Том 17, № 3 (2018)

Представлены результаты исследования вибрационного состояния дифференциального редуктора турбовинтового двигателя на базе статистик изделий с отремонтированным редуктором и пришедших в ремонт. Установлен источник резонансных колебаний элементов конструкции компрессора, приводящий к их поломкам. Он определяется кинематикой редуктора и связан с износом зубьев его шестерён. Обоснованы и установлены нормы на интенсивность соответствующей дискретной составляющей спектра вибрации редуктора и на величину допустимого износа. Выявлен комплекс диагностических признаков износа на основе интенсивности составляющих автоспектра и спектра максимумов, глубины амплитудной модуляции некоторых узкополосных процессов, параметров текущей частоты и взаимных характеристик. Показано, что для всего комплекса полученных диагностических признаков их зависимость от величины износа удовлетворительно аппроксимируется линейной характеристикой. Полученные результаты могут служить базой для разработки комплекса методик вибродиагностики технического состояния планетарных редукторов.

Рассматриваются вопросы использования телеметрической информации, а именно данных о нештатных ситуациях, отказах и сбоях, возникающих на борту малых космических аппаратов «АИСТ», для уточнения стандартных алгоритмов восстановления работоспособного состояния аппаратов. С этой целью проведён анализ накопленного объёма телеметрической информации, состоящий из двух этапов: поиска выходящих за пределы допустимых значений параметров и установления причин возникновения нештатных ситуаций. Изучение причин и последствий нештатных ситуаций позволило создать два дерева отказов, отражающих пути распространения отказов и сбоев в бортовом оборудовании космического аппарата и облегчающих анализ возможных нештатных ситуаций. Использование деревьев отказов и информации о нештатных ситуациях позволило провести уточнение алгоритмов восстановления работоспособного состояния, разработанных на этапе проектирования малых космических аппаратов «АИСТ». Приведены два примера уточнённых алгоритмов, позволивших восстановить работоспособное состояние малых космических аппаратов после возникновения отказов в бортовой аппаратуре.

Пульсации давления газа являются одним из основных параметров, учитываемых при доводке газотурбинных двигателей. Поэтому точности измерения пульсаций давления уделяется особое внимание. Повышенная температура газа в проточной части, ограничения по габаритам датчиков во многих случаях не позволяют его устанавливать непосредственно в точке измерения. Поэтому возникает необходимость в присоединении датчика к процессу при помощи волноводного канала (волновода). Известно, что в волноводе происходят резонансные колебания, приводящие к дополнительной динамической погрешности измерительного канала. Для повышения точности измерения пульсаций давления применяют корректирующие элементы. Устройство, состоящее из датчика пульсаций давления, волновода, присоединённого к процессу, и корректирующего элемента в технической литературе получило название зонда пульсаций давления. В зарубежной и отечественной литературе имеется большой объём информации по зондам, однако из многообразия схем коррекции зондов выбор тех, которые обеспечивали бы требуемую точность измерения пульсаций давления, представляет определённую трудность. Поэтому, учитывая дополнительно постоянный рост энерговооружённости современных двигателей и, соответственно, повышение в них температур рабочих сред, проведён анализ эффективности корректирующих элементов на основе патентов, статей и монографий. Рассмотрены аппаратные и программные схемы коррекции динамических характеристик акустических зондов на основе  корректирующих элементов с распределёнными и сосредоточенными параметрами, указаны преимущества и недостатки схем, приведён материал по методам расчёта частотных характеристик зондов и их цифровой коррекции при обработке экспериментальных данных.

Представлен анализ перспективных направлений совершенствования конструктивно-компоновочных схем силовых установок современных летательных аппаратов дальнего перехвата, связанных с реализацией возможностей двухконтурных турбореактивных двигателей. Значительные перспективы по улучшению лётно-технических характеристик авиационного комплекса дальнего перехвата открывают исследования силовых установок нетрадиционных конструктивно-компоновочных схем. Это, в первую очередь, двигатели с изменяемыми параметрами рабочего процесса за счёт более широкого управления элементами проточной части. В двигателях с изменяемыми параметрами осуществляется регулирование элементов проточного тракта – направляющих аппаратов компрессоров, сопловых аппаратов турбин, выходного устройства, камеры сгорания и других элементов. Применяются дополнительные узлы, отключаемые и переключаемые в процессе работы силовой установки (камеры сгорания в наружном контуре, клапаны перепуска, турбовентиляторные приставки), что обеспечивает адаптацию режима работы двигателя к условиям полёта за счёт интегрированной системы управления, приспособленной к возможным отказам и неисправностям. В качестве критерия эффективности целесообразно использовать дальность рубежа перехвата при типовом профиле полёта и обеспечении заданных значений максимальной скорости полёта и высоты. Показано, что расчётные методы, основанные на математическом моделировании, являются эффективным инструментом для обоснования принятия решений по выбору рациональных значений параметров рабочего процесса авиационных газотурбинных двигателей.

Представлены результаты сравнения расчётных данных по энергетическим параметрам рабочего процесса двигателей и тепловому состоянию конструкции, полученных для ракетных двигателей малой тяги на газообразном кислородно-водородном топливе, использующих различные схемы смесеобразования. Анализ эффективности организации рабочего процесса проведён на основе картин распределения температур продуктов сгорания в поперечных сечениях камер сгорания, эпюр температур, их значений в области стенки камеры двигателя и удельного импульса тяги. Показано, что выбранный инструментарий достаточно полно характеризует эффективность рабочего процесса, реализуемого при различных схемах смесеобразования в двигателях, и позволяет оценить качество той или иной схемы. Получено, что по большинству используемых параметров и дополнительных критериев оценки эффективности схемы смесеобразования для ракетных двигателей малой тяги предпочтение следует отдать схеме, реализующей в камере закрученный коаксиальный многокаскадный поток компонентов газообразного топлива.

Приводится аналитический обзор ранее созданных, стоящих на вооружении и разрабатываемых двигателей для беспилотных летательных аппаратов военного назначения. Описано сегодняшнее состояние двигательного парка, современные проблемные вопросы разработки и производства отечественных двигателей. Показано, что на современных беспилотных летательных аппаратах военного назначения применяются самые разнообразные типы силовых установок, для которых приводятся основные их технические характеристики, конструктивно-компоновочные схемы. Раскрыты некоторые проекты по программе импортозамещения. Приводятся результаты работ, проводимых на кафедре авиационных двигателей «Военно-воздушной академии имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина». Обозначены критические технологии создания полноразмерных газотурбинных двигателей для сложного и дорогостоящего класса тяжёлых ударных беспилотных комплексов с взлётной массой более 10 000 кг, предназначенных для решения широкого спектра задач. На основе проведённого анализа существующих беспилотных комплексов сделаны выводы по выбору типа двигателя в зависимости от взлётной массы. Прогнозируются основные направления дальнейшего развития силовых установок для беспилотной авиации.

Приводится решение по созданию нового энергосберегающего вибрационного грохота с использованием комбинационного параметрического резонанса, позволяющее расширить функциональные и эксплуатационные возможности вибрационных машин. Представлены динамическая и математическая модели двухмассного резонансного вибрационного грохота. Приводятся дифференциальные уравнения движения машины. Описывается принцип работы резонансного вибрационного грохота. Приводится траектория движения центра масс системы маятников инерционного элемента параметрического привода во время их обкатки по беговым дорожкам. Представлен метод сведения двухмассной системы к одномассной. При этом вводится дополнительное условие на жёсткости упругих элементов колебательной системы. Выделяется значение вынуждающей силы при установившихся резонансных колебаниях. Получены соотношения между массами рабочих органов, коэффициентами демпфирования и линейными перемещениями рабочего органа. Параметрический резонанс вкупе с явлением самосинхронизации позволяет реализовать самоуправляемое и самоподдерживаемое собственное движение машины. Приводятся реальные образцы двухмассных колебательных систем с одним и двумя параметрическими вибровозбудителями. На основе результатов, полученных для опытных образцов двухмассной системы, делается вывод об устойчивости резонансного режима работы. Результаты работы могут быть использованы для создания новых высокоэффективных резонансных вибрационных машин.

Рассматриваются вопросы формообразования сотовых панелей для кожухов шумоглушения турбореактивного двигателя (ТРД). Приведены различные типы конструкций и материалы, применяемые для изготовления сотовых панелей. Проведены испытания образцов для определения механических характеристик. По величине относительного удлинения определена технология изготовления сотовых панелей. Рассмотрены основные браковочные признаки при формообразовании панелей на гибочно-растяжных прессах. Исследован процесс формообразования сотовых панелей на оборудовании с числовым программным управлением (ЧПУ). Получены силовые параметры процесса формообразования, необходимые для оценки напряжённо-деформированного состояния и получения управляющей программы. Для однослойных и двухслойных панелей выполнены расчёты величины пружинения с использованием теоремы о разгрузке А.А. Ильюшина. Выявлено, что пружинение однослойной и двухслойной панелей отличаются из-за величины обобщённой жёсткости. По известной высоте сотовой панели определяется величина пружинения. Приведены схемы сотовых панелей с различным расположением среднего слоя по высоте панели. Представлены графики зависимости радиуса пуансона, скорректированного на величину пружинения, от радиуса детали для различных типов конструкций из титановых сплавов и нержавеющих сталей.