Показано, что анализ сигналов со «штатных» датчиков частоты вращения роторов газотурбинных двигателей, без установки дополнительных вибропреобразователей, может решить ряд вопросов диагностики технического состояния редукторов. Установлено, что составляющая спектра вибрации, генерируемая износом зубьев шестерён дифференциального редуктора, вызывающая резонансные колебания лопаток турбокомпрессора, создаёт крутильные колебания на соответствующей частоте. Анализ характеристик текущей частоты вращения выходного звена редуктора позволил получить диагностические признаки величины износа зубьев редуктора на основе оценки дисперсии девиации частоты его вращения. Установлено, что величина диагностического признака линейно зависит от величины износа. Для исследуемого двигателя установлена норма на данный признак. Показано существенное влияние нагрузки на его уровень.
Разработан алгоритм машинного обучения для решения задачи прогнозирования вибрационного состояния с целью совершенствования сборочных процессов ротора турбины с использованием его цифрового двойника. Цифровой двойник ротора включает в себя специально созданную в CAD-модуле программы NX параметрическую 3D модель и расчётный проект в системе ANSYS, в котором имитируются условия работы ротора. Проведены расчёты параметров виброускорения и силы реакции опор ротора на критических частотах вращения в зависимости от геометрических погрешностей. Для снижения трудоёмкости расчётов были подобраны архитектуры нейронных сетей для прогнозирования параметров вибрационного состояния в зависимости от геометрических погрешностей роторов. Создана и использована оригинальная численная модель балансировки, учитывающая производственные отклонения ротора.
Рассмотрено обеспечение точности единства баз изделий космического комплекса (изделий) на различных этапах проектирования. Показано, что основная проблема заключается в том, что точность единства баз изделий в составе комплекса обеспечивается в рамках внутренней структуры изделия. Предложен метод контроля над обеспечением точности единства баз изделий в составе комплекса на различных этапах проектирования в рамках их внешних структур. Метод реализуется с помощью введения системы координат комплекса в схему комплекса изделий, выполняющих взаимосвязанные эксплуатационные функции. В рамках метода вводятся понятия и определения, с помощью которых становится возможным формально представлять точность единства баз изделий в виде множества пар точек, на которые замыкаются соответствующие аннотированные размеры. Показана графическая интерпретация метода на этапах разработки технических заданий изделий. Приведён пример возможной реализации метода на этапе разработки конструкторской документации.
Рассмотрено возмущённое движение гиперзвукового самолёта на этапе набора высоты с разгоном. Возмущениями являются отклонения плотности атмосферы от значений стандартной модели. В работе используются следующие термины и определения. Номинальная оптимальная программа - программа управления углом атаки, полученная при решении задачи минимизации расхода топлива для модели стандартной атмосферы (в дальнейшем - номинальная программа). Номинальная «возмущённая» оптимальная программа - программа управления углом атаки, полученная при решении задачи минимизации расхода топлива для модели возмущённой атмосферы при условии, что возмущения известны (в дальнейшем - «возмущённая» программа). Командная оптимальная программа - программа управления углом атаки, полученная при решении задачи минимизации расхода топлива для модели возмущённой атмосферы при условии, что возмущения неизвестны (в дальнейшем - командная программа, командное управление). Принят многошаговый процесс управления. На каждом шаге управления методом принципа максимума Понтрягина определяется командная программа угла атаки. На первом шаге используется номинальная программа управления. Представлены результаты моделирования возмущённого движения с командным управлением углом атаки для предельно «разреженной» и предельно «плотной» атмосферы. Для «разреженной» атмосферы в конце рассматриваемого участка движения при решении краевой задачи нарушается ограничение по углу атаки, но заданные конечные условия по скорости, высоте и углу наклона траектории выполняются. Для «плотной» атмосферы выполнены конечные условия по высоте и углу наклона траектории, но не выполнено конечное условие по скорости. Поскольку для «возмущённой» программы нет вышеотмеченных нарушений ограничений на управление и фазовые координаты, то дальнейшее направление исследований командного оптимального управления связано с совершенствованием алгоритма решения краевой задачи.
Динамические схемы ракет-носителей тандемной схемы рассчитываются по ОСТ 92-4548-85. Собственные формы и частоты упругой конструкции рассчитываются с использованием MSC Nastran или аналогичной программы. Предлагается дополнение к существующим методам расчёта динамических схем жидкостных ракет с учётом их упругости методом, ориентированным на оперативное создание исходных данных для разработки систем стабилизации их движения. Разработана методика, содержащая расчёт собственных форм и частот упругих колебаний конструкции ракеты и коэффициентов взаимовлияния мод упругого движения и дополнительных степеней свободы. Для подтверждения работоспособности методики при записи результатов в аналитическом виде для ракет-носителей тандемной схемы повторно выводятся формулы ОСТ. При обосновании предлагаемого метода расчёта динамических схем получены результаты, практически совпадающие с уже используемыми формулами для рассматриваемого круга задач. Универсальность предлагаемого подхода иллюстрируется расчётом коэффициентов, отсутствующих в ОСТ из-за неучёта в нём факторов, влияющих на динамику ракет. Предлагаемый подход отличается своей общностью, что позволяет описывать разные типы конструкций ракет-носителей и учитывать все существенные факторы, влияющие на динамику их движения.
Рассматривается параметрическая оптимизация процесса изменения орбитальных параметров с помощью вращающейся электродинамической тросовой системы. Изменение большой полуоси и эксцентриситета принимаются как две основные задачи и соответственно предлагаются два закона управления. Ток регулируется в зависимости от мгновенного положения проводящего троса, что позволяет обеспечить расчётное направление силы Лоренца, возникающей при взаимодействии проводника с магнитным полем Земли. Предлагается комбинированная схема управления одновременного изменения большой полуоси и эксцентриситета орбиты. Параметры законов управления оптимизируются с помощью метода Nelder-Mead с использованием различных целевых функций и ограничений. Установлено, что при использовании критериев быстродействия и наименьшего импульса получаются решения, которые соответствуют граничным значениям подбираемых параметров. Поэтому в качестве компромисса предлагается использовать свёртку этих критериев, что обеспечивает заданное изменение орбитальных параметров центра масс системы.
Представлены результаты оптимизации массогабаритных характеристик рабочего диска турбины высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой. Рассмотрены вопросы моделирования работы первой ступени двигателя с покрывным диском, обеспечивающим подвод охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. Проведён прочностной расчёт напряжений, возникающих в результате действия центробежных сил в условиях высокой температуры. Построена трёхмерная модель диска. Использован метод конечных элементов. В результате теплового расчёта получена картина распределения температур в теле диска. Максимальные напряжения в диске находятся в местах сопряжения передней поверхности диска и отверстий подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. В зоне полостей для подвода охлаждающего воздуха наблюдается присутствие пластической деформации. Показано, что целесообразно выполнить ступенчатую часть диска из материала с меньшей жаростойкостью и с большим значением допустимых предельных напряжений. На основе проведённого исследования предложена конструкция биметаллического диска, выполненного методом порошковой металлургии.
В настоящее время актуален вопрос повышения теплоотдачи углеводородного топлива в системах каналов систем охлаждения жидкостных ракетных двигателей. Рассматриваются результаты разработки математической модели системы охлаждения двигателя, работающей на дополнительной циркуляции топлива между баком и соплом. Данная модель позволяет определить условия, при которых кратность циркуляции керосина в контуре охлаждения сопла обеспечивает использование в качестве материала стенки сопла выбранный материал, и найти минимальное количество керосина в баке, необходимого для охлаждения сопла предлагаемым методом.
Исследован алгоритм разворота космического аппарата из исходного произвольного углового положения с произвольной угловой скоростью в ориентированное на Солнце положение. Определён минимально необходимый приборный состав системы управления движением с целью обеспечения поддержания солнечной ориентации: солнечный датчик, одноосный измеритель угловой скорости, жидкостные ракетные двигатели малой тяги. Представлено решение задачи определения вектора угловой скорости космического аппарата по измерениям отклонения оптической оси солнечного датчика от направления на Солнце и одноосного измерителя угловой скорости. Определены условия, при которых формируется управляющее воздействие на ракетные двигатели с целью изменения величины вектора угловой скорости для попадания Солнца в поле зрения солнечного датчика или для стабилизации космического аппарата. Выполнено математическое моделирование системы управления угловым движением космического аппарата, начальный вектор состояния которого неизвестен. Результаты математического моделирования подтвердили эффективность в части сокращения затрат рабочего тела и быстродействия предложенного алгоритма. По сравнению с известными методами решения задачи гашения угловой скорости, например длительный процесс с использованием магнитной системы или быстрый штатный процесс с использованием трёхосного измерителя угловой скорости и ракетных двигателей, в работе получено такое же время процесса гашения угловых скоростей, как и в штатном процессе, однако при этом одновременно решена задача приведения космического аппарата в солнечную ориентацию.
Методом конечных элементов с использованием редактора «Ansys» выполнено решение задачи о циклическом сжатии однослойного и многослойного гофра и однослойного многопролётного гофра. Эту задачу можно рассматривать как первую часть обшей сложной нелинейной задачи о циклическом сжатии многослойного многопролётного гофрированного пакета с сухим трением на контактных поверхностях. Выполнен анализ известных опубликованных решений этой задачи. Важность решения задачи объясняется наличием удачных примеров практического применения в области авиа- и ракетного двигателестроения в качестве демпфирующих устройств. Известные решения задачи получены для циклического сжатия многослойного многопролётного пакета в области его упругих деформаций и для одной и той же геометрической формы гофра. Актуальной для разработки противоударных демпфирующих устройств одноразового действия, повышающих пассивную безопасность автомобиля - бамперных защитных устройств, является задача улучшения массовой характеристики устройства. Она может быть решена применением однослойных или двух, трёхслойных многопролётных пакетов с оптимально подобранной геометрической формой гофра, деформируемых в упругопластической области. Поэтому задачи решены с учётом упругопластической деформации гофров для любой их геометрической формы. Полученные решения позволяют построить любые процессы загрузки в поле упругогистерезисных петель пакета. Исследовано влияние параметров гофрированного пакета на его упругофрикционные характеристики, в том числе формы гофра и наличия зазоров между лентами пакета в вершинах их гофров.
Разработана принципиально новая конструкция унифицированной двухконтурной горелки малоэмиссионной камеры сгорания наземной газотурбинной установки, адаптированная для изготовления с помощью передовой технологии производства посредством селективного лазерного сплавления металлических порошков по САD-моделям. Изготовлены несколько партий горелок и выполнены контрольные исследования, характеризующие качество изготовления по принятой технологии. Обнаружены основные недостатки: повышенная шероховатость, в частности топливных каналов основной и дежурной зоны; микропористость, микронесплавления, микротрещины; нестабильность расходных характеристик; локальные зоны неспекания выращиваемых слоёв на корпусе горелки. В результате анализа состояния изготовленных горелок, исследований и доработок установлено, что большинство выявленных недостатков являются устранимыми в процессе дальнейшей отработки режимов и параметров технологического процесса. В настоящее время преодолены технические трудности, сопутствующие реализации аддитивных технологий изготовления.
