2021. Т. 28. № 2

Авиационная и ракетно-космическая техника

Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

Виноградов О. Н., Корнушенко А. В., Павленко О. В., Петров А. В., Пигусов Е. А., Чинь Т. Н.

Работа посвящена численному исследованию интерференции двухлопастного тянущего воздушного винта (ВВ) и прямого крыла сверхбольшого удлинения самолета на солнечных батареях в неоднородном потоке. Расчеты проведены по программе, основанной на осредненных по Рейнольдсу уравнениях Навье—Стокса при скорости потока V = 25 и 50 м/с. Рассмотрено влияние установки в концевом сечении крыла ВВ с диаметрами 0.22 м и 0.33 м на крейсерские аэродинамические характеристики самолета. Дано сравнение коэффициентов подъемной силы крыла и момента тангажа самолета без установленных ВВ с экспериментальными данными. Представлена пространственная картина течения вблизи крыла и приведено распределение давления на крыле при взаимодействии со струями возмущенного потока от тянущего ВВ. Показано, что с увеличением диаметра ВВ возрастает его влияние на распределение давления по поверхности крыла, вследствие чего в сечениях за ВВ происходит локальное падение подъемной силы крыла.

Ключевые слова: тянущий воздушный винт, интерференция воздушного винта, крыло сверхбольшого удлинения

Мошков П. А., Самохин В. Ф.

Рассмотрена проблема шума на местности винтовых беспилотных воздушных судов специального и гражданского назначения. Предложен новый подход к оценке шума на местности винтовых беспилотных воздушных судов и разработана методика расчетной оценки границ их слышимости. Представлен пример расчетной оценки координат границ зоны акустической заметности для винтового беспилотного воздушного судна самолетного типа с поршневым двигателем. Рассмотрена классификация беспилотных воздушных судов взлетной массой до 600 кг.

Ключевые слова: беспилотное воздушное судно, шум на местности, слышимость, акустическая заметность

Болсуновский А. Л., Бузоверя Н. П., Брагин Н. Н., Герасимов С. В., Пущин Н. А., Чернышёв И. Л.

Экологические требования, такие как ограничения шума на местности и выбросов, будут играть все возрастающую роль в будущем гражданской авиации. Возможности снижения шума в современных компоновках ограничены, так что вероятно потребуется переход на радикально новые схемы, чтобы удовлетворить целям, декларируемым NASA, ACARE, Минпромторгом России и другими организациями, для самолётов следующих поколений.

Шум двигателей является одним из главных факторов общего шума самолёта. Хотя современный тренд по увеличению степени двухконтурности ТРДД сам по себе ведёт к уменьшению шума, возможности размещения больших двигателей под крылом лимитированы. Верхнее расположение двигателей может помочь снять эту проблему и дополнительно снижает шум на местности за счёт эффекта экранирования. ЦАГИ с целью накопления научно-технического задела проводит систематические исследования «тихих» компоновок с экранированием шума двигателей крылом и другими элементами планера. Рассматривались различные компоновки с разными вариантами размещения двигателей и различной архитектурой силовой установки. Описание особенностей аэродинамики каждой из схем наряду с деталями процедуры аэродинамического проектирования дано в этой статье. Приведены некоторые экспериментальные результаты.

Ключевые слова: аэродинамическое проектирование, компоновка с верхним расположением двигателя, экспериментальные исследования

Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Артамонов Б. Л., Заграничнов А. С., Лисовинов А. В.

Рассматриваются особенности формирования облика транспортного вертолета одновинтовой схемы, выполняющего двухэтапную транспортную операцию в условиях Крайнего севера. Описаны математические модели весового и аэродинамического расчета вертолета. На примере тяжелого вертолета показана возможность выполнения характерных для данного региона транспортных операций. Исследовано влияние диаметра несущего винта на технические критерии эффективности вертолета, облик которого сформирован под заданную операцию.

Ключевые слова: вертолет одновинтовой схемы, формирование облика вертолета, двухэтапная транспортная операция, математическая модель весового и аэродинамического расчета, компоновка вертолета, особенности конструкции

Петроневич В. В., Лютов В. В., Манвелян В. С., Куликов А. А., Зимогоров С. В.

Работа посвящена исследованию перспективной схемы вращающихся тензометрических весов для измерения шести компонентов полной аэродинамической силы и момента, воздействующих на рулевой винт вертолёта. Определены ключевые зависимости компонентов друг от друга, выходные значения сигнальных напряжений с тензометрических мостов по каждому компоненту при заданных диапазонах предполагаемых нагрузок, а также тип и место наклейки тензометрических датчиков. Полученные результаты позволят разработать многокомпонентные вращающиеся тензометрические весы для исследования влияния на технические характеристики систем и конструктивное выполнение корпуса летательного аппарата (ЛА) газо- и гидродинамических процессов в проектируемой конструкции вертолёта для различных диапазонов измеряемых нагрузок.

Ключевые слова: вращающиеся тензометрические весы, испытания винтов, рулевой винт вертолёта, экспериментальные основы создания ЛА

Клягин В. А., Лаушин Д. А.

Учет рисков создания авиационного комплекса (АК) является необходимым элементом при сравнении вариантов АК, а также при оценке реализации программы в целом. Как правило, на предварительном этапе проектирования рассматриваются несколько вариантов АК с различными вариантами объемно-весовой и аэродинамической компоновки, аэродинамической схемы, силовой установки. Каждому варианту АК свойственны свои прогнозируемые отклонения факторов риска, которые приводят к соответствующим отклонениям летно-технических характеристик, при этом необходимо количественно оценить риск невыполнения тактико-технического задания в части летно-технических характеристик. Описанный в статье подход позволяет комплексно сравнивать варианты АК на начальных этапах проектирования.

Ключевые слова: неопределенность, факторы риска, летно-технические характеристики, предварительное проектирование самолета

Шилкин О. В., Кишкин А. А., Зуев А. А., Делков А. В., Лавров Н. А.

Рассматривается метод принятия конструкторского решения по проектированию системы пассивного охлаждения бортового комплекса космического аппарата на основе анализа схем и особенностей теплового расчета системы терморегулирования обсерватории «Миллиметрон». Система охлаждения предназначена для поддержания на рефлекторе обсерватории требуемой рабочей температуры 4,5 К. Ввиду таких низких значений температур данная задача является сложной и требует качественно проработанного проектного решения. При проектировании системы пассивного терморегулирования использованы методы математического моделирования и расчета характеристик системы охлаждения.

В целях обеспечения оптимальных параметров теплового состояния разработана математическая теплофизическая модель, необходимая для инженерных расчетов лучистого и кондуктивного теплообмена между конструкцией пассивных экранов, конструкцией криоэкрана и рефлектором (главным зеркалом).


Ключевые слова: космический аппарат, космический телескоп, система терморегулирования, рефлектор, гелиевые температуры, криогенный экран, кондуктивный и радиационный теплообмен, криогенные установки, пассивные экраны

Мусави Сафави С. М., Гарипов Л. А., Клюев С. В., Юсупов И. Р.

В настоящее время в поисках многофункциональных заполнителей трёхслойных конструкций авиакосмического назначения разработано большое разнообразие пространственно-ферменных структур, в том числе пирамидальных и Х-образных ферменных заполнителей. В данной работе механические характеристики при сжатии Х-образных и пирамидальных ферменных заполнителей сравниваются аналитическим и экспериментальным способами. Результаты проведённых экспериментов хорошо согласуются с результатами расчетов. Полученные результаты показывают, что при одинаковых относительных плотностях заполнителей и одинаковых углах наклона стержней заполнителей обобщённое критическое напряжение при сжатии Х-образного ферменного заполнителя не меньше обобщённого критического напряжения при сжатии пирамидального ферменного заполнителя, однако при вышеуказанных условиях их обобщённые жёсткости при сжатии всегда одинаковые.

Ключевые слова: относительная плотность заполнителя, Х-образный заполнитель, пирамидальный заполнитель, обобщённая жёсткость при сжатии, обобщённое критическое напряжение при сжатии

Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов

Иванов П. И.

Представлен метод расчета аэродинамической нагрузки, действующей на планирующий парашют в процессе его раскрытия, и перегрузки, действующей на объект десантирования. Приведены расчетные зависимости, которые можно использовать при количественной оценке этих параметров. Средняя эксплуатационная (аэродинамическая) нагрузка и верхняя доверительная граница аэродинамической нагрузки, действующей на планирующий парашют в процессе его раскрытия, являются основными исходными параметрами при расчете планирующих парашютов на прочность.

Ключевые слова: планирующий парашют, аэродинамическая нагрузка на парашют, перегрузка, действующая на объект десантирования, прочность парашюта

Николаев Е. И., Югай П. В.

Представлены результаты численного моделирования процесса заполнения подушек безопасности газом. Получены зависимости массового расхода от температуры, которые должен обеспечить источник заполнения подушки с заданным начальным давлением и объемом. По результатам конечно-элементного анализа определено время, за которое подушка безопасности заполняется газом до заданного давления. Выполнен сравнительный анализ нагружения вертолета в процессе посадки с внешними подушками и без них с учетом упругопластического деформирования фюзеляжа. На основании результатов выполненных расчетов и статистических данных об аварийных инцидентах с вертолетами, выполнен анализ преимуществ и недостатков применения системы внешних подушек безопасности.

Ключевые слова: внешние подушки безопасности, заполнение газом, аварийная посадка вертолета, газодинамические характеристики, противоударная аварийная система

Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

Шайдуллин Р. А., Бекеров А. Р., Сабирзянов А. Н.

Современными методами вычислительной гидродинамики проведены исследования влияния интенсивности закрученного потока на входе в сопло на коэффициент расхода в зависимости от геометрических параметров входного участка. Рассмотрены не утопленные в камеру сгорания сопла ракетного двигателя с разным исполнением днищ. Влияние закрученного потока исследовалось в диапазоне числа закрутки Хигера—Бэра от 0 до 0,4. Показано влияние контура входной части сопла, и определены границы снижения коэффициента расхода. Выявлен геометрический параметр входного участка сопел, определяющий влияние интенсивности закрутки потока на коэффициент расхода. Представлены характерные изменения профиля скорости в зависимости от интенсивности закрутки и контура входного участка сопла. Проведены параметрические исследования влияния закрутки потока при постоянном значении расходного комплекса. Представлены зависимости влияния неравномерного распределения закрутки потока на коэффициент расхода.

Ключевые слова: ракетный двигатель, интенсивность закрученного потока, диффузор, газодинамическая составляющая коэффициента расхода

Прохоренко И. С., Каташов А. В., Каташова М. И.

Для довыведения на целевые орбиты микро- и наноспутников, поддержания их параметров, а также последующего сведения с орбиты необходимы эффективные малогабаритные двигательные установки коррекции. Статья посвящена разработке газовой двигательной установки коррекции для наноспутников формата CubeSat на основе газового двигателя малой тяги. В качестве рабочего газа предлагается использовать сжатый азот начальным давлением 39,2 МПа (400 кгс/см2). В статье приведены: обоснование выбора сжатого азота в качестве рабочего газа; технический облик разработанной двигательной установки; результаты разработки и автономных испытаний газового двигателя малой тяги, клапана пускового на основе запорного элемента из материала с эффектом памяти формы, клапана управляющего высокого давления и малогабаритного заправочного устройства, являющихся основными составными частями установки. Согласно оценке по результатам расчётов и испытаний, разработанная конструкция двигательной установки на сжатом азоте должна обеспечивать суммарный импульс 65 Н·с с тягой от 98 до 196 мН, при этом общие размеры установки не превышают формат CubeSat 1,5U, а общая масса — не более 2 кг.

Ключевые слова: газовая двигательная установка коррекции, сжатый азот, наноспутник, пусковой клапан, заправочное устройство

Мкртчян М. К., Кочетков Ю. М.

Дано краткое описание проблемы прогноза параметров при больших числах Рейнольдса. Составлена система уравнений для ламинарного потока. Представлены профиль скорости и поле скоростей участка внутренней стенки камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), полученные по разработанной программе. Проведено качественное сравнение с результатами, полученными в программном комплексе «Ansys».

Ключевые слова: уравнение Навье–Стокса, ламинарное течение, ламинарный подслой, профиль скорости у стенки

Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов

Рагулин И. А., Александров В. В.

С целью оценки влияния времени запаздывания в тракте управления и типа командного сигнала на точность пилотирования летательного аппарата были проведены эксперименты на пилотажном стенде. Сравнивались два типа командного сигнала: пропорциональный усилию и пропорциональный перемещению. Варьировалось и само время запаздывания. Помимо командного сигнала, анализировались расположение и размер ручки управления самолетом (РУС). Также было учтено влияние жесткости РУС.

Ключевые слова: ручка управления самолетом, жесткость рычага управления, боковая ручка управления, сигнал, пропорциональный усилию

Верещиков Д. В., Журавский К. А., Костин П. С.

Представлены математическая модель динамики движения самолета, математические модели управляющих действий летчика, результаты имитационного и полунатурного моделирования, отображающие зависимости изменения параметров движения самолета при выполнении целевой задачи пилотирования, а также анализ результатов имитационного моделирования качества управления.

Ключевые слова: математическая модель управляющих действий летчика; среднее квадратическое отклонение кинематических параметров полета; модель динамики движения современного маневренного боевого самолета; пилотажно-моделирующий стенд современного маневренного боевого самолета

Металлургия и материаловедение

Материаловедение

Бибиков П. С., Белашова И. С., Прокофьев М. В.

Статья посвящена новому методу газового азотирования, позволяющему получать качественные диффузионные слои, отвечающие требованиям эксплуатации изделий, работающих в жестких условиях резких изменений температур и больших знакопеременных нагрузок, в частности деталей авиационного назначения. Метод заключается в комбинации различных температурных режимов при изменении концентрации аммиака и воздуха в рабочей части печи. Преимуществом предлагаемого метода перед традиционным азотированием является отсутствие депассиваторов, возможность азотирования поверхностей со сложной геометрией, а также использование недорогого, но качественного отечественного оборудования для проведения процессов. Азотированные слои при этом имеют оптимальное распределение твердости по толщине, позволяющее избежать высокой хрупкости слоя и, как следствие, эксплуатационных трещин.

Ключевые слова: газовое азотирование, микроциклирование, депассивация, термоциклирование, азотный потенциал

Иванов Ю. Ф., Рыгина М. Е., Петрикова Е. А., Тересов А. Д.

Заэвтектический силумин — перспективный сплав для изготовления поршней и подшипников скольжения, требующий дополнительного легирования и обработки на этапе отливки. Обработка заэвтектического силумина электронным пучком (17 кэВ, (20–50) Дж/см2, 200 мкс, 3 имп., 0,3 с-1) приводит к плавлению и последующей кристаллизации поверхностного слоя с формированием кремния глобулярной формы, что устраняет необходимость дополнительного воздействия на структуру сплава. После проведения испытаний на растяжение определен режим, приводящий к кратному увеличению пластических свойств.

Ключевые слова: силумин заэвтектический, деформация одноосным растяжением плоских образцов, предел текучести, предел прочности, структура поверхности излома

Нанотехнологии и наноматериалы

Букичев Ю. С., Богданова Л. М., Спирин М. Г., Шершнев В. А., Шилов Г. В., Джардималиева Г. И.

Эпоксидные нанокомпозиты в виде плёнок толщиной 80–100 мкм синтезированы отверждением смеси эпоксидного олигомера ЭД-20, 4,4’- диаминодифенилметана в качестве отвердителя и наночастиц (НЧ) диоксида титана (IV) (н-TiO2). Фазовый состав, строение и микроструктура полученных нанокомпозитов изучены методами рент-генофазового анализа (РФА), сканирующей электронной микроскопии (СЭМ), инфракрасной (ИК) спектроскопии и спектроскопии ультрафиолетовой и видимой области (УФ-вид). Методом СЭМ показано увеличение размеров наночастиц TiO2 в процессе отверждения и их влияние на кинетику отверждения и структуру образующегося нанокомпозита TiO2/ЭП. Исследована кинетика фотоактивности нанокомпозита TiO2/ЭП (0.5 масс. % н-TiO2) при УФ облучении полимерного нанокомпозита в стеклообразном состоянии.

Ключевые слова: эпоксидная смола, нанокомпозит, наночастицы TiO2, отверждение, фотооблучение, фотокатализ

mai.ru — информационный портал Московского авиационного института

© МАИ, 1994-2021