Том 18, № 2 (2019)

Рассмотрено возмущённое движение гиперзвукового самолёта при наборе высоты. В качестве возмущений приняты отклонения плотности атмосферы от стандартных значений и отклонения коэффициентов аэродинамических сил от номинальных значений. Проведено моделирование возмущённого движения гиперзвукового самолёта с оптимальной программой угла атаки, полученной для стандартной атмосферы и номинальных аэродинамических характеристик. Определены отклонения конечных условий возмущённого движения от заданных значений скорости, высоты и угла наклона траектории. Для возмущённого движения методом принципа максимума Понтрягина решена задача о минимуме массы топлива, затрачиваемой на набор высоты с разгоном до гиперзвуковой скорости. Определены оптимальные программы угла атаки, оптимальные траектории движения и конечные значения массы гиперзвукового самолёта. Проведён сравнительный анализ оптимальных программ управления и траекторий движения, полученных для невозмущённого и возмущённого движения.

В статье представлены конструктивные способы уменьшения влияния магнитных помех космических аппаратов, обусловленных его собственными магнитными полями, на бортовые магнитометрические измерения, а также уменьшения возникающих магнитных моментов. Рассмотрены известные способы удаления датчиков магнитометров от мест нахождения наиболее мощных источников магнитных полей космического аппарата, в частности с использованием выдвижных штанг. Кроме того, рассмотрены способы уменьшения влияния собственных магнитных полей космического аппарата на бортовые магнитометрические системы навигационного обеспечения с применением известных замкнутых и предложенных полусферических ферромагнитных экранов.

Обоснована необходимость создания оптимального газогенератора газотурбинного двигателя, в котором обеспечено согласование совместной работы его узлов: компрессора, камеры сгорания и турбины компрессора с целью сокращения сроков доводки вновь разрабатываемых изделий, повышения их топливной экономичности, обеспечения работоспособности лопаток высокотемпературной, охлаждаемой турбины компрессора и выполнения всех эксплуатационных характеристик, связанных с работой оптимальной камеры сгорания, включая широкий диапазон режимов устойчивого горения, высотный запуск при отрицательной температуре воздуха и топлива, исключение загрязнения атмосферы токсичными выбросами. Разработаны методы оптимизации параметров согласования совместной работы узлов газогенератора, которыми являются приведённые скорости потока в пограничных, стыковочных поперечных сечениях потока между компрессором и камерой сгорания и между камерой сгорания и турбиной компрессора. Функцией цели при оптимизации принят эффективный коэффициент полезного действия термодинамического цикла двигателя. Функциональным ограничением является потребная глубина охлаждения лопаток турбины, определённая с учётом расчётов неравномерности и нестабильности поля температуры газа и фактической интенсивности турбулентности потока на входе лопаток. Выполнен теоретический анализ влияния различных воздействий на поток газа, вызывающих изменение полного давления потока в каналах газодинамической модели газогенератора, то есть изменение коэффициентов полезного действия его узлов. Показано, что большое время доводки опытного двигателя из-за необходимости дорогостоящих, натурных испытаний с изготовлением опытных образцов связано, в частности, с не согласованным заданием при проектировании значений приведённых скоростей потока в пограничных сечениях узлов газогенератора. Создание оптимального газогенератора возможно только на основе интегральной математической модели оптимальной камеры сгорания.

Предложена методика расчёта распределения давлений в цилиндрическом подшипнике скольжения. В качестве объекта исследования выбран процесс проектирования тяжелонагруженного подшипника скольжения в составе редуктора двухконтурного турбореактивного двигателя, включающий в себя следующие этапы: определение алгоритма расчёта параметров течения смазки в подшипнике; уточнение расчётной схемы подшипника; расчёт распределения давлений в подшипнике скольжения при различных эксцентриситетах и углах поворота шейки вала; расчёт влияния прецессии шейки вала на распределение давлений; расчёт распределения давлений при учёте каналов подачи масла в подшипник. Приводятся результаты, полученные при выполнении экспериментальных работ. Проведённое исследование показывает, что данный расчёт помогает спрогнозировать положение и размер зон нагнетания и разряжения, расположить отверстия для подачи масла, что может существенно улучшить условия течения смазки в подшипнике.

Рассмотрена задача исследования теплового режима оптико-электронного телескопического модуля наноспутника под влиянием условий эксплуатации. Для поддержания оптимального теплового режима телескопической линзы была выбрана система обеспечения теплового режима на основе электронагревателей. На основе трёхмерной модели проведён расчёт теплового режима линзы с учётом реальных условий эксплуатации наноспутника при его орбитальном движении. В результате расчёта методом конечных элементов была получена динамика температурных полей линзы при различных режимах работы наноспутника: доступ к установленному тепловому режиму, съёмка земной поверхности в нормальном и расширенном режимах. Показано, что в различных режимах работы система обеспечения теплового режима поддерживает заданный температурный диапазон оптических элементов с умеренным энергопотреблением и обеспечивает разрешающую способность в течение всего времени эксплуатации оптико-электронного телескопического модуля наноспутника.

Исследована эффективность магнитной системы сброса кинетического момента в решении задачи стабилизации космического аппарата «АИСТ-2Д» без использования информации об угловой скорости. Определены условия, при которых магнитный момент, создаваемый силовыми электромагнитами, является полезным управляющим механическим моментом, определены граничные условия недопущения возникновения паразитного момента. Представлено решение задачи формирования вектора кинетического момента системы «космический аппарат + силовой гироскопический комплекс» по информации о векторе геомагнитной индукции Земли. Определена зависимость времени работы алгоритма гашения угловой скорости  от величины и направления проекций вектора угловой скорости космического аппарата на момент включения алгоритма. Приведено сравнение результатов, полученных в процессе математического моделирование и натурного эксперимента на космическом аппарате, процесса гашения угловых скоростей в обеспечение решения задачи определения ориентации с использованием звёздных датчиков.

Разработана методика для расчёта параметров сборки деталей, основанная на создании действительных моделей их поверхностей. Для построения действительных моделей разработаны специальная методика анализа измеренных поверхностей и программное приложение. Анализ измерений включает в себя сглаживание выпадающих значений, упорядочивание сетки точек на поверхностях и дополнительное математическое базирование. Моделирование процесса сборки осуществляется в CAE-пакете ANSYS. Приведены результаты расчётов для сборки двух деталей, соединяемых по плоским поверхностям с помощью болтового соединения. Проведён анализ полученных результатов, который показал возможность использования разработанной методики для прогнозирования параметров сборочных единиц газотурбинных двигателей. Определено направление дальнейших исследований, связанных с исследованием взаимосвязей между сборочными параметрами и влияющими факторами.

Рассматривается разработка гасителя пульсаций давления ёмкостного типа. Гаситель пульсаций давления используется в целях снижения шума гидравлических систем, к которым предъявляются повышенные требования по виброакустическим характеристикам. Разрабатываемый гаситель пульсаций давления представляет собой податливый элемент с ничтожно малым гидравлическим сопротивлением. Внутри данного элемента расположена газовая полость, давление в которой определяется его деформацией. Габаритные размеры исследуемого гасителя не превышают размеров штатного трубопровода, что наряду с его незначительным гидравлическим сопротивлением является преимуществом перед аналогами. Проведён анализ известных гасителей пульсаций давления и рассмотрены две конструктивные схемы предлагаемого устройства. Приведены результаты экспериментальных исследований исследуемого гасителя, показавшие его высокую эффективность (5…40 дБ) в широком диапазоне частот колебаний давления жидкости (20…3000 Гц).