2026. Т. 33. № 2

Демонстрируется методика расчета конвективных тепловых потоков и аэродинамических характеристик тел в высокоскоростном потоке на основе модифицированного метода эффективной длины. Метод использует локальные параметры течения на внешней границе пограничного слоя, а предыстория обтекания учитывается через интегральные величины вдоль линий тока. У реальных изделий поверхность не является идеально гладкой, поэтому при практическом моделировании силового и теплового воздействия необходимо учитывать шероховатость поверхности. Существуют методы охлаждения через вдув в пограничный слой, что также необходимо учитывать при расчетах тепловых потоков. В рамках данной работы введены модели влияния шероховатости и вдува на теплообмен и ламинарно-турбулентный переход. Проведена валидация расчета аэродинамических характеристик при высокоскоростном обтекании сферы. Представлено исследование влияния длины тела на вклад коэффициента сопротивления трения в общий коэффициент сопротивления. Предложенный подход обеспечивает инженерную точность при существенно меньших вычислительных затратах по сравнению с прямым моделированием теплообмена в пограничном слое.

Ключевые слова: метод эффективной длины, ламинарно-турбулентный переход, аэродинамические коэффициенты, высокоскоростное обтекание

Обледенение крыла на режимах снижения и посадки всегда являлось экстремальной ситуацией в полете, и особенно для пассажирского самолета. В данной статье оценено влияние ремонтной накладки на панели крыла среднемагистрального самолета в потоке воздуха в условиях обледенения передней кромки. Проведены исследования скоростей потока на крыле с обледенением передней кромки на двух режимах: режим снижения (механизация крыла убрана) и режим посадки (закрылки отклонены на 38°) при различных углах атаки. Для сравнения адекватности результатов на каждом из режимов было выполнено моделирование обтекания «чистого» крыла (крыла без накладки), крыла с ремонтной накладкой в зоне переднего лонжерона, «чистого» крыла с обледенением передней кромки, крыла с ремонтной накладкой и обледенением передней кромки. Для двух режимов и при семи и четырех углах атаки крыла были построены обобщенные поляры крыла, графики аэродинамического качества и изменения положения центра давления относительно bсах. Полученные результаты имитационного моделирования позволяют оценить влияние ремонтной накладки на характеристики крыла с обледенением (Сy = f(Cx), K = f(a), Xц.д. = f(α)) в потоке при наиболее неблагоприятных эксплуатационных режимах.

Ключевые слова: крыло в потоке, ремонтная накладка, обледенение, аэродинамические характеристики

Ключевые слова: воздушный винт, малоразмерный беспилотный летательный аппарат, аэродинамические характеристики, летные испытания, CFD-моделирование, аэродинамическая интерференция, CADFLO

Представлена методика определения и результаты исследований частных производных аэродинамических коэффициентов крыла и летательного аппарата вблизи твердой поверхности раздела сред по параметрам движения, характеризующим вращение самолета вокруг центра масс. Моделирование обтекания объекта исследования осуществляется с использованием CFD-систем на основе перестраиваемых расчетных сеток. Моделируются движения объекта с использованием законов изменения кинематических параметров движения, позволяющие найти производные аэродинамических коэффициентов по определенным кинематическим параметрам в окрестности установленной начальной параметрической точки. Проведена оценка достоверности результатов расчетов в сравнении с известными решениями. Показана существенная зависимость частных производных аэродинамических коэффициентов от относительного отстояния объекта от поверхности раздела сред, от начального положения объекта по отношению к поверхности, в ряде случаев – от направления вращения объекта. Рассмотренные особенности вращательных производных аэродинамических коэффициентов экраноплана вблизи экрана характерны и для других летательных аппаратов (самолетов, ракет и т. п.) при их движении вблизи поверхности раздела сред.

Ключевые слова: нестационарные аэродинамические характеристики аппарата вблизи экрана, коэффициенты демпфирующих сил и моментов, аэродинамические характеристики экраноплана, GEV (ground-effect vehicle), WIG (wing-in-ground-effect)

Изложена сущность принятия рациональных конструкторско-технологических решений в вопросах выбора вида заготовки и материала на детали изделий авиационно-ракетной техники. В этом аспекте рассмотрены первоочередная роль конструктора и его ответственность на этапе проектирования авиационных конструкций, конечной целью которых является получение продукта высокого качества с требуемыми эксплуатационными характеристиками и заданным ресурсом. Отмечены достоинства применения литых заготовок в авиастроении, изготовленных из высокопрочных алюминиевых сплавов и выделены вопросы, решения которых непосредственно связаны с выбором и назначением вида заготовки, марки литейного сплава, а также снижением трудоемкости производства изделия в целом. Дан краткий анализ особенностей литейного производства отливок и приведены характеристики применяемых традиционных и перспективных литейных алюминиевых сплавов. Многофакторность взаимных связей литейного заготовительного передела и их вариативность осложняет выбор ключевых параметров заготовки. Отмечено, что перспективным инструментарием здесь является реализация новых технологий цифрового прототипирования производственных процессов на базе создания цифровых двойников. Приведены примеры применения в проектной практике программных продуктов систем компьютерного моделирования литейных процессов. Показаны функциональные возможности отечественного программного комплекса «ПолигонСофт», позволяющих моделировать сложные процессы заполнения и кристаллизации жидкого расплава, теплообмена в литейной форме, а также прогнозировать литейные дефекты усадочного и другого характера. Приведены результаты моделирования формообразования типовых деталей авиационной техники, изготовленных литьем в металлические формы из различных марок алюминиевых сплавов. Отмечено, что тестирование виртуальных прототипов в системах компьютерного моделирования производственных процессов позволяет выявить наиболее критические зоны с точки зрения технологической отработки процессов изготовления и обеспечения требуемых качественных и количественных характеристик разрабатываемого изделия.

Ключевые слова: принятие конструкторско-технологических решений, цифровое прототипирование, выбор вида заготовки, виртуальные прототипы, технологическая отработка процессов изготовления, снижение трудоемкости производства

Представлены результаты оптимизационного проектирования силовой рамы беспилотного летательного аппарата (БПЛА) мультироторного типа с защитой от обледенения. По результатам многокритериальной многопараметрической оптимизации масса конструкции луча снижена на 18%, прогиб при нагружении в продольной плоскости БПЛА уменьшился в два раза, прогиб при нагружении в поперечной плоскости уменьшился в 1,4 раза. Конструкция рамы имеет усиленные ребрами жесткости лучи, материал конструкции – полиамид с дискретными частицами углеволокна. Корпусные детали имеют закрытый усиленный контур по периметру, защищающий от внешних метеоусловий, в том числе от дождя, снега, ледяного дождя и ультрафиолета. Применение аддитивных технологий при изготовлении силовой рамы БПЛА позволяет интегрировать в конструкцию противообледенительную систему в процессе печати для снижения образования ледяных наростов при эксплуатации в зимних условиях.

Ключевые слова: оптимизационное проектирование силовой конструкции рамы БПЛА, численное моделирование обледенения силовой рамы, отечественное программное обеспечение многокритериальной многопараметрической оптимизации, защита рамы от внешних метеоусловий, рама беспилотной авиационной системы из полиамида с дискретными частицами углеволокна

Представлена силовая конструкция солнечной батареи малого космического аппарата, разработанная в АО «Решетнёв». Проектируемая конструкция отвечает требованиям технологичности применительно к поточному производству. Реализован расчет конечно-элементной модели, позволяющий оценить предварительные жесткостно-прочностные характеристики силовой конструкции, а также проанализировать динамические параметры. Проведен комплекс испытаний, подтверждающих расчетные значения и эффективность предлагаемой конструкции.

Ключевые слова: силовая конструкция солнечной батареи, каркас оболочечного типа, поточное производство космических аппаратов, изготовление малых космических аппаратов

Рассматриваются перспективные направления развития винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА), связанные с повышением скорости, дальности полета и энергетической эффективности. Выделен ряд аспектов применения технологий электродвижения. Авторы анализируют зарубежный опыт создания скоростных вертолетов, включая проекты Sikorsky Defiant-X, S-97 Raider и Airbus Racer, а также обосновывают актуальность подобных решений для отечественной вертолетной техники. Показано, что полностью электрические схемы на современном этапе имеют ограничения из-за недостаточных удельных характеристик электрических компонентов. Особое внимание уделяется концепции «вертолет с гибридной силовой установкой и электромеханической бесступенчатой трансмиссией» (вертолет с ГСУ и ВЭТ), способной обеспечить повышение летно-технических характеристик (ЛТХ) перспективных ВКЛА, в том числе эффективный скоростной полет, благодаря управления потоками энергии и изменению частоты вращения несущего винта, а также сохранить надежность при отказах отдельных элементов системы. 

Ключевые слова: винтокрылый летательный аппарат нового поколения, электроэнергетическая силовая установка ВКЛА, гибридная силовая установка перспективного ВКЛА, вариативная электромеханическая трансмиссия вертолета, летно-технические характеристики перспективного ВКЛА, окружная скорость лопастей несущего винта вертолета, технологии «электродвижения» ВКЛА, вертолет с гибридной силовой установкой и вариативной трансмиссией

Представлены результаты исследования проектно‑конструкторских решений при разработке космического аппарата, предназначенного для изучения Солнца. Основное внимание уделено анализу динамической совместимости подсистем в рамках выбранных конфигураций космического аппарата, в том числе исследованию влияния низкочастотных упругих колебаний длинномерных пространственных конструкций на работоспособность электромеханических исполнительных устройств. Разработана математическая модель возмущенного движения космического аппарата, позволяющая количественно определить динамические параметрические характеристики длинномерных пространственных конструкций при различных вариантах исполнения космического аппарата и эксплуатационных режимах работы.

Ключевые слова: длинномерная пространственная конструкция, космический аппарат для изучения Солнца, динамические параметрические характеристики, фотоэлектрическая панель солнечной батареи, жидкостная ракетная двигательная установка большой и малой тяги, электроракетная двигательная установка

Рассматриваются конструкции болтовых соединений авиационных деталей из полимерного композиционного материала (ПКМ). Прочность и долговечность соединений определяются наряду с другими факторами сохранением эксплуатационных параметров: осевого натяга болтов и радиальных зазоров между стержнем болта и кромками отверстий в соединяемых деталях. Поскольку такие конструкции широко применяются для наиболее ответственных соединений агрегатов, а также деталей силового каркаса, разработан оперативный тепловой метод контроля. Его основным достоинством является мобильность аппаратуры: ее можно переносить непосредственно к контролируемым соединениям. На основании получаемой информации формируются термограммы, обработка которых позволяет оценить ключевые параметры соединений и непосредственно в аэродромных условиях корректировать натяг болтов с выявленным ослаблением.
Поскольку контроль осууществляется по площади с охватом ряда болтов в многоточечном соединении, он может выполняться в соответствии со временем межполетного осмотра летательного аппарата.
Метод опробован на ряде конструктивно подобных образцов с использованием демонстрационного макета комплекса с оборудованием для теплового контроля.

Ключевые слова: болтовые соединения деталей из ПКМ, тепловой контроль соединений, условия эксплуатационной долговечности соединений, оперативный контроль болтовых соединений, тепловой неразрушающий контроль радиального зазора и осевого натяга, термограммы конструктивных параметров болтовых соединений, экспериментальное опробование метода теплового контроля

Предложена математическая модель совместных аэроупругих колебаний лопастей и втулки несущего винта на упругодемпфирующем основании при пространственном движении вертолета. Получены выражения для определения сил и моментов, действующих на втулку со стороны лопастей при совместных аэроупругих колебаниях. Уравнения, определяющие пространственное положение сечений лопасти получены путем разделения движения точек упругой линии лопасти на относительное и переносное.

Ключевые слова: лопасти и втулка несущего винта, упругодемпфирующее основание, динамика полета вертолета, совместные аэроупругие колебания

Представлена методика расчета длительности роста сквозной усталостной трещины в подкрепленной обшивке фюзеляжа с учетом выпучивания и внутреннего давления. Для описания кинетики разрушения предложен метод определения коэффициента интенсивности напряжений (КИН), позволяющий моделировать резкий рост трещины до стоппера и последующее замедление ее развития. Коэффициент интенсивности напряжений определяется через комбинированную поправку, включающую учет влияния подкрепления. Введены также дополнительные корректирующие коэффициенты, учитывающие влияние клеевых соединений и дублеров на скорость роста трещины. Проведено сравнение результатов расчетов и данных эксперимента для различных зон расположения трещины относительно шпангоутов. Полученные результаты демонстрируют приемлемую сходимость с экспериментальными данными, что подтверждает применимость предложенного параметрического подхода.

Ключевые слова: подкрепленная панель, герметический фюзеляж, длительность роста трещины, клевое соединение, стоппер трещин, выпучивание обшивки

С целью минимизации потерь и улучшения равномерности распределения потока внутри жаровой трубы камеры сгорания сравнивались завихрители с тремя различными профилями лопаток. Построены расчетные модели завихрителей с различными профилями, рассчитаны параметры потока за завихрителями в условиях, соответствующих холодной продувке. Проведен детальный анализ результатов расчетов для различных конструкций лопаток.

Ключевые слова: камера сгорания, фронтовое устройство, лопаточный завихритель, профиль лопатки, гидравлические потери

Представлен расчет мощностных и массогабаритных характеристик силовых установок различных схем для летательного аппарата вертикального взлета и посадки ‒ аэротакси конвертопланной схемы массой 2500 кг, обеспечивающего перелет на расстояние до 600 км со скоростью 500 км/ч. Рассмотрено пять различных схем силовых установок, включая электрическую с энергоузлом на водородных топливных элементах, а также параллельные и последовательные схемы гибридной силовой установки на основе одного или двух газотурбинных двигателей. Приведено описание методик расчета как самóй перспективной силовой установки, так и отдельно воздушных винтов.

Ключевые слова: летательный аппарат вертикального взлета и посадки, аэротакси конвертопланной схемы, гибридная силовая установка, водородный топливный элемент, модель регрессии для оценки характеристик воздушного винта

В статье изложены результаты теоретических и расчетных исследований по проектированию испарительной камеры сгорания для малоразмерного газотурбинного двигателя (МГТД) с тягой 600 Н. Разработка камеры сгорания включала три последовательных этапа проектирования: термогазодинамический, одномерный и численный расчеты, позволяющие оперативно создать конструкцию камеры сгорания. Ключевой показатель эффективности – коэффициент полноты сгорания топлива. В ходе исследований определен первоначальный облик камеры на основе термогазодинамического расчета; подобрано оптимальное место и объем подвода вторичного воздуха (одномерный расчет); изучено влияние соотношения площади отверстий и выходного сечения камеры (численное моделирование); оценено воздействие относительной площади на процессы внутри камеры при двухзонном горении; проанализировано изменение полноты сгорания топлива вдоль жаровой трубы. Результаты исследования согласуются с данными других авторов. Практическая ценность работы заключается в возможности применения полученных данных при проектировании камер сгорания (КС) и их элементов (в том числе жаровой трубы) для МГТД, а также при определении режимных и конструктивных параметров с учетом специфики использования двигателя. 

Ключевые слова: распределение вторичного воздуха, коэффициент избытка воздуха, двухзонное горение, полнота сгорания топлива

Разработана камера сгорания для дефорсированного газотурбинного двигателя, работающего на газообразном топливе. Представлено описание конструктивных особенностей двигателя и камеры сгорания. Выполнено моделирование процессов горения. Проведен численный анализ газодинамических и эмиссионных параметров, а также оценена неоднородность температурного поля на выходном сечении разработанной камеры сгорания. Показано, что стандартная k–модель турбулентности и модель ламинарных микропламен (FlameLet) в совокупности обеспечивают непревышене приемлемых значений выбросов вредных веществ. Эффективность горения топлива в разработанной камере подтверждена результатами моделирования.

Ключевые слова: дефорсированный газотурбинный двигатель, кольцевая камера сгорания, моделирование процессов горения, вредные загрязняющие вещества, эффективность сжигания газообразного топлива

Разработан метод проектирования оптимальных траекторий, использующих аэродинамический маневр для выхода на низкую орбиту спутника планеты с подлетной траектории. Предложена схема решения соответствующей оптимизационной проблемы в «сквозной» постановке, предполагающей разбиение перелетной траектории космического аппарата (КА) на отдельные участки и комплексный анализ траектории. Сформирована модель оптимального управляемого движения центра масс космического аппарата на атмосферном участке. Получен полный набор условий оптимальности соответствующей задачи оптимального управления совместно с условиями стыковки. Предложенная методика проектирования траекторий апробирована при решении модельной задачи на примере анализа перелета Земля–Венера; по результатам полученного решения можно сделать вывод о возможности обеспечить эффективное рассеяние избыточной энергии КА при решении задач проектирования траекторий межпланетных перелетов.

Ключевые слова: космический аппарат, принцип максимума, погружение в атмосферу, канонические преобразования, сквозная оптимизация, ограниченная задача четырех тел, разбиение траектории на участки, торможение в атмосфере

Для оптимизации траекторий космических аппаратов (КА) с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) предложен метод формирования качественных начальных приближений на основе регрессионного анализа предварительно рассчитанных оптимальных траекторий. Метод, успешно примененный для миссии Земля–Марс–Земля, адаптирован для задачи перелета к Юпитеру. Численные эксперименты показали, что начальные приближения, полученные по аналитической модели, находятся в области оптимального решения, и это обеспечивает быструю сходимость итерационных методов. Тестирование во всем рассматриваемом пространстве параметров подтвердило стабильность и эффективность метода, позволяющего существенно сократить время вычислений. Полученные результаты подтверждают эффективность стратегии использования имеющейся базы данных и открывают возможности для внедрения более сложных методов оптимизации, например, нейронных сетей.

Ключевые слова: перелет Земля–Юпитер, оптимизация траектории с малой тягой, принцип максимума Понтрягина, двухточечная краевая задача, метод продолжения по параметру, полиномиальная регрессия

Рассматривается проблема адаптивного управления движением летательного аппарата (ЛА) в условиях неполного и неточного знания свойств объекта управления. Реализуемый подход основан на использовании метода нелинейной динамической инверсии, который позволяет осуществить точную линеаризацию модели движения во всей области режимов полета ЛА. Однако данный метод в его стандартном варианте требует наличия точной модели объекта управления. В статье предлагается подход к преодолению этого недостатка, заключающийся в применении нейросетевого компенсатора, учитывающего изменения в свойствах ЛА, вызванные отказами его оборудования и повреждениями конструкции. Реализованы три варианта компенсатора с использованием нейронных сетей прямого распространения, включая мультиперсептрон, сеть сигма-пи и сеть Колмогорова–Арнольда. На примере задачи отработки задающего сигнала по угловой скорости тангажа продемонстрирована работоспособность предлагаемого подхода.

Ключевые слова: продольное угловое движение, адаптивное управление, нелинейная динамическая инверсия, нейросетевой компенсатор, мультиперсептрон, сеть сигма-пи, сеть Колмогорова–Арнольда

Для решения проблемы засорения околоземного космического пространства (ОКП) техногенными космическими объектами (КО), в том числе и нефункционирующими КА, в настоящее время разрабатываются способы увода их с орбиты по окончании срока активного существования с применением активных и пассивных систем, осуществляющих торможение и вход в плотные слои атмосферы. В статье представлен проектно-баллистический анализ комбинированных средств увода типа «электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) – аэродинамическое тормозное устройство (АТУ)». Поставлена задача оценки эффективности комбинированной системы увода космических объектов с орбиты, в рамках которой сформированы критерии и основные показатели эффективности. В качестве методологической основы оценки эффективности разработана проектная модель, отражающая схему построения и основные проектные решения системы по совокупности показателей (время полета, расход рабочего тела, энергопотребление). С помощью разработанного подхода для каждого способа увода определен наиболее эффективный вариант построения системы при заданных условиях полета с учетом проектных ограничений. Выявлены области рационального применения ЭРДУ и АТУ в зависимости от параметров системы, режимов орбитального движения и уровня солнечной активности. 

Ключевые слова: космический мусор, космический объект, комбинированный увод с орбиты, электроракетная двигательная установка, аэродинамическое тормозное устройство

Термокартографирование протяженных промышленных объектов является одной из приоритетных задач современной автономной авиационной робототехники. Малогабаритный квадрокоптер с тепловизионной камерой, инерциальным измерительным блоком и приемником глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС) способен выполнять непрерывное обследование километровых участков инфраструктуры. Однако металлические конструкции промышленных объектов создают зоны экранирования, при которых потеря сигнала ГНСС продолжительностью 3–240 с является штатной ситуацией. В отсутствие внешней коррекции бортовая инерциальная навигационная система (БИНС) на микроэлектромеханических датчиках накапливает ошибку позиции, которая при потере сигнала 240 с достигает сотен метров. В настоящей статье предложена физически информированная нейронная сеть (НС) на основе пространственно-временной модели состояния с регуляризатором в виде динамического функционала потерь, использующим закон тяги воздушного винта. При дообучении на 10% данных режима компенсации порывов ветра среднеквадратичная ошибка (СКО) нейронной сети с динамическим функционалом составляет 14,3 м, что ниже, чем у базовой модели на полном датасете (17,0 м). Оптимальные результаты достигаются при 25% данных, что соответствует 2 мин полета. Превосходство нейронной сети с динамическим функционалом объясняется высокой дисперсией оборотов роторов в режиме компенсации порывов ветра, порождающей повышенный контраст обучающего сигнала при дообучении.

Ключевые слова: физически информированная нейронная сеть, пространственно-временная модель состояния, беспилотный летательный аппарат, глобальная навигационная спутниковая система, дообучение на малых данных, тепловизионная камера, обороты несущих винтов