Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение

Статья посвящена повышению эффективности силовой установки беспилотного летательного аппарата за счёт применения криогенного топлива. Обосновано, что создание силовой установки основывается на комплексном подходе к системе «Летательный Аппарат - Силовая Установка - Топливо» и обеспечивает существенное достижение показателей совершенства по критериям высокого уровня (часовой (километровый) расход топлива, дальность, продолжительность полёта и т.д.) Анализ энергетических свойств некоторых видов авиационных топлив показал, что газовые топлива по своим свойствам в основном превосходят жидкие, кроме одного - низкой плотности, что требует большого объёма топливных баков. В качестве прототипа выбран беспилотный летательный аппарат Ту-143 «Рейс», оснащённый одноконтурным турбореактивным двигателем ТР3-117. Решена оптимизационная задача исследования, заключающаяся в определении пригодности двигателя, предназначенного для эксплуатации на керосине, к эксплуатации на пропане по основным параметрам рабочего процесса при условии сохранения возможных условий полёта. Полученные высотно-скоростные характеристики свидетельствуют о том, что перевод двигателей с керосина на криогенный пропан возможен без изменения его конструкции с модернизацией камеры сгорания и отдельных элементов топливной автоматики.

Ключевые слова

Рассмотрено возмущённое трансатмосферное движение первой ступени авиационно-космической системы. В качестве возмущений приняты отклонения плотности атмосферы от стандартных значений и отклонения коэффициентов аэродинамических сил от номинальных значений. Определены оптимальные программы угла атаки первой ступени. Проведён сравнительный анализ оптимальных программ управления, полученных для невозмущённого и возмущённого движения.

Ключевые слова

Рассматриваются вопросы проектирования исполнительного электропривода силового гироскопического комплекса с повышенными требованиями в части точности обеспечения заданной скорости вращения подвеса гиромотора. Представлено краткое описание исполнительного электропривода силового гироскопического комплекса, применяемого в настоящее время и кратко описана проблематика улучшения характеристик таких электроприводов. В качестве решения предложен исполнительный электропривод, функционирующий в режиме попеременного замыкания контура обратной связи на датчики угла, расположенные в осях подвеса гироскопа и ротора двигателя. В статье приведена схема расположения силовых гироскопических комплексов на перспективном космическом аппарате дистанционного зондирования земли и представлены аналитические выражения для определения управляющих моментов, воздействующих на космический аппарат, по осям системы координат, совмещённой с ним. Представлено сравнение ошибки стабилизации по угловой скорости вращения космического аппарата при использовании «классической» и разработанной структур построения исполнительного электропривода силового гироскопического комплекса. Результаты, представленные в настоящей работе, могут быть использованы для разработки исполнительных электроприводов силовых гироскопических комплексов с повышенными требованиями по обеспечению заданных скоростей вращения, установленных на космические аппараты различного назначения.

Ключевые слова

В статье описывается разработанный авторами метод согласования рабочего процесса вспомогательной силовой установки (ВСУ) и воздушной турбины (ТСВ), применяемой при запуске газотурбинного двигателя (ГТД). Данный метод используется для проверки возможности совместного функционирования ВСУ и воздушной турбины в системе запуска ГТД на заданных эксплуатационных режимах. В основе метода лежит совмещение характеристик ВСУ и турбины, изображенных в одинаковых координатах, на одном поле и проверка наличия точек пересечения. В них выполняется условие совместной работы. Непересечение графиков сигнализирует о невозможности совместной работы на выбранном режиме. Разработанный метод учитывает наличие потерь и утечек в трубопроводах системы запуска. Данные, получаемые с помощью разработанного метода, являются исходными для расчета и оптимизации рабочего процесса воздушной турбины и определения времени, необходимого для запуска ГТД, а также проверки возможности функционирования системы запуска ГТД по прочностным и другим критериям. Алгоритм расчета времени запуска ГТД также был разработан авторами и реализован в виде компьютерной программы. Полученные инструменты могут быть использованы для оценки возможности запуска двигателя и вычисления основных его параметров для конкретных элементов системы запуска, подбора ВСУ и ТСВ для выполнения заданных технических требований.

Ключевые слова

Рассматривается задача проектирования трёхслойных сотовых панелей пола самолётов с использованием экспериментальных данных о механических характеристиках новых высокопрочных композиционных материалов пониженной горючести. Описывается разработанная экспериментально-аналитическая методика проектирования и алгоритм оптимизации. Проектная задача, в которой целевой функцией является масса квадратного метра конструкции, сформулирована в терминах нелинейного математического программирования. В качестве проектных переменных рассматриваются толщина несущих слоёв, высота сотового заполнителя трёхслойной панели и ряд других. Отмечается дискретный характер проектных переменных. Предлагается графическая интерпретация задачи оптимального проектирования, которая позволяет свести возможные решения, основанные на экспериментальных данных, к перебору ограниченного числа вариантов конструкций. Приводятся демонстрационный пример и результаты проектирования панелей пола современного пассажирского самолёта в зоне прохода с использованием нового материала пониженной горючести. Панель пола рассматривается как неразрезная многоопорная пластина, нагруженная распределённой нагрузкой. Предлагаемый графоаналитический метод позволяет сформировать область рациональных проектов, отличающихся по массе от оптимального на заданную допустимую величину. Проведённый расчётно-экспериментальный анализ показывает, что с использованием нового материала может быть спроектирована панель пола в зоне прохода с несущими слоями из клеевого угле- или стеклопластика и лёгкого сотового заполнителя с массой квадратного метра от 2,9 до 3,4 кг, что находится на уровне мировых достижений.

Представлен метод стеснённого изгиба листовых деталей летательных аппаратов с криволинейными бортами эластичной средой. Описан процесс проведения стеснённого изгиба. Изготовление детали осуществляется за два перехода. В результате первого перехода получается деталь с утонением в радиусной части. Второй переход проводят на формблоке сниженной высоты, в результате полученная волна избыточного материала деформируется по радиусу гибочной оправки. В готовой детали наблюдается увеличение толщины заготовки в зоне радиуса гиба. Волна избыточного материала образуется за счёт специального припуска, величина которого является определяющей для достижения увеличения толщины. Аналитическая модель определения припуска базируется на общепринятых допущениях и принципах расчёта технологических параметров. Для определения припуска предлагается аппроксимация формы избыточной волны тангенциальной функцией. Это позволяет получить аналитическую зависимость, связывающую геометрию детали и утолщение стенки с величиной припуска. Величина припуска ограничивается некоторым диапазоном, нижняя граница которого определена из условия начала пластических деформаций, верхняя - из условия возможности потери устойчивости, приводящей к неисправимому браку. Результаты проиллюстрированы графиками зависимости величины минимального и максимального припуска высоты борта от соотношений толщины стенки заготовки, радиуса гиба борта и радиуса борта в плане. Графические и аналитические зависимости представлены в безразмерном виде, где геометрические параметры отнесены к радиусу гибочного инструмента, то есть к радиусу гиба борта детали по внутренней поверхности.

Ключевые слова

Непрерывное повышение топливной эффективности двигателей летательных аппаратов является главной мировой тенденцией современного двигателестроения. К настоящему времени авиационные газотурбинные двигатели достигли высокой степени термодинамического и конструктивно-технологического совершенства. Одним из перспективных способов дальнейшего улучшения их топливной эффективности является применение сложных термодинамических циклов с регенерацией тепла выхлопных газов за турбиной и с промежуточным охлаждением в процессе сжатия воздуха. До недавнего времени применение в авиационных газотурбинных двигателях циклов с рекуператором и интеркулером сдерживалось значительным увеличением массы силовой установки за счёт теплообменников. В настоящее время появилась технологическая возможность создания компактных, лёгких, высокоэффективных теплообменников для применения на летательных аппаратах без ущерба для их эксплуатационных характеристик. Важной задачей при проектировании двигателей со сложными циклами является выбор параметров их рабочего процесса, обеспечивающих максимальную эффективность системе «силовая установка - летательный аппарат». В статье рассматривается постановка задачи оптимизации и выбора рациональных параметров рабочего процесса трёхвальных двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД) с интеркулером и рекуператором. На основе разработанного метода многокритериальной оптимизации путём численного моделирования проведены и представлены результаты оптимизации параметров рабочего процесса ТРДД с интеркулером и рекуператором в системе пассажирского самолёта типа Airbus А310 по таким критериям, как суммарная масса силовой установки и топлива, потребного на полет, и удельные затраты топлива самолёта на тонно-километр перевозимой коммерческой нагрузки. Приведена разработанная математическая модель для расчёта массы компактного теплообменника, предназначенная для решения задач оптимизации на этапе концептуального проектирования двигателя. Разработанные методы и модели реализованы в САЕ-системе АСТРА. Показана возможность повышения эффективности ТРДД за счёт применения сложных термодинамических циклов.

Ключевые слова

Показана определённая неоднозначность границы узкополосности случайных процессов, полученная разными авторами. Использование фильтров разной ширины при получении спектра огибающей затрудняет сопоставление полученных результатов по оценке глубины амплитудной модуляции в вибродиагностике дефектов роторных машин. Исследовались результаты полосовой фильтрации только шумового процесса, а также амплитудно-модулированного шума. Анализ результатов фильтрации широкополосного нормального случайного процесса с постоянной спектральной плотностью и представления ширины спектра полученных колебаний через спектральные моменты показал, что узкополосными следует считать процессы, выделенные фильтром не более 1/3 октавы. Моделирование по амплитуде широкополосного шума гармоническим процессом и оценка зависимости амплитуды модулирующей гармоники, глубины амплитудной модуляции, асимметрии и эксцесса и характеристик огибающей от ширины выделяющего фильтра позволила установить, что при использовании спектра огибающей следует применять относительную ширину фильтра в 30%.

Ключевые слова