Статья: ИССЛЕДОВАНИЕ МОРФОЛОГИИ ПОВЕРХНОСТИ, ОПТИЧЕСКИХ И ЭЛЕКТРОННЫХ СВОЙСТВ ТОНКИХ ПЛЁНОК MG2SI НА SI (111) (2024)

Рассматривается композиционный материал из нарубленных тонких узких полимерных лент, армированных углеродными волокнами, и полимерного связующего. Ставится задача по аналитическому определению упругих и прочностных характеристик композита при известном минимальном наборе основных характеристик компонентов. Предлагается методика последовательного решения задачи на микро- и мезоуровнях. Ключевым моментом в методике является введение в рассмотрение «коэффициента эффективного объёма волокон» в короткой нити и способа его вычисления через критерий «силовой фактор». Приводятся: результаты расчётов модуля Юнга и предела прочности на растяжение образцов материала из частей лент фиксированной длины 6, 12, 18 и 24 мм; сравнение с экспериментальными данными и оценка точности и границ применимости методики.

Вопрос улучшения энергомассовых характеристик является одним из наиболее важных при разработке газогенераторов различного назначения. В связи с этим, в рамках работ по поиску путей использования перспективных видов топлив проводились экспериментальные исследования газогенератора, работающего на смесевом монотопливе на базе нитроэфиров. В качестве устройства, инициирующего реакцию горения, использовался гранулированный саморазогревающийся тепловой аккумулятор запуска, размещающийся в цилиндрической камере сгорания. Экспериментальные исследования позволили выявить особенности сложного и многостадийного процесса преобразования монотоплива, происходящего в поровом пространстве камеры сгорания газогенератора на поверхностях гранул и внутри сложной системы каналов, состоящих из элементарных ячеек, образованных этими гранулами. При этом поровое пространство теплового аккумулятора представляет собой гранулированную засыпку из монодисперсных гранул неупорядоченной структуры. Задачей работы, описываемой в статье, являлось создание математического описания гранулированной засыпки неупорядоченной структуры, решаемой в двумерной постановке. Предлагается метод перехода от гексагональной укладки к условно-упорядоченной, сочетающей в себе компактность гексагональной и удобство описания - кубической. Получаемая укладка позволяет представить половину фронтального сечения гранулированного теплового аккумулятора в виде вертикального плоского слоя с заданной структурой, определяемой пористостью, диаметром гранул и габаритами камеры сгорания - её длиной и диаметром. Предложенный подход перехода от неупорядоченной структуры засыпки к условно-упорядоченной позволил разработать математическую модель, описывающую внутреннюю структуру теплового аккумулятора запуска, и определить координаты зон теплового аккумулятора, в которых происходят различные стадии преобразования монотоплива. Это позволит перейти к формированию описания рабочего процесса газогенератора с гранулированным саморазогревающимся тепловым аккумулятором запуска.

Изучено действие широкополосных механических возмущений на работу помехоустойчивого цифрового спекл-интерферометра с непрерывным лазерным излучателем и диффузно-рассеивающим оптическим элементом, установленным перед колеблющимся колесом турбины. Получены зависимости видности регистрируемых интерферограмм при различных видах искусственно создаваемых помех. Показано, что наиболее опасными возмущениями для работы спекл-интерферометра являются периодические удары и розовый шум, тогда как белый шум и естественные колебания пола помещения, где размещалась экспериментальная установка, существенно не ухудшают качество записываемой информации. Анализируется влияние механических свойств диффузно-рассеивающего элемента интерферометра на качество получаемых интерференционных картин. Отмечена связь между ростом вынужденных тангенциальных колебаний диффузно-рассеивающего элемента и снижением контраста интерференционных полос. Экспериментально показано, что увеличение толщины оргстеклянной пластины диффузно-рассеивающего элемента до 8 мм способствует нейтрализации действия розового шума, в то время как воздействие периодических ударных нагрузок снижает контрастность записываемых интерференционных картин при использовании диффузно-рассеивающего элемента с оргстеклянными пластинами толщиной 5 и 8 мм.

Представлены результаты исследований шести сплавов системы Al-Ca-Zn-Mg с добавками меди, марганца, железа и кремния с целью моделирования состава сплава, приготовленного на основе вторичного алюминия. Сплавы изготавливались в виде слитков размером 140×200×20 мм, которые подвергали последующей деформационной обработке методом горячей прокатки с толщины 20 мм до толщины 1 мм, а затем получали холоднокатаные листы толщиной 0,5 мм. Также изготавливался слиток цилиндрической формы диаметром 40 мм и длиной 200 мм, из которого получали прутки диаметром 14 мм методом радиально-сдвиговой прокатки. Горячую деформационную обработку слитков проводили при температуре 450°С без предварительного гомогенизационного отжига. Литые и деформированные образцы исследовали с помощью оптической и сканирующей электронной микроскопии. В микроструктуре образцов не было обнаружено грубых игольчатых частиц железо- и кремнийсодержащих фаз, а также каких-либо других грубых интерметаллидов, несмотря на высокое содержание примесей. Проведены механические испытания методом одноосного растяжения деформированных полуфабрикатов, которые не подвергались дополнительной упрочняющей термической обработке. По результатам испытаний был выбран сплав оптимального состава. Установлена возможность получения изделий из высокопрочного и высокотехнологичного алюминиево-кальциевого сплава на основе вторичного сырья без использования гомогенизации и закалки.

Изучено влияние режимов отжига холоднокатаной ленты из сплавов 1580 и 1590 на формирование в них зеренной структуры и механических свойств. Сплав 1590 отличается от 1580 наличием гафниевых, эрбиевых добавок. Образцы из этих сплавов получали литьём в стальной кокиль, после чего проводили их гомогенизацию при температуре 440°С в течение 4 часов. Затем образцы отправлялись на горячую прокатку при температуре 440°С, следом проводилась холодная прокатка до 2 мм, суммарный процент обжатия при которой был равен 66%. Холоднокатаную ленту отжигали в температурных интервалах от 330 до 440°С с выдержкой в 1 час. В гомогенизированном состоянии с помощью просвечивающей микроскопии исследовались размеры и морфология упрочняющих наночастиц Al3Sc. В холоднокатаном и отожженном состоянии определялись механические свойства и зеренная структура. В ходе гомогенизирующего отжига в сплаве 1590 образуются более мелкодисперсные упрочняющие наночастицы, чем в сплаве 1580. Такие особенности микроструктуры можно объяснить наличием эрбия, способствующего формированию дополнительных зародышей наночастиц типа Al3Sc, и гафния, препятствующего их дальнейшему росту. В обоих сплавах после холодной прокатки и заключительных отжигов выявлена нерекристаллизованная структура. Механические свойства лучше у сплава 1590 вне зависимости от температуры отжига, что объясняется большим количеством и меньшими размерами упрочняющих наночастиц.

Проведено исследование характеристик горения в закрученной струе с позиции теории турбулентного горения. Особое внимание уделено зоне обратных токов, образуемой от лопаточного завихрителя. По известному составу смеси последовательно определяются параметры скорости распространения фронта пламени, полноты сгорания, температуры и эмиссии оксидов азота. Созданная аналитическая методика апробирована в диапазоне горения неоднородной и однородной смесей. Расчёты показали зависимость эмиссии от параметров смешения.

Одним из важнейших узлов газотурбинного двигателя является камера сгорания, которая является основным источником вредных выбросов. Проведенное исследование посвящено разработке и апробации системы автоматического управления эмиссией вредных веществ и пульсациями давления в газовых трубах для газотурбинной установки мощностью 16 МВт на основе ПИ-регулятора со встроенной нейросетевой математической моделью малоэмиссионной камеры сгорания. Разработаны алгоритмы нейросетевого регулятора эмиссии оксидов азота и оксида углерода в атмосферу, а также пульсаций давления в жаровых трубах малоэмиссионной камеры сгорания. Алгоритмы реализованы в графической среде программирования и интегрированы в систему автоматического управления газотурбинной установкой, реализованной на программно-аппаратной платформе PXI NI. Произведена проверка работоспособности регулятора эмиссии при стендовых испытаниях на имитаторе газотурбинной установки с нейросетевой моделью малоэмиссионной камеры сгорания, выполняющей функции виртуального датчика эмиссии. Определены погрешности прогноза эмиссии оксидов азота и углерода, пульсаций давления в жаровых трубах малоэмиссионной камеры сгорания. Доказана нормальность распределения ошибки разработанной модели эмиссии оксидов азота. Сделан вывод о перспективности применения нейронных сетей для разработки адаптивной системы управления эмиссией и пульсациями давления в жаровых трубах малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинной установки.

Предложена методика формирования расчётной модели ротора и методика её верификации по результатам виртуальных статических и модальных испытаний. Апробация методики была произведена на модели ротора низкого давления авиационного двигателя большой степени двухконтурности, построенной в программной системе для расчётов динамики роторов DYNAMICS R4. Уточнённая на основе результатов виртуальных статических испытаний, модель основной силовой линии ротора продемонстрировала хорошее согласование по частотам и формам с результатами конечно-элементной модели, полученными в ходе виртуального модального эксперимента.

Рассматриваются задачи оптимизации траекторного движения первой ступени авиационно-космической системы по критерию максимума конечной массы. Управлением является угол атаки и тяга двигателей. Оптимизация управления проводится на участке траектории от точки приведения первой ступени в район запуска до достижения требуемых для отделения космической ступени параметров движения. Для определения оптимальных программ управления используется принцип максимума Понтрягина. Решение задачи без ограничений на режимы движения проведено на примере разгона и набора высоты первой ступени авиационно-космической системы RASCAL. Предложена методика определения приближённо-оптимального управления в задаче с ограничением на высотный диапазон работы двигателей с раздельной оптимизацией активного и пассивного участков и поиском оптимальной точки их сопряжения. Обсуждаются изменения программы управления, траектории движения и затрат топлива при ограничении максимальной высоты полёта на активном участке.

Изложены основные подходы и определена концепция при моделировании гидромеханических систем регулирования летательного аппарата. Подчёркнуты преимущества и важность вычислительного эксперимента с помощью виртуального стенда на этапе конструктивной параметрической отладки элементов сложных гидравлических систем. Характеристики, полученные по результатам вычислительного эксперимента, позволяют определить уровень адекватности моделей и впоследствии выбрать наиболее оптимальные конструктивные и эксплуатационные параметры.

Предложена система электропитания, предназначенная для обеспечения электроэнергией систем космического аппарата. Она обеспечивает сохранение конструктивных характеристик солнечной батареи прототипа и позволяет устанавливать средства обеспечения теплового режима фотоэлектрической батареи с сохранением стоимости производства солнечной батареи прототипа. Рассмотрены различные виды концентраторов солнечной энергии: концентраторы в виде отдельных выпуклых линейных линз Френеля, концентраторы «Flexible Array Concentrator Technology», концентраторы типа «Stretched Lens Array». Представлена методика повышения характеристик солнечной батареи космического аппарата. В методику входит расчет различных видов концентраторов, типов фотоэлектрических преобразователей и видов каркасов солнечной батареи. В качестве примера реализации методики разработана конструкция панелей солнечной батареи. Приведена сравнительная таблица характеристик солнечной батареи до и после модернизации.

Рассматриваются возможности повышения энергетической эффективности и снижения взлётной массы беспилотного летательного аппарата самолётного типа вертикального взлёта и посадки средне-тяжёлой категории. Предложен новый тип беспилотного летательного аппарата с гибридной силовой установкой, его аэродинамическая схема, способ реализации вертикального взлёта/посадки и крейсерского режима полёта, позволяющие снизить взлётный вес летательного аппарата, вес маршевой силовой установки по сравнению с существующими беспилотными летательными аппаратами подобного класса, выполненными по известным ранее техническим решениям. Предложена методика оптимизации параметров технического облика с учётом особенностей реализации вертикального взлёта. Произведены расчёты характеристик беспилотного летательного аппарата вертикального взлёта и посадки существующих типов и нового гибридного типа. Даны количественные оценки улучшения характеристик за счёт новых предлагаемых технических решений.

Представлены результаты исследования, на основании которых был разработан комплекс математических моделей для баллистического анализа миссии по отправке малого космического аппарата к спутнику Юпитера Каллисто и его посадки на поверхность спутника. В данной миссии предлагается применить гравитационный манёвр около Земли и аэродинамический манёвр около Юпитера для снижения затрат рабочего тела космического аппарата. Оценена минимальная необходимая тяга двигателей и длительность манёвра для мягкой посадки космического аппарата с заданной массой на спутник. Была найдена оптимальная дата старта для возможности запуска космического аппарата с помощью ракеты-носителя «Союз-2» среднего класса. Моделирование движения проводилось численно, в математическом пакете Mathсad построены все необходимые для анализа движения графические зависимости.

Представлена обобщённая кинематическая схема установки моторов квадрокоптера, описаны её основные преимущества. В соответствии со схемой разработана математическая модель кинематики квадрокоптера, выполнена реализация модели в программной среде MatLab. Представленные математические выражения используются для расчёта кинематических характеристик, таких, как значения тяги моторов и обратного воздействия моторов на корпус квадрокоптера. Сравнение полученных данных с экспериментальными характеристиками показало отклонение в 5% величины зависимости тяги от среднего значения напряжения на моторах и отклонение в 30% величины зависимости силы воздействия моторов на корпус от величины тяги.