2023. Т. 30. № 3

Экспериментальный комплекс, состоящий из двух сверхзвуковых аэродинамических труб, предназначен для учебного процесса, научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. Выполняются внешние и внутренние аэродинамические продувки. Аэродинамические трубы имеют взаимосвязанные системы: пневмосистему, выхлопную вакуумную систему, систему измерений и управления. Испытываются модели диаметром 30 ... 300 мм и длиной 0,35 ... 1,5 м. Продолжительность эксперимента 0,2 ... 3,0 с. Особенностью испытаний является их высокая экономичность и низкая стоимость.
Дается описание датчика, измеряющего статические давления сверхзвукового газового потока во внутреннем тракте экспериментальной модели. Чувствительными элементами служат малые отверстия, являющиеся концентраторами напряжений. Напряжения измеряются с помощью поляризационно-оптического метода фотоупругости. Статические давления определяются по измеренным разностям главных напряжений около отверстий.

Ключевые слова: экспериментальныйкомплекс, сверхзвуковаяаэродинамическаятруба, поляризаци-онно-оптическаяустановка, методфотоупругости, полосаразностиглавныхнапряжений, фотоупругий датчикстатическогодавления, внутреннийтрактмодели

Изложен метод расчета напряжений в обшивке хвостовых отсеков лопастей несущего винта под действием ветра на стоянке вертолета. Полученная система дифференциальных уравнений, описывающая напряженно-деформированное состояние обшивки методом сеток, приведена к системе линейных алгебраических уравнений относительно искомых перемещений. Для численного решения этой системы использован SVD-алгоритм построения псевдорешения. Приведены результаты расчетов, выполненных для обшивок лопастей несущего винта вертолета типа Ми-38.

Ключевые слова: лопасть несущего винта, обшивка хвостового отсека, ветровое нагружение, статическая прочность, метод сеток, сингулярное разложение

Прогноз на ближайшую перспективу показывает устойчивый рост запусков малых спутников, поэтому разработка технологий увода космических аппаратов, исчерпавших ресурс, с орбиты становится весьма актуальной и востребованной задачей. В статье представлено предложение по использованию пеноматериалов для создания аэродинамического устройства увода для малых космических аппаратов (МКА). Определены требования для использования пеноматериала в условиях вакуума; оценена масса устройства и время увода спутников в зависимости от размера устройства увода; проведены модельные эксперименты по наполнению оболочек пеной.

Ключевые слова: космический мусор, околоземное космическое пространство, малые космические аппараты, деорбитинг, полимерные пены

Предложен способ утилизации космического мусора с помощью самоионизирующегося плазменного образования. Создание искусственного плазменного образования (ИПО) вокруг космического мусора (КМ) увеличивает его площадь миделя, что значительно сокращает сроки существования КМ на орбите. ИПО формируется благодаря описанному в этой статье генератору мелкодисперсных частиц (МДЧ), который устанавливается на сервисный космический аппарат или новый космический аппарат, для его утилизации в конце жизненного цикла изделия. Ионизация ИПО поддерживается благодаря радиоактивным частицам, входящим в состав рабочего тела генератора мелкодисперсных частиц.

Ключевые слова: искусственное плазменное образование, космический аппарат, околоземное космическое пространство, собственная внешняя атмосфера, мелкодисперсная газообразная среда

В атласах аэродинамических профилей отражены данные продувок жестких моделей, соаняющих форму даже тогда, когда на носке профиля формируется область с обратной, направленной вниз подъемной силой, но профиль мягкого крыла в этих условиях теряет устойчивость. Кроме того, на мягкое крыло влияет немало дополнительных условий и параметров, поэтому приведенных в упомянутых документах данных при выборе профиля мягкого крыла явно недостаточно. В статье предложены дополнительные условия и параметры, характеризующие степень деформации мягкого крыла в потоке.

Ключевые слова: мягкое крыло, двухоболочковое крыло, безопасность мягкого крыла, аэродинамические профили мягких крыльев

Представлен подход к разработке имитационной модели системы технического обслуживания комплексов с беспилотными летательными аппаратами (КБпЛА). Применение комплексов сопровождается исследованиями, направленными на совершенствование способов применения, повышение тактико-технических характеристик, при этом вопросам выполнения технического обслуживания не уделяется достаточного внимания. Имеющиеся противоречия в теории и практике указывают на необходимость моделирования и анализа различных видов технического обслуживания, выполняемых на КБпЛА. Во время формирования системы технического обслуживания необходимо учитывать большое количество факторов, которые могут повлиять на сроки выполнения и качество работ. При этом практикуется также корректировка программы технического обслуживания в процессе эксплуатации. С целью повышения эффективности применения КБпЛА в системе AnyLogic разработана имитационная модель системы технического обслуживания, позволяющая принять рациональное решение о выборе исполнителей обслуживания, оценить объем загруженности специалистов, а также сформировать требования по рациональному составу необходимых средств технического обслуживания.

Ключевые слова: техническое обслуживание КБпЛА, имитационная модель системы технического обслуживания, система AnyLogic

Одним из путей повышения эффективности беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) является качественное улучшение принимаемых проектных решений. Особую значимость при моделировании БПЛА имеют задачи восстановления проектных связей между проектными параметрами и условиями функционирования БПЛА. Такие проектные связи восстанавливаются по статистическим выборкам, получаемым зондированием математической модели БПЛА. Проектные связи строятся в классе гармонических полиномов по статистическому критерию регулярности, оптимизация которых проводится по оригинальному методу поиска глобального экстремума.

Очевидно, что эффективность БПЛА есть понятие многогранное, которое описывается широким набором частных критериев оптимальности. Для БПЛА, цель которого – является парирование чрезвычайных ситуаций, проведение спасательных операций, наиболее важными критериями оптимальности являются дальность полета и время функционирования. Многокритериальная проблема здесь решается также на основе поиска глобального экстремума.

Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат, дальность полета, время полета, ракетно-прямоточный двигатель, воздухозаборник, аэродинамические коэффициенты, гармонические полиномы, статистическая выборка

Рассматривается процесс пропитки расплавом полимерного связующего тканого напол нителя пакета семипрегов при вакуумном формовании композитных изделий авиационной техники. Выделяются две стадии этого процесса: фильтрация и капиллярная пропитка. Осуществляется математическое моделирование фильтрационной пропитки в сверхкапиллярных порах слоев наполнителя под действием перепада давления и сил тяжести с учетом демпфирования каркаса наполнителя. Получены соотношения для оценки скорости фильтрации расплава, времени фильтрационной пропитки. Установлено влияние на это время давления внешней среды, паровоздушной смеси в крупных порах наполнителя, а также плотности, вязкости, проницаемости наполнителя, его пористости.

Ключевые слова: тканые композитные материалы, метод вакуумного формования, семипреги, расплав полимерного связующего, математическое моделирование фильтрационной пропитки

Исследуется деградация жесткостных характеристик гибкого элемента каркаса планера летательного аппарата. В ходе эксперимента консольному изгибу подвергался гибкий элемент из композиционного материала с жестким нагружением свободного торца. Получены значения остаточных деформаций для конструкций с различной укладкой слоев. Остаточные деформации свидетельствуют о деградации жесткостных характеристик гибкого элемента, что, в свою очередь, влияет на прочность и долговечность конструкции.

Ключевые слова: деградация свойств пакета конструкции, накопление повреждений в структуре гибких элементов планера, слоистые композиты, трансверсальное растрескивание

Расчетная оценка влияния неравномерности входного потока на тягово-экономические характеристики двигателя проводилась с помощью одномерной математической модели двигателя с применением известного метода параллельных компрессоров на трех характерных для сверхзвуковых пассажирских самолетов режимах полета при различных законах управления двигателем. Влияние неравномерности на входе учитывалось как на расход воздуха вследствие снижения условно осредненного полного давления на входе, так и на удельную тягу из-за снижения общего уровня давления по тракту двигателя и, соответственно, располагаемого перепада давления в реактивном сопле. Установлено, что наименьшее влияние на тягово-экономические характеристики двигателя неоднородный поток воздуха оказывает при поддержании температуры газа за турбиной низкого давления, а наибольшее – при реализации программы управления по частоте вращения вала высокого давления n₂ = const. При этом доля дополнительных потерь в элементах сжатия в общем значении уменьшения тяги повышается с увеличением скорости полета и набором высоты и может составить до 20%.

Ключевые слова: неравномерность полного давления на входе в двигатель, окружная неравномерность, радиальная неравномерность, метод параллельных компрессоров, снижение тяги двигателя, законы регулирования двигателя

Разработаны теплогидравлические модели щелевых каналов со штырьковыми и штырьково-луночными интенсификаторами теплообмена для применения в охлаждении лопаток газотурбинных двигателей. Для различных моделей со штырьками в лунках, модели со штырьками в канавках и для базовой модели со штырьками были проведены исследования теплообмена и получены расходные характеристики. По результатам экспериментальных исследований, максимальную пропускную способность и наибольшее среднее по длине число Нуссельта имеет канал со штырьками в поперечных канавках.

Ключевые слова: интенсификация теплообмена в лопатках газотурбинных двигателей, штырьково- луночные интенсификаторы теплообмена, штырьковые интенсификаторы теплообмена, метод калориметрирования в жидкометаллическом термостате

Представлены результаты численного моделирования работы керамического подшипника скольжения ротора газотурбинного двигателя. Оценка прочности подшипника скольжения из карбида кремния SiC проводится на основании результатов численного моделирования деформирования и разрушения материала подшипника при раскрутке ротора до максимальной частоты. Расчетные и экспериментальные данные, полученные в ходе исследований керамического подшипника скольжения, приводятся для освидетельствования непротиворечивости численной модели подшипника скольжения, в первую очередь адекватности примененной модели повреждаемости материала карбида кремния SiC.

Ключевые слова: подшипники скольжения, карбид кремния, модель повреждаемости, модель Джонсона–Холмквиста, критерий разрушения керамики

Проанализирована условная сумма момента трения и момента от асимметрии тяги в шарнирном рулевом агрегате при условии верхнего ограничения совокупного момента. Рассмотрен метод регулировки данной условной величины с помощью эксцентриковых втулок, показаны его преимущества и недостатки. Предложено усовершенствование метода путем регулировки эксцентриситета втулок и напрямую связанного с ним компенсирующего момента. На основании графического решения представлена характеристика регулируемой величины в виде простейшей функции. Получена аналитическая формула для расчета оптимального значения эксцентриситета втулок.

Ключевые слова: рулевой агрегат, асимметрия тяги, корректируемый момент, эксцентриковая втулка, оптимальный эксцентриситет

Приведены результаты разработки и использования тепловой модели наноспутника с газовой двигательной установкой орбитального функционирования для расчета температурного поля, определения внутренних и внешних кондуктивных и радиационных тепловых потоков, градиентов и скоростей изменения температуры в стационарных и динамических режимах работы. Даются рекомендации по улучшению тепловой схемы наноспутника и повышению его надежности.

Ключевые слова: наноспутник, газовая двигательная установка, электронагревный двигатель, тепловая модель, пакет прикладных программ Thermica, теплообмен в космосе

Построена расчетная модель для оценки плавающего потенциала открытых металлических поверхностей высоковольтных солнечных батарей (БС) в плазме электроракетного двигателя (ЭРД). Представлены результаты расчета плавающего потенциала БС в зависимости от площади открытых электродов и угла поворота панели БС. Показано, что токи утечки на положительно заряженных электродах могут нагревать их до высоких температур и инициировать вторичные дуговые разряды (ВДР). Проведены оценки разрушающего воздействия ВДР на положительно заряженные электроды. Отмечается возможность возникновения дуговых разрядов на отрицательно заряженных электродах и каркасе. Выявлена необходимость оценки токов утечки, плавающего потенциала и вероятности возникновения дуговых разрядов при проектировании энергоустановок космических аппаратов на базе высоковольтных солнечных батарей.

Ключевые слова: космический аппарат, электроракетные двигатели, высоковольтные солнечные батареи, вторичный дуговой разряд

Для слаженного функционирования всей орбитальной группировки необходимо точное позиционирование аппаратов на орбите в течение всего времени их эксплуатации, что может быть достигнуто применением на бортах двигательных установок коррекции. Статья посвящена разработке двигательных установок коррекции двух типоразмеров для наноспутников форматов CubeSat 3U и 12U на основе двигателей малой тяги, работающих на фреоне. Обосновывается выбор фреонов в качестве рабочего тела, рассмотрен технический облик разработанных двигательных установок коррекции, описано их функционирование.

Согласно оценке по результатам расчетов, суммарный импульс тяги разрабатываемых двигательных установок составит: для наноспутников формата CubeSat 3U около 138 Н ∙ с, номинальная тяга 15 мН, при этом общие размеры двигательной установки не превышают формата CubeSat 1U, а общая масса – не более 1,4 кг; для наноспутников формата CubeSat 12U около 1250 Н ∙ с, номинальная тяга 15 мН, при этом общие размеры двигательной установки не превышают формата CubeSat 4U, а общая масса – не более 5,0 кг.

Ключевые слова: двигательная установка коррекции, хладон, фреон, наноспутник

Рассмотрено влияние формы центрального тела на газодинамическую составляющую коэффициента расхода кольцевого сопла с прямым критическим сечением. Представлены результаты численного моделирования влияния формы центрального тела и геометрических параметров входного участка на коэффициент расхода сопла в адиабатной постановке квазистационарного осесимметричного приближения, проведенного средствами программного продукта Ansys Fluent. Использовался подход, основанный на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса c применением модели турбулентности k–ω SST. В качестве рабочего тела рассматривался гомогенный газ. Результаты моделирования показали, что значение коэффициента расхода кольцевых сопел сопоставимо со значением коэффициента расхода в двигателе с традиционным центральным соплом, а при хорошо обтекаемом профиле входного участка центрального тела может превышать его.

Ключевые слова: кольцевое сопло, газодинамические потери, коэффициент расхода, вычислительная газодинамика, распределение параметров потока по соплу

Проведено расчетное исследование параметров гибридной криогенной силовой установки для беспилотного летательного аппарата (БПЛА), работающей по открытому циклу Ренкина. Рабочим телом в криогенной энергетической установке является жидкий азот. Были рассчитаны основные параметры гибридной криогенной силовой установки, проведено сравнение полученных данных с параметрами электрического двигателя для БПЛА.

Ключевые слова: гибридная криогенная силовая установка, криогенное рабочее тело, жидкостный подогрев, беспилотный летательный аппарат, углеродный след

Рассматривается задача оптимального управления пространственным относительным движением космического аппарата с двигателем конечной тяги на околокруговых орбитах. Движение описывается в безразмерных переменных. В плоскости орбиты движение представлено вековыми и периодическими отклонениями, в боковой плоскости – амплитудой колебаний космического аппарата относительно базовой орбиты. Рассмотрены два варианта управления относительным движением: первый – совместное управление продольными и боковыми составляющими, второй – поэтапное управление, т. е. коррекция продольного, а затем коррекция бокового движения. В качестве критерия выбора оптимального управления принята общая продолжительность относительного движения. Выполнены расчеты оптимального управления для характерных граничных условий, приведены оценки степени неоптимальности раздельного управления при непрерывной работе двигателей.

Ключевые слова: относительное движение космических аппаратов, орбитальная цилиндрическая система координат, безразмерные параметры движения, продольное и боковое движение, вековые и периодические составляющие движения, управление со свободной ориентацией тяги

Проведено исследование углового движения спускаемого аппарата (СА) при управлении им с использованием метода поворота полезной нагрузки. СА оснащен надувным тормозным устройством. Управление движением СА осуществляется за счет смещения центра масс. Для исследования углового движения СА составлена математическая модель, которая учитывает особенности рассматриваемого способа управления. Анализ результатов решения позволил сделать вывод об устойчивости углового движения СА, а также выявить направления дальнейших исследований рассматриваемого способа управления.

Ключевые слова: надувное тормозное устройство, угловое положение полезной нагрузки, управление смещением центра масс, годограф вектора угловой скорости, зависимости между проекциями угловых скоростей, инерционные свойства спускаемого аппарата, угловое движение спускаемого аппарата

Рассмотрена нелинейная математическая модель динамики полета конвертируемого винтокрылого летательного аппарата (конвертоплана), выполненного по двухвинтовой поперечной схеме. Для ее создания использовалась система дифференциальных уравнений движения твердого тела. Аэродинамический расчет несущих винтов конвертоплана выполнялся с прменением теории элемента лопасти и комбинированной импульсно-вихревой модели воздушного винта для режимов косого обтекания. В модели динамики полета конвертоплана учитывалось поступательное и вращательное движение несущих винтов. Предложен алгоритм аэродинамического расчета элементов планера (крыла, фюзеляжа, опере ния) конвертоплана с использованием на малых углах атаки аналитических моделей. Выполнен синтез алгоритмов системы автоматического управления (автопилота) для трех принципов полета: «вертолетного», «самолетного» и переходного. Проведен расчет траекторий полета конвертоплана в автоматическом режиме на типовых этапах: переходные режимы, полет по прямоугольному маршруту, установившиеся виражи, восходящая и нисходящая спирали, висение и набор высоты с малой поступательной скоростью.

Ключевые слова: двухвинтовой конвертоплан поперечной схемы, математическая модель динамики полета, система автоматического управления, алгоритмы системы управления, городская аэромобильность

Разработана технология синтеза дуплексных вакуумно-плазменных покрытий системы TiZrAlN для деталей авиационных двигателей и энергоустановок, включающая в себя последовательно выполняемые процессы ионно-плазменного азотирования поверхностного слоя и синтеза многослойного покрытия с ионным ассистированием и сепарацией потока плазмы в одном операционном пространстве. Реализация технологии синтеза дуплексных покрытий осуществлялась с помощью плазменного источника с накальным катодом, помещенного на модернизированной ионно-плазменной установке камерного типа ННВ 6.6 – И1, и системы магнитно-дуговой фильтрации электродугового испарителя с Al-катодом. Представлены физико-механические и эксплуатационные свойства многослойных и дуплексных вакуумно-плазменных покрытий, синтезированных с ионным ассистированием и сепарацией потока плазмы. Приведены результаты экспериментальных исследований микротвердости, адгезионной прочности и коррозионной стойкости многослойных и дуплексных покрытий, сформированных на поверхности образцов из сплава ВТ8 вакуумно-плазменным методом в условиях плазменного ассистирования. Показано, что дуплексные покрытия по сравнению с многослойным покрытием имеют более высокую микротвердость благодаря с нанесению покрытия на уже упрочненную ионно-плазменным азотированием поверхность. Установлено, что дуплексное покрытие, синтезированное по разработан- ной технологии, имеет более высокую стойкость к коррозии и адгезионную прочность по сравнению с многослойным вакуумно-плазменным покрытием и дуплексным покрытием, синтезированным без сепарации плазменного потока.

Ключевые слова: вакуумно-плазменные покрытия, дуплексные покрытия, ионное ассистирование, магнитно-дуговая фильтрация, азотирование

Представлено исследование влияния различных режимов термической обработки на твёрдость, микроструктуру и остаточные напряжения жаропрочного сплава ЭП648. Показано, что нагрев изделий до 1180°С, выдержка в течение 4 ч, охлаждение на воздухе позволяют снизить твердость от HB 191±1 до HB 135 ±1. Минимальная твердость HB 127 ±1 может быть достигнута после нагрева до 1140°С, выдержки в течение 4 ч и охлаждения вместе с печью. При микроструктурных исследованиях обнаружено формирование упрочняющих фаз после различных видов термообработки, наличие разнозернистости, отсутствие слоистой микроструктуры. Выявлены режимы термообработки, при которых формируется упорядоченная структура твёрдых растворов.

Ключевые слова: аддитивное производство, прямое лазерное выращивание, термообработка жаропрочного сплава, микроструктура после термообработки, твердость материала, остаточные напряжения в структуре материала