Рассматривается синтез системы управления беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с мягким крылом, к которым относятся параплан, аэрошют и паралёт. Приведено описание и показана схема БПЛА, рассматриваются силы и моменты, действующие на него в продольной плоскости. Математическая модель движения БПЛА описывается в связанной системе координат. Непосредственно управление осуществляется двигателем тяги. Двигатель тяги устанавливается на БПЛА так, чтобы направление силы тяги действовало вдоль оси OX в плоскости OXY. Предлагается формировать закон управления по высоте через момент силы тяги. Это даёт преимущество в том, что он будет стабилизировать угловую скорость и угол тангажа. Для синтеза системы управления и стабилизации применяется метод бэкстеппинга. Согласно этому методу задача разработки закона управления для всей системы разбивается на последовательность соответствующих подзадач до подсистем меньшего порядка. Алгоритм бэкстеппинга заключается в том, чтобы сделать каждый интегратор объекта устойчивым путём добавления обратной связи. Полученное управление учитывает нелинейность объекта и зависит от вектора состояния. Основные преимущества полученного регулятора: система устойчива в больших пределах входных значений; варьируя коэффициенты регулятора, можно подобрать желаемые характеристики качества управления. Приведены результаты численного моделирования в среде MATLAB движения БПЛА с полученным регулятором.
Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение
2018. — Выпуск 2
Содержание:
Рассматривается задача оптимизации комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата с целью максимизации его конечной массы. Для схода аппарата с начальной околоземной орбиты и последующего входа в плотные слои атмосферы используется импульс тяги. Начиная с входа в атмосферу и до окончания поворота плоскости орбиты с выходом на конечную орбиту, в качестве управлений используются угол атаки, скоростной угол крена и секундный расход топлива. Вводятся ограничения для угла атаки, секундного расхода топлива, температуры нагрева в критической точке, продольной и нормальной перегрузки. Для определения оптимальных программ управления используется метод последовательной линеаризации. Решение задачи оптимизации проведено на примере гипотетического аэрокосмического аппарата. Приводятся результаты моделирования движения аэрокосмического аппарата. Обсуждаются изменения в найденных «аэродинамическом» (угол атаки и скоростной угол крена) и «двигательном» (секундный расход топлива) управлениях при увеличении угла поворота плоскости орбиты без учёта и с учётом ключевого ограничения на режимы движения - максимальную температуру нагрева в критической точке.
Ключевые слова
Предложен метод эквивалентных испытаний на малоцикловую усталость, основанный на использовании опытных образцов, напряжённо-деформированное состояние которых должно быть подобно состоянию исследуемой детали. В качестве критерия подобия напряжённо-деформированных состояний образцов и детали используется коэффициент жёсткости напряжённого состояния. При невозможности достичь полного подобия предложен коэффициент соответствия интенсивностей деформаций образцов и деталей. На примере диска компрессора низкого давления газотурбинного двигателя проведена апробация метода. В качестве эквивалентных образцов использовались образцы круглого поперечного сечения с V-образным концентратором. Испытания проводили: образцов - при растяжении-сжатии по отнулевому циклу, дисков - на специализированном стенде при раскрутке до 5000 оборотов в минуту. Разработанный метод эквивалентных испытаний позволяет прогнозировать малоцикловую долговечность крупногабаритных ответственных деталей, натурные испытания которых невозможны. Метод может быть применён также для оценки долговечности деталей в многоцикловой области и прогнозирования длительной прочности. На основе полученных в работе зависимостей можно проводить проектирование и совершенствование конструкции деталей: по заданной долговечности определять допускаемую величину интенсивности деформаций в наиболее нагруженной зоне детали.
Ключевые слова
Представлены результаты исследования точности оценивания погрешностей определения параметров движения центра масс малого космического аппарата, совершающего групповой полёт совместно с другими малыми космическими аппаратами, среди которых находится малый космический аппарат, выполняющий функции лидера группировки. В качестве первичных навигационных параметров, измеряемых бортовыми средствами малого космического аппарата, выбраны углы между направлениями на малый космический аппарат-лидер и навигационные звёзды, одна из которых находится в плоскости орбиты малого космического аппарата, а направление на вторую совпадает с бинормалью этой плоскости. При оценивании погрешностей определения параметров движения центра масс малого космического аппарата введены допущения о центральном гравитационном поле Земли, нормальном законе распределения погрешностей бортовых навигационных измерений с известными постоянными дисперсиями. Исследования выполнены на основе метода аналитического оценивания точности автономной навигации космических аппаратов. Получены аналитические выражения ковариационных матриц, позволяющие оценить предельно достижимую точность решения поставленной задачи в зависимости от высоты орбиты группировки малых космических аппаратов, смещения ведомого малого космического аппарата относительно малого космического аппарата-лидера по аргументу широты, дисперсий погрешностей измерений и количества измерений в течение навигационного режима. Представленные результаты могут найти применение при необходимости обоснования путей повышения точности автономной навигации малых космических аппаратов, совершающих групповой полёт.
Ключевые слова
Рассматриваются вопросы поверхностного упрочнения зеркала гидроцилиндров авиационной техники из титановых сплавов методом электроискрового легирования разрядами малой энергии. Для обеспечения функциональных свойств поверхностного слоя зеркала применялись легирующие электроды из графита. Образующийся карбооксидный слой представляет собой мелкодисперсную структуру сложного состава (карбиды, оксиды титана, включения графита) толщиной 3…10 мкм с высокими твёрдостью и антифрикционными свойствами. Легирование графитовыми электродами практически не изменяет размеры деталей. Последующее выглаживание упрочненных поверхностей снижает величину коэффициента трения, шероховатость поверхности. Залечивание микротрещин и других дефектов повышает усталостную прочность изделия. Разработанная технология позволяет обеспечить комплекс свойств, предъявляемых к рабочим поверхностям гидроцилиндров и увеличить их ресурс.
Ключевые слова
Представлены расчётные исследования аэродинамических характеристик модельного биротативного вентилятора со сверхвысокой степенью двухконтурности (m = 20), разработанного в ЦИАМ в рамках европейского проекта COBRA (Innovative Counter rOtating fan system for high Bypass Ratio Aircraft engine). Проведено исследование нестационарных особенностей работы биротативного вентилятора, проведён анализ интенсивности ротор-ротор взаимодействия, исследованы особенности прохождения вязких нестационарных следовых возмущений через осевой зазор и лопаточный венец второго ротора. Для вентилятора представлены расчётные исследования тонального шума на режиме «посадка». Исследование проведено с использованием программного комплекса ЦИАМ 3DAS. Получены диаграммы направленности в дальнем поле в передней и задней полусфере для первых 16 гармоник тонального шума. Проведено сопоставление результатов с соответствующими результатами расчёта для биротативного вентилятора с высокой степенью двухконтурности m = 10, разработанного в проекте VITAL. Дополнительно было проведено сопоставление результатов с экспериментальными данными для вентилятора с m = 20.
Ключевые слова
Биологический модуль «BiNOM» предназначен для проведения многоцелевых биомедицинских экспериментов в космосе с широким спектром биологических объектов (бактерии, водоросли, грибы, растения, многокомпонентные биосистемы). Модуль разработан для использования в качестве полезной нагрузки наноспутников семейства SamSat и может быть установлен на любых других космических аппаратах. Биомодуль является законченным изделием и включает в себя камеру биологического объекта, системы жизнеобеспечения, управления и контроля, размещённые в герметичном корпусе. Взаимодействие модуля «BiNOM» с электронными системами наноспутника осуществляется с помощью одного четырёхконтактного разъёма. Система жизнеобеспечения поддерживает в камере биообъекта требуемые температуру, давление, влажность и газовый состав. Система управления позволяет в автоматическом режиме по заданной программе или по командам с наземного пункта управления проводить биомедицинские эксперименты. Система контроля предназначена для измерения параметров окружающей среды и биологического объекта. Система контроля обеспечивает мультиспектральную визуализацию биообъектов, регистрацию флуоресценции, измерение температуры и влажности в нескольких точках, давления, концентрации кислорода и углекислого газа. Предусмотрена возможность подключения дополнительных датчиков в зависимости от целей эксперимента. Изготовлен опытный образец биомодуля и выполнен ряд тестов, подтвердивших верность предложенных технических решений. В частности, испытания в вакуумной камере показали, что потеря давления в герметичном корпусе биомодуля не превышает 20% от первоначального в течение года. Был выполнен ряд биологических экспериментов, продемонстрировавших возможность инициализации, роста и поддержания жизнедеятельности различных биологических объектов в течение длительного, до двух месяцев, периода.
Ключевые слова
Рассмотрены проблемные вопросы оценки прочности осесимметричных парашютных систем при проведении лётных испытаний. Одной из основных задач при подготовке к лётным испытаниям является выбор условий для проведения эксперимента. Рассмотрены варианты испытаний парашютных систем путём доведения их до разрушения. Проанализированы варианты нагрузок, возникающих при наполнении парашютных систем. Приведены специфика и особенности повреждений и разрушения парашютов. Поставлена проблема разрушения парашютных систем при разрушающих нагрузках, значительно меньших, чем несущая способность парашюта. Оценивается возможность применения испытаний на прочность на этапе проектирования парашютных систем. Предлагается использование методов экспериментальной оптимизации и стохастической аппроксимации для сокращения количества экспериментов. Сделан вывод о возможных вариантах решения проблемы оценки разрушающей нагрузки и несущей способности, полученных при оценке прочности парашютных систем в лётном эксперименте.
Ключевые слова
Приведены результаты экспериментального определения динамического поведения малого космического аппарата (МКА) «АИСТ-2Д». Проведено сравнение полученных экспериментальным путём модальных характеристик (собственных форм и частот) с расчётными модальными характеристиками конечно-элементной модели объекта. Экспериментальное определение собственных форм и частот проводилось с помощью метода сканирующей лазерной виброметрии, расчётный модальный анализ - методом конечных элементов с использованием пакета конечно-элементного анализа MSC Patran/Nastran. Сформулированы цели и задачи, приведено описание основных этапов модального анализа. Для получения достоверных нагрузок, действующих на элементы космических аппаратов, требуется уточнение их конечно-элементных моделей. В процессе испытаний выделены целевые резонансные частоты колебаний объекта испытаний в диапазоне от 5 до 130 Гц, так как в этом диапазоне находятся интересующие первые тона конструкции. Так как МКА имеет большое количество неопределённостей в жесткостных параметрах элементов конструкции, погрешность определения собственных частот на первой стадии исследования доходила до 45,75%, что подтверждает необходимость проведения модальных испытаний. Полученные в результате проведения работ динамические характеристики элементов конструкции МКА позволят создавать более точные динамические модели на этапе проектирования, что повысит точность расчётов нагружения.
Ключевые слова
На основе численного моделирования проведено исследование определения импеданса крупногабаритной звукопоглощающей конструкции (ЗПК) при наличии вращающихся акустических мод в канале. Первый этап исследований состоял в отработке метода извлечения импеданса на простой модели цилиндра при установке микрофонов вне секции ЗПК. Натурный эксперимент был заменён численным моделированием распространения заданного азимутального состава шума в цилиндрическом канале с импедансной стенкой, импеданс которой известен (прямая задача). В результате решения прямой задачи определены значения акустических давлений в тех точках, где будут устанавливаться микрофоны при реализации натурного эксперимента. Полученные результаты использованы для решения обратной задачи - нахождения исходного импеданса. Решение обратной задачи с использованием процедуры поиска импеданса на основе минимизации функционала расхождения акустических давлений прямой и обратной задачи показало хорошую точность нахождения импеданса. Также было определено, что точность извлечения импеданса практически не меняется в зависимости от угла установки линейного массива микрофонов. Второй этап исследований состоял в применении отработанной методики к модели натурной установки испытаний крупногабаритных ЗПК. При определенном качестве конечно-элементной сетки была достигнута приемлемая точность нахождения импеданса. Также проверено, что в целях экономии расчётного времени для некоторых мод импеданс можно извлекать с приемлемой точностью в осесимметричной постановке. Тем самым определена возможность использования предложенного подхода на основе численного моделирования для извлечения импеданса крупногабаритной ЗПК.
Ключевые слова
За счёт модификации рабочей поверхности изделий путём нанесения на неё защитных и функциональных покрытий можно существенным образом изменить механические, оптические, электрические, магнитные, тепловые и химические свойства исходного конструкционного материала, его реальную поверхность, получая изделия с защитными, например, антикоррозионными, износостойкими и прочими свойствами. Исследуется возможность усовершенствования узлов трения силовых установок летательных аппаратов путём нанесения напыляемых покрытий из наноструктурированных керамических композитов. В качестве прототипа узла трения взят тяжелонагруженный подшипник в составе редуктора привода винтовентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя. Оцениваются преимущества и недостатки усовершенствованных узлов трения по отношению к серийным образцам и их прототипам, выполненным по улучшенной серийной технологии. Приводятся результаты, полученные при выполнении экспериментальных работ. Сделан положительный вывод о применении наноструктурированных композиционных материалов при разработке узлов трения и определён наиболее благоприятный способ нанесения покрытия.
Ключевые слова
Традиционно листовая штамповка осуществляется в холодном состоянии обрабатываемой заготовки. При этом ввиду ограниченной пластичности заготовки штамповка деталей сложной формы производится за несколько технологических переходов, что значительно повышает себестоимость их производства. Статья посвящена разработке и исследованию устройства, обеспечивающего штамповку деталей с нагревом обрабатываемой заготовки. Устройство содержит матрицу и рабочий цилиндр, между которыми располагается штампуемая заготовка, а также камеру сгорания, отделённую от рабочего цилиндра поршнем. Нагрев листовой заготовки и её штамповка осуществляются в два этапа в течение 1…2 с воздействием на неё продуктов сгорания газовых смесей. На первом этапе нагрев и деформирование заготовки производится воздействием продуктов сгорания, образующихся в полости матрицы и рабочем цилиндре, а на втором - за счёт энергии продуктов сгорания, образующихся в камере сгорания. Проведено исследование рабочего процесса разработанного устройства. Установлены закономерности изменения давления и температуры газа, осуществляющего нагрев и деформирование штампуемой заготовки. Найдены оптимальные соотношения объёмов камеры сгорания и рабочего цилиндра. В разработанном устройстве, благодаря нагреву заготовки, обеспечивается штамповка деталей сложной формы за одну технологическую операцию. По сравнению с существующими аналогами в данном устройстве давление на поверхности обрабатываемой заготовки в 2…3 раза выше, что обеспечивает штамповку деталей большой толщины, а также деталей из труднодеформируемых сплавов.
Ключевые слова
Одним из основных параметров, используемых в расчётах на прочность поверхностно упрочнённых деталей, является предел выносливости по разрушению, при прогнозировании которого наряду с упрочнением следует учитывать влияние различных эксплуатационных фактов. Прогнозирование предела выносливости в условиях концентрации напряжений осуществлялось по критерию, учитывающему влияние остаточных напряжений на поверхности опасного сечения упрочнённой детали, и критерию среднеинтегральных остаточных напряжений по толщине упрочнённого поверхностного слоя, равной критической глубине нераспространяющейся трещины усталости. Исследовано влияние поверхностного упрочнения на предел выносливости с учётом таких эксплуатационных факторов, как тип деформации, рабочая температура, асимметрия цикла нагружения образцов, изготовленных из сталей и алюминиевых сплавов. Испытания на усталость цилиндрических образцов с круговыми надрезами полукруглого профиля проведены при кручении, изгибе и растяжении-сжатии. Установлено, что использование критерия среднеинтегральных остаточных напряжений достаточно хорошо отражает влияние поверхностного упрочнения на предел выносливости по разрушению с учётом изученных эксплуатационных факторов.
Ключевые слова
Приведён обзор отечественных и зарубежных методик расчётной оценки тепловыделения в радиально-упорных шарикоподшипниках. Рассмотрены методики для подшипников общего применения и методики определения тепловыделения в авиационных шарикоподшипниках. Для подшипников общего применения рассмотрены методики, принятые на фирмах-производителях подшипников FAG (Германия) и SKF (Швеция). Для авиационных подшипников рассмотрены методики, разработанные в КАИ, ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова» и на фирме MTU (Германия). Представлены результаты тепловыделения при испытании подшипников 126206 (30×62×16 мм) и 176126 (130×200×33 мм). Проведено сравнение расчётных значений тепловыделения, полученных по различным методикам, с экспериментальными данными. В результате выполненных исследований определены методики, которые дают наиболее близкие к экспериментальным расчётные значения тепловыделения в щарикоподшипниках и могут быть использованы для оценки тепловыделения в авиационных подшипниках качения при подаче масла через форсунки.
Ключевые слова
Объектом исследования являются сплошные и полые цилиндрические образцы из конструкционных сталей с надрезами, подвергнутые поверхностному упрочнению гидродробеструйной и пневмодробеструйной обработками. Предметом исследования являются остаточные напряжения в поверхностном слое образцов после упрочнения. Цель работы - исследование влияния остаточных напряжений на многоцикловую усталость, а также установление возможности использования разработанных расчётных методик для оценки эффективности поверхностного упрочнения. Исследования распределения остаточных напряжений в поверхностном слое, а также сопротивления многоцикловой усталости цилиндрических образцов выполнены расчётными и экспериментальными методами. Применение расчётных методов оценки эффективности упрочняющей обработки показало, что расхождение между расчётными и экспериментальными значениями приращений предела выносливости за счёт упрочнения цилиндрических образцов с полукруглым надрезом не превышает 8% при гидродробеструйной обработке (сталь 40Х) и 11% при пневмодробеструйной обработке (сталь 20). Применение расчётных методик определения приращения предела выносливости позволяет проводить оценку эффективности поверхностного упрочнения с достаточной для практики точностью без проведения длительных и дорогостоящих испытаний на усталость.
Ключевые слова
Пористые, в том числе насыпные, материалы широко применяются при очистке жидких и газообразных сред от механических примесей в качестве теплоизолирующих материалов, рабочих тел разнообразных технологий машиностроения, энергетики, металлургии, химии, нефтехимии и т.д. Целью работы является математическое моделирование переноса тепла в дисперсных насыпных средах, их плавления, получение инженерных оценок ряда важных для практики показателей. Рассматривается насыпная дисперсная среда, состоящая из твёрдых частиц (кусков) разной формы, размеров и состава, хаотически расположенных относительно друг друга. Приводятся соотношения для определения эффективной плотности, теплоёмкости, теплопроводности с учётом лучистого теплообмена между частицами (кусками) применительно к насыпным пористым материалам. С использованием полученных зависимостей решается модельная задача о нагреве и последующем плавлении рассматриваемой дисперсной среды. Оцениваются скорость плавления и время релаксации, в течение которого система, состоящая из расплава и кусков, приходит в термодинамическое равновесие. Предложенный подход можно обобщить на двух- и трёхмерные случаи и применить для математического описания теплового поведения неметаллических пористых материалов.
Ключевые слова
Рассмотрено создание web-приложений на примере разработки многопользовательского web-интерфейса для автоматизированного поиска решений систем нелинейных уравнений в пакете Django. Автоматизированная система реализована на языке программирования Python. Предлагается создание web-приложения, основанного на технологии «клиент-сервер», где клиентская часть реализует пользовательский интерфейс, формирует запросы к серверу и обрабатывает ответы от него. Серверная часть получает запрос от клиента, выполняет необходимые вычисления и после этого формирует web-страницу и отправляет её клиенту по сети. Показаны преимущества такого подхода перед обычным программным обеспечением. Разработанное приложение позволяет решать системы нелинейных уравнений любой размерности, сохранять решения на сервере и персональном компьютере. В системе заложена возможность визуализации пошагового хода решения и построения графиков. Проведено исследование работоспособности системы на реальных данных для расчёта параметров газотурбинных двигателей и использования полученных результатов для построения их трёхмерных моделей.