Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение

В настоящее время всё большее распространение получают малые космические аппараты как с оптико-электронной, так и с радиолокационной съёмочной аппаратурой. Целью работы является повышение эффективности предварительной оценки достижимых характеристик целевой аппаратуры на начальных этапах проектирования малых космических аппаратов с радиолокационной аппаратурой. В работе описываются достоинства использования радиолокационной съёмочной аппаратуры, а также основные тенденции её развития. Приводятся основные области применения космических аппаратов с радиолокатором различных частотных диапазонов и описываются достоинства каждого частотного диапазона. Рассматривается методика определения параметров траекторного сигнала при движении космического аппарата по круговой орбите с учётом допущений, связанных с оценкой размера зоны облучения по азимуту. На основании рассмотренной методики разработана программа, которая позволяет на основании массогабаритных характеристик антенны и параметров орбиты космического аппарата оценить требуемые размеры синтезированной апертуры, время синтеза и азимутальное разрешение целевой аппаратуры. Для программы разработан графический пользовательский интерфейс, позволяющий в интерактивном режиме варьировать исходные данные для расчёта и оценивать графическое представление результата. Разработанная программа может применяться для расчёта основных проектных параметров малых космических аппаратов с радиолокационной съёмочной аппаратурой на этапе предварительного проектирования.

Предлагается методика выбора рациональных параметров крупноразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) самолётного типа на начальных стадиях проектирования с использованием оптимизационного алгоритма дифференциальной эволюции и численного математического моделирования задач аэродинамики. Методика предполагает выполнение весового и аэродинамического баланса на основных режимах полёта, имеет возможность рассматривать БПЛА самолётного типа с одной или двумя несущими поверхностями, применять параллельные вычисления и автоматически генерировать трёхмерную геометрическую модель облика летательного аппарата по результатам оптимизации. Предлагается и демонстрируется способ ускорения более чем в три раза процесса решения задачи оптимизации параметров летательного аппарата по взлётной массе путём введения целевой функции в набор проектных переменных. Приводятся результаты оценки достоверности используемых математических моделей аэродинамики и корректности вычисления целевой функции с учётом различных ограничений. Комплексная проверка работоспособности и эффективности методики рассматривается на решении демонстрационных задач по оптимизации более десяти основных проектных параметров облика двух существующих беспилотных летательных аппаратов тяжёлого класса с известными из открытых источников характеристиками. Показаны примеры использования результатов оптимизации для модификации прототипов.

Описано решение научной задачи, заключающейся в расширении функциональных возможностей вычислительной программы «Расчёт тягово-экономических и удельно-массовых характеристик силовой установки и параметров движения летательного аппарата» за счёт внедрения дополнительных алгоритмов и математических моделей для расчёта высотно-скоростных характеристик винтовых авиационных силовых установок. Используется внутренний расчёт тяги воздушного винта самолёта по экспериментальным аэродинамическим коэффициентам, что позволяет повысить эффективность и достоверность комплексных расчётно-теоретических исследований силовых установок различных типов в составе летательных аппаратов на этапе проектирования. Приведено описание разработанных алгоритмов: алгоритма преобразования мощности на выводном валу газотурбинного двигателя в тягу силовой установки самолёта; математической модели воздушного винта, обеспечивающей расчёт его тяги по экспериментальным аэродинамическим коэффициентам; алгоритма определения тяги силовой установки с учётом сжимаемости воздуха и взаимодействия воздушного винта и элементов планера самолёта. Раскрыты некоторые особенности математического моделирования воздушного винта самолёта, в частности, принцип управления воздушным винтом посредством воздействия на угол установки лопасти и частоту вращения в зависимости от скорости полёта самолёта и способ построения поля аэродинамических характеристик воздушного винта самолёта в широких диапазонах изменения угла установки лопасти и коэффициента скорости. Представлены результаты верификации доработанной программы с анализом полученных высотно-скоростных характеристик.

Представлены предварительные результаты разработки и исследовательских испытаний камеры ракетного двигателя с тягой 100 Н на компонентах топлива газообразный кислород – газообразный водород, предназначенного для использования в качестве маршевого двигателя малого разгонного блока для вывода полезной нагрузки массой до 150 кг на целевые орбиты. Основными особенностями камеры двигателя являются изготовление методом селективного лазерного плавления из порошка стали 12Х18Н10Т и её регенеративное охлаждение газообразным водородом. Расчётно и экспериментально подтверждена возможность регенеративного охлаждения камеры на номинальном режиме. Приведены текущие результаты разработки методики оптической регистрации процесса выноса конструкционного материала из камеры в ходе испытаний с помощью различных светофильтров. Показано, что имеется корреляция яркости полученных кадров с расходом водорода. Также показано, что догорание выносимых частиц материала в отличие от двигателей больших тяг происходит в основном в хвосте струи.

Рассмотрены назначение и принципы работы аварийной системы гражданского самолёта, включающей блок передачи мощности. Проведён анализ проблем и тенденций развития аксиально-поршневых гидромашин в авиастроении. Выполнен анализ параметров используемых блоков передачи мощности на 12 типах пассажирских самолётов. Рассмотрены сценарии выхода из строя блоков передачи мощности. Обозначены основные направления решения проблем эксплуатации, а также требования к проектированию и проведению испытаний.

Прецизионное исследовательское и технологическое оборудование, как правило, не способно обеспечить свои паспортные характеристики без качественной системы вибрационной защиты. Активная виброизоляция объекта обеспечивается с помощью дополнительного источника движения – актуатора. Наиболее перспективные по точностным характеристикам актуаторы реализуются на основе интеллектуальных материалов, таких как материалы с памятью формы, пьезоэлектрические и магнитострикционные материалы, электро- и магнитоактивные жидкости и эластомеры. Актуаторы на основе одного из типов электроактивных полимеров, диэлектрических эластомеров, показывают высокие характеристики по точности и быстродействию и работают за счёт деформации рабочего тела под действием высокой разности потенциалов электрического поля. В работе представлено сравнение актуаторов на основе листовых и тонкоплёночных управляющих электродов. Оценено влияние качества поверхности полимера и типа электродов на диапазон перемещений актуатора и максимальные амплитуды колебаний, которые способна подавлять система на основе диэлектрического эластомера. Показано, что формирование электрода методом магнетронного распыления в вакууме позволяет создать тонкоплёночный слой меди, который покрывает эластомер, несмотря на развитую поверхность. Отмечено, что после ионной обработки поверхность эластомера приобретает более равномерную, регулярную структуру, а тонкоплёночный слой электрода качественно формируется по топологии эластомера.

Рассматривается системный подход к созданию роботизированного производства малых космических аппаратов нанокласса для обеспечения их серийного выпуска. Проведён анализ ключевых трендов в создании и развитии современных производств космических аппаратов, выявлены и систематизированы факторы, характеризующие серийные роботизированные производства. Описана интеллектуальная производственная ячейка как основной элемент серийного роботизированного производства матричного типа. Представлены основные типы проектно-конструкторских решений, направленных на адаптацию конструкции малого космического аппарата для роботизированной сборки. Приведено описание проекта по созданию прототипа серийного производства малых космических аппаратов в формате киберфизической фабрики, реализованного в передовой инженерной аэрокосмической школе Самарского университета.