Рассмотрено возмущённое движение гиперзвукового самолёта при наборе высоты. В качестве возмущений приняты отклонения плотности атмосферы от стандартных значений и отклонения коэффициентов аэродинамических сил от номинальных значений. Проведено моделирование возмущённого движения гиперзвукового самолёта с оптимальной программой угла атаки, полученной для стандартной атмосферы и номинальных аэродинамических характеристик. Определены отклонения конечных условий возмущённого движения от заданных значений скорости, высоты и угла наклона траектории. Для возмущённого движения методом принципа максимума Понтрягина решена задача о минимуме массы топлива, затрачиваемой на набор высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости. Определены оптимальные программы угла атаки, оптимальные траектории движения и конечные значения массы гиперзвукового самолёта. Проведён сравнительный анализ оптимальных программ управления и траекторий движения, полученных для невозмущённого и возмущённого движения.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2019. — Выпуск 2
Содержание:
Рассматривается движение вокруг центра масс динамически симметричного неуправляемого наноспустника формата CubeSat на круговой орбите под действием аэродинамического и гравитационного моментов. Определены положения равновесия наноспутника в траекторной системе координат с учётом того, что коэффициент аэродинамической силы лобового сопротивления зависит от пространственного угла атаки и угла собственного вращения. Получены формулы, позволяющие вычислить значения углов атаки, прецессии и собственного вращения, соответствующие положениям равновесия, в зависимости от инерционно-массовых и геометрических параметров наноспутника и высоты орбиты. Показано, что в случае преобладания гравитационного момента над аэродинамическим существует 16 положений равновесия, в случае преобладания аэродинамического момента над гравитационным существует 8 положений равновесия, в случае соизмеримых величин аэродинамического и гравитационного моментов возможно 8, 12 или 16 положений равновесия. По полученным формулам вычислены положения равновесия наноспутника SamSat-QB50. Указаны диапазоны высот, на которых наноспутник SamSat-QB50 имеет 8, 12 или 16 положений равновесия относительно центра масс.
Ключевые слова
В статье представлены конструктивные способы уменьшения влияния магнитных помех космических аппаратов, обусловленных его собственными магнитными полями, на бортовые магнитометрические измерения, а также уменьшения возникающих магнитных моментов. Рассмотрены известные способы удаления датчиков магнитометров от мест нахождения наиболее мощных источников магнитных полей космического аппарата, в частности с использованием выдвижных штанг. Кроме того, рассмотрены способы уменьшения влияния собственных магнитных полей космического аппарата на бортовые магнитометрические системы навигационного обеспечения с применением известных замкнутых и предложенных полусферических ферромагнитных экранов.
Ключевые слова
Показана возможность применения навигационной аппаратуры потребителя в задаче определения динамики вращательного движения космического аппарата. Предложен подход, позволяющий оценивать параметры вращательного движения космического аппарата по анализу геометрической видимости навигационных космических аппаратов глобальных навигационных спутниковых систем. Предлагаемый подход заключается в аппроксимации накопленной информации о положении продольной оси космического аппарата с помощью модели углового движения и модели измерений. Аппроксимация производится исходя из минимизации суммы квадратов отклонений между вычисленными координатами вектора продольной оси и их смоделированными значениями. Процедура минимизации построена на алгоритме дифференциальной эволюции. Предложенный подход позволяет оценить угловые скорости космического аппарата с точностью не хуже 0.3 град/с и углы ориентации с точностью не хуже 15 градусов.
Ключевые слова
Обоснована необходимость создания оптимального газогенератора газотурбинного двигателя, в котором обеспечено согласование совместной работы его узлов: компрессора, камеры сгорания и турбины компрессора с целью сокращения сроков доводки вновь разрабатываемых изделий, повышения их топливной экономичности, обеспечения работоспособности лопаток высокотемпературной, охлаждаемой турбины компрессора и выполнения всех эксплуатационных характеристик, связанных с работой оптимальной камеры сгорания, включая широкий диапазон режимов устойчивого горения, высотный запуск при отрицательной температуре воздуха и топлива, исключение загрязнения атмосферы токсичными выбросами. Разработаны методы оптимизации параметров согласования совместной работы узлов газогенератора, которыми являются приведённые скорости потока в пограничных, стыковочных поперечных сечениях потока между компрессором и камерой сгорания и между камерой сгорания и турбиной компрессора. Функцией цели при оптимизации принят эффективный коэффициент полезного действия термодинамического цикла двигателя. Функциональным ограничением является потребная глубина охлаждения лопаток турбины, определённая с учётом расчётов неравномерности и нестабильности поля температуры газа и фактической интенсивности турбулентности потока на входе лопаток. Выполнен теоретический анализ влияния различных воздействий на поток газа, вызывающих изменение полного давления потока в каналах газодинамической модели газогенератора, то есть изменение коэффициентов полезного действия его узлов. Показано, что большое время доводки опытного двигателя из-за необходимости дорогостоящих, натурных испытаний с изготовлением опытных образцов связано, в частности, с не согласованным заданием при проектировании значений приведённых скоростей потока в пограничных сечениях узлов газогенератора. Создание оптимального газогенератора возможно только на основе интегральной математической модели оптимальной камеры сгорания.
Ключевые слова
Представлено описание математической модели рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги на газообразном кислородно-водородном топливе и некоторых фрагментов технологии расчётного исследования распределения газодинамических параметров в тракте двигателя. Приведены результаты расчёта распределения линий тока, картины и эпюры распределения полной температуры вдоль и в характерных поперечных сечениях тракта камеры двигателя, осевой составляющей (полной) скорости в выходном сечении сопла Лаваля продуктов сгорания. Представлены результаты расчёта температуры в области внутренней стенки ракетного двигателя. Показано, что распределение температуры торможения продуктов сгорания оказывает существенное влияние на эффективность преобразования топлива в камере двигателя, его тепловое состояние и позволяет наметить пути совершенствования рабочего процесса ракетного двигателя малой тяги.
Ключевые слова
Предложена методика расчёта распределения давлений в цилиндрическом подшипнике скольжения. В качестве объекта исследования выбран процесс проектирования тяжелонагруженного подшипника скольжения в составе редуктора двухконтурного турбореактивного двигателя, включающий в себя следующие этапы: определение алгоритма расчёта параметров течения смазки в подшипнике; уточнение расчётной схемы подшипника; расчёт распределения давлений в подшипнике скольжения при различных эксцентриситетах и углах поворота шейки вала; расчёт влияния прецессии шейки вала на распределение давлений; расчёт распределения давлений при учёте каналов подачи масла в подшипник. Приводятся результаты, полученные при выполнении экспериментальных работ. Проведённое исследование показывает, что данный расчёт помогает спрогнозировать положение и размер зон нагнетания и разряжения, расположить отверстия для подачи масла, что может существенно улучшить условия течения смазки в подшипнике.
Ключевые слова
В ходе испытания на малоцикловую усталость заготовок турбинных дисков турбореактивных двигателей, изготовленных из гранулируемого никелевого сплава ЭП741НП, были получены образцы изломов. Область излома была исследована различными методами электронной микроскопии. В центре излома было обнаружено скопление округлых микрочастиц с высокой концентрацией Hf по данным энергодисперсионного рентгеновского микроанализа. Такие скопления наблюдаются примерно в половине случаев изломов подобных заготовок. Гафний является легирующим элементом в сплаве, однако его содержание строго лимитируется и не должно превышать 0,4 массовых %. С помощью высокоразрешающей просвечивающей электронной микроскопии, энергодисперсионного рентгеновского микроанализа и электронной дифракции было определено, что эти частицы представляют собой монокристаллы HfO2 с моноклинной сингонией. Некоторые частицы содержат ядра, различающиеся по элементному составу и структуре. Часть ядер содержат такие элементы, как C, O, S, F и др., которые могут являться индикаторами органического загрязнения образца. Вокруг некоторых частиц HfO2 была обнаружена аморфная оболочка с высоким содержанием углерода. Полученные данные указывают на то, что формирование этих частиц связано с органическим загрязнением. Для предотвращения образования таких очагов разрушений необходимо повысить чистоту технологических процессов производства.
Ключевые слова
Рассмотрена задача исследования теплового режима оптико-электронного телескопического модуля наноспутника под влиянием условий эксплуатации. Для поддержания оптимального теплового режима телескопической линзы была выбрана система обеспечения теплового режима на основе электронагревателей. На основе трёхмерной модели проведён расчёт теплового режима линзы с учётом реальных условий эксплуатации наноспутника при его орбитальном движении. В результате расчёта методом конечных элементов была получена динамика температурных полей линзы при различных режимах работы наноспутника: доступ к установленному тепловому режиму, съёмка земной поверхности в нормальном и расширенном режимах. Показано, что в различных режимах работы система обеспечения теплового режима поддерживает заданный температурный диапазон оптических элементов с умеренным энергопотреблением и обеспечивает разрешающую способность в течение всего времени эксплуатации оптико-электронного телескопического модуля наноспутника.
Ключевые слова
Для решения проблем обеспечения прочностной надёжности элементов газотурбинных двигателей при существующих принципах нормирования, основанных на использовании коэффициентов запаса прочности для различных схем нагружения, предлагается осуществлять регулируемое воздействие на источники этого нагружения в эксплуатации, используя систему автоматического управления и штатные средства конструкции двигателя. Обсуждается использование такого подхода для минимизации динамического нагружения лопаток компрессора низкого давления двухконтурных реактивных двигателей с форсажной камерой сверхзвуковых летательных аппаратов, для борьбы с вибрационным горением в камерах сгорания, с ударным включением муфт свободного хода и автоколебаниями в системе трансмиссии вертолётов. При этом показано, что одновременно с регулированием нагружения газотурбинного двигателя необходимо повышать эффективность систем бортовой диагностики двигателей. Снижение вероятности пропуска цели и ложных срабатываний существующих средств и методов диагностики таких систем до практически необходимого уровня невозможно без использования индивидуального подхода в формировании допустимых пределов контролируемых диагностических параметров.
Ключевые слова
Исследована эффективность магнитной системы сброса кинетического момента в решении задачи стабилизации космического аппарата «АИСТ-2Д» без использования информации об угловой скорости. Определены условия, при которых магнитный момент, создаваемый силовыми электромагнитами, является полезным управляющим механическим моментом, определены граничные условия недопущения возникновения паразитного момента. Представлено решение задачи формирования вектора кинетического момента системы«космический аппарат + силовой гироскопический комплекс» по информации о векторе геомагнитной индукции Земли. Определена зависимость времени работы алгоритма гашения угловой скорости от величины и направления проекций вектора угловой скоростикосмического аппарата на момент включения алгоритма. Приведено сравнение результатов,полученных в процессе математического моделирование и натурного эксперимента на космическом аппарате, процесса гашения угловых скоростей в обеспечение решения задачи определения ориентации с использованием звёздных датчиков.
Ключевые слова
Разработана методика для расчёта параметров сборки деталей, основанная на создании действительных моделей их поверхностей. Для построения действительных моделей разработаны специальная методика анализа измеренных поверхностей и программное приложение. Анализ измерений включает в себя сглаживание выпадающих значений, упорядочивание сетки точек на поверхностях и дополнительное математическое базирование. Моделирование процесса сборки осуществляется в CAE-пакете ANSYS. Приведены результаты расчётов для сборки двух деталей, соединяемых по плоским поверхностям с помощью болтового соединения. Проведён анализ полученных результатов, который показал возможность использования разработанной методики для прогнозирования параметров сборочных единиц газотурбинных двигателей. Определено направление дальнейших исследований, связанных с исследованием взаимосвязей между сборочными параметрами и влияющими факторами.
Ключевые слова
Проводится сравнение нормативно-правовой базы и правовой работы, проводимой в СССР, в Европейском Союзе и в постсоветский период в России. Рассматриваются современное состояние парка воздушных судов гражданской авиации России, системы их обслуживания и основные проблемы развития гражданской авиации. Из рассмотрения следует, что количество воздушных судов в России с каждым годом увеличивается и растёт потребность в их техническом обслуживании. Однако построение систем технического обслуживания в соответствии с устаревшими нормами и правилами делает их нежизнеспособными. На основе проведённого анализа сделан вывод о необходимости поиска оптимальных моделей производственных структур экономически эффективных авиационных технических предприятий и целесообразности использования для этих целей методов математического моделирования.
Ключевые слова
Рассматривается разработка гасителя пульсаций давления ёмкостного типа. Гаситель пульсаций давления используется в целях снижения шума гидравлических систем, к которым предъявляются повышенные требования по виброакустическим характеристикам. Разрабатываемый гаситель пульсаций давления представляет собой податливый элемент с ничтожно малым гидравлическим сопротивлением. Внутри данного элемента расположена газовая полость, давление в которой определяется его деформацией. Габаритные размеры исследуемого гасителя не превышают размеров штатного трубопровода, что наряду с его незначительным гидравлическим сопротивлением является преимуществом перед аналогами. Проведён анализ известных гасителей пульсаций давления и рассмотрены две конструктивные схемы предлагаемого устройства. Приведены результаты экспериментальных исследований исследуемого гасителя, показавшие его высокую эффективность (5…40 дБ) в широком диапазоне частот колебаний давления жидкости (20…3000 Гц).
Ключевые слова
С помощью теоретической модели и натурных испытаний показаны кинематические и динамические особенности обкатки гибким ротором несмазанной опоры с зазором и двоякой жёсткостью. Используется сочетание оригинальных подходов и известных аналитических и экспериментальных методов. В частности, уравнения движения составляются по Лагранжу в комплексных и комплексно-сопряжённых координатах, а их решения разыскиваются в экспоненциальной форме и посредством исключения контактных сил из рассмотрения и введения малого параметра. Измерения вибрации производятся не на станине установки с использованием акселерометров, а в её источнике - непосредственным слежением за осью ротора парой токовихревых бесконтактных датчиков перемещений, установленных в конфигурации XY. Отсюда чёткость опытных данных не зависит от механической проводимости деталей между ротором-источником и датчиками-приёмниками. В результате достоверно определяются частота, амплитуда и границы существования обратной прецессии, а также делается вывод о принципиальной невозможности обкатки при определённой комбинации параметров.