Библиографические ссылки на статьи

Описывается расчетное исследование разницы аэроакустических характеристик между одним воздушным винтом и несколькими воздушными винтами, которые имеют одинаковую суммарную тягу и потребляемую мощность. Аэродинамическое моделирование выполняется от высокой нагрузки до низкой нагрузки на лопасть с одинаковой скоростью вращения путем изменения шага. Результаты моделирования показывают, что чем выше нагрузка на винт, тем выше уровень шума, что вытекает из теории Гутина. По сравнению с одним винтом аэроакустические характеристики нескольких винтов не являются осесимметричными. Независимо от того, высока или мала нагрузка на винт, уровень шума нескольких винтов всегда выше.

Приведены примеры обоснования ограничений при проведении ремонта с точки зрения влияния его на вредное сопротивление. Подробно рассмотрен случай ремонта секций предкрылка крыла самолета в случаях наличия или отсутствия на них противообледенительной системы. При повреждении лобовой части секции предкрылка, например, из-за столкновения с птицей, ремонт может быть осуществлен при помощи установки накладки на внешнюю поверхность секции предкрылка. Накладка может снизить эффективность работы тепловой противообледенительной системы в зоне ремонта, что чревато возможностью образования на верхней поверхности секции предкрылка и/или крыла барьерного льда, который существенно влияет на аэродинамику самолета. В предположении, что барьерный лед образуется, проведена параметрическая оценка его влияния на сопротивление и несущие свойства самолета. Численное моделирование обтекания проведено с помощью ПО ANSYS FLUENT. Решалась система уравнений Навье%–Стокса, усредненных по Рейнольдсу и замыкаемых моделью турбулентности Спаларта–Аллмараса. Приведены примеры возможных ограничений на размер и место размещения накладки в зависимости от степени влияния на аэродинамику самолета.

Проведены расчетно-экспериментальные исследования с целью определения особенностей поведения аэродинамических характеристик механизированного профиля крыла магистрального самолета с адаптивной механизацией задней кромки. Рассматривались конфигурации с механизацией задней кромки крыла в виде простого поворотного закрылка, закрылка Фаулера, а также поворотного закрылка с отклоняемым вниз интерцептором. Исследовано влияние поворотного закрылка в комбинации с отклоняемым интерцептором на аэродинамические характеристики профиля. Показано, что применение поворотного закрылка с отклоняемым интерцептором позволяет добиться сохранения несущих свойств профиля при одновременном упрощении кинематики выдвижения. Определены рациональные сочетания углов отклонения поворотного закрылка и интерцептора. Полученные результаты могут быть использованы при проектировании механизации задней кромки крыла перспективных пассажирских самолетов.

Определена необходимость разработки методов защиты низкорасположенных турбовентиляторных двигателей от попадания посторонних предметов. Рассмотрены особенности процесса вихреобразования перед воздухозаборником низкорасположенной маршевой силовой установки магистрального самолета при воздействии бокового и встречного газовоздушного потока. Предложен эксплуатационный метод снижения интенсивности вихревого течения. Выполнено математическое моделирование процесса вихреобразования с учетом воздействия встречного газовоздушного потока. Определена зависимость интенсивности вихреобразования от скорости набегающего потока.

Построена концептуальная модель малого космического аппарата (МКА) технологического назначения (ТН). Определены цели и показаны этапы проектирования при построении концептуальной модели. Представлено целевое и концептуальное описание МКА ТН. Проведена декомпозиция концептуальной модели МКА ТН и описаны ее элементы. Результаты работы могут быть использованы при проектировании МКА.

Представлена методика синтеза нового класса складчатых структур. Их характерным признаком является наклон граней в одну сторону на конечном этапе трансформирования. В заключительной фазе их грани укладываются на плоскую или цилиндрическую поверхность. Определены закономерности формирования их рельефа. Они основаны на преобразовании базовых канонических структур путем придания их элементарным модулям асимметричной формы. Областью применения асимметричных структур могут быть звуко- и энергопоглощающие сэндвич-панели.

В настоящее время для российских ученых изучение планеты Венера с помощью автоматических космических аппаратов и различных технических средств в их составе представляет собой одно из приоритетных и активно развивающихся направлений в области планетных исследований. Авторами предлагается включить в состав перспективной миссии на Венеру новое дополнительное техническое средство исследования атмосферы и поверхности этой планеты – мультироторный летательный аппарат, для чего требуется разработать схемные решения такого технического средства.
В статье рассматривается постановка задачи выбора схемных решений мультироторного летательного аппарата как нового технического средства исследования Венеры. Показано, что данная задача рассматривается в виде совокупности двух подзадач, для каждой из которых выбираются критерии эффективности и соответствующие схемным решениям схемообразующие признаки. Записаны выражения для критериев эффективности и показателей функциональной эффективности.
Корректная постановка задачи позволит максимально рационально разработать и выбрать окончательные варианты схемных решений мультироторного летательного аппарата для включения в состав перспективной экспедиции на Венеру. 

Приводятся результаты исследования прочности и устойчивости овальных композитных цилиндрических оболочек при действии внешнего равномерного давления. Геометрически нелинейная задача для оболочки решается методом конечных элементов (МКЭ). по Геометрические размеры оболочка близки к размерам фюзеляжей современных пассажирских самолетов. Исследовано влияние овальности поперечного сечения оболочки, нелинейности исходного напряженно-деформированного состояния (НДС,) укладки монослоев по толщине на критические нагрузки и весовую эффективность композитных оболочек в сравнении с металлическими.

Представлено решение научной задачи, заключающейся в разработке математической модели (ММ) электрической силовой установки (ЭСУ), обеспечивающей расчет ее характеристик во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета беспилотного летательного аппарата (БПЛА) самолетного типа. А также ее интеграции с ММ динамики полета (ДП) в общий алгоритм программы «Расчет тягово-экономических и удельно-массовых характеристик силовой установки и параметров движения летательного аппарата». При описании ММ ЭСУ особое внимание уделено структуре модели, порядку расчета, исходным данным и особенностям ее интеграции с ММ ДП. Особенности интеграции связанны с обеспечением математически универсального расчета силовых установок (СУ) в полете летательного аппарата (ЛА) с двигателями, питаемыми как жидким топливом, так и от аккумуляторных батарей (АКБ). Также представлена оценка качества получаемых доработанной программой результатов моделирования траектории полета произвольного проекта БПЛА с ЭСУ по заданной программе полета.

Показана эффективность метода вдува сжатого воздуха в камеру сгорания газогенератора для определения запаса устойчивой работы осевого компрессора высокого давления средней напорности с регулируемым входным направляющим аппаратом и направляющими аппаратами первых двух ступеней в рабочем диапазоне режимов по приведенной частоте вращения ротора nПР на примере испытаний экспериментального газогенератора в термобарокамере высотного стенда.
Подтверждена возможность достижения с помощью метода вдува сжатого воздуха в камеру сгорания газогенератора требуемой нормируемой величины запаса по коэффициенту режима в первой ступени компрессора высокого давления над предельной линией рабочих режимов с учетом производственного разброса положения линии рабочих режимов, связанного с особенностями и стабильностью производства двигателей, а также условиями эксплуатации и наработки в течение ресурса для обеспечения проверки отсутствия флаттера «срывного» типа в рабочих лопатках первой ступени компрессора. 

Представлен пример параметрической доводки вспомогательной силовой установки с применением современного комплекса термогазодинамических расчетов ThermoGTE. Описаны этапы формирования математической модели вспомогательной силовой установки и дальнейшее решение научно-технической задачи определения требуемых значений расхода воздуха и частоты вращения ротора с целью выполнения требований ТЗ.

Выполнено препарирование лопаток соплового аппарата и проведено определение температуры газа на выходе из камеры сгорания на различных режимах работы газотурбинного двигателя. Приведены особенности конструкции многофорсуночной камеры сгорания, работающей на природном газе, заключающиеся в двухъярусном расположении форсунок в кольцевой головке. Для различных режимов работы двигателя определены температурные поля и построены радиальные эпюры, а также относительные радиальные эпюры. Для анализа полученных результатов проведено сравнение радиальных эпюр и максимальной окружной неравномерности полученных при испытании двигателя НК-16-18СТ, НК-16СТ с серийной камерой сгорания и двигателя НК-8-2У, работающего на жидком топливе. Выполнена оценка максимальной положительной и отрицательной окружной неравномерности температурного поля этих камер.
По результатам проведенных работ сделаны выводы, что температурное поле многофорсуночной камеры сгорания работающей, на природном газе, максимально приближено по своим параметрам к параметрам температурного поля камеры сгорания НК-8-2У.

Рассматривается метод расчетного определения действительных углов перекоса колец межроторного подшипника (МРП) и контактных напряжений смятия путем численного моделирования роторной системы двигателя АЛ-31Ф со спутным и биротативным вращением роторов. Расчетная модель для определения величины перекоса колец подшипника максимально приближена к реальным конструктивным особенностям и условиям его работы. Отмечается, что динамическая постановка задачи, реализованная в численном подходе, позволяет получить более точные результаты по напряжениям и, следовательно, долговечности подшипника [1].

Рассматривается задача передачи света на солнечные панели пассивного спутника, находящегося на высокоэллиптической орбите Марса, с целью реанимации бортовой системы электропитания пассивного спутника. Задача выполняется с использованием системы светопередачи на борту активного спутника, включающей аккумулятор, параболический отражатель и светодиодную лампу. Исследуются две конфигурации светодиодной лампы с входными токами светодиодов 20 и 100 мА, и две конфигурации отражателя: симметричную и асимметричную. Предполагается, что спутники уже сблизились на необходимое расстояние с установленной ориентацией и развернутым отражателем. Анализируется частичная подзарядка аккумулятора пассивного спутника на 10% от его полной емкости, выполняемая как в статическом состоянии, так и при вращении. При этом также анализируется разряд аккумулятора активного спутника. Выявлено, что система светопередачи с низким входным током светодиодов (20 мА) и асимметричным отражателем наиболее эффективна: при отсутствии вращения пассивного спутника подзарядка до 10% достигается за 40 мин, при этом аккумулятор активного спутника разряжается на 33%. При анализе вращения пассивного спутника были смоделированы изменения освещенности солнечной панели и угла падения лучей, что позволило рассчитать эффективность подзарядки аккумулятора. Предложены две стратегии подзарядки: первая, начиная с нулевой минуты цикла вращения пассивного спутника, обеспечивает подзарядку на 10% за 73 мин, требует поддержания ориентации и расстояния в течение 264 минут и разрядки аккумулятора активного спутника на 61%. Вторая стратегия, начиная с определенного момента вращения, достигает 10% подзарядки за 77 мин, с разрядом активного спутника на 64% и поддержанием ориентации на 389 или 187 мин, в зависимости от начального времени.

Анализируется выведение космического аппарата (КА) на рабочую гелиоцентрическую орбиту с целью обеспечить требуемое наклонение 30° к плоскости солнечного экватора за счет применения серии пассивных гравитационных маневров (ГМ) у Земли и Венеры. КА выводится на низкую околоземную орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз-2.1б». КА оснащен комбинированной двигательной установкой (ДУ), состоящей из химического разгонного блока (ХРБ) «Фрегат», участвующего в старте КА с опорной околоземной орбиты с последующим его отделением, и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) на базе одного двигателя «СПД-140Д». Траектории выведения оптимизируется с использованием принципа максимума Понтрягина. Выбранная схема полета позволила значительно уменьшить время выведения на заданную гелиоцентрическую орбиту с 5 до 3,206 лет, масса КА на этой орбите составила 1499,3 кг.

В рамках будущих проектов по исследованию и освоению Луны, спутники-ретрансляторы для связи между Землей и Луной, особенно обратной стороной и полярными регионами Луны, где планируют построить постоянные базы, вызывают значительный интерес. Резонансные орбиты, сформированные с применением солнечных парусов, имеют регулируемые формы и положения орбит при фиксированных периодах обращения и могут лучше соответствовать требованиям для размещения определенных спутников-ретрансляторов по сравнению с естественными периодическими орбитами. В данной статье разработана методика определения резонансных орбит около точки либрации L2 в системе Земля-Луна на основе круговой ограниченной модели динамики трех тел с использованием метода множественной стрельбы. Кроме того, рассмотрены изменение резонансных орбит под влиянием изменений начального положения Солнца, величины номинального ускорения от светового давления и углов установки солнечного паруса. В результате исследования получены новые типы периодических орбит для размещения спутников-ретрансляторов в системе Земля-Луна, и зависимости изменения резонансных орбит от проектных параметров и параметров управления космических аппаратов с солнечным парусом.

Статья посвящена разработке комплексной методики оценки отклонений формы изделия и его ресурса в зависимости от остаточных напряжений. Отличительной особенностью методики является возможность для указанной комбинации параметров качества отслеживать влияние каждой технологической операции в отдельности. Также учтено, что остаточные напряжения формируются под воздействием совокупности силового и температурного факторов. Алгоритмы методики позволяют оптимизировать режимы и условия отдельных процессов формообразования с точки зрения качества поверхностного слоя изделий и их ресурса.

При производстве авиационной техники требуется большое количество формообразующей оснастки, в том числе и для изделий остекления, поскольку они имеют сложные формы. Для изготовления металлической оснастки из сплавов алюминия необходима длительная механическая обработка на современных станках. Применение ЧПУ-станков требует значительных капиталовложений, что повышает конечную стоимость потребительского продукта. В современном машиностроении для изготовления формообразующей оснастки начали использовать аддитивные технологии. Применение 3D-печати (FDM) в изготовлении оснастки позволяет сократить затраты на оснастку в 8 раз, а время ее изготовление в 2,5–3 раза.
В статье представлена технология изготовления оснастки для вакуум-формования изделий авиационного остекления, полученной с помощью 3D-печати из AБС-пластика. Выбор АБС-пластика объясняется не только его высокими эксплуатационными свойствами, но сравнительно низкой стоимости, а также высокой технологичностью. Для экономии АБС-пластика была напечатана только рабочая область матрицы, каналы для выкачивания воздуха и выходы под крепления. Печать матрицы осуществляли на 3D-принтере ENDER 3, с высокой плотностью заполнения (до 100%). 
Установлено, что для долговременной работы разработанной оснастки для изготовления формовок из органического стекла необходимы пластики, способные выдерживать более высокие температуры эксплуатации. 

Рассмотрены теоретико-экспериментальные вопросы повышения производительности лезвийной обработки точением жаропрочных хромоникелевых сталей и сплавов для деталей газотурбинных двигателей (ГТД) и элементов конструкции ЛА путем применения инновационных наноструктурированных многослойных высокоэнтропийных покрытий на металлорежущем инструменте. С учетом правила Юм–Розери и принципов термодинамики неравновесных процессов разработаны методики формирования и получения электроискровым спеканием порошкового материала выскоэнтропийных катодов-мишеней с последующим нанесением инновационных многослойных наноструктурированных износостойких покрытий на твердосплавный режущий инструмент для обработки жаропрочных хромоникелевых сплавов V группы обрабатываемости. Проведены серии триботехнических испытаний на трибометрах и при скоростном продольном точении ЭИ-654 и ЭИ-698 ВД с подтверждением эффективности применения высокоэнтропийных покрытий, повышающих производительность обработки в среднем на 20–25 %.

Представлены результаты экспериментальных исследований пористости, морфологии микроструктуры объемных образцов, а также результаты испытаний на растяжение образцов, выращенных методом селективной лазерной плавки из порошка сплава AlSi10Mg. Установлены эффективные технологические параметры процесса выращивания. Предложено компоновочное решение для синтеза объемных образцов для исследования пористости. Разработан программный компонент экспресс-анализа пористости образцов по снимкам, полученным методом рентгеновской компьютерной томографии.  Приведена оценка эффективности предлагаемой методики.

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.

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.

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.

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.

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.

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. 

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.

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.

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.

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.

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. 

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.

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.

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.

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. 

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.

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.

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.

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.

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.

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. 

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.

Статья посвящена исследованию физических особенностей обтекания и характеристик воздухозаборного устройства силовой установки, размещенной в корневой части крыла магистрального самолета.

На основе численного решения системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса с моделью турбулентности SST определены характеристики воздухозаборника в конфигурации «фюзеляж + воздухозаборник силовой установки». На основании полученных данных выполнены модификации исходного воздухозаборного устройства и проведено дополнительное сравнительное исследование для определения наиболее перспективного варианта.

Показано, что предложенные модификации воздухозаборника позволяют обеспечить значительное, в сравнении с исходным вариантом, улучшение характеристик.

Описана специальная экспериментальная установка, представляющая собой малогабаритную аэродинамическую трубу, которая позволяет проводить исследования процессов обледенения вентиляторов беспилотных летательных аппаратов, а также оценивать влияние разрушения льда на их вибрационное состояние. Предложена экспериментальная методика оценки вибрационного состояния вентиляторов в процессе обледенения. Полученные с помощью разработанной экспериментальной методики данные показывают, что разрушение льда в процессе работы вентилятора может приводить к росту виброскоростей, замеряемых на опоре двигателя, в 5 раз, с 0,6 до 3 мм/с.

Приведен анализ результатов экспериментальных исследований влияния формы и высоты расположения входного устройства авиационного газотурбинного двигателя на интенсивность индуцируемых им вихрей.

Обобщены результаты расчетных и экспериментальных исследований перспективной компоновки пассажирского дозвукового самолета с пакетным расположением двухдвигательной силовой установки на верхней поверхности планера в хвостовой части самолета с овальным фюзеляжем. Важными положительными свойствами такой компоновки являются возможность экранирования элементами планера самолета шума на местности, производимого при работе силовой установки, и защищенность силовой установки от попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы на режимах взлета и посадки самолета [1]. Рассмотрены несколько вариантов компоновки воздухозаборного устройства, и оценено влияние типа воздухозаборного устройства на газодинамические параметры потока в сечении входа в двигатель при различных режимах его работы.

Приведено обобщение результатов расчетных междисциплинарных исследований перспективной компоновки беспилотного самолета коробчатой схемы крыла, разработанного для полета в атмосфере Марса. Важными положительными свойствами такой компоновки являются компактность несущей поверхности и возможность ее помещения в десантном модуле ракеты-носителя. Рассмотрено несколько режимов обтекания, и оценено напряженно-деформированное состояние условной конструктивно-силовой схемы крыла.

Предложен метод определения критических характеристик, позволяющий выделить ключевые технологии в проекте самолета для их последующей разработки. Метод основан на риск-анализе и верификации целевых характеристик объекта проектирования. Это позволяет оценить вероятность выполнения требований технического задания, ее чувствительность к локальным характеристикам элементов объекта и соответствующим технологиям их производства. Применение метода показано на примере проекта регионального самолета. Численная реализация выполнена с помощью пакета MATLAB & Simulink.

Разработаны математические модели капиллярной пропитки связующим тканого наполнителя пакета семипрегов. Технологическая схема на основе семипрегов и вакуумного формования имеет большой потенциал применения при изготовлении перспективных конструкций ракетной и авиационной техники. Исследование процессов капиллярной пропитки в дополнение к фильтрации делает картину совмещения армирующего материала со связующим более полной. В перспективе это дает возможность вакуумным формованием получить характеристики пористости в композите, сопоставимые с получаемыми автоклавным методом. Открывается возможность с меньшими затратами и циклом производства изготавливать крупногабаритные элементы летательных аппаратов. При построении модели капиллярной пропитки предполагается, что волокна армирующего наполнителя состоят из пучка монолитных моноволокон, в качестве основного выделено продольное движение связующего в трубках капилляров и поперечное – в капиллярных щелях. После принятия ряда упрощений получены соотношения для расчета времени заполнения капилляров связующим, зависящего от их длины, радиуса, поверхностного натяжения, вязкости связующего и других факторов. Показано, что закономерности, наблюдаемые при перемещении связующего в трубчатых капиллярах, в общем случае имеют место и при его движении в щелевых капиллярах. В результате анализа полученных данных предложены способы интенсификации пропитки пористых материалов.

Рассматривается проблема обеспечения укороченной посадки беспилотного летательного аппарата (БПЛА) самолетного типа. Обосновывается актуальность исследуемой темы, приводятся примеры существующих устройств. Представлены результаты моделирования динамики функционирования посадочного устройства, оснащенного упругим аэрофинишером. Путем численного моделирования с использованием программного комплекса MSC ADAMS переходного режима в процессе захвата беспилотного летательного аппарата определен диапазон значений жесткости троса аэрофинишера и длины гака летательного аппарата, при которых самолет не переворачивается после захвата. Установлена необходимость жесткого соединения гака с корпусом БПЛА. Показана возможность трехкратного снижения пиковых нагрузок в элементах системы, возникающих в процессе захвата БПЛА при его обтекании искусственным встречным потоком, что позволит либо облегчить посадочное устройство, либо осуществлять укороченную посадку более тяжелых БПЛА.

Проводятся расчетно экспериментальные исследования активной защиты модулей космической среды обитания от заряженных частиц с использованием специального программного обеспечения на базе пакета MATLAB. Выполняется оценка пассивной защиты модулей космической среды обитания по дозам облучения образцов гасителей колебаний. Представлен подход к обеспечению защиты модулей космической среды обитания от заряженных частиц на основе перспективных наноматериалов, таких как магнитная жидкость и полые сферы, покрытые магнетитом.

Представлены результаты исследований по анализу зависимости массы сетчатой конструкции носового отсека фюзеляжа гипотетического пассажирского самолета с удлиненной носовой частью от значений ряда конструктивных параметров, определяющих сетчатую структуру отсека. Исследования проведены расчетным путем с использованием автоматизированных параметрических многоуровневых моделей метода конечных элементов (МКЭ). Оценка массы отсека проводилась в зависимости от нагружения фюзеляжа с учетом ограничений по прочности, местной и общей устойчивости, а также ограничений на изгибную и крутильную жесткость отсека с использованием оптимизационного алгоритма, разработанного авторами.

В рамках валидации оптимизационного алгоритма и проведения сравнительного анализа весовой эффективности альтернативных конструктивно-силовых схем отсека подобная оценка веса проводилась также для металлической конструкции отсека и композитной конструкции типа «black metal».

Для обеспечения авиационного сообщения между регионами и сообщения с труднодоступными для наземного транспорта населенными пунктами проектируется самолет местных воздушных линий, в котором система управления безопасностью полетов предусматривает применение встроенной технической диагностики и дистанционной передачи данных о нагруженности основных силовых элементов планера самолета. Традиционно для измерения деформаций конструкций применяют тензорезисторы и измерительные мосты на их основе, однако в ряде случаев представляется более перспективным решением применение волоконно-оптических датчиков (ВОД) на брэгговских решетках, особенно для конструкций из композитных материалов, широко применяемых в современных самолетах. Для регистрации нагруженности основных силовых элементов планера самолета в статье рассмотрены результаты исследований на эталонной установке воспроизведения деформации УГТ-1 ЦАГИ образцов ВОД деформаций, основанных на волоконных брэгговских решетах, и сравнения их погрешностей с погрешностями традиционных тензомостов. Результаты исследований продемонстрировали, что волоконно-оптические датчики могут быть применены в системе мониторинга нагруженности и усталостной повреждаемости основных силовых элементов планера самолета.

Рассматривается численное решение задачи низкоскоростного удара частицей льда по композитной панели в среде LS-DYNA. Разработана модель материала льда с описанием подбора механических характеристик, приведено обоснование выбора метода гидродинамики сглаженных частиц (SPH) для моделирования частиц града. Модель материала льда позволяет имитировать его поведение при высоких скоростях деформации. Выбрана модель композитной пластины в среде LS-DYNA, позволяющая анализировать разрушение многослойных структур. Результаты численного расчета воздействия льда на композитную панель представлены в графическом виде. Приведено сравнение результатов расчета с данными экспериментов для подтверждения достоверности и применимости представленной модели.

Разработан алгоритм выбора рациональных параметров тонкостенных несущих панелей из слоистого композита, имеющих минимальную массу, при выполнении условий прочности, устойчивости и с учетом некоторых технологических ограничений. Получены аналитические выражения для определения критической нагрузки потери устойчивости неподкрепленной и дискретно подкрепленной стрингерами композитной панели при комбинированном нагружении. На примерах показаны результаты работы алгоритма.

Представлено методическое описание разработанной авторами данной статьи математиче ской модели четырехлопастного воздушного винта самолета, основанной на экспериментальных данных, полученных по результатам испытаний воздушного винта АВ-68 в аэродинамической трубе. Разработанная математическая модель предназначена для обеспечения расчета аэродинамических характеристик воздушного винта для определения тяги самолетов с винтовыми авиационными силовыми установками. Особое внимание уделено программной реализации математических процедур для определения аэродинамических характеристик воздушного винта самолета. Результаты моделирования продемонстрированы в виде графических зависимостей с подробным анализом их протекания.

В авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) шлицевые соединения (ШС) являются одним из самых распространенных конструкционных решений для передачи крутящего момента. Такие узлы характеризуются наличием зазоров в соединениях, работой в условиях перекосов соединяемых валов, действием на них различного рода сил и моментов. В задачах моделирования динамических характеристик роторов возникает необходимость учета жесткостных характеристик ШС как фактора, существенно влияющего на динамику роторов.

В статье авторы исследуют влияние жесткостных характеристик шлицевого соединения на критические скорости и амплитудно-частотные характеристики (АЧХ) нагрузок роторной системы газотурбинного двигателя. Расчеты проводились для динамической системы с тремя вариантами жесткости ШС: абсолютно жесткого, абсолютно податливого и с жесткостью, рассчитанной в конечно-элементной (КЭ) программе с учетом зазоров и нагрузок, действующих на соединение.

Рассмотрены основные типы существующих подшипников скольжения, проведена их классификация. Описаны возможные методы повышения эффективности эксплуатации подшипников скольжения. На основании проведенной классификации предложен возможный облик и описан принцип работы перспективного сегментного подшипника скольжения, вкладыши которого изготовлены из керамического материала и обладают пористой структурой. Сформулированы дальнейшие задачи по исследованию предложенной конструкции.

Представлен способ формирования осесимметричной модели рабочего процесса двух- вального компрессора газогенератора авиационного газотурбинного двигателя. Его особенностью является учет неравномерности поля параметров потока на входе в компрессор и кривизны линий тока в меридиональной плоскости. Кроме этого, предложены универсальные способы задания закрутки потока на входе в рабочее колесо по радиусу и распределения напора по высоте ступени. При опробовании разработанной модели в процессе проектного газодинамического расчета двухкаскадного компрессора перспективного газогенератора были выполнены все требования по ограничениям на значения относительных критериальных параметров, характеризующих рабочий процесс элементарных лопаточных венцов и ступеней, расположенных на различных радиусах.

Представлены результаты исследования силовых установок (СУ) различной архитектуры для регионального самолета DHC-8–100/200 – турбовального двигателя (ТВаД), ТВаД с регенерацией тепла (ТВаДр), гибридной силовой установки (ГСУ) на базе ТВаД и ГСУ на базе ТВаДр. Исследование и оптимизация архитектуры силовой установки проводятся на основе анализа характеристик по типовому полетному циклу при различных функциях цели. Для повышения топливной эффективности проведен выбор оптимальных параметров цикла силовых установок с различными комбинациями степеней регенерации тепла и гибридизации при различных дальностях полета. В ходе поисковых исследований были сформированы рекомендации по выбору архитектуры двигателя и его параметров в зависимости от дальности полета регионального самолета.

Рассмотрены особенности функционирования регулятора расхода при наличии трения в его подвижных элементах. Описано влияние на нагрузочную характеристику запаздывания перемещения подвижных элементов стабилизатора регулятора расхода при изменении перепада давления на нем. Проведен расчетный анализ влияния характеристик переходного процесса изменения расхода через регулятор на колебания температуры генераторного газа и частоту вращения вала турбонасосного агрегата (ТНА) в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД), выполненном по схеме с дожиганием генераторного газа. Рассмотрен механизм возникновения автоколебаний в ЖРД в зависимости от вида нагрузочной характеристики регулятора при ступенчатом возмущении перепада давления на нем. Описана последовательность изменения параметров, приводящая к возникновению автоколебаний в трактах ЖРД.

Представлены текущее состояние мониторинга некаталогизируемого космического мусора, прогноз его количества в области низких околоземных орбит, оценка возможностей по активному удалению малоразмерного космического мусора, предложения по созданию и развитию системы его мониторинга.Представлены текущее состояние мониторинга некаталогизируемого космического мусора, прогноз его количества в области низких околоземных орбит, оценка возможностей по активному удалению малоразмерного космического мусора, предложения по созданию и развитию системы его мониторинга.

Разработана методика расчета напряженно-деформированного состояния робототехнической конструкции из композиционного материала при динамическом воздействии. В качестве робототехнического комплекса рассматривался стенд, предназначенный для моделирования характеристик полета в лабораторных условиях. Было проведено моделирование и аппроксимация стенда конечными элементами. Робототехнические комплексы оснащены элементами, приводящими в движение каналы: подшипниками, зубчатыми венцами, редукторами, двигателями. В настоящей работе в конечно-элементной модели они заменены системой стержневых элементов одинаковой жесткости. Проведен расчет и анализ конструкции стенда на динамическую нагрузку, получено напряженно-деформированное состояние стенда при различном расположении слоев композиционного материала.

На основе однофакторных и полнофакторных экспериментов при выполнении процесса алмазного выглаживания образцов из жаропрочной деформируемой стали 15Х12Н2МВФАБ-Ш (ЭП517-Ш) и высокопрочной стали 30ХГСН2А-ВД исследовано влияние силы выглаживания, радиуса сферы алмазного наконечника, исходной шероховатости, подачи инструмента и скорости обработки на шероховатость поверхности образцов, микротвердость поверхностного слоя, а также окружные и осевые остаточные напряжения. Получены эмпирические степенные зависимости, связывающие указанные параметры процесса алмазного выглаживания с параметрами, определяющими качество поверхностного слоя, а именно: шероховатостью поверхности, максимальной микротвердостью и глубиной деформационного упрочнения, максимальными окружными сжимающими остаточными напряжениями и глубиной залегания их максимума и максимальными осевыми сжимающими остаточными напряжениями. Установлены параметры процесса алмазного выглаживания, оказывающие определяющее влияние на формирование шероховатости поверхности, остаточных напряжений, а также на микротвердость поверхностного слоя.

Представлены результаты ускоренных испытаний на коррозионную стойкость фрагментов трубопроводов, полученных селективным лазерным сплавлением, и места сварного шва такого трубопровода с элементом, полученным из проката сплава АМг6. Фрагмент трубопровода изготовлен из наиболее пригодного для синтезирования элементов систем терморегулирования космических аппаратов отечественного алюминиевого порошка марки RS333 (сплав AlMgSi10).

Проверена коррозионная стойкость в наиболее распространенных в российской пилотируемой космонавтике теплоносителях на основе воды (теплоноситель ТРИОЛ) и полиметилсилаксановой жидкости (теплоноситель ПМС-1,5р), а также в теплоносителе перспективных высоконагруженных в тепловом отношении модулей – аммиаке особой чистоты. Выданы рекомендации по использованию алюминиевых СЛС-изделий в контакте с упомянутыми теплоносителями. Приведено подробное методическое описание выполненных экспериментальных исследований, приведены фотографии мест обнаружения изменений внешнего вида поверхностей образцов-имитаторов.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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%.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Исследовано влияние различных вариантов геометрический компоновки несущего винта (НВ) на его аэродинамические характеристики на режимах вертикального снижения в области режимов «вихревого кольца». Рассмотрены 2-, 4- и 6-лопастные одиночные НВ, а также 6-лопастный (3 + 3) соосный НВ, имеющие одинаковое заполнение, диаметр винта, скорость вращения, крутку лопастей и набор аэродинамических профилей. Рассчитаны и проанализированы аэродинамические характеристики, формы вихревого следа и картины обтекания винта. Показано, что рассмотренные решения по оптимизации геометрической компоновки НВ, улучшающие аэродинамические характеристики на режиме висения, одновременно приводят к их ухудшению на режимах «вихревого кольца». Полученные результаты могут быть полезны при выборе параметров НВ вертолетов различных схем.

С целью улучшения обтекания и повышения несущих свойств компоновки проведена серия испытаний механизированной полумодели перспективного регионального самолета с ламинарным крылом и расположением двигателей на верхней поверхности задней части крыла. Исследовалась эффективность вихренегератора на фюзеляже и корневых вставок щитка Крюгера для уменьшения отрыва потока в корневой области крыла и повышения несущих свойств компоновки на взлетно-посадочных режимах. Показано, что применение этих устройств значительно улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета. Наиболее эффективная корневая вставка щитка Крюгера уменьшает сопротивление и увеличивает С_уmax компоновки на ΔС_уmax=0,21. Приведены рекомендации по использованию данных устройств для улучшения обтекания крыла.

Рассматриваются подходы к определению возмущенной тангенциальной скорости в произвольной точке в области вихревого следа. Такая задача возникает при определении аэродинамических характеристик самолета, попавшего в вихревой след, методом дискретных вихрей (МДВ), когда требуется определить возмущенные скорости в точке на поверхности самолета, в которой выполняется условие «непротекания» и в узловых точках вихревой пелены.

Рассматриваются три способа интерполяции: линейная интерполяция с вычислением среднего значения возмущенной тангенциальной скорости в точке, близко расположенной к заданной; линейная интерполяция для определения дифференциала скорости; нелинейная интерполяция второго порядка. Раскрыты их достоинства, недостатки и предложены критерии, определяющие выбор той или иной интерполяции. Для каждого вида интерполяции предложены процедуры, представленные в виде алгоритмов, реализованные в алгоритме расчета аэродинамических характеристик самолета, попавшего в вихревой след, методом дискретных вихрей.

Проведено численное моделирование обтекания плоского изолированного сверхзвукового воздухозаборного устройства (ВЗУ) потоком вязкого газа с использованием SST k—ω модели турбулентности. Геометрия и результаты экспериментальных исследований рассматриваемого ВЗУ взяты из работы [1]. Проведено сравнение положений скачков уплотнения в канале ВЗУ, полученных в расчете и в эксперименте. Также исследовано влияние дросселирования на поле течения в канале ВЗУ, а именно показана зависимость распределения статического давления по стенкам ВЗУ от величины противодавления, задаваемого на выходе из канала.

Продемонстрирована разница между двумерным и трехмерным моделированием плоского ВЗУ. В трехмерном случае у стенки образуется угловой вихрь, который в близких к стенке сечениях существенно изменяет поле течения по сравнению с течением в плоскости симметрии ВЗУ.

Выявлено влияние углового вихря на распределение поперечного статического давления по нижней стенке канала ВЗУ. Установлено, что полученные в расчете значения распределения статического давления по стенкам канала ВЗУ на всех исследуемых режимах с достаточно высокой степенью точности совпадают с экспериментальными данными.

Исследуются внутренняя структура и поверхностный слой образцов, изготовленных по технологии послойного лазерного спекания. Показано, что качество поверхности влияет на возможность применения технологии селективного лазерного спекания при изготовлении моделей для испытаний в аэродинамических трубах.

Утверждается, что исследование образца с помощью механического, лазерного или любого другого среза приводит к необратимому изменению его внутренней структуры. В статье предложен метод получения слоя, аналогичного срезу, но без нарушения внутренней структуры. Приведены результаты исследований методом микроскопии различных поверхностей образцов. Представлены результаты измерения шероховатости поверхности, а также общие выводы и практические рекомендации.

Исследуются внутренняя структура и поверхностный слой образцов, изготовленных по технологии послойного лазерного спекания. Показано, что качество поверхности влияет на возможность применения технологии селективного лазерного спекания при изготовлении моделей для испытаний в аэродинамических трубах.

Утверждается, что исследование образца с помощью механического, лазерного или любого другого среза приводит к необратимому изменению его внутренней структуры. В статье предложен метод получения слоя, аналогичного срезу, но без нарушения внутренней структуры. Приведены результаты исследований методом микроскопии различных поверхностей образцов. Представлены результаты измерения шероховатости поверхности, а также общие выводы и практические рекомендации.

Описано согласование проектных характеристик полученных по уточненной трехмерной модели течения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива, входящего в состав разгонного блока, с характеристиками, полученными экспериментально, что является составной частью методологии организации и проведения испытаний. Проектирование программных изделий на основе разработанного метода позволяет в конечном итоге уменьшить количество летных испытаний и тем самым снизить стоимость разработки новых образцов.

Рассмотрены особенности компоновки малого разгонного блока на газообразных компонентах топлива. Целью работы является поиск новой компоновочной схемы с уменьшенным габаритом по продольной оси. В схеме вместо торобаллона используются баллоны с прямолинейной осью. С приенением геометрической модели проанализированы возможные схемы размещения основных компоновочных элементов — баллонов высокого давления. На основе проведенного анализа предложен рациональный вариант конструктивно-компоновочной схемы разгонного блока, в которой используются две пары цилиндрических баллонов со сферическими днищами. По сравнению с имеющимся вариантом, габарит новой схемы уменьшен на 40% по продольной оси. Уменьшенный на 20% объем баллонов может быть компенсирован увеличением давления заправки.

Рассмотрена необходимость внедрения модели «Мобильная технологическая платформа» в новой системе взаимоотношений между производителем и эксплуатантом в Индустрии 4.0, а именно Модели для быстрого развертывания производства изделий небольшой серийности, расположенного в непосредственной близости от места эксплуатации. Продуктами этой платформы являются как законченные изделия, спроектированные под быстро изменяющиеся условия применения (в первую очередь боевые условия) или быстроизменяющиеся запросы эксплуатанта, так и небольшая серия регулярных деталей для обслуживания и ремонта техники.

Изучается накопление повреждений в материале, состоящем из углеродных волокон, органопластиковых волокон и эпоксидной смолы, при малоцикловом нагружении. Рассмотрена задача консольного изгиба пластины с жестким нагружением свободного торца. Получены эффективные значения поперечного модуля упругости в зависимости от действующих напряжений.

Особенность работы компрессоров газотурбинных двигателей авторотирующего двигателя заключается во вращении роторов лишь под действием скоростного напора набегающего потока при отсутствии подвода механической мощности от турбины [1]. Выполнено моделирование рабочего процесса компрессора низкого давления, а также определены частоты вращения ротора турбовентилятора при авторотации. Представлены результаты расчета характеристики компрессора по CFD-технологии на этих режимах в FlowVision 3.12.01 и NUMECA Fine Turbo 8.9.1.

В дисках ГТД, изготавливаемых из гранулируемых никелевых сплавов, возможно наличие внутренних дефектов металлургического характера. При циклических нагрузках от данных дефектов возможен рост трещины в условиях вакуума. В работе представлены конструкция специальных образцов и методика определения скорости роста трещины усталости в вакууме для гранулируемых никелевых сплавов. Проведено сравнение результатов испытаний образцов на скорость роста трещины усталости в вакууме с результатами испытаний в воздушной среде по количеству испытательных циклов нагружения и по результатам предварительных фрактографических исследований поверхностей изломов образцов. Результаты испытаний показали существенное снижение скорости роста трещины усталости в вакууме.

В рамках работ по модернизации двигателя СПД-70 проведены исследования характеристик инженерной модели ЕМ1 двигателя СПД-70М при работе на ксеноне и криптоне, в ходе которых определены поля рабочих параметров двигателя. В статье представлены результаты прямых и укороченных ресурсных испытаний при моделировании различных ресурсных наработок, а также испытаний по определению параметров плазменного потока рассматриваемого двигателя с различными конфигурациями выходной части разрядной камеры. Приведена оценка стабильности параметров конструкции инженерной модели ЕМ1 двигателя СПД-70M в процессе длительной работы, и дается прогноз ресурсных характеристик модели.

С помощью монодисперсной гетерогенной модели проведено решение задачи истечения двухфазного потока газокапельной структуры из цилиндрического отверстия с целью определения коэффициентов скорости и расхода фаз и поведения диспергированной струи. Решение данной проблемы позволяет использовать двухфазные газокапельные потоки для организации смесеобразования в камерах сгорания воздушно- реактивных двигателей. Полученная информация о коэффициенте скорости жидкой фазы, как показано в дополнительном одномерном расчете параметров, позволяет решать обратную задачу диспергирования двухфазного газокапельного потока.

С использованием метода реверс-инжиниринга разработаны конструкции охлаждаемых лопаток высокотемпературных газовых турбин. Дано обоснование выбора конструктивных решений для интенсификации теплообмена в охлаждающих каналах лопатки. По результатам численных и экспериментальных исследований получены расходная характеристика лопатки и распределение температур металла лопатки в номинальном режиме работы турбины, что позволило сделать вывод о высокой эффективности разработанной теплогидравлической модели.

Представлено сравнение кинетических механизмов химического взаимодействия продуктов термического разложения перхлората аммония Н.Е. Ермолина и Puduppakkam’a. Определены профили изменения температуры и компонентного состава газовой фазы у поверхности перхлората аммония в широком диапазоне давления в приближении проточного реактора средствами ANSYS Chemkin-Pro. Проведено сопоставление экспериментальных результатов и расчетных значений по составу устойчивых соединений и температуре пламени при давлении 0,6 атм. Представлен редуцированный механизм химических реакций в пламени перхлората аммония, полученный на основе кинетического механизма Puduppakkam’a.

Рассмотрены одномерные методики определения теплового состояния и радиальных перемещений корпуса турбины газотурбинного двигателя (ГТД), которые могут быть использованы в составе математической модели системы активного управления радиальными зазорами (САУРЗ). Для интеграции в электронный регулятор двигателя данные методики должны удовлетворять требованиям по быстродействию и точности вычислений. Первая из рассмотренных методик — непосредственное измерение температуры корпуса турбины на двигателе, вторая — вычисление теплового состояния с помощью метода конечных разностей, третья — вычисление теплового состояния с помощью динамического определения постоянных времени. Результаты моделирования сопоставлены с моделями более высокого уровня и экспериментальными данными с полноразмерного двигателя. По результатам анализа определено, что для вычисления радиальных зазоров в масштабе реального времени пригодны первая и третья методики; вторая методика не удовлетворяет требованиям по точности вычислений.

Современные летательные аппараты (ЛА) используют в основном традиционные двигатели (поршневые и газотурбинные), эффективность эксплуатации которых на борту летательных аппаратов достаточно хорошо изучена [1]. Дальнейшее развитие авиации с точки зрения повышения экономической эффективности авиационных перевозок на традиционных маршрутах, использования авиации для новых видов авиационных работ и перевозок (например, городская аэромобильность), а также снижения экологической нагрузки авиации на окружающую среду может быть связано с применением на борту летательного аппарата гибридной силовой установки (ГСУ) [2].

Использование системы электродвижения на борту летательного аппарата, включающей в себя электродвигатели (ЭД), аккумуляторные батареи (АКБ), топливные ячейки, генераторы, системы управления ГСУ, тепловые двигатели и другие компоненты ГСУ, требует проведения комплексного исследования влияния ГСУ на интегральные параметры ЛА для определения типов ЛА, использование ГСУ на которых будет обосновано как с технической, так и с экономической точки зрения [3, 4].

Задача выведения космических ракет (КР) на целевую орбиту является чрезвычайно ответственной и сложной, поскольку для развертывания спутниковой группировки или осуществления исследовательской деятельности людей в космосе на борту космического аппарата необходима их точная доставка на заданную орбиту с учетом параметров орбиты, характерных для каждого конкретного запуска.

Воздействие возмущающих факторов на этапе выведения отрицательно сказывается на навигации КР по спутниковым навигационным системам, они способствуют искажению и потере навигационного спутникового сигнала. В связи с этим необходимо осуществлять автономное выведение КР. Поскольку вывод происходит автономно в соответствии с показаниями инерциальных навигационных систем (ИНС), итоговая ошибка вывода будет отсчитываться от ошибки, обусловленной точностью начальной выставки. Более того, координаты запуска КР известны с геодезической точностью, а начальные скорости пренебрежимо малы. Следовательно, начальная ошибка будет сформирована ошибкой начальной ориентации инерциального измерительного блока, который включает в себя триаду акселерометров и гироскопов, относительно определенного географического базиса.

Предложен принципиально новый подход построения алгоритма начальной выставки платформенной ИНС с целью повышения быстродействия и точности выставки. Проведено имитационное моделирование предложенного алгоритма, оценка быстродействия и точности при решении оптимизационной задачи, анализ влияния шумов инерциальных датчиков на быстродействие и точность выставки.

На основе подробного анализа амплитудно-частотного состава акселерационных сигналов, возникающих в случае попадания пассажирского самолета в сваливание, роли ускорений в пилотировании и типов искажений ускорений, возникающих при полунатурном моделировании, сформулировано предположение о необходимом объеме акселерационной информации для моделирования на пилотажном стенде случаев сваливания пассажирского самолета. С целью подтверждения выдвинутого предположения разработана методика и проведены эксперименты с участием летчиков-испытателей на пилотажном стенде ЦАГИ с подвижной кабиной. Рассмотрены три варианта предоставляемого летчику объема акселерационной информации: неподвижный стенд, воспроизведение только бафтинга и воспроизведение акселерационной информации в полном объеме. На основе полученных данных и комментариев летчиков показано, что для моделирования этапа перед сваливанием наилучшим вариантом является воспроизведение акселерационной информации в полном объеме, включая воспроизведение бафтинга, для этапа после сваливания — воспроизведение только бафтинга в вертикальном и боковом каналах.

Приведены результаты экспериментальных исследований по спеканию в плазме искрового разряда высокоэнтропийных катодов-мишеней из порошковой композиции Al-Ti-Zr-V-Cr-Nb на установке KCE-FCT-H-HP-D25-SD (FCT, Германия), подтверждающие возможность их получения данным методом. Исследованы закономерности влияния технологических факторов процесса спекания (температура, давление прессования и время выдержки при достижении максимальной температуры, скорость нагрева) на свойства и структуру высокоэнтропийных катодов. Показано, что структура образцов, спеченных при более высоких температурах, характеризуется большей однородностью, однако при увеличении температуры спекания выше 1000 °С наблюдается незначительное снижение физико-механических свойств образцов катодов-мишеней. Представлен технологический процесс искрового плазменного спекания высокоэнтропийных катодов-мишеней, учитывающий специфические моменты, связанные с особенностями их последующего использования при нанесении композиционных функциональных покрытий вакуумными ионно-плазменными методами. Определены рациональные режимы искрового плазменного спекания высокоэнтропийных катодов-мишеней композиции системы Al₂₀-Ti₂₀-Zr₁₅-V₁₅-Cr₁₅-Nb₁₅ применительно к установке KCE-FCT-H-HP-D25-SD.

Представлены результаты экспериментальных исследований трибологических свойств инновационных композиционных нанострутурированных износостойких покрытий при высокоскоростном фрезеровании титановых сплавов ВТ3-1 и ВТ6, широко используемых в деталях и агрегатах современных авиационных двигателей и ракетно-космической техники. Результаты температурных и силовых испытаний при фрезеровании износостойкими покрытиями показали снижение температуры резания в среднем на 20%, а также уменьшение значения составляющих усилия резания на 25-30% с покрытием «nACRo3+TiB2» по сравнению с другими. В целом по результатам проведенных исследований установлено повышение эффективности высокоскоростного фрезерования титановых сплавов с современными инновационными композиционными наноструктурированными износостойкими покрытиями за счет увеличения периода стойкости режущего инструмента в два и более раза. Проведенная дополнительная экспресс-оценка показателей качества обработанной поверхности (шероховатость и наклеп обработанной поверхности) показала улучшение требуемых показателей качества обработанной поверхности, что важно при лезвийной обработке резанием элементов конструкции деталей (фланцы, диски, валы роторов компрессора и т.д.).

Статья посвящена изучению формирования микроструктуры титанового сплава ВТ6 в процессе изготовления крыльчатки компрессора малоразмерного ГТД методом селективного лазерного сплавления. Исследования проводились на образцах, выращенных вертикально и горизонтально к платформе построения. Исследована микроструктура, проведены электронно-микроскопические и рентгеноспектральные исследования материала ВТ6. Определены механические свойства образцов после селективного лазерного сплавления. Проанализирован механизм разрушения образцов в процессе испытания на растяжение.

Изложена история создания сверхзвуковой аэродинамической трубы перемен-ной плотности Т-2 МАИ, представлен круг задач, решаемых с помощью этой экспериментальной установки, рассмотрены ее достоинства, а также проблемы, возникшие при ее эксплуатации, возможные пути модернизации и перспективы ее использования в будущем.

Проведены численные исследования влияния угла скольжения на аэродинамические характеристики модели самолета с крылом сверхбольшого удлинения с работающими воздушными винтами. Расчеты проведены при скорости набегающего потока V = 50 м/с и числе Рейнольдса Re = 0.35×10⁶ при неотклоненной механизации крыла d = 0 и во взлетном положении d = 15° с использованием программы, основанной на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье—Стокса. Дано сравнение с экспериментальными данными, полученными в аэродинамической трубе. Расчетные исследования показали, что интерференция работающих воздушных винтов при боковом ветре оказывает существенное воздействие на обтекание модели самолета, его аэродинамические характеристики и шарнирные моменты механизации крыла. При боковом ветре увеличиваются скосы потока и изменяется местный угол атаки на крыле.

Представлено исследование взаимного влияния самолетов при дозвуковом по-лете группой на минимальных расстояниях между ними с учетом изменения высоты и интервала ведомого относительно ведущего самолета. Вопрос об изменении аэродинамических характеристиках в групповом полете актуален уже многие годы. При групповом полете на минимальных расстояниях между летательными аппаратами возможен и прирост аэродинами-ческого качества, что позволит увеличить дальность и продолжительность полета. Определение опти-мального положения ведомого самолета относительно ведущего позволит удовлетворить противоречивым тре-бованиям в групповом полете. Особенно это актуально для высокоавтоматизированных систем полета, которые располагаются в том числе и на беспилотных летательных аппаратах. Исследование проводилось с использованием программного комплекса Ansys Fluent. Для дополнения результатов, по-лученных при моделировании в аэродинамических трубах, а также при летных испытаниях, пред-лагается использование вычислительных методов. Приведены зависимости исследуемых парамет-ров — коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления, моментов тангажа, крена и рыскания — от изменения интервала и высоты ведомого относительно веду-щего самолета типа «летающее крыло».

Проанализирован процесс стыковки отъемной части крыла с фюзеляжем пассажирского самолета на основе работы стенда BROTJE. Изложены базовые принципы обеспечения заданной точности стыковки в соответствии с техническими требованиями самолета. Представлены основные этапы стыковки отъёмной части крыла и фюзеляжа самолета SSJ-100. Для увеличения про-граммы выпуска самолетов предложено использовать мобильный стыковочный стенд. Приведены основные требования для разработки мобильного стыковочного стенда.

Сформулирована задача выбора оптимальных проектных параметров и режимов движения беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Выбор режима движения БПЛА предполагает определение оптимального сочетания участков с работающим и неработающим дви-гателем. Качество БПЛА оценивается векторным критерием оптимальности, состоящим из таких крите-риев, как дальность полета, время полета, стартовая масса аппарата, высота полета, удельный расход топлива. Таким образом, здесь возникает многокритериальная задача, которая разрешается на основе принципа рациональной организации сложной системы. Приводится рациональное проектное решение БПЛА, полученное на основе аддитивного принципа оптимальности с переменными весовыми коэффициентами.

Предложена концепция демонстратора универсальной космической платформы (УКП), состоящего из трех основных модулей (в зависимости от назначения): модуль слу-жебных систем, модуль полезной нагрузки и модуль многоразового разгонного блока. Проведен анализ состава и характеристик универсальных космических платформ, рассмотрены характеристики сущест-вующих разгонных блоков в сравнении с расчетными характеристиками модуля многоразового разгонного блока. Модуль многоразового разгонного блока представлен в двух исполнениях для достав-ки полезной нагрузки разной массы. Проработаны четыре варианта исполнения демонстратора УКП, а также рассмотрен вариант использования электролизной установки в составе демонстратора УКП. Сделан вывод о том, что использование модульного принципа позволит существенно сократить время разработки и изготовления космических аппаратов.

Рассматривается метод оценки функциональных особенностей воздухозаборных устройств (ВЗУ), позволяющий выбирать приоритетные решения по их конфигурации с учетом особенностей полета летательного аппарата и накладываемых на него ограничений. Выбор предпочтительной конфигурации воздухозаборного устройства осуществляется на основе сравнительного анализа его дроссельных и аэродинамических характеристик при влиянии внешних возмущений с использованием глобального критерия — энергетической предпочтительности.

При создании изделий аэрокосмической техники особую роль играет этап их экспериментальной отработки [1–5]. Функционирование изделий в условиях возможного турбулентного режима создает определенные трудности для корректного проведения экспериментов на аэродинамических моделях с целью дальнейшего правильного переноса полученных данных на натурное изделие. Учет производства энтропии за счет стохастических возмущений при моделировании турбулентных режимов течения позволил определить дополнительные критерии подобия, которые, по сути, являются аналогами известных критериев подобия, но описывают «многомасштабные» гидро- и аэродинамические процессы. Исследованы вопросы, связанные с учетом «многомасштабных» критериев подобия для выбора «правильного» размера шероховатости поверхности и соответствующих технологических подходов при создании аэродинамических моделей для проведения экспериментальных исследований.

Исследуются подходы к выбору очередей пожаротушения с точки зрения создания наиболее эффективных условий для тушения пожара в каждом пожароопасном отсеке летательного аппарата.

Установлено, что на большинстве современных самолетов используются централизованные системы пожаротушения баллонного типа, при этом огнетушители изначально разделены на последовательно срабатывающие очереди пожаротушения в составе нескольких баллонов независимо от того, в каком отсеке произошло возгорание.

Численным методом проведен расчет гидравлических потерь и найдены создаваемые средние давления на выходах из отверстий распылительных коллекторов в пожароопасных отсеках самолета.

Разработан принципиально новый, комбинаторный подход к выбору очередей пожаротушения, позволяющий повысить эффективность системы пожарной защиты при возникновении пожара в отсеках самолета и отвечающий последним тенденциям развития цифровых систем противопожарной автоматики.

В рамках комбинаторного подхода разработан алгоритм формирования очередей пожаротушения, имеющий адаптивный характер, при котором комбинация огнетушителей может меняться с учетом возможных утечек в баллонах, что повышает отказобезопасность и надежность системы.

Рассматривается метод пассивной тепловой защиты бортовой аппаратуры летательного аппарата (ЛА), основанный на использовании материалов нового класса. В качестве внутреннего теплозащитного покрытия (ТЗП) исследуется материал дискретного волокна на основе оксида алюминия и кварцевого волокна — аэрогель. Рассмотрена конструкция аппаратурного отсека с учетом внутреннего ТЗП — аэрогеля и внешнего ТЗП — композиционного эрозионно-стойкого материала. Приведены расчетные температурные значения, полученные для различных типов ТЗП, обеспечивающих необходимый уровень температуры внутри отсека. Показано, что принципиально новый материал внутреннего ТЗП — аэрогель — приводит к снижению температуры бортовой аппаратуры на 4 °C без использования внешнего ТЗП и на 12 °C — с применением композиционного материала в качестве внешнего ТЗП.

Приведены некоторые результаты экспериментальных исследований по имитации неоднородности потока на входе в авиационный газотурбинный двигатель с помощью интерцепторов-сегментов, устанавливаемых во входном стендовом присоединенном трубопроводе при испытании двигателя в термобарокамере высотного стенда в имитируемых высотно-скоростных условиях. Представлены данные измерения имитируемых с помощью интерцепторов основных параметров неоднородности потока на входе двигатель в зависимости от приведенной плотности потока массы во входном устройстве q(l_пито) или перед двигателем q(l_вх):

• окружной неравномерности полного давления;
• радиальной неравномерности полного давления;
• интенсивности пульсаций полного давления;
• критерия неоднородности потока;
• коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве.

Определены экспериментальным методом коэффициенты влияния критерия неоднородности потока на входе в двигатель на основные параметры испытанного авиационного газотурбинного двигателя для нескольких имитируемых высотно-скоростных условий при испытании в термобарокамере высотного стенда.

Представлены результаты создания алгоритма проектирования «умных» конструкций (конфигураций) изделий, изготавливаемых по технологии селективного лазерного сплавления жаропрочного сплава ВЖ159, для достижения преимуществ и преодоления ограничений технологии при аддитивном производстве горелочного устройства.

Продемонстрирован метод расчета пусковых и авторотационных режимов авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) с помощью термодинамических математических моделей. Метод основан на использовании характеристик компрессоров и турбин в преобразованной форме. Описан способ подготовки характеристик компрессоров и турбин для их использования в термодинамических расчетах. Показана работоспособность метода на примере двухвального турбореактивного двигателя при расчете статических режимов авторотации и прокрутки вала стартером, а также динамики запуска двигателя.

Рассмотрены методические подходы к анализу вариантов газотурбинных двигателей, создаваемых на базе единого унифицированного газогенератора различной размерности и степени повышения давления. Приведены результаты параметрических оценок основных параметров авиационных ГТД часто встречающихся схем (двухконтурный двигатель с умеренно высокой степенью двухконтурности для регионального самолета и турбовинтового двигателя), имеющих один и тот же газогенератор. В качестве примера применения разработанных подходов рассмотрены варианты двигателей для возможной замены одного из иностранных двигателей, используемых на отечественном пассажирском самолете, а также турбовинтового и/или турбовального двигателя альтернативными, создаваемыми на базе единого газогенератора.

Выполнены серии экспериментальных исследований по выявлению закономерностей характеристик системы самолет—летчик при использовании различных типов рычагов управления. Предложена модификация структурной модели характеристик управляющих действий летчика, которая учитывает влияние различных типов рычагов управления и их характеристик на характеристики системы самолет—летчик. Показано, что такая модель позволяет получить результаты, близкие к результатам экспериментальных исследований.

Рассматриваются вопросы оптимальности выбора компромиссного режима крейсерского полета в условиях неопределенности целей полета магистрального самолета. Приводится метод многокритериального анализа эффективности с аналитическими весовыми коэффициентами, построенный на основе многоцелевого подхода. Представлен известный показатель эффективности крейсерского полета в аналитическом виде, а также предложены две постановки задачи анализа эффективности: эксплуатационная и траекторная. Разработан метод оптимизации крейсерского полета с использованием компромиссных режимов и введено понятие оптимальной крейсерской дальности, являющейся критерием эшелонирования. Приводятся результаты исследования эффективности крейсерского полета относительно высоты эшелона и массы самолета в конце полета. Объект исследования — магистральный самолет Ил-96-300.

Предложена методика калибровки микроэлектромеханических (МЭМС) гироскопов с использованием робота-манипулятора. Основная идея методики состоит в применении звеньев робота в качестве высокоточного поворотного устройства. Предложен модифицированный шестипозиционный метод в качестве последовательности выполнения лабораторной калибровки. Изготовлена бесплатформенная инерциальная навигационная система для тестирования методики, и проведены стендовые испытания, показавшие целесообразность использования робота-манипулятора. Описаны особенности результатов обработки экспериментальных данных измерений при испытаниях коммерческих гироскопов с использованием методики. Применение разработанного подхода уменьшает погрешности измерений при наземных испытаниях в пять раз по сравнению с начальными.

Рассмотрена оценка технологичности конструкции изделия (ТКИ) традиционными методами. Выявлено, что на основе 3D-модели изделия можно ускорить процесс оценки ТКИ по сравнению с традиционными методами. Была проработана методика оценки ТКИ, разработана ее концепция, формализована необходимая информация для выполнения оценки (база данных и база знаний). Визуализированы выходные данные методики в виде примера технологических рекомендаций технологу по подготовке производства. Сформулированы выводы.

Рассматривается проблема внешнего многофакторного воздействия на корпусные детали машин, в частности влияние коррозии на эксплуатационно-технические характеристики плунжерных насосов, и этапы ее решения. В качестве первого этапа был проведен анализ эксплуатационных характеристик плунжерных насосов, которые широко используются в авиационной технике, и выявлены доминирующие факторы, влияющие на износ корпусных деталей. Кроме того, были рассмотрены способы защиты корпусных деталей, обеспечивающие стойкость основного материала деталей к внешним климатическим факторам, и сформированы критерии сравнения рассматриваемых способов нанесения защитных покрытий. Предложена методика выбора рациональных способов нанесения защитных коррозионно-стойких покрытий на детали типа «Корпус».

Исследовано влияние легирования элементами с высоким коэффициентом диффузии в титане Fe и Ni на микроструктуру и показатели сверхпластичности сплава Ti-4Al-3Mo-1V-0.1B. Показано, что легирование сплава этими элементами обеспечило необходимое соотношение объемных долей α/β-фаз при пониженных температурах и, следовательно, позволило снизить оптимальную температуру сверхпластической деформации на 100–200 °С, а также удалось повысить предел прочности на 100–250 МПа по сравнению с промышленным сплавом ВТ14 при небольшом снижении пластичности (на 1–2%).

Рассмотрены возможности применения рентгеновской компьютерной томографии для исследования ударных и пулевых повреждений лопастей вертолёта и других композиционных конструкций. Изучен характер повреждений на поверхности конструкции в зависимости от энергии удара. Произведена оценка размеров внутренних разрушений структуры и слоёв материала. Использование неразрушающих методов контроля, наряду с визуальным контролем, позволяет осуществлять мониторинг таких повреждений для оценки остаточной прочности или проведения ремонта.

Проведено численное исследование влияния воздушного винта, установленного на конце крыла большого удлинения, на аэродинамические характеристики и шарнирные моменты отклоненной во взлетное положение механизации крыла летательного аппарата = 15° в условиях обледенения.

Вначале были рассчитаны формы льда без обдува и с обдувом воздушным винтом. Затем были вычислены аэродинамические характеристики и получены коэффициенты шарнирных моментов каждой части отклоненной механизации крыла. Расчеты проведены в диапазоне углов атаки −5°15° при числах М = 0.15 и Re = 0.35·106.

Показано, что работа воздушного винта в условиях обледенения приводит к увеличению размера отрывной зоны, которая возрастает с увеличением угла атаки. Также показано, что шарнирный момент отклоненной механизацией крыла уменьшается в условиях обледенения.

Крылья современных летательных аппаратов (ЛА) имеют развитую механизацию. В зависимости от назначения, типа, класса и аэродинамической схемы ЛА она оснащается различными устройствами и системами, предназначенными для управления аэродинамическими характеристиками без изменения углового положения ЛА в потоке. Механизация используется на всех режимах полета: при взлете, наборе высоты, крейсерском полете, смене эшелона, снижении, заходе на посадку, движении по глиссаде, приземлении и послепосадочном пробеге. C целью увеличения подъемной силы для сверхзвукового пассажирского самолета на режиме взлета, разработано устройство по активному управлению обтеканием закрылка, смысл которого состоит в том, что вблизи задней кромки крыла вносится дополнительная кинетическая энергия в подторможенный поток путем сдува пограничного слоя струей газа. В данной статье представлены результаты экспериментального исследования влияния коэффициента импульса струи и угла отклонения закрылка на коэффициент подъемной силы С_уа и коэффициент сопротивления С_ха. С помощью системы наблюдения PIV (Particle Image Velocimetry) был исследован механизм управления обдувом закрылков. Результаты измерения подъемной силы показывают, что слишком велик для эффективного увеличения С_уа, когда управление циркуляцией обдува не применяется. после применения управления циркуляцией обдува эффективный может быть увеличен. Максимальную подъемную силу модели крыла можно получить при маленьком и = 30°, а при увеличении максимальная точка подъемной силы модели постепенно смещается назад при = 40°. Результаты PIV эксперимента показывают, что при отсутствии управления обдувом на поверхности закрылков наблюдается явно выраженный отрыв потока, а после включения устройства управления потоком при = 30° присоединение потока может быть осуществлено даже с маленьким . С увеличением скорость потока на верхней поверхности крыла дополнительно увеличивается; при , меньшем 0,04, и = 40° происходит присоединение потока, при котором С_уа и С_ха увеличиваются; при , большем 0,04, происходит присоединение потока, при котором С_уа увеличивается, а С_ха снижается, аэродинамическое качество К увеличивается, аэродинамические характеристики значительно улучшаются.

Рассмотрены энергопоглотители для амортизации космических аппаратов (КА) при посадке на поверхности планет. Дано обоснование выбора энергопоглотителя — ленты для амортизации КА с малыми инерционными характеристиками. Приведены конструктивные схемы амортизаторов посадочных устройств с использованием лент.

Для дополнительных расчётов характеристик грузовых самолётов модифицирована существующая «Автоматизированная расчётная диалоговая система проектирования дозвуковых пассажирских самолётов» (АРДИС). Методическую основу исследований составляет анализ исходных кодов системы АРДИС. Основу диверсификации АРДИС составляет применение алгоритмов расчёта характеристик грузовых самолётов, в том числе рамповых, и их программная реализация. Согласно АП-25 и пассажирские, и грузовые неманевренные самолёты включены в транспортную категорию.

Описывается исследование элемента конструкции космического корабля, изготовленного по технологии аддитивного выращивания. Для проведения испытаний и исследований исходный элемент оптимизирован под возможности и ограничения аддитивной технологии; разработана стратегия выращивания детали с описанием технологических режимов изготовления. С целью исследования демпфирующих, прочностных и жесткостных свойств изделия проведены испытания, результаты которых сравнивались с расчетной моделью. Описаны исследования характера разрушения изготовленного элемента, а также микроструктура и химический состав полученного материала. В результате работы сделаны выводы о возможности применения аддитивной технологии в изготовлении конструктивных элементов космических пилотируемых комплексов в условиях пониженной гравитации на борту орбитальной космической станции и/или на поверхности Луны.

Статья посвящена актуальной задаче повышения термоизоляционных свойств беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), эксплуатируемых в экстремальных температурных режимах. Исследуется теплообмен предполагаемых агрегатов БПЛА с различными диаметрами для определения конструктивной компоновки, обеспечивающей высокие показатели термоизоляции без применения термоизоляционных средств защиты. Теоретическое исследование теплообмена БПЛА проводится численным конечно-разностным методом. По результатам определены необходимые условия компоновки агрегатов, способствующие повышению термоизоляционных свойств БПЛА.

Предложена модель оценки наличия и степени опасности дефектов на основе инвариантов акустической эмиссии. Представлен анализ акустико-эмиссионных критериев разрушения с точки зрения возможности их использования при диагностировании силовых элементов конструкций воздушных судов в реальном масштабе времени для определения степени деформирования и опасности дефектов конструкции. Приведены результаты исследования связи параметров акустической эмиссии с особенностями ранних стадий разрушения слоистого композита, сплавов железа и алюминия, применяемых в конструкции силовых элементов планера летательного аппарата.

Проанализированы результаты существующих исследований, связанных с проектами беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) самолетного типа для исследования Марса. Облик самолета, предназначенного для полета в атмосфере Марса, определяется специфическими условиями на Марсе: низкая плотность атмосферы, малая скорость звука, большие перепады температуры, малые числа Рейнольдса, мощные пыльные бури. Все научные задачи марсианского БПЛА должны быть выполнены за один полет, либо это должен быть конвертоплан с вертикальным взлетом и посадкой. БПЛА должен быть доставлен на Марс, и необходимость защиты от космического излучения в течение восьми месяцев полета до Марса оказывает влияние на его конструкцию и весовые характеристики, следовательно, и на аэродинамическую компоновку. Научная миссия БПЛА, определяющая широту, долготу, высоту и время года полета, также является важным фактором при оптимизации внешнего облика самолета. Выявленные «типовые» решения при проектировании марсианского БПЛА, а также представленные статистические данные о предыдущих проектах могут быть полезны для работы над перспективными научными БПЛА для исследования Марса.

Предложена новая методика оценки эквивалентности воспроизведения эксплуатационных нагрузок при стендовых испытаниях фюзеляжа вертолета Ми-26(Т). С самого начала эксплуатации вертолета Ми-26(Т) на вертолете выявляется огромное количество трещин стрингеров из алюминиево-литиевого сплава 01420. При всем отрицательном влиянии на эксплуатацию данного дефекта его массовость позволяет в полной мере применять методы математической статистики для его описания. Представленная методика основана на периодическом сравнении распределения количества трещин стрингеров на испытательном образце с распределением количества трещин на парке вертолетов, эксплуатирующихся или ранее эксплуатировавшихся в ГА РФ. Методика предлагает использовать для этого сравнения метод оценки правдоподобия гипотез Колмогорова. Применение методики позволяет оценивать поведение конструкции в целом в процессе испытаний, максимально приближая нагружение образца к реальным условиям эксплуатации. Своевременная корректировка программы нагружения позволит увеличить долговечность образца на стенде. При этом методика не требует дорогостоящего оборудования и больших затрат времени.

Рассматриваются вопросы работы подшипников качения, функционирующих в составе роторов одновальных и многовальных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), и методы снижения их гидравлического сопротивления путем профилирования контактирующих поверхностей. Приводятся примеры разработанных конструкций подшипников качения и результаты их исследования.

Рассматриваются два подхода к расчету долговечности межроторного роликового подшипника (МРП), проходившего ресурсные испытания на подшипниковом стенде ЦИАМ. Расчет долговечности ведется по контактным напряжениям смятия, полученным аналитическим и численным способами. Отмечается, что динамическая постановка задачи, реализованная в численном подходе, позволяет получить более точные результаты по напряжениям и, следовательно, долговечности подшипника.

Приведены результаты исследования и анализ изменения параметров и геометрических соотношений для камер сгорания двигателей узкофюзеляжных самолётов с различными технологиями горения. Полученные данные по более чем 50 двигателям могут быть использованы для предварительного проектирования новых изделий.

Проведена работа по улучшению конструкции впускного ресивера перспективного авиационного поршневого двигателя (АПД) с целью улучшения параметров течения в нем. На основании известных параметров, определяющих работу двигателя, производился итерационный подбор различных компоновочных решений элементов системы впуска воздуха в АПД. Разработаны трехмерные модели различных вариантов ресиверов, проведены нестационарные расчеты течения в них. Основной проблемой в работе двигателя были существенные различия в наполнении цилиндров (до 20 %). По результатам работы достигнуто значительное снижение этой разницы.

Рассмотрена гибридная силовая установка (ГСУ) на базе двигателя внутреннего сгорания (ДВС) и электрической силовой установки (ЭСУ) суммарной мощностью 75 л.с. с непосредственным приводом на воздушный винт. Проведён анализ удельных характеристик ГСУ. Сделан выбор и анализ частей и агрегатов ГСУ — ДВС, ЭСУ, контроллера, аккумуляторной батареи (АКБ). Рассмотрены режимы работы ГСУ и ручки управления двигателем РУД. Показан изготовленный испытательный стенд ГСУ, и описаны параметры работы ГСУ, исследуемые на стенде.

Статья посвящена исследованию влияния примесей газового топлива в авиакеросине на параметры рабочего процесса и показатели эффективности газотурбинного двигателя (ГТД) и системы летательный аппарат—силовая установка. Были исследованы наиболее актуальные топливные смеси, в результате чего получены зависимости ключевых показателей от изменения концентрации газового топлива в авиакеросине, что является основой для формирования итогового мнения о потенциале использования природного газа в авиационной и энергетической промышленности.

Использование в качестве окислителя чистого кислорода приводит к высоким значениям тепловой напряженности жаровой трубы, температура в зоне горения начинает превышать 2500°С, что приближает кислородно-топливную камеру сгорания (КС) энергетической установки к условиям работы КС авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и делает целесообразным использование отработанных при проектировании авиационных КС методов, прототипов и технических решений. В статье представлены результаты проектирования КС энергетической газотурбинной установки, использующей в качестве рабочего тела диоксид углерода при сверхкритических параметрах. Результаты получены с использованием методик и научно-технических решений, применяемых при создании камер сгорания авиационных двигателей. На основе проведенных исследований предложены рекомендации по проектированию камер сгорания для энергоустановок на диоксиде углерода, учитывающие различие используемого окислителя, охладителя и балластных компонентов.

Распределение потоков углекислотного разбавителя по длине жаровой трубы должно основываться на недопущении его активного ингибирующего воздействия на реакцию горения топлива. Установлено, что оптимальное содержание СО2 в зоне горения не должно превышать 15% от общего массового расхода в камере сгорания. На основе проведенного исследования теплового состояния жаровой трубы камеры сгорания показано, что щелевая система охлаждения, широко применяемая в камерах сгорания ГТД, показала наилучшую эффективность в заданных условиях работы. Определено, что первую секцию охлаждения необходимо располагать в диффузорной области. Канал, заполненный охлаждающим диоксидом углерода, должен иметь конфузорную форму для предотвращения возникновения вихрей при обтекании входного диффузора жаровой трубы и последующего запирания отверстий охлаждения. Установлено, что секции щелевого охлаждения, направленные под углом 10° к продольной оси кислородно-топливной камеры сгорания, исключают подмешивание вторичного потока диоксида углерода в активную зону горения.

На примере вибродиагностики износа боковых поверхностей зубьев дифференциального редуктора турбовинтового двигателя оценено влияние места его постановки (стенд, объект) и типа используемого воздушного винта на ряд диагностических признаков данного дефекта. Подтверждён рост интенсивности вибрации при перестановке двигателя со стенда на объект. Показана возможность преодоления указанной проблемы на базе выявленных диагностических признаков на основе характеристик частоты: дисперсии девиации частот вращения роторов, ширины зубцовой спектральной составляющей и др. Оценено влияние типа воздушного винта на предложенные признаки, и определена область их использования. Полученные результаты могут быть полезны при оценке износа зубьев зубчатых колёс изделий общего машиностроения.

Статья посвящена анализу современных проблем концептуального проектирования газотурбинных двигателей. Проанализированы работы, в которых рассмотрены задачи этапа концептуального проектирования. Одной из главных проблем этого этапа проектирования является неопределенность исходных данных. Предложены структуры моделей, наиболее подходящие для решения проектных задач этапа концептуального проектирования. Описана методика концептуального проектирования газотурбинных двигателей на основе многоуровневой модели.

Создание систем управления технологическими процессами обработки металлов на основе исследования физических явлений и их применение повышает качество и эффективность производства изделий, в частности ответственных деталей авиационной техники. Одним из элементов технологического процесса изготовления деталей является процесс лезвийной обработки металлов. Однако процесс лезвийной обработки металлов сопровождается широким спектром возмущений. Действие возмущений в процессе обработки детали вызывает отклонение параметров режима процесса резания от заданных значений, что снижает производительность и качество лезвийной обработки. Решение проблемы надежности и эффективности металлорежущего инструмента невозможно без исследования параметров, позволяющих прогнозировать физические явления при резании металлов; без разработки и использования системы диагностики работоспособности режущего инструмента на основе применения оборудования для регистрации и фиксации термоэлектрических явлений непосредственно в процессе обработки детали. В статье представлены результаты экспериментальных исследований электрофизических параметров: термо-ЭДС и электропроводимости контакта «инструмент-деталь», температуры и составляющих усилия резания, износостойкости режущего инструмента с многослойными композиционными покрытиями при лезвийной обработке материалов, широко используемых в ответственных, тяжелонагруженных и высокотемпературных трибосопряжениях авиакосмической техники — нержавеющие стали, хромоникелевые и титановые сплавы. При этом результаты исследований рассматриваются как основа активного динамического управления процессом резания в технологии машиностроения.

Представлены результаты исследования влияния режимов прямого лазерного выращивания на формообразование одиночных валиков и стенок из жаропрочного сплава. В качестве исследуемого материала применялся порошок из жаропрочного никелевого сплава марки ХН50ВМТЮБ, изготавливаемый АО «Композит» и АО «Опытный завод «Микрон». Рассмотрена морфология наплавленного материала, проведено исследование микротвердости.

Проведено численное исследование влияния интерференции воздушного винта и прямого крыла сверхбольшого удлинения самолета на солнечных батареях на шарнирные моменты отклоненной механизации крыла δ_МЕХ = 15° иδ_МЕХ = 30° в 2D- и 3D-постановке задачи. Расчеты проведены при скоростях потока V = 25 и 50 м/с и числах Рейнольдса Re = 0.17 и 0.35 · 10⁶ по программе, основанной на осредненных по Рейнольдсу уравнениях Навье–Стокса.

Численные исследования показали, что влияние обдува потоком воздуха от воздушного винта на шарнирный момент отклоненной механизации крыла зависит от многих факторов, таких как диаметр воздушного винта и его конструктивные особенности, частота вращения, его местоположение, а также от углов обдува и отклонения механизации крыла.

Описан подход к определению параметрических динамических характеристик космического аппарата с учетом влияния системы обезвешивания при испытаниях длинномерной конструкции и соответствия между расчетными и экспериментальными характеристиками.

Представлена технология компоновки фюзеляжа с помощью, разработанной в ЦАГИ «Автоматизированной системы трёхмерной компоновки пассажирского самолета» (АВТОКОМ). Приведены примеры практического применения АВТОКОМ при формировании облика перспективных гражданских летательных аппаратов.

На основе анализа существующих голевых наполнителей (ГН) показана эффективность их использования для двигателей перспективных образцов управляемых летательных аппаратов (УЛА). Рассматривается методика выбора состава ГH с учётом особенностей их энергетических свойств, влияющих на характеристики двигателей УЛА. Особое внимание уделено выбору компонентов топлива, влияющих на технические характеристики двигателя и, соответственно, на тактические параметры УЛА. Приводятся известные данные о составе ГH, применяемых в различных образцах ракетной техники. Даются практические рекомендации по повышению эффективности топлива и его применения в качестве топливных зарядов в двигателях УЛА.

При полете летательных аппаратов (ЛА) через зону дождя на высокой скорости лобовое стекло и другие поверхности легко разрушаются из-за дождевой каплеударной эрозии. В статье представлены результаты исследования воздействия струйного удара на ориентированное и неориентированное оргстекло. При испытаниях использовалась одноструйная ударная платформа на основе газовой пушки. Результаты показывают, что при воздействии высокоскоростного струйного удара у ориентированного оргстекла в основном появляются повреждения в виде подповерхностных расслоений, а у неориентированного оргстекла – поверхностные повреждения. При постоянном увеличении скорости удара на двух образцах оргстекла появилось поверхностное отслаивание, причем отслаивание ориентированного оргстекла было более серьезным. Наблюдение за распространением волны напряжения и расширением повреждения внутри образца показало, что в подповерхностном расслоении ориентированного оргстекла преобладают волны сдвига.

Исследуется положительный эффект от интерференции крыла и движителей, расположенных на конце крыла, а также влияние основных параметров крыла и движителей на данный интеграционный эффект. Определено, что движители, в качестве которых рассматриваются воздушные винты в тянущей схеме, обеспечивают прирост аэродинамического качества ~10% в крейсерском режиме при значениях удельной нагрузки на винт, близких к полетным. Определено, что установка дополнительного толкающего винта в пару к тянущему (тандемная схема) имеет потери в аэродинамическом качестве относительно тянущей схемы, но дополнительный прирост относительно изолированного крыла составляет ~6% в полетной конфигурации.

Рассмотрено формирование единого методологического подхода к созданию беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) военного назначения с гибридными силовыми установками (СУ) и СУ на базе двигателей традиционных типов и схем (газотурбинные, поршневые, электрические). Раскрыто основное содержание проблемных вопросов, возникающих на этапе внешнего проектирования (концептуальные и обликовые исследования) БПЛА военного назначения и его СУ, затрагивающих фундаментальные и прикладные основы конструирования и производства, которые следует учитывать на предварительных этапах проектирования авиационной техники (АТ). Представлены: разработанная авторами методология формирования предварительного технического облика СУ БПЛА военного назначения, методика обоснования оптимальных параметров двигателя и планера, классификация БПЛА и их СУ. Продемонстрирована разработанная комплексная математическая модель (КММ) БПЛА, позволяющая проводить расчетно-теоретические исследования системы «БПЛА—СУ» программными средствами на ЭВМ.

При проектировании облика космического аппарата параллельно проектируется его система обеспечения теплового режима (СОТР). В статье рассматривается предложенный метод идентификации среднеинтегрального коэффициента теплоотдачи теплоносителя от аксиальной тепловой трубы (АТТ) к фитилю как функции от температуры. Цель аксиальных тепловых труб — отведение тепловой энергии от тепловыделяющего оборудования и перераспределение его по поверхности радиатора в обеспечение штатного функционирования целевой бортовой аппаратуры космического аппарата (КА). Таким образом, получение аналитической зависимости коэффициента теплоотдачи как функции от эксплуатационных температур является актуальной задачей в проектировании системы обеспечения теплового режима КА.

Приведена концепция определения оптимального технического облика безгенераторной жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) с помощью математического моделирования ее основных проектных параметров (ОПП) и оптимизации их по критериям системы более высокого уровня, а именно межорбитального транспортного аппарата многократного использования (МТА МИ). С помощью ранее разработанной модели проведен расчет двух вариантов оптимальных ЖРДУ МТА МИ для конкретной задачи — выведения полезного груза массой 16500 кг на окололунную орбиту. Показано, что даже с менее эффективными агрегатами ЖРДУ возможно получить технический облик оптимальный для данного МТА МИ по критериям минимальной удельной стоимости выведения и заданной массы полезного груза. Приведено сравнение различных вариантов ЖРДУ, оптимизированныхпо ОПП. Данное сравнение показало, что оптимизация ЖРДУ по ОПП существенно увеличивает эффективность как самой двигательной установки, так и всего МТА МИ в целом.

Решается проблема снижения температуры стенок жаровой трубы в зоне горения. Рассмотрены два варианта горелок, различающихся конструкцией соплового насадка, при этом геометрия завихрителя и распылителя остается неизменной. Представлены результаты исследований огневых испытаний двух горелок с различными сопловыми насадками. Произведено сравнение структуры пламени. Выполнено препарирование стенок камеры сгорания и произведено испытание камеры сгорания в составе газотурбинного двигателя. Представлены результаты определения температуры стенок жаровой трубы на нескольких режимах работы газотурбинной установки в камерах сгорания с двумя типами горелок.

По результатам проведенных работ сделаны выводы о наиболее приемлемом для использования на двигателе варианте горелки, обеспечивающем снижение температуры стенок.

Показано, что при притоке теплоты (или отводе теплоты) к дозвуковому потоку воздуха на входе в двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД), установленный в термобарокамере (ТБК) высотного стенда по схеме с присоединенным трубопроводом при испытаниях в высотно-скоростных и климатических условиях образуется тепловой пограничный слой, приводящий к изменению режимных параметров (полного давления p*_BX  и температуры торможения T*_BX) на входе в ТРДД и к их отличию от соответствующих величин p*_M и T*_M, измеренных согласно ОСТ 102555-85 [5] на относительном расстоянии от входного сечения не менее L_M-M÷BX-BX/D_M≥1,5.

Неучет притока теплоты (или отвода теплоты) применительно к ТРДД большой степени двухконтурности с пониженной степенью повышения давления в вентиляторе может стать причиной погрешностей в оценке основных данных ТРДД, и в частности, коэффициента полезного действия вентилятора, а также приведенных к международной стандартной атмосфере (МСА) основных параметров ТРДД.

Влияние притока (или отвода) теплоты на режимные параметры потока может также иметь место в боксах испытательных стендов с подогревом на входе в газотурбинный двигатель (ГТД), а также на компрессорном стенде для испытаний автономных низконапорных вентиляторов и компрессоров низкого давления в условиях подогрева или захолаживания воздуха на входе.

Предложена методика определения режимных параметров потока воздуха на входе в ТРДД при притоке теплоты (или отводе теплоты) на участке от мерного сечения в расходомерном коллекторе до сечения в присоединенном трубопроводе перед входом в двигатель.

Приводится краткий обзор конструкций разрядных камер ионных двигателей. Обсуждается вопросы оптимизации схемы конструкции высокочастотных (ВЧ) ионных двигателей. С целью снижения потерь вводимой в разряд плазмы ВЧ-мощности на стенках двигателя предлагается схема конструкции с разрядной камерой эллипсоидального вида с выпуклыми электродами ионно-оптической системы.

Изложены результаты исследовательской работы с экспериментальными лабораторными моделями ускорителей плазмы сверхмалой мощности У-М1 и У-М2, созданными с целью поиска и отработки новых технических решений для разрабатываемых в ОКБ «Факел» плазменных двигателей сверхмалой мощности. Представлены результаты параметрических и ресурсных исследований ускорителей У-М1 и У-М2. Определены особенности рабочих процессов ионизации и ускорения в условиях сверхмалой мощности разряда и сверхмалых геометрических размеров разрядной камеры.

Исследовано влияние характеристик численной модели межроторного подшипника, которые влияют на продолжительность и точность расчетов:

– характерный размер элементов, определяющий шаг расчетов;

– численная формулировка конечных элементов;

– метод интегрирования (явный, неявный).

Выполнена сравнительная оценка напряжений в контакте роликов с дорожками качения подшипника с противоположным и однонаправленным вращением колец с учетом вышеперечисленных факторов.

Так же исследовано влияние перекоса колец межроторного подшипника на контактные напряжения смятия.

Оценка факторов осуществлялась в программном комплексе LS-DYNA. Работа выполнена для подготовки динамической модели, в которой учитывается вращение колец подшипника.

Показано, что применение метода оптимальной фильтрации измерений позволяет существенно повысить точность результатов оценок времени падения и вероятности столкновения космических объектов (КО). Рассмотрены основные соотношения метода. Результаты применения метода при прогнозировании времени и места падения орбитальной станции Tiangong-1. Результаты сравнения областей для активного удаления космического мусора, полученных по методике, учитывающей данный метод, с конкретным списком объектов, полученных группой международных экспертов.

Разрушение компактного образца изучается с помощью подхода Нейбера–Новожилова и уточненной модели Леонова–Панасюка–Дагдейла с ненулевой шириной зоны предразрушения. Используется сдвоенный дискретно интегральный критерий прочности, так как в поле напряжений в окрестности вершины трещины есть особенность. В вершине реальной трещины записан критерий разрушения для предельной деформации, а в вершине модельной трещины дан критерий для нормальных напряжений. Проанализированы определяющие уравнения аналитической модели. Найдены компактные формулы для разрушающей нагрузки. В условиях плоской деформации и плоского напряженного состояния построены графики квазихрупкого разрушения образца.

При широком применении беспилотных воздушных судов вертолетного типа неизбежно возникает ряд сложностей, наиболее серьезная из них – проблема безаварийной посадки на неподготовленную посадочную площадку в автоматическом режиме, успешное выполнение которой позволит существенно повысить уровень безопасности эксплуатации аппарата. Предлагается несколько основных способов частичного решения данной задачи, однако в полном объеме проблема посадки на неподготовленную площадку не разрешена. Исследуемая задача усложняется ввиду наличия высоты невозврата у воздушного судна вертолетного типа, при прохождении которой в ходе снижения аппарат не сможет осуществить безопасный набор высоты. Хотя процедуры захода на посадку и построения траектории решаются современными системами автоматического управления полетом, критической остается проблема выбора места посадки, особенно, если оно не было проинспектировано заранее в случае расположения в труднодоступной местности или в ходе аварийной ситуации. Ввиду малых габаритных размеров исследуемого в данной работе аппарата, особый интерес представляет мезо- и микрорельеф подстилающей поверхности. Поиск перспективных вариантов посадочных площадок, их дальнейший анализ и определение оптимального варианта дополнительно усложняются отсутствием стандартизированных требований к посадочной зоне для исследуемого класса беспилотных воздушных судов. В статье предложены основные требования к оптимальному варианту посадочной площадки для беспилотного воздушного судна вертолетного типа. Произведен обзор существующих методов определения качества подстилающей поверхности. Предложен метод оптического распознавания перспективных посадочных зон с применением самоорганизующихся карт Кохонена.

Представлены результаты теоретико-экспериментальных исследований температурно-силовых условий и интенсивности характерного износа режущего инструмента при использовании современных износоустойчивых комплексов лезвийной обработки резанием хромоникелевых сплавов. Определены основные направления уменьшения интенсивности износа лезвийных режущих инструментов. Приведены результаты оценки влияния осажденных износостойких покрытий на обрабатываемость хромоникелевых сплавов. Представлены натурные эксперименты по оценке прочности адгезионных связей. Показано, что использование в условиях повышенной теплосиловой нагрузки контактной зоны при обработке резанием хромоникелевых сплавов износоустойчивых комплексов инструментального назначения повышает повысить период стойкости в два раза.

Приведены параметры режима роботизированной аргонодуговой сварки неплавящимся вольфрамовым электродом элементов тонкостенных трубопроводных систем из нержавеющей стали 12Х18Н10Т, используемых в конструкциях летательных аппаратов. Целью работы является достижение геометрических параметров сварных соединений С0000 и критериев качества по ПИ 1.4.748 при использовании пульсирующей дуги, различных газовых сред поддува (аргона и азота) без применения присадочной проволоки.

Результаты исследования показали преимущество использования для сварки ответственных конструкций в качестве поддува среды

азота. Кроме того показано, что поддуваемый газ может быть дополнительным ресурсом в обеспечении положительной величины усиления наплавляемого валика как с лицевой, так и с обратной стороны однопроходного шва. С этой целью разработано устройство и отработаны режимы поддува для обеспечения стабильности внутрикамерного давления.

Описана методика расчета коэффициента вязкости микроразрушения многослойного композиционного соединения твердые металлические пленки – полимерный материал. Вязкость микроразрушения определяется при анализе системы трещин, сформированной в условиях локального нагружения пирамидкой Виккерса многослойного композита. Обсуждены требования к расчетным формулам для различных случаев. Рассмотрена специфика его расчета для симметричных и несимметричных отпечатков от пирамидки Виккерса. Показано, что при использовании предложенных формул и алгоритмов метод выявления вязкости микроразрушения может быть использован для многослойных композиционных соединений.

Рассмотрена зависимость изменения интерференционной картины на поверхности образца алюминиевого сплава АД0 от степени деформации. Изготовлен образец с уменьшающейся, вдоль оси растяжения, площадью поперечного сечения для нагружения его частей на различную степень деформации. Произведено растяжение образца до достижения усилия предела текучести в наименьшем по площади сечении образца. Рассчитаны локальные степени деформации участков образца, и установлена зависимость изменения интерференционной картины микроструктуры поверхности образца от величины степени деформации.

Предложена технология проектирования крыльев различной площади для создания линейки перспективных тяжёлых самолётов с двумя и четырьмя двигателями типа ПД-35. Для упрощения и удешевления создания большого самолёта внешняя консоль крыла взята от крыла «младшего» члена семейства, а площадь увеличена за счёт нового центроплана. Спроектирована аэродинамическая компоновка крыльев обоих самолётов. Изложено описание особенностей аэродинамического проектирования каждой из аэродинамических компоновок. Показано, что спроектированные крылья со стреловидностью χ_1/4=24⁰ обеспечивают крейсерский полёт со скоростью М = 0.77 ÷ 0.8 (820 ÷ 850 км/ч). Эксперимент в аэродинамической трубе (АДТ) Т-106 подтвердил достижение целей проектирования.

Выполнена экспертная оценка потерь аэродинамического качества при предложенном подходе к проектированию составного крыла. Для этого проведена свободная оптимизация крыла увеличенной площади с той же формой в плане и распределением относительных толщин вдоль размаха. Показано, что скоростные свойства не изменяются. В то же время максимальное аэродинамическое качество компоновки с составным крылом меньше на ~1.5%.

Описаны различные виды торможения, применяемые на ракетно-рельсовом треке при проведении испытаний объектов авиационной и ракетной техники. Определены технические возможности существующих видов и средств торможения, их достоинства и недостатки, а также область их применения. Приведено аналитическое исследование по оценке эффективности видов торможения, приемлемых при проведении высокоскоростных трековых испытаний.

Представлена интегрированная методика проектирования и изготовления элементов антенно-фидерных систем космических аппаратов с применением технологии селективного лазерного сплавления. Показан алгоритм данной методики: от анализа технического задания и электродинамического моделирования геометрии элемента до испытаний готового изделия. Важной особенностью данной методики является взаимосвязь технологии изготовления деталей и методов их проектирования. Применение интегрированной методики позволит производить антенно-фидерные системы с высоким качеством, и высокой экономической эффективностью.

Рассмотрены особенности процедуры построения расчетной схемы стального крыла аэродинамической модели в комплексе программ NASTRAN для решения задач статической аэроупругости. Исследованы параметрические зависимости упругих прогибов, углов крутки и коэффициента аэродинамической нормальной силы от угла стреловидности модели и положения оси жесткости. Выявлена возможность снижения влияния упругих деформаций на аэродинамические характеристики для некоторого диапазона углов стреловидности крыла и режимов испытаний за счет модификации силовой схемы модели.

Представлены результаты комплексных параметрических исследований по анализу прочностных, жесткостных и весовых характеристик конструкции крыла большого удлинения регионального самолёта, в рамках подкосной и беcподкосной конструктивно-силовых схем (КСС) крыла, полученные на основе четырёхуровневого алгоритма с модифицированным модулем расчёта аэродинамических нагрузок. Использование данного алгоритма позволило обеспечить существенное уменьшение времени и трудоёмкости проведения комплексного анализа прочности и веса конструкции при сохранении высокой требуемой точности вычислений. Используемая в статье версия четырёхуровневого алгоритма основана на трёх принципах, позволяющих снизить трудоёмкость посредством декомпозиции отдельных составляющих вычислительной процедуры: применение четырёх прочностных моделей на основе метода конечного элемента (МКЭ) с различным уровнем детализации; разделение задач прочности по соответствующим уровням детализации; селекция случаев нагружения по степени критичности, на основе параметрических МКЭ- и нагрузочных моделей с вариацией их дискретности. В статье приведён ряд параметрических зависимостей значений прочностных и весовых параметров для конструкции крыла большого удлинения, для подкосных и бесподкосных КСС крыла гипотетического регионального самолёта.

Представлены используемые в практике газотурбостроения варианты определения коэффициента полезного действия (КПД) турбины, различающиеся разными способами учета расхода и энергии охлаждающего воздуха, выпускаемого в ее проточную часть. Проведен анализ влияния параметров двигателя на разницу между значением КПД ступени турбины, определенным по параметрам рабочего тела в критическом сечении соплового аппарата турбины, и значением КПД, определенным по параметрам рабочего тела в зазоре между сопловым аппаратом и рабочим колесом. Показано, что некорректный учет КПД при расчете авиационного газотурбинного двигателя может привести к значительным погрешностям в определении его параметров и характеристик.

Рассмотрена конструкция двух камер сгорания газотурбинного двигателя, работающего на природном газе. Приведены результаты исследования двух камер сгорания различающихся конструкцией фронтового устройства. Во фронтовом устройстве одной камеры сгорания размещены 32 горелки, в другой — 136 форсунок, расположенных в два яруса. Дается теоретическое объяснение особенности организации горения в камере с фронтовым устройством, в котором горелки расположены в два яруса. Представлено оборудование, на котором проведены эксперименты. Приведены результаты исследований по измерению концентрации компонентов продуктов сгорания на выходе из двух камер сгорания. Определена полнота сгорания топлива, и сделан вывод о наиболее приемлемой конструкции фронтового устройства для обеспечения максимальной полноты сгорания и минимальной концентрации окислов углерода [1].

В результате расчётных исследований различных конфигураций профильной части лопаток рабочего колеса высоконапорного и высокооборотного центробежного компрессора (ЦБК), предназначенного для установки в перспективных малоразмерных турбовинтовых (ТВД) и турбовальных (ТВаД) газотурбинных двигателях мощностью от 300 до 1000 л.с., определены геометрические характеристики наклонной периферийной части в сторону ее спинки. Выполнено численное исследование влияния угла наклона рабочей лопатки на газодинамические параметры и параметры эффективности центробежных компрессоров с применением универсальной программной системы конечно-элементного (МКЭ) анализа Ansys. Получена зависимость влияния угла наклона периферийной части пера рабочей лопатки на КПД высоконапорного центробежного компрессора. Эти результаты имеют большое практическое значение, поскольку современные и перспективные малоразмерные авиационные газотурбинные двигатели, мощностью от 300 до 1000 л.с., рекомендуется проектировать с одноступенчатым высоконапорным центробежным компрессором и эффективность этого компрессора во многом определяет эффективность всего двигателя.

Актуальность задачи совершенствования лабиринтных уплотнений обусловлена необходимостью совершенствования турбомашин летательных аппаратов с целью повышения их эффективности. В работе проведен газодинамический и прочностной расчёт работы лабиринтного уплотнения и выполнена оптимизация геометрии лабиринтного уплотнения с учётом прочностных свойств.

Результаты газодинамического расчёта используются в качестве граничных условий для прочностного расчёта. В качестве критерия оптимальности выбран расход воздуха через уплотнение. Проводится сравнение работы уплотнения до и после оптимизации на различных частотах вращения. Продемонстрирована методика оптимизации, которая может быть использована при проектировании лабиринтного уплотнения, для обеспечения минимального расхода воздуха и удовлетворения критериям прочности.

Приводятся результаты предварительного исследования влияния условий в вакуумных камерах при испытаниях стационарного плазменного двигателя (СПД) на параметры двигателя и характеристики колебаний в его разрядной цепи. В частности, исследована динамика изменения основных параметров модели двигателя типа СПД-100 в течение ~260 часов в двух разных отсеках вакуумной камеры с разной историей предшествующих испытаний в них двигателей и разными давлениями в них при работе двигателя. Показано, что изменение состава окружающей двигатель газовой среды при его работе вследствие выделения со стенок вакуумной камеры кислорода или паров воды, адсорбированных или абсорбированных на стенках вакуумной камеры при длительном их контакте с атмосферой, а также вследствие их попадания в камеру через негерметичности соединений или магистралей подачи рабочего газа в двигатель могут быть причинами заметных отличий в получаемых выходных параметрах двигателя и возникновения неустойчивых режимов работы катода и двигателя.

Разработана математическая модель акустического зонда волноводного типа с корректирующим элементом в виде согласующего трубопровода. Данная модель в отличие от существующих позволяет рассчитывать частотные характеристики зонда при произвольном распределении температуры по его длине. Благодаря этому модель позволяет рассчитывать частотные характеристики зонда, работающего в составе камеры сгорания газотурбинного двигателя. Волновод и согласующий трубопровод были представлены в виде участков одинаковой длины, в пределах каждого из которых температура принималась постоянной. Результаты, полученные с помощью разработанной математической модели, сравнивались с экспериментальными данными, полученными при повышенном давлении. Сравнение расчётных и экспериментальных данных показало их хорошую сходимость.

Представлен новый способ калибровки математической модели двигателя. Работоспособность предложенной процедуры исследовалась на примере виртуального эксперимента. Способ основывается на использовании комбинаторного анализа при подборе поправочных коэффициентов. Способ может быть эффективен при решении задач уточнения характеристик узлов по результатам испытаний.

Актуальность исследования обусловлена тем, что уменьшение времени поиска и устранения дефектов пассажирских воздушных судов гражданской авиации позволяет существенно уменьшить задержки вылета и связанные с этим потери авиакомпаний. Как показывает статистика, потери растут экспоненциально с увеличением времени, затрачиваемого на ручной поиск и устранение дефекта, являющегося причиной неисправности, зафиксированной бортовыми системами контроля. Цель статьи заключается в том, чтобы предложить практически реализуемый метод построения оптимальных алгоритмов поиска и устранения дефектов с учётом экспоненциальной зависимости потерь от времени поиска и устранения дефекта. Оптимальным считается алгоритм, при котором средние потери, вызываемые задержкой рейса, минимальны. В статье впервые предложен метод построения искомых алгоритмов, основанный на принципе оптимальности Беллмана. Ранее такой подход применялся только при линейной зависимости потерь от времени поиска дефектов. Материалы статьи представляют практическую ценность для руководителей и сотрудников служб эксплуатации пассажирских воздушных судов гражданской авиации.

Описывается бортовой алгоритм диагностики отказов реактивных двигателей ориентации космического аппарата. Предлагаемый алгоритм основан на анализе различия фактического поведения динамики углового движения реального объекта управления и его бортовой модели. Анализируется рассогласование между вектором измеренной угловой скорости и вектором оценки угловой скорости. Алгоритм позволяет как обнаружить факт отказов типа невключения и невыключения двигателей ориентации, так и выявить отказавший двигатель, за исключением некоторых указанных в статье случаев. Даны рекомендации по выбору параметров алгоритма. Работоспособность предложенного алгоритма демонстрируется с помощью результатов математического моделирования.

Рассматривается динамическая модель, описывающая движение космического аппарата с немалой аэродинамической и малой массовой асимметрией относительно центра масс в разрежённой атмосфере Марса. Целью работы является получение приближенного дискретного оптимального закона управления ориентацией космического аппарата. При этом в работе были использованы метод динамического программирования Беллмана и метод усреднения. Решения дискретной системы уравнений движения были найдены методом Z-преобразования. Точность полученных результатов подтверждена численными результатами интегрирования исходных уравнений.

Представлены основные способы раскроя алюминиевых листовых заготовок. Выбраны типы образцов и режим испытаний на усталость. Определен условный предел выносливости для образцов, полученных методами фрезерования, лазерного раскроя и лазерного раскроя с последующим травлением. Установлено, что после лазерного раскроя условный предел выносливости снижается почти в два раза. Удаление дефектного слоя металла травлением частично восстанавливает значение условного предела выносливости.

Дается обоснование необходимости развития систем управления движением промышленных роботов, станков с ЧПУ и других мехатронных систем. Определяются требования по обеспечению доверия к таким системам с точки зрения функциональной надежности и информационной безопасности. Предлагается перспективная память-центрическая архитектура систем управления движением, обеспечивающая решение основных проблем в области функциональности и доверия к системам управления. Исходя из специфики систем управления с память-центрической архитектурой устанавливаются базовые требования к программированию таких систем управления. Согласно этим требованиям язык программирования должен быть предметно-ориентированным, декларативным (с элементами функционального и логического языка), интерпретируемым (или языком ассемблера), а программа должна реализовывать модель акторов и обеспечивать повышение доверия к системе управления движением. Для удовлетворения заданным требованиям авторами создан предметно-ориентированный декларативный интерпретируемый язык модульной цифровой системы, определены механизм реализации акторной модели посредством метапрограммирования, а также инструменты повышения доверия к системе управления за счет децентрализации управления и локализации данных.

Представлены результаты исследования сварки инерционным трением никелевого жаропрочного сплава ЭП741НП. Проведено экспериментальное исследование механических свойств образцов. Проанализирована микроструктура сварных швов и околошовных зон. В ходе исследования было установлено, что данный процесс сварки позволяет получать соединения, которые нельзя получить методами сварки плавлением. Сварка выполнялась на установке ПСТИ-120SW, испытания механических свойств проводились на универсальной разрывной машине Instron, анализ микроструктуры — с помощью металлографического микроскопа.

Предлагается методика проектировочного расчёта жёсткостных характеристик сетчатых анизогридных конструкций с металлической обшивкой, позволяющая решать задачу оптимального проектирования конструкций такого рода, повышая их весовое совершенство. Приводится сравнение результатов, полученных при помощи аналитического решения с результатами численного эксперимента для модельной задачи.

Рассмотрены особенности процесса получения нанопорошков диоксида кремния из кварцевых стержней под воздействием излучения CO₂-лазера. Показано, что получаемые порошки аморфны, сферической формы с размерами порядка 80 нм. Особенностью процесса синтеза данных продуктов является образование в камере синтеза агломератов и закиси азота. Приведён анализ области применения данных порошков.

Рассматривается способ термогазоциклического азотирования, заключающийся в чередовании стадий процесса с высоким и низким азотным потенциалом при температурах, соответственно, ниже и выше температуры эвтектоидного превращения в системе Fe-N. Изучены фазовый состав азотированного слоя после обработки различных режимах и кинетика роста отдельных его участков. Показаны возможности интенсификации азотирования и регулирования фазового состава слоя путем рационального выбора параметров процесса: числа полуциклов и их длительности. На полуцикле с высокой насыщающей способностью атмосферы на поверхности формируется высокоазотистая нитридная зона, которая трансформируется в протяженную γ' – зону и зону внутреннего азотирования за счет внутренней диффузии при цикле с низкой способностью насыщающей атмосферы, что позволяет регулировать процесс и получать поверхностный слой заданного состава и свойств.

Проблема защиты авиационных газотурбинных двигателей от повреждений твердыми посторонними предметами (ПП), забрасываемыми при перемещениях самолета по поверхности аэродрома, известна давно. В статье рассматривается одна из причин заброса ПП в двигатели – заброс колесами шасси самолета на режимах взлета и пробега. Показана зависимость между защищенностью двигателей от повреждения посторонними предметами, выброшенными колесами шасси с поверхности аэродрома, компоновкой силовой установки и выбором параметров схемы шасси воздушного судна.

Представлена спроектированная модель технического обслуживания и ремонта (ТОиР) воздушного судна с блоком предиктивного технического обслуживания. В качестве технического обслуживания (ТО) предусмотрено использование искусственной нейронной сети. Предиктивное техническое обслуживание с искусственной нейронной сетью является частью стратегии ТОиР «До обнаружения неисправности». Проект ТОиР с предиктивным ТО позволяет выстроить концепцию проведения углубленного анализа перед выбором стратегии контроля этапа жизненного цикла самолета – эксплуатация.

Проводится анализ динамики старта малогабаритного беспилотного летательного аппарата методом свободного сброса. Была построена численная модель расчета динамики груза на начальном участке его полета. Дан анализ результатов исследования свободного сброса груза на различных режимах полета носителя. Предлагается стабилизировать груз на начальном участке с помощью дополнительных газодинамических устройств. В качестве объекта исследований выступает модель теоретического груза на удерживающем устройстве.

Для верхних панелей кессона крыла самолетов малой грузоподъемности допускается потеря устойчивости тонких обшивок при нагрузках близких к эксплуатационному уровню. В работе предложена прикладная методика определения оптимальных параметров тонких металлических обшивок с учетом рассмотрения двух уровней нагружения. На первом уровне – необходимо обеспечить устойчивость прямоугольной панели с минимальным запасом. На втором уровне нагружения необходимо обеспечить прочность рассматриваемой панели при закритическом поведении также с минимальным запасом. В качестве переменных параметров выбраны толщина и ширина панели. В работе предложены методики проектирования панелей, основанные на аналитических решениях геометрически нелинейных задач, при рассмотрении различных вариантов нагружения тонкой панели (сжатие, сдвиг и комбинированное нагружение). Полученные аналитические соотношения могут быть рекомендованы для использования на ранних этапах проектирования при выборе конструктивных решений. Примером применения методики может быть многозамкнутый закрылок.

Исследуются причины изменения показаний массы топлива в незаправленных крыльевых баках самолётов с отрицательным углом прогиба крыла. Для этого выполнен расчет перемещений концевой части крыла от нагрузок, действующих на крыло самолета в стояночном, полетном положении и на режиме взлета и наборы высоты. Для решения данной задачи построены эпюры внутренних сил крыла самолёта и применено правило Верещагина для расчета перемещений. Проведен анализ влияния массогабаритных параметров, а также скоростных и инерционных характеристик на перемещение концевой части крыла. Аналитически доказано, что возможное увеличение и уменьшение массы топлива в крыльевых баках в полетном положении самолета и на режиме взлета и набора высоты не связано с ошибками в работе топливной автоматики, а обусловливается перетеканием невырабатываемого остатка топлива в крыльевых баках из их консольной части в корневую часть и обратно из-за положительного прогиба крыла в полете под действием подъемной силы и отрицательного или нулевого прогиба крыла, формируемого силой инерции при действии вертикального ускорения самолета. Полученные результаты могут быть использованы для уточнения математических моделей, по которым топливная автоматика рассчитывает массу топлива в баках, с учетом перетекания топлива в крыльевых баках при эволюциях самолета.

В авиационной отрасли активно развиваются беспилотные летательные аппараты (БЛА). Одним из путей развития БЛА является обеспечение устойчивого движения такого аппарата. Цель настоящей работы состоит в разработке достаточно общего подхода к построению функции Ляпунова для исследования устойчивости движения БЛА в условиях действия неконтролируемых факторов. В качестве возмущений рассматриваются неконтролируемые факторы как природного, так и искусственного происхождения, а также факторы, описывающие тактическую ситуацию и противодействие цели. В основе исследования лежит метод статистического синтеза функции Ляпунова. Достоинством метода является то, что он отражает единый конструктивный подход к построению функции Ляпунова для систем обыкновенных дифференциальных уравнений, которыми описывается аппарат.

Представлен методологический подход к проектированию системы терморегулирования космического аппарата (СТР КА) с пассивной прокачкой теплоносителя хладопроизводительностью не менее 3 кВт. Рассмотрены три варианта конструкций. Целью работы является идентификация оптимального выбора конструктивных схем при проектировании СТР КА производительностью до 3 кВт, обеспечивающих требуемые эксплуатационные параметры при минимальных массогабаритных характеристиках.

Результаты проектирования показали преимущество варианта с использованием тепловых труб, у которого удельная массоэнергетическая характеристика составляет ~ 33 кг/кВт. На основании результатов проведенного сравнительного анализа можно сделать вывод, что при тепловой нагрузке оборудования космического аппарата до 3 кВт оптимальной является система терморегулирования, конструктивная схема которой базируется на применении исключительно аксиальных тепловых труб.

Проведен сравнительный анализ различных конструкций воздушных систем турбореактивных двигателей с точки зрения баланса осевых сил, действующих на подшипник ротора высокого давления. В результате исследования силовых схем и различных конструкторских решений выбран газогенератор двигателя прототипа с наиболее эффективной воздушной системой. Согласно представленной методике произведен гидравлический расчет воздушной системы, на основании его результатов выполнен расчет осевых сил, действующих в двигателе прототипе, на 4 различных режимах. По результатам расчета видно, что значения осевой силы, действующей на подшипник ротора высокого давления, близятся к предельным, допустимым для обеспечения требуемого ресурса. Далее проведен сравнительный анализ способов оптимизации распределения осевых сил в двигателе, выбран наиболее эффективный, согласно которому и предложены мероприятия по изменению распределения давлений в междисковой полости, позволяющие без принципиальных, трудоемких и дорогостоящих изменений конструкции, а также значительного прироста в расходе охлаждающего воздуха получить ощутимое увеличение силы, действующей на заднюю часть диска турбины высокого давления, необходимое для снижения результирующей нагрузки на подшипник ротора высокого давления.

В статье дано описание выбора рациональных параметров распределенной силовой установки (РСУ) с двумя вынесенными вентиляторными модулями для дальнемагистрального самолета (ДМС). Оптимизация параметров распределенной силовой установки проводится с использованием целевых функций: дальности полета ДМС, длины взлетно-посадочной полосы, затрат топлива на пассажиро-километр.

Для повышения эффективности вынесенных вентиляторных модулей на разных режимах полета рассмотрена возможность регулирования вынесенных вентиляторов поворотом рабочих лопаток.

Модель РСУ разработана с использованием схемы построения и отдельных блоков созданной ранее в ЦИАМ математической модели первого уровня авиационного ГТД. Предварительные исследования с использованием модели РСУ позволили определить основные параметры базового варианта самолёта и его двигателя, а также оценить показатели шума и эмиссии СО₂.

Предметом данной статьи является холодный полый магнетронный катод для электроракетного двигателя. Обсуждается возможность использования холодного полого магнетронного катода в качестве катода-компенсатора электроракетного двигателя на альтернативных топливах, таких как иод и воздух. Представлено экспериментальное исследование конструкции холодного полого магнетронного катода для электроракетного двигателя. Были исследованы факторы, влияющие на энергетическую эффективность магнетронного катода: расход рабочего газа, величина магнитного поля в полом катоде, комбинация катодного материала и рабочего газа. Показано, что рабочие характеристики устройства существенно зависят от материала катода и типа рабочего газа. Для демонстрации возможности прикладного использования катода в качестве катода-компенсатора для электроракетных двигателей были получены рабочие характеристики устройства при работе на газах ксеноне и воздухе.

Статья посвящена поиску оптимального набора проектных параметров ближнемагистрального пассажирского самолета, имеющего силовую установку (СУ) с двумя двухконтурными турбореактивными двигателями (ТРДД) на базе газогенератора (ГГ) отечественного турбовинтового двигателя ТВ7-117С. Кратко представлен анализ потребности России в пассажирских самолетах и двигателях для их СУ. Продемонстрированы основные аэродинамические характеристики исследуемого летательного аппарата (ЛА) и тягово-экономические характеристики его двигателя, полученные с помощью инструментально-программного комплекса «Самолет–Двигатель» (ИПК «СД»). Описано решение задачи оптимизации методом непрямой статистической оптимизации на основе самоорганизации (МНСО) по критерию эффективности самолетного уровня с обоснованием выбора метода и целевой функции.

Рассматривается методика определения величины радиальных зазоров между ротором и статором осевой турбины и центробежного компрессора на максимальном режиме работы малоразмерного газотурбинного двигателя (МГТД) тягой 220 Н с применением связанного газодинамического расчета для определения его напряженно-деформированного состояния в программном комплексе ANSYS. Связанный газодинамический расчёт позволяет более точно определить распределение давления, действующего на лопатки, а также распределение температур по деталям ротора и статора, т.е. повышает точность определения напряженно-деформированного состояния исследуемых деталей ГТД. Определено влияние различных факторов на величину зазора, приведены эпюры распределения коэффициента теплопередачи для сопловых и рабочих лопаток турбины и компрессора. В заключение даны рекомендации по выбору величин монтажного радиального зазора при проектировании малоразмерных ГТД.

Рассмотрена конструкция двухконтурного горелочного устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД), работающего на природном газе. Приведены результаты исследования двух горелочных устройств, отличающихся площадью проходного сечения завихрителя. Представлено стендовое оборудование, и описаны особенности проведения экспериментального исследования. Представлены результаты исследований по измерению концентрации компонентов конечной газовой смеси по длине факела двух горелок. Выполнена доработка жаровой трубы камеры сгорания, путем организации дополнительного подвода воздуха на стенках посредством выполнения дополнительного ряда отверстий. Определено температурное поле на выходе из серийной и модернизированной камеры сгорания. Определено влияние изменения климатических условий на параметры модернизированной камеры сгорания.

Применение существующих способов проведения летных проверок наземных средств радиотехнического обеспечения полетов является затруднительным на оперативных аэродромах, на которых требуется оперативное развертывание средств радиотехнического обеспечения полетов и ввод их в эксплуатацию. В условиях воздействия диверсионных групп противника ситуация может значительно усугубляться, обуславливая при этом не только выход из строя технических средств, но и приводя к потерям среди экипажа воздушного судна-лаборатории. В статье предлагается способ, который позволяет исключить использование наземных средств траекторных измерений, разместить аппаратуру летного контроля на борту беспилотного воздушного судна (БВС) и осуществлять управление полетом беспилотного воздушного судна при проведении летной проверки без использования сигналов наземных средств радиотехнического обеспечения полетов авиации, что сокращает эксплуатационные расходы, количество привлекаемого персонала и обеспечивает высокую оперативную готовность задействованных средств.

При летных испытаниях новых парашютных систем часто из-за повышенной скорости приземления весовых макетов с недопустимо большим значением посадочной перегрузки вместе с макетом теряются как материалы испытаний, так и дорогостоящее летно-испытательное оборудование. Это вынуждает использовать в составе весового макета, наряду с испытуемой парашютной системой, спасательную парашютную систему, постоянно готовую к применению, и планировать эксперимент так, чтобы в случае возникновения аварийной ситуации экстренно распознать критический отказ и оперативно ввести в действие спасательную парашютную систему. Статья посвящена вопросам разработки грузовых спасательных парашютных систем.

Проведен анализ основных функций систем оптического наблюдения, устанавливаемых в качестве полезной нагрузки на беспилотные летательные аппараты, и требований к ним. Рассматривается вариант применения каналов телевизионного и инфракрасного диапазона, лазерного дальномера-целеуказателя в составе системы оптического наблюдения. Предложен метод стабилизации двухосного гиростабилизатора, основанный на построении асимптотического оптимального наблюдателя (идентификатора) переменных состояния в условиях неполного вектора состояния параметров измерений, получаемых от гироскопических устройств, при вибрациях, качке, быстрых разворотах или маневрах беспилотного летательного аппарата.

Цель статьи заключается в обосновании варианта системы оптического наблюдения беспилотного летательного аппарата, обеспечивающего необходимую точность оси визирования оптических приборов, установленных на гиростабилизированной платформе, при её низкой точности стабилизации в условиях неполного вектора состояния параметров измерений и возникновения возмущающих моментов.

Одним из наиболее важных требований, предъявляемых к современным самолетам, как создаваемым, так и находящимся в эксплуатации, является безопасность полетов. В данной работе рассматривается явление раскачки самолета летчиком (Pilot-induced oscillation, PIO) и представлен метод предотвращения возникновения и развития данного явления.

Работа посвящена оценке параметров контура аварийного дистанционного сервоуправления региональным самолётом, предназначенного для сохранения управляемости при отказе всех централизованных гидросистем. Разработана математическая модель вращения рулевой поверхности под действием внешнего шарнирного момента, возникающего при управлении серворулём, с учётом нелинейных особенностей, вызываемых эффектами трения и демпфирования от работающих в пассивном режиме электрогидравлических рулевых приводов. В результате расчётных исследований определены структура и параметры алгоритмов контура аварийного дистанционного сервоуправления, а также к коэффициентам демпфирования рулевых приводов. Для подтверждения соответствия требованиям безопасного завершения полёта в режиме аварийного сервоуправления проведены стендовые исследования с участием лётного состава.

Рассмотрены процессы объёмной штамповки поковки «Шестерня коническая» из алюминиевого сплава, в которых применяется вращающийся верхний инструмент. Результаты моделирования сопоставлены с результатами стандартного процесса холодной объёмной штамповки (ХОШ). Было установлено, что традиционный процесс ХОШ требует оборудования, имеющего в несколько раз более высокую силу деформирования для практической реализации процесса, но требует меньше расчётного времени для численного анализа по методу конечных элементов (МКЭ). Кроме этого, применение вращающегося инструмента снижает его напряжённо-деформированное состояние (НДС), улучшает течение материала, но увеличивает его износ. В зависимости от процесса варьируется и точность поковки, а также требуется специальный подход при проектировании инструмента.

Статья посвящена вопросам структурной теории прочности, в частности расчету влияния легирующих элементов в аустенитных сталях и сплавах на уровень твердорастворного упрочнения, которое является одним из основных механизмов упрочнения наряду с дислокационным упрочнением, зернограничным, субзеренным и дисперсионным. Прогнозирование уровня упрочнения в зависимости от основных упрочняющих факторов на основе расчетных моделей позволяет связать структуру материала с пределом текучести и вязкости разрушения как основными показателями конструкционной прочности изделия, а также максимально реализовывать основные механизмы упрочнения для разработки новых эффективных технологий создания материалов с заданными свойствами.

Выполнено исследование физических особенностей обтекания и характеристик пространственного нерегулируемого воздухозаборника внешнего сжатия с овальным входом. На основе численного интегрирования системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье—Стокса с моделью турбулентности SST проведено расчётное исследование обтекания изолированного варианта воздухозаборника с овальным входом как при отсутствии системы управления пограничным слоем, так и при её наличии. Установлено, что применение системы управления пограничным слоем обеспечивает существенное повышение характеристик воздухозаборника по сравнению с исходным вариантом без управления пограничным слоем. На основе полученных расчётных данных выявлен положительный эффект снижения суммарных потерь полного давления воздухозаборника за счёт сжатия части потока в косых скачках Х — ножки замыкающего скачка, опирающейся на элемент системы управления пограничным слоем — перфорированный участок внутренней поверхности входа воздухозаборника. Показано, что обнаруженный эффект наблюдается также при обтекании пространственного нерегулируемого трапециевидного воздухозаборника с системой управления пограничным слоем. Для сравнения приведены некоторые результаты расчётного и экспериментального исследований трапециевидного воздухозаборника.

Предложен новый метод уменьшения влияния стенок рабочей части аэродинамической трубы — струйно-перфорированные границы, которые представляют собой комбинацию перфорированных панелей и управляемого пограничного слоя. Исследование данной концепции проводилось с использованием классической тестовой модели профиля МАСА-0012 в трансзвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-112. Для получения характеристик модели при обтекании безграничным потоком проведено численное моделирование. Анализ результатов позволил сделать ряд принципиальных выводов о возможности уменьшения влияния стенок и выбрать комбинации параметров струйно-перфорированных границ, при которых индукция границ минимальна.

Работа посвящена экспериментальному исследованию адаптивной механизации крыла транспортного самолета на взлетно-посадочном режиме. Испытания модели самолета проведены в дозвуковой аэродинамической трубе при скорости потока V = 40 м/с, соответствующей значению числа Рейнольдса Re = 0.89105, на механических шестикомпонентных весах в диапазоне углов атаки α = −6 ÷ 24° при нулевом угле скольжения. Дано сравнение основных аэродинамических характеристик модели с механизированным крылом с отклонением и без отклонения адаптивного элемента (АЭ) для различных конфигурации закрылков. Показано, что использование АЭ совместно с однощелевым выдвижным закрылком позволяет получить высокие несущие характеристики, близкие к более сложной двухщелевой механизации, при меньшем сопротивлении. Описаны особенности обтекания

Работа посвящена проведению исследований по статической калибровке вращающихся тензометрических весов для измерения шести компонентов полной аэродинамической силы и моментов сил, действующих на винт летательного аппарата во время эксперимента в аэродинамических трубах. Выполнен анализ различных математических моделей тензовесов, получены формулы преобразования сигналов измерительных тензомостов в значения силы и моментов сил в статическом режиме калибровки, а также определена погрешность измерения по каждому компоненту. Проведено сравнение полученных результатов с расчётными значениями сигналов и взаимовлияниями компонентов тензовесов. Полученные результаты позволяют разработать методику и рекомендации для статической калибровки вращающихся тензометрических весов для измерения характеристик винтов летательных аппаратов и могут быть учтены при разработке новых конструкционных схем.

Проводится комплексная оценка рациональных параметров и программы развития космического аппарата (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) в рассматриваемый период с учетом технико-экономических ограничений. Решается задача оценки рациональных параметров программы модернизации космической системы (КС) ДЗЗ. Особенностью задачи является то, что определено начальное состояние — базовый объект (КА ДЗЗ). Предложена методика комплексной оценки рациональных параметров и программы развития КА, в основе которой многоуровневое управление разработкой, модели многоуровневого проектного исследования и статистический метод многоуровневой согласованной оптимизации. Методика включает поэтапное решение комплексной оценки рациональных параметров КА в составе КС ДЗЗ в рассматриваемый период. На первом этапе решается задача оценки параметров программы модернизации КС ДЗЗ, на втором — задача оценки рациональных параметров модификаций КА с учётом проектно-конструкторских решений (ПКР) подсистем аппарата. Разработан алгоритм комплексной оценки рациональных параметров и программы развития КА ДЗЗ, приведены основные соотношения проектных моделей. Особенностью проектного анализа программы развития КА в рассматриваемый период является комплексный характер исследований. При этом одновременно определяются рациональная структура системы и проектные параметры подсистем (модификаций КА), а также программа модернизации системы — число и сроки проведения модернизаций в рассматриваемый период. Разработанный методический аппарат позволяет учесть динамику функциональных связей и получить необходимые количественные оценки при выборе рациональных проектных решений КА и их модификаций при модернизации КС ДЗЗ в рассматриваемый период.

Целью данной работы является экспериментальное исследование ударостойкости интегральных панелей из углепластика. Изучен характер ударных повреждений в зоне соединения обшивки и стрингера при воздействии различной энергии удара. Проведена оценка влияния этих повреждений на остаточную несущую способность панелей. Оценено влияние на ударостойкость панелей добавления дополнительных слоев полиэтиленпластика, обладающего более высокими энергопоглощающими свойствами.

Волноводные тракты являются неотъемлемыми узлами СВЧ-устройств в космической технике и, помимо заданных радиотехнических параметров, требуют обеспечения их динамического состояния с учетом нагрева. Одними из важнейших параметров, определяющих динамическое поведение протяженной конструкции волновода при совместном воздействии вынужденных колебаний и нагреве, являются значения первой собственной частоты колебаний и критическая температура потери устойчивости. В данной статье рассмотрены вопросы управления первой собственной частотой колебаний и критической температурой применительно к прямолинейным волноводным трактам космических аппаратов с помощью разработанной методики обоснованного выбора расстановки опор. Предложены методики решения прямой и обратной задачи, позволяющие как определять первую собственную частоту колебаний и критическую температуру при заданных закреплениях, так и выбирать схему расстановки опор, которые обеспечат эти параметры динамического состояния волновода. По разработанным методикам выполнен расчет прямолинейного волноводного тракта и сделаны сравнительные численные расчеты в пакете прикладных программ (ППП) Ansys для стержневой и оболочечной моделей, которые показали хорошую сходимость результатов. Разработанные методики имеют общий характер и могут быть использованы как при проверочном расчете, так и при проектировании любых прямолинейных стержневых конструкций для управления их динамическим состоянием посредством расстановки опор.

В работе использовалась методика моделирования движения голономной системы твёрдых тел на основе уравнений Лагранжа первого рода для моделирования процесса обжатия опоры шасси магистрального самолёта при посадке. Разработана математическая модель опоры шасси. Результаты расчёта на работоёмкость сопоставлены с результатами копровых испытаний опоры шасси, проведённых в ФГУП «СибНИА им. С.А. Чаплыгина». Была подтверждена высокая точность аналитических расчётов, полученных с использованием модели.

Рассматривается одна из актуальных задач — увеличение теплоизоляционных характеристик летательных аппаратов, эксплуатируемых в экстремальных температурах. Исследуется теплообмен построенной многослойной конструкции, которая должна отвечать высоким показателям теплоизоляции в условии полета, где возникают предельно высокие температуры. По результатам теоретического исследования теплопроводности многослойной конструкции были получены высокие показатели ее теплоизоляции и проведено ее сравнение с теплоизоляцией аналогов.

Эксплуатационные повреждения рассматриваются в виде забоин на входной кромке лопаток компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД) типа РД-33 как результат воздействия на лопатки КНД посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы и птиц, находящихся в воздушном пространстве на траектории воздушного судна. Методика численного моделирования эксплуатационных повреждений КНД ТРД построена на основе CFD-код NUMECA Fine/Turbo и анализе данных трёхмерного течения потока воздуха в поврежденном компрессоре. Применение разработанной методики моделирования эксплуатационных повреждений ТРД позволяет: уточнить закономерность влияния различных видов эксплуатационных повреждений лопаток КНД на характеристики поврежденного компрессора как лопаточной машины; оценить надежность ТРД; выявить опасные режимы работы поврежденного двигателя; определить ресурс поврежденной лопатки; оценить степень снижения запаса газодинамической устойчивости поврежденного КНД при работе в системе двигателя.

Рассматривается возможность использования ритмограммы и скаттерограммы для оценки технического состояния механических систем, в частности подшипников опор роторов газотурбинного двигателя. Построение ритмограммы и скаттерограммы осуществляется на основе разработанного метода обработки квазипериодических импульсных сигналов. В свою очередь, метод базируется на принципах корреляционной обработки, теории вейвлет-преобразования и преобразовании Эрмита. Приводятся результаты анализа ритмограмм и скаттерограмм, на основе которых дается заключение о техническом состоянии функционирования подшипников.

Разработана методика определения приведенной величины аэродинамической силы как поправки к приведенной силе от тяги двигателя, измеренной с помощью стендовой силоизмерительной системы, в (закрытом) боксе испытательного стенда по результатам сравнения результатов стендовых испытаний турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) большой степени двухконтурности с раздельными контурами при двух компоновках входного стендового лемнискатного устройства.

Предложены методика проведения градуировки и форма представления величины приведенной аэродинамической силы как поправки к силе от тяги ТРДД для уточнения величины стендовой тяги при проведении приемо-сдаточных испытаний серийных двигателей выбранного типа.

Даны оценки погрешности определения величины аэродинамической силы.

Представлена модель рабочего тела газотурбинных двигателей, позволяющая учитывать зависимость термодинамических свойств и газодинамических функций от температуры и состава рабочего тела. Метод имеет широкий спектр применений и может быть использован для создания эффективных алгоритмов расчета рабочего процесса газотурбинного двигателя.

Рассматривается задача исследования влияния пылевого воздействия на раскрываемые элементы конструкций космического аппарата «ЭкзоМарс». Рассмотрена методология испытаний на воздействие пыли. Представлены результаты испытаний, произведена оценка пылевого воздействия, и определено время раскрытия элементов конструкций ло и после воздействия пыли.

Представлены алгоритмы определения начального вектора состояния малогабаритного летательного аппарата по измерениям, полученным на баллистических трассах типа БТ СМЗ. Работоспособность данных алгоритмов проиллюстрирована решением численного примера, имитирующего экспериментальные данные. Доказано, что наиболее эффективно восстановление траектории методом наименьших квадратов с использованием аппроксимирующего полинома 2-го порядка. Кроме алгоритмов нахождения начального вектора состояния, в статье предложена тривиальная методика отбраковки единичных аномальных измерений, а также приведено теоретическое обоснование результатов натурного эксперимента и обозначены требования к проведению исследований на баллистической трассе с использованием рам-мишеней. Помимо прочего, в работе представлены основные характеристики баллистической трассы кафедры «Динамика и управление полётом ракет и космических аппаратов» МГТУ им. Н.Э. Баумана.

Выполнены анализ и определение характерных черт дозаправки в полете как задачи высокоточного пилотирования. Оценка статистических характеристик процесса пилотирования базируется на экспериментальных данных, полученных в реальных и полунатурных экспериментах на пилотажном стенде (ПС) с использованием различных динамических конфигураций. В основе состава динамических конфигураций лежат широко известная база данных Нила—Смита, а также некоторые конфигурации, полученные по результатам идентификации при выполнении лётных экспериментов на самолетах РФ. В качестве летчиков-экспертов привлекались профессиональные летчики-испытатели. Получены статистические связи между пилотажными оценками летчиков-экспертов, точностными и вероятностными характеристиками этапа контактирования при дозаправке топливом в полете.

Циклонные системы для охлаждения входной кромки являются эффективным способом интенсификации теплообмена, обеспечивающим низкие потери давления в каналах охлаждения, минимально возможный расход охладителя. Проведены исследования тепловых и гидравлических характеристик закрытого циклона в обеспечение создания сопловой лопатки высокотемпературной турбины с конвективным охлаждением входной кромки. Диаметр подводящих отверстий изменялся в диапазоне от 1 до 2 мм, диаметр отводящих отверстий — от 2 до 3 мм, диаметр циклонной камеры равнялся 6,2 мм. Показано, что увеличение площади подводящих и отводящих отверстий в циклонную камеру изменяет профиль распределения коэффициентов теплоотдачи. Были рассчитаны локальные коэффициенты теплоотдачи и построены критериальные уравнения зависимости числа Нуссельта в циклонных камерах от их геометрических и режимных параметров.

Рассказывается о значении систем управления движением в режиме реального времени для обеспечения глобальной конкурентоспособности и технологической безопасности страны в условиях реализации четвертой промышленной революции. Рассмотрены актуальные задачи повышения производительности вычислений, которые могут быть решены за счет совершенствования архитектуры вычислительных машин: уменьшения объема потока обрабатываемых данных, увеличения скорости передачи данных между элементами вычислительной машины, устранения очередей при одновременном обращении к одной памяти нескольких вычислительных устройств. На основе анализа возможных путей решения поставленных задач предлагается концептуальная модель системы управления движением промышленным роботом. В системе, построенной согласно предлагаемой концептуальной модели, задача уменьшения объема обрабатываемого потока данных решается за счет использования дополнительных вычислительных модулей — сопроцессоров и ускорителей, выполняющих параллельные вычисления. При этом основная часть вычислений осуществляется без управления из ядра системы. Для описания работы системы управления движением промышленного робота, построенной в соответствии с данной концептуальной моделью, выбирается акторная инструментальная модель, обеспечивающая эмуляцию параллельных вычислений и взаимодействия функциональных модулей.

Рассматриваются проблема оценки адгезии газотермических покрытий, в частности полученных плазменным напылением частиц на поверхность детали, и этапы ее решения. В качестве первого этапа для последующего формирования плазменного покрытия было проведено численное моделирование процессов нагрева, ускорения, переноса напыляемого материала в виде модельной частицы алюминия, а также её ударного взаимодействия с поверхностью, имеющей предварительно полученный микрорельеф. Кроме того, при разных технологических режимах напыления были получены различные формы провзаимодействовавших с поверхностью частиц и определены удельные площади контактирования.

Кратко проанализированы основные методы оценки уровня качества продукции, выявлены их недостатки. Изложен новый подход, позволяющий оценивать уровень качества образцов авиационной техники военного назначения. Данный подход позволяет комплексно оценивать показатели качества образцов авиационной техники военного назначения, приводить их к результирующему, выраженному в цифровой форме показателю, а также учитывать внешние факторы.

В этом году исполняется 100 лет со дня рождения Бориса Викторовича Овсянникова (1921-2007), доктора технических наук, профессора Московского авиационного института, долгое время заведовавшего кафедрой 202, одного из основателей школы высокооборотных насосов и турбонасосных агрегатов ЖРД, воспитавшего целую плеяду учеников, автора учебника по жидкостным ракетным двигателям, получившего мировое признание. Кафедра 202 совместно с коллегами из других университетов и отраслевых организаций 13 мая 2021 года провела Всероссийский научно-технический семинар «Лопаточные насосы и турбонасосные агрегаты», посвященный юбилею Бориса Викторовича. Содержанием семинара стали воспоминания коллег и родных о Б.В. Овсянникове, современная научно-техническая информация по актуальным проблемам лопаточных насосов, а также THA ЖРД. В семинаре участвовали коллеги из HПO «Энергомаш», ГНЦ «Центр Келдыша», «ОКБ «Кристалл», Петербургского Политехнического университета им. Петра Великого, СибГУ им. М.Ф. Решетнева и др. На основе ряда докладов составлена данная подборка статей.

Повышение всасывающей способности высокобортных лопаточных насосов является актуальной задачей в развитии современных питательных систем жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). В свете новых задач по созданию ЖРД многократного использования на передний план выходят проблемы снижения пульсаций давления, вибрации и динамических нагрузок, действующих на элементы проточной части насоса, а также уменьшение повреждений, которые вызваны кавитационной эрозией. Насосы при увеличении кавитационного качества могут работать при большей частоте вращения, а при заданной частоте вращения – с меньшими кавитационными запасами, то есть при пониженном давлении на входе. Для повышения антикавитационных качеств насосов обычно применяется предвключенный шнек. В данном случае в качестве предвключенного устройства рассматривается осевихревая ступень (ОВС), которая, как показывают эксперименты, может увеличить допустимый кавитационный запас по срыву, улучшить условия регулирования насоса, а также снизить пульсации давления и кавитационный износ.

Рассматривается задача диагностирования контура автомата разгрузки и стояночного уплотнения турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Предлагается для корректного замыкания системы уравнений контура интегрировать его частную математическую модель в полную математическую модель ЖРД. Введено определение диагностической модели ЖРД. Определены параметры сопряжения контура с параметрами математической модели двигателя. Приведён пример обнаружения и локализации неисправности, возникшей при огневом испытании. Достоверность принятия решения о нормальном или ненормальном функционирование двигателя и локализации неисправности обеспечивается за счет применения многоэтапного контроля, включающего метод контроля характеристик конструкции и метод структурного исключения.

Рассмотрено влияние бесконтактных уплотнений на экономичность насоса жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на режимах регулирования. Показано, что при создании насосов турбонасосных агрегатов (THA) ЖРД нельзя рассматривать зазор в уплотнении как величину постоянную, независимо от режима работы. Приведены зависимости, позволяющие на начальном этапе проектирования оценить величину зазора в уплотнении. В процессе создания насосов должны быть оценены величины не только рабочих зазоров, определяющих расход через уплотнение, но и величины минимальных гарантированных зазоров, обеспечивающих бесконтактную работу уплотнения. Показано, что анализ влияния уплотнений на характеристики и работоспособность насо сов необходим уже на ранних стадиях проектирования.

Предлагается метод контроля текущего состояния жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на стационарных и переходных режимах стендового огневого испытания. Предполагается, что неисправность ЖРД является одной из возможных причин изменения статистических характеристик телеметрии, полученных до момента возникновения неисправности. В методе использован алгоритм статистического анализа с использованием критерия Стьюдента. Контроль текущего состояния двигателя на основе данного метода осуществляется в режиме непрерывного сканирования телеметрии медленно меняющихся параметров и обеспечивает оперативное принятие решения о прекращении испытания неисправного двигателя. Метод не требует предварительных оценок границ критериев нормальной работы контролируемого ЖРД и адаптивен к режимам его работы в широких диапазонах изменения тяги и соотношения компонентов топлива.

Рассмотрены вопросы, связанные с исследованием дополнительной возможности повышения качества мощных энергодвигательных установок. Цель исследования – постановка задачи прогноза высокочастотной неустойчивости таких установок на примере турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, определение параметров неустойчивости в этом узле и требуемого соотношения параметров турбулентного газового поля, а также формализация условия авто­матического контроля вибраций цифровыми методами многоступенчатого дискретного преобразования Фурье без выполнения аппаратно затратных операций умножения. Определены параметры неустойчивости и требуемое соотношение параметров турбулентного газового поля. Описаны принципы диагностики вибраций жидкостных ракетных двигателей на примере турбонасосного агрегата цифровыми методами многоступенчатого дискретного преобразования Фурье. Приведены формулы этого преобразования разностными цифровыми фильтрами.

Представлены малоизвестные факты истории создания первого в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) турбонасосного агрегата, благодаря которому, после его совершенствования специалистами советской школы, были обеспечены большая дальность полета ракеты-носителя и прорыв в космическое пространство.

Статья посвящена Овсянникову Борису Викторовичу – крупному ученому, доктору технических наук, профессору, заслуженному деятелю науки, автору учебников по теории и расчёту турбонасосных агрегатов ЖРД. Столетие со дня рождения Бориса Викторовича отмечается 13 мая 2021 года.

Благодаря его учебникам и лекциям было подготовлено много ученых, конструкторов и расчетчиков, создавших уникальные изделия ракетно-космической техники, которые обеспечили ракетно-ядерный щит нашей страны и приоритет в освоении космического пространства.

Проведен анализ существующих стендов и методик испытания газосепараторов установок погружных электроцентробежных насосов для добычи нефти. Представлена новая методика и пневмогидравлическая схема стенда для испытаний газосепараторов (ГС) с подачей газожидкостной смеси непосредственно на вход в газосепаратор, с автоматическим поддержанием перепада давления между входом и областью газоотводящих отверстий. Показаны методологические принципы стендовых испытаний ГС для определения эффективности отделения свободного газа.

На основе анализа инженерных математических моделей рассматриваются вопросы наполняемости и определения критериев наполняемости купола (крыла) двухоболочкового планирующего парашюта, что непосредственно связанно с такими важными параметрами и характеристиками, как аэродинамическая нагрузка на парашют, прочность парашюта, путь наполнения, потеря высоты при наполнении, стабильность геометрии крыла.

Рассматривается задача среднесрочного прогнозирования рациональных характеристик перспективного космического аппарата (КА) дистанционного зондирования Земли (пространственного разрешения съемочной аппаратуры, массы и стоимости создания КА). Предложен метод решения задачи, использующий экстраполяционные методы на основе обработки статистических данных по прототипам изделий. Прогнозирование осуществляется экстраполяцией на будущее закономерностей, выявленных в процессе исследования характеристик до настоящего момента. Для реализации данного метода разработан алгоритм поиска, включающий блоки исходных данных, экстраполяционного прогнозирования и оценки характеристик космического аппарата, приведены результаты расчета его технико-экономических характеристик при среднесрочном прогнозировании.

Таким образом, предложенный метод позволяет прогнозировать технико-экономические характеристики перспективных модификаций космического аппарата дистанционного зондирования Земли на 7 – 10 лет и обеспечить необходимую точность исследований.

Разработаны тепловые математические модели с распределенными и сосредоточенными параметрами малого космического аппарата (МКА) серии «АИСТ». Проведена верификация моделей на основе телеметрических данных, полученных в ходе экспериментальной эксплуатации аппарата. На основе представленных тепловых математических моделей разработана методика проектирования систем обеспечения теплового режима МКА. Расчет математической модели теплового состояния МКА с распределенными параметрами произведен с помощью модуля Simcenter 3D Space Systems Thermal специализированного программного обеспечения Siemens NX. Расчет математической модели теплового состояния МКА на основе дифференциальных уравнений с сосредоточенными параметрами произведен с помощью программного пакета Matlab в среде динамического междисциплинарного моделирования сложных технических систем Simulink. Разработанная методика тепловой математической модели применена при создании расчетной математической модели теплового состояния перспективного МКА для задач экологического мониторинга.

Коротко рассмотрена возможность усовершенствования характеристик турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой (ТРДДФ) с помощью инжекции воды во входное устройство. Также оценена вероятность внедрения данной силовой установки в транспортно-космическую систему вместо первой ступени при скоростях полета до 6 М. Выполнен экспертный анализ существующих исследовательских решений. Описаны и разъяснены итоги расчета необходимого количества воды, применяемой для охлаждения. Реализация данной технологии решает проблемы транспортировки грузов на международную космическую станцию (МКС), в перспективе существует возможность создания пассажирского летательного аппарата с огромными скоростями полета.

Рассматриваются вопросы использования технологий цифрового двойника (ЦД) в рамках реализации продуктовых программ и совершенствования технологий проектирования при разработке газотурбинных двигателей (ГТД). Особое внимание уделено большому опыту использования методов численного моделирования и высокопроизводительных вычислений при создании современной и конкурентоспособной продукции предприятиями ОДК. Обозначены некоторые проблемные вопросы, и намечены пути их решения.

Приведены результаты экспериментальных исследований затопленной закрученной струи с различной интенсивностью крутки для разных типов лопаточных завихрителей. Основные исследования при этом были направлены на определение смешения закрученного потока с внешней средой. Показан вывод уравнения аналитической зависимости для определения коэффициента смешения закрученного потока с окружающей средой на основе коэффициента турбулентной диффузии. Экспериментальные данные сопоставляются с полученными аналитическими решениями для профилированных и плоских лопаток завихрителей. Обосновываются полученные результаты с точки зрения гидравлических потерь для разных типов лопаток завихрителя.

Рассмотрены пять схем газотурбинных трехконтурных двигателей с изменяемым рабочим процессом. Сформированы три компьютерные модели расчета трехконтурных двигателей в САЕ-системе «Астра», которая охватывает весь цикл термогазодинамического проектирования газотурбинного двигателя. В качестве двигателяпрототипа взят турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель с форсажной камерой РД-33. Кроме термодинамических расчетов, проведены расчеты полетного цикла, массовых характеристик силовой установки и летательного аппарата, а также критериев эффективности. Варьируя значения степени двухконтурности и трехконтурности, получили значения суммарной массы силовой установки и топлива, потребного для полета на заданную дальность М_су+т, и затрат топлива в килограммах на 1 тоннокилометр перевезенного груза Ст.км^.

В итоге сделан вывод о том, что наиболее рациональное и выгодное соотношение параметров эффективности у трехконтурного газотурбинного двигателя переменного рабочего цикла FLADE VCE. Получившиеся параметры превосходят значения критерия эффективности двигателя-прототипа на 13%. Данные параметры могут быть использованы для структурно-параметрической оптимизации параметров с целью снижения затрат топлива и увеличения эффективности двигателей со сложным циклом, предназначенных для военной авиации, на крейсерском участке полёта.

Приводится описание разработанного авторами метода, который позволяет по известным вероятностным распределениям неопределенных исходных данных с помощью математической модели двигателя определять стохастическое распределение выходных параметров. Было установлено, что количество обращений к математической модели таково, что расчет с учетом семи-восьми неопределенных переменных даже при использовании простых математических моделей занимает огромное время. По этой причине был разработан способ получения достоверных стохастических результатов с уменьшенным числом учитываемых неопределенных исходных данных на основе анализа чувствительности. Полученные в расчете стохастические результаты были сопоставлены с данными эксперимента. Было показано, что разница между стохастическими результатами расчета и эксперимента представляет собой колокол рассеивания (бивариантное распределение) и может быть описан четырьмя числовыми критериями.

Интеграция беспилотных летательных аппаратов в работу современных инфраструктурных систем является одной из наиболее важных задач в современной транспортной отрасли. Такая интеграция требует решения целого комплекса проблем, в том числе технологических, управленческих, правовых и т.д. В числе прочих особо можно выделить проблему безопасности движения, именно нерешенная проблема безопасности движения беспилотных летательных аппаратов является причиной ряда ограничений на их применение. В настоящей статье, авторами предложена система курсовой устойчивости, позволяющая предотвратить выход беспилотного летательного аппарата с подвижным крылом (мультикоптера) из границ предоставленного для его передвижения воздушного коридора, что снижает риск возникновения аварийных ситуаций с его участием. Система решает задачу обеспечения безопасности движения мультикоптеров, работающих по заранее заданным маршрутам, например в системах мониторинга технологических процессов, системах доставки товаров, системах объектового видеонаблюдения и т.д. Технологические элементы предложенной системы имеют небольшие габариты и не требуют электропитания, что максимально упрощает их внедрение в существующую инфраструктуру. Предложенная система может представлять интерес для крупных сетевых ритейлеров с целью применения в таких приложениях, как доставка товаров, работающих по схеме «центральный логистический центр → точки выдачи товара в городе». Система может быть применена в мониторинге промышленных объектов, предусматривающих движение беспилотных летательных аппаратов по определенным маршрутам над территорией предприятия с установленным на них дополнительным оборудованием, таким, как сканеры, тепловизоры, видеокамеры, датчики определения выбросов и т.д. с целью контроля технологических процессов предприятия. Дополнительное направление применения предложенной системы – это обеспечение безопасности взаимодействия мультикоптеров и воздушных судов в зоне аэропорта, в настоящий момент закрытой для их полетов. Система позволяет обеспечить передвижение мультикоптера строго в заданном воздушном коридоре, что решает задачу разведения в воздушном пространстве задействованных мультикоптеров и других участников воздушного движения.

Исследуется в постановочном плане задача совершенствования системы обеспечения авиационной безопасности аэропорта на основе комплексирования технических средств защиты аэропорта и средств управления воздушным движением. Основная идея состоит в том, что средства управления воздушным движением на современном этапе их развития обладают серьезными научно-техническими возможностями обнаружения и сопровождения соответствующих объектов, что далеко не всегда присуще средствам обеспечения авиационной безопасности в их зоне ответственности. Поэтому весьма перспективным представляется исследование вопроса о совместном использовании технических средств обеих систем.

Представлен обзор методов аддитивного производства, активно используемых при изготовлении деталей авиационных и ракетных двигателей, дана их классификация в зависимости от используемого источника энергии и формы исходного материала. Изложены преимущества аддитивных технологий по сравнению с традиционными методами формообразования деталей и изделий, рассмотрена технология изготовления заготовок деталей из жаропрочных сплавов методом прямого лазерного сплавления металлических порошков. Приведены примеры успешного использования аддитивных технологий в аэрокосмической отрасли при производстве различных деталей. Рассмотрены основные составляющие установок для прямого лазерного сплавления, влияющие на качество получаемых заготовок. Приведены параметры, влияющие на процесс прямого лазерного сплавления и на качество формообразования заготовок, а также изложены преимущества и недостатки данного процесса. Выполнен анализ дефектов, таких, как пористость, растрескивание, термические остаточные напряжения, нередко сопровождающих процесс сплавления, и определены возможные причины их появления.

Приведена оценка влияния технологических приемов исключения пор в металле шва на свойства неразъемных соединений при сборке титановых конструкций летательных аппаратов. Исследования проводились на титановых сплавах ВТ20, ВТ23 с использованием сварочных установок, применяемых в серийном производстве летательных аппаратов (УСП-5000, АДСВ-6, ГСПД-1, КЛ-144). Рассмотрено влияние различных способов сварки (электронно-лучевой, автоматической аргонодуговой, погруженным вольфрамовым электродом) на механические свойства и геометрические параметры неразъемных соединений. Установлено, что увеличение времени существования сварочной ванны способствует исключению пористости в неразъемных соединениях, но приводит к изменению геометрических параметров сварных швов и снижению прочности. Выявлено, что для улучшения качества неразъемных соединений необходимо повышение жидкотекучести сварочной ванны и уменьшение вязкости. По результатам исследования интенсификации перемешивания жидкометаллической ванны при сварке вольфрамовым погруженным электродом (СПВЭ) и электронно-лучевой сварке (ЭЛС) установлено, что наиболее перспективным способом обеспечения качества неразъемных соединений (исключение пористости, получение свойств, близких к свойствам основного металла) является применение осцилляции электронного луча при электронно-лучевой сварке или применение колебательных движений электрода при автоматической аргонодуговой сварке.

Работа посвящена численному исследованию интерференции двухлопастного тянущего воздушного винта (ВВ) и прямого крыла сверхбольшого удлинения самолета на солнечных батареях в неоднородном потоке. Расчеты проведены по программе, основанной на осредненных по Рейнольдсу уравнениях Навье—Стокса при скорости потока V = 25 и 50 м/с. Рассмотрено влияние установки в концевом сечении крыла ВВ с диаметрами 0.22 м и 0.33 м на крейсерские аэродинамические характеристики самолета. Дано сравнение коэффициентов подъемной силы крыла и момента тангажа самолета без установленных ВВ с экспериментальными данными. Представлена пространственная картина течения вблизи крыла и приведено распределение давления на крыле при взаимодействии со струями возмущенного потока от тянущего ВВ. Показано, что с увеличением диаметра ВВ возрастает его влияние на распределение давления по поверхности крыла, вследствие чего в сечениях за ВВ происходит локальное падение подъемной силы крыла.

Рассмотрена проблема шума на местности винтовых беспилотных воздушных судов специального и гражданского назначения. Предложен новый подход к оценке шума на местности винтовых беспилотных воздушных судов и разработана методика расчетной оценки границ их слышимости. Представлен пример расчетной оценки координат границ зоны акустической заметности для винтового беспилотного воздушного судна самолетного типа с поршневым двигателем. Рассмотрена классификация беспилотных воздушных судов взлетной массой до 600 кг.

Экологические требования, такие как ограничения шума на местности и выбросов, будут играть все возрастающую роль в будущем гражданской авиации. Возможности снижения шума в современных компоновках ограничены, так что вероятно потребуется переход на радикально новые схемы, чтобы удовлетворить целям, декларируемым NASA, ACARE, Минпромторгом России и другими организациями, для самолётов следующих поколений.

Шум двигателей является одним из главных факторов общего шума самолёта. Хотя современный тренд по увеличению степени двухконтурности ТРДД сам по себе ведёт к уменьшению шума, возможности размещения больших двигателей под крылом лимитированы. Верхнее расположение двигателей может помочь снять эту проблему и дополнительно снижает шум на местности за счёт эффекта экранирования. ЦАГИ с целью накопления научно-технического задела проводит систематические исследования «тихих» компоновок с экранированием шума двигателей крылом и другими элементами планера. Рассматривались различные компоновки с разными вариантами размещения двигателей и различной архитектурой силовой установки. Описание особенностей аэродинамики каждой из схем наряду с деталями процедуры аэродинамического проектирования дано в этой статье. Приведены некоторые экспериментальные результаты.

Рассматриваются особенности формирования облика транспортного вертолета одновинтовой схемы, выполняющего двухэтапную транспортную операцию в условиях Крайнего севера. Описаны математические модели весового и аэродинамического расчета вертолета. На примере тяжелого вертолета показана возможность выполнения характерных для данного региона транспортных операций. Исследовано влияние диаметра несущего винта на технические критерии эффективности вертолета, облик которого сформирован под заданную операцию.

Работа посвящена исследованию перспективной схемы вращающихся тензометрических весов для измерения шести компонентов полной аэродинамической силы и момента, воздействующих на рулевой винт вертолёта. Определены ключевые зависимости компонентов друг от друга, выходные значения сигнальных напряжений с тензометрических мостов по каждому компоненту при заданных диапазонах предполагаемых нагрузок, а также тип и место наклейки тензометрических датчиков. Полученные результаты позволят разработать многокомпонентные вращающиеся тензометрические весы для исследования влияния на технические характеристики систем и конструктивное выполнение корпуса летательного аппарата (ЛА) газо- и гидродинамических процессов в проектируемой конструкции вертолёта для различных диапазонов измеряемых нагрузок.

Учет рисков создания авиационного комплекса (АК) является необходимым элементом при сравнении вариантов АК, а также при оценке реализации программы в целом. Как правило, на предварительном этапе проектирования рассматриваются несколько вариантов АК с различными вариантами объемно-весовой и аэродинамической компоновки, аэродинамической схемы, силовой установки. Каждому варианту АК свойственны свои прогнозируемые отклонения факторов риска, которые приводят к соответствующим отклонениям летно-технических характеристик, при этом необходимо количественно оценить риск невыполнения тактико-технического задания в части летно-технических характеристик. Описанный в статье подход позволяет комплексно сравнивать варианты АК на начальных этапах проектирования.

Рассматривается метод принятия конструкторского решения по проектированию системы пассивного охлаждения бортового комплекса космического аппарата на основе анализа схем и особенностей теплового расчета системы терморегулирования обсерватории «Миллиметрон». Система охлаждения предназначена для поддержания на рефлекторе обсерватории требуемой рабочей температуры 4,5 К. Ввиду таких низких значений температур данная задача является сложной и требует качественно проработанного проектного решения. При проектировании системы пассивного терморегулирования использованы методы математического моделирования и расчета характеристик системы охлаждения.

В целях обеспечения оптимальных параметров теплового состояния разработана математическая теплофизическая модель, необходимая для инженерных расчетов лучистого и кондуктивного теплообмена между конструкцией пассивных экранов, конструкцией криоэкрана и рефлектором (главным зеркалом).

В настоящее время в поисках многофункциональных заполнителей трёхслойных конструкций авиакосмического назначения разработано большое разнообразие пространственно-ферменных структур, в том числе пирамидальных и Х-образных ферменных заполнителей. В данной работе механические характеристики при сжатии Х-образных и пирамидальных ферменных заполнителей сравниваются аналитическим и экспериментальным способами. Результаты проведённых экспериментов хорошо согласуются с результатами расчетов. Полученные результаты показывают, что при одинаковых относительных плотностях заполнителей и одинаковых углах наклона стержней заполнителей обобщённое критическое напряжение при сжатии Х-образного ферменного заполнителя не меньше обобщённого критического напряжения при сжатии пирамидального ферменного заполнителя, однако при вышеуказанных условиях их обобщённые жёсткости при сжатии всегда одинаковые.

Представлен метод расчета аэродинамической нагрузки, действующей на планирующий парашют в процессе его раскрытия, и перегрузки, действующей на объект десантирования. Приведены расчетные зависимости, которые можно использовать при количественной оценке этих параметров. Средняя эксплуатационная (аэродинамическая) нагрузка и верхняя доверительная граница аэродинамической нагрузки, действующей на планирующий парашют в процессе его раскрытия, являются основными исходными параметрами при расчете планирующих парашютов на прочность.

Представлены результаты численного моделирования процесса заполнения подушек безопасности газом. Получены зависимости массового расхода от температуры, которые должен обеспечить источник заполнения подушки с заданным начальным давлением и объемом. По результатам конечно-элементного анализа определено время, за которое подушка безопасности заполняется газом до заданного давления. Выполнен сравнительный анализ нагружения вертолета в процессе посадки с внешними подушками и без них с учетом упругопластического деформирования фюзеляжа. На основании результатов выполненных расчетов и статистических данных об аварийных инцидентах с вертолетами, выполнен анализ преимуществ и недостатков применения системы внешних подушек безопасности.

Современными методами вычислительной гидродинамики проведены исследования влияния интенсивности закрученного потока на входе в сопло на коэффициент расхода в зависимости от геометрических параметров входного участка. Рассмотрены не утопленные в камеру сгорания сопла ракетного двигателя с разным исполнением днищ. Влияние закрученного потока исследовалось в диапазоне числа закрутки Хигера—Бэра от 0 до 0,4. Показано влияние контура входной части сопла, и определены границы снижения коэффициента расхода. Выявлен геометрический параметр входного участка сопел, определяющий влияние интенсивности закрутки потока на коэффициент расхода. Представлены характерные изменения профиля скорости в зависимости от интенсивности закрутки и контура входного участка сопла. Проведены параметрические исследования влияния закрутки потока при постоянном значении расходного комплекса. Представлены зависимости влияния неравномерного распределения закрутки потока на коэффициент расхода.

Для довыведения на целевые орбиты микро- и наноспутников, поддержания их параметров, а также последующего сведения с орбиты необходимы эффективные малогабаритные двигательные установки коррекции. Статья посвящена разработке газовой двигательной установки коррекции для наноспутников формата CubeSat на основе газового двигателя малой тяги. В качестве рабочего газа предлагается использовать сжатый азот начальным давлением 39,2 МПа (400 кгс/см²). В статье приведены: обоснование выбора сжатого азота в качестве рабочего газа; технический облик разработанной двигательной установки; результаты разработки и автономных испытаний газового двигателя малой тяги, клапана пускового на основе запорного элемента из материала с эффектом памяти формы, клапана управляющего высокого давления и малогабаритного заправочного устройства, являющихся основными составными частями установки. Согласно оценке по результатам расчётов и испытаний, разработанная конструкция двигательной установки на сжатом азоте должна обеспечивать суммарный импульс 65 Н·с с тягой от 98 до 196 мН, при этом общие размеры установки не превышают формат CubeSat 1,5U, а общая масса — не более 2 кг.

Дано краткое описание проблемы прогноза параметров при больших числах Рейнольдса. Составлена система уравнений для ламинарного потока. Представлены профиль скорости и поле скоростей участка внутренней стенки камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), полученные по разработанной программе. Проведено качественное сравнение с результатами, полученными в программном комплексе «Ansys».

С целью оценки влияния времени запаздывания в тракте управления и типа командного сигнала на точность пилотирования летательного аппарата были проведены эксперименты на пилотажном стенде. Сравнивались два типа командного сигнала: пропорциональный усилию и пропорциональный перемещению. Варьировалось и само время запаздывания. Помимо командного сигнала, анализировались расположение и размер ручки управления самолетом (РУС). Также было учтено влияние жесткости РУС.

Представлены математическая модель динамики движения самолета, математические модели управляющих действий летчика, результаты имитационного и полунатурного моделирования, отображающие зависимости изменения параметров движения самолета при выполнении целевой задачи пилотирования, а также анализ результатов имитационного моделирования качества управления.

Статья посвящена новому методу газового азотирования, позволяющему получать качественные диффузионные слои, отвечающие требованиям эксплуатации изделий, работающих в жестких условиях резких изменений температур и больших знакопеременных нагрузок, в частности деталей авиационного назначения. Метод заключается в комбинации различных температурных режимов при изменении концентрации аммиака и воздуха в рабочей части печи. Преимуществом предлагаемого метода перед традиционным азотированием является отсутствие депассиваторов, возможность азотирования поверхностей со сложной геометрией, а также использование недорогого, но качественного отечественного оборудования для проведения процессов. Азотированные слои при этом имеют оптимальное распределение твердости по толщине, позволяющее избежать высокой хрупкости слоя и, как следствие, эксплуатационных трещин.

Заэвтектический силумин — перспективный сплав для изготовления поршней и подшипников скольжения, требующий дополнительного легирования и обработки на этапе отливки. Обработка заэвтектического силумина электронным пучком (17 кэВ, (20–50) Дж/см², 200 мкс, 3 имп., 0,3 с^-1) приводит к плавлению и последующей кристаллизации поверхностного слоя с формированием кремния глобулярной формы, что устраняет необходимость дополнительного воздействия на структуру сплава. После проведения испытаний на растяжение определен режим, приводящий к кратному увеличению пластических свойств.

Эпоксидные нанокомпозиты в виде плёнок толщиной 80–100 мкм синтезированы отверждением смеси эпоксидного олигомера ЭД-20, 4,4’- диаминодифенилметана в качестве отвердителя и наночастиц (НЧ) диоксида титана (IV) (н-TiO₂). Фазовый состав, строение и микроструктура полученных нанокомпозитов изучены методами рент-генофазового анализа (РФА), сканирующей электронной микроскопии (СЭМ), инфракрасной (ИК) спектроскопии и спектроскопии ультрафиолетовой и видимой области (УФ-вид). Методом СЭМ показано увеличение размеров наночастиц TiO₂ в процессе отверждения и их влияние на кинетику отверждения и структуру образующегося нанокомпозита TiO₂/ЭП. Исследована кинетика фотоактивности нанокомпозита TiO₂/ЭП (0.5 масс. % н-TiO₂) при УФ облучении полимерного нанокомпозита в стеклообразном состоянии.

Реверс тяги применяется в авиации достаточно давно. Однако до сих пор используемые термины, касающиеся реверса тяги, требуют уточнения ввиду неточности формулировки и понимания. В статье рассматриваются вопросы, связанные с определением реверсовооруженности самолета, оптимального значения обратной тяги и эффективности применения реверсивного устройства (РУ) на торможении самолетов. Показана методика расчета коэффициента эффективности РУ на торможении самолетов, а также методика определения значения обратной тяги, необходимой для самолетов различных заданных компоновок.

Рассмотрена проблема шума на местности легких винтовых самолетов. Представлен перечень основных работ в области аэроакустики, выполняемых при проектировании самолета разработчиком и поставщиками силовой установки. Выполнен анализ базы данных сертификационных акустических испытаний EASA. Рассмотрено влияние числа лопастей воздушного винта и глушителей шума выхлопа поршневых двигателей на уровни шума легких винтовых самолетов на местности.

Выполнен анализ альтернативной компоновки радиационного теплообменника (РТО) лунного посадочного модуля (ПМ). Имеющийся в составе существующего (на стадии производства) ПМ РТО состоит из двух частей, установлен над негерметичным приборным отсеком и ориентирован рабочими поверхностями в зенит. С помощью указанного РТО осуществляется регулируемый отвод излишков тепла из приборного отсека ПМ. Выбранные габариты и конфигурация РТО ограничивают рабочие пространства установленного на ПМ оборудования, в частности камер, антенн, навигационных приборов и манипуляторов. С помощью специально разработанной математической модели сравниваются характеристики существующего РТО и РТО в конфигурации, предлагаемой в рамках настоящей работы. Одну из частей РТО предлагается переместить в слабоосвещенную боковую зону ПМ, где изначально планировалась установка панели солнечной батареи.

Рассмотрен аналитический подход к интегрированию уравнений импульсов динамического пространственного пограничного слоя для поверхностей обтекания криволинейной формы в естественной криволинейной ортогональной системе координат с наличием поперечного градиента давления. Получены уравнения импульсов параболического типа, пригодные для решения задачи течения в радиальном секторе межлопаточного канала газовых турбин. Представлены уравнения в более общем виде, в отличие от известных частных решений. Отмечено, что при рассмотрении задачи течения с теплообменом (что наиболее актуально для межлопаточного канала неохлаждаемых газовых турбин) необходимо совместное решение полученных уравнений импульсов с интегральным соотношением уравнения энергии температурного и динамического пространственного пограничного слоя. Для рассматриваемого радиального сектора межлопаточного канала уравнения решены конечно-разностным методом. Используемый подход подтверждается верификацией результатов моделирования и визуализации донных линий тока в круговом радиальном модельном канале.

Адекватное моделирование системы охлаждения турбины имеет существенное значение при оптимизации параметров двигателя на этапе концептуального проектирования, поскольку на данном этапе закладываются параметры и характеристики, определяющие будущность проекта в целом. В данной статье приведены результаты анализа и обобщения опубликованных экспериментальных и теоретических данных по конвективному, пленочному и пористому охлаждению лопаток турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Результатом работы являются полученные обобщенные зависимости относительного потребного расхода охлаждающего воздуха по каждому типу охлаждения лопаток турбин авиационных ГТД, а также универсальная зависимость, обобщающая данные по всем типам охлаждения рабочих лопаток и сопловых аппаратов, пригодная при решении задач оптимизации параметров двигателя при проектировании. Кроме того, в работе приведены данные о зависимости количества воздуха на охлаждение дисков турбин и утечек охлаждающего воздуха от максимальной температуры газа перед турбиной, а также данные о влиянии относительного суммарного количества воздуха, охлаждающего сопловой аппарат и рабочее колесо, на снижение изоэнтропического КПД турбины.

Представлен обзор и текущий статус работ по созданию в ОКБ «Факел» перспективных плазменных двигателей сверхмалой мощности ПлаС-10 и ПлаС-10С для применения в составе малых космических аппаратов. Выполнено исследование мирового технического уровня разработок плазменных двигателей. Сформулированы основные требования, определяющие конкурентоспособность и высокий потенциал коммерциализации разрабатываемых в ОКБ «Факел» двигателей на мировом космическом рынке. Изложена краткая хронология этапов разработки, продемонстрированы экспериментальные результаты испытаний лабораторной модели двигателя. Сформулированы дальнейшие задачи по проекту.

Экспериментально решается проблема снижения выбросов вредных загрязняющих веществ на выходе из камеры сгорания. Представлено описание стендового оборудования. Рассмотрены три варианта горелок, различающихся конструкцией соплового насадка, при этом геометрия завихрителя и распылителя остается неизменной. Представлены результаты огневых испытаний трех горелок с различными сопловыми насадками. Произведено сравнение структуры пламени. Выполнена оценка параметров горелок, и выбрана горелка, имеющая минимальное значение концентрации оксидов азота и оксидов углерода в пробах продуктов сгорания. Исследовано температурное поле на выходе из отсека камеры сгорания с тремя видами горелок. Представлены результаты измерения выбросов вредных загрязняющих веществ на выходе из отсека с горелками различного конструктивного исполнения. Определена полнота сгорания. По результатам проведенных работ сделаны выводы о наиболее приемлемом для использования на двигателе варианте горелки.

Представлена система уравнений динамической и статической математических моделей регулятора расхода компонента топлива в газогенератор жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), описывающая процессы с сосредоточенными параметрами. Получены типичные настроечная и нагрузочная характеристики регулятора, амплитудно- и фазочастотные характеристики для случаев возмущений по углу привода дроссельной части регулятора и перепаду давления при реакции по расходу. Результаты могут быть использованы при проектировании регуляторов расхода и диагностике его состояния при испытаниях.

Построена математическая модель турбулентного трехмерного течения продуктов сгорания в ракетном двигателе твердого топлива (РДТТ). Полученная модель отличается от существующих включением выражения для определения коэффициентов и параметров, характеризующих средневзвешенное состояние для условий течения продуктов в РДТТ и тензоры определенно-направленных скоростей деформаций. Это позволяет выполнить более точное численное моделирование.

Настоящая работа посвящена вопросам информативности (информативной содержательности) летного эксперимента в процессах летных испытаний и вопросам принятия решений по результатам испытаний парашютных систем. В работе рассматривается ряд методов разноуровневой оценки информативной содержательности результатов летного эксперимента. На самом нижнем уровне иерархии информативная содержательность эксперимента количественно оценивается коэффициентом, равным отношению объема полученной в эксперименте информации к запланированному объему. Следующий над ним, более высокий уровень в иерархической структуре информативной содержательности летного эксперимента связан с вероятностным подходом к проблеме, т.е информативную содержательность эксперимента количественно можно также измерить вероятностью получения однозначного ответа на поставленный экспериментатором вопрос, что позволяет принять правильные решения по выбору направлений дальнейших исследований. Следующий, более высокий уровень в иерархической структуре информативной содержательности летного эксперимента связан с количественной оценкой информации так, как это делается в теории информации и кодирования, как без учета, так и с учетом влияния помех. Приведен оптимальный вариант типовой структурной схемы процесса принятия решения по результатам информативно-содержательных экспериментов.

Визуально-инструментальные наблюдения Земли из космоса (ВИН) являются одним из наиболее информативных методов дистанционного зондирования Земли, используемых в пилотируемой космонавтике. Они предназначены для наблюдения за природными и антропогенными объектами, явлениями, происходящими в космосе, атмосфере, на земной и океанической поверхности (образование циклонов и зарождение тайфунов, вулканическая активность, грозы, лесные пожары, биопродуктивные зоны в океане, процессы в верхних слоях атмосферы и пр.) [4, 5, 17]. Опыт подготовки отечественных космонавтов к выполнению ВИН свидетельствует о важности организации этого процесса на всех этапах [12].

Дозаправка самолета в ручном управлении является одним из самых сложных и напряженных режимов пилотирования для летчиков. С помощью автоматизации удается повысить вероятность успешного контакта штанги и конуса по сравнению с ручным управлением.

Рассматривается задача отыскания начальных условий старта космического аппарата, при которых суммарное время пребывания его в тени на участке выведения было бы минимальным. Предлагается модель расчета продолжительности теневых участков орбиты. В качестве математической модели управляемого движения космического аппарата под действием малой реактивной тяги приняты уравнения движения космического аппарата в оскулирующих элементах. Разработан алгоритм решения задачи поиска оптимальных начальных условий перелета. В качестве критерия оптимальности принята суммарная продолжительность пребывания космического аппарата с солнечной электроракетной двигательной установкой в тени Земли на всей траектории многовиткового перелета. В качестве оптимизируемых параметров эллиптической орбиты выбраны следующие: дата старта — аргумент перигея — долгота восходящего узла. Проведены расчеты траекторий перелета космического аппарата с высокоэллиптической на геостационарную орбиту для трех наклонений начальной орбиты, выполненных с варьированием оптимизируемых параметров. На основе результатов моделирования найдены рациональные с точки зрения сокращения времени перелета окна запуска космического аппарата и соответствующие начальные условия орбиты.

Представлены результаты исследования влияния холодного изостатического прессования образцов из высокохромистых жаропрочных сплавов, полученных методом селективного лазерного плавления металлических порошков, на размер, количество пор и структуру сплавов. В результате, применение холодного изостатического прессования способствует значительному уменьшению количества пор (~2 раза), а также размера пор в материалах, полученных по технологии селективного лазерного плавления (SLM). При использовании рассматриваемой технологии выявлено поверхностное упрочнение при комнатной температуре деформации SLM-сплава 316L.

Рассматриваются существующие способы оценки шероховатости в зависимости от режимов обработки, а также с учётом характеристик технологической среды. На основании полученных расчётов, с использованием инструментов математической статистики, была разработана методика, учитывающая вероятностный характер рассматриваемых процессов и позволяющая связать параметры, характеризующие процесс обработки, со значениями показателей качества поверхностного слоя.

Проведены экспериментальные исследования комбинированной электроэрозионной прошивки отверстий малого диаметра с наложением внешних ультразвуковых колебаний Исследования проводятся путём сравнения времени прошивки отверстий, полученных при традиционной электроэрозионной обработке без наложения ультразвуковых колебаний, и отверстий, полученных при электроэрозионной обработке с наложением ультразвуковых колебаний и с учетом зависимости от схемы подачи рабочей жидкости, входных параметров электроэрозионной и ультразвуковой установок, материала электрода-инструмента и вида обрабатываемых деталей. Проведена обработка данных на основании результатов прошивки около 1670 отверстий различных диаметров электродов из латуни и вольфрама. Сравнительный анализ традиционной электроэрозионной обработки отверстий и электроэрозионной обработки с различными схемами наложения ультразвуковых колебаний позволил найти эффективную технологию, при которой непосредственное наложение ультразвука на электрод-инструмент, а также подача рабочей жидкости поливом в зону обработки способствуют наилучшему удалению продуктов эрозии из зоны обработки и повышают производительность процесса при сохранении точности позиционирования прошиваемых отверстий. Проведена оценка шероховатости поверхности отверстий, полученных методом электроэрозионной обработки с наложением ультразвуковых колебаний на электрод-инструмент и подачей рабочей жидкости поливом в зону обработки.

Осуществлен анализ применения супергидрофобных покрытий для борьбы с обледенением летательного аппарата. Разработаны супергидрофобные покрытия для алюминиевого сплава Д16 и исследованы механизмы их противообледенительного действия. Проведены испытания эффективности предотвращения образования или удаления льда в контролируемых условиях обледенения. Дан анализ возможности применения полученных супергидрофобных покрытий на конструкциях летательного аппарата.

С целью оценки влияния некоторых параметров на эффективность комбинированной энергетической системы увеличения подъемной силы (КСУПС) были проведены расчеты профиля крыла (2D RANS) по программе, основанной на численном решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье – Стокса. Рассмотрена схематизированная КСУПС, состоящая из активного диска, моделирующего воздушный винт (ВВ), и простого поворотного закрылка с управлением пограничным слоем (УПС). Кроме основного варианта, рассмотрено влияние обдува струями ВВ на аэродинамические характеристики профиля с выдвижным щелевым закрылком, а также с системой управления циркуляцией путем тангенциального выдува струи на скругленную заднюю кромку профиля. Рассмотрено воздействие изменения диаметра и тяги винта, его положения по длине и по высоте относительно хорды профиля при различных углах отклонения закрылка и интенсивности выдува на него.

Представлены основные нормативные требования, методы и процедуры расчетно-экспериментальных оценок основных ресурсных характеристик композитных панелей крыла на этапе эскизного проектирования самолета транспортной категории. Приведен пример расчетно-экспериментальных оценок безопасного ресурса и периодичности осмотров верхней композитной панели крыла транспортного самолета из ламината углепластика AS4-PW.

Статья посвящена разработке и многодисциплинарному сравнению концепций двухдвигательного транспортного самолёта с различными типами и компоновкой силовой установки. Рассмотрены четыре технических концепции самолёта при одинаковом уровне технического совершенства. Показано, что наиболее эффективнымпроектным решением для самолётов рассмотренного класса является интеграция планера и двигателей, размещённых в центроплане крыла.

Проводится сравнительный анализ известных способов исследования планет Солнечной системы автоматическими межпланетными станциями (АМС): исследований с пролётных траекторий, исследований с околопланетной орбиты, исследований планет с высадкой зондов (стационарных либо мобильных) непосредственно на поверхность планеты. В качестве критериев сравнения выбраны условия обеспечение глобальной съёмки планеты, контактных исследований (анализ грунта и т.д.), возможности посещения нескольких районов планеты (удалённых друг от друга на глобальные расстояния, для которых обеспечиваются контактные исследования), максимизации протяженности маршрутов детальных исследований на планете, применимости способа для пионерских миссий (при минимальных начальных знаниях о космическом объекте), возможности многократного использования космических средств и научных приборов, возможности использования однотипных (в том числе одних и тех же) космических средств для исследования различных космических объектов. В процессе анализа делается вывод, что ни один из практикуемых способов не решает научные задачи одновременно и комплексно (в глобальных масштабах исследуемой планеты) и детально (на уровне контактных зондов). Вместе с тем предложено рассмотреть четвёртый, практически не изученный способ исследований – с использованием орбитальных танкеров-заправщиков (ОТЗ) и многоразовых взлётно-посадочных комплексов (МВПК). Показано, что при использовании нового способа исследований возможна реализация наукоёмких сценариев научных миссий, сочетающих и масштабность (например, исследование в рамках одной миссий нескольких удалённых районов планеты или даже нескольких планет-спутников у планет-гигантов), и контактность исследований (взятие проб грунта, бурение и т.д.).

В производстве авиационной и ракетно-космической техники преобладают средства технологического оснащения с цифровым управлением, что предопределяет цифровые методы представления описаний технических объектов и технологических процессов, безбумажные технологии и безлюдное производство и требует новых подходов и методов интеграции конструирования и технологического проектирования. Основными ограничениями для проектирования являются заданные показатели качества, а критериями для выбора рациональных вариантов – функциональные показатели эффективности и технико-экономические показатели реализации на всех стадиях жизненного цикла. Во многих инструментальных средствах, применяемых для построения систем конструирования и технологического проектирования, конструкторские и технологические модели различаются для одних и тех же объектов проектирования не только по форме представления, но и по объёму описываемых свойств и параметров, что существенно затрудняет интеграцию. Для обеспечения интеграции сформулированы основные функции проектирующих систем, определена структура моделей процесса проектирования с выделением в качестве отдельных компонентов моделей различных объектов, формируемых и взаимодействующих в процессе проектирования, и разработаны схемы процессов структурно-параметрического моделирования. Рекомендовано применять единое математическое описание наукоёмких изделий, технологических систем и технологических процессов при конструировании и технологическом проектировании, чтобы обеспечить эффективную интеграцию автоматизированных систем для всех стадий жизненного цикла с помощью PDM- и PLM-систем.

Рассмотрена задача оптимизации параметров модификации ракеты-носителя (РН) с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) с разгонным блоком (РБ) III ступени модульного типа. Приведены алгоритм и результаты комплексной оптимизации параметров модификации РН и параметров модулей РБ III ступени. Используется статистический метод двухуровневой согласованной оптимизации параметров модификации РН и РБ III. Применение метода позволяет определить рациональные параметры модификации РН и заменяемых подсистем, учесть влияние особенностей проектно-конструкторских решений подсистем (модулей РБ III) на характеристики модификации РН.

Рассмотрен один из перспективных методов анализа целостности авиационной конструкции в испытаниях и эксплуатации, который заключается в обнаружении повреждений посредством мониторинга деформированного состояния критических мест конструкции самолёта. Приведена совокупность параметров, которые необходимо определить для эффективного обнаружения повреждений по результатам тензометрии. Решена задача оптимального расположения датчиков на примере поддержания целостности продольных фюзеляжных стыков с помощью анализа зависимости между показаниями системы измерения и повреждениями, представленной в виде нейросетевой аппроксимации.

Представлены результаты экспериментального исследования процесса разрушения толстого слоистого углепластика с укладкой [0°/90°]_4S при одноосном растяжении и трехточечном изгибе. Выявлены и описаны типы повреждений внутренней структуры углепластика, являющиеся предвестниками тотального разрушения. Оценена длительность процессов накопления повреждений до полного разрушения ламината при растяжении и изгибе. Повышение информативности прочностных исследований достигнуто с помощью применения комбинации акустических методов – акустической эмиссии и акустической микроскопии.

Представлены результаты проведенного исследования по формированию предварительного технического облика силовой установки (СУ) на базе двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков контуров (ТРДДсм) для малозаметного ударного беспилотного летательного аппарата (БЛА). При этом с использованием инструментально-программного комплекса «Самолет-двигатель» (ИПК «СД»), созданного на кафедре авиационных двигателей ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина, рассчитаны высотно-скоростные, дроссельные и габаритно-массовые характеристики исследуемого двигателя. С использованием инженерных методик произведен расчет аэродинамических, объемно-массовых и летно-технических характеристик (ЛТХ) исследуемого ударного БЛА. Выполненные оптимизационные исследования позволили выбрать оптимальные параметры рабочего процесса ТРДД и размерность СУ, обеспечивающие повышение эффективности БЛА по выбранным критериям по сравнению с неоптимальным (исходным) вариантом.

Представлена методика расчета, позволяющая определять температурные поля в зоне обработки при формообразовании заготовок на операциях ленточного шлифования абразивными лентами различных типов. Методика содержит аналитические зависимости для расчета температурных полей, а также формулы для определения теплофизических параметров, необходимых для осуществления расчетов. Приведены результаты численного эксперимента по расчету температурных полей, выполненного применительно к операциям ленточного шлифования заготовок из титановых сплавов ВТ9 и ВТ20 абразивными лентами различных типов. Использование методики дает возможность прогнозирования структурного и фазового состояния поверхностного слоя обрабатываемых заготовок на операциях ленточного состояния при наличии метастабильных диаграмм состояния обрабатываемых материалов.

Приводится описание отличительных особенностей математической модели криогенного насоса. Рассмотрена имитация моделирования турбонасосного агрегата с учетом совместной работы с другими агрегатами криогенной топливной системы. Исследовано влияние условий выполнения полетного задания летательного аппарата на работу криогенного турбонасосного агрегата.

Одним из направлений совершенствования цикла газотурбинных двигателей(ГТД), позволяющего повысить их эффективность, сниснизить удельный расход топлива и уменьшить выбросы окислов азота NO_x, является регенерация тепла выхлопных газов путем установки рекуператора на выходе из турбины, в котором часть тепла передается воздуху за компрессором.

Комплексная оптимизация параметров термодинамического цикла ГТД, таких как температура газа перед турбиной T*_г, степень повышения давления в компрессоре π^*_KΣ, а также параметров, определяющих рабочий процесс дополнительных узлов (степень регенерации в теплообменнике) комбинированной ГТДр, играет важную роль в повышении ее эффективности. Разработанные в САЕ-системе АСТРА компьютерные модели двухконтурных двухвальных турбореактивных двигателей с регенерацией тепла (ТРДДр) позволили реализовать решение задач нелинейной многокритериальной оптимизации параметров их рабочего процесса, определить наиболее рациональные схемы в зависимости от целевого назначения и условий эксплуатации ТРДДр.

На основе разработанного метода многокритериальной оптимизации путем численного моделирования проведены и представлены результаты оптимизации параметров рабочего процесса ТРДД с регенерацией тепла в системе пассажирского самолета типа Airbus А310 по таким критериям: суммарная масса силовой установки и топлива, потребного на полет; удельные затраты топлива самолета на тонна-километр; удельный расход топлива. Приведена разработанная математическая модель для расчета массы компактного теплообменника, предназначенная для решения задач оптимизации на этапе концептуального проектирования двигателя. Разработанные методы и модели реализованы в САЕ-системе АСТРА.

Проведен расчет теплогидравлических характеристик системы охлаждения передней полости лопатки турбины. Выполнена верификация методики автоматизированного проектирования и расчета компактных теплообменников для узлов газотурбинных двигателей (ГТД) методом калориметрирования в жидкометаллическом термостате. Построены тепловые характеристики, полученные расчетным и экспериментальным способами. Анализ показал сходимость расчетных и экспериментальных характеристик в пределах допустимых погрешностей.

Предложен способ применения многоуровневого моделирования в процессе проектирования малоэмиссионных камер сгорания (КС) газотурбинных двигателей (ГТД). В качестве объекта исследования выбрана камера сгорания, выполненная в рамках концепции LPP. Данная концепция основана на сжигании предварительно подготовленной «бедной» топливовоздушной смеси. Многоуровневое моделирование включает в себя выполнение трех стадий расчета: проектировочный расчет, одномерное моделирование, моделирование газодинамических процессов. В статье в соответствии с предложенной методикой произведен расчет параметров по длине жаровой трубы трех камер, в которых установлены горелочные устройства с различными углами закрутки лопаток завихрителя.

Предложен способ, позволяющий анализировать работу стационарного плазменного двигателя (СПД) с двух точек зрения: затрат энергии и использования рабочего тела. Представлены результаты анализа интегральных характеристик двигателей ОКБ «Факел». Характерные размеры исследуемых двигателей – от 50 до 140 мм. В основу анализа положено три различных подхода при определении средней характеристической скорости ионного потока, создающего силу тяги двигателя. Анализ выполнен для напряжения разряда 300 В. В зависимости от плотности тока разряда при фиксированном напряжении разряда двигатель, независимо от его типоразмера, работает в режиме с высокой или низкой степенью преобразования энергии. Показано, что для СПД независимо от его типоразмера существует оптимальный рабочий диапазон для плотности тока разряда от 0,07 до 0,02 А/см². Данная область характеризуется постоянной величиной коэффициента полезного действия (КПД) с точки зрения затрат энергии. В этом оптимальном диапазоне зависимость коэффициента использования рабочего тела от плотности тока разряда носит линейный характер.

Проведено исследование, заключающееся в сравнении эффективных параметров системы «летательный аппарат – силовая установка» с различными двигателями в составе силовой установки маневренного истребителя с целью оценки перспектив ремоторизации семейства истребителей ПАО «Компания «Сухой» четвертого поколения. Представлены методика проведения исследования и анализ выполненных расчетно-теоретических работ с использованием математического моделирования полетного цикла, основанного на выполнении типовой боевой задачи самолета типа Су-27 с силовой установкой на базе пяти вариантов двигателей.

Приведено описание программного комплекса проектирования и анализа алгоритмов управления движением центра масс модуля системы обслуживания геостационарных спутников связи. Комплекс позволяет моделировать алгоритмы, разрабатываемые в рамках детерминированного и стохастического подходов. В статье представлены рабочие алгоритмы и результаты моделирования движения сервисного модуля на этапах его приведения в рабочую позицию целевого модуля и удержания его в границах рабочей позиции целевого модуля.

Рассматривается проблема оценивания состояния системы координатометрии беспилотного летательного аппарата в условиях аномальности (искажений) результатов измерений, полученных от спутниковых навигационных систем. В качестве дополнительного источника информации рассматривается оптико-электронная система, состоящая из телевизионного и тепловизионного информационных каналов.

В космической технике в качестве пассивных средств системы обеспечения теплового режима распространены оптические терморегулирующие покрытия, состоящие из сверхтонких элементов толщиной порядка 150 мкм из оптического радиационно-стойкого стекла марки К-208. В статье рассмотрено влияние длительного хранения (с 2007 г.) при нормальных климатических условиях на прочностные характеристики и термостойкость стеклянных элементов, изготовленных методами алмазного скрайбирования и сквозного управляемого лазерного термораскалывания. В результате проведенных измерений установлено, что после длительного хранения прочность стеклянных элементов, изготовленных методом алмазного скрайбирования, снижается примерно на 20%, а полученных посредством лазерного термораскалывания практически не изменяются.

Проведены термоциклические испытания неохлаждаемых рабочих лопаток 2-й ступени турбины вертолетного ГТД из сплава с жаростойким покрытием состава Ni-20Co-20Cr-12Al-Ti-Y+Al-5Si-B. Испытания проведены на специальном стенде, обеспечивающем реализацию исследованных термоциклов, возникающих при эксплуатации ГТД. После определенной тепловой наработки лопатки снимались с испытаний. Исследовались изменения состава, микроструктуры и микромеханических свойств жаростойкого покрытия в наиболее нагруженной части лопаток. Выявлены деградационные процессы в виде диффузии хрома и алюминия, снижения микротвердости и упругости покрытия, роста ползучести и доли работы, затраченной на пластическое деформирование. Выявленные деградационные процессы в целом не оказали влияния на работоспособность лопаток с покрытием.

Проведено исследование кинетики процесса получения нанопорошка (НП) металлического кобальта методом водородного восстановления неизотермических условиях. Установлено, что процесс неизотермического водородного восстановления НП Со(OН)₂ протекает в интервале температур от 180 до 310 °С с максимальной скоростью 222,34·10-5 с-1 при температуре 280 °С. Энергия активации процесса восстановления НП Со(OН)₂ составила ~45 кДж/моль, что говорит о смешанном режиме реагирования. Установлено, что восстановление гидроксида Со(OН)₂ при температуре 280 °С позволяет ускорить процесс при обеспечении необходимых свойств продукта.

Автоматическое управление положением и движением (далее – автоматическое управление) летательных аппаратов (ЛА) на этапе посадки является одной из основных проблемных областей разработки систем автоматической посадки (САП) ЛА. Представлен обзор литературы, посвящённой вопросам автоматического управления ЛА на этапе посадки. Выявлены основные проблемные области, изучению которых посвящены найденные источники информации. Проанализированы технические решения, предлагаемые в рамках выделенных проблемных областей, выявлены их преимущества и недостатки. Представлены основные тенденции развития САП ЛА в части управления их положением и движением, предложены рекомендации по их построению.

Рассматриваются режимы управления торможением малых космических аппаратов (МКА) типа CubeSat с использованием аэродинамических тормозных устройств. Проведен баллистический анализ для определения траекторных параметров движения МКА с использованием надувных тонкопленочных оболочек на этапе орбитального движения до входа в атмосферу. Выполнен анализ возможных режимов управления торможением МКА с использованием двухэтапного закона управления с учетом уровня солнечной активности.

Рассмотрен перспективный метод уменьшения индукции стенок рабочей части аэродинамической трубы – применение комбинированных струйно-перфорированных границ, представляющих собой сочетание перфорированных стенок и управляемого пограничного слоя на их поверхности. Представлены результаты экспериментального исследования моделей самолетной и ракетной компоновки при различных параметрах пограничного слоя и степени раскрытия перфорации стенок. Для модели ракетной компоновки приведено сравнение экспериментальных данных с результатами численного моделирования обтекания ее безграничным потоком. Полученные материалы показали эффективность применения комбинированных струйно-перфорированных границ с целью значительного снижения индукции стенок рабочей части аэродинамической трубы.

Рассмотрены два критичных параметра, определяющих надежность процесса функционирования многокупольных парашютных систем: посадочная скорость и неодновременность наполнения куполов связки. Посадочная скорость определяет предельное значение перегрузки, действующей на объект в момент контакта с поверхностью посадки. Неодновременность наполнения определяет величину аэродинамической нагрузки на купол-лидер в процессе наполнения связки, а также минимально безопасную высоту десантирования системы объект–парашют. Выполнены достаточно подробные исследования данных критичных параметров.

Дан краткий обзор механизмов генерации шума в салонах пассажирских самолетов. Представлены результаты локализации и ранжирования источников шума в пассажирском салоне экспериментального самолета RRJ—95 с применением сферической решетки Simcenter Solid Sphere 3DCAM78. Получены карты локализации для суммарного взвешенного по шкале А стандартного шумомера уровня звукового давления в диапазоне частот 20–5000 Гц. Звуковое поле в салоне самолета является сложным по своей структуре и, за исключением салона бизнес-класса, несимметричным относительно главной оси, что связано с особенностями работы системы кондиционирования и вентиляции воздуха, а также наличием дополнительных источников шума, нехарактерных для серийных воздушных судов. Это – дополнительное излучение от оборудования, расположенного в хвостовой части салона, локальные зоны увеличения уровней шума вследствие наличия зазоров между панелями интерьера и при их отсутствии. Показано, что увеличение звукоизоляции фюзеляжа в хвостовой части салона за счет установки панели интерьера в полетных условиях составляет ~2 дБА.

Рассмотрена задача исследования устойчивости системы «руль–привод» с учетом аэроупругих характеристик руля высокоманевренного беспилотного летательного аппарата (БЛА). Для аэродинамического руля с заданными массогабаритными характеристиками для сверхзвукового режима полета БЛА получен градиент динамического шарнирного момента, характеризующий нагрузку контура привода рулем, совершающим изгибно-крутильные колебания в аэродинамическом потоке. В качестве инструмента исследования использована нелинейная математическая модель рулевого привода с цифровым микроконтроллерным регулятором. Приведены результаты исследования системы «руль–привод» высокоманевренного БЛА, основанные на сравнении частотных характеристик и сигналов отработки на выходе изолированного рулевого привода с постоянной нагрузкой и на выходе привода, нагруженного рулем, совершающим колебания в области частот упругих колебаний конструкции. Основными результатами исследования являются полученные коэффициенты передаточной функции динамического шарнирного момента, а также частотные характеристики системы «руль–привод» для рассматриваемого режима полета БЛА.

Анализируется проектный облик малого космического аппарата (МКА) технологического назначения в свете опыта проектирования и эксплуатации космических аппаратов (КА) среднего класса и класса орбитальных космических станций. Формируются проектные требования к МКА и системе его ориентации и управления движением в аспекте удовлетворения требований по микроускорениям, способствующим благоприятной реализации гравитационно-чувствительных процессов. Результаты работы могут быть использованы при разработке МКА технологического назначения.

Анализируются важнейшие проблемы в проектировании сельскохозяйственных самолетов с использованием современных CAD-, CAE-систем. Проведен анализ существующих российских самолетов малой авиации, в ходе которого были выбраны первичные технические характеристики будущего изделия, а также наиболее удачные решения, связанные с компоновкой планера. Приведено подробное обоснование компоновки самолета. Выявлена основная проблематика данного проекта. В качестве объекта исследования была спроектирована 3D-модель поршневого однодвигательного моноплана с низкорасположенным крылом, оболочка модели выполнена из композитных материалов.

Целью данной работы является определение характеристик ударостойкости и живучести образцов сотовых панелей и фрагментов лопастей вертолета. Для ее достижения решались задачи, связанные с проектированием и изготовлением экспериментальных образцов, проведением ударных испытаний, а также исследованием характера и геометрических характеристик повреждений. Разработана методика определения стойкости к ударным воздействиям деталей летательных аппаратов из многослойных композиционных конструкций с сотовым заполнителем. Проведена оценка характера ударных повреждений фрагментов лопасти рулевого и несущего винтов методом рентгеновской компьютерной томографии.

Приводится описание математической модели теплового состояния криогенного топливного бака. Целью исследования является параметрическое сравнение теплового состояния криогенного топливного бака при гладком и колеблющемся «зеркале» жидкого топлива. В рамках настоящей работы исследования проводились с использованием математических моделей и комплекса программ, решающих прямую задачу расчета теплотехнических процессов теплопередачи в топливных баках самолёта. При математическом моделировании использовался одномерный расчет термодинамических параметров. Практическое значение полученных в ходе работы результатов заключается в том, что разработана методика и решены задачи определения влияния волнений на поверхности жидкого топлива на массу топлива, сброшенного через предохранительный клапан.

Рассмотрена конструкция двухконтурной горелки малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя, работающего на природном газе. Проведены результаты исследования трех горелок, отличающихся диаметром выходной части развитой втулки завихрителя. Описано стендовое оборудование, перечислены особенности проведения экспериментального исследования. Представлены результаты исследований по измерению концентрации компонентов конечной газовой смеси, в частности оксида углерода CO, оксидов азота NO и несгоревших углеводородов СН, в продуктах сгорания. Выполнен расчет полноты сгорания топлива. Произведен выбор горелки, показавшей минимальное значение концентрации оксидов азота и максимальный уровень полноты сгорания в отбираемых пробах.

Рассмотрены основные из существующих удельных параметров реактивного двигателя. Разработаны новые качественные параметры, которые наряду с удельной тягой, удельной массой и другими параметрами характеризуют качество, надежность и совершенство реактивного двигателя. Открываются новые перспективы анализа и выбора наилучшего двигателя, обладающего большим запасом по надежности и ресурсу, лучшей топливной системой.

Существенное развитие параметрических методов диагностики связано с использованием адекватных математических моделей газотурбинного двигателя (ГТД). Адекватные математические модели – линейные и нелинейные – получают путем идентификации априорной математической модели по результатам испытаний бездефектного двигателя. Сложность получения таких моделей заключается в том, что приходится решать некорректно поставленные задачи, т.е. количество уравнений (откликов) не равно количеству неизвестных (факторов). Для устойчивости решения таких задач используются различные методы, такие как усовершенствованный метод наименьших квадратных [1–3], метод уравнивания [4–6], дискретный фильтр Калмана [7–10] и другие [11–15]. В статье использовался метод гребневых оценок (ридж-оценки).

Рассматриваются участки динамически нестабилизированных течений, характерных для элементов проточных частей турбонасосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей. Участки цилиндрического переменного сечения, прямоугольного переменного сечения, вращательных течений в полостях с неподвижными стенками, неподвижной и вращающейся стенками. К характерным элементам относятся: подводящие и отводящие аппараты, боковые полости между ротором и статором, полости гидродинамических уплотнений и элементы межлопаточного канала центробежных насосов и газовых турбин.

Используя методы теории пространственного пограничного слоя, определяются относительные характерные параметры. Получены зависимости для определения скорости ядра течения, необходимые для оценки потерь в зависимости от длины характерных участков. В целях достоверного определения энергетических параметров необходим корректный выбор законов трения и профилей скорости в пограничном слое и учет начального участка. Полученные зависимости учитывают профиль распределения скорости в пограничном слое на характерных участках для случаев ламинарного и турбулентного режимов.

Представлены результаты анализа угловых и энергетических распределений ионов средних энергий в струях стационарных плазменных двигателей. Показано, что содержание этих ионов составляет около 35% полного ионного тока струи, а их вклад в тягу – 25%. Установлено, что ионы средних энергий образуются в зоне разряда и в ближней зоне струи. Влияние фонового давления вакуумной камеры на содержание этих ионов незначительно. Приведена модель генерации ионов средних энергий за счет упругого рассеяния. Получено хорошее совпадение с экспериментом как по угловому распределению, так и по энергетическим спектрам ионов при коэффициенте рассеяния, равном 0,4.

Рассмотрена проблема выбора диагностических признаков величины бокового зазора в зацеплении солнечной шестерни и сателлитов дифференциального редуктора одного из турбовинтовых двигателей. Показано, что информативными являются: составляющие ряда с шагом, равным произведению числа сателлитов на частоту вращения солнечной шестерни в приведенном движении; субгармонические компоненты; глубина амплитудной модуляции зубцовой гармоники роторной, комбинационные составляющие и индексы частотной модуляции на кратных роторных и комбинационных составляющих. Установлено, что диагностические признаки можно получить как с сигнала вибропреобразователя, так и со «штатных» тахометрических датчиков частот вращения вала заднего винта и турбокомпрессора двигателя. Применительно к двигателю, на базе которого получен экспериментальный материал, установлены нормы на величину разработанных диагностических признаков.

Прогнозирование конфликтов с участием воздушных судов и транспортных средств на рабочей площади аэродрома приобретает большое значение вследствие увеличения количества взлетно-посадочных операций и роста интенсивности наземного движения. Существующие системы наблюдения позволяют получить текущие координаты участников наземного движения, но для обеспечения безопасности требуется прогноз траекторий за определенное время. Предлагается внедрить систему, предполагающую оснащение всего автотранспорта специальными терминалами для информирования диспетчера о своих намерениях, а также для обмена данными между участниками движения. С помощью терминалов водители перед выездом указывают маршрут, время выезда, время прибытия и т.д., создавая базу данных о параметрах движения транспорта. На воздушных судах функцию терминала будет выполнять бортовой компьютер (flight management system). При выезде на запрещенный участок аэродрома или ином нарушении движения диспетчеру, водителю автотранспорта и пилоту выдается сигнал предупреждения.

Прогноз запусков наноспутников на ближайшую перспективу показывает устойчивый рост, поэтому разработка технологий увода исчерпавших ресурс КА с орбиты становится весьма актуальной и востребованной задачей. Оснащение наноспутников CubeSat устройством увода увеличивает стоимость запуска до 50%. В настоящее время проводятся исследования новых материалов для деталей корпусов и новых технологий для уменьшения трудоемкости и, следовательно, снижения стоимости изготовления подобных устройств. В данной статье рассмотрена технология изготовления корпуса модуля 1U CubeSat методом селективного лазерного сплавления (СЛС) и оценены затраты на его производство, отмечены преимущества и недостатки данной технологии по сравнению с механической обработкой и технологией получения композитной конструкции.

Работа посвящена актуальной проблеме проектирования исполнительных механизмов электромеханических приводов поступательного действия для беспилотного летательного аппарата (БЛА). Объектом исследования является шарико-винтовая передача (ШВП) с сепаратором, наличие которого в конструкции обеспечивает повышенную надежность и обуславливает меньшую стоимость изготовления из-за отсутствия внутренней резьбы и устройства для перепуска шариков в гайке. Для использования этой конструкции необходимо исследовать неравномерность распределения нагрузки между шариками. Составлена математическая модель определения коэффициента неравномерности распределения нагрузки в ШВП с сепаратором. Проведено сравнение данного параметра у ШВП с рециркуляцией тел качения и с сепаратором. Предложена методика рационального проектирования ШВП с сепаратором под заданную осевую нагрузку.

Кратко описаны основные факторы, влияющие на величину поверхностного натяжения твердых тел. Предложен безразмерный критерий , характеризующий вклад поверхностного натяжения в прочность твердого тела. Значение Χ = 1 определяет критическую толщину h_cr образца материала, при которой вклад поверхностного натяжения в прочность образца при растяжении становится равным вкладу объемного предела текучести. В программной среде MSC.Marc проведено компьютерное моделирование испытаний на одноосное растяжение образцов алюминиевого сплава АД1. Установлено, что при уменьшении толщины виртуальных образцов, на которых учитывалось поверхностное натяжение, происходит приращение предела текучести, в отличие от виртуальных образцов без учета сил поверхностного натяжения. Результаты данного исследования позволяют оценить влияние внешних факторов (температура, давление, ПАВ и т.д.) на величину поверхностного натяжения σ_s.

Приведены результаты расчетных исследований обтекания отсека крыла с тангенциальным выдувом струи на верхнюю поверхность носовой части крыла с ледяным наростом. Расчеты выполнены с использованием программы, основанной на численном решении осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса. Приведено сравнение результатов с экспериментальными данными. Показаны особенности обтекания отсека крыла в условиях обледенения при использовании тангенциального выдува струи.

Обсуждается важность концепции вертолетных аэродинамических профилей и ее роль в системе, включающей в себя все циклы разработки аэродинамических компоновок лопастей винтов от формирования целевой функции до выработки (на основе расчетных и экспериментальных исследований) рекомендаций для промышленного использования. Кратко описана процедура разработки и исследования вертолетных аэродинамических профилей для лопастей несущих и рулевых винтов вертолетов различного назначения и некоторые результаты исследований аэродинамических компоновок лопастей.

Одной из крайне важных задач численного исследования обледенения является динамическая и автоматическая адаптация сеточной модели под изменяющиеся геометрические размеры обтекаемого тела. При этом необходимо с помощью специальных методов поддерживать требуемый уровень качества элементов; избежать их вырождения и смещения; сохранить особенности решения, такие как макрополости в ледяной структуре и трёхмерная неоднородность по длине поверхности объекта. В настоящей работе предлагается модификация и адаптация к задачам обледенения летательных аппаратов метода поверхностного сеточного обёртывания и его использование на примере модели авиационного крыльевого профиля.

Представлены результаты локализации и ранжирования по интенсивности источников шума в кабине экипажа самолета RRJ-95 с применением сферической решетки Simcenter Solid Sphere 3DCAM54. Звуковое поле в кабине экипажа является сложным по своей структуре и несимметричным относительно главной оси самолета. Получены карты локализации источников шума с применением метода сферического бимформинга для суммарного излучения (20-5000 Гц) и излучения в третьоктавных полосах частот от 630 до 3150 Гц.

Рассматривается один из методов решения упругопластической задачи при поцикловом расчете, который используется для оценки долговечности с учетом нелинейных эффектов. Для определения кривой статического и циклического деформирования предложена аппроксимация, получаемая на основе стандартных констант материала и принципа Мазинга. Представлено сравнение зависимостей локальных напряжений от номинальных для типовых концентраторов, полученных с помощью предложенной формулы и определённых на основе анализа напряженно-деформированного состояния методом конечного элемента.

Представлены разработанная тепловая модель катода с бариевым термоэмиттером и результаты расчета теплового состояния его элементов. По результатам расчета теплового состояния элементов конструкции катода в режимах функционирования проведен анализ конструкции катода, параметров запуска, обеспечивающих тепловые требования к основным его элементам.

Представлена усовершенствованная параметрическая модель массы авиационных турбовинтовых двигателей, применяемая в задаче оптимизации параметров рабочего процесса турбовинтового двигателя на этапе начального проектирования. В отличие от традиционного рассмотрения, турбовинтовой двигатель (ТВД) представляется в виде массы собственно двигателя и массы редуктора (которая не зависит от параметров рабочего процесса). Данная модель основана на обобщении статистических данных существующих турбовинтовых двигателей и отражает общие закономерности зависимости массы двигателя от параметров рабочего процесса. Определение массы турбовинтового двигателя на этапе начального проектирования позволяет разработчику оценить массу силовой установки. В статье предложено рассматривать коэффициенты в модели массы как функции от параметров рабочего процесса. Такой подход позволяет более точно определить массу ТВД на начальном этапе проектирования.

Выявлены особенности применения лазерных технологий при изготовлении пластинчатого теплообменника малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД) сложного цикла. Исследована специфика соединения тонкостенных и разнотолщинных деталей. С применением лазерных технологий изготовлен экспериментальный пластинчатый теплообменник. Конверт теплообменника подвергался испытаниям на герметичность, которые подтвердили герметичность сварного шва при давлениях до 4 атм. Созданный в процессе работы экспериментальый теплообменник прошел комплексные испытания на стенде ЦИАМ и подтвердил заявленные характеристики.

Рассмотрены методические подходы для математического моделирования рабочего процесса двухконтурных турбореактивных двигателей с общей форсажной камерой (ТРДДФ) и малой степенью двухконтурности (не более 0,5...0,6). Проанализированы возможные особенности рабочего процесса ТРДДФ в форсажной камере без специальных смесительных устройств. Разработана и интегрирована в математическую модель двигателя (ММД) модель двухэтапного подмешивания воздуха второго контура в основной поток рабочего тела, поступающий в форсажную камеру. На примере анализа технического облика типового ТРДДФ 5-го поколения F119-PW-100 продемонстрировано применение усовершенствованной ММД для определения его основных параметров и характеристик. С помощью известных методов расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) многорежимного летательного аппарата показано влияние учета особенностей работы форсажной камеры сгорания F119-PW-100 на область возможных полетов F-22A Raptor с этими двигателями.

Представлены результаты численного исследования влияния целевого назначения различных самолетов на оптимальные параметры рабочего процесса и конструктивные схемы малоразмерного турбореактивного двухкотурного двигателя (МТРДД). Рассмотрены следующие типы летательных аппаратов: лёгкий, административный и региональный самолёты. Оптимизация параметров и выбор наиболее рациональных схем МТРДД проводились при рассмотрении двигателя в системе летательного аппарата (ЛА), с учётом согласования характеристик планера и силовой установки при моделировании полёта самолета по заданной траектории. Оптимизация проводилась по совокупности критериев оценки двигателя в системе самолёта с учётом важнейших функциональных ограничений, влияющих на выбор схемы двигателя и его параметров. В качестве критериев эффективности газотурбинного двигателя (ГТД) использовались суммарная масса силовой установки и топлива, потребного на полет, и удельные затраты топлива ЛА на тонна-километр. Получены и описаны закономерности влияния размерности двигателя, назначения летательного аппарата, дальности полёта на оптимальные параметры рабочего процесса и рациональные схемы турбокомпрессора МТРДД.

Разработка летательного аппарата (ЛА) с ракетно-прямоточным двигателем (РПДТ) на этапе аванпроекта начинается с объемно-массовой компоновки (ОМК) изделия, определения геометрических параметров характерных сечений двигателя и аэродинамических поверхностей ЛА в рамках специализированного программного комплекса на основе инженерных одномерных подходов. Это позволяет создать чертеж трех видов ЛА и двигателя. Для дальнейших исследований теплового состояния, определения аэродинамических и прочностных характеристик, массовой сводки элементов планера, вычисления центра масс, моментов инерции изделия и выполнения численных газодинамических расчетов в многомерной постановке требуется сформировать 3D-модель. В настоящее время работа по созданию 3D-объектов выполняется разрозненными коллективами. Для упрощения исследований и выявления концептуальных недочетов требуется сократить время от проектирования чертежа трех видов до 3D- модели. Таким образом, стоит задача организации взаимодействия программного комплекса на базе инженерных подходов и программы формирования трехмерных твердотельных объектов.

Современными методами вычислительной гидродинамики реализована оценка влияния геометрических параметров входного участка утопленного сопла на совершенство процессов истечения. Рассмотрены эллипсоидная форма входного участка и форма, образованная с использованием соотношения Витошинского, с различными геометрическими параметрами и разной степенью утопленности. Получены зависимости газодинамической составляющей коэффициента расхода от геометрических параметров утопленной части сопла. По результатам численного моделирования сформулированы некоторые рекомендации для проектирования входного участка утопленных сопел.

Создана трёхмерная математическая модель течения рабочей жидкости в полости рабочего колеса исследуемого электронасосного агрегата (ЭНА). С помощью CFD-расчёта на нескольких режимах работы ЭНА определена осевая сила, действующая на радиально-упорный подшипник. Доказана сходимость результатов, полученных с помощью этой модели, с результатами натурного эксперимента. Получена зависимость коэффициента потока жидкости в осевом зазоре от режимных и конструктивных параметров ЭНА.

Рассмотрена топливная система стационарного конвертированного авиационного двигателя, служащего для привода нагнетателя газоперекачивающего агрегата. Представлена методика расчета потерь давления для топливной системы такого двигателя. Обоснована актуальность темы, необходимость формирования подобных методик. С целью проверки адекватности разработанной методики проведены стендовые испытания двигателя НК-16СТ с измерением давления в топливоподводящих трубопроводах к форсункам, а также на дозаторе газа. По результатам исследований установлено, что уровень давления газообразного топлива, измеренного в 8 трубопроводах, равномерно расположенных по окружности, различаются незначительно, тем самым подтверждена равномерность распределения топлива по трубопроводам. Сравнение результатов эксперимента и расчетных исследований подтверждает, что их расхождение не превышает 6%.

Рассматривается задача предотвращения летных происшествий применительно к спортивному самолету при выполнении им маневрирования. Для решения этой задачи предлагается метод расчета безопасных параметров начала маневра, основанный на использовании многослойной нейронной сети прямого распространения. Проводится анализ возможностей данного подхода, даются примеры его использования.

Работа посвящена актуальному вопросу авторотации при аварийных ситуациях, связанных с неполадками двигателя на вертолётах. Приведены основные теоретические данные о физике авторотации несущего винта и выделены основные зоны авторотации. Кроме того, в статье рассмотрена методика действий при аварийной ситуации, связанной с неполадками двигателя, на вертолётах типа Ми-8,24,28, а также дано научное обоснование выбора основных параметров, позволяющих вертолёту совершить посадку с неработающими двигателями.

Представлена математическая модель кинематики сферического механизма. На основе полученной модели произведены расчеты момента инерции, углов, применяющихся при создании математической модели, и определен момент мгновенного вращения механизма в программе Maple. Также проведен расчет движения с моментом инерции самого механизма с заданной массой. Результаты математического моделирования сравниваются с результатами анализа 3D-модели в программе SolidWorks. Построены графики, описывающие движение шатуна (капсулы тренажера), и проведен сравнительный анализ данных, полученных в программах Maple 17 и SolidWorks.

В условиях высокотемпературной эксплуатации к компонентам газотурбинных двигателей предъявляются особые требования, поэтому с целью защиты элементов газовой турбины были разработаны теплозащитные покрытия (ТЗП), представляющие собой систему из двух или более слоев, нанесенных специальным способом на подложку. В данной работе для исследования были выбраны покрытия, полученные методом электродугового физического пароосаждения (ЭДП). Для системы ТЗП использовались три типа сплавов: СДП-4, представляющий собой покрытие типа NiCoCrAlY; ВСДП-16 – диффузионное покрытие типа AlNiY и, наконец, керамический слой из оксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (ZrO₂ + 8% Y₂O₃). Химический состав теплозащитного покрытия определялся с помощью рентгеноспектрального микроанализатора системы Inca Energy OXFORD instruments. Определено, что после длительной эксплуатации связующий слой покрытия, образованный сплавами СДП-4 и ВСДП-16, имеет две четко определенные зоны: β-NiAl-фазу и зону интердиффузии, в то время как NiCrCoAlY не проявляет разделения фаз, и структура покрытия представляет собой смесь β-NiAl- и γ - фазы. Установлено, что происходит диффузия кислорода снаружи керамического верхнего слоя до его границы с жаропрочным подслоем, что способствует образованию термически выращенного оксида – α -Al₂O₃. Замечено, что сплав ВСДП-16, осаждаемый на слой СДП-4, увеличивает количество алюминия в связующем покрытии, компенсируя его расход на образование α -Al₂O₃ из β -NiAl-фазы.

Важной составной частью испытаний панелей фюзеляжа самолета на усталость и живучесть является изучение полей нормальной деформации выпучивания и коробления обшивки. В статье приведено описание оптического метода видеограмметрии и применения его для бесконтактных измерений распределенных нормальных деформаций панелей фюзеляжа пассажирского самолета при проведении испытаний панелей на внутреннее избыточное давление.

Проведён анализ основных источников радиационного излучения, воздействующего на космический аппарат с ядерной энергетической установкой. Рассмотрены уровни воздействия излучений радиационных поясов Земли, солнечного и галактического, дана сравнительная оценка флюенса нейтронов и гамма-излучения от ядерного реактора-преобразователя.

Представлены геометрические параметры профилей кольца винтокольцевого движителя. Проведена оценка их влияния на значение максимальной тяги. С использованием программы, основанной на численном решении осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса, получены результаты расчетных исследований влияния формы кормовой части фюзеляжа и кольцевого профиля на тягу толкающего винтокольцевого движителя. Показано изменение распределение давления и поля скоростей в зависимости от формы кормовой части фюзеляжа и кольцевого профиля и их влияние на значение максимальной тяги.

Выполнен анализ возможности улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов местных и региональных авиалиний за счет использования обдувки механизированного крыла струями винтов распределенной электрической силовой установки (РЭСУ). Доработан алгоритм расчета взлетно-посадочных характеристик с учетом обдува. Показана связь тяговооруженности и нагрузки на крыло с аэродинамическими характеристиками самолета. Проведены параметрические исследования характеристик взлета и посадки в зависимости от уровня тяги дополнительных двигателей. Сделано сравнение взлетно-посадочных характеристик самолетов с обдувом от РЭСУ с характеристиками самолетов без использования обдува.

Рассмотрены осевые вентиляторы, имеющие распределение циркуляции по длине лопаток, при котором поток за рабочим колесом закручивается по закону твердого тела. Показано, что распределение кинематических параметров потока за такими вентиляторами позволяет значительно повысить эффективность работы выходных элементов компактных вентиляторных установок с экраном и существенно улучшает их общие аэродинамические характеристики. Выполнен аэродинамический расчет рабочего колеса, изготовлена опытная модель, выполнены ее экспериментальные исследования. Полученные результаты отразили основные положения, принятые при аэродинамическом проектировании опытной вентиляторной установки.

Многокупольные системы (МКС), применяемые в отрасли парашютостроения, являются весьма перспективным средством спасения при десантировании тяжелых грузов и техники. В данной статье представлен краткий анализ некоторых проблемных вопросов, с которыми часто приходится сталкиваться при проектировании и испытаниях многокупольных парашютных систем, требующих еще своего детального исследования.

При исследовании влияния на технические характеристики систем и конструктивное выполнение корпуса летательного аппарата (ЛА) газо- и гидродинамических процессов в проектируемой конструкции одной из задач является измерение суммарных нагрузок, действующих на высокооборотистые воздушные винты, в том числе и соосной схемы. В статье представлена конструкция и основные принципы работы устройства для измерения шести компонентов суммарных нагрузок, воздействующих на модель соосного винта в аэродинамическом эксперименте. Устройство состоит из двух отдельных вращающихся шестикомпонентных тензометрических весов (ВВ). Для расчета измерительной схемы использовались метод конечных элементов (МКЭ) и аналитические методы сопротивления материалов. Разработанная схема показала свою универсальность и масштабируемость, что позволяет говорить о возможности ее применения при измерении шести компонентов полной аэродинамической силы и момента, действующих на модели винтов различных летательных аппаратов. По результатам проведенной работы получен патент на изобретение.

Исследовано напряженно-деформированное состояние (НДС) композитной слоистой консоли крыла беспи­лотного летательного аппарата (БПЛА). Определена оптимальная конструкция многослойной обшивки консоли крыла БПЛА из композиционных материалов в системе ANSYS, обеспечивающая максимальную прочность и же­сткость при заданных нагрузках. Консоль крыла состоит из двух полных и двух неполных слоев. Разработана ав­томатизированная процедура выбора угла укладки волокон в слое. Получено 17 вариантов углов укладки волокон для однослойной консоли крыла в зависимости от жесткости крыла, из которых выбраны три варианта оптимального армирования. Для уменьшения деформации крыла был добавлен дополнительный второй слой по всей поверхности крыла. При расчете модели крыла из двух слоев рассмотрены 33 варианта укладок волокон. При расчете трех слоев рассмотрены 47 вариантов укладки волокон в слое. При расчете крыла из двух полных и двух неполных слоев рассмотрены 64 варианта укладки волокон. Для экспериментального изготовления консоли крыла методом холодного формования выполнены рабочие чертежи оснастки. Консоль крыла изготовлена из стеклоткани марки Т-25 (ВМ) ТУ 6-11-380-76 выкладкой слоев вручную. Послойная укладка слоев производилась в строгом соответствии с расчетной моделью при соблюдении размеров выкроек и углов армирования по основе в каждом слое. Поверхность каждого слоя пропитывали эпоксидной смолой ЭД-20 с отвердителем. Согласно проведенным расчетам и построенным моделям изготовлена экспериментальная консоль крыла из слоистого стеклопластика. Полая консоль крыла имеет массу 1,46 кг, что на 3% больше массы расчетной модели. Масса спроектированной и изготовленной консоли крыла на 43% меньше, чем масса консоли, выполненной из полных слоев при одинаковой прочности. На изготовление спроектированной консоли крыла требуется на 25–30% меньше материала. Данный подход может быть широко использован при проектировании и изготовлении элементов конструкций и изделий из композиционных материалов.

Рассмотрена методика определения оптимального облика планирующей парашютной грузовой системы на ранних этапах проектирования. Задача определения оптимального облика поставлена как задача многодисциплинарной многокритериальной оптимизации на основе архитектуры MDF и генетического алгоритма оптимизации, где критериями оптимальности заданы аэродинамическое качество системы и стоимость материалов для изготовления парашютной системы.

Проведено исследование имеющихся аэродинамических, конструктивных, прочностных и технологических соображений при разработке конструкции закрылка со сдувом пограничного слоя. В результате междисципли­нарного подхода принципы обеспечения функциональности и надёжности конструкции были рассмотрены со­вместно с принципами, обеспечивающими её технологичность, что позволило выделить основные аспекты тех­нологического проектирования закрылка со сдувом пограничного слоя.

Рассматривается задача оценки резонансных эффектов при спуске космического аппарата (КА) с малой массовой и инерционной асимметрией в разреженных слоях атмосферы при малых значениях угла атаки. Целью работы является получение методики оценки допустимых отклонений параметров КА, влияющих на возникновение вторичных резонансных эффектов при спуске. Применение метода упрощает задачу проектирования спускаемого КА.

Дано краткое описание разработанного математического обеспечения для исследования проблем аэросервопругости в трансзвуковом потоке. Представлены и проанализированы результаты расчетов динамической реакции и флаттера среднемагистрального пассажирского самолета с крылом большого удлинения. Обсуждается построение и исследование эффективности системы подавления флаттера для данного самолета, обеспечивающей требуемые запасы аэроупругой устойчивости в трансзвуковом режиме полета.

Приведены результаты экспериментального и расчетного исследования в нагретом закрученном потоке рас­пределения полей температур и смешения топлива с окружающим воздухом. Численными расчетами выявлено влияния типа и характерного размера сеточных элементов.

При контроле и диагностике состояния газотурбинных двигателей (ГТД) по термогазодинамическим параметрам используются адекватные математические модели этих двигателей. Применяются диагностические методы, основанные на специальной обработке и анализе значений термогазодинамических и иных параметров, измеряемых на работающем ГТД [2] и полученных с помощью математической модели.

Приведены результаты эксперимента, целью которого было определение влияния стартового тока магнита на величину пускового броска и на колебания тока разряда. Эксперимент был выполнен с использованием стационарного плазменного двигателя СПД-140. Проверены запуски с током магнита от 0,5 до 4,0 А (номинальное значение). Показано, что уровень тока магнита при запуске не влияет на величину пускового броска тока разряда. Определен минимальный уровень тока магнита, равный 3 А, при котором запуск двигателя не сопровождается повышенными колебаниями тока разряда.

Рассмотрена одна из наиболее типовых задач создания модернизированных вариантов турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой (ТРДДФ) на основе базового газогенератора. Получены и представлены в форме номограмм расчетные зависимости взлетной тяги, уровня температуры газа перед турбиной, степени двухконтурности, а также суммарного значения степени повышения давления в компрессорах и степени повышения давления в компрессоре высокого давления (КВД) от степени повышения полного давления и расхода воздуха нового вентилятора. Полученные зависимости позволяют оценить возможные характеристики модернизированного двигателя, создаваемого на основе базового газогенератора. Применение полученных зависимостей при анализе тенденций развития зарубежных двигателей позволяет выявить ошибочные данные из большого набора имеющейся в открытой печати противоречивой информации.

Экспериментальная отработка ракетно-прямоточных двигателей (РПДТ) представляет собой исследование работоспособности твердого топлива в условиях конкретной конструкции двигателя. Эксперименты такого рода требуют больших трудозатрат и являются дорогостоящими. Для снижения затрат на испытания РПДТ и ускорения разработки требуется качественная обработка полученных экспериментальных данных. В статье показана возможность использования технологии искусственных нейронных сетей (ИНС) в задачах обработки эксперимента по горению твердого топлива. Приводятся краткое описание нейронной сети типа «многослойный перцептрон» и порядок работы с ИНС при решении задач аппроксимации экспериментальных данных. На примере обработки данных горения трёхкомпонентного топлива продемонстрирован основной принцип применения нейронных сетей. Для топлива, содержащего (7Н-трис([1,2,5]оксадиазоло)[3,4-b:3’,4^,-й:3",4"-f]азепин-7-амин-1-оксид) C₆H₂N₈O₄, получена зависимость скорости горения от соотношения компонентов, входящих в состав топливной смеси, и давления в камере сгорания на основе экспериментальных данных. Полученные результаты позволяют сформировать непрерывную функцию, пригодную для использования в математической модели более высокого уровня в качестве верифицированной базы данных свойств топлив.

Статья посвящена разработке методики подбора размера конечно-элементной (КЭ) сетки контактирующих вращающихся деталей подшипника с учетом шероховатости поверхности для прочностного расчета. Для обес­печения точности расчета в статическом расчете принято сгущать конечные элементы в области контакта. Для динамического расчета, где детали вращаются, такой метод не подходит.

Выполнена сравнительная оценка напряжений и деформаций в контакте роликов с дорожками качения под­шипника 5АВ1002926Р4, в 2D постановке двух вариантов:

• размер сетки выбран с учетом шероховатости поверхности контактирующих тел;

• размер сетки уменьшен в два раза по сравнению с первым вариантом.

Оценка дискретности сетки осуществлялась в программном комплексе LS-DYNA.

Разработанная методика подходит для всех видов плоских и твердотельных конечных элементов.

Рассматривается метод формирования циклограммы работы энергодвигательной системы перспективного межорбитального транспортного аппарата (МТА) при выведении полезной нагрузки с низкой околоземной на геостационарную орбиту. Энергодвигательная система исследуемого МТА состоит из двух ступеней: основной электроракетной и отделяемой жидкостной. Солнечные батареи электроракетной ступени обеспечивают энергией маршевый электроракетный двигатель. Первая часть перелета выполняется жидкостным ракетным двигателем; далее жидкостная ступень отделяется, раскрываются панели солнечных батарей и осуществляется довыведение на целевую орбиту электроракетным двигателем. Выбор параметров энергодвигательной системы зави­сит от выполняемой транспортной операции. Для заданной транспортной операции необходим метод параметрического формирования циклограммы работы жидкостного и электроракетного двигателей. Формируемая циклограмма зависит от двух изменяемых параметров: тяги электроракетного двигателя и радиуса промежуточной орбиты. Рассматривается высокоэллиптический перелет c низкой околоземной орбиты на геостационарную орбиту с изменением наклонения. Правильность спланированной циклограммы проверяется методом численного интегрирования. В пространстве изменяемых параметров исследуется точность планирования перелета с использованием двигателя малой тяги, для которого известны только приближенные зависимости. По результатам численного интегрирования установлено, что в параметрической области интересов предлагаемый аналитический метод планирования циклограммы работы обеспечивает достаточную для проектных задач точность.

Показана возможность использования стандартного пакета программ по гидрогазодинамике ANSYS CFX для расчета газодинамических характеристик осевой турбины малоразмерных турбореактивных двигателей (МТРД) при разных вариантах профилирования рабочих лопаток. В статье анализируются профильные потери, т. е. отрыв потока от поверхности профиля. Рассматривается вопрос о влиянии угла установки β_уст и угла на входе рабочих лопаток Р1 на коэффициент полезного действия (КПД) турбины. Проектирование турбины осуществлено с помощью программы Solidworks, Fluid flow CFX. Для профилирования лопаток использована программа BladeGend. Построение структурированной гексаэдрической расчётной сетки для всех элементов ступени выполнено в Ansys Turbogrid.

Изложены результаты исследований упрочняющей обработки длинномерных тонкостенных деталей с использованием наложения магнитодинамического эффекта. Представлены закономерности движения ферромагнитных инденторов во вращающемся электромагнитном поле (ВЭМП), термодинамическая модель, определяющая энергетическое состояние ферромагнитных инденторов во вращающемся электромагнитном поле; обоснован характер ударно-импульсного взаимодействия ферромагнитных инденторов с обрабатываемой поверхностью и их эффективная загрузка в рабочую камеру; предложены расчётные зависимости, обеспечивающие объективную оценку параметров качества обработанной поверхности и производительности процесса; разработаны методики проектирования технологических процессов упрочняющей обработки деталей во вращающемся электромагнитном поле; даны рекомендации по проектированию устройств с ВЭМП, а также их технологического оснащения, обеспечивающего эффективное использование на операциях упрочняющей обработки деталей.

Показана возможность создания твердых защитных покрытий на алюминиевом сплаве AK12MMGH методом микродугового оксидирования (МДО), исследованы особенности строения модифицированных слоев, установлено влияние емкости конденсатора установки и продолжительности обработки на структуру и микротвердость получаемых покрытий.

Данное исследование направлено на определение эффективности применения горячего изостатического прессования (ГИП) с целью улучшения микроструктуры деталей, полученных методом селективного лазерного сплавления. Проведены электронно-микроскопические и рентгеноспектральные исследования исходного порошкового материала Inconel 738 и образцов, выращенных методом селективного лазерного сплавления при мощности лазерного излучения 325 Вт вертикально и под углом 45° к подложке, до и после воздействия ГИП. Исследовано влияние химического и фракционного состава порошка на микроструктуру образцов после воздействия ГИП.

Рассматривается аналитический подход к моделированию процессов трансферного формования применительно к производству изделий из композитов на основе соотношений Навье–Стокса—–Бринкмана. Для решения системы уравнений, описывающей плоское течение вязкой несжимаемой жидкости с соответствующими граничными условиями, предложен численно-аналитический метод, основанный на аппроксимации искомого решения для компонент скорости потока жидкости линейной комбинацией полиномиальных базисных функций. Новизна метода состоит в выборе обобщенных независимых переменных и нахождении базисных функций, удовлетворяющих тождественно исходным уравнениям и части граничных условий. Найдены частные решения уравнений Навье–Стокса без учета инерционных сил, которые могут быть использованы для описания медленного течения вязкой жидкости через пористую среду. Полученные решения опробованы на примерах решения двух тестовых задач: задачи обтекании пластинки и задачи Куэтта о движении жидкости, расположенной между двумя плоскостями, под действием перепада давления. Результаты расчетов показали приемлемую точность полученных решений.

Одной из наиболее актуальных проблем при разработке сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС) нового поколения является обеспечение экологических требований, в том числе по уровню шума в районе аэро­порта. Это требует поиска технических решений, обеспечивающих как низкий уровень потерь тяги сопла на всех режимах полёта, так и уменьшения скорости истечения реактивной струи для снижения уровня ее шума на взлётно­посадочных режимах. Для сокращения временных и финансовых затрат на этапах предварительного проектиро­вания целесообразно использование расчетных методов, обеспечивающих высокий уровень достоверности резуль­татов. Разработана методика исследования тяговых характеристик реактивного сопла СПС на режимах взлета и посадки, разгона-набора высоты, трансзвукового и сверхзвукового крейсерского полета с помощью методов вы­числительной газовой динамики, основанных на численном решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса и реализованных в программном комплексе ANSYS CFX. Исследована модель плоского реактивного сопла СПС типа миксер-эжектор с системой шумоглушения на режимах взлета и посадки. Выполнены расчет­ные исследования по определению тяговых характеристик сопла на всех режимах полета, и проведена валида­ция их результатов по данным экспериментальных исследований в аэродинамических трубах ЦАГИ.

Настоящая работа посвящена исследованию образования специфических дефектов при сборке силовых кон­струкций летательных аппаратов (ЛА) методом создания неразъемных соединений титановых сплавов ВТ20 и ВТ23 высококонцентрированным источником энергии (электронным лучом). Установлено, что доминирующее влия­ние на образование субмикропор оказывает наличие капиллярно-конденсированной влаги в дефектах поверхно­сти кромок. Выявлены условия образования неразъемных соединений сваркой, которые могут привести к появ­лению в них специфических дефектов: неудовлетворительная сборка и подготовка стыкуемых кромок подсбо­рок, силового элемента летательного аппарата, режимы технологического процесса узловой сборки сваркой, образование твердофазного соединения перед фронтом расплавленной ванны, колебательные процессы элект­ронного луча (~ 0,5 мм), которые могут привести к неравномерному плавлению (из-за недостаточной темпера­туры общего плавления кромок) по границам зерен с образованием субмикропор (менее 0,00025 мм), не выяв­ляемых современными рентгеновскими аппаратами, гидродинамический коллапс кратера, приводящий к обра­зованию корневого дефекта в виде пикообразований. Радиографическим контролем и посредством растровой электронной микроскопии установлено, что дефекты в виде темных полос представляют собой цепочки субмик­ропор, спроецированных друг на друга. Установлено, что специфические дефекты в неразъемных соединениях могут оказывать существенное влияние на прочностные свойства силовых конструкций летательного аппарата, а также на стадийность их разрушения. Из проведенных исследований следует вывод о необходимости контроля в технологическом процессе образования неразъемных соединений электронно-лучевой сваркой таких основных факторов, как качество поверхности стыкуемых кромок силового элемента конструкции под узловую сборку, условия фокусировки электронного луча, его мощность и колебательные процессы, уровень гидродинамической нестабильности в канале проплавления.

Рассмотрена проблема шума в салоне современных гражданских самолетов. На базе акустических испыта­ний SSJ-100 показано, что основными источниками шума в салоне самолета с классической компоновкой сило­вой установки (два турбовентиляторных двигателя на пилонах под крылом) на режиме крейсерского полета яв­ляются система кондиционирования и вентиляции воздуха и поля пульсаций давления в турбулентном пограничном слое на поверхности фюзеляжа. Рассмотрена проблема проектирования таких самолетов с учетом требований по шуму в салоне. Представлены структура проблемы и основные направления инженерных и фундаментальных ис­следований, необходимых для проектирования самолета по заданным параметрам акустического комфорта. Рас­смотрены основные методы снижения шума в салоне.

Рассматриваются задачи восстановления характеристик упругости конструкции и внешней нагрузки по от­клику – результатам измерения деформаций или перемещений в процессе эксперимента. Исходные данные та­ких задач – случайные величины. На базе использования вероятностных моделей в линейной и нелинейной по­становке рассмотрены теоретические основы функциональных преобразований случайных явлений в детерми­нированных и стохастических системах. Приведены примеры получения решений с использованием аналитических выражений, вытекающих из известных математических моделей, полученных ранее в детерминистической по­становке, а также примеры нелинейных задач, для решения которых используются смешанные вероятностные модели.

Проведены расчетно-экспериментальные исследования модели демонстратора отсека крыла с подвешенной мотогондолой в рамках европейского проекта AFLoNext. На их основе были обеспечены требования по прочно­сти, а также динамической устойчивости демонстратора в потоке аэродинамической трубы. Также была достиг­нута высокая точность измерений эффективности исследуемых систем управления обтеканием крыла, благода­ря прецизионному учету упругих деформаций элементов демонстратора под действием сил веса и скоростного напора.

Рассматриваются экспериментальные методы определения динамических характеристик опор шасси самолета: резонансных частот, коэффициентов демпфирования и резонансных форм колебаний по результатам наземных частотных испытаний опор шасси. Описаны методы и алгоритмы определения резонансных характеристик ос­новных тонов колебаний опор шасси: кручения, бокового и продольного изгиба опоры по измеренным в харак­терных точках конструкции амплитудно-фазовым частотным характеристикам (АФЧХ). Резонансные частоты, фор­мы и декременты колебаний, определяются с использованием частотных передаточных функций (динамических податливостей и динамических жесткостей). Приводятся типовые схемы расстановки акселерометров и схемы рас­положения возбудителей колебаний. Описанные методы получения динамических характеристик развиты на базе многолетнего опыта проведения наземных частотных испытаний опор шасси различных самолетов специалис­тами ЦАГИ.

Описаны пути расширения диапазона рабочих токов в сторону их уменьшения, показаны примеры реализа­ции этих путей как в направлении конструктивных изменений, так и в направлении освоения новых техноло­гий. Проиллюстрированы этапы отработки технологии изготовления импрегнированных бариевых и скандатно- бариевых термоэмиттеров. Показаны прогнозируемые и реальные проблемы, возникшие в ходе работ, и пути их решения. Приведены результаты исследовательских испытаний опытного катода высокоимпульсного двигателя (КВДО) и катода с бариевым термоэмиттером.

Рассмотрены принципы управления расходом топлива в дополнительную камеру сгорания (ДКС) и площа­дью критического сечения сопла многорежимного авиационного двухвального двухконтурного газотурбинного двигателя (ГТД), основанные на применении в программном обеспечении цифровой системы автоматического управления (САУ) двигателя его бортовой математической модели. Разработаны структура и алгоритмы управ­ления для такого регулятора. Приведены результаты оценки эффективности рассмотренных методов управления.

Проведена оценка эффективности авиационного поршневого двигателя (АПД), использующего турбокомпа- ундную схему, в сравнении с базовым АПД с воспламенением от сжатия и мощностью 300 л.с. Верификация расчетной математической модели базового АПД осуществлялась по экспериментальным данным, полученным при регистрации внешней скоростной характеристики. Моделирование проводилось путем 0-мерных и 1-мер­ных расчетов в программном комплексе AVL BOOST. На основе модели базового двигателя была создана мате­матическая модель турбокомпаундного поршневого двигателя (ТК АПД); определены параметры, обеспечиваю­щие наилучшие эффективные показатели. Проведен сравнительный анализ полученных результатов.

Проведены исследования разрушений турбинных лопаток авиационных двигателей в процессе эксплуатации; развиты методические подходы и разработаны новые методики диагностики разрушений, оценки работоспособ­ности, живучести лопаток; установлены причины эксплуатационных разрушений; разработаны рекомендации по предотвращению разрушений турбинных лопаток в эксплуатации. Установлены внешние, фрактографические и металлографические признаки, необходимые и достаточные для оперативной идентификации изломов лопаток по типам эксплуатационных разрушений. Представлены результаты экспериментального измерения скорости роста усталостных трещин в материале лопаток при высокотемпературных испытаниях на примере трех жаропрочных литейных сплавов на никелевой основе. Установлен интервал совпадения макро- и микроскорости роста уста­лостной трещины. Полученные результаты фрактографического исследования микромеханизмов и стадийности роста трещин позволяют судить об условиях нагружения и скорости развития усталостной трещины.

Представлены общие подходы к математическому моделированию рабочего процесса в авиационном газо­турбинном двигателе (ГТД), работающем в условиях обледенения элементов его проточной части. Рассмотрена поузловая математическая модель двигателя, в которой параметры, определяющие режим работы каждого узла, представляют собой совокупность независимых переменных. Значения этих переменных вычисляются в резуль­тате решения системы нелинейных уравнений, определяющих условия совместной работы узлов в системе дви­гателя и законы его регулирования. На примере анализа результатов испытаний ТРДД компании Honeywell ALF502R, проведенных в условиях обледенения ледяными кристаллами в Лаборатории реактивных двигателей Исследовательского центра NASA, продемонстрированы возможности разработанной математической модели. Показано хорошее совпадение расчетных и экспериментальных результатов, что свидетельствует о принципиально обоснованных подходах к моделированию рабочего процесса в авиационном газотурбинном двигателя в услови­ях обледенения.

Проведена оптимизация геометрии лопаток диффузоров клиновидной формы центробежного компрессора (ЦБК), влияющей на коэффициент потери полного давления ξ и коэффициент восстановления статического давления С_р в диффузоре при разных углах входа α_3Л. Основной акцент сделан на исследовании течения рабо­чего тела в межлопаточных каналах диффузора и влияния геометрии клиновидного диффузора на эффективность центробежного компрессора при разных углах на входе лопаток диффузора на основе численного анализа. В статье представлены также результаты численного исследования проточной части компрессора, т.е. совместной работы рабочего колеса (РК) с диффузором для оценки качества геометрии и работы диффузора с целью повышения эф­фективности компрессора. Проектирование узлов центробежного компрессора осуществлено с помощью программ­ных пакетов Ansys Workbench (Vista CCD, Fluid flow CFX) и Solidworks для профилирования лопаток диффузора.

Проведен анализ возможных причин расхождения параметров струи, измеренных в лабораторных условиях и реализуемых в космосе, на основе применения многофракционной конической модели струи стационарного плазменного двигателя. Рассмотрены три возможных способа калибровки модели струи по интегральным пара­метрам двигателя: по разрядному току, по расходу и по тяге двигателя; исследовано влияние условий проведе­ния измерений на интегральные параметры струи. Отмечено, что добиться полного соответствия параметров таким путем не представляется возможным, поскольку имеет место эффект «развала» струи, обусловленный взаимодей­ствием ускоренных ионов с нейтральными частицами. Для получения более высокой точности модели струи не­обходимо учитывать указанные факторы и использовать более сложные методы коррекции.

Рассмотрена энергетическая система (ЭС) в общем виде, как механическая машина преобразования входной энергии в полезную работу. Представлены методологические основы прогноза основных показателей техничес­кого облика ЭС методами математической статистики. Показано, что для любых ЭС возможна разработка уни­версального специального статистического критерия, который объединяет в себе все эксплуатационные параметры в виде многопараметрической неразрывной функции и может быть назван критерием технического прогноза. Приведен алгоритм составления и расчёта специального критерия в общем виде. Для демонстрации правомер­ности введения специального критерия дается пример расчёта прогноза технического облика ЭС в общем виде.

Приведены результаты расчетов для эжекторов с криволинейным и последующим прямолинейным участка­ми камеры смешения. Оценивается влияние геометрических параметров эжектора на его коэффициент эжекции. Дано обоснование выбора геометрических параметров эжекторов с криволинейным участком камеры смешения.

Рассматривается методика оценки психофизиологического состояния (ПФС) летного экипажа, космонавтов, летчиков-испытателей и других специалистов, эксплуатирующих летательные аппараты, во время исполнения спе­циальных обязанностей, связанных с принятием решений. Предлагается к рассмотрению подход с применением метода газоразрядной визуализации (ГРВ) в совокупности с системой нечеткой логики для мониторинга психо­физиологического состояния. Показаны перспективы методики применения автоматизированной системы оценки ПФС.

Представлены результаты проектирования и испытания осевых микронасосов для биотехнической системы орбитальной станции. Разработан и апробирован экспериментальный стенд, позволяющий определять напорно­расходные характеристики микронасосов и учитывать особенности испытаний объектов, работающих при малых подачах и напорах.

Рассматривается возможность скрытного движения воздушного объекта (ВО) в зоне обнаружения радиоло­кационной станции (РЛС) воздушного базирования, работающей в импульсно-доплеровском режиме для обна­ружения низколетящих воздушных объектов на фоне подстилающей поверхности. Предметом статьи являются прямолинейные траектории скрытного движения ВО, т. е. такие прямолинейные траектории, при движении по которым объект не обнаруживается из-за близости радиальных составляющих скорости ВО и подстилающей по­верхности. Такие траектории характеризуются простотой расчета и лёгкостью реализации. Представлены фор­мулы для вычисления моментов пересечения границ зоны резекции, в которой воздушные объекты не обнару­живаются доплеровской РЛС воздушного базирования. Построены области в зоне обнаружения импульсно-доп­леровской РЛС, в которые объект может попасть, двигаясь по прямолинейным скрытным траекториям. Исследованы их формы и размеры в зависимости от положения и параметров движения ВО относительно РЛС. Найдены условия, когда возможны неограниченные области достижимости по прямолинейным скрытным тра­екториям, и условия существования прямолинейных скрытных траекторий выхода воздушного объекта в место положения бортовой доплеровской РЛС.

Данная работа посвящена изучению характера ударных повреждений различных полимерных композицион­ных материалов (ПКМ). Дано описание технологии изготовления образцов для испытаний, имеющих различную природу материала и тип переплетения. Отработана методика нанесения и регистрации параметров удара на стенде с вертикально падающим грузом. С целью сравнения ударостойкости, была выбрана энергия удара 10, 20, 30 Дж для всех исследуемых материалов. Размеры ударных повреждений регистрировались визуально, а глубина вмя­тин определялась цифровым индикатором. Исследованы ультразвуковым дефектоскопом площади внутренних расслоений. Построены графики зависимости средних показателей площадей внутренних повреждений от энер­гии удара для разных материалов. Для послойной оценки характера повреждений применялась рентгеновская ком­пьютерная томография.

Проанализированы экспериментальные данные влияния различной скорости резания на интенсивность из­носа инструмента. Получена зависимость величины износа от величины нароста, от толщины срезаемого слоя и подачи. Проанализированы экспериментальные данные влияния глубины резания и температуры инструмента на интенсивность износа инструмента. Приведены рекомендации по выбору оптимальных режимов резания, при которых обеспечивается максимальный срок службы инструмента.

Экспериментально определены закономерности деформирования и разрушения твёрдых и тонких образцов нанокристаллического материала (Co_71,66Si_17,09B_4,73Fe_3,38Cr_3,14) при нагружении пирамидкой Виккерса на подложке. Установлено существование оптимальной нагрузки, при которой вероятность образования симметричных мик­рокартин разрушения максимальна. Статистический анализ таких микрокартин, а также расстояний между па­раллельными трещинами позволяет найти вязкость микроразрушения. Установлена зависимость симметрии микрокартин разрушения от величины нагрузки и расстояния до границы образца. Определены режимы меха­нических испытаний, при выполнении которых удаётся получить симметричные системы микротрещин, пригодные для определения вязкости микроразрушения. Разработаны алгоритмы, позволяющие определять оптимальную нагрузку на индентор и допустимое расстояние до границы образца.

Представлены результаты оценки модуля микроускорений, возникающих при температурном ударе, для ма­лого космического аппарата (МКА), содержащего панели солнечных батарей (ПСБ). Получены значения мик­роускорений для МКА типа «Возврат–МКА». Доказано, что для успешной реализации гравитационно-чувстви­тельных процессов на борту МКА технологического назначения с теневым участком орбиты требуется разработ­ка алгоритмов управления, нивелирующих температурный удар, с точки зрения компенсации возникающих микроускорений.

Представлены результаты экспериментальных исследований процессов наполнения парашютов больших площадей, а также отклонений от нормы в этих процессах, влияющих на основные характеристики, прочность и несущую способность парашютов, что имеет большое прикладное значение в конструкторской и испытательной практике парашютных систем основного класса.

Проведено численное моделирование нестационарного обтекания изолированного воздухозаборника с острыми кромками. Для определения физических особенностей нестационарных турбулентных течений применен реализованный в солвере ANSYS CFX современный вихреразрешающий SBES (Stress Blended Eddy Simulation) метод. Моделирование трёхмерного течения вязкого сжимаемого газа вокруг и внутри объекта исследования проводилось с использованием пространственной регулярной многоблочной сетки. Процедура построения расчётной сетки выполнялась в ручном режиме с применением программного комплекса ICEM CFD.

Для оценки достоверности расчётного исследования, основанного на применении SBES-метода, проведено сравнение полученных значений среднеквадратичного параметра интенсивности пульсаций с экспериментальными данными. При этом процедура обработки расчётных материалов велась в соответствии со стандартной экспериментальной методикой, принятой в ЦАГИ. Установлено, что полученные в расчёте значения параметра среднеквадратичного параметра интенсивности пульсаций в сечении, соответствующем входу в двигатель, на всех исследуемых режимах с достаточно высокой степенью точности совпадают с экспериментальными данными.

Исследуется возможность применения отклоняемого вектора тяги двигателей гражданского самолета c целью улучшения его управляемости, характеристик взлета и крейсерского полета.

Приводится краткое изложение проведенной НИР на предприятии-изготовителе авиационных тормозных колес. Дается обоснование для подхода к расчету динамики распределения тепловой энергии по объему фрикционных дисков и конструкции колеса при торможении. Рассматриваются вопросы методологии разработки архитектуры и параметризации 1D-модели конструкции колеса для расчета контролируемых температурных точек [1]. Показана достаточная точность результатов расчета в сравнении с данными испытаний. Определены перспективы развития применяемого метода расчета.

Предлагается методика топологической оптимизации конструкции фюзеляжа в зоне большого выреза на основе концепции полнонапряжённости с учётом функциональных ограничений на обобщённые перемещения обшивки на контуре выреза. Для синтеза объекта проектирования используется специальная модель метода конечных элементов на основе деформируемого твёрдого тела переменной плотности. Приводится численный пример проектирования отсека фюзеляжа с прямоугольным вырезом, демонстрирующий работоспособность предлагаемой методики и новое техническое решение, найденное на её основе.

Рассматриваются вопросы применения беспилотного летательного аппарата (БПЛА) для определения соле­ности и электрической проводимости морской воды. Сформулирована задача формирования эмпирической мо­дели БПЛА в режиме взятия проб воды. Предложен эвристический алгоритм создания эмпирической модели БПЛА, используемого для исследования качества воды. Предложена эмпирическая модель БПЛА в режиме сбора проб для проведения анализа проб. Косвенная валидация созданной эмпирической модели показала хорошее совпа­дение характера экспериментальных зависимостей и модельных зависимостей, полученных на базе эвристичес­кого алгоритма функционирования БПЛА в режиме исследования качества воды.

Уменьшение массогабаритных показателей исполнительных механизмов приводных систем является актуальной задачей развития систем управления летательным аппаратом (ЛА). Один из путей достижения этой цели – поиск оптимального передаточного числа планетарной передачи, используемой в качестве выходной ступени мно­гоступенчатого редуктора.

В качестве планетарных передач рассматриваются наиболее часто применяемые в исполнительных механизмах ЛА схемы: однорядная и со спаренными сателлитами.

Выявлено, что однорядная планетарная передача имеет такое оптимальное передаточное число, а для плане­тарных передач со спаренными сателлитами установлена взаимосвязь между передаточными числами сателлитов первого и второго ряда с контактирующими колесами.

Рассматривается возможность применения системы внешних энергопоглощающих подушек безопасности для спасения вертолета. Выполнено моделирование основных расчетных случаев нагружения вертолета в процессе аварийной посадки с использованием метода конечных элементов. Исследовано влияние подушек безопасности на скорости и ускорения, действующие в центре масс вертолета в процессе аварийной посадки. Получены зависимости изменения давления, массового расхода и температуры газа от времени обжатия подушек. На основе анализа расчетов определены основные проектные параметры (начальное давление, площадь выходного отверстия и т.п.) внешних подушек безопасности.

Рассмотрены вопросы технологии проектирования и изготовления типового элемента конструкции динамически подобной модели (ДПМ) самолета, выполненного с применением полимерных композиционных материалов (ПКМ). Изложена методика проведения частотных испытаний. Показаны результаты расчетных и экспериментальных исследований форм и частот собственных колебаний с учетом размещения дополнительных грузов. Приведены расчётные формы и частоты собственных колебаний, полученные с помощью метода конечных элементов с использованием нескольких последовательно сгущающихся сеток. Показано удовлетворительное соответствие полученных данных.

Исследование влияния на показатели двигателя величины (кажущейся) молекулярной массы применяемого топлива становится возможным при анализе результатов процессов газообмена на базе соотношений парциальных объемов компонентов рабочей смеси, что позволяет оценить состав рабочей смеси, определяющий все – мощностные, экономические и экологические – показатели двигателя. При использовании объемной доли воздуха в рабочей смеси в качестве основной характеристики качества наполнения появляется возможность получить зависимости, учитывающие влияние на наполнение и основные расчетные характеристики рабочего цикла поршневого двигателя внутреннего сгорания (ПДВС) молекулярной массы используемого топлива, а также степени рециркуляции отработавших газов. Предлагаемый подход особенно важен при анализе рабочих циклов двигателей, работающих на газообразных топливах, и в частности на водороде. В статье рассматриваются преимущества оценки наполнения долями воздуха и / или свежего заряда, а также приводятся зависимости для оценки индикаторных показателей поршневых ДВС, работающих на любых типах топлива при наличии или отсутствии рециркуляции.

Представлены результаты исследования влияния процессов горения на структуру закрученного потока за горелочным устройством камеры сгорания газотурбинной установки с центральным телом. Экспериментально определены скорости потока с помощью лазерного доплеровского анемометра, состав продуктов сгорания с помощью метода отбора проб с последующим хроматографическим анализом. Проведено моделирование течения и процессов горения в трёхмерной нестационарной постановке с помощью метода моделирования крупных вихрей (Large Eddy Simulation, LES). Показано, что результаты моделирования хорошо согласуются с экспериментальными данными, кроме концентрации промежуточных продуктов сгорания, например СО, во фронте пламени. Для варианта без горения максимальное значение пульсационной составляющей скорости расположено за кромкой центрального тела в области образования крупных когерентных структур. В случае с горением максимальное значение пульсационной составляющей скорости смещается в область взаимодействия зоны обратных токов и основного закрученного потока.

Уточнена параметрическая модель массы газотурбинного двигателя (ГТД) со свободной турбиной, применяемая в задаче оптимизации параметров рабочего процесса вертолетного двигателя на этапе концептуального про­ектирования. Причем при проведении параметрических исследований проектную массу силовой установки не­обходимо оценивать по параметрам газотурбинного двигателя, однако такие зависимости до настоящего времени изучены недостаточно. Поэтому оценку зависимостей массы двигателя от параметров его рабочего процесса в настоящее время производят на основании обобщенных статистических данных по выполненным конструкциям либо по параметрическим моделям массы, так как иной, более точной информации на этом этапе не имеется. Однако по мере появления новых вариантов газотурбинных двигателей требуется периодически уточнять значения коэффициентов параметрической модели. В работе предложено представлять коэффициенты, используемые в модели, в виде зависимостей от основных параметров рабочего процесса, что позволило проводить параметрические исследования и получать прогнозные решения, соответствующие достигнутому на сегодняшний день уровню проектирования газотурбинных двигателей.

Представлены обоснования явления наведенной радиации собственной внешней атмосферой (СВА) косми­ческого аппарата вследствие переносов энергии радиационных излучений от ядерной энергоустановки (ЯЭУ) за блок радиационной защиты, в затененную им область, в которой размещены чувствительные к такому излучению элементы конструкции и электронное оборудование. Перенос осуществляется при протекании реакций ядерных превращений в собственной внешней атмосфере вследствие её облучения интенсивными потоками излучений реактора, перемещения среды из области околореакторного пространства к приборному отсеку и последующей дезактивации образовавшихся радионуклидов, сопровождающейся облучениями приборного отсека. Подтверждение явления наведенной радиации обнаружено при анализе фотоматериалов, заснятых в космическом эксперименте по созданию искусственного солнечного затмения при совместном международном полете космических кораблей «Аполлон» – «Союз» (по программе ЭПАС).

Рассматривается способ измерения параметров двухфазного высококонцентрированного газокапельного потока, основанный на совместном использовании лазерно-оптических и зондовых методов измерения. Проанализированы причины погрешностей зондового метода измерения и предложены устройства их устранения. Впервые предложена методика определения коэффициента упругости удара, что позволило экспериментально определять локальные значения полей массовых расходов, концентраций, скоростей фаз и размеров капель, в частности при исследовании многофорсуночного смесителя камеры сгорания.

Проведен анализ необходимости применения многорежимного катода-компенсатора, а также представлены результаты экспериментальных исследований, основные технические параметры и характеристики такого като­да-компенсатора, работающего в диапазоне токов разряда от 3 до 15 А.

Рассмотрены ограничения по использованию средств управления космическими аппаратами (КА), учитываемые при их распределении, к которым относятся: ограничения по одновременному использованию различных средств управления КА, ограничения по использованию отдельного средства управления КА и ограничения, обусловленные возможностями центров управления полётами КА по проведению сеансов связи. Приведено описание системы рассмотренных ограничений, учитываемых при распределении средств управления КА. Проведен анализ указанной системы. Представлена математическая постановка задачи учёта рассмотренной системы ограничений.

Актуальность исследования обусловлена тем, что цифровизация управления воздушным движением увеличивает число проектов доработки наземных средств радиотехнического обеспечения полётов воздушных судов (средств РТОП). Цель статьи – предложить легко реализуемый метод расчёта количества сотрудников для реализации проектов доработки в установленные сроки, в котором будет учтено, что эти же сотрудники обеспечивают оперативное восстановление исправности средств РТОП. Классические методы расчёта систем массового обслуживания, основанные на расчёте вероятностей пребывания системы в различных состояниях, практически не применимы из-за размерности данной задачи. В статье поставленная задача решена с помощью метода динамики средних. Разработана программа для проведения в MathCAD PRIME расчётов требуемого количества сотрудников. Материалы статьи представляют практическую ценность для руководителей служб эксплуатации радиотехнического обеспечения полетов и связи и менеджеров, уполномоченных осуществлять планирование проектов доработки.

Система управления спортивным самолетом, как правило, характеризуется предельной простотой и не до­полняется возможностью автоматического управления (автопилотом). Следовательно, стоит задача разработки ме­тодики построения системы предупреждения, не основанной на автоматическом управлении (автоматическом уводе с опасной высоты), а содержащей только предупреждение, уровень которого должен быть непосредственно свя­зан с вероятностью возникновения аварийной ситуации, для предотвращения возможности перехода этой ситу­ации в катастрофическую.

Освещаются вопросы оценки результативности систем менеджмента качества (СМК) предприятий-поставщиков аэрокосмической отрасли при проведении сертификационных аудитов. Рассмотрены такие недостатки процедур сертификации СМК, как отсутствие, во-первых, возможности количественного оценивания уровня результативности систем, а во-вторых – набора единых для аэрокосмических предприятий показателей оценки. Предложены уточненная методика оценки результативности СМК и набор показателей конкурентоспособности предприятий аэрокосмической промышленности, позволяющие количественно оценить уровень зрелости СМК и, кроме того, сместить акценты аудита с оценки соответствия системы требованиям стандартов на оценку результативности системы с точки зрения достижения конкретных показателей, влияющих на конкурентоспособность и важных для заказчиков в авиационной отрасли.

Предложен прикладной метод, который может быть использован для повышения прочности металлокомпозитных соединений.

В таком виде соединений будет определенное количество тонких штифтов, проходящих через подложки в области перекрытия металлокомпозитных клеевых соединений. На поверхности штифтов имеется клей, и таким образом штифты соединяются с подложками.

Штифты, проходящие через соединительные пластины, не только устраняют трещины в адгезивном слое связанных соединений, но и воспринимают некоторую нагрузку между металлическими и композитными компонентами.

Результаты испытаний показывают, что предложенный метод может увеличить прочность и устойчивость к разрушению металлокомпозитных соединений по сравнению с традиционными клеевыми соединениями.

Влияние количества и расположения штифтов на механические характеристики соединения проанализировано в соответствии с результатами испытаний.

И наконец, получен метод оптимизации, применение которого позволит улучшить показатели по нагрузочной способности и изломостойкости соединений.

Обозначена актуальность изыскания путей снижения приобретения конструкционными полимерными ком­позиционными материалами, как материалами с ярко выраженной анизотропией свойств, первичной дефектности в результате разных видов механической обработки, в частности при образовании крепежных отверстий в углепластиках на основе эпоксидных матриц. Опробован подход управляемого влияния на приспособленность к механической обработке эпоксиуглепластиков антифрикционного модификатора стеарата цинка (СЦ). Приведены результаты измерений интегральных характеристик температур при механической обработке экспериментальных матричных и композитных образцов, проанализированы результаты измерений качества отверстий по критерию шероховатости.

Предметом данной статьи является оценка перспектив применения магнетронного разряда в качестве эмиттера электронов для катода-компенсатора электроракетных двигателей. Оценен энергетический аспект применения магнетронного катода-компенсатора для современных стационарных двигателей. Дана теоретическая оценка минимального рабочего напряжения, которое составило 126 В для магнетронного разряда с медным катодом в атмосфере аргона. Проведено экспериментальное исследование влияния давления плазмообразующего газа на величину рабочего напряжения магнетронного разряда для нескольких вариантов комбинации материал катода – рабочий газ. Минимальное напряжение разряда 160... 170 В было получено при работе на смеси аргона с воздухом и использовании алюминиевого катода.

Проведена разработка облика трехдвигательной компоновки типа «смешанное крыло-фюзеляж» (англ. BWB). С этой целью выполнена аэродинамическая оптимизация формы мотогондолы и положения двигателей. При оптимизации для расчета аэродинамических характеристик использован метод, основанный на численном решении трехмерных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. Для поиска оптимального решения использован алгоритм эффективной глобальной оптимизации, основанный на построении имитационных моделей. Разработанная процедура рассмотрена в контексте многодисциплинарной оптимизации третьего поколения, проводимой в рамках проекта AGILE. При выполнении проекта созданная процедура применена к самолётам, выбранным в качестве тестовых случаев.

Рассматривается методический подход к укрупнённому расчету трудоёмкости изготовления космических аппаратов на головных предприятиях-изготовителях ракетно-космической промышленности. По базовым характеристикам, функционалу и компоновочным решениям авторами разработан классификатор изделий. Представлены варианты расчёта как для единичного запуска, так и для запуска нескольких аппаратов на одном носителе. Полученные благодаря разработанному алгоритму результаты позволяют оценить реализуемость государственных и коммерческих программ по обеспечению орбитальной группировки для выполнения научно-социальных задач и поддержания международного сотрудничества.

Излагается метод расчёта изгибных напряжений в зашвартованной и незашвартованной лопасти вертолёта, обдуваемой ветровым потоком. Получена простая в реализации вычислительная схема решения исходного нелинейного уравнения нагружения лопасти на основе метода последовательных возмущений параметров В.В. Петрова. Приведены результаты расчётов для лопастей несущего винта вертолёта типа Ми-8.

Исследованы прочностные характеристики модели турбины, изготовленной из PLA-пластмассы с помощью аддитивных технологий. Проведены испытания турбины на прочность, и сделана оценка влияния растягиваю­щих напряжений при вращении турбины на её работоспособность. Дана оценка использования деталей, изготов­ленных аддитивным методом, в различных агрегатах, в том числе в лабораторных стендах для исследования тур­бин на сжатом воздухе.

Приведены: методика наземных испытаний с моделированием сил при невращающемся роторе двигателя, ос­новные соотношения и границы их применения, данные о средствах воспроизведения силовых воздействий на самолет, оценки достоверности и примеры результатов эксперимента с измерением частотных характеристик в режиме авторотации.

Предметом исследования являются энергетические характеристики подсистем генерации, преобразования и передачи энергии, а также отвода тепла многофункциональных лазерных энергоустановок (МЛЭУ) на основе волоконных лазеров. В статье предложена методика расчета характеристик МЛЭУ. Приведены результаты апробации разработанной методики для расчета параметров МЛЭУ, решающей задачу борьбы с фрагментами космического мусора (ФКМ). Представленные методики могут быть использованы для комплексной оценки параметров подсистем МЛЭУ и разработки рекомендаций по ее применению.

Приведены результаты теоретико-экспериментальных исследований характеристик калиберных воздухозаборных устройств (ВЗУ) для летательного аппарата (ЛА) с ракетно-прямоточным двигателем (РПД), движущегося в плотных слоях атмосферы. Получены дроссельные характеристики для калиберного четырехканального ВЗУ. Проанализированы дальности полета управляемых артиллерийских снарядов с РПД.

Представлена предварительная проработка малоразмерного газотурбинного двигателя (МГТД) класса мощности 200 л.с. со свободной турбиной (СТ) и теплообменником (ТО) системы регенерации тепла выхлопных газов двигателя. Разработана уникальная компоновка теплообменника на двигателе. Приведены результаты расчетов, подтверждающие эффективность МГТД такой схемы. Представленный двигатель разрабатывается, в первую очередь, для беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) различного типа (вертолетного и самолетного) и назначения. Также возможно его применение на легких пилотируемых самолетах и вертолетах.

На примере расчета одновального турбореактивного двигателя (ТРД) с умеренным уровнем проектных параметров рассмотрено влияние неоднородности полного давления на его основные параметры, такие, как тяга и запас газодинамической устойчивости системы сжатия. Выбор типа двигателя объясняется тем, что, в отличие от турбореактивного двухконтурного двигателя, который рассматривался в предыдущих работах, на входе в компрессор ТРД неоднородное поле полного давления считается известным и его влияние на единственный компрессор будет определяющим для всего ТРД.

Предложен и обоснован параметр E_r, являющийся условным показателем «концентрации» пониженного давления на единицу входной площади, который можно использовать критериальным при рассмотрении влияния неравномерности полного давления на входе в двигатель на его тягово-экономические показатели. Показано, что зависимость потери тяги от параметра E_r изменяется практически линейно и дополнительно определяется режимом работы двигателя.

Предложена модель распределения динамического и температурного пространственных пограничных слоев с конвективной составляющей (для случая Pr<1), необходимая для аналитического определения локального коэффициента теплоотдачи в полостях вращения турбин жидкостных ракетных двигателей. Получено интегральное соотношение уравнения энергии температурного пространственного пограничного слоя, позволяющего вести интегрирование по поверхности любой формы, необходимое для определения толщины потери энергии. С учетом интегрального соотношения записан закон теплообмена турбулентного пограничного слоя для полостей вращения. Аналитическим путем получены выражения для определения локального коэффициента теплоотдачи в виде критерия Стантона для прямолинейного равномерного течения потока, вращательного течения по закону твердого тела и вращательного течения свободного вихря степенного профиля распределения параметров динамического и температурного пограничного слоя. Аналитические выражения для коэффициентов теплоотдачи хорошо согласуются с экспериментальными данными и зависимостями, полученными другими авторами.

Рассматривается конструкция камеры сгорания конвертированного авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), служащего для привода нагнетателя газоперекачивающего агрегата. Рассмотрены особенности конструкции системы охлаждения стенок жаровой трубы и принцип организации охлаждения. Проведено испытание камеры сгорания в составе газотурбинного двигателя, и представлены результаты определения температуры стенок жаровой трубы на двух режимах работы газотурбинной установки (ГТУ), соответствующих 16 и 18 МВт. Представлена методика расчета температуры стенки, и проведено сравнение результатов расчета и эксперимента. Выполнен анализ полученных результатов.

Работа посвящена исследованию технического состояния роликового подшипника качения для газотурбинного двигателя (ГТД) после прохождения ускоренных ресурсных испытаний за ресурс 2000 ч. С целью анализа вибрационного состояния подшипника 5АВ1002926Р4 проводился комплексный анализ, включающий спектральный анализ, анализ СКЗ в низко-, средне- и высокочастотных диапазонах, пик-фактора в низко- и высокочастотном диапазоне, анализ спектра огибающей и анализ «сырого» сигнала записей. Полученные результаты испытаний позволили оценить техническое состояние подшипника и допустить его к дальнейшим ресурсным испытаниям на стенде ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Рассматривается методика рентгеноскопического контроля элементов конструкции воздушного судна (ВС) с сотовым заполнителем. Представлены экспериментальные данные проведения контроля элементов конструкции с сотовым заполнителем, раскрыт алгоритм дисперсионного анализа этих данных. Получены результаты фрактального анализа снимков структур конструкции с сотовым заполнителем без дефекта и с дефектом.

Разработаны основные направления создания эффективной системы функциональной диагностики жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающей в режиме реального времени при проведения стендовых огневых испытаний (ОИ). Определены основные элементы структуры системы функциональной диагностики (СФД), включающие: аппаратно-программный комплекс, информационную систему и базу данных, эмулятор сигналов телеметрии и автоматизированное рабочее место оператора. Показана эффективность применения СФД на примере конкретного ОИ.

Предлагается новый метод решения задачи расчета возмущенной двухимпульсной траектории перелета за заданное время между круговыми околоземной и окололунной орбитами заданной высоты и наклонения. На всех участках траектории учитываются ускорения сил притяжения Земли, Луны и Солнца как точечных масс и ускорение от второй зональной гармоники геопотенциала. Расчет траектории перелета сводится к решению двухточечной краевой задачи для системы обыкновенных дифференциальных уравнений. Разработанный метод основан на методе продолжения и не требует начального приближения для решения краевой задачи.

Настоящая работа посвящена методу защиты Земли с использованием космического аппарата (КА) с двигателями малой тяги. Разработана математическая модель управления движением астероида и КА с учетом гравитационного воздействия Солнца, Земли, астероида и космического аппарата. Разработан программный комплекс, предназначенный для моделирования и визуализации траекторий движения. Полученные результаты подтверждают возможность отклонения астероида от опасной траектории с использованием гравитационного притяжения космического аппарата.

Описан подход к определению влияния различных алгоритмов управления приводом остронаправленной антенны на его виброактивность и пути улучшения динамической обстановки на борту космического аппарата, представлены результаты наземных и летных испытаний.

Исследовалась возможность использования проволоки из никель-хром-кремниевой бронзы БрНХК-2,5-0,6-0,7 для изготовления упругих элементов, в частности винтовых пружин. Представлены результаты исследования ме­ханических характеристик бронзового сплава БрНХК с применением метода акустической эмиссии. Анализиро­вались зависимости между параметрами акустической эмиссии и механическими характеристиками проволоки БрНХК-2,5-0,6-0,7 после реализации различных режимов термической обработки. Для установления закономер­ностей между параметрами акустической эмиссии и механическими характеристиками построены совмещенные диаграммы. Применяя метод акустической эмиссии, можно при растяжении образца оперативно определять размер зерна испытанного материала, что, в свою очередь, позволит прогнозировать эксплуатационные свойства готового изделия (релаксационную стойкость, ползучесть) на стадии проектирования упругих элементов, что позволит технологу выбрать оптимальный режим термической обработки без длительных исследований микроструктуры. Полученные закономерности можно использовать при входном контроле пружинных материалов для подтверждения сертификационных требований, а также для прогнозирования свойств на длительный период эксплуатации (до 25 лет).

Исследуются возможности контроля процесса резания с применением акустико-эмиссионного метода посредством обработки входного сигнала с помощью фильтра Калмана. В частности, проводятся измерения колебаний системы станок-приспособление-инструмент-заготовка в процессе обработки заготовки резанием. Предлагается фиксировать момент начала процесса резания в процессе измерения колебаний с помощью нескольких алгоритмов фильтрации. Выбран наиболее подходящий из них с возможностью применения его для более сложной задачи – контроля зоны резания, в частности фиксации скола режущей кромки инструмента.

Проведены исследования, направленные на разработку экономнолегированного жаропрочного никелевого сплава для монокристаллических рабочих лопаток газовых турбин. Выполнен расчёт и обоснован химический состав перспективного сплава, а также выплавлена опытная партия сплава. Отработаны режимы плавки заливки, разработан режим термической обработки и изготовлены монокристаллические образцы для механических испытаний и металлографических исследований. Согласно анализу полученных результатов, длительная прочность раз­работанного сплава при 1000°С на базе 100 ч составляет 238 МПа при плотности 8,87 г/см³ с потенциалом доведения до более высоких значений путем оптимизации режимов термической обработки.

Изучены строение и свойства металлосодержащих нанокомпозитов, получаемых в ходе термических превращений Ре(Ш)Со(П)-акрилатных комплексов. Показано, что термические превращения исследуемых комплексов включают стадии дегидратации, твердофазной полимеризации и декарбоксилирования формирующегося металлополимера. Твердофазным продуктом термического превращения комплексов являются металлосодержащие наночастицы, стабилизированные карбонизованной полимерной матрицей. Кристаллическими наноструктурированными фазами являются Fe₃O₄, CoFe₂O₄ и CoO. Средний размер кристаллитов – 10 нм. Изучены магнитные свойства полученных нанокомпозитов. Гистерезисные петли, измеренные при температурах ниже 200 К, являются открытыми и сдвинуты в отрицательное поле. Коэрцитивная сила и остаточная намагниченность равны 0.18 Т и 15.5 мТ соответственно.

Представлены результаты определения межслоевой прочности металлополимерного композиционного материала СИАЛа, образованного слоями алюминиевого сплава и однонаправленного стеклопластика. Исследованы образцы, состоящие из 17 слоев, для которых определена кажущаяся межслоевая прочность по результатам испытаний на трехточечный изгиб. Установлено, что для исследованных образцов реализуется механизмы межслоевого сдвига при соотношении размеров длины к толщине менее 10. Локализация разрушения происходит в зоне центрального слоя, что соответствует требованиям стандартов на проведение испытаний по методу короткой балки. Однако такие испытания СИАЛов всегда сопровождаются возникновением значительных пластических деформаций, связанных с присутствием алюминиевых слоев в структуре материала. При удлинении образцов более 10 в них реализуется механизм разрушения, при котором происходят отслоение и потеря устойчивости внешних слоев на сжатой стороне образца. На основе предложенной аппроксимации экспериментальных данных получена оценка для фактической межслоевой прочности материала, которая составила ~60 МПа.

Даны выражения для угла и скорости планирования систем с мягким крылом в зависимости от их аэродина­мических и конструктивных коэффициентов. Показано наличие оптимального удлинения для выбранного про­филя крыла и вида стропной системы. Получены выражения для определения координаты подвеса крыла отно­сительно центра тяжести груза, подвешенного к свободным концам, в моторном и безмоторном полете. Показа­на независимость угла атаки самобалансирующихся крыльев от величины тяги.

Экспериментально и численно изучается предложенный авторами новый способ управления обтеканием крыла с отклоненным предкрылком, состоящий в выдуве струй, создаваемых путем пассивного управления – перепус­ка воздуха с нижней на верхнюю поверхность носовой части крыла. Данный способ формирования струйных вих­регенераторов реализован в аэродинамическом эксперименте на модели современного магистрального самолета с выпущенной механизацией. Проведены расчетные исследования влияния струйных вихрегенераторов на характер обтекания крыла во взлетно-посадочной конфигурации. Показано, что использование пассивного управления дает увеличение коэффициента максимальной подъемной силы крыла и самолета в целом.

Рассматривается решение уравнений движения конвертоплана при выполнении им переходных режимов полета от вертолетного к самолетному. На примере конвертоплана Project Zero получены законы изменения по скорости полета углов атаки и поворота оси вращения винта относительно строительной горизонтали фюзеляжа, частоты вращения винта и угла установки его лопастей относительно плоскости вращения.

Безопасность полета современного магистрального пассажирского самолета в значительной степени зависит от надежности системы электроснабжения. К надежности этой системы предъявляются жесткие требования, которые изложены, в частности, в авиационных правилах АП-25, где указано, что функциональный отказ системы генерирования электроэнергии должен быть практически невероятным событием. Требуемое значение вероятности функционального отказа этой системы на час полета должно составлять не более 10^-9. Для достижения такого уровня надежности разработчикам приходится устанавливать на борт самолета кроме основной, как правило, дублированной системы электроснабжения, еще и аварийную систему, что в целом приводит к значительному увеличению массы и габаритов и, в конечном счете, к снижению показателя топливной эффективности самолета. В статье предлагается подход, построенный на повышении надежности системы электроснабжения на основе структурного резервирования ее ключевых элементов: электрических генераторов и преобразователей, направленный на уменьшение общего количества каналов системы электроснабжения на борту воздушного судна и, как следствие, на снижение массы, габаритов и сложности системы электроснабжения.

Описана структура разрабатываемой имитационной модели, предлагаемой в качестве решения задачи создания и модернизации систем по очистке от микропримесей. Представлено формализованное описание основных элементов имитационной модели. Сформулированы основные факторы, лежащие в основе имитаторов: физико-химические свойства микропримесей, источники и механизмы их образования, стоки и технологии удаления. Про­демонстрирована работа блока модели, имитирующего выделение микропримесей экипажем при учете всех ос­новных воздействующих факторов.

Приведены основные направления исследований космических функциональных и космических промышленных технологий. Предложен единый классификатор технологий, а также метод сравнительного анализа стратегического технологического инвестиционного плана NASA STIP 2017, программы космических технологий Европейского космического агентства и ФКПР на 2016–2025 гг. путем классификации направлений исследований.

Разработан проект перспективного скоростного летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки на базе несущих винтов (НВ) вертолета схемы «синхроптер» с толкающим воздушным винтом (ВВ). При разработке проекта использованы и продемонстрированы возможности современных компьютерных технологий проектирования. Акцент сделан на аэродинамическом проектировании ЛА с внедрением современных тенденций создания скоростных вертолетов. Рассмотрены основные ограничения и возможные пути реализации увеличения скоростей полета вертолета. Приведены результаты расчетов аэродинамических характеристик с учетом принятых решений. Сформированы общий вид и компоновка. Рассчитаны летно-технические характеристики (ЛТХ) ЛА. Полученные результаты свидетельствуют о достижении показателей, близких к современному мировому уровню.

Рассматриваются задачи устойчивости двух типов стержней переменной жесткости: со ступенчатым изменением сечения с двумя участками и со ступенчатым изменением сечения с тремя участками. Приняты граничные условия в виде шарнирного закрепления по двум торцам, а также с заделкой по одному торцу и свободным вторым торцом. Рассмотрены стержни из изотропного материала и из слоистого композита.

Для исследования устойчивости стержней переменной жесткости использовался вариационный метод Ритца. Получены аналитические выражения для определения критической силы. Приведены результаты расчета и их верификация.

Рассматривается проблема завышенной концентрации оксида углерода в продуктах сгорания газотурбинно­го двигателя – ГТД НК-16СТ. Данную проблему можно отнести к возникающему недожогу топлива. Если при­нять, что выброс СН определяют те же факторы, что и выброс СО, то проблема снижения СН решается теми же способами.

В работе сделано предположение, что наиболее приемлемой для улучшения процесса горения является струйная подача топлива, в связи с чем выполнен расчет и определено оптимальное количество топливных отверстий в форсунке, а также их диаметры. Дальнейшая работа заключалась в исследовании двух типов форсунок: с закру­ченной топливной струей и струйной подачей топлива.

Проведены исследования по определению качества смешения топлива, огневые испытания горелок с двумя типами форсунок. Проведены испытания отсеков с данными форсунками, где определена полнота сгорания. Проведены испытания камер с двумя типами форсунок в составе двигателей.

По результатам проведенных работ подтверждено предположение, что организация струйной подачи топли­ва наиболее эффективно позволяет сжигать газообразное топливо и снижать концентрацию оксида углерода в продуктах сгорания.

Представлен метод измерения осевого усилия, воздействующего на радиально-упорный подшипник качения, c помощью динамического тензометрирования. Для тензорезисторов описаны условия установки на кольца под­шипника и процесс градуировки. Приведены материалы по верификации данного метода.

Работа посвящена расчётному исследованию влияния полетных условий на повреждаемость диска турбины высокого давления (ТВД) высокоманевренного летательного аппарата (ЛА). По результатам исследования мож­но сделать вывод, что повреждаемость диска ТВД от малоцикловой усталости (МЦУ) для рассмотренных типов циклов нагружения зависит от полетных условий. На основании этого предложено дальнейшее развитие методи­ки контроля выработки ресурса основных деталей (ОД) газотурбинного двигателя (ГТД) высокоманевренных ЛА по МЦУ за счет учета условий реализации (полетных условий) циклов нагружения в каждом конкретном полете, что позволит максимально полно использовать ресурс двигателя и тем самым уменьшить стоимость жизненного цикла.

Проведены исследования возможных путей совершенствования силовой установки газотурбовоза с учетом ограничений, накладываемых особенностями применения газотурбинных двигателей (ГТД) на железнодорожном транспорте. Работа проводилась в несколько этапов: верификация математических моделей, используемых при выполнении проектного расчета и расчета эксплуатационных характеристик ГТД, с целью повышения идентичности их математическим моделям, используемым ПАО «Кузнецов»; исследование влияния числа ступеней компрессора низкого давления на эксплуатационные характеристики газотурбинной установки (ГТУ), используемой в составе газотурбовоза; разработка предложений по совершенствованию условий совместной работы узлов с целью сокращения расхода воздуха через ГТУ.

Описан способ определения профиля эрозии поверхности элементов электроракетных двигателей (ЭРД) и других газоразрядных приборов под действием распыления неоднородными ионными потоками с помощью многослойных покрытий из контрастных материалов. Показано, что при выборе структуры многослойных покрытий ключевым параметром при вычислении толщин отдельных слоев является угол выработки поверхности. Приведено теоретическое доказательство применимости выражения для угла выработки поверхности, полученного для массивного материала, для любого слоя многослойного покрытия произвольной структуры. Представленные ре­зультаты могут быть полезны при выборе оптимальных толщин слоев многослойных покрытий для ускоренного определения профиля эрозии поверхностей ионно-оптической системы ЭРД.

Профессиональная деятельность членов летного экипажа, космонавтов, летчиков-испытателей и других спе­циалистов, эксплуатирующих летательные аппараты (ЛА), требует мониторинга психофизиологического состояния (ПФС) в процессе выполнения ими служебных обязанностей. Для мониторинга ПФС предполагается подход с применением метода газоразрядной визуализации (ГРВ), в котором планируется использование нейросетевых технолаогий.

Показываются перспективы применения рассматриваемой автоматизированной системы управления для аэро­космического комплекса.

Проведено обобщение работ в области теоретических исследований и практического применения малогаба­ритных ударных беспилотных летательных аппаратов, условного класса ближнего действия. Представлены ори­гинальные результаты натурных экспериментальных испытаний сброса макетов ударных нагрузок с использованием беспилотных летательных аппаратов ближнего действия. Результаты испытаний подтверждают возможность снижения рисков потерь пилотируемой авиации в коридоре пролета авиации в зоне ответственности бригад первых эшелонов за счет огневого воздействия по силам и средствам противовоздушной обороны противника, что, в свою очередь, свидетельствует о практической реализуемости и актуальности заявленного ранее обобщенного способа совместных действий пилотируемой и беспилотной авиации. Полученные результаты могут быть использованы при огневом поражении других объектов удара, в том числе радиоэлектронных средств связи пунктов управления, узлов связи, живой силы противника.

В рамках выполнения научно-исследовательской работы проведено классическое исследование по определению законов изменения коэффициента трения и факторов, влияющих на него. Силу трения F_T фрикционной пары определяют: давление, скорость скольжения, теплофизические и механические свойства материалов, при этом фрикционно-износные характеристики и механические свойства пары трения находятся в различных нелинейных функциональных зависимостях от режима трения и, в первую очередь, от теплового режима работы пар трения.

Представлен сферический механизм, позволяющий производить пространственные движения по сфере. Для механизма создается ЗИ-модель в программе SolidWorks. С помощью данной модели можно синтезировать и проверить структуру механизма. Произведен расчет углового перемещения, скорости и ускорения шатуна с центральной точки звена и ползуна самого механизма. Произведен расчет центральной точки с учетом малой и большой толщины звеньев механизма. Расчеты произведены для всех углов между звеньями, которые применялись при расчете сферического механизма с двумя степенями свободы. На основе полученной математической модели был произведен расчет момента инерции от заданного движения кривошипа. Определены параметры движения по координатным осям, что позволит использовать формулы направляющих косинусов. Произведен расчет дополнительных углов, применяющихся при создании математической модели для момента инерции, полученных из пространственной сферы вокруг механизма. Получен момент мгновенного вращения данного механизма, задано определенное движение механизма, задан промежуток времени его движения. Графики получены для сравнения двух методов и отражают движение самого шатуна и ползуна механизма. Также с помощью Maple проверен расчет движения с моментом инерции самого механизма, с заданной различной массой, но с определенными гео­метрическими параметрами звеньев механизма.

Представлена концепция роботизированной сборки солнечных энергоустановок в космосе, которая основана на использовании автомата-сборщика солнечных батарей. Показана схема его использования, определены рамки возможного применения.

Разработана методика моделирования тепловых деформаций заготовки, возникающих в процессе сверления отверстий. Предложен алгоритм оценки погрешности размера заготовки вследствие её тепловых деформаций при сверлении отверстий. Для рекомендованных производителем режимов резания определена погрешность от тепловых деформаций заготовки, возникающих при сверлении отверстий в детали «барабан» из магниевого сплава МЛ12. Показано, что рекомендуемые производителем режимы резания не гарантируют требуемую точность обработки.

Представлены результаты теоретических и экспериментальных исследований процесса гидроабразивной резки различных материалов. Произведены теоретические исследования возникновения зоны волнистого и гладкого реза. Разработана математическая модель формирования шероховатости поверхности реза по глубине сечения реза. Разработана методика оптимизации процесса гидроабразивной резки. Проведены испытания методики оптимизации в условиях реального производства.

Разработан новый метод оценки состояния технического потенциала предприятий, исключающий неоднозначность определения комплексного показателя технического уровня производства при обобщении количественных показателей для его получения. В целях определения технического уровня существующая классификация обору­дования дополнена с учетом чистых зон и помещений, что позволило распространить область применимости разработанного метода на предприятия приборостроения, производс�