2022. Т. 29. № 1

Проблема защиты авиационных газотурбинных двигателей от повреждений твердыми посторонними предметами (ПП), забрасываемыми при перемещениях самолета по поверхности аэродрома, известна давно. В статье рассматривается одна из причин заброса ПП в двигатели – заброс колесами шасси самолета на режимах взлета и пробега. Показана зависимость между защищенностью двигателей от повреждения посторонними предметами, выброшенными колесами шасси с поверхности аэродрома, компоновкой силовой установки и выбором параметров схемы шасси воздушного судна.

Ключевые слова: защищенность двигателей, зона выброса, компоновка силовой установки, схема шасси воздушного судна

Представлена спроектированная модель технического обслуживания и ремонта (ТОиР) воздушного судна с блоком предиктивного технического обслуживания. В качестве технического обслуживания (ТО) предусмотрено использование искусственной нейронной сети. Предиктивное техническое обслуживание с искусственной нейронной сетью является частью стратегии ТОиР «До обнаружения неисправности». Проект ТОиР с предиктивным ТО позволяет выстроить концепцию проведения углубленного анализа перед выбором стратегии контроля этапа жизненного цикла самолета – эксплуатация.

Ключевые слова: воздушное судно, искусственные нейронные сети, проектирование технического обслуживания, техническое обслуживание и ремонт воздушного судна, предиктивное техническое обслуживание

Проводится анализ динамики старта малогабаритного беспилотного летательного аппарата методом свободного сброса. Была построена численная модель расчета динамики груза на начальном участке его полета. Дан анализ результатов исследования свободного сброса груза на различных режимах полета носителя. Предлагается стабилизировать груз на начальном участке с помощью дополнительных газодинамических устройств. В качестве объекта исследований выступает модель теоретического груза на удерживающем устройстве.

Ключевые слова: беспилотные летательные аппараты (БПЛА), стабилизация, малогабаритный груз, свободный сброс, численное моделирование, Euler, SimInTech

Для верхних панелей кессона крыла самолетов малой грузоподъемности допускается потеря устойчивости тонких обшивок при нагрузках близких к эксплуатационному уровню. В работе предложена прикладная методика определения оптимальных параметров тонких металлических обшивок с учетом рассмотрения двух уровней нагружения. На первом уровне – необходимо обеспечить устойчивость прямоугольной панели с минимальным запасом. На втором уровне нагружения необходимо обеспечить прочность рассматриваемой панели при закритическом поведении также с минимальным запасом. В качестве переменных параметров выбраны толщина и ширина панели. В работе предложены методики проектирования панелей, основанные на аналитических решениях геометрически нелинейных задач, при рассмотрении различных вариантов нагружения тонкой панели (сжатие, сдвиг и комбинированное нагружение). Полученные аналитические соотношения могут быть рекомендованы для использования на ранних этапах проектирования при выборе конструктивных решений. Примером применения методики может быть многозамкнутый закрылок.

Ключевые слова: закритическое состояние, устойчивость, металлические прямоугольные панели, сжатие, сдвиг

Исследуются причины изменения показаний массы топлива в незаправленных крыльевых баках самолётов с отрицательным углом прогиба крыла. Для этого выполнен расчет перемещений концевой части крыла от нагрузок, действующих на крыло самолета в стояночном, полетном положении и на режиме взлета и наборы высоты. Для решения данной задачи построены эпюры внутренних сил крыла самолёта и применено правило Верещагина для расчета перемещений. Проведен анализ влияния массогабаритных параметров, а также скоростных и инерционных характеристик на перемещение концевой части крыла. Аналитически доказано, что возможное увеличение и уменьшение массы топлива в крыльевых баках в полетном положении самолета и на режиме взлета и набора высоты не связано с ошибками в работе топливной автоматики, а обусловливается перетеканием невырабатываемого остатка топлива в крыльевых баках из их консольной части в корневую часть и обратно из-за положительного прогиба крыла в полете под действием подъемной силы и отрицательного или нулевого прогиба крыла, формируемого силой инерции при действии вертикального ускорения самолета. Полученные результаты могут быть использованы для уточнения математических моделей, по которым топливная автоматика рассчитывает массу топлива в баках, с учетом перетекания топлива в крыльевых баках при эволюциях самолета.

Ключевые слова: деформация крыла, крыло самолета, невырабатываемый остаток топлива, правило Верещагина, топливная система

В авиационной отрасли активно развиваются беспилотные летательные аппараты (БЛА). Одним из путей развития БЛА является обеспечение устойчивого движения такого аппарата. Цель настоящей работы состоит в разработке достаточно общего подхода к построению функции Ляпунова для исследования устойчивости движения БЛА в условиях действия неконтролируемых факторов. В качестве возмущений рассматриваются неконтролируемые факторы как природного, так и искусственного происхождения, а также факторы, описывающие тактическую ситуацию и противодействие цели. В основе исследования лежит метод статистического синтеза функции Ляпунова. Достоинством метода является то, что он отражает единый конструктивный подход к построению функции Ляпунова для систем обыкновенных дифференциальных уравнений, которыми описывается аппарат.

Ключевые слова: устойчивость к многофакторной неопределенности, неконтролируемые факторы искусственного происхождения, статистический синтез функции Ляпунова, статистический критерий устойчивости, квадратичная форма базисной функции

Представлен методологический подход к проектированию системы терморегулирования космического аппарата (СТР КА) с пассивной прокачкой теплоносителя хладопроизводительностью не менее 3 кВт. Рассмотрены три варианта конструкций. Целью работы является идентификация оптимального выбора конструктивных схем при проектировании СТР КА производительностью до 3 кВт, обеспечивающих требуемые эксплуатационные параметры при минимальных массогабаритных характеристиках.

Результаты проектирования показали преимущество варианта с использованием тепловых труб, у которого удельная массоэнергетическая характеристика составляет ~ 33 кг/кВт. На основании результатов проведенного сравнительного анализа можно сделать вывод, что при тепловой нагрузке оборудования космического аппарата до 3 кВт оптимальной является система терморегулирования, конструктивная схема которой базируется на применении исключительно аксиальных тепловых труб.

Ключевые слова: выделяемая тепловая мощность, система терморегулирования, тепловые трубы, капиллярный насос, двухфазный контур

Проведен сравнительный анализ различных конструкций воздушных систем турбореактивных двигателей с точки зрения баланса осевых сил, действующих на подшипник ротора высокого давления. В результате исследования силовых схем и различных конструкторских решений выбран газогенератор двигателя прототипа с наиболее эффективной воздушной системой. Согласно представленной методике произведен гидравлический расчет воздушной системы, на основании его результатов выполнен расчет осевых сил, действующих в двигателе прототипе, на 4 различных режимах. По результатам расчета видно, что значения осевой силы, действующей на подшипник ротора высокого давления, близятся к предельным, допустимым для обеспечения требуемого ресурса. Далее проведен сравнительный анализ способов оптимизации распределения осевых сил в двигателе, выбран наиболее эффективный, согласно которому и предложены мероприятия по изменению распределения давлений в междисковой полости, позволяющие без принципиальных, трудоемких и дорогостоящих изменений конструкции, а также значительного прироста в расходе охлаждающего воздуха получить ощутимое увеличение силы, действующей на заднюю часть диска турбины высокого давления, необходимое для снижения результирующей нагрузки на подшипник ротора высокого давления.

Ключевые слова: осевые силы, роторы высокого и низкого давлений, радиально-упорный подшипник ротора высокого давления, лабиринтное уплотнение

В статье дано описание выбора рациональных параметров распределенной силовой установки (РСУ) с двумя вынесенными вентиляторными модулями для дальнемагистрального самолета (ДМС). Оптимизация параметров распределенной силовой установки проводится с использованием целевых функций: дальности полета ДМС, длины взлетно-посадочной полосы, затрат топлива на пассажиро-километр.

Для повышения эффективности вынесенных вентиляторных модулей на разных режимах полета рассмотрена возможность регулирования вынесенных вентиляторов поворотом рабочих лопаток.

Модель РСУ разработана с использованием схемы построения и отдельных блоков созданной ранее в ЦИАМ математической модели первого уровня авиационного ГТД. Предварительные исследования с использованием модели РСУ позволили определить основные параметры базового варианта самолёта и его двигателя, а также оценить показатели шума и эмиссии СО₂.

Ключевые слова: распределенная силовая установка, вентиляторный модуль, вентилятор с поворотными рабочими лопатками, дальнемагистральный самолет

Предметом данной статьи является холодный полый магнетронный катод для электроракетного двигателя. Обсуждается возможность использования холодного полого магнетронного катода в качестве катода-компенсатора электроракетного двигателя на альтернативных топливах, таких как иод и воздух. Представлено экспериментальное исследование конструкции холодного полого магнетронного катода для электроракетного двигателя. Были исследованы факторы, влияющие на энергетическую эффективность магнетронного катода: расход рабочего газа, величина магнитного поля в полом катоде, комбинация катодного материала и рабочего газа. Показано, что рабочие характеристики устройства существенно зависят от материала катода и типа рабочего газа. Для демонстрации возможности прикладного использования катода в качестве катода-компенсатора для электроракетных двигателей были получены рабочие характеристики устройства при работе на газах ксеноне и воздухе.

Ключевые слова: холодный полый магнетронный катод для электроракетного двигателя, катод-компенсатор электроракетного двигателя, магнетронный разряд, энергетическая эффективность катода электроракетного двигателя, йод как рабочее вещество электроракетного двигателя, воздух как рабочее вещество электроракетного двигателя

Статья посвящена поиску оптимального набора проектных параметров ближнемагистрального пассажирского самолета, имеющего силовую установку (СУ) с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями (ТРДД) на базе газогенератора (ГГ) отечественного турбовинтового двигателя ТВ7-117С. Кратко представлен анализ потребности России в пассажирских самолетах и двигателях для их СУ. Продемонстрированы основные аэродинамические характеристики исследуемого летательного аппарата (ЛА) и тягово-экономические характеристики его двигателя, полученные с помощью инструментально-программного комплекса «Самолет–Двигатель» (ИПК «СД»). Описано решение задачи оптимизации методом непрямой статистической оптимизации на основе самоорганизации (МНСО) по критерию эффективности самолетного уровня с обоснованием выбора метода и целевой функции.

Ключевые слова: ближнемагистральный самолет, силовая установка, ТРДД, оптимизация силовой установки, критерий самолетного уровня

Рассматривается методика определения величины радиальных зазоров между ротором и статором осевой турбины и центробежного компрессора на максимальном режиме работы малоразмерного газотурбинного двигателя (МГТД) тягой 220 Н с применением связанного газодинамического расчета для определения его напряженно-деформированного состояния в программном комплексе ANSYS. Связанный газодинамический расчёт позволяет более точно определить распределение давления, действующего на лопатки, а также распределение температур по деталям ротора и статора, т.е. повышает точность определения напряженно-деформированного состояния исследуемых деталей ГТД. Определено влияние различных факторов на величину зазора, приведены эпюры распределения коэффициента теплопередачи для сопловых и рабочих лопаток турбины и компрессора. В заключение даны рекомендации по выбору величин монтажного радиального зазора при проектировании малоразмерных ГТД.

Ключевые слова: газодинамический расчет в ANSYS, сопряженное моделирование, радиальный зазор в компрессоре и турбине, напряженно-деформированное состояние деталей ротора и статора, конечно-элементные модели секторов турбины и компрессора, коэффициент теплоотдачи

Рассмотрена конструкция двухконтурного горелочного устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД), работающего на природном газе. Приведены результаты исследования двух горелочных устройств, отличающихся площадью проходного сечения завихрителя. Представлено стендовое оборудование, и описаны особенности проведения экспериментального исследования. Представлены результаты исследований по измерению концентрации компонентов конечной газовой смеси по длине факела двух горелок. Выполнена доработка жаровой трубы камеры сгорания, путем организации дополнительного подвода воздуха на стенках посредством выполнения дополнительного ряда отверстий. Определено температурное поле на выходе из серийной и модернизированной камеры сгорания. Определено влияние изменения климатических условий на параметры модернизированной камеры сгорания.

Ключевые слова: двухконтурная горелка, малоэмиссионная камера сгорания, полнота сгорания, вредные выбросы

Применение существующих способов проведения летных проверок наземных средств радиотехнического обеспечения полетов является затруднительным на оперативных аэродромах, на которых требуется оперативное развертывание средств радиотехнического обеспечения полетов и ввод их в эксплуатацию. В условиях воздействия диверсионных групп противника ситуация может значительно усугубляться, обуславливая при этом не только выход из строя технических средств, но и приводя к потерям среди экипажа воздушного судна-лаборатории. В статье предлагается способ, который позволяет исключить использование наземных средств траекторных измерений, разместить аппаратуру летного контроля на борту беспилотного воздушного судна (БВС) и осуществлять управление полетом беспилотного воздушного судна при проведении летной проверки без использования сигналов наземных средств радиотехнического обеспечения полетов авиации, что сокращает эксплуатационные расходы, количество привлекаемого персонала и обеспечивает высокую оперативную готовность задействованных средств.

Ключевые слова: летная проверка, наземные средств радиотехнического обеспечения полетов, беспилотное воздушное судно, устройство летного контроля, радиомаяк

При летных испытаниях новых парашютных систем часто из-за повышенной скорости приземления весовых макетов с недопустимо большим значением посадочной перегрузки вместе с макетом теряются как материалы испытаний, так и дорогостоящее летно-испытательное оборудование. Это вынуждает использовать в составе весового макета, наряду с испытуемой парашютной системой, спасательную парашютную систему, постоянно готовую к применению, и планировать эксперимент так, чтобы в случае возникновения аварийной ситуации экстренно распознать критический отказ и оперативно ввести в действие спасательную парашютную систему. Статья посвящена вопросам разработки грузовых спасательных парашютных систем.

Ключевые слова: весовой макет, испытуемая парашютная система, спасательная парашютная система, аварийная ситуация

Проведен анализ основных функций систем оптического наблюдения, устанавливаемых в качестве полезной нагрузки на беспилотные летательные аппараты, и требований к ним. Рассматривается вариант применения каналов телевизионного и инфракрасного диапазона, лазерного дальномера-целеуказателя в составе системы оптического наблюдения. Предложен метод стабилизации двухосного гиростабилизатора, основанный на построении асимптотического оптимального наблюдателя (идентификатора) переменных состояния в условиях неполного вектора состояния параметров измерений, получаемых от гироскопических устройств, при вибрациях, качке, быстрых разворотах или маневрах беспилотного летательного аппарата.

Цель статьи заключается в обосновании варианта системы оптического наблюдения беспилотного летательного аппарата, обеспечивающего необходимую точность оси визирования оптических приборов, установленных на гиростабилизированной платформе, при её низкой точности стабилизации в условиях неполного вектора состояния параметров измерений и возникновения возмущающих моментов.

Ключевые слова: трехканальная гиростабилизированная система оптического наблюдения, многоцелевой беспилотный летательный аппарат, стабилизация возмущающих моментов, вибрационный акселерометр, идентификатор состояния Люенбергера

Одним из наиболее важных требований, предъявляемых к современным самолетам, как создаваемым, так и находящимся в эксплуатации, является безопасность полетов. В данной работе рассматривается явление раскачки самолета летчиком (Pilot-induced oscillation, PIO) и представлен метод предотвращения возникновения и развития данного явления.

Ключевые слова: раскачка самолета, нелинейный префильтр, безопасность полетов, система самолет–летчик

Работа посвящена оценке параметров контура аварийного дистанционного сервоуправления региональным самолётом, предназначенного для сохранения управляемости при отказе всех централизованных гидросистем. Разработана математическая модель вращения рулевой поверхности под действием внешнего шарнирного момента, возникающего при управлении серворулём, с учётом нелинейных особенностей, вызываемых эффектами трения и демпфирования от работающих в пассивном режиме электрогидравлических рулевых приводов. В результате расчётных исследований определены структура и параметры алгоритмов контура аварийного дистанционного сервоуправления, а также к коэффициентам демпфирования рулевых приводов. Для подтверждения соответствия требованиям безопасного завершения полёта в режиме аварийного сервоуправления проведены стендовые исследования с участием лётного состава.

Ключевые слова: серворуль, шарнирный момент, моделирование трения, коэффициент демпфирования привода, алгоритмы управления, префильтр, демпфер тангажа

Рассмотрены процессы объёмной штамповки поковки «Шестерня коническая» из алюминиевого сплава, в которых применяется вращающийся верхний инструмент. Результаты моделирования сопоставлены с результатами стандартного процесса холодной объёмной штамповки (ХОШ). Было установлено, что традиционный процесс ХОШ требует оборудования, имеющего в несколько раз более высокую силу деформирования для практической реализации процесса, но требует меньше расчётного времени для численного анализа по методу конечных элементов (МКЭ). Кроме этого, применение вращающегося инструмента снижает его напряжённо-деформированное состояние (НДС), улучшает течение материала, но увеличивает его износ. В зависимости от процесса варьируется и точность поковки, а также требуется специальный подход при проектировании инструмента.

Ключевые слова: холодная объёмная штамповка, сферодвижная штамповка, инкрементальная штамповка, штамповка с кручением, расчёт штампов, АД35, численное моделирование, МКЭ, QForm

Статья посвящена вопросам структурной теории прочности, в частности расчету влияния легирующих элементов в аустенитных сталях и сплавах на уровень твердорастворного упрочнения, которое является одним из основных механизмов упрочнения наряду с дислокационным упрочнением, зернограничным, субзеренным и дисперсионным. Прогнозирование уровня упрочнения в зависимости от основных упрочняющих факторов на основе расчетных моделей позволяет связать структуру материала с пределом текучести и вязкости разрушения как основными показателями конструкционной прочности изделия, а также максимально реализовывать основные механизмы упрочнения для разработки новых эффективных технологий создания материалов с заданными свойствами.

Ключевые слова: дислокации, упрочнение, твердый раствор, коэффициент активности азота, легирование, предел текучести