Статья: РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ПОВРЕЖДЁННОСТИ ПО ТОЛЩИНЕ ИЗГИБАЕМОГО ЛИСТА ПРИ ПРИМЕНЕНИИ ДИАГРАММЫ ПЛАСТИЧНОСТИ (2024)

Разработан датчик давления с пьезоэлектрическим чувствительным элементом для информационно-измерительной системы технического состояния ракетного двигателя. Теоретическим и экспериментальным путём получены основные технические характеристики пьезоэлементов лабораторных образцов. Для анализа микроструктуры материала пьезоэлементов были изготовлены шлифы. При анализе фотографий шлифов установлено, что структура пьезоматериала плотная, поры мелкие, равномерно распределённые по объёму. Разработан и испытан лабораторный макет технологического оборудования для плазменной модификации шихты на основе свинцовых и бессвинцовых компонентов.

Актуальным направлением развития современных энергетических установок является применение в качестве топлива природного газа. В работе представлена методика оценки влияния различных факторов на эффективность работы низкотемпературных энергетических установок на примере влияния тепловых потоков теплообменных аппаратов, а также проведён сравнительный анализ параметров и характеристик теплообменников-испарителей в системах хранения сжиженного природного газа и в энергетических системах, использующих низкопотенциальную энергию криопродукта. Приведён анализ массива данных, полученных из различных статей, с описанием энергетических комплексов, в которых используется низкопотенциальное тепло криопродукта. Также описан метод оценки влияния системы регазификации криопродукта на общую эффективность энергетических установок и систем.

Приведены методика и результаты моделирования внутренних процессов распыла и горения в дозвуковой части камеры жидкостного ракетного двигателя для номинального режима работы в трёхмерной постановке в программе «ANSYS Fluent». Использовался редуцированный механизм химических реакций z77 для моделирования процесса горения. Процесс распыла жидких компонентов топлива (керосин Т-1 и кислород) центробежными однокомпонентными форсунками моделировался с использованием модели дискретных фаз. Полученные результаты (давление, температура и скорость) сравнивались с данными стендовых испытаний и проектным термогазодинамическим расчётом с учётом влияния смесеобразования по методике Ивлева, в результате чего расхождение данных по основным характеристикам не превысило8%. Следовательно, методика, использованная в данной работе, может быть применена для моделирования процессов распыла и горения жидких компонентов топлива (керосина Т-1 и кислорода) в жидкостном ракетном двигателе.

В силовых конструкциях космических аппаратов часто используют клеевое соединение деталей из титановых сплавов и композиционных материалов. Для увеличения прочности клеевого соединения пары «титан - углепластик» необходима предварительная обработка склеиваемых поверхностей. Для обработки поверхности металла в данной работе предлагается применить лазерное текстурирование. Основной целью исследования является экспериментальное определение прочностных характеристик клеевого соединения углепластика и титанового сплава с различными режимами лазерной обработки поверхности металла и определение влияния термоциклирования на образцы клеевого соединения. Поверхность титанового сплава ОТ-4 обрабатывалась лазером при различных режимах, после чего образцы склеивали клеем ВК-9 и LOCTITE® EA 9394 AERO. Склеенные образцы подвергались термоциклированию в вакуумной камере в диапазоне температур от -150 до +150°С. Испытание образцов клеевого соединения на сдвиг показало, что лазерное текстурирование увеличивает прочность соединения в среднем на 60% для клея LOCTITE® EA 9394 AERO и на 142% для клея ВК-9. Образцы с лазерным текстурированием имеют когезионный характер разрушения по углепластику. При термоциклировании у большинства образцов наблюдается незначительное снижение прочности клеевого соединения (в среднем на 6…8%). Полученные результаты показывают, что использование лазерной обработки для подготовки титанового сплава перед склеиванием с композиционным материалом является перспективным методом повышения прочности клеевого соединения для элементов космического аппарата.

Представлена аналитическая модель гасителя пульсаций давления для трубопроводных систем обобщённой структуры, полученная с помощью метода четырёхполюсников. Данная модель получена в сосредоточенных и в распределённых параметрах. Учёт распределённости параметров проведён для центрального инерционного канала гасителя введением в аналитическую модель вместо матрицы инерционного сопротивления матрицы для распределённого элемента. В программе Ansys разработана конечно-элементная параметрическая модель двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа. Пульсационные процессы в гасителе смоделированы с помощью акустического анализа. По трём моделям проведён расчёт частотнозависимых коэффициентов матрицы передачи гасителя с помощью трёх численных экспериментов, в которых используется участок трубопроводной системы, для которого динамические характеристики известны заранее. Рассчитаны характеристические параметры двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа: волновые (характеристические) сопротивления на входе и на выходе и коэффициент собственного затухания. Расчёт проведён с использованием аналитических и конечно-элементных моделей. Разработан однокаскадный гаситель колебаний давления, с регулируемыми параметрами, позволяющий изменять сопротивления жиклёров и резонансных трубок, длину центрального канала и ёмкость расширительной полости. Для разработанного однокаскадного гасителя колебаний проведено сравнение собственных характеристик, рассчитанных по аналитической модели и по результатам экспериментальных исследований.

Одним из путей повышения эффективности камеры ракетного двигателя является обеспечение работы нерегулируемого сопла на расчётном режиме во всём диапазоне высот функционирования двигателя. В работе представлены результаты натурного эксперимента макета кольцевого сопла с плоским центральным телом. Целью эксперимента являлась оценка эффективности по величине удельного импульса кольцевого сопла с плоским центральным телом в сравнении с соплом Лаваля. Испытания проводились на «горячем» стенде кафедры«Двигатели и энергоустановки летательных аппаратов» БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. В качестве рабочего тела использовался генерируемый высокотемпературный парогаз, эксперимент проводился в земных условиях. В ходе испытаний на стенде в автоматизированном режиме регистрировались показания режимных параметров работы (давление, массовые расходы, тяга, соотношение компонентов). Изменение параметров осуществлялось путём перенастройки соответствующих элементов пневмогидравлической системы. По результатам испытаний была осуществлена оценка эффективности кольцевого сопла с плоским центральным телом в сравнении с соплом Лаваля, а также произведено сравнение значений экспериментальных данных с теоретически ожидаемыми. Приведённые в статье результаты могут быть использованы для продолжения исследований с целью усовершенствования существующих конструкций сопел широкодиапазонных ракетных двигателей.

Представлены результаты исследования прикладной модели нестационарного потока через узел лепесткового клапана двухтактного поршневого двигателя. Основная цель заключалась в создании и проверке модели на основе расчётной схемы обратного клапана в программном пакете ALLBEA. Кратко обсуждаются принципы моделирования динамики запорного элемента в сопряжении с одномерной моделью газовой динамики, а также алгоритмизация вычислений для их внедрения в пакет. Рассмотрен подход к идентификации модели клапана и предложен метод коррекции коэффициентов модели. Для идентификации и проверки модели использовались данные, полученные с одноцикловой экспериментальной установки, в которой было организовано течение с волнами конечной амплитуды в трубопроводе с лепестковым клапаном. Проведённое исследование вносит вклад в анализ и оптимизацию процессов в трубопроводах, насосах и двигателях, способствует развитию прикладных моделей, программных средств и методик расчётов в указанных областях.

Представлена модель для анализа процесса взаимодействия лазерного излучения и металлопорошковой композиции в процессе прямого лазерного выращивания крупногабаритных камер сгорания газотурбинных двигателей. Металлопорошковая композиция подаётся в зону плавления коаксиально с лазерным излучением. Задача состоит в том, чтобы полностью расплавить порошок лазерным излучением до его попадания в ванну расплава на платформе построения. Лазерное излучение поглощается по мере прохождения через газопорошковую струю, его энергия также используется для расплавления платформы построения или предыдущего слоя. Таким образом, для определения параметров технологического режима, обеспечивающего расплавление порошинок, необходимо определить границы параметров, при которых происходит полное расплавление каждой частицы металлопорошковой композиции в газопорошковой струе. Для моделирования теплообмена внутри частицы использовался закон поглощения лазерного излучения Бера - Ламберта с применением метода сосредоточенных параметров. Необходимая энергия для расплавления порошкового материала определялась через энтальпию. Полученное одномерное дифференциальное уравнение приращения энтальпии решено численно методом Эйлера. С помощью разработанной модели определено расстояние от точки начала взаимодействия лазерного луча с металлопорошковой композицией до зоны её полного расплавления, и исследовано влияние скорости газопорошковой струи, мощности лазерного излучения, насыпной плотности металлопорошковой композиции и среднего радиуса порошинок на расстояние до зоны полного расплавления.

Показано, что в силу имеющейся неполноты или неточности информации об условиях реализации программ стратегического планирования технологических инноваций возникает риск. Управление реализацией программ - это, по сути, управление её рисками. Предложена методика определения допустимого уровня риска реализации программ развития космических средств, которая представляет собой гарантированный уровень безубыточности проекта и может рассматриваться в качестве критерия необходимости принятия мер по снижению рисков технологических инноваций, а также критерия целесообразности продолжения (прекращения) реализации программы или её отдельных компонентов. Приведены расчёты допустимого уровня риска применительно к федеральным программам развития космической техники.

Целью работы является разработка и описание нового метода испытаний электронной аппаратуры космических аппаратов. Обоснована актуальность разработки новых методов и средств испытаний бортовой электронной аппаратуры космических аппаратов на основе намеренного внесения неисправностей с целью проверок алгоритмов живучести. Показано, что проведение таких испытаний позволяет повысить полноту контроля и надёжность бортовой электронной аппаратуры космических аппаратов при одновременном сокращении затрат на испытания. Метод испытаний программного обеспечения космических аппаратов на основе внесения неисправностей применён для решения частной задачи проверок режимов ориентации и стабилизации. Предложенный метод позволяет разрабатывать полунатурные модели бортовой электронной аппаратуры повышенной адекватности и реконфигурируемости за счёт применения в качестве основы аппаратно-программных комплексов программируемые логические интегральные схемы. Метод реализован на аппаратно-программных средствах наземного отладочного комплекса бортовой электронной аппаратуры и отличается возможностью имитации широкого спектра бортовой электронной аппаратуры, низкой стоимостью и мобильностью. Все описанные в статье технические решения внедрены в производственный процесс при создании современных космических аппаратов связи, радионавигации и геодезии.

Приведено описание разработанных моделей, алгоритмов и программного обеспечения для оперативной оценки энергобаланса на борту космических аппаратов оптико-электронного наблюдения поверхности Земли с целью контроля выполнения целевых показателей космической системы наблюдения. На основе полученных моделей и алгоритмов разработан модуль программного обеспечения для оценки бортового энергобаланса в динамике, который используется в составе программного обеспечения для оценки целевых и основных проектных показателей космической системы наблюдения. В пользовательском интерфейсе модуля предусмотрены окна для ввода и контроля исходных данных по параметрам системы электропитания и циклограммам подключения приборов бортовых систем, а также окна для вывода результатов моделирования энергобаланса в цифровом виде и в виде динамических диаграмм. Использование программного обеспечения, построенного на предложенных моделях и алгоритмах, позволяет более обоснованно и оперативно разрабатывать первоначальные требования к проектируемым бортовым системам космических аппаратов дистанционного зондирования Земли высокодетального и оперативного наблюдения и ускорить процесс согласования проектных характеристик космического аппарата на начальных стадиях проектирования. Предлагаемые методы, модели и программное обеспечение носят универсальный характер и могут быть использованы при проектировании космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с широким спектром целевых показателей, состава целевой аппаратуры и бортовых обеспечивающих систем.

Рассматривается пример практического использования методики многодисциплинарной оптимизации параметров облика летательных аппаратов самолётного типа в виде решения задачи модификации двух существующих летательных аппаратов с характеристиками, представленными в открытых источниках. Исследована сходимость задачи оптимизации. Приводятся результаты валидации математических моделей аэродинамики путём сравнения с экспериментом, проведена оценка достоверности вычисления целевой функции на примере решения прямой задачи расчёта взлётной массы и лётно-технических характеристик самолётов-прототипов и сравнения результатов с их реальными характеристиками. Предложена методика продольной балансировки летательных аппаратов самолётного типа с двумя несущими поверхностями при оптимизации параметров.

Представлен обзор разработок российских и зарубежных учёных в области конструирования адаптивных крыльев. Рассмотрены исторические периоды развития и совершенствования способов трансформации крыла летательных аппаратов. Выделены классификационные признаки адаптивных крыльев летательных аппаратов, предложена подробная классификация адаптивных крыльев по назначению (стационарные и мобильные) и конструктивным особенностям (вариант и способ изменения конфигурации и формы). Показаны результаты тестовых испытаний готовых конструкций и прототипов. Описаны патенты перспективных конструкций адаптивных крыльев.

Предлагается методика для оптимизации компоновки бортовой аппаратуры в отсеках космических аппаратов по критерию минимума массы бортовой кабельной сети. Цель работы заключается в создании единой методики размещения приборов и проверки выполнения технических требований. Приведены методические выкладки, касающиеся учёта подключений приборов между собой и с прочими элементами систем, а также предварительной оценки массы бортовой кабельной сети, как задачи вариационного исчисления с элементами топологической оптимизации. Представлен алгоритм размещения приборов на основе схемы их подключений с возможностью контроля выполнения эргономических, монтажных, габаритных, массо-центровочных требований к компоновке. Тестирование проведено на примере космического аппарата с отсеком цилиндрической формы. Оно было организовано в несколько этапов, чтобы проследить изменение массы бортовой кабельной сети при смещениях приборов для выполнения эргономических, монтажных, габаритных требований. Результаты тестирования позволили усовершенствовать процедуры определения координат размещения приборов с заданным положением и значений габаритных зазоров, а также сравнить полученную массу кабелей с данными из статистики.