Том 20, № 2 (2021)

Представлен вывод аналитических выражений, составляющих основу математической модели динамики полёта самолёта, для дифференциальных уравнений, описывающих изменение скоростей крена, рыскания и тангажа, а также составляющих скорости полёта в проекциях на оси связанной системы координат, начало которой в общем случае не совпадает с центром масс самолёта, а направление осей не совпадает с его главными центральными осями инерции. Дифференциальные уравнения для угловых и линейных скоростей доведены до удобной для применения численных методов и ЭВМ формы и позволяют получать достоверные результаты моделирования динамики пространственного движения самолёта с произвольным тензором инерции и положением центра масс.

Рассмотрен вопрос автоматизации последовательного проведения работ по продувке и контролю системы полного и статического давления пассажирских самолётов. Предложена функциональная схема и принципиальные исполнения некоторых частей комбинированной аппаратуры, которая позволяет с высокой оперативностью проводить и чередовать указанные работы. На этапе контроля системы давление или разрежение в ней создаётся мановакуумной пневмоустановкой, в состав которой входят компрессор и набор электромагнитных кранов, позволяющих включать его в магистраль нагнетания или откачки. Величина создаваемого давления регулируется расходом в канале нагнетания/откачки и в канале сообщения с атмосферой. Имитация изменения температуры окружающей среды происходит за счёт обдува нагретым или охлаждённым воздухом датчиков температуры самолёта. Давление или разрежение в контролируемой системе создаётся по очереди, в каждой её магистрали. На этапе продувки источником давления является баллон сжатого азота. Газ под давлением проходит через приёмники системы и стравливается в атмосферу, вычищая загрязнения. После подключения предлагаемой комбинированной аппаратуры к системе полного и статического давления никаких ручных операций по монтажу и демонтажу соединительных шлангов между работами по контролю и продувке проводить не требуется. Сообщение каналов контролируемой системы с мановакуумной пневмоустановкой и источником сжатого азота выполняется электромагнитными кранами с дистанционным управлением, чем достигается сокращение продолжительности последовательного проведения работ по обслуживанию системы.

При решении задачи снижения акустической нагрузки на космический аппарат при старте и полёте ракеты-носителя проводится конечно-элементное моделирование акустических процессов под головным обтекателем. Для успешного решения этой задачи необходима математическая модель акустических характеристик материала, применяемого для увеличения звукоизоляции. Существующие математические модели акустических характеристик материалов не подходят для рассматриваемого материала, который может применяться в ракетно-космической технике для увеличения звукоизоляции сборочно-защитного блока. Для получения коэффициента звукопоглощения материала используется метод измерения в импедансной трубе с двумя микрофонами. С помощью метода дифференциальной эволюции подбираются коэффициенты математической модели акустических характеристик типа Делани-Бэзли для указанного материала. Проведено сравнение коэффициента звукопоглощения, полученного экспериментальным путём и вычисленного с помощью полученной модели, и показана средняя и максимальная величина ошибки. Полученная модель позволит проводить конечно-элементное моделирование акустических и виброакустических процессов под головным обтекателем с учётом расположения звукопоглощающего материала.

Исследованы тепловые поля электронной платы полезной нагрузки «Фотон-Амур 2.0», разработанной для наноспутников. Для численного моделирования был применён модифицированный метод тепловых балансов. Построенная модель и получаемые результаты численного моделирования были верифицированы путём сравнения с теплограммами, полученными для электронной платы «Фотон-Амур 2.0» в нормальных условиях. При моделировании условий эксплуатации в космическом пространстве предполагалось, что вне и внутри корпуса «Фотон-Амур 2.0» находится вакуум, тепловое воздействие передается от стоек наноспутника к электронной плате полезной нагрузки через крепления. Тепловое воздействие имеет периодический характер с амплитудой –45^○С до +80^○С с периодом 96 мин, что приблизительно соответствует движению наноспутника по орбите высотой 575 км. Было продемонстрировано, что при такой компоновке модуля полезной нагрузки его корпус может работать как пассивный терморегурятор тепловых полей на электронной плате. Результаты моделирования показали, что предложенная конструкция корпуса ПН является достаточно эффективной с тепловой точки зрения и позволяет поддерживать температуру от –15^○С до +85^○С, допустимую для используемых на управляющей плате ПН электронных компонентов.

На основе анализа основных методов расчёта сборочных размерных цепей роторов авиационных двигателей выявлены факторы, оказывающие существенное влияние на достоверность расчёта контролируемых сборочных параметров изделия. Одним из таких факторов является наличие параллельных связей деталей в роторе. В роторах барабанно-дискового типа параллельные связи ротора образованы сопряжением его деталей по нескольким торцевым поверхностям в осевом направлении. Предложена математическая модель, позволяющая учитывать параллельные связи деталей в роторе. Определена зависимость между торцевыми биениями ротора, амплитудами отклонений формы сопрягаемых поверхностей деталей и их угловыми положениями в узле. Она включает в себя множество коэффициентов, позволяющих учитывать амплитуды отклонений формы сопрягаемых поверхностей, параллельные связи деталей в роторе и их угловое положение. Определение значений коэффициентов зависимости решается как задача регрессионного анализа. Исходные данные для получения зависимости формируются с использованием разработанной параметризованной конечно-элементной модели (КЭМ) узла ротора компрессора высокого давления (КВД) авиационного двигателя. Представлены результаты исследований торцевых биений контрольных поверхностей дисков рассматриваемого узла ротора КВД. Определены значения коэффициентов зависимости для оценки торцевых биений ротора.

Статья подготовлена к 100-летию со дня рождения Александра Петровича Меркулова. Рассмотрены этапы создания теоретической базы вихревого эффекта энергетического разделения газов (гипотеза взаимодействия вихрей), создание и внедрение вихревых устройств на основе использования вихревого эффекта для авиации и медицины. Показана роль профессора А.П. Меркулова в изучении характерных особенностей процесса энергоразделения в вихревых трубах, практического применения вихревого эффекта в СССР. Работы ОНИЛ-9 (КуАИ-СГАУ), руководителем которой был Александр Петрович, обеспечили советской научной школе лидирующее положение в области вихревого эффекта. Эти работы способствовали формированию современного понимания вихревого эффекта и успешному началу промышленного применения вихревых аппаратов.