ВЕСТНИК САМАРСКОГО УНИВЕРСИТЕТА. АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА, ТЕХНОЛОГИИ И МАШИНОСТРОЕНИЕ

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.

Представлен обзор разработок по электрификации существующих и созданию новых гибридных силовых установок в России и за рубежом концепции более электрического и полностью электрического самолёта. На основе обзора выделены перспективные направления по электрификации существующих и созданию новых гибридных силовых установок летательного аппарата.

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.

Рассматривается системный подход к созданию роботизированного производства малых космических аппаратов нанокласса для обеспечения их серийного выпуска. Проведён анализ ключевых трендов в создании и развитии современных производств космических аппаратов, выявлены и систематизированы факторы, характеризующие серийные роботизированные производства. Описана интеллектуальная производственная ячейка как основной элемент серийного роботизированного производства матричного типа. Представлены основные типы проектно-конструкторских решений, направленных на адаптацию конструкции малого космического аппарата для роботизированной сборки. Приведено описание проекта по созданию прототипа серийного производства малых космических аппаратов в формате киберфизической фабрики, реализованного в передовой инженерной аэрокосмической школе Самарского университета.

Опираясь на ранее разработанную авторами данной статьи математическую модель управления платформой Стюарта, были получены углы поворота валов сервопривода при задании различных законов движения подвижной платформы в матричном виде. Разработана аппаратная часть прототипа базового модуля масштабируемой роботехнической системы моделирования сложных поверхностей для динамических испытаний. Приведены результаты расчётов максимальной допустимой нагрузки на валы сервоприводов. Приведены настройки CubeIDE для программирования микроконтроллера STM32. Получены результаты разработки программного обеспечения для управления данного прототипа, а именно написана библиотека управления шестью сервоприводами под управлением драйвера. Рассмотрены проблемы, которые могут возникнуть при вышеописанных разработках будущими разработчиками, получены варианты решения данных проблем. Описаны подробные конструкторские особенности данного прототипа, приведён код управления сервопривода, рассмотрены шаги по дальнейшей разработке роботехнической системы моделирования сложных поверхностей для динамических испытаний.

Прецизионное исследовательское и технологическое оборудование, как правило, не способно обеспечить свои паспортные характеристики без качественной системы вибрационной защиты. Активная виброизоляция объекта обеспечивается с помощью дополнительного источника движения - актуатора. Наиболее перспективные по точностным характеристикам актуаторы реализуются на основе интеллектуальных материалов, таких как материалы с памятью формы, пьезоэлектрические и магнитострикционные материалы, электро- и магнитоактивные жидкости и эластомеры. Актуаторы на основе одного из типов электроактивных полимеров, диэлектрических эластомеров, показывают высокие характеристики по точности и быстродействию и работают за счёт деформации рабочего тела под действием высокой разности потенциалов электрического поля. В работе представлено сравнение актуаторов на основе листовых и тонкоплёночных управляющих электродов. Оценено влияние качества поверхности полимера и типа электродов на диапазон перемещений актуатора и максимальные амплитуды колебаний, которые способна подавлять система на основе диэлектрического эластомера. Показано, что формирование электрода методом магнетронного распыления в вакууме позволяет создать тонкоплёночный слой меди, который покрывает эластомер, несмотря на развитую поверхность. Отмечено, что после ионной обработки поверхность эластомера приобретает более равномерную, регулярную структуру, а тонкоплёночный слой электрода качественно формируется по топологии эластомера.

Приводятся результаты оптимизации рабочего процесса одноступенчатой осевой турбины с целью повышения её КПД. В ходе оптимизации требовалось максимально сохранить конструкцию исходной турбины. Для решения данной задачи разработана схема параметризации лопаток и трактовых обводов турбины с учётом конструкторских и технологических ограничений. Сопловая лопатка турбины имела дефлектор. Для контроля возможности размещения дефлектора разработана специальная программа, отслеживающая пространственное положение сечений лопатки соплового аппарата. Для контроля параметров потока на выходе из турбины по высоте разработана программа пост-обработки. Критериями оптимизации являлись КПД и величина отклонения угла выхода потока из турбины по высоте от исходного. Ограничениями являлись расход рабочего тела и степень понижения полного давления в турбине. Задача решалась в несколько этапов с различными варьируемыми переменными. В результате решения задачи удалось повысить КПД турбины на 0,87%.

Рассмотрены назначение и принципы работы аварийной системы гражданского самолёта, включающей блок передачи мощности. Проведён анализ проблем и тенденций развития аксиально-поршневых гидромашин в авиастроении. Выполнен анализ параметров используемых блоков передачи мощности на 12 типах пассажирских самолётов. Рассмотрены сценарии выхода из строя блоков передачи мощности. Обозначены основные направления решения проблем эксплуатации, а также требования к проектированию и проведению испытаний.

Разработана методика получения параметров модели деградации жёсткости композиционного материала путём специальной обработки данных экспериментов и использования методов оптимизации. В качестве исходных данных используются результаты ресурсных испытаний однонаправленных полимерных композиционных материалов с разными изначальными жёсткостями, напряжениями разрушения и действующими напряжениями цикла. В качестве математической модели деградации жёсткости используется нелинейное обыкновенное дифференциальное уравнение с пятью неизвестными параметрами, отражающее характерные изменения свойств материала. Процедура решения сводится к задаче оптимизации целевой функции, величина которой характеризует достигнутую точность. В качестве методов оптимизации использованы метод, имитирующий поведение стаи мотыльков, и метод последовательной редукции множества поиска. Предложен пошаговый алгоритм нахождения неизвестных параметров модели, приведены численные результаты обработки экспериментальных данных, содержащих информацию об изменении модуля упругости композиционного материала в ходе приложения циклов нагрузки.