Статья: ВЛИЯНИЕ МАНЕВРА ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ НА ЛОКАЛИЗАЦИЮ ЗОН ВОЗМОЖНЫХ ВСТРЕЧ С УПРАВЛЯЕМЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ (2026)

Одно из перспективных направлений в космонавтике — использование солнечного паруса при проектировании космических аппаратов. Моделирование динамики таких аппаратов — сложная задача, так как сам парус представляет собой податливую тонкопленочную конструкцию. Рассмотренный в данной работе парус моделируется в виде набора секций, которые состоят из цилиндров, соединенных сферическими шарнирами. Такой способ позволяет реализовать правдоподобную форму изгиба лопастей, соответствующую форме прогиба, которая была получена аналитически в других работах на данную тему. В ходе проведенной работы моделировалась динамика двухлопастного сублимирующего солнечного паруса гелиороторного типа, стабилизированного вращением. Были получены зависимости отклонения конца лопасти паруса и величины ускорения центра масс аппарата от начальной угловой скорости его вращения. Проведено сравнение полученных результатов с данными, которые определены путем аналитического расчета.

Цель исследования заключалась в разработке и апробации специализированного программного инструмента для расчета и оптимизации лабиринтных уплотнений газотурбинных двигателей. В работе использован комплексный подход, сочетающий математическое моделирование, методы вычислительной гидродинамики (CFD) и алгоритмы параметрической оптимизации. Материалы и методы исследования включают уравнения гидродинамики и термодинамики, адаптированные для описания течения рабочего тела через систему каналов лабиринтных уплотнений. В расчетах учитывались турбулентность, перепады давления и температурные градиенты. Для верификации результатов использовалось программное обеспечение ANSYS CFX. Результаты показали, что даже незначительное изменение геометрических параметров (зазора, высоты зуба, угла расширения) приводит к существенному изменению характеристик потока. При увеличении высоты зуба с 3 до 7 мм снижается утечка рабочего тела на 12 %, но требуется применение более сложных технологических решений. Программа Genesis 1.3 продемонстрировала возможность эффективной оптимизации уплотнений и интеграции с промышленными CFD-пакетами.

В механизмах одноразового срабатывания ракетно-космического назначения в качестве приводов, обеспечивающих раскрытие отдельных узлов или составных частей летательных аппаратов до момента их фиксации, помимо пружин кручения применяют торсионы в виде валов, работающих на кручение. Применительно к механизмам летательных аппаратов рассмотрен проектировочный расчет торсионов, позволяющий определять по заданным исходным параметрам торсиона область проектных значений, в пределах которой выполняется условие прочности, а также обеспечить поиск оптимальных решений для торсионов при проектировании механизмов летательных аппаратов с требуемыми работоспособностью и надежностью. На базе проектировочного расчета в пакете Excel создана и используется программа расчета торсионов, которая позволяет быстро находить оптимальные решения для применения в конструкциях летательных аппаратов.

При проектировании автоматизированной системы управления применением летательных аппаратов возникает необходимость исследовать случайные процессы отказов и восстановлений агрегатов (элементов), составляющих основу технического обеспечения системы. Агрегатами могут являться автоматизированные рабочие места (АРМ) автоматизированной системы подготовки данных (АСПД), на каждом из которых решаются задачи по подготовке данных на применение летательных аппаратов. Такие исследования, например, проводятся с целью оценить вероятностно-временные характеристики АРМ или определить значения последних исходя из требований к показателям системы подготовки данных более общего характера. Чаще всего случайные процессы отказов и восстановлений технических средств можно отнести к марковским, для которых динамика перехода системы в различные состояния математически описывается системой дифференциальных уравнений (СДУ) Колмогорова. Решение упомянутой системы уравнений при конкретных значениях интенсивностей отказов и восстановлений технических средств и при ее небольшой размерности не составляет труда. Практический и теоретический интерес представляет решение СДУ Колмогорова произвольного порядка, когда количество АРМ АСПД заранее неизвестно и является предметом исследования. Представлено решение СДУ Колмогорова произвольного порядка при определенных допущениях, которые способствовали существенному упрощению СДУ. Приведенные результаты могут быть полезны при решении исследовательских задач, при проектировании организационно-технических систем, а также при подготовке тактико-технических заданий на разработку автоматизированных систем. V

В качестве одного из основных драйверов наблюдаемого роста мировой орбитальной группировки зачастую принимают увеличение количества выводимых сверхмалых космических аппаратов (КА). Однако приведенные результаты ретроспективного анализа массогабаритных характеристик КА различного назначения показывают, что фактически доля функционирующих (активных) сверхмалых КА уже длительное время остается неизменно низкой. При этом средние массогабаритные характеристики прикладных низкоорбитальных КА (не только многоспутниковых орбитальных группировок) имеют объективные ограничения минимума и тенденцию к увеличению. Также сохраняются высокие значения средней массы и габаритных характеристик высокоорбитальных прикладных КА, в первую очередь, навигационно-связных. Обобщены и систематизированы предпосылки наблюдаемой тенденции, подтверждающие ее обоснованность и устойчивость в перспективе. Представлены диапазоны габаритных характеристик КА разных классов, на основе которых получены оценки требуемых диаметров оптико-электронных средств, применяемых для наблюдения спутников. Эти оценки позволили сделать вывод об актуальности количественного подхода к развитию наземной сети автоматизированной системы предупреждения опасных ситуаций в околоземном космическом пространстве с использованием относительно малогабаритных серийных оптико-электронных средств. EDN FEDYMX

Глобальная тенденция в развитии автомобильной отрасли — уменьшение массы и улучшение эксплуатационных показателей автобуса. При проектировании его конструкции очень важно проводить рациональный выбор структуры силового каркаса транспортного средства, чтобы соблюдались требования, предъявляемые к его прочности и жесткости. Для проектирования конструкции каркаса автобуса, которая удовлетворяла бы установленным требованиям, необходимо учитывать не только прочность, но и, согласно правилам ООН № 66, эффективность поглощения энергии удара при опрокидывании. Это обеспечивается путем проведения топологической оптимизации с целью получения рационального расположения силовых элементов каркаса автобуса. Для проведения оптимизации с учетом ударного режима нагружения в программном комплексе ANSYS Workbench использовалась программа LS-TaSC с явным решателем LS-DYNA. В результате была получена рациональная структура силового каркаса автобуса.