2026. Т. 33. № 1

Проведена оценка возможности применения программных комплексов ANSYS и FlowVision при решении задачи обеспечения безопасности полетов самолетов транспортной категории в условиях обледенения. Методом численного моделирования решены задачи о распределении водности в окрестности аэродинамического профиля крыла и носовой части фюзеляжа.

Ключевые слова: самолет транспортной категории, условия обледенения, водность, численное моделирование, CFD, FlowVision, FENSAP-ICE, коэффициент Over-Concentration

Представлены результаты модальных испытаний низкочастотной космической конструкции с применением пассивной системы компенсации веса. Объектом исследования являлось крыло солнечной батареи в раскрытом состоянии. Основной целью испытаний было определение динамических характеристик конструкции при колебаниях из плоскости. Для моделирования условий невесомости после сборки испытательной схемы проводилось обезвешивание изделия. В ходе модального анализа было выявлено девять собственных форм колебаний, для каждой из которых определены собственная частота, форма и логарифмический декремент затухания. Собственные частоты сопоставлены с расчетными значениями, полученными в рамках конечно-элементного моделирования, с целью валидации численной модели [1–3].

Ключевые слова: коэффициент демпфирования механического устройства батареи солнечной (МУ БС), модальные испытания МУ БС, активная система компенсации веса, первые формы колебаний МУ БС, низкие первые собственные частоты

Рассматривается вопрос зависимости предела выносливости от продольных размеров силовых элементов конструкции подкрепленного отсека ракеты-носителя. С использованием возможностей программного модуля “SolidWorks Simulation” проведены виртуальные испытания унифицированных образцов, а также стыковочного стрингера двутаврового сечения на усталость. Представлены результаты виртуальных испытаний для определения предела выносливости при различных соотношениях продольных и поперечных размеров исследуемых элементов. По результатам виртуальных испытаний сделан вывод о том, что в рассматриваемом диапазоне отношения продольных размеров к поперечным предел выносливости не изменяется.

Ключевые слова: ракета космического назначения, хвостовой отсек, силовой набор, циклическое нагружение тягой двигателя, предел выносливости балок, усталость балок, продольные размеры элементов силового набора, виртуальные испытания на усталость

Рассматривается проблема снижения уровня шума вентиляционных систем на орбитальных станциях за счет применения вентиляторов с тороидальной формой лопастей. Приводятся результаты численного моделирования течения воздуха через элементы вентиляторов с тороидальной и стандартной формой лопастей. Установлено, что уровень шума разработанного тороидального вентилятора на 13% меньше, чем у вентилятора, эксплуатирующегося на МКС в настоящее время.

Ключевые слова: орбитальная станция, система вентиляции, тороидальный вентилятор, вычислительная газодинамика, аэродинамические характеристики, уровень звукового давления

Рассмотрен способ улучшения транспортных характеристик легких беспилотных электрических экранопланов (ЛБЭЭ) за счет оборудования ЛБЭЭ блоком аккумуляторных батарей, включаемых одновременно для достижения повышенной мощности на старте и последовательно расходуемых на крейсерском режиме. По мере расходования аккумуляторные батареи сбрасываются с борта ЛБЭЭ, чем обеспечивается уменьшение массы в процессе движения и увеличение расчетной дальности. Для оценки описываемого положительного эффекта известная методика оценки проектных параметров электрического летательного аппарата доработана в части моделирования дискретного изменения массы и высоты полета в зоне работы экранного эффекта. Результаты исследования предложенного способа улучшения транспортных характеристик предназначены для использования на ранних этапах проектирования ЛБЭЭ. Показана возможность существенного увеличения дальности движения беспилотного ЛА за счет сочетания положительного влияния экранного эффекта и использования разделяемой сбрасываемой электрической батареи.

Ключевые слова: проектирование БПЛА, электрические летательные аппараты, беспилотный экраноплан, экранный эффект, летательные аппараты переменной массы, электрическая силовая установка, транспортная эффективность

Разработана новая математическая модель массы конструкции беспилотного летательного аппарата на солнечной энергии (БПЛАСЭ). На основе математической модели интенсивности солнечного излучения изучено взаимное влияние параметров общего проектирования такого БПЛА с помощью метода численного моделирования с учетом баланса массы и энергетического баланса, включая размах крыла, удлинение крыла, нагрузку на крыло, общую массу и потребную мощность. Результаты исследования позволили разработать практические рекомендации для проектирования энергетически устойчивых БПЛАСЭ, особенно для длительных миссий.

Ключевые слова: БПЛА на солнечной энергии, удельная нагрузка на крыло, параметры облика крыла, массово-энергетический баланс

Представлены результаты расчетных исследований по определению параметров приводнения вертолета, проведенных с применением метода конечных объемов. К параметрам приводнения отнесены значения действующих нагрузок и параметры работоемкости системы аварийного приводнения вертолета. Исследовано влияние упругих свойств конструкции крепления системы аварийного приводнения на параметры приводнения вертолета.

Ключевые слова: аварийное приводнение вертолета, метод конечных объемов, упругие баллонеты, жесткие баллонеты, метод конечных элементов

Представлены результаты численного моделирования напряженно-деформированного состояния трех конструктивных исполнений силовой рамы беспилотного летательного аппарата (БПЛА) мультироторного типа для транспортировки газоанализаторов в нефтегазовой отрасли. Основные элементы рамы выполнены из углепластика и представляют собой пластины или трубы, что, с одной стороны, избавляет от необходимости проектировать и изготовлять дорогостоящие пресс-формы, а с другой – позволяет осуществить на этапе их создания интеграцию электронагревательных элементов противообледенительных систем в структуру материала для защиты от образования гололедно-изморозевых отложений в весенний, осенний и зимний периоды.

Ключевые слова: численное моделирование напряженно-деформированного состояния беспилотного летательного аппарата, интеграция электронагревательных элементов противообледенительных систем в силовую раму из полимерного композиционного материала, транспортировка газоанализаторов в нефтегазовой отрасли, конструктивные решения силовой рамы беспилотной авиационной системы

Описан метод оценки локального теплового потока в адиабатической зоне пульсирующей тепловой трубы. Ввиду того что установка датчиков тепловых потоков внутри тепловой трубы невозможна из-за ее малого диаметра, для оценки теплового потока используется метод, основанный на решении обратных задач теплопереноса. При решении обратных задач теплопереноса распространенной практикой является минимизация функционала разности расчетных и экспериментально измеренных температур. В рассмотренной задаче используются данные о тепловом состоянии в нескольких точках на внешней поверхности тепловой трубы. Авторы предлагают минимизировать функционал с помощью генетических алгоритмов поиска экстремума функции. Генетические алгоритмы обладают следующими преимуществами:
– устойчивы к попаданию в локальные экстремумы;
– не требуют вычисления производной целевой функции;
– подходят для решения задач с моделями сложной структуры и иерархией;
– для генетических алгоритмов не обязательно, чтобы функция была определена, непрерывна и дифференциируема на всей области поиска решения.
При валидации разработанного метода использовались данные модельного эксперимента. Разработанный метод показал хорошую сходимость к точному решению при возмущенных данных. Работоспособность предлагаемого метода подтверждена в ходе сравнения с результатами, полученными другими авторами

Ключевые слова: пульсирующие тепловые трубы, обратная задача теплопереноса, локальный тепловой поток, генетическая оптимизация

Представлены результаты численного моделирования аварийного отказа магнитного подвеса свободной турбины двигателя АЛ31СТ. Смоделировано падение раскрученного (до рабочей частоты вращения) ротора на резервные подшипники качения. Для этого смоделирован валопровод, который включает в себя ротор свободной турбины, вал промежуточный, нагнетатель и четыре страховочных шарикоподшипника. Задан критерий разрушения по времени для вспомогательных элементов в месте расположения опор ротора свободной турбины, которые были удалены при достижении ротором рабочей частоты вращения.

Ключевые слова: свободная турбина, аварийный отказ магнитного подвеса, страховочные подшипники, керамические тела качения, податливость опор, раскрутка ротора, собственная частота ротора

На орбите Земли работает множество космических аппаратов (КА) с электроракетными двигателями (ЭРД) на борту. С расширением функционала КА требуется расширить и диапазон рабочих напряжений солнечных батарей (БС) системы электропитания КА. Увеличение рабочего напряжения БС позволяет снизить омические потери в кабельной сети и потери на преобразование напряжения. Однако такой рост приводит к тому, что плазма, генерируемая при работе ЭРД, начинает взаимодействовать с электродами панелей солнечных батарей, приводя к возникновению электронного тока утечки из плазмы на открытые электроды БС и повышая вероятности возникновения дуговых разрядов. В совокупности эти явления могут стать причиной значительной потери мощности БС и нарушению нормальной работы КА. Так как моделирование процессов взаимодействия плазмы ЭРД с панелями БС в стендовых условиях затруднено, то единственным способом получения информации о параметрах взаимодействия остается численное моделирование. В связи с этим цель данной работы – построить численную модель и разработать методики определения вольт-амперных характеристик (ВАХ) открытых электродов БС с учетом их электрического потенциала и параметров окружающей плазмы струи ЭРД.

Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель, плазменная струя, солнечная батарея, вольт-амперная характеристика, экранирование, численная модель, токи утечки

Рассматривается управление процессом развертывания электродинамической космической системы, состоящей из малого спутника, проводящего ток неизолированного троса и груза (эмиттера электронов). Взаимодействие неизолированного проводящего троса с магнитным полем Земли приводит к возникновению тормозящей силы, которая может использоваться для быстрого удаления с орбиты отработавших свой ресурс наноспутников и малых космических аппаратов. Поэтому анализируется возможность применения для развертывания системы наиболее простой программы управления, реализуемой без обратной связи, что существенно упрощает систему управления. В связи с этим рассматривается влияние возмущений на точность приведения системы в заданное состояние. Показано, что ошибки, неизбежно возникающие при развертывании тросовой системы, могут быть компенсированы с помощью управления силой тока в тросе по окончании формирования системы. Для предварительного анализа применяется модель, в которой трос является прямолинейным и нерастяжимым (стержневая модель). Для более тщательной проверки работы алгоритма управления используется модель с распределенными параметрами, в которой трос представляется множеством материальных точек с односторонними механическими упругими связями, что позволяет учесть растяжимость троса, его изгибные колебания в результате действия распределенной нагрузки от электромагнитных сил, ударные явления («отскоки») после достижения конечной длины троса.

Ключевые слова: электродинамическая космическая тросовая система, проводящий ток неизолированный трос, управлением развертыванием тросовой системы, стабилизация движения тросовой системы после развертывания

Рассмотрена задача сквозной оптимизации траектории выведения космического аппарата (КА), оснащенного комбинированной двигательной установкой, на целевую гелиоцентрическую орбиту с большим наклонением (30º) к плоскости экватора Солнца для проведения исследования околосолнечного пространства. Требуемые характеристики целевой гелиоцентрической орбиты формируются за счет одного нерезонансного гравитационного манёвра (ГМ) у Земли и некоторой последовательности околорезонансных ГМ у Венеры. Анализируется транспортная космическая система на базе химического разгонного блока (ХРБ) «Фрегат», обеспечивающего старт КА с круговой околоземной орбиты, и маршевой электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) на базе одного стационарного плазменного двигателя СПД-140Д. Приведены соотношения, позволяющие анализировать оптимальное движение транспортной космической системы при старте с опорной околоземной орбиты. Задача сквозной оптимизации траектории выведения КА на целевую гелиоцентрическую орбиту сформулирована с применением принципа максимума Л.С. Понтрягина. Критерием оптимизации рассматривается масса КА на целевой гелиоцентрической орбите. Решение поставленной оптимизационной задачи сведено к семиточечной краевой задаче. В работе приведены численные результаты анализа двух наиболее интересных последовательностей порядков резонансов у Венеры:
•    1 : 1 Þ 4 : 3 Þ 3 : 2 – ГМ выполнялись в одной и той же точке орбиты планеты, угловая дальность отдельного гелиоцентрического перелета Венера–Венера составляет 2πk, где k = 1, 2, …, K; KÎR;
•    1 : 1 Þ 1,5 : 1,5 Þ 1 : 1 – ГМ выполнялись в противоположных точках орбиты планеты.

Ключевые слова: космический аппарат, комбинированная двигательная установка, гравитационный манёвр, принцип максимума

Предложена модификация оптимальной модели летчика, которая позволяет добиться близких результатов экспериментальных исследований и математического моделирования. Модифицированная модель дополнена обратными связями по акселерационной и проприоцептивной информации, вводимыми летчиком, что расширяет возможности ее использования для решения прикладных задач. Полученная модификация оптимальной модели летчика была применена для улучшения прогностических свойств «Нового критерия МАИ», а также для разработки критерия оценки пилотажных характеристик, определяющих требования к системам самолет–летчик в боковом канале управления и учитывающих влияние акселерационной информации.

Ключевые слова: система самолет–летчик, модификация оптимальной модели характеристик управляющих действий летчика, критерии оценки пилотажных характеристик, задачи многомодального управления, рычаги управления, акселерационная информация

Представлены результаты разработки и исследования математической модели системы имитации аэродинамических нагрузок (СИАН), возникающих в полете и действующих на поверхности управления беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) при наземных стендовых испытаниях. Модель предназначена для воспроизведения аэродинамических моментов, действующих на отклоняемые поверхности управления, в частности на элероны, в условиях, максимально приближенных к реальным. Рассмотрена структурная схема системы СИАН. На основе методов аэродинамики и теории автоматического управления выведена итоговая формула для расчета аэродинамической силы с учетом значений воздушной скорости, скорости ветра, пространственного положения БПЛА и углов отклонения рулевых поверхностей. В среде Simulink построена детализированная модель созданной системы и проведен анализ чувствительности модели к изменению воздушно-скоростных параметров полета.  Разработанная модель может быть использована для проведения испытаний БПЛА на стендах полунатурного моделирования.

Ключевые слова: система управления БПЛА, наземные испытания БПЛА, система имитации аэродинамических нагрузок, полунатурное моделирование, шарнирный момент, элерон, электромагнитный нагружатель, пространственное положение БПЛА

Рассматриваются вопросы применения бессеточного численного метода Smoothed Particle Galerkin (SPG) для прогнозирования напряженно-деформированного состояния и механизма разрушения титанового сплава ВТ6 при высокоскоростном ортогональном резании. Численное моделирование проводится в условиях интенсивного упруго-пластического деформирования материала, характерных для процессов обработки титановых сплавов резанием.
Основное внимание уделено анализу пространственно-временной эволюции напряжений и пластических деформаций в зоне резания, локализации напряженно–деформированного состояния в первичной зоне сдвига и установлению их связи с механизмами инициирования и развития разрушения материала. Формирование сегментированной стружки рассматривается как следствие локализации пластической деформации и накопления повреждения в областях повышенной концентрации напряжений, без задания априорной геометрии зоны разрушения.
Метод SPG, основанный на вариационной галеркинской форме уравнений механики сплошной среды, обеспечивает корректное моделирование больших деформаций и высоких скоростей деформирования без использования расчетной сетки. Контактное взаимодействие между инструментом, заготовкой и формируемой стружкой реализуется на уровне частиц, что позволяет воспроизводить разделение материала и процесс разрушения в рамках единой численной схемы без применения процедур удаления или перестройки элементов.
Численная устойчивость расчетной схемы обеспечивается специальными стабилизационными механизмами, сохраняющими линейную точность аппроксимации при моделировании локализованного пластического течения. Разрушение материала и формирование стружки описываются с использованием феноменологической модели повреждения Джонсона–Кука, что позволяет связать параметры напряженно-деформированного состояния с условиями инициирования разрушения.
Результаты численного моделирования демонстрируют возможность прогноза распределений напряжений, интенсивности пластических деформаций и зон локализации повреждения при высокоскоростной обработке титанового сплава ВТ6.

Ключевые слова: численное моделирование процесса резания, ортогональная схема обработки, напряженно-деформированного состояния, механизм разрушения, метод Smoothed Particle Galerkin, бессеточные методы, титановый сплав ВТ6, модель Джонсона–Кук, сегментированная стружка

Ключевые слова: контактная задача, технология сборки, оптимизация сборки, напряженно-деформированное состояние, компьютерное моделирование

Повышение эффективности лезвийной обработки резанием с обеспечением требуемых высоких показателей качества обработанной поверхности при изготовлении ответственных деталей силовой части газотурбинных двигателей в условиях современного машиностроительного производства в значительной степени зависит от оперативного диагностирования и контроля контактных процессов. В настоящее время все большее применение находят инновационные методы оперативного контроля. Современные высокопроизводительные экспериментальных информационно-коммуникационные технологии неразрушающего контроля дают возможность диагностировать и прогнозировать процессы на основе регистрации и обработки сигналов акустической эмиссии (АЭ). Вместе с тем такой динамичный высокопроизводительный процесс, как лезвийная обработка резанием труднообрабатываемых авиационных сплавов для деталей силовых установок, а также их последующая обработка концентрированными потоками энергии (КПЭ): ионно-плазменная, лазерная и т. д. требует расширения возможностей метода АЭ. В статье представлены результаты экспериментальных исследований, в ходе которых изучались связи параметров сигналов АЭ с режимами лазерной, электроэрозионной и механической обработки; влияние варьирования режимов лазерных импульсов с регистрацией сигналов АЭ на морфологию обработанной поверхности и энергию внутренних связей структуры материала; влияние удельной амплитуды на разные инструментальные материалы, в том числе синтетические алмазы и высокоэнтропийные катоды – мишени для нанесения износостойких покрытий. 

Ключевые слова: лезвийная обработка резанием, лазерная обработка, мониторинг технологических процессов, акустическая эмиссия, концентрированные потоки энергии, плотность мощности, пароплазменный факел, сверхтвердые материалы

Цель исследования состояла в экспериментальном анализе влияния повышения производительности прямого лазерного выращивания (ПЛВ) на микроструктуру и склонность к ликвационному трещинообразованию в никелевом жаропрочном сплаве Inconel 718, широко используемом в аэрокосмической отрасли при повышенных температурах.
Методы включали сравнение двух режимов ПЛВ: классического (валик ~2,6×0,75 мм, мощность 1,2–2,0 кВт) и высокопроизводительного (валик 8,15×2,3 мм, мощность 10–12 кВт). Изучены морфология зерен, распределение элементов и природа дефектов с использованием металлографии и сканирующей электронной микроскопии.
Результаты показали, что увеличение геометрии валика и расхода порошка снижает эффективное тепловложение в предыдущий слой, подавляя эпитаксиальный рост столбчатых зерен, способствуя формированию мелкозернистой межслойной зоны. Это уменьшает сегрегацию элементов, образование фазы Лавеса и ликвационное трещинообразование. На основе анализа теплового баланса предложена упрощенная модель распределения энергии между порошком и подложкой.

Ключевые слова: прямое лазерное выращивание, горячие трещины, увеличение производительности лазерной порошковой наплавки, никелевые жаропрочные сплавы, аддитивное производство в аэрокосмической отрасли

Рассмотрено применение наиболее перспективных температуростойких полимерных композиционных материалов (ПКМ) во внешнем обводе реактивного сопла. Спроектированы электронно-геометрические модели деталей, входящих во внешний обвод реактивного сопла. Выполнены расчеты на прочность панелей из ПКМ и металлических деталей крепления внешнего обвода реактивного сопла. Представлены результаты стендовых испытаний внешнего обвода в составе изделия [1].

Ключевые слова: высокотемпературные полимерные композиционные материалы, авиационное двигателестроение, внешний обвод, реактивное сопло, фталонитрильное связующее