2024. Т. 31. № 4

На основании результатов расчетного исследования определено влияние числа Рейнольдса на газодинамические характеристики пространственного нерегулируемого воздухозаборника внешнего сжатия, установленного на поверхности имитатора фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). На основе результатов решения системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье – Стокса с моделью турбулентности SST выполнено численное моделирование обтекания нерегулируемого воздухозаборника с овальным входом с системой управления пограничным слоем при различных числах Рейнольдса. Получены дроссельные характеристики воздухозаборника в условиях обтекания, соответствующих числам Рейнольдса от Re ~0,4 х 10⁷ до Re ~4,2 х 10⁷. Установлено, что полученные при числе Рейнольдса Re ~4,2 х 10⁷ значения коэффициента восстановления полного давления ν при всех исследованных режимах дросселирования превышают аналогичные значения коэффициента ν при числе Рейнольдса Re~0,4 х 10⁷ на величину порядка Δν ≈ 0,005.
Сравнение характеристик воздухозаборника, установленного на поверхности имитатора фюзеляжа ЛА, с аналогичными характеристиками изолированного воздухозаборника показала, что полученные при числе Рейнольдса Re ~0,7 х 10⁷ значения коэффициента ν изолированного воздухозаборника при всех исследованных режимах дросселирования превышают аналогичные значения коэффициента ν воздухозаборника, установленного на поверхности фюзеляжа, на величину Δν ≈ 0.007…0.013. Снижение коэффициента ν в результате установки воздухозаборник на поверхности фюзеляжа обусловлено ухудшением работы системы управления пограничным слоем воздухозаборника, а также попаданием части низконапорного воздуха из верхней части пограничного слоя во вход воздухозаборника.

Ключевые слова: численное моделирование обтекания воздухозаборника, число Рейнольдса, пространственный нерегулируемый воздухозаборник, система управления пограничным слоем воздухозаборника, коэффициент восстановления полного давления, дроссельная характеристика воздухозаборника, параметр окружной неравномерности поля полного давления

Проведены двумерные и трехмерные численные исследования влияния установки солнечных панелей на аэродинамические характеристики крыла. Численные исследования показали, что для корректного определения воздействия солнечных панелей на обтекание и аэродинамические характеристики крыла подходит только трехмерная постановка задачи. В результате установки солнечных панелей на верхнюю поверхность крыла на докритических углах атаки снижается подъемная сила, возрастает сопротивление, но при этом увеличивается максимальная подъемная сила и критический угол атаки.

Ключевые слова: солнечные панели, аэродинамические характеристики крыла, CFD-методы

Представлены результаты экспериментальных и численных исследований обтекания моделей учебно-тренировочного самолета (УТС) с исходным и Т-образным вариантами расположения горизонтального оперения по высоте киля. Экспериментальные исследования проведены в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ при скорости потока V = 50 м/с. Численное исследование показало, что благодаря особенностям структуры обтекания горизонтальное оперение в исходном положении по сравнению с Т-образным обеспечивает более благоприятные характеристики продольного момента и препятствует образованию «моментной ложки» (смене знака производной) в диапазоне углов атаки от 0 до 30°. Результаты численных исследований подтверждены экспериментальными данными.

Ключевые слова: учебно-тренировочный самолет, горизонтальное оперение, киль, «моментная ложка», визуализация обтекания, область заторможенного потока

Проведена численная оптимизации положения закрылка механизированных профилей во взлетно-посадочной конфигурации. В качестве варьируемых параметров выбирались щель между основной частью профиля и закрылком, перекрытие между основной частью профиля и закрылком, угол отклонения закрылка и угол отклонения задней части основной поверхности профиля («крыши»). Механизация передней кромки профиля не параметризировалась. Оптимизация проводилась с помощью построения поверхности отклика с использованием генетического алгоритма. Численное моделирование обтекания проведено с помощью ПО ANSYS FLUENT. Решалась система уравнений Навье–Стокса, осредненных по Рейнольдсу и замыкаемых моделью турбулентности Спаларта–Аллмараса. Представлены анализ и сравнение аэродинамических характеристик исходных и оптимизированных механизированных профилей.

Ключевые слова: механизированный профиль, взлетно-посадочная конфигурация, генетический алгоритм, Multi-Objective Genetic Algorithms (MOGA)

Статья посвящена расчету шарнирных моментов органов управления с помощью новой методики. Получены картины обтекания консоли стреловидного крыла среднемагистрального пассажирского самолета с отклоненным элероном, консоли стреловидного крыла с расщепляющимся элероном при различных углах расщепления.
Дополнительно для подтверждения достоверности полученных результатов проводились расчеты не только при помощи предложенной методики, но и посредством программного комплекса Fluent.
Результаты вычислений коэффициентов шарнирных моментов органов управления показали хорошую сходимость с данными из эксперимента, что говорит о правильности выбранного подхода.

Ключевые слова: расщепляющийся элерон, методика расчета шарнирного момента, модель турбулентности Спаларта–Альмараса, кривизна профиля, толщина профиля

Представлен концептуальный подход к использованию замкового устройства шарикового типа в составе систем разделения перспективных многоразовых ракет носителей. Сформулированы требования, задаваемые на уровне технического задания, такие как надежность удержания рабочей нагрузки; надежность срабатывания; быстродействие; энергия, затрачиваемая на срабатывание; отсутствие осколков после разделения и др. Исследованы различные аспекты конструкционной схемы, выбора технических параметров и особенности их применения, характерные для замкового устройства шарикового типа. Проведено экспериментально-математическое моделирование замкового устройства шарикового типа с учетом силы трения и износа элементов его конструкции с помощью специального программно-алгоритмического обеспечения.

Ключевые слова: замковое устройство шарикового типа, перспективные многоразовые ракеты носители, система разделения ступеней, надежность срабатывания, контактная прочность, напряженно-деформированное состояние

Раздача труб импульсным магнитным полем – это метод, который представляет собой твердотельное формование трубчатых деталей. В настоящем исследовании трубчатая деталь летательного аппарата (ЛА) –  алюминиевый патрубок с жалюзи – изготавливается методом раздачи магнитно-импульсным давлением, равномерной по периметру трубы. В качестве материала для заготовки использовался алюминиевый сплав Д16Т. Было осуществлено численное моделирование для определения параметров раздачи без разрушений детали, а затем были проведены эксперименты с такими же параметрами. Результаты, полученные в процессе моделирования, показали, что для успешной раздачи необходимо поддерживать требуемое значение давления электромагнитного поля и зазора между формирующей катушкой и основной трубой. Электрическое напряжение, полученное при моделировании, и первый пик напряжения на катушке, измеренный в эксперименте, сравнивались. Было решено использовать комбинацию аналитического и вычислительного подходов для вычисления электрического напряжения, необходимого для раздачи трубы. Разработана упрощенная аналитическая структура для оценки эквивалентных напряжений, в алюминиевом сплаве Д16Т при приложенном давлении магнитного поля. Результаты, полученные с помощью высокоскоростного процесса с синхронизацией по току, подтверждаются мультифизическим моделированием раздачи патрубка.

Ключевые слова: электромагнитная раздача трубы, конечно-элементный анализ, дифференциальные уравнения Максвелла, патрубок с жалюзи, трубчатые детали летательных аппаратов

Кратко изложены принципиальные основы стереограмметрии. Метод стереограмметрии применен в испытаниях вращающихся лопастей натурного воздушного винта в полевых условиях. Дано описание разработанной измерительной стереограмметрической системы, предназначенной для бесконтактных панорамных измерений параметров движения лопастей на полном обороте. Описаны новая методика калибровки измерительной системы по вращению винта на малых оборотах и особенности обработки результатов измерений параметров движения с большим числом степеней свободы.
Приведены краткие результаты детальных исследований движения и деформации лопастей воздушных винтов обоих двигателей двухмоторного пассажирского самолета в условиях наземных испытаний на аэродроме. Показаны примеры трехмерных панорамных форм махового и углового движения лопастей, спектра колебаний в диапазоне до 500 Гц, и диаграмм процесса перехода из одного режима в другой.

Ключевые слова: стереограмметрические измерения, бесконтактные оптические методы, деформация лопастей винта, бесконтактные измерения вращающихся объектов

Предлагается использование роботизированной платформы с интегрированной проволочной электродуговой аддитивной технологией для оперативного изготовления и ремонта изделий. Описываются задачи, которые необходимо решить для разработки такой платформы: расчет кинематических и динамических характеристик многозвенного манипулятора, численное моделирование установки для оценки прочностных характеристик, разработка состава и средств для аддитивного производства и ремонта изделий. Результаты математического и численного моделирования подтверждают эффективность предложенного подхода и его применимость для решения поставленной задачи.

Ключевые слова: роботизированная платформа, электродуговая аддитивная технология, 3Д-печать в космосе, космический манипулятор, ремонт конструкций на космической станции

Излагается метод расчета совместных изгибно-крутильных колебаний лопасти несущего винта (НВ) вертолета при раскрутке и торможении несущего винта в условиях ветра. Предложенный метод позволяет рассчитывать параметры напряженно-деформированного состояния лопасти, количественно оценивать предельные скорости ветра при раскрутке и торможении несущего винта, рассчитывать прочность лопасти в наземных случаях нагружения, и в частности при резком торможении НВ и при ударе по упорам шарниров НВ. Приведены результаты расчета предельной скорости ветра при раскрутке несущего винта вертолета типа Ми-171А3.

Ключевые слова: лопасть несущего винта, ветровое нагружение, раскрутка и торможение несущего винта, метод Галеркина, метод Ньюмарка, SVD-алгоритм, напряженно-деформированное состояние

Возникновение нелинейных динамических характеристик механической системы, не предусмотренных на этапе ее проектирования, может являться следствием конструктивного, технологического или эксплуатационного дефекта. В работе изложен опыт диагностики конструкций по нелинейным искажениям портретов вынужденных колебаний. Результатами диагностики являются люфты в механических проводках управления самолетов, зазоры в узлах стыковки агрегатов, нарушения целостности конструкций, повышенное сухое трение в подвижных соединениях. Контроль может проводиться как на уровне качественной, так и на уровне количественной оценки одного или нескольких дефектов.
Для контроля дефектов в процессе вибрационных испытаний конструкций в программное обеспечение управления экспериментом введена подпрограмма анализа портретов колебаний. Это позволяет контролировать проявление дефектов как в течение испытаний, так и в эксплуатации конструкции путем сравнения параметра искажений для разных состояний изделия. Представлены результаты использования программы для диагностики самолетов по результатам наземных модальных испытаний.

Ключевые слова: авиационные конструкции, вибрационные испытания, контроль технического состояния, идентификация дефектов, люфты в проводках управления, зазоры в узлах стыковки агрегатов, сухое трение в подвижных соединениях

Представлен подход, позволяющий определить реальную жесткость балки, работающей на изгиб и кручение, при неточно заданной из-за погрешностей натурного эксперимента исходной информации. Показано, что сведение задачи о поперечных и крутильных колебаниях отсека крыла, записанной в виде дифференциальных уравнений, к интегральным уравнениям типа Вольтерра первого рода, дает возможность создать алгоритм расчета с помощью метода интегрирующих матриц, минимально увеличивающий погрешности расчета изгибной и крутильной жесткости крыла по данным эксперимента, даже при неточных исходных данных.

Ключевые слова: идентификация, численные методы, интегрирующие матрицы, колебания, жесткость крыла

Предложен косвенный метод оценки скорости роста трещин в стрингерах из алюминиево-литиевого сплава 01420 вертолета Ми-26(Т). Массовость трещин стрингеров из указанного сплава в различных зонах фюзеляжа, в том числе критических, с одной стороны, не позволяет до настоящего времени обосновать проектный назначенный ресурс 12000 часов, с другой – позволяет применять к описанию процесса возникновения трещин методы теории вероятности и математической статистики. Предложенный статистический метод основан на моделировании динамики возникновения трещин пуассоновским процессом и предполагает измерение длины трещин, обнаруженных при периодических осмотрах фюзеляжей эксплуатирующихся вертолетов. Далее, исходя из обоснованного допущения о наличии периода стабильного роста трещин усталости в элементах конструкции, оценивается скорость роста трещины в стрингере за время ее развития в профиле. В статье сравниваются результаты, полученные косвенным методом с результатами непосредственных (прямых) измерениий скоростей роста трещин в эксплуатации и при стендовых испытаниях. Совпадение результатов по порядку значений позволяет сделать вывод о правомерности приведенных допущений. Применение предложенного метода позволяет численно описывать процесс возникновения и роста трещин усталости в самом проблемном элементе конструкции вертолета Ми-26(Т) с учетом требований безопасности полетов, поддержания летной годности и сохранения индивидуальных особенностей экземпляра. Метод не требует применения специального оборудования и больших трудозатрат.

Ключевые слова: критическая зона фюзеляжа, трещина в стрингере, трещина усталости, скорость роста трещины, разрушение, пуассоновский процесс, распределение длин трещин, испытательный образец, период стабильного роста трещины

В настоящее время ведутся работы, направленные на расширение области применения термодинамических математических моделей (ММ) на пусковые и авторотационные режимы работы двигателя [1–4]. Основной проблемой создания таких моделей является отсутствие расчетных или экспериментальных характеристик узлов двигателя для исследуемой области режимов. В данной статье с использованием численных методов выполнено исследование рабочего процесса компрессора и турбины в области режимов авторотации двигателя, а также рассчитаны характеристики исследуемых турбомашин. Показана возможность использования полученных характеристик для определения линии совместной работы компрессора и турбины с помощью термодинамической ММ.

Ключевые слова: авторотация газотурбинных двигателей, математическая модель режимов авторотации, осевой компрессор, напорная характеристика компрессора, линия рабочих режимов, частота вращения ротора

Определены основные дефекты камеры сгорания ГТД, и выполнен анализ характерных отказов. При помощи комплексного анализа оценки надежности определены основные параметры надежности камеры сгорания (КС). На основании выполненного анализа разработаны мероприятия направленные на повышение ресурсных показателей. Представлено семь внедренных конструктивных мероприятий. Выполнен анализ характерных отказов после внедрения мероприятий, и произведена оценка их эффективности в части улучшения ресурсных показателей. Внедренные мероприятия позволили поэтапно увеличить межремонтный ресурс двигателя до 25000 часов.

Ключевые слова: основные параметры надёжности камеры сгорания, конструкция камеры сгорания, дефекты камеры сгорания, межремонтный ресурс двигателя, статистические данные об отказах камера сгорания

Представлена расчетно-экспериментальная методика определения нелинейных характеристик жесткости и коэффициентов демпфирования упруго-демпферной опоры авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Задача решается путем реализации в динамической расчетной модели, созданной в программной системе DYNAMICS R4, квазилинейного элемента, параметры которого изменяют свое значение в зависимости от частоты вращения ротора. Значения жесткости и коэффициентов демпфирования получены по результатам анализа большого количества запусков реального двигателя и построения экспериментальных амплитудно-частотных характеристик. Представленная методика позволяет построить квазилинейную модель опоры ротора и приблизить результаты моделирования к экспериментальным, что даст возможность в дальнейшем использовать полученную модель роторной системы для последующих расчетов и динамической доводки двигателя.

Ключевые слова: роторная динамика, упруго-демпферная опора ротора, верификация модели, программная система DYNAMICS R4

Представлены результаты численного определения эмиссии канцерогенных полициклических ароматических углеводородов (ПАУ) камерой сгорания (КС) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), прототипа серийного образца. Рассматриваются подходы комбинированного реакторного моделирования. Результаты CFD-моделирования рабочих процессов использованы для представления расчетной области последовательностью химических реакторов c идеализированной газовой динамикой для сложных кинетических вычислений в одномерной постановке. Решаются соответствующие задачи трехмерного моделирования, изложен процесс настройки подмоделей ANSYS Fluent для описания горения керосина. Реакторные модели камеры разработаны с применением алгоритмов CFD-Energico-Chemkin и Fluent-CRN. Результаты вычислений сопоставлены с экспериментально определенными значениями.

Ключевые слова: эмиссия вредных загрязняющих веществ, сеть химических реакторов, CRN, камера сгорания, газотурбинный двигатель, полициклические ароматические углеводороды (ПАУ), бенз(а)пирен

Представлен облик двигательной установки (ДУ) на базе абляционного импульсного плазменного двигателя (АИПД) малой мощности. Данная двигательная установка предназначена для использования в составе космического аппарата типа CubeSat [1].
По результатам испытания образцов в вакуумной камере определены интегральные характеристики двигательной установки.

Ключевые слова: абляционный импульсный плазменный двигатель, система хранения и подачи рабочего тела, блок инициирования разряда, блок накопления энергии

В настоящей статье продолжается начатое в [14, 15] исследование алгоритма начальной выставки инерциальной навигационной системы (ИНС) платформенного класса для объектов различных классов и применений. Представлены два концептуальных подхода к построению алгоритма, обсуждаются их достоинства и недостатки.
Показаны результаты моделирования алгоритма при использовании метода наискорейшего спуска в двух концептуальных подходах при выставке трехосной платформы. Проведено сравнение быстродействия и точности выставки, и определены параметры корректирующих блоков в контуре стабилизации, при которых время и ошибка выставки минимальны.
Приведены результаты моделирования задачи выведения ракеты космического назначения (РКН) на переходную орбиту при ошибках начальной выставки платформы. Определен конус рассеивания погрешности выведения РКН в зависимости от подобранных коэффициентов в блоке регулирования скорости выставки, входящем в модель алгоритма решения оптимизационной задачи.

Ключевые слова: инерциальная навигационная система, гироплатформа, оптимизационный алгоритм начальной выставки, метод градиентного спуска, ракета космического назначения, точность выведения на целевую орбиту

Эксплуатационные свойства изделий авиационной техники, изготовленных из титановых сплавов, в значительной степени определяются свойствами поверхностного слоя. В статье рассматривается экспериментально установленный эффект одновременного повышения нанотвердости и стойкости к растрескиванию поверхности титанового сплава марки ВТ18у в результате селективного лазерного воздействия. Теоретически исследован механизм изменения состояния объемных дефектов в поверхностном слое твердого вещества в условиях ударного сжатия и кратковременного высокотемпературного прогрева под воздействием наносекундного лазерного импульса и лазерной плазмы. Проведено моделирование дефектной структуры, что позволило определить закономерности избирательного прогрева материала вблизи нанопор, а также влияние системы нанопор на специфику распространения изотерм. На основании полученных результатов предложена модель залечивания объемных дефектов, находящихся в поверхностном слое образца, периодическим кратковременным переводом поверхности материала в экстремальные условия. Экспериментальные исследования позволяют проверить соответствие теоретических предположений реальным данным. Полученные теоретические и экспериментальные результаты актуальны для физического материаловедения и расширяют представление о возможностях методов лазерной обработки металлических сплавов с объемными дефектами, расположенными в тонком поверхностном слое. Основанный на исследуемом эффекте способ может найти применение на стадии финишной обработки поверхности титановых лопаток газотурбинных двигателей.

Ключевые слова: селективный лазерный импульс, ударное сжатие, объемные дефекты, нанотвердость, залечивание дефектов