ВЕСТНИК САМАРСКОГО УНИВЕРСИТЕТА. АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА, ТЕХНОЛОГИИ И МАШИНОСТРОЕНИЕ

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.

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.

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.

Предлагается методика выбора рациональных параметров крупноразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) самолётного типа на начальных стадиях проектирования с использованием оптимизационного алгоритма дифференциальной эволюции и численного математического моделирования задач аэродинамики. Методика предполагает выполнение весового и аэродинамического баланса на основных режимах полёта, имеет возможность рассматривать БПЛА самолётного типа с одной или двумя несущими поверхностями, применять параллельные вычисления и автоматически генерировать трёхмерную геометрическую модель облика летательного аппарата по результатам оптимизации. Предлагается и демонстрируется способ ускорения более чем в три раза процесса решения задачи оптимизации параметров летательного аппарата по взлётной массе путём введения целевой функции в набор проектных переменных. Приводятся результаты оценки достоверности используемых математических моделей аэродинамики и корректности вычисления целевой функции с учётом различных ограничений. Комплексная проверка работоспособности и эффективности методики рассматривается на решении демонстрационных задач по оптимизации более десяти основных проектных параметров облика двух существующих беспилотных летательных аппаратов тяжёлого класса с известными из открытых источников характеристиками. Показаны примеры использования результатов оптимизации для модификации прототипов.

Представлена аналитическая модель гасителя пульсаций давления для трубопроводных систем обобщённой структуры, полученная с помощью метода четырёхполюсников. Данная модель получена в сосредоточенных и в распределённых параметрах. Учёт распределённости параметров проведён для центрального инерционного канала гасителя введением в аналитическую модель вместо матрицы инерционного сопротивления матрицы для распределённого элемента. В программе Ansys разработана конечно-элементная параметрическая модель двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа. Пульсационные процессы в гасителе смоделированы с помощью акустического анализа. По трём моделям проведён расчёт частотнозависимых коэффициентов матрицы передачи гасителя с помощью трёх численных экспериментов, в которых используется участок трубопроводной системы, для которого динамические характеристики известны заранее. Рассчитаны характеристические параметры двухкаскадного гасителя колебаний реактивного типа: волновые (характеристические) сопротивления на входе и на выходе и коэффициент собственного затухания. Расчёт проведён с использованием аналитических и конечно-элементных моделей. Разработан однокаскадный гаситель колебаний давления, с регулируемыми параметрами, позволяющий изменять сопротивления жиклёров и резонансных трубок, длину центрального канала и ёмкость расширительной полости. Для разработанного однокаскадного гасителя колебаний проведено сравнение собственных характеристик, рассчитанных по аналитической модели и по результатам экспериментальных исследований.

Рассматривается пример практического использования методики многодисциплинарной оптимизации параметров облика летательных аппаратов самолётного типа в виде решения задачи модификации двух существующих летательных аппаратов с характеристиками, представленными в открытых источниках. Исследована сходимость задачи оптимизации. Приводятся результаты валидации математических моделей аэродинамики путём сравнения с экспериментом, проведена оценка достоверности вычисления целевой функции на примере решения прямой задачи расчёта взлётной массы и лётно-технических характеристик самолётов-прототипов и сравнения результатов с их реальными характеристиками. Предложена методика продольной балансировки летательных аппаратов самолётного типа с двумя несущими поверхностями при оптимизации параметров.