Статья: РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ЛОТКА ДЛЯ ДИСКОВОГО РАСПРЕДЕЛИТЕЛЯ С СИММЕТРИЧНЫМ СПОСОБОМ ПОДАЧИ ПРОТИВОГОЛОЛЕДНОГО МАТЕРИАЛА (2026)

Исследовано влияния угла атаки профиля аппарата предварительной закрутки на термодинамические параметры потока охлаждающего воздуха в системе охлаждения турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя. Предложена математическая модель течения сжимаемого вязкого воздуха, основанная на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (RANS), замыкаемых двухпараметрической моделью турбулентности SST k - ω, которая обеспечивает высокую точность расчета в пристеночной области и в ядре потока. Уравнения сохранения импульса и энергии представлены в цилиндрической системе координат с учетом вращения элементов конструкции и диссипативных процессов. Особое внимание уделено корректному описанию граничных условий на входе в аппарат предварительной загрузки и на выходе из него. Верификация модели выполнена путем сопоставления численных результатов с экспериментальными данными и результатами расчетов в ANSYS CFX. В ходе параметрического исследования установлены количественные зависимости степени закрутки, коэффициента потерь полного давления, температуры на выходе, скорости потока и степени турбулентности от угла атаки профиля в диапазоне 10-35°. Показано, что увеличение угла атаки свыше 30° приводит к замедлению прироста закрутки и возрастанию диссипативных потерь из-за интенсификации отрывных течений на спинке профиля. Определен оптимальный диапазон углов атаки (20-25°), обеспечивающий баланс между эффективностью закрутки и гидравлическими потерями. Предложены эмпирические соотношения для инженерных расчетов. Полученные результаты могут быть использованы при проектировании и оптимизации систем охлаждения перспективных авиационных двигателей.

В настоящее время весовую эффективность летательных аппаратов можно повысить в результате внедрения композиционных материалов в конструкцию планера. Использование методов параметрической и топологической оптимизации позволяет определить рациональные конструктивные параметры силовых схем. Применение оптимизированных укладок монослоев в конструкции силовых элементов помогает в полной мере реализовать преимущество композиционных материалов, а использование автоматизированных методов раскроя и выкладки значительно снижает трудоемкость. Рассмотрено проектирование элементов силового набора крыла авиалайнера с помощью методов параметрической и топологической оптимизации. При этом решается задача подбора рациональных геометрических параметров установки нервюр, их толщины, а также углов ориентации монослоев композиционного материала в укладке. Проведена топологическая оптимизация формы силовых элементов с учетом действующих на крыло аэродинамических и массово-инерционных нагрузок. По результатам решения задачи топологической оптимизации с целевой функцией, включающей податливость конструкции, массу и значения действующих напряжений, получены четыре варианта формы нервюр. Установлено, что применение варианта с наименьшим значением предельной плотности материала обеспечивает существенное снижение массы крыла, при этом соблюдаются требования по прочности и жесткости. Для последующего улучшения удельных характеристик крыла проведена параметрическая оптимизация углов ориентации монослоев. Сравнение оптимизированной укладки слоев с квазиизотропной показало, что при оптимизированной схеме выкладки удается снизить значение действующих напряжений в нервюрах на 5 % и повысить жесткость на 5 %. Проведенная работа является начальным этапом в области проектирования оптимизированной силовой схемы крыла летательного аппарата.

Исследовано поведение панели из полимерных композиционных материалов (ПКМ) под действием ударной нагрузки, возникающей при столкновении самолета с птицей. Рассмотрены нештатные условия эксплуатации панели спортивного самолета из ПКМ, вызванные нагрузкой при соударении с птицей. Определены ударные силы, действующие на композитные панели с различными схемами армирования, с учетом возможных вариантов столкновения. Выявлены потенциальные области образования дефектов и трещин в панели из ПКМ, подвергшейся ударному воздействию. Установлены рациональные толщины и схемы армирования композитных панелей, обеспечивающие стойкость к удару в нештатных условиях эксплуатации легкого самолета. Полученные результаты необходимы для оценки последующего возможного ремонта и эксплуатации летательного аппарата.

В представленном обзоре проанализированы отечественные и зарубежные публикации, посвященные применению композитных трехслойных сотовых конструкций в ракетно-космической технике. Рассматриваемые работы сгруппированы по таким направлениям, как применение, проектирование, технологии изготовления, испытания, расчетно-экспериментальные исследования, рациональные параметры, моделирование и расчет. Отмечены решаемые задачи в анализируемых работах. Показано влияние структурных факторов на несущую способность композитных трехслойных конструкций. Уделено внимание проблеме адгезионной связи заполнителей с несущими слоями. Приведены варианты трехслойных конструкций с заполнителями различных видов, а также разных конфигураций и из различных материалов. Отмечены новые возможные формы заполнителей, включая стержневые, дискретные, гибридные. Затронуты вопросы получения рациональных конструкций, учета дефектов и эксплуатационных повреждений, применения методов неразрушающего контроля и проведения испытаний. Даны сведения об использовании вычислительных программных комплексов и моделировании композитных трехслойных конструкций с применением методов конечных элементов.

В отличие от ранее известного электродинамического троса, автономный электродинамический трос характеризуется наличием автономного источника зарядов на ионизации бортового запаса рабочего тела. Рассмотрена возможность применения такого троса для управления орбитальным движением низкоорбитальных космических аппаратов. Уточнены оценки тяги, энергопотребления и массы этих тросов, показавшие осуществимость достижения удельного импульса в несколько сотен километров в секунду при цене тяги на уровне 20 кВт/Н и собственном ускорении примерно 1 мм/с2. Сформирована схема троса с использованием стабилизации наддувом, уточнен состав и облик его основных подсистем. Определен диапазон рабочих орбит автономного электродинамического троса, предусматривающий ограничение по наклонению не менее 45 град для обеспечения маневрирования спутника с сохранением возможности поддержания приэкваториальной орбиты. Предложено использовать такие устройства для проведения длительных маневров с большой характеристической скоростью, например, поддержания сверхнизких орбит, обеспечения многократного перенацеливания космических аппаратов, разведения их по орбитальным плоскостям после выведения, множественной инспекции космического мусора на различных орбитах, возврата к орбитальной станции для обслуживания и т. п.

Современные конструкции защиты космических аппаратов основаны на принципе ударной фрагментации частиц космической среды при взаимодействии с защитными экранами (бамперами). При этом одним из эффективных способов повышения стойкости такой защиты является изготовление защитных бамперов из реакционноспособных материалов (РМ). На основе численного моделирования с использованием программного комплекса ANSYS-AUTODYN в рамках решения двумерных осесимметричных задач механики сплошных сред проведено сравнение эффективности защитных свойств разнообразных двухслойных экранных конструкций с бамперами из РМ. В процессе моделирования установлено качественное превосходство гибридной структуры бампера, использующей РМ с различным составом металлического наполнителя и обеспечивающей интенсивное начальное дробление ударника. Для оптимальной конфигурации построены предельные баллистические кривые, показавшие, что предложенная конструкция существенно превосходит по защитной эффективности классический щит Уиппла с алюминиевым бампером, особенно в области высоких скоростей (свыше 6-7 км/с).

Рассмотрена проблема деградации механических характеристик конструкций из композиционных материалов при циклическом нагружении с учетом температурных факторов. Актуальность исследования обусловлена необходимостью развития и совершенствования надежных методов прогнозирования долговечности конструкций из композитов. В ходе исследования проведен сравнительный анализ различных подходов к моделированию деградации свойств композиционных материалов, особое внимание уделено модели Дудченко - Лурье. Методология исследования базируется на феноменологическом подходе с использованием экспериментально установленных зависимостей между параметрами нагружения и изменением свойств материала. Проведено математическое моделирование процесса накопления повреждений с учетом механического и температурного воздействия. Полученные результаты демонстрируют существенное влияние температурного фактора на эффективные характеристики композитных конструкций. Показана эффективность модифицированной модели деградации, учитывающей температурное воздействие через соотношения Дюамеля - Неймана. Выявлено, что в случае применения модели Дудченко - Лурье требуются значительные вычислительные затраты при определенных типах укладки композита. Практическая значимость работы заключается в возможности использования разработанной методики для прогнозирования ресурса композитных конструкций при комбинированном механическом и температурном нагружении. Результаты исследования могут быть применены при проектировании элементов авиакосмической техники.