Статья: ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (2024)

В процессе проектирования исполнителям необходим доступ к документам с требованиями к изделию. Поиск и обработка этих данных значительно замедляют проектирование изделия. Сокращение затрат времени на проектирование требует наличия соответствующего программного инструмента. В работе рассмотрены программы, способные создать систему управления требованиями, предложена концепция системы управления требованиями, использование которой позволит повысить эффективность процесса проектирования технического изделия. Тестирование отечественных продуктов выявило потенциал этих программ и позволило говорить о возможности внедрения этого программного обеспечения в производственный процесс предприятий авиадвигателестроительной отрасли.

Рассматривается задача контроля работоспособности технических систем, соответствующая этапу выходного контроля при производстве изделия, а также стадии проверки изделия перед его применением. На основе обобщения и развития существующих подходов разработаны модели и методы контроля работоспособности сложных технических систем, предложены модели прогнозирования параметров их контроля. Разработаны методы оптимизации числа испытаний агрегатов технических систем при проведении контроля их работоспособности. Предложены методы оценки оптимального уровня суммарного процента брака. Работоспособность предлагаемых подходов проиллюстрирована на конкретном численном примере. Методы и модели, изложенные в статье, могут быть полезны для инженерно-технических работников КБ, НИИ, научно-производственных объединений и предприятий при обеспечении безотказности изделий и технических систем.

Редукторы авиационных газотурбинных двигателей являются наиболее напряжёнными их узлами. Это предполагает необходимость наличия способов контроля их технического состояния. Практика показывает, что наиболее эффективным методом является вибродиагностика. Однако она требует использования сложных измерительных систем и специалистов высокой квалификации. В настоящей работе показано, что погрешности изготовления и сборки зубчатого зацепления, характеристики режима работы машины конструктивные факторы, частотная модуляция от флуктуации частоты вращения ротора двигателя на стационарном режиме его работы и износ боковых поверхностей зубьев определяют ширину спектральной линии частоты вращения выходного вала редуктора. Используя полученные результаты по разработке модели ширины зубцовой спектральной линии, получены соотношения для ширины спектральной линии сигнала «штатного» тахометрического датчика частоты вращения выходного вала редуктора и соответствующей спектральной линии его вибрации. Предложены модели для определения ширины спектральной линии частоты вращения выходного вала отремонтированных и вновь изготовленных редукторов и редукторов с износом боковых поверхностей зубьев. Это позволило разработать ряд новых диагностических признаков дефекта. Применительно к редуктору одного из турбовинтовых двигателей приведено несколько примеров их использования. Полученные результаты предоставляют возможность оценивать его техническое состояние в процессе эксплуатации.

Показана актуальность использования лазерного трекера в составе автоматизированного технологического комплекса для повышения точности перемещений промышленного робота-манипулятора в процессе инкрементального формообразования. Сформулированы требования к измерительной системе технологического комплекса. Построена математическая модель величины сигнала, регистрируемого с помощью лазерного трекера по результатам измерения перемещений робота-манипулятора. Описан алгоритм корректировки перемещений робота в процессе инкрементального формообразования в реальном времени.

Создание новых и совершенствование действующих машин и механизмов требует развития приводостроения и создания новых систем приводов, способных конкурировать с известными на сегодняшнее время схемотехническими решениями. В этих условиях создание комбинированных пневмомеханических приводов является важной научно-технической задачей. Целью настоящей работы является повышение быстродействия при заданной точности вспомогательных движений целевых механизмов технологических машин путём создания пневмомеханического привода с улучшенными энергетическими и динамическими характеристиками. Представлено техническое решение позиционного пневмомеханического привода исполнительных движений технологического оборудования, разработаны математическая и компьютерная модели. При этом используется метод решения дифференциального уравнения в программе SiminTech. В результате получена осциллограмма переходных процессов. Разработанные модели позволяют проводить динамический анализ пневмомеханических систем.

Существенным недостатком замкнутых систем является их склонность к неустойчивости. В реальных системах имеются потери, изменение величины передаваемой энергии и прочность элементов конструкции системы всегда ограничены, поэтому в таких системах чаще всего реализуются автоколебания. В работе поставлена задача выявления механизмов неустойчивости и автоколебаний в гидравлическом приводе с целью построения их математического описания. В следящем приводе есть все условия для возникновения автоколебаний: колебательное звено - подвижная часть привода и столб упругой жидкости, источник энергии. Поддержание регулярных колебаний в гидроприводах осуществляется за счёт энергии сжатой жидкости, обратной связи, нелинейного характера генерируемой и поглощаемой энергий и др. Выполнено экспериментальное исследование следящего гидропривода учебного стенда FESTO. Целью исследования явилось накопление материалов для разработки математических моделей, которые адекватно отражали бы основные свойства реальных систем.

Рассматривается разработанный авторами численный метод, заключающийся в получении трёхмерной поверхности усталости детали по результатам экспериментов, соответствующих двум-четырём значениям эксплуатационного фактора, позволяющий получить график зависимости изменения предела выносливости детали от воздействия конкретного параметра. Приведено описание алгоритма разработанного метода, подтверждена его достоверность, проверено хорошее совпадение метода со сторонними эмпирическими данными при других величинах эксплуатационных параметров. Построена модель поверхности усталости, уточняющая расчёт на прочность элементов летательных аппаратов, работающих в разреженной атмосфере (например, моторные отсеки космических комплексов и верхних блоков ракет-носителей) и, как следствие, позволяющая оптимизировать их конструктивное совершенство.

Представлена конструкция демпфера на основе многослойного магнитореологического эластомера, который обладает повышенной нагрузочной способностью (до 500 Н) и работает во всех режимах виброизоляции в зависимости от управляющего сигнала. Представлена конструкция системы охлаждения демпфера. Проведены вибрационные испытания демпфера и получены его амплитудно-частотные характеристики, представлены исследования переходных процессов перемещения демпфера при ступенчатом управляющем сигнале.

Разработана методика экспериментальных исследований механических характеристик слоистого полимерного композита с учётом технологических отверстий и дефектов. Представлены результаты экспериментального определения механических характеристик, исследовано влияние материала наполнителя, типа переплетения тканевого волокна, технологических отверстий и производственных дефектов на механические характеристики слоистого углепластика. Испытательные образцы изготовлены из углеткани 200Р, 200Т, АСМ С300Х и связующего «Инжект SL(B)». Выполнены статические испытания образцов на одноосное растяжение, сжатие и на трёхточечный изгиб.

Рассматривается метод расчёта в первом приближении взлётной массы лёгкого самолёта с гибридной силовой установкой на базе поршневого и электрического двигателей. Дан краткий обзор организаций, занимающихся тематикой гибридных силовых установок. Показано влияние степени гибридизации силовой установки на взлётную массу самолёта. Под степенью гибридизации силовой установки понимается относительная величина, характеризующая распределение суммарной мощности всех двигателей, установленных на летательном аппарате, между поршневыми и электрическими двигателями. Представлены основные параметры, необходимые для определения взлётной массы самолёта в первом приближении. Взлётная масса самолёта в первом приближении определяется из уравнения её существования. Приводятся статистические данные самолётов с разными типами силовых установок, на основе которых проводятся расчёты. В первом приближении относительная масса гибридной силовой установки определяется путём анализа статистических данных лёгких самолётов с поршневыми и электрическими двигателями, по которым построены соответствующие графики. Сделаны выводы о наличии оптимального диапазона характеристик лёгкого самолёта с гибридной силовой установкой.

Рассматривается проблема обеспечения заданной терморазмеростабильности конструкций из слоистых полимерных композиционных материалов на период срока службы. Предлагается метод надёжностно-ориентированного проектирования терморазмеростабильной композитной конструкции, согласно которому её проектные параметры устанавливаются с учётом технологической реализуемости термодеформационных свойств в конкретном технологическом процессе и эксплуатационной изменчивости этих свойств для условий и длительности применения изделия. Обсуждаются особенности процесса проектирования по критерию размерной точности и стабильности при удовлетворении требований надёжности, прочности и жёсткости в рамках разработанного подхода, приведён алгоритм комплексного решения задачи.

Одним из способов повышения удельных характеристик двигательной установки средства выведения полезной нагрузки в околоземное пространство является обеспечение возможности работы нерегулируемого сопла на расчётном режиме на всём активном участке траектории полёта. Такое сопло должно быть компактным, лёгким, хорошо охлаждаемым. Для детальной отработки возможности внедрения сопла в состав камеры ракетного двигателя необходимо иметь возможность оперативной оценки истинного значения тяги и удельного импульса, которое может достигнуть камера с таким соплом. В данной статье представлены результаты расчёта тяги и удельного импульса, полученные по инженерной методике, которые сравниваются с результатами численного моделирования. Расчёт проводился для атмосферного и высотного участков траектории полёта средства выведения. Приводится сравнение результатов расчёта с экспериментальными значениями удельного импульса, полученными на стендовой камере ракетного двигателя при условиях работы в атмосфере. Приведённые результаты могут быть применены как для оценки новых, так и для усовершенствования существующих конструкций сопел широкодиапазонных ракетных двигателей.

Изложен опыт применения методологии модельно-ориентированной системной инженерии (Model-Based Systems Engineering - MBSE) при организации наземных испытаний бортового комплекса оборудования беспилотных летательных аппаратов в АО «Кронштадт». Эта методология успешно используется при разработке различных сложных систем управления, таких как встраиваемые системы управления, цифровая обработка сигналов, компьютерное зрение, радиолокация и связь. Выполнен анализ процесса тестирования бортового оборудования с применением действующего наземного испытательного стенда, предложен способ автоматизации его работы. Выполнен расчёт экономической эффективности.

Проанализированы различные конфигурации струйных форсунок, а также их конструктивное исполнение. Рассмотрено влияние входной фаски струйных форсунок на их коэффициент расхода и дальнобойность. Определены оптимальные конструктивные параметры струйных форсунок. Показано, что сверление прецизионных микроотверстий форсунок целесообразно проводить с использованием высокоточного трёхмерного электроэрозионного оборудования.