Статья: НЕЛИНЕЙНАЯ МОДЕЛЬ МЕХАНИКИ ИЗОНАТЯЖЕНИЯ ВАНТОВЫХ КОНСТРУКЦИЙ (2026)

Рассмотрена задача динамического противодействия между двумя наземными объектами, один из которых осуществляет запуск ударного летательного аппарата для поражения другого, защищающегося с использованием перехватчика. Актуальность исследования обусловлена развитием высокоточных ударных средств и необходимостью повышения эффективности систем противодействия. В качестве метода решения используется моделирование с применением метода Монте-Карло, что позволяет учитывать вероятностный характер параметров движения и условий применения техники. В ходе исследования проведен сравнительный анализ различных тактических схем использования ударного летательного аппарата и вариантов действия стороны, осуществляющей перехват. Полученные результаты демонстрируют влияние изменений параметров пуска, маневра и времени реакции на исход противоборства. Сделанные выводы могут быть использованы при разработке алгоритмов боевого применения, оценке эффективности комплексов перехватов, а также при формировании требований к перспективным системам динамического противодействия. Работа расширяет представление о факторах, определяющих исход взаимодействия ударных и защитных средств в динамической среде.

Утечки рабочего тела через зазоры между подвижными и неподвижными элементами газотурбинных двигателей снижают их эффективность на 0,5…1,5 %. Щеточные уплотнения обеспечивают более высокую герметичность, чем традиционные лабиринтные конструкции. Однако проектирование таких уплотнений осложняется непростым характером течения через пористую структуру пакета и влиянием прилегающих полостей на распределение параметров потока. В работе представлена математическая модель течения воздуха в зазорах щеточного уплотнения и примыкающих к нему полостях турбореактивного двухконтурного двигателя. Модель основана на представлении пакета щетинок как анизотропной пористой среды. Численная реализация выполнена методом конечных объемов с использованием k - ε модели турбулентности. Проведен параметрический анализ влияния радиального зазора, толщины пакета, плотности упаковки щетинок и угла их наклона на расход утечки. Установлено, что уменьшение зазора с 0,10 до 0,05 мм снижает расход на 34,6 %, а увеличение плотности упаковки с 500 до 800 шт./мм² - на 42,0 %. Построены распределения давления и скорости вдоль уплотнения, выявлены зоны максимальных градиентов. Показано, что щеточные уплотнения обеспечивают снижение утечек на 30…40 % по сравнению с трехзубцовыми лабиринтными аналогами. Результаты применимы при проектировании уплотнительных узлов авиационных двигателей.

В практике проектирования систем терморегулирования космических аппаратов надежность радиационных теплообменников традиционно оценивается вероятностью внезапного отказа по причине микрометеорного пробоя. Деградация оптических характеристик терморегулирующих покрытий может привести к постепенному отказу, что учитывается в исходных данных при выборе проектных параметров на основе экспертных оценок по известным прототипам. В связи с этим ставится и решается задача изучения схемы параметрического отказа и построения математической модели параметрической надежности радиационного теплообменника с использованием модели процесса деградации на основе случайного процесса Винера с нелинейной шкалой времени. Параметры модели процесса деградации определяются путем статистической обработки летных экспериментальных данных с учетом воздействующих факторов космического пространства, имеющих стохастическую природу. Разработан алгоритм точечных оценок параметров моделей деградации и параметрической надежности на основе метода наибольшего правдоподобия, а для построения доверительного интервала предложен алгоритм имитационного моделирования. На основе летных экспериментальных данных построена модель параметрической надежности и даны рекомендации по оценке площади радиационного теплообменника системы терморегулирования обитаемого модуля на низкой околоземной орбите. Результатом разработанной модели параметрической надежности является возможность одновременного учета внезапных и постепенных отказов в полной модели оценки надежности радиационного теплообменника.

Представлен алгоритм отображения криволинейных обводов летательных аппаратов на экране компьютера с максимальной точностью, соответствующей разрешению графического экрана и текущему ракурсу модели. Алгоритм, работающий в составе систем проектирования, конструирования и производства летательных аппаратов, позволяет выводить сплайны на графическое устройство в виде аппроксимирующей ломаной линии. При этом расчет отрезков аппроксимации выполняется в реальном масштабе времени. Реализация алгоритма представлена на примере составной кривой Безье третьей степени. Описанный подход может быть также применен к кривым в виде B-сплайнов и NURBS. Аппроксимация сегмента кривой Безье последовательностью отрезков выполняется путем рекурсивного деления сегмента на две части с помощью алгоритма Де-Кастильо. Процесс деления сегментов завершается при достижении заданной точности максимального расстояния от аппроксимирующего отрезка до кривой в проекции на плоскость экрана. Точность определяется размером пиксела экрана. Приведены рекомендации по дальнейшему ускорению выполнения приведенного алгоритма при его практической реализации (габаритные тесты и запоминание рассчитанных аппроксимирующих отрезков).

Представлены разработка с апробацией упрощенной методики расчета с оптимизацией и с использованием критерия равнопрочности в слоях, а также анализ перспектив применения в аэрокосмических аппаратах крыла интегральной конструкции из полимерных композиционных материалов. Рассмотрены основные расчетные случаи нагружения кессона крыла интегральной конструкции на этапе первоначального проектирования, а также даны расчетные выражения, используемые в ограничениях проектируемых конструкций. Показаны результаты апробации методики на примере расчета кессона крыла интегральной конструкции из углепластика типа КМУ-7Л-300. Отмечено, что полученные результаты показали хорошую точность определения жесткости и прочности композитного кессона крыла с учетом связующего, достаточную для инженерных расчетов.

Рассмотрены вопросы оптимизации надежности технических комплексов космодромов. При решении задачи оптимизации требований к надежности их составных частей и основных элементов в качестве критерия оптимальности был принят минимум затрат на создание и модернизацию технического комплекса. Доказано, что оптимальное значение вероятности безотказной работы i-го элемента технического комплекса будет линейно зависеть от разности соответствующих значений допустимой и предельно малой вероятностей отказа комплекса, а также будет определяться относительной нормированной стоимостью ее повышения при отработке данного элемента. В частности, получено выражение для определения оптимального числа необходимых опытных образцов i-го элемента технического комплекса космодрома по рассчитанному оптимальному значению вероятности безотказной работы данного элемента. Приведен пример практического применения представленного решения рассмотренной задачи оптимизации. Решение данной задачи может способствовать повышению эффективности создания и последующей эксплуатации технических комплексов, а также развитию наземной космической инфраструктуры в целом.

Представлено математическое моделирование ударного взаимодействия оторвавшейся титановой лопатки авиационного двигателя с многослойной двухстрингерной панелью из полимерных композиционных материалов (ПКМ) (высокопрочного углепластика) в явной постановке. Моделирование панели выполнено послойно методом конечных элементов с учетом когезионного взаимодействия между слоями, что позволяет оценить в ней деламинацию. Повреждающий элемент смоделирован методом гидродинамики сглаженных частиц (SPH), что обеспечивает корректный учет разрушения ударника. В ходе численного эксперимента проведен анализ характера и степени повреждения обшивки и подкрепляющих стрингеров. Исследована зависимость кинетической энергии ударника от времени, являющаяся интегральным показателем энергии, поглощенной рассматриваемым конструктивным элементом из ПКМ. Рассмотренная комбинированная методика, сочетающая в себе метод конечных элементов и SPH, продемонстрировала свою эффективность и может быть адаптирована для моделирования ударных воздействий различных дискретных источников на элементы конструкций из ПКМ.