Том 16, № 3 (2017)

Проведён обзор методик контрольно-измерительных мероприятий (КИМ) и проведена оценка возможности их применения для обмера лопатки вентилятора и построения 3D модели лопатки вентилятора с учётом реальных отклонений профиля пера. Рассмотрены различные составляющие отклонений геометрии лопатки от номинальной. Приведена методика построения модели лопатки по данным КИМ в CAD-системе с учётом производственных отклонений профиля пера готовых лопаток. Для реализации возможности деформирования номинальной модели по данным КИМ, номинальная модель пера была воссоздана с учётом расположения измеряемых сечений. Рассмотрен вопрос о добавлении к модели измеренного профиля замка, кромок и периферийной области пера. Проведена оценка влияния отклонений профиля вне проточной части на прочность. Была создана модель с максимально и минимально возможными отклонениями от номинала и её расчётные перемещения и собственные частоты были сопоставлены с номинальными. Выбрано направление дальнейшей работы по определению наиболее эффективного набора геометрических параметров для проведения робастной оптимизации.

Рассматривается решение проблемы моделирования воздействия лучистых тепловых потоков от источников инфракрасного излучения на поверхности КА и их модулей при проведении комплексных испытаний в ВК 600/300. В качестве решения задачи оперативного получения результатов расчёта плотности тепловых потоков излучения на элементы поверхности космического аппарата (КА) при проведении комплексных испытаний предложено использование эмпирических зависимостей. Представлено описание особенностей конструкции модуля ИКИ, необходимое при построении математической модели распределения теплового излучения. Показана схема размещения модулей ИКИ в ВК 600/300 и определены основные энергетические характеристики, рассчитываемые при моделировании лучистых тепловых потоков. Приведены полученные эмпирические зависимости для расчёта энергетических характеристик модулей ИКИ от подводимой к излучающим элементам электрической мощности. Показаны результаты расчёта распределения плотности потока ИК излучения с использованием эмпирических зависимостей в сравнении с результатами расчёта с помощью программного комплекса и с полученными экспериментальными измерениями.

Предложена методика выбора орбиты в целях получения на борту максимума электрической энергии за счёт движения космического аппарата, стабилизированного вращением, в магнитном поле Земли. Описаны особенности применения дополнительных источников энергии малой мощности для систем электроснабжения малых космических аппаратов. Предложен способ учёта сложной зависимости положения результирующей вектора магнитной индукции от пространственного положения космического аппарата для преобразования энергии магнитного поля Земли в электроэнергию.

Статья посвящена разработке теоретико-множественной модели состояния рабочей жидкости гидравлической системы воздушного судна с использованием математического аппарата теории множеств. Актуальность работы связана с необходимостью разработки универсальной математической модели состояния рабочей жидкости, которая будет положена в интеллектуальную систему контроля состояния рабочей жидкости на борту воздушного судна. В результате получено общее выражение, позволяющее описать состояние рабочей жидкости в произвольный момент времени с использованием её основных параметров, а именно загрязнённости, вязкости, плотности химических и температурных свойств. Построена иерархия параметров состояния рабочей жидкости с учётом диагностической ценности информации, полученной при их измерении. Среди множества всевозможных состояний рабочей жидкости выделены основные классы состояний: идеальное, нормальное, предотказное и отказ. Каждое из них описано множеством конфигураций всевозможных значений основных параметров. Предложена методика оптимизации времени проверок технического состояния, основанная на расчёте изменения энтропии рабочей жидкости. 

В настоящее время существуют различные (стандартные) модели гидродинамических демпферов, которые можно применить при решении задач роторной динамики в газотурбинных двигателях. Их выбор для решения конкретной задачи, в конечном счёте, определяет правильность получаемых результатов и зависит от многих факторов – конкретной геометрии демпферов, способов подачи и отвода масла, давления подачи, режимов работы и т.д. Выбор модели демпфера не всегда однозначен и требует предварительной работы. В статье даются рекомендации по выбору той или иной модели демпфера, а также сравниваются результаты в случае применения различных моделей. Исследование ведётся на примере точечного ротора, построенной в среде программной системы DYNAMICSR4 (www.alfatran.com)

Рассматриваются вопросы построения схемы полёта блока выведения (БВ) и её баллистическое обоснование при условии минимизации времени выполнения миссии с учётом энергетических возможностей БВ при групповом выведении космических аппаратов (КА) в плоскость орбиты с обеспечением равномерной угловой дальности между аппаратами и формирование программы управления движением для реализации выбранной схемы полёта. Решение задачи разделено на два этапа: выбор схемы полёта и её проектно-баллистический анализ и формирование программы управления движением центра масс, обеспечивающей реализацию разведения КА. Для решения задачи проектно-баллистического анализа схемы полёта разработан математический аппарат, позволяющий по конечным соотношениям с использованием методов линейного программирования определять схему полёта, удовлетворяющую заданным критериям по времени и затратам топлива.

Рассматривается задача управления сближением космического аппарата – сборщика мусора с фрагментом космического мусора на геостационарной орбите. Относительное движение рассматривается в орбитальной цилиндрической системе координат. Использована линеаризованная модель движения, на основе которой выполнено разделение относительного движения на периодические и вековые составляющие. Управление движением осуществляется переключением знака ускорения от тяги. Задача управления разделена на две итерации. Первая итерация – аналитическое определение номинальной программы управления с использованием линеаризованной модели движения. В основу этой программы положено управление вековыми составляющими относительного движения. Вторая итерация – уточнение ранее полученной программы управления на исходной модели с использованием аналитического решения, полученного на первой итерации. Выполнено численное моделирование сближения из различных начальных положений космического аппарата – сборщика мусора относительно фрагмента космического мусора. Установлено, что начинать сближение рационально, когда космический аппарат сборщик мусора находится ниже – справа или выше – слева относительно фрагмента космического мусора. 

Описана расчётно-экспериментальная методика проектирования конструкций системы обработки отработавших газов (СООГ) грузового автомобиля на основе конечно-элементного моделирования и результаты расчётно-экспериментальных исследований. Приведены результаты исследований, в том числе в виде распределения звукового давления по внутреннему объёму, разработанных конструкций СООГ. Выбрана конструкция глушителя-нейтрализатора с наилучшими виброакустическими характеристиками, которая изготовлена и испытана на грузовом автомобиле. Приведены результаты расчётно-экспериментальных исследований глушителя-нейтрализатора.

В работе представлено экспериментальное исследование способа снижения лобового сопротивления круглого цилиндра. Для снижения лобового сопротивления рассматривается установка плоской пластины параллельно потоку перед цилиндром. Приведены результаты по коэффициенту лобового сопротивления цилиндра в зависимости от различных расположений плоской пластины относительно цилиндра. Исследуются следующие геометрические характеристики: относительная хорда пластины и угол расположения пластины относительно цилиндра. Приведены экспериментальные результаты, полученные в аэродинамической трубе Самарского университета. Выявлены расположения пластины относительно цилиндра, дающие наименьшее значение коэффициента лобового сопротивления. 

Рассмотрен подход к оцениванию структурных состояний космических средств (сложных организационно-технических объектов) при поддержке принятия решений по управлению их жизненным циклом. Анализ предметной области показал необходимость применения новой интеллектуальной информационной технологии, представленной в статье, как при проектировании информационной системы сложного организационно-технического объекта, так и соответствующих систем мониторинга структурных состояний и поддержки принятия решения в составе такой информационной системы. При этом в качестве теоретической основы такой технологии рассмотрена модификация обобщённой вычислительной модели, представляющая собой унифицированную модель представления знаний, интегрирующую в себе ряд методов и подходов теории искусственного интеллекта и позволяющую строить имитационно-аналитические полимодельные комплексы мониторинга состояний и управления сложными организационно-техническими объектами. Показано, что в результате применения указанной технологии достигается комплексное оценивание технического состояния и надёжности объекта мониторинга. Проведён краткий обзор программного комплекса, решающего задачи оценивания структурных состояний космических средств. Программный комплекс реализован на основе рассмотренной интеллектуальной информационной технологии.

Рассматривается и теоретически обосновывается метод и устройство неразрушающего контроля токопроводящих покрытий топливных баков летательных аппаратов. Приведено запатентованное техническое решение и отображена сущность измерительной процедуры, заключающейся в сканировании поверхности электродом, образующим конденсатор с контролируемым материалом. Дана математическая модель, описывающая процесс дефектоскопии замкнутого дефекта при различной величине сканирующего электрода. Проведён метрологический анализ разрабатываемого устройства, рассматривающий основные и дополнительные погрешности, влияющие на результаты измерительной процедуры. Под основными погрешностями подразумеваются погрешность определения координаты дефекта и систематическая аддитивная (методическая) погрешность. Под дополнительными погрешностями понимаются температурная и динамическая. Среди всех типов погрешностей, возникающих в процессе дефектоскопии, выделены наиболее существенные. Предложены методы компенсации различных типов погрешностей конструкционным или алгоритмическим путём. Произведён численный анализ рассмотренных в статье погрешностей, доказывающий возможность локализации дефектов с погрешностью ≤ 6,5 мм. Составлена сводная таблица основных типов погрешностей.