Том 16, № 2 (2017)

Представлены формулы приведения характеристик экологичности и горения топлива в газотурбинном двигателе и его термодинамических параметров к стандартным атмосферным условиям, когда высота полёта H=0 и число Маха M=0: p₀=760 мм. рт. ст. (101,325 кПа), Т₀=288,15 К (+15°C), при которых задаётся техническое задание на газотурбинную установку. Атмосферные условия, определяемые температурой,  давлением и влажностью воздуха, изменяются в широких пределах в зависимости от времени года, географической высоты и широты местности. Поэтому приведение характеристик двигателя к стандартным атмосферным условиям является необходимым и базируется на теории подобия, то есть на сохранении постоянными газодинамических и геометрических критериев камеры сгорания. Теоретической основой настоящего метода приведения характеристик является интегральная математическая модель камеры сгорания как результат решения системы дифференциальных уравнений переноса теплоты, массы (концентрации) и количества движения, что определяется теорией камеры сгорания. В работе показано существенное влияние на характеристики эмиссии и горения топлива температуры окружающей среды в отличие от влияния остальных атмосферных условий.

Проведено исследование тепловых и гидравлических характеристик в пористых теплообменниках на примере плоской геометрии в условиях интенсивного тепловыделения с компактных поверхностей. В рамках феноменологической теории предложена математическая модель конвективного теплопереноса в пористом теплообменном элементе для сопряжённых уравнений Дарси-Бринкмана-Форчхеймера в приближении Дарси-Бринкмана и уравнений Шуманна при тепловых граничных условиях второго рода. Методом интегрального преобразования аналитически получено точное решение гидродинамической и тепловой задач. Получены зависимости для определения поля скоростей, длины гидродинамического начального участка, гидравлического сопротивления трения по Фаннингу, локальных температур скелета пористой матрицы и жидкого охладителя, локальных чисел Нуссельта. Проведена оценка влияния пористости, проницаемости, чисел Дарси и Рейнольдса на тепловую и гидравлическую обстановку в пористом компактном теплообменнике. Установлены рациональные диапазоны для различных гидравлических и тепловых характеристик разрабатываемых пористых компактных теплообменников. Исследованы критические режимы работы теплообменников. Полученные данные не противоречат классическим результатам. Разработана инженерная методика, отличающаяся от известных инвариантностью, позволяющая обоснованно определять конструктивные характеристики компактных пористых теплообменных элементов систем управления авиационной и космической техники.

Рассмотрены некоторые вопросы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ в авиационной отрасли, связанные с обеспечением их эффективности. Особое внимание уделено научно-техническому заделу в области авиационного двигателестроения. Определены основные составляющие: типовые требования к авиационным двигателям, их составным частям, комплектующим изделиям, материально-техническому обеспечению; требования к процессам создания, производства, условиям применения и эксплуатации, ремонта, хранения, утилизации; опережающие типовые или уже реализованные в образцах авиационной техники технические решения. Выделены ключевые направления: аддитивные технологии и аддитивное производство – системы создания/выращивания оптимальных материальных объектов, в первую очередь, 3D принтинг (селективное лазерное спекание, сплавление), инфузионные и PIM-технологии, методы обработки поверхности, развитие бионики и применение ячеистых и/или композитных структур с оптимальной микроструктурой; математическое моделирование и суперкомпьютерный инжиниринг, позволяющие оптимизировать различные характеристики и процессы аддитивного производства.

Одной из проблем отечественного вертолётостроения являются низкие показатели ресурсов элементов трансмиссии вертолётов отечественного производства по сравнению с зарубежными аналогами. Например, назначенный ресурс хвостового вала вертолёта Ми-2 составляет 4500 ч, межремонтный 1500 ч. Межремонтный ресурс хвостового вала аналогичных по классу вертолётов Bell 429 составляет 3200 ч, Eurocopter AS350 – 3000 ч. Назначенный ресурс хвостовых валов вертолётов Bell 429 и Eurocopter AS350 не установлен. В связи с существенным ограничением финансирования работ по продлению ресурсов высоконагруженных элементов авиационных конструкций необходимо предложить другие пути оценки технического состояния данных элементов с целью продления ресурса, которые будут иметь меньшую трудоёмкость. Для решения этой задачи требуется введение новых критериев. Предложены и обоснованы новые критерии для оценки технического состояния хвостовых валов вертолётов с целью возможного продления их назначенных ресурсов. Данные критерии отображают изменение химических, физико-механических и прочностных свойств изделий с наработкой. При сравнении их с максимальными значениями можно сделать выводы о возможности продления ресурсов элементов конструкции трансмиссии вертолётов. Приведён пример расчёта этих показателей для хвостового вала вертолёта Ми-2, отработавшего назначенный ресурс 4500 ч.

В статье предложен подход к оценке шероховатости поверхности профиля пера лопаток газотурбинного двигателя (ГТД) после виброконтактного полирования. Микрогеометрия поверхности спинки и корыта лопаток исследовалась на оптико-электронном комплексе на основе вычисления средней амплитуды переменной составляющей автокорреляционной функции, полученной в результате компьютерной обработки видеоизображения поверхности. Применение оптико-электронного метода оценки микрогеометрии поверхности компрессорных и турбинных лопаток позволяет строить поля шероховатости поверхности и коэффициента концентрации напряжений и более глубоко анализировать технологию окончательной обработки. 

Представлен состав и основные характеристики систем многофункционального высокоточного термовакуумного стенда для огневых испытаний ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Вакуумная система обеспечивает начальное разрежение в камере; топливная система позволяет проводить исследования и испытания РДМТ тягой 5…500 Н в непрерывном и импульсном режимах работы. При этом система термостатирования создаёт и поддерживает температуру компонентов на входе в двигатель в диапазоне от -15°С до +50°С, а при проведении исследований по специальным программам термостаты могут обеспечить минимальную температуру газообразных рабочих тел 100…120 К. Автоматизированная система управления, сбора, обработки и отображения измерительной информации предназначена для сопровождения исследований и испытаний ракетных двигателей и получения результатов в реальном времени. Измерительная система оснащена высокоточными современными датчиками, позволяющими существенно увеличить точность определяемых параметров РДМТ. Инфракрасная тепловизионная система позволяет оценить тепловое состояние двигателя. Приведены результаты экспериментальных исследований рабочего процесса ракетных двигателей на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Представлена информация о динамических, энергетических параметрах перспективных схем РДМТ на компонентах Н_2г + О_2г и тепловом состоянии конструкции двигателя. 

Для создания отечественной группировки спутников дистанционного зондирования Земли с малым временем получения снимка по запросу предложен микроспутник с оптико-электронным телескопическим комплексом линзового типа. Для поддержания оптимального теплового режима телескопического объектива выбрана система обеспечения теплового режима с использованием электронагревателей. На основе трёхмерной модели проведён расчёт теплового режима объектива с учётом реальных условий эксплуатации микроспутника при его орбитальном движении. В результате расчёта методом конечных элементов получена динамика температурных полей объектива при различных условиях эксплуатации микроспутника: выход на установившийся тепловой режим, съёмка поверхности Земли, аварийный отказ нагревателей. Показано, что в штатных режимах эксплуатации система обеспечения теплового режима поддерживает заданный диапазон температур оптических элементов при умеренном энергопотреблении.

Рассмотрен подход для решения актуальной задачи обеспечения размерной стабилизации нежёстких деталей летательных аппаратов из титановых сплавов и коррозионно-стойких сталей. Известно, что существенная потеря точности и изменение пространственной ориентации поверхностей нежёстких деталей связаны с формированием в поверхностных слоях нежелательных технологических остаточных напряжений. Предложен способ снижения величины остаточных напряжений в поверхностном слое цилиндрических деталей путём ультразвуковой обработки индентором, имеющим полосовой контакт с обрабатываемой заготовкой. Приведены результаты экспериментальных исследований, направленных на исключение длительной операции термической релаксации технологических остаточных напряжений из процесса изготовления нежёстких деталей с помощью рационального использования процесса технологического наследования и энергии ультразвукового поля. Показана высокая эффективность разработанного способа и возможность применения его для стабилизации размерной точности нежёстких и тонкостенных заготовок из труднообрабатываемых материалов.

Рассмотрена задача снижения размерности при построении программ автоматического контроля для сложных объектов электротехнического оборудования в рамках программирования задач диагностики. Для решения задачи предложен метод и алгоритм эффективного описания объектов электротехнического оборудования (ЭТО) для его декомпозиции (разбиения), т.е. сведения задач большой размерности к решению ряда более простых задач. Для снижения размерности объекта выбран адекватный язык описания задачи, построенный на базе теории графов. Для представления результатов использованы понятия теории образов У. Гренандера. При решении задач синтеза (проектирования) и анализа использована единая методология представления образов на базе использования моделей их компонентов (образующих), цепей из них (конфигураций) и изображений объектов производства как множества из них. Метод разбиения основан на исследовании модели объекта контроля на достижимость и связность и выделении на их базе сильных компонентов в матрицах электрических соединений элементов. Схема разбивается на отдельные функциональные модули. Каждый модуль включает в себя функционально законченную часть схемы, которая лежит в основе проектирования тестов для дискретных схем автоматических объектов.