2024. Т. 31. № 1

На примере комбинации несущего винта (НВ) и рулевого винта РВ вертолета типа Ми-8/17 исследуется возможность попадания РВ в режимы «вихревого кольца» при полете с малыми скоростями со скольжением под влиянием вихревого следа НВ. Используется нелинейная вихревая модель винта, разработанная на кафедре «Проектирование вертолетов» МАИ. Выполнены параметрические расчеты для различных скоростей набегающего потока в диапазоне V = 0 ... 20 м/с и круговой обдувки по углу скольжения вертолета β. Обнаружена область режимов полета V = 6,25 ... 7,5 м/с и β = 20 ... 40°, где воздействие вихревого следа НВ приводит к попаданию РВ в режимы «вихревого кольца», сопровождающиеся пульсациями тяги и крутящего момента винта, ростом потребной на вращения РВ мощности до 30%, а также значительным увеличением потребных углов установки лопастей РВ по сравнению с изолированным РВ. Показана возможность возникновения условий, когда влияние НВ снижает аэродинамические характеристики РВ при любых углах скольжения (углах разворота вертолета по отношению к внешнему потоку). Увеличение потребных углов установки и потребной на вращения РВ мощности в таких условиях может быть одной из предпосылок неуправляемого вращения вертолета одновинтовой схемы.

Ключевые слова: нелинейная вихревая модель, несущий винт, рулевой винт, полет вертолета со скольжением, интерференция винтов, режимы «вихревого кольца»

Приведены результаты проектирования конструкционно-силовой схемы крыла беспилотного самолета, предназначенного для исследования Марса. Результаты численного моделирования обтекания самолета в ожидаемых условиях марсианской атмосферы использовались для аэродинамического расчета напряженно-деформированного состояния предполагаемой конструкции крыла, определения запасов прочности и дальнейшей ее оптимизации в среде ANSYS WorkBench.

Ключевые слова: самолет для Марса, разреженная атмосфера, малые числа Рейнольдса, конструкция складываемого крыла, взаимодействие потока газа с конструкцией, решетчатые конструкции крыла

Один из способов оптимизации эффективности летательных аппаратов – это использование возможности трансформирования их конструкций в зависимости от режима эксплуатации. В рамках таких конструкций широкое распространение получили приводы, выполненные из материалов на основе сплавов с памятью формы. Проблемы при использовании методов оптимизации для таких конструкций связаны с деформированием и изменением связей внутри силовых элементов при различных случаях нагружения. Статья посвящена методу оптимизации трансформируемых конструкций летательных аппаратов. Предложен расширенный метод топологической оптимизации, позволяющий учитывать любые изменения в исследуемых элементах.

Ключевые слова: трансформируемая конструкция, сплавы с памятью формы, напряженно-деформированное состояние, оптимизация, топология

Представлен подход к разработке модели подготовки комплекса с беспилотными летательными аппаратами большой дальности действия к полету с учетом формирования рационального состава средств наземного обслуживания специального применения. Приведенный в статье краткий анализ существующих методических подходов к обоснованию рационального состава средств наземного обслуживания. Ввиду возросших темпов развития комплексов с беспилотными летательными аппаратами большой дальности действия, возникает проблема в качественном и своевременном техническом обслуживании, что напрямую зависит от состава и количества используемых средств наземного обслуживания. Для решения этой задачи, на основе имеющихся перечней средств технического обслуживания, в среде AnyLogic разработана имитационная модель выполнения процесса подготовки комплекса с беспилотными летательными аппаратами к полету, позволяющая провести анализ взаимодействия технологических процессов по времени и используемым ресурсам, а также выполнить оценку загрузки всех средств наземного обслуживания специального применения. Предлагаемая модель позволяет определить рациональный состав средств обслуживания в целях минимизации (максимизации) показателей подготовки, а также исследовать организацию подготовки к применению комплекса с беспилотными летательными аппаратами в установленные сроки.

Ключевые слова: имитационная модель системы технического обслуживания, комплекс с беспилотными летательными аппаратами большой дальности действия, средства наземного обслуживания специального применения

Рассматривается математическая модель электропривода беспилотного летательного аппарата, внешние характеристики которого определены по результатам испытаний методом вращающейся «крыльчатки». Получено аналитическое выражение для вычисления коэффициента крутящего момента «крыльчатки», учитывающее число лопастей и относительные размеры дисков, создающих аэродинамической сопротивление. Предлагается метод оценки энергозатрат при работе электропривода под нагрузкой путем замера частоты вращения и напряжения, подаваемого на обмотку.

Ключевые слова: электродвигатель постоянного тока, внешняя характеристика, математическая модель электродвигателя, идентификация математической модели

Методом видеограмметрии (ВГМ) измерены параметры движения и деформации консоли крыла и органов управления натурного самолета на стоянке и в полете. В измерениях использовалась специализированная видеограмметрическая система, содержащая один монограмметрический измерительный канал, предназначенный для измерения параметров деформации консоли, перемещений элерона и интерцепторов. Дано краткое описание метода, особенностей обработки и получения результатов. Получены значения численные значения параметров деформации изгиба консоли крыла в двух плоскостях. 

Ключевые слова: монограмметрические измерения, бесконтактные оптические методы, деформация крыла в полете, бесконтактные измерения крупногабаритных объектов

Описана конструкция демонстратора вертикального взлета и посадки, предназначенного для отработки основных алгоритмов системы управления. Проведен обзор конструкции существующих летных стендов. Основными элементами демонстратора являются – неподвижная цилиндрическая мачта с площадкой для обслуживания, подвижная стрела с расположенной на её конце платформой для закрепления объекта испытаний, а на другом конце противовесом для компенсации массы элементов, не входящих в объект испытаний. Разработанные поворотные механизмы стенда позволяют осуществлять движение объекта по вертикали и горизонтали с минимальным сопротивлением. Предусмотрена система экстренного торможения и система трубопроводов для подачи компонентов топлива, а также воды в качестве охлаждающей жидкости. Проведен прочностной расчет различных вариантов ферм для двух случаев: равновесного состояния и аварийной ситуации. Сдан вывод о том, что применение разработанной конструкции демонстратора системы вертикального взлета и посадки позволило получить новые результаты по отработке навигационных систем при осуществлении плавного вертикального взлёта, перемещения и плавной вертикальной посадки исследуемого объекта, оснащенного демонстратором двигательной установки, в заданную точку.

Ключевые слова: испытания ракетно-космической техники, отработка алгоритмов системы управления, демонстратор системы посадки, вертикальный взлет и посадка, прочностной расчет ферменной конструкции

Создана методика расчетных исследований зависимости упругих деформаций «жестких» аэродинамических моделей от их геометрических и конструкционных параметров с целью определения рациональных модификаций силовой конструкции, позволяющих минимизировать угол упругой крутки крыла модели. Показана возможность минимизации углов упругой крутки в условиях испытаний в аэродинамической трубе и существенного снижения погрешности определения аэродинамических характеристик крыла модели магистрального самолета.

Ключевые слова: аэродинамическая модель, конструктивно-силовая схема, балочная схематизация, аэродинамические характеристики, жесткость, угол поточной крутки, упругие деформации

Для композитных панелей с учетом допустимого закритического поведения предложена общая методика (алгоритм) определения минимальных толщин при условии обеспечения критериев статической прочности. Учитываются мембранные и изгибные напряжения, возникающие при потере устойчивости и начальном этапе геометрически нелинейного поведения панелей. В этом случае рассматриваемые панели следует классифицировать как панели средней толщины. Показано, что в общем случае методика определения минимальных толщин при проектировании плоских композитных панелей сводится к минимизации функции одной переменной с учетом исследований по двум параметрам, которые являются координатами х и у точек в плоскости панели. Для гладких плоских ортотропных панелей при шарнирном опирании рассмотрены прикладные методики (алгоритмы) определения минимальных толщин с учетом возможного закритического поведения при нагружении сжимающими и касательными потоками, а также комбинированными нагрузками.

Ключевые слова: закритическое поведение, ортотропный материал, мембранные напряжения, изгибные напряжения, прямоугольные панели

Полимерно-композиционные материалы (ПКМ) нашли широкое применение при проектировании элементов авиационных конструкций: панелей крыла, фюзеляжа и др. Такие материалы обладают достаточно высокой прочностью и малой плотностью. Однако, как при изготовлении, так и при эксплуатации в них возможно появление различных дефектов в виде непроклея или расслоения при ударе, что существенно снижает прочностные характеристики конструкций. Поэтому необходим учет влияния таких дефектов на прочность. Представлены материалы моделирования испытаний образцов в виде пластин, выполненных из ПКМ с дефектом в виде предварительного непроклея. Дефекты имели форму прямоугольника и круга, с различными геометрическими размерами и глубиной залегания по толщине образцов. Проведено сравнение результатов испытаний подобных образцов с результатми конечно-элементного моделировани, которое показало хорошее согласование с данными экспериментов.

Ключевые слова: межслойные дефекты многослойных полимерных композитных материалов, устойчивость композитных пластин, нелинейный анализ методом конечных элементов, анализ закритического поведения, испытания композитных образцов

Описана методика расчета тяги винтовых силовых установок с воздушными винтами произвольных параметров по имеющимся аэродинамическим характеристикам другого винта, полученным в результате испытаний в аэродинамической трубе, для математического моделирования движения летательных аппаратов самолетного типа в процессе выполнения исследований по оценке эффективности винтовых силовых установок по критериям самолетного уровня. Определены критерии подобия для обоснования возможности математического моделирования геометрически подобных четырехлопастных воздушных винтов по имеющимся экспериментальным характеристикам винта АВ-68 на примере винта АВ-72. Продемонстрирован порядок преобразования мощности на выводном валу турбовинтового двигателя в тягу силовой установки, реализованный в алгоритме программы «Расчет тягово-экономических и удельно-массовых характеристик силовой установки и параметров движения летательного аппарата». Представлена оценка адекватности алгоритма путем сравнения результатов расчета высотно-скоростных характеристик силовой установки с турбовинтовым двигателем АИ-24ВТ и воздушным винтом АВ-72 в составе самолета Ан‑24 с данными из его Технического описания. 

Ключевые слова: коэффициент тяги, коэффициент мощности, коэффициент скорости, турбовинтовой двигатель (ТВД), Ан‑24, АИ-24ВТ, АВ-72, расчет траектории полета, критерии подобия воздушных винтов

Проведение испытаний газотурбинных установок является неотъемлемой частью производства и доводки современных авиационных двигателей, а также процесса подготовки высококвалифицированных кадров. В работе идет речь о модернизации виртуальной лаборатории по испытаниям на базе САЕ-системы АСТРА и подборе оптимальной пусковой мощности стартера для малоразмерного газотурбинного двигателя, с учетом предъявляемых требований. Использование современных компьютерных технологий открыло возможности к проведению испытаний на неустановившихся режимах, моделированию поведения двигателя в экстремальных и нестандартных условиях. Модернизированная версия программы позволит снизить временные и финансовые затраты на подготовку и проведение натурных испытаний двигателей, а также проводить исследования двигателя на переходных режимах для подбора оптимальных значений. Модернизированная версия программного пакета включает в себя характеристики узлов двигателя малой размерности, что позволяет более точно настраивать модели для исследования их рабочего процесса.

Ключевые слова: моделирование имитационное, модель математическая, двигатель газотурбинный, двигатель прототип, термодинамический расчет, процесс переходный, испытания виртуальные, стартер, пусковая мощность

Разработаны соотношения для априорной оценки размера ячейки расчетной сетки, обеспечивающего сеточную сходимость численного решения при моделировании гидрогазодинамических процессов в типовых каналах охлаждаемых лопаток газотурбинных двигателей (ГТД). Для рассмотренных типовых каналов с внезапным расширением, внезапным сужением и диффузорных каналов были проведены исследования на сеточную сходимость решения с погрешностью не более 10%, по сравнению с литературными данными на основе которых сформированы корреляции для оценки оптимальной безразмерной высоты ячейки при известном числе Рейнольдса. Полученные соотношения могут быть использованы при построении сетки на участках сложных каналов со сходственной геометрией.

Ключевые слова: моделирование гидрогазодинамических процессов в охлаждающих каналах лопаток ГТД, опережающая верификация гидравлических моделей каналов, типовые каналы охлаждаемых лопаток турбин ГТД, реверс-инжиниринг охлаждаемых лопаток турбин ГТД

Представлены результаты расчетно-экспериментального исследования акустической интенсификации процессов окисления метана в высокоэнтальпийном кислородсодержащем (по составу максимально приближенному к воздуху) потоке. Исследования проведены для конечного по длине канала постоянного сечения. Рассмотрен диапазон начальных удельных энтальпий кислородсодержащего потока от 1600 до 2400 кДж/кг. Выявлены закономерности влияния полной энтальпии кислородсодержащего потока и акустического воздействия на эффективность (с точки зрения завершенности химических реакций) окисления метана. Установлено влияние частоты акустического воздействия на коэффициент завершенности физико-химических процессов. Определены значения коэффициента избытка топлива для различных полных энтальпий кислородсодержащего потока, соответствующие диффузионному и кинетическому режимам окисления метана. Проведен анализ спектральных характеристик пульсаций статического давления в потоке, по результатам которого отмечена стабильность окисления метана на исследованных режимах.

Ключевые слова: окисление метана, кислородсодержащий поток, акустическое воздействие, диффузионный режим окисления, кинетический режим окисления, завершенность химических реакций

При проектировании авиационного двигателя, а также при анализе его работоспособности на переходных режимах необходимо проведение нестационарных тепловых расчетов его конструкции. Расчет с использованием полноценной термомеханической модели трудоёмок и требует больших временных затрат. Предложена методика прогнозирования теплового состояния конструкции при изменениях параметров рабочего процесса двигателя путем создания упрощенной тепловой модели и использования нейронных сетей и, в частности, трансферного обучения на примере турбины микрогазотурбинного двигателя (микроГТД). Для данной методики требуется большое количество конечно-элементных расчетов тепловых состояний деталей турбины в MATLAB с различными комбинациями граничных условий, а также ограниченный набор экспериментальных данных. Полученную тепловую модель можно использовать в составе цифрового двойника турбины. 

Ключевые слова: газотурбинный двигатель, многослойный персептрон, трансферное обучение, тепловая карта, конечно-элементная модель, нестационарный тепловой процесс

На основе обширного экспериментального материала исследовано влияние положительных углов атаки на течение и потери в до- и трансзвуковых турбинных решетках. Определены физические причины и закономерности изменения потерь. Увеличение конфузорности и скорости выхода ведет к снижению относительных скоростей на профиле и степени выходной диффузорности, что уменьшает потери при любом угле атаки. Выделены геометрические и режимные параметры, которые следует учитывать при расчете потерь от угла атаки. При умеренных углах атаки с ростом скорости выхода до предельного значения потери от угла атаки могут стать нулевыми; а при большей скорости их можно принимать постоянными.

Ключевые слова: турбинная решетка, входная кромка, угол атаки, корыто и спинка профиля, обтекание, фактор диффузорности, скорость выхода потока, профильные потери от угла атаки

В статье проанализированы основные требования, предъявляемые к силовой установке сверхзвукового пассажирского самолета. Рассмотрены особенности их реализации при использовании турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), выполненных на базе существующих газогенераторов.

Предложена математическая модель схемы двухконтурного двигателя с регулируемым перепуском воздуха из компрессора во второй контур. Дана оценка изменения параметров такого двигателя относительно параметров ТРДД традиционной схемы.

Ключевые слова: перепуск воздуха из компрессора, турбореактивный двухконтурный двигатель, двигатель изменяемого цикла, сверхзвуковой пассажирский самолет

Большинство современных вертолетов оснащены традиционными для авиации двигателями: поршневыми (ПД) и турбовальными. Эффективность функционирования и эксплуатации таких двигателей хорошо известна специалистам. Развитие вертолетной техники с точки зрения повышения ее экономической эффективности связывают с возможностью применения гибридной силовой установки (ГСУ) на борту вертолета.

Использование ГСУ, включающей в себя тепловые двигатели, электродвигатели (ЭД), аккумуляторные батареи (АКБ), топливные ячейки, генераторы и другие компоненты, требует комплексного изучения влияния ГСУ на интегральные параметры вертолета. Усложнение силовой установки (СУ) вертолета должно быть аргументировано с технической и экономической точек зрения для принятия решения об обоснованности интеграции ГСУ в структуру вертолета.

Ключевые слова: гибридная силовая установка, легкий вертолет, гибридный вертолет, аэромобильность, электрический привод несущего винта вертолета

Представлены результаты определения передаточной функции пламени в модельном горелочном устройстве методом LES как зависимости отношения пульсации интенсивности тепловыделения за горелочным устройством к пульсации скорости потока на входе в горелочное устройство от частоты пульсации скорости потока на входе. Расчетное исследование проведено на модельном горелочном устройстве c предварительной подготовкой топливно-воздушной смеси (ТВС). Амплитуда пульсации скорости ТВС на входе в камеру сгорания составляла 10%, частота пульсации изменялась в диапазоне от 150 до 600 Гц.

По опубликованным экспериментальным данным проведена валидация математической модели по значениям осевой скорости и пульсации скорости на разном удалении от выхода из горелочного устройства. Установлено хорошее согласование расчетных и экспериментальных данных. Полученная в результате зависимость пульсаций тепловыделения от частоты показывает, что с увеличением частоты пульсации скорости потока при заданной амплитуде пульсации скорости отношение пульсаций объемного тепловыделения падает, что согласуется с экспериментальными данными по определению передаточной функции пламени для горелочных устройств схожих конфигураций.

Ключевые слова: термоакустические пульсации, передаточная функция пламени, модельное горелочное устройство, метод крупных вихрей LES

Содержание статьи основано на опыте создания и применения аналитико-имитационной модели динамики движения самолета для оценки эффективности ограничителей предельных режимов, в частности ограничителей угла атаки и нормальной перегрузки. Показана структура модели, подробно описаны составляющие ее блоки. Изложена методика применения аппарата нечеткой логики для формирования моделей управляющих действий летчика. Представлены результаты сравнительной оценки эффективности работы активного ограничителя угла атаки и нормальной перегрузки с механическим упором и ограничителя с адаптивной коррекцией усилия на ручке управления тангажом.

Ключевые слова: аналитико-имитационная модель динамики, модель управляющих действий летчика с применением аппарата нечеткой логики, активный ограничитель угла атаки и нормальной перегрузки, ограничитель с адаптивной коррекцией, оценка эффективности работы ограничителей предельных режимов

Рассматривается задача определения оптимального управления относительным движением космического аппарата с двигателем конечной тяги с ограничениями на ее направление – исследуется важный для практики случай, когда тяга ориентирована в плоскости местного горизонта. Приведена линеаризованная математическая модель относительного движения, представленная переменными, описывающими вековое, периодическое и боковое движение в безразмерном виде. Критерием оптимальности выбрана минимальная продолжительность маневра. Выполнено моделирование полученной программы управления на исходной нелинейной модели. 

Ключевые слова: управление относительным движением космического аппарата, орбитальная цилиндрическая система координат, безразмерные характеристики относительного движения, вековые и периодические составляющие относительного движения, ориентация тяги в плоскости горизонта

При аддитивном производстве необходимо учитывать и компенсировать коробление детали вследствие действия остаточных напряжений. Одним из эффективных быстрых методов расчета величины короблений в CAE-системах является механический конечно-элементный анализ, не требующий многочисленных итераций. Для обеспечения точности расчетов в САЕ-системах их необходимо калибровать на специальных образцах. В работе предложена методика такой калибровки на кольцевых образцах для процесса прямого лазерного выращивания (ПЛВ), результатом которой являются значения внутренних деформаций, необходимых для расчета деформаций деталей при ПЛВ.

С помощью САЕ-системы Simufact Additive была спроектирована цифровая модель процесса ПЛВ и проведено моделирование действия остаточных напряжений. На основе полученных результатов сравнения с натурными образцами скорректированы расчетные параметры, которые можно применить для оптимизации геометрии заготовок деталей с учетом особенностей процесса ПЛВ.

Ключевые слова: аддитивное производство, прямое лазерное выращивание, деформации после выращивания, остаточные напряжения в структуре материала, метод конечных элементов, хромоникелевый жаропрочный сплав ЭП648, регрессионный анализ, калибровка САЕ-системы