкообразного горючего. Проводится расчет рабочего процесса в камере с целью определения некоторых основных параметров воспламенения аэровзвеси частиц алюминия; на основе расчёта определяются основные конструктивные параметры камеры: длина и диаметр.
Для расчётов выбрана математическая модель, представленная в [2] и [3], поскольку в ней наиболее полно учтены особенности горения газовзвесей частиц алюминия: сильная скоростная, температурная и химическая неравновесность, накопление оксида и кинетические ограничения процессов окисления (разложения) и испарения (конденсации) на поверхности частиц и в объёме потока [3].
Рассматривается одномерный поток полифракционной аэровзвеси сферических частиц алюминия, характеризующийся переменной скоростью, температурой, плотностью частиц й газа, давлением, концентрацией кислорода и продуктов испарения частиц алюминия. Дисперсная фаза представлена совокупностью определённого числа монофракций. Процессы, происходящие на поверхности частиц и в объеме потока, а также основные допущения, при которых решается задача, описаны в [2].
На основе законов сохранения массы, энтальпии (энергии) и импульса в соответствии с принятыми допущениями, записана система дифференциальных уравнений первого порядка [2], описывающая горение полифракционного алюминия. Система уравнений интегрируется по продольной координате потока х от нулевой - до координаты, при которой параметры частиц и газа отличаются от равновесных на заданную малую величину.
Расчёты процесса воспламенения выполнены для потока аэровзвеси порошка АСД-4, который по размерам частиц разбивался на 10 монофракций (интегральное распределение порошка по размерам частиц приводится в [1]). Начальные параметры: дисперсной фазы - K0i=F0g, V0f=10м/с, T0]=T0g,, 7^=300 К; воздушного потока - F0g = 19 - 152 м/с, T0g =2000 К, Р0=0,24 МПа. Здесь Vou K0g и Koi, Т0ь TQg и Toi - начальные скорости и температуры частиц 1-й фракции, газа и /-й фракции, соответственно; Р0 - общее давление в системе. Коэффициент избытка воздуха а газовзвеси частиц алюминия варьировался в пределах 0,1 - 0,5. В результате получены зависимости: между координатой воспламенения частиц всех фракций Lign и начальным удельным расходом газа G0g, между равновесной температурой процесса Гс, максимальными температурами частиц отдельных фракций и газа 7 ^ и коэффициентом a, Z,ign и а.
Исследование рабочего процесса в камере воспламенения методами математического моделирования позволяет получить зависимости между параметрами смеси алюминия и воздуха во входном сечении и конструктивными размерами камеры и, следовательно, подобрать такие параметры конструкции, которые будут обеспечивать воспламенение всех частиц горючего в рабочем интервале расходов воздуха и порошка.
Математическое моделирование является важным этапом исследования технологии синтеза ультрадисперсного оксида методом сжигания порошка алюминия в потоке воздуха и проектирования опытно-промышленной установки, на которой может быть реализована оригинальная простая и экономичная технология.
Список литературы
1.Крюков А.Ю., Малинин В.И., Петренко В.И. Установка для получения ультрадисперсного оксида алюминия //Вестник ПГТУ, 2002, №11, с.63-69.
2.Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Модель горения высокоскоростного потока аэровзвеси частиц алюминия, учитывающая кинетику процессов и особенности накопления окисла //Химическая физика, 1998. Т.17. №10. С. 80-92.
3.Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С., Рылов В.Л. Математическое моделирование воспламенения и горения частиц алюминия за ударными волнами, учитывающее кинетику процессов и особенности накопления окисла //Химическая физика, 2001. Т.20. №6. С. 75-83.
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ ПОЛЁТА НА МАРСЕ, ИСПОЛЬЗУЮЩИЕ МАРСИАНСКИЕ ПРИРОДНЫЕ РЕСУРСЫ
Петренко В.И., Малинин В.К , БербекА.М. Пермский государственный технический университет
Уменьшение стартовой массы космического аппарата, предназначенного для посадки на Марс, может быть достигнуто при использовании марсианских природных ресурсов в качестве компонентов топлива ракетного двигателя. В работе [1] предлагается использовать СО2, из которого на 95% состоит марсианская атмосфера, как окислитель в реакции с активными металлами (Mg, А1 и др.), транспортируемыми на борту ЛА. Данные, полученные исследовательским космическим аппаратом Mars Odyssey , свидетельствуют о наличии на поверхности Марса воды (слой льда, смешанного с грунтом, толщиной около 1 метра, в областях от северного полюса до 60° северной широты). Вода также может использоваться как окислитель в реакции с металлическими горючими.
Термодинамические расчёты показывают, что алюминий энергетически выгоднее использовать по сравнению с магнием, предлагаемым в работе [1], но воспламенение алюминиевых топлив осуществить сложнее. Предлагается заменить чистый алюминий его смесью с небольшим количеством вещества с высоким содержанием свободного кислорода. В соответствии с работой [2], в которой рассмотрено воспламенение и горение сильнообогащённых алюминиево-воздушных смесей, при коэффициенте избытка окислителя по кислороду ос=0,09 скорость распространения пламени по смеси А1-воздух максимальна. Такой коэффициент а для предлагаемых топлив получается при замене А1 его смесью с
10% |
N20 4I при этом удельный импульс падает не более чем на 3%. Замена же азота воздуха на С 02 или |
Н20 |
не ухудшит условий распространения пламени, т.к. эти компоненты более активны и выделяют в |
реакции с алюминием больше тепла.
Топливо А1-Н20 термодинамически более эффективно по сравнению с топливом А1-С02 при массовом отношении окислителя к горючему к<3. При больших к удельный импульс быстро падает, что объясняется большим количеством тепла, затрачиваемым на испарение Н20. Заправку баков ЛА водой можно осуществить быстрее, чем С02, так как атмосферное давление у поверхности Марса составляет всего 0,6 кПа. Технически возможно сделать предлагаемый двигатель способным работать как на Н20, так и На С02 в случае отсутствия льда в месте посадки аппарата.
Особенностью предлагаемых топлив является высокое содержание конденсированной фазы в продуктах сгорания (например, в продуктах сгорания топлива А1-Н20 при к=1, содержание к-фазы достигает 95%) , что может привести к большим потерям удельного импульса. Эти потери можно уменьшить, увеличив дисперсность к-фазы (частицы к-фазы размером менее 1 мкм приближаются к состоянию теплового и скоростного равновесия с газовым потоком и двухфазные потери снижаются практически до нуля). Возможность получения к-фазы такой дисперсности теоретически и экспериментально доказана для топлива алюминий-воздух [3]. Для топлив А1-С02 и А1-Н20 требуется проведение дополнительных исследований, однако низкое значение внутрикамерного давления в предлагаемом двигателе (1 МПа) должно способствовать реализации указанной возможности.
Согласно расчётам, аппарат с ракетным двигателем на топливе А1-Н20, имеющий начальную массу на поверхности Марса 3,5 тонны, может выполнить на Марсе программу исследований, включающую получение образцов из четырёх областей на поверхности Марса и доставку капсулы с образцами массой 100 кг на Землю. При этом выигрыш в массе составит 4,5 тонны в сравнении с аналогичным аппаратом, использующим типичное топливо космических аппаратов азотный тетраоксид-монометилгидразин, и 1,5 тонны в сравнении с аппаратом на топливе Mg-C02. Накопленный отечественными разработчиками научИый, технический и технологический опыт существенно облегчает задачу создания двигателя
требуемого типа.
|
Список литератруры |
3. |
SMfirovich, Е. Ya., and Goldshleger, U. I.: Mars Multi-Sample Return Mission. Journal o f The British |
Interplanetary Society, Vol. 48, 1995, pp. 315-319. |
|
2 |
М&шнин В И Коломин Е.И., Антипин И.С. Стабилизация пламени в потоке аэровзвеси порошков |
алюМЧния // Доклады 3-й Международной конференции по внутрикамерным процессам и горению в установках на твёрдом топливе и ствольных системах (ICOC-99) // Ижевск: ИПМ УО РАН. 2000. С. 169-
170.
3 КОломин ЕИ Малинин В.И., Обросов А.А. Влияние условии смешения и горения аэровзвеси алюМИния на дисперсный состав ироду.™, сгорания II Международная школа-семинар: ВнутРикамерные процессы, горение и газовая динамика дисперсных систем, С.-Петербург: БГТУ, 1995.
С. 136-141.
МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ И ГОРЕНИЯ АЭРОВЗВЕСИ ПОЛИФРАКЦИОННОГО АЛЮМИНИЯ С УЧЕТОМ ПОДВОДА ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ВОЗДУХА В ГОРЯЩУЮ СМЕСЬ
Петренко В.И., Малинин В.И., Антикин И.С., Коломин Е.Й. Пермский государственный технический университет
В соответствии с предложенным авторами способом организации горения алюминиево-воздушной смеси [1] создана математическая модель, описывающая процессы воспламенения и горения полифракционной аэровзвеси частиц алюминия и синтеза ультрадисперсного оксида. В модели учтено расширение потока и возможность подвода вторичного воздуха перпендикулярно потоку в двух зонах (схема течения аэровзвеси и подвода воздуха показана на рис. 1).
Воздух 3
Воздух 2 |
М И I |
|
М i |
ц У П |
|
------------- Г |
||
4-Ш |
||
! |
||
|
I
Воздух 1
д| (ZZZ^>
Продукты
сгорания
I 1
1
Хо |
х, X,+Ln,i XFI Хк2 Х2 |
X2+Lm |
X, X |
Рис. 1 Расчетная схема горения потока аэровзвеси частиц алюминия
Рассматривается воспламенение и первичное горение первоначально перемешанной смеси порошка алюминия с первичным воздухом (от т. Х0 до т. Xj), смешение воспламенившейся аэровзвеси со второй частью воздуха и горение в первой зоне смешения (длина зоны Lml\ расширение потока(от т. XFi до т. Xfi?), смешение с третьей частью воздуха и горение во второй зоне смешения (длина зоны Lm2), догорание аэровзвеси после второй зоны смешения (от т. X2+Lm2 до т. XJ). Также, как в [2,3], учитывается температурная, скоростная и химическая неравновесность процессов.
Предположения и допущения, принятые в модели, описаны в [2,3]. Дополнительно принято допущение о равномерном распределении в поперечном сечении потока подводимого струями воздуха. Течение рассматривается одномерным, а подвод воздуха в основной поток представлен источником массы заданной мощности. На основе законов сохранения массы, энергии и импульса, в соответствии с принятыми допущениями записана система уравнений и начальных условий, описывающая процессы воспламенения и горения аэровзвеси полифракционного алюминия и синтеза ультрадисперсного оксида.
Система уравнений интегрируется по продольной координате потока X от нулевой - Х0, до заданной - X/. Интегрирование системы дает возможность: 1) описать изменение характерных параметров в процессе воспламенения и горения аэровзвеси А1> подвод и смешение воздуха, расширение потока; 2) определить долю оксида, образовавшегося на частицах разных фракций, долю ультрадисперсного оксида; 3) установить условия, обеспечивающие максимум образования ультрадисперсного оксида.
Список литературы
1.Петренко В.И., Малинин В.И., Антипин И.С., Коломин Е.И. Теоретическое и экспериментальное
обоснование получения ультрадисперсного оксида посредством сжигания порошка алюминия в воздушном потоке. Региональный конкурс РФФИ-Урал. Результаты научных исследований, полученные за 2001г. Аннотационные отчеты. Пермь: ПНЦ УрО РАН, 2002. С.73-75.
2.Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Модель горения высокоскоростного потока аэровзвеси частиц алюминия, учитывающая кинетику процессов и особенности накопления окисла // Химическая физика. 1998. Т.17. №10. С.80-92.
3.Малинин В.И., Коломин Е.И., Антипин И.С. Математическое моделирование воспламенения и горения частиц алюминия за ударными волнами, учитывающее кинетику процессов и особенности накопления окисла// Химическая физика. 2001. Т.20. №6. С.75-83.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант РФФИ - Урал №01-03-96485)
УСТОЙЧИВОСТЬ ПРОДОЛЬНЫХ КОЛЕБАНИЙ ГАЗА В РДТТ С УЧЁТОМ ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА
Поддубнова А.А., Цальчиковский В.Г., Павлоградский В.В. Пермский государственный технический университет
Отработка ряда двигателей, предназначенных для экстремальных условий эксплуатации, показала, что продольная акустическая неустойчивость приводит к значительным проблемам и является недопустимой. При наличии достаточно развитой современной вычислительной базы необходимы методики, позволяющие ещё на этапах проектирования проводить оценку акустической устойчивости двигателей. В настоящее время такие методики могут быть созданы с учетом основных факторов, влияющих на процесс устойчивости. Важно установить роль заряда как основного источника энергии, поступающей в полость камеры сгорания как с точки зрения горения топлива, так и с позиции динамической вязкоупругости, которая меняется при выгорании. Для нестационарных режимов эта проблема может быть сформулирована как связанная динамическая задача газоупругости камеры сгорания. Её решение базируется на большом объёме знаний по механике топлив, горению, динамике заряда и газа и лежит на стыке проблем, составляющих сущность нестационарных процессов в двигателе.
Особую актуальность связанная задача газоупругости приобретает при рассмотрении проблемы акустической устойчивости РДТТ. Однако вид возможной неустойчивости (поперечная или продольная, смешанная) в значительной степени определяет вклад каждого элемента системы в нестационарный процесс работы двигателя. Так при высокочастотной неустойчивости, когда в камере сгорания устанавливаются колебания давления с частотой v>1000 Гц, существенным фактором, определяющим процесс, является акустическая проводимость зоны горения топлива, величина которой определяется в основном тепловой релаксацией твердой фазы. При этом, как правило, пренебрегают динамической поддатливостью заряда, подключая, тем самым, элемент упругости из модели связанной задачи. Другие условия возникают при продольной неустойчивости, когда v<1000 Гц. Экспериментально установлено, что в области частот колебаний 10 -1000Гц. динамический коэффициент Пуассона твердого топлива
ц*(0.49 , а фазовый сдвиг между продольной и поперечной деформации срд составляет при нормальной
температуре 1-3 градуса. В этом случае скорость распространения продольных волн в заряде становится соизмерима со скоростью звука в продуктах сгорания, а частоты радиальных колебаний заряда с частотами продольных мод колебаний газа. В этом случае при выгорании топлива возможно возникновение резонансных режимов, что необходимо учитывать в модели связанной задачи газоупругости камеры сгорания. Для зарядов радиального горения акустическая проводимость зоны превращения топлива является недостаточной, чтобы поддерживать низкочастотные колебания продольных мод, а осесимметричная модель сопряженной динамической задачи газоупругости камеры сгорания РДТТ в большинстве случаев может быть пригодной для описания лишь высокочастотных
колебаний.
Реализовать указанный переход предоставляется возможным, взяв за основу комплексную модель связанной динамической задачи газоупругости камеры сгорания РДТТ.
Математическая модель колебаний, основанная на источнике колебаний, распределенном вдоль оси канала заряда и описываемом передаточной функцией процесса горения
где Ди флуктуации относительной скорости горения топлива; А р - флуктуации относительного
давления в камере: показала, что в диапазоне изменений статической скорости горения ^=0.035-0.07 м/с к амплитудно-частотной характеристике зоны горения AFE. =0.4 *2.0 коэффициент затухания больше
нуля и сильно зависит не только от динамических свойств зоны горения, но и от статической скорости горения При выгорании заряда коэффициент устойчивости растет, тем больше, чем больше скорость горения Наиболее устойчив заряд при стационарной скорости горения топлива. Без учета колебании самого вязкоупругого заряда в процессе горения двигатель сразу становится неустойчив. Эти результаты подтверждают экспериментальные данные отработки ряда крупногабаритных двигателей с
повышенными расходными характеристиками.