Представлен принцип автоматизированного построения модели рабочей лопатки вентилятора по данным измерений профиля в CAD-системе. При автоматическом построении модели используются результаты обмеров, полученные в ходе проведения контрольно-измерительных мероприятий. Рассмотрен процесс контроля профиля пера лопатки с использованием координатно-измерительной машины портального типа Coord3 Hera NT и измерительной головки с щупом Renishaw PH10T. Представлены основные пункты методики контрольно- измерительных мероприятий. В частности, рассмотрен принцип закрепления лопатки вентилятора. Представлен процесс измерения положения базовых поверхностей и точек, описан процесс измерения координат точек профиля, представлены геометрические параметры, полученные в ходе расчёта отклонений профиля. Создана измеренная 3D-модель лопатки вентилятора по данным контрольно-измерительных мероприятий с учётом дополнительных средств построения. Описан порядок работы для автоматизации процесса построения трёхмерной модели лопатки. Определено направление дальнейшей работы, связанное с проведением прочностных расчётов для создания «горячей» модели измеренной лопатки.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2018. — Выпуск 4
Содержание:
Проводится анализ программ управления и траекторий движения гиперзвукового самолёта при наборе высоты. Выделены два подхода к решению задачи определения программ управления и траекторий движения: «традиционный» и «оптимизационный». При «традиционном» подходе задаётся типовой профиль полёта гиперзвукового самолёта. С целью максимизации удельного импульса (оптимизации работы двигательной установки) движение самолёта происходит по линии максимального скоростного напора. При «оптимизационном» подходе ставится и решается методом принципа максимума Понтрягина задача о минимуме массы топлива, затрачиваемой на набор высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости. Определяются оптимальные программы управления и оптимальные траектории движения. Приводятся и обсуждаются результаты моделирования движения гиперзвукового самолёта с программами угла атаки, соответствующими «традиционному» и «оптимизационному» подходам. Получено, что расходы топлива при оптимальном управлении меньше, что объясняется более эффективным использованием аэродинамических характеристик гиперзвукового самолёта за счёт прямого управления углом атаки.
Ключевые слова
Трёхслойная панель с ферменным заполнителем - перспективный силовой элемент лёгких жёстких конструкций, при использовании которого в несущих конструкциях необходимо знать его механические и прочностные характеристики, зависящие от структуры и свойств типовой ячейки заполнителя. В настоящее время имеющихся результатов недостаточно для оценки прочности в связи со сложностью учёта всех особенностей нагружения заполнителя стержневой структуры в виде повторяющихся пирамидальных и тетраэдальных элементарных ячеек, наиболее распространённых при создании лёгких ферменных заполнителей. При исследовании прочностных свойств элементарной ячейки полагают, что разрушение ферменной структуры может наступить при превышении напряжения текучести в материале стержней или потери их устойчивости. Схема разрушения ферменной структуры в ячейке будет зависеть от комбинации значений эквивалентных напряжений, отнесённых к элементарной ячейке. Критическое напряжение потери устойчивости стержней обычно меньше напряжения текучести. Поэтому при построении пространственных диаграмм ограничений эквивалентных напряжений можно наблюдать достаточно сложную картину изменения предельных значений в зависимости от азимутального угла в плоскости основания ячейки. Для исследования таких диаграмм проще всего ввести параметр, определяемый отношением критического напряжения потери устойчивости к величине напряжения текучести материала стержня. Тогда построенные диаграммы ограничений не будут зависеть от конкретных критических абсолютных значений напряжений, а только от их отношения, и характер диаграмм не будет зависеть от плотности заполнителя. Проектные параметры заполнителя определяются на основе построения других диаграмм для заданных (потребных) значений обобщённой жёсткости на сжатие, поперечный сдвиг, обобщённых критических напряжений на сжатие и поперечный сдвиг элементарной ячейки трёхслойной конструкции, которые зависят от относительной плотности ферменного заполнителя. Совокупность этих двух диаграмм ограничений даёт более полное представление о степени оптимальности проектных параметров ферменного заполнителя.
Ключевые слова
Обоснован термодинамический идеальный цикл детонационного двигателя и дан метод расчёта его параметров. В идеальном цикле процессы сжатия и расширения газа совершаются по адиабате. Показано, что низкая термодинамическая эффективность цикла детонационного двигателя объясняется существенными волновыми потерями полного давления в ударной волне и ростом энтропии. При этом преимуществом указанного двигателя по сравнению с другими тепловыми машинами является возможность получения большой абсолютной энергии газового потока для совершения работы расширения газа. При анализе термодинамического цикла принято, как и в теории газотурбинного двигателя, что характеристики состояния газа определяются параметрами заторможенного потока в сечениях, соответствующих началу и концу процессов, образующих цикл. Подвод теплоты за ударной волной осуществляется в дозвуковом потоке в процессе при постоянном давлении. Рассмотрение цикла в заторможенных параметрах значительно упрощают его анализ и более полно характеризуют его энергетику. Представлена формула для расчёта термического коэффициента полезного действия идеального цикла детонационного двигателя как функция приведённой скорости распространения стабилизированной ударной волны. Показано, что термодинамический идеальный цикл детонационного двигателя описывается двумя адиабатами, изотермой, определяющей огромные волновые потери, и двумя изобарами. Работа расширения газа детонационного двигателя может быть реализована как для получения движущей силы транспортного средства, так и в промышленности, например, для упрочнения и резки металлов, получения искусственных алмазов высокой твёрдости, для геофизических исследований.
Ключевые слова
Исследуются методы оптимизации управления с целью поддержания основных характеристик газотурбинного двигателя при выработке им ресурса в процессе эксплуатации. Выполнен анализ изменения характеристик узлов двигателя в процессе эксплуатации. Для исследования влияния износа на параметры двигателя модифицирована математическая модель турбореактивного двухконтурного двигателя. Проводится оценка влияния износа узлов газотурбинного двигателя на его основные характеристики при традиционных способах управления. Предлагается метод управления двигателем с использованием рассчитываемой в бортовой математической модели величины тяги, позволяющий компенсировать негативное влияние ухудшения характеристик узлов при их износе. Приводятся результаты математического моделирования работы турбореактивного двухконтурного двигателя на установившихся и переходных режимах, подтверждающие эффективность предложенного метода управления: при износе двигателя сохраняется исходная величина тяги при расходовании имеющегося запаса по температуре газа в камере сгорания.
Ключевые слова
Рассматриваются вопросы определения светотеневой обстановки и её влияние на обеспечение энергобаланса двух малых космических аппаратов «АИСТ». Обеспечение энергобаланса при работе целевой аппаратуры является актуальным в случае дефицита электроэнергии, вызванного деградацией систем космической техники и факторами космического пространства. Целью работы является решение задачи повышения эффективности систем энергопитания малых космических аппаратов, работающих в условиях дефицита электроэнергии. Проведено моделирование светотеневой обстановки на орбитах малых космических аппаратов «АИСТ». Проведён анализ телеметрической информации малых космических аппаратов «АИСТ» за весь период эксплуатации. Выполнен анализ влияния светотеневой обстановки на параметры системы электропитания малого космического аппарата. На основе проведённого исследования предложен алгоритм для оценки энергобаланса, учитывающий влияние светотеневой обстановки. Использование предложенного алгоритма при работе с малыми космическими аппаратами «АИСТ» позволило учесть влияние сезонных изменений светотеневой обстановки на обеспечение энергобаланса при работе целевой аппаратуры.
Ключевые слова
Рассматривается задача определения оптимального управления по быстродействию сближением в плоскости орбиты с использованием принципа максимума Л. С. Понтрягина. Движение рассматривается в орбитальной цилиндрической системе координат, уравнения которой линеаризованы. Выделены вековые и периодические составляющие относительного движения. Управление движением осуществляется реверсированием трансверсальной составляющей ускорения от тяги. Рассмотрена как общая постановка задачи сближения - совместное управление составляющими движения, так и частные постановки задач управления - управление отдельно вековыми и отдельно периодическими составляющими движения. Решение частных задач управления позволило определить структуру оптимальной программы управления. Коррекция вековых составляющих движения содержит не более двух участков постоянства знака ускорения от тяги. Коррекция периодических составляющих движения состоит из последовательного чередования разгонных и тормозных участков, количество которых на витке не более трёх.
Ключевые слова
В настоящее время совершенствование конструкции жидкостных ракетных двигателей зависит от целого ряда факторов и мероприятий, среди которых можно выделить улучшение энергетических характеристик входящих в состав двигателей узлов и агрегатов. Предлагается рассмотреть турбину турбонасосного агрегата с применением двусторонних радиальных лабиринтных уплотнений гребешкового типа в сравнении с односторонними радиальными лабиринтными уплотнениями гребешкового типа, применяемыми в настоящее время. Для сравнения представлены основные геометрические параметры каждого варианта уплотнения, изображения построенных для расчётов 3D-моделей проточных частей уплотнений, полученный вид расчётной сетки каждого варианта уплотнения, графики распределения давления и поля скорости. Для каждого варианта уплотнения рассчитана секторальная утечка, проведена расчётная оценка возможности снижения температуры рабочего газа на входе в турбину. В дальнейшем следует уделить внимание более детальному изучению данного вида уплотнений с использованием современных вычислительных мощностей.
Ключевые слова
Применение программ 3D-моделирования и, в частности, программ NX и ANSYS вывело на новый уровень проектирование и доводку камер сгорания в газотурбинных двигателях, так как позволяет улучшить характеристики (увеличение полноты сгорания, уменьшение радиальной и окружной неравномерности полной температуры газа) и также определить слабые места конструкции. Проведён анализ потока струй топлива из пальцевых распылителей форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя. Сформулирована задача оптимизации распределения топлива: варьируя диаметрами отверстий в топливных коллекторах, равномерно распределить топливо на выходе из жаровой трубы. Наложены ограничения на задачу оптимизации - уменьшена в пять раз подача топлива в периферийную зону на выходе из форсажной камеры. Эффект оптимизации проверен путём сравнения полноты сгорания топлива при базовом распределении топлива с оптимизированным вариантом распределения с использованием программ 3D-моделирования NX и ANSYS. В результате - повышение полноты сгорания на всех форсажных режимах работы двигателя.
Ключевые слова
Для современных авиационных двигателей с высокой степенью двухконтурности характерно доминирующее влияние вентилятора на общий уровень шума. В статье представлены результаты исследования влияния подхода к моделированию турбулентности при моделировании генерации шума ступенью двухконтурного вентилятора на результаты прогнозирования уровня шума. Численные исследования выполнены для модельной ступени вентилятора в условиях проведения испытаний в заглушенной камере на основных рабочих режимах, определяющих его акустические свойства. Расчёты уровня шума в дальнем поле выполнены с помощью метода конечных элементов на основе модального состава генерируемого шума. Проанализировано влияние модели турбулентности на количество и амплитуды акустических мод, возбуждающихся в потоке на основных гармониках частоты следования лопаток вентилятора. Показано, что моделирование анизотропной турбулентности потока при расчёте нестационарного ротор-статор взаимодействия позволяет получить близкие к экспериментальным уровни шума.
Ключевые слова
Проведён анализ применения двигательных установок и ракетных двигателей малой тяги на различных физических принципах в составе космических аппаратов малого и сверхмалого классов. Рассмотрены параметры рациональных двигательных установок и ракетных двигателей малой тяги с позиций применения в составе космических аппаратов: на сжатом газе, на монотопливе, включая перспективные композиции на основе нитрата гидроксиламмония, на двухкомпонентном топливе; специальные установки и двигатели на закиси азота, аммиаке, газообразных водороде и кислороде; электроракетные системы на базе импульсных плазменных, ионных и стационарных плазменных двигателей. С учётом рассмотренных данных распределены двигательные установки и ракетные двигатели малой тяги по аппаратам различных классов. Высказаны предпочтения использования в маломассогабаритных космических аппаратах различных двигательных установок и двигателей.
Ключевые слова
Представлены результаты экспериментальных исследований ракетного двигателя на топливе«газообразный кислород-керосин» тягой 20 Н с четырьмя вариантами организации рабочего процесса. Первый вариант двигателя с камерой УВК-1 показал низкие энергетические характеристики, имелись пропуски воспламенения. Двигатель с камерой УВК-2, отличающийся от УВК-1 тем, что форсунка горючего имеет большую геометрическую характеристику за счёт увеличенного диаметра её сопла, показал стабильный запуск без пропусков воспламенения. Кроме того, несколько увеличились энергетические характеристики. В варианте УВК-3 были улучшены энергетические характеристики за счёт снижения доли окислителя, подаваемого на завесу внутреннего охлаждения. Увеличение длины цилиндрической части камеры сгорания (вариант УВК-4) не привело к ожидаемому увеличению энергетических характеристик. Вероятной причиной является особенность расположения узла завесы охлаждения. В процессе исследований установлено, что параметры электрического разряда воспламенительного устройства оказывают значительное влияние на характер протекания рабочего процесса в период запуска. Поиск путей дальнейшего увеличения энергетических характеристик целесообразно вести в направлении уменьшения расхода кислорода на завесу в варианте УВК-3 с заменой материала сопла на Нб5В2МЦ.
Ключевые слова
Рассмотрена методика численного моделирования течения рабочей жидкости (воды) через гидравлический тракт смесителя, состоящего из двух соосно установленных малорасходных центробежных форсунок, в воздушную среду при атмосферном давлении. Методика основана на двухскоростной модели течения двухфазного потока жидкости и определении коэффициента сопротивления межфазного взаимодействия в процессе решения в зависимости от числа Рейнольдса. Число Рейнольдса рассчитывается по относительной скорости жидкостей, составляющих двухфазный поток. Исследуется изменение картины течения факела распыла смесителя в зависимости от двух характерных размеров, которые входят в число определяющих параметров при вычислении коэффициента сопротивления межфазного взаимодействия. Предложены алгоритмы вычисления коэффициента сопротивления межфазного взаимодействия. Показаны результаты моделирования перемешивания жидкости и разрушения плёночного течения воды в гидравлических трактах форсунок и за их пределами при различных значениях характерных размеров. Доказано, что подбором значений характерных размеров, на основе которых определяются коэффициенты сопротивления межфазного взаимодействия, можно добиться соответствия результатов расчёта по предлагаемой методике и гидравлических испытаний.
Ключевые слова
Рассматриваются вопросы распыливания и распространения жидкого топлива в закрученном потоке за фронтовым газодинамическим стабилизатором, предназначенным для использования в камерах сгорания газотурбинных двигателей. Ставится задача сравнения распределений капельно-жидкого топлива в следе за стабилизатором при впрыске топлива с боковой и торцевой поверхностей рассматриваемого устройства. Показано, что расчёты, выполненные по стационарной модели, качественно отличаются от нестационарных в обоих вариантах топливоподачи. Вместе с тем, в первом приближении распределения капельно-жидкого топлива при его подаче с боковой и торцевой поверхностей стабилизатора являются близкими. Методом Shadowgraphy диагностики потоков капельно-воздушной среды проведено экспериментальное исследование характеристик факелов распыливания при подаче топлива под азимутальным углом 45° с боковой поверхности газодинамического стабилизатора. Показано, что вдув топлива под углом приводит к изменению распределения скоростей в следе за стабилизатором. При этом закрутка потока, противоположная направлению азимутальной подачи топлива, расширяет факел распыливания.
Ключевые слова
Проведено математическое моделирование ненапорного движения жидкости в полости наклонной трубы. Получена аналитическая зависимость скорости слива жидкости от радиуса обрабатываемой трубы и высоты уровня в наполняющей колонке. Предложен новый способ нанесения покрытия на внутреннюю поверхность трубы в условиях ограниченного пространства, в котором применяется управляемый слив наносимого материала с одновременным вращением её в процессе обработки. Толщина покрытия зависит от скорости движения материала по внутренней поверхности трубы. Представлены результаты расчёта. Приведены графики зависимости скорости движения материала в наклонной трубе при различных конструктивных параметрах, которые позволяют определить технологические режимы в процессе нанесения покрытия. Равномерность покрытия обеспечивается постоянной скоростью движения материала по всей длине трубы и в каждой точке внутренней поверхности - за счёт вращения. Проведён анализ полученных графиков и определено направление дальнейших исследований, связанных с учётом влияния угловой скорости вращения и вязкости жидкости. Использование предполагаемого метода позволяет повысить производительность труда и улучшить качество защитного покрытия.