Исаак Аронович Биргер создал научную школу, оказавшую огромное влияние на развитие отечественного авиационного и ракетного двигателестроения, на подготовку инженерных и научных кадров высшей квалификации. В 1946 г. И.А. Биргер поступил в Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова, где проработал почти полвека, пройдя все ступени - от инженера и научного сотрудника до начальника отделения прочности, заместителя начальника института. Его основная научно-техническая деятельность стала неразрывно связана с проблемами обеспечения прочности авиационных и ракетных двигателей. Можно выделить три главных направления в научной деятельности И.А. Биргера: 1) исследования по вопросам механики деформируемых тел, определяющим прочность деталей в новых условиях работы; 2) развитие общих численных методов расчёта напряжений и деформаций в конструкциях; 3) разработка методов расчёта на прочность и колебания деталей двигателей с широким использованием результатов работ по первым двум направлениям. Основная особенность подхода И.А. Биргера к решению технических проблем заключалась в разработке для актуальных практических задач, определяющих работоспособность широкого класса конструкций, инженерных решений, опирающихся на корректное приложение теоретических методов механики и прикладной математики.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2018. — Выпуск 3
Содержание:
Представлены результаты исследования вибрационного состояния дифференциального редуктора турбовинтового двигателя на базе статистик изделий с отремонтированным редуктором и пришедших в ремонт. Установлен источник резонансных колебаний элементов конструкции компрессора, приводящий к их поломкам. Он определяется кинематикой редуктора и связан с износом зубьев его шестерён. Обоснованы и установлены нормы на интенсивность соответствующей дискретной составляющей спектра вибрации редуктора и на величину допустимого износа. Выявлен комплекс диагностических признаков износа на основе интенсивности составляющих автоспектра и спектра максимумов, глубины амплитудной модуляции некоторых узкополосных процессов, параметров текущей частоты и взаимных характеристик. Показано, что для всего комплекса полученных диагностических признаков их зависимость от величины износа удовлетворительно аппроксимируется линейной характеристикой. Полученные результаты могут служить базой для разработки комплекса методик вибродиагностики технического состояния планетарных редукторов.
Ключевые слова
Существующие методы оценки ресурса с учётом влияния статического и циклического нагружения основаны на опытных данных. Сложностью данного подхода является необходимость проведения дорогостоящих и трудоёмких экспериментов. Поэтому возникает актуальная задача расчётной оценки ресурса лопатки турбины с учётом взаимодействия статического и термоциклического нагружения. Данная задача решается на основе перехода в модели поведения материалов от гипотезы сплошности среды к учёту сил межатомного взаимодействия на уровне элементарной атомной ячейки. Такой подход открывает возможность теоретически и полуэмпирически рассчитывать прочностные, упругие и теплофизические характеристики элементов конструкций, являющиеся исходными данными в расчёте напряжённо-деформированного состояния элементов газотурбинного двигателя. Перечисленные параметры необходимы для расчёта деформации ползучести полуэмпирическим методом. В свою очередь, предельная деформация ползучести является критерием как статического, так и термоциклического нагружений, что позволяет определить ресурс лопатки с учётом их взаимовлияния.
Ключевые слова
Рассматриваются вопросы использования телеметрической информации, а именно данных о нештатных ситуациях, отказах и сбоях, возникающих на борту малых космических аппаратов «АИСТ», для уточнения стандартных алгоритмов восстановления работоспособного состояния аппаратов. С этой целью проведён анализ накопленного объёма телеметрической информации, состоящий из двух этапов: поиска выходящих за пределы допустимых значений параметров и установления причин возникновения нештатных ситуаций. Изучение причин и последствий нештатных ситуаций позволило создать два дерева отказов, отражающих пути распространения отказов и сбоев в бортовом оборудовании космического аппарата и облегчающих анализ возможных нештатных ситуаций. Использование деревьев отказов и информации о нештатных ситуациях позволило провести уточнение алгоритмов восстановления работоспособного состояния, разработанных на этапе проектирования малых космических аппаратов «АИСТ». Приведены два примера уточнённых алгоритмов, позволивших восстановить работоспособное состояние малых космических аппаратов после возникновения отказов в бортовой аппаратуре.
Ключевые слова
Рассматривается диагностирование гидравлических систем с применением фазовых портретов. Приведён краткий обзор существующих методов диагностирования гидравлических систем с указанием их преимуществ и недостатков. Предложен подход, основанный на анализе динамических характеристик гидравлической системы и фазовых портретов гидромеханических агрегатов при их исправном и неисправном состояниях. В качестве примера рассмотрена динамическая модель упрощённой гидравлической системы, состоящей из типовых компонентов. Путём настройки параметров модели в гидромеханические агрегаты искусственно внесены характерные неисправности, встречающиеся в эксплуатации, такие как внутренние утечки в насосе, загрязнение рабочей жидкости механическими примесями, зависание клапана и другие. Построено семейство фазовых портретов гидравлического привода для исправного и различных неисправных состояний, предложена количественная оценка их изменений, основанная на вычислении разности площадей фигур. Установлено, что отказы и неисправности вносят изменения в фазовые портреты гидромеханических агрегатов, что делает возможным применение предложенного подхода в качестве основы для диагностирования технического состояния гидравлических систем.
Ключевые слова
Пульсации давления газа являются одним из основных параметров, учитываемых при доводке газотурбинных двигателей. Поэтому точности измерения пульсаций давления уделяется особое внимание. Повышенная температура газа в проточной части, ограничения по габаритам датчиков во многих случаях не позволяют его устанавливать непосредственно в точке измерения. Поэтому возникает необходимость в присоединении датчика к процессу при помощи волноводного канала (волновода). Известно, что в волноводе происходят резонансные колебания, приводящие к дополнительной динамической погрешности измерительного канала. Для повышения точности измерения пульсаций давления применяют корректирующие элементы. Устройство, состоящее из датчика пульсаций давления, волновода, присоединённого к процессу, и корректирующего элемента в технической литературе получило название зонда пульсаций давления. В зарубежной и отечественной литературе имеется большой объём информации по зондам, однако из многообразия схем коррекции зондов выбор тех, которые обеспечивали бы требуемую точность измерения пульсаций давления, представляет определённую трудность. Поэтому, учитывая дополнительно постоянный рост энерговооружённости современных двигателей и, соответственно, повышение в них температур рабочих сред, проведён анализ эффективности корректирующих элементов на основе патентов, статей и монографий. Рассмотрены аппаратные и программные схемы коррекции динамических характеристик акустических зондов на основе корректирующих элементов с распределёнными и сосредоточенными параметрами, указаны преимущества и недостатки схем, приведён материал по методам расчёта частотных характеристик зондов и их цифровой коррекции при обработке экспериментальных данных.
Ключевые слова
Представлены результаты решения задачи по формированию предварительного технического облика силовой установки с двухконтурным турбореактивным двигателем на базе газогенератора серийного отечественного двигателя ТВ7-117 разработки АО «ОДК-Климов» для перспективного высотного беспилотного летательного аппарата. При этом обосновано применение такого рода беспилотного летательного аппарата, что определяет актуальность проводимого исследования. Приведена общая постановка задачи, где продемонстрирован вариант схемы двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков контуров за турбиной на базе газогенератора двигателя ТВ7-117 и раскрыта суть решения рассматриваемой задачи. Описана разработанная авторами методика определения оптимальных параметров силовой установки высотного беспилотного летательного аппарата, используемая при решении поставленной задачи, включающая в себя универсальный инструмент проведения расчётно-теоретических исследований системы «Летательный аппарат - силовая установка» - комплексную математическую модель. В разделе постановки задачи оптимизации представлены вектор варьируемых параметров силовой установки и беспилотного летательного аппарата и вектор ограничиваемых параметров, настраиваемые в пакете условной и безусловной многопараметрической оптимизации IOSO NM 2.0. Особое внимание уделено подробному анализу полученных результатов и выводов рекомендательного характера с набором полученных расчётным путём характеристик и параметров для вариантов двигателей с оригинальным и масштабированным газогенератором двигателя ТВ7-117.
Ключевые слова
Представлен анализ перспективных направлений совершенствования конструктивно-компоновочных схем силовых установок современных летательных аппаратов дальнего перехвата, связанных с реализацией возможностей двухконтурных турбореактивных двигателей. Значительные перспективы по улучшению лётно-технических характеристик авиационного комплекса дальнего перехвата открывают исследования силовых установок нетрадиционных конструктивно-компоновочных схем. Это, в первую очередь, двигатели с изменяемыми параметрами рабочего процесса за счёт более широкого управления элементами проточной части. В двигателях с изменяемыми параметрами осуществляется регулирование элементов проточного тракта - направляющих аппаратов компрессоров, сопловых аппаратов турбин, выходного устройства, камеры сгорания и других элементов. Применяются дополнительные узлы, отключаемые и переключаемые в процессе работы силовой установки (камеры сгорания в наружном контуре, клапаны перепуска, турбовентиляторные приставки), что обеспечивает адаптацию режима работы двигателя к условиям полёта за счёт интегрированной системы управления, приспособленной к возможным отказам и неисправностям. В качестве критерия эффективности целесообразно использовать дальность рубежа перехвата при типовом профиле полёта и обеспечении заданных значений максимальной скорости полёта и высоты. Показано, что расчётные методы, основанные на математическом моделировании, являются эффективным инструментом для обоснования принятия решений по выбору рациональных значений параметров рабочего процесса авиационных газотурбинных двигателей.
Ключевые слова
Вопросы создания нейросетевых систем управления газотурбинных двигателей с учётом их нелинейной динамики и ограничений по расходу топлива в зависимости от режима работы двигателя остаются малоизученными. Для учёта ограничений по расходу топлива разработан метод модификации рассогласования между фактическим и целевым значением частоты вращения в процессе обучения нейроконтроллера. Проведено обучение двух нейроконтроллеров - один по разработанному методу, второй - без учёта ограничений по расходу топлива. По результатам работы синтезированных систем управления сделаны выводы о динамике переходных процессов и работе двигателя в допустимых пределах. Разработанный метод модификации ошибки обучения нейронной сети позволяет в автоматизированном режиме синтезировать нелинейную систему управления с учётом требований к ограничениям.
Ключевые слова
Представлены результаты сравнения расчётных данных по энергетическим параметрам рабочего процесса двигателей и тепловому состоянию конструкции, полученных для ракетных двигателей малой тяги на газообразном кислородно-водородном топливе, использующих различные схемы смесеобразования. Анализ эффективности организации рабочего процесса проведён на основе картин распределения температур продуктов сгорания в поперечных сечениях камер сгорания, эпюр температур, их значений в области стенки камеры двигателя и удельного импульса тяги. Показано, что выбранный инструментарий достаточно полно характеризует эффективность рабочего процесса, реализуемого при различных схемах смесеобразования в двигателях, и позволяет оценить качество той или иной схемы. Получено, что по большинству используемых параметров и дополнительных критериев оценки эффективности схемы смесеобразования для ракетных двигателей малой тяги предпочтение следует отдать схеме, реализующей в камере закрученный коаксиальный многокаскадный поток компонентов газообразного топлива.
Ключевые слова
Обосновывается необходимость создания комплекса математических моделей функционирования боевого самолёта в условиях воздействия средств поражения для разрешения возможной несогласованности его лётно-тактических свойств и эксплуатационных характеристик. Представлена разработанная схема методики оценки воздействия средств поражения по самолёту, позволяющая производить обоснование конструктивно-компоновочных и схемных решений по обеспечению боевой живучести, исследование и анализ повреждаемости элементов планера при различных условиях встречи средства поражения и самолёта, в том числе и на ранних стадиях проектирования. Изложены принципы, положенные в разработку математических моделей по формированию пространственно-геометрической структуры самолёта на основании его трёхмерной твёрдотельной компоновки, имитации подрыва боевой части средства поражения с формированием поля поражающих элементов, накрытия самолёта поражающими элементами с определением фактов их попадания. Методика позволяет производить многократное статистическое моделирование процесса воздействия типовых средств поражения по самолёту с оценкой характеристик боевой повреждаемости конструкций планера. Рассчитываются индивидуальные кинематические характеристики каждого поражающего элемента из состава боевой части средства поражения при встрече с элементами конструкции самолёта с учётом массовых и аэродинамических сил. Приведены примеры работы разработанных математических моделей.
Ключевые слова
Приводится аналитический обзор ранее созданных, стоящих на вооружении и разрабатываемых двигателей для беспилотных летательных аппаратов военного назначения. Описано сегодняшнее состояние двигательного парка, современные проблемные вопросы разработки и производства отечественных двигателей. Показано, что на современных беспилотных летательных аппаратах военного назначения применяются самые разнообразные типы силовых установок, для которых приводятся основные их технические характеристики, конструктивно-компоновочные схемы. Раскрыты некоторые проекты по программе импортозамещения. Приводятся результаты работ, проводимых на кафедре авиационных двигателей «Военно-воздушной академии имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина». Обозначены критические технологии создания полноразмерных газотурбинных двигателей для сложного и дорогостоящего класса тяжёлых ударных беспилотных комплексов с взлётной массой более 10 000 кг, предназначенных для решения широкого спектра задач. На основе проведённого анализа существующих беспилотных комплексов сделаны выводы по выбору типа двигателя в зависимости от взлётной массы. Прогнозируются основные направления дальнейшего развития силовых установок для беспилотной авиации.
Ключевые слова
Проведены работы по обеспечению адгезии хромового покрытия на деталях «поршень со штоком» из титановых сплавов ВТ3-1, ВТ22 на основе исследования остаточных напряжений. Обеспечение адгезии покрытий проводилось в два этапа: на первом этапе была применена упрочняющая обработка, на втором этапе проведена оптимизация режимов шлифования по остаточным напряжениям. Приведена методика прогнозирования технологических остаточных деформаций деталей по эквивалентным начальным напряжениям. Исследованы остаточные напряжения в поверхностном слое образцов, вырезанных из упрочняемых деталей. Установлено, что сжимающие остаточные напряжения в поверхностном слое обеспечивают адгезию покрытий при хромировании деталей из титановых сплавов. Показано, что обеспечение адгезии покрытий на деталях из титановых сплавов может быть получено как с применением упрочняющей обработки, так и без упрочнения - путём оптимизации режимов шлифования. Результаты работ позволили исключить прижоги при шлифовании деталей из титановых сплавов, обеспечить благоприятную технологическую наследственность не только для исследуемых деталей, но и для других деталей - поршней, гидроцилиндров, штоков.
Ключевые слова
Приводится решение по созданию нового энергосберегающего вибрационного грохота с использованием комбинационного параметрического резонанса, позволяющее расширить функциональные и эксплуатационные возможности вибрационных машин. Представлены динамическая и математическая модели двухмассного резонансного вибрационного грохота. Приводятся дифференциальные уравнения движения машины. Описывается принцип работы резонансного вибрационного грохота. Приводится траектория движения центра масс системы маятников инерционного элемента параметрического привода во время их обкатки по беговым дорожкам. Представлен метод сведения двухмассной системы к одномассной. При этом вводится дополнительное условие на жёсткости упругих элементов колебательной системы. Выделяется значение вынуждающей силы при установившихся резонансных колебаниях. Получены соотношения между массами рабочих органов, коэффициентами демпфирования и линейными перемещениями рабочего органа. Параметрический резонанс вкупе с явлением самосинхронизации позволяет реализовать самоуправляемое и самоподдерживаемое собственное движение машины. Приводятся реальные образцы двухмассных колебательных систем с одним и двумя параметрическими вибровозбудителями. На основе результатов, полученных для опытных образцов двухмассной системы, делается вывод об устойчивости резонансного режима работы. Результаты работы могут быть использованы для создания новых высокоэффективных резонансных вибрационных машин.
Ключевые слова
Целью работы являлась разработка технологических методов повышения работоспособности и надёжности электрического контакта, изготовленного из титанового сплава ВТ3-1, который входит в конструкцию подводных акустических маяков (ПАМ), эксплуатируемых на воздушных судах различных авиакомпаний. Решение задачи увеличения ресурса ПАМ (до 90 дней) напрямую связано с повышением стабильности электрохимических характеристик контакта. Для обеспечения стабильного поведения электрического потенциала (не более 0,5 В) на контакте предложен метод газодинамического напыления защитного покрытия на основе никеля повышенной толщины. Опробованы однослойные и двуслойные покрытия, полученные из разных марок порошковых смесей. Изучены закономерности процесса электрохимического пробоя и пассивации исследуемых защитных покрытий в ходе сравнительных кратковременных (в течение 10 дней) испытаний. По результатам испытаний выбрано однослойное газодинамическое покрытие состава (Ni + Al2O3), сформированное из порошковой смеси марки N3-00-02. Исследованы микроструктура, фазовый состав, микротвёрдость, пористость и адгезионная прочность защитного покрытия на основе Ni. Проведены электрохимические испытания электрического контакта с исследуемым покрытием в среде морской воды в зависимости от временного фактора. Повышенная толщина покрытия в сочетании с низкой открытой пористостью и высокой адгезионной прочностью обуславливает стабильное поведение электрического потенциала при нанесении его на рабочую поверхность контактов из титанового сплава ВТ3-1 и обеспечивает их надёжную электрохимическую защиту в среде морской воды в течение 90 дней.
Ключевые слова
Рассматриваются вопросы формообразования сотовых панелей для кожухов шумоглушения турбореактивного двигателя (ТРД). Приведены различные типы конструкций и материалы, применяемые для изготовления сотовых панелей. Проведены испытания образцов для определения механических характеристик. По величине относительного удлинения определена технология изготовления сотовых панелей. Рассмотрены основные браковочные признаки при формообразовании панелей на гибочно-растяжных прессах. Исследован процесс формообразования сотовых панелей на оборудовании с числовым программным управлением (ЧПУ). Получены силовые параметры процесса формообразования, необходимые для оценки напряжённо-деформированного состояния и получения управляющей программы. Для однослойных и двухслойных панелей выполнены расчёты величины пружинения с использованием теоремы о разгрузке А.А. Ильюшина. Выявлено, что пружинение однослойной и двухслойной панелей отличаются из-за величины обобщённой жёсткости. По известной высоте сотовой панели определяется величина пружинения. Приведены схемы сотовых панелей с различным расположением среднего слоя по высоте панели. Представлены графики зависимости радиуса пуансона, скорректированного на величину пружинения, от радиуса детали для различных типов конструкций из титановых сплавов и нержавеющих сталей.