space missions, taking into account the current constraints on their creation. and washing clothes procedures with different soaps. The pressure difference on the membrane is the driving force for water purification.


Чтобы посмотреть этот PDF файл с форматированием и разметкой, скачайте его и откройте на своем компьютере.
 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;15-я Международная
конферен
виация
и космонавтика
International Confe
rence
“Aviation and Cosmonautics
Тезисы
Abstracts
МоскваL
МАИ
ноября
Moscow, MAI
November
, 201
2 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;ISBN
01064
УДК
629.7
94.3
39.5
2 39.62
я Международная конференция «Авиация и космонавтика
ноября R01
года. Москва. Тезисы.
Типография «Люксор»
, 201
Intern
ational Conference “Aviation and Cosmonautics
Novemb
er, 201
. Moscow. Abstracts.
Printing house
Luxor
, 201
В с
борник включены докладыL представленные в Организационный
комитет конференции в электронном виде
Abstracts which were sent to Organizing Committee in electronic form are
included
in digest.
Конференция проводится при поддержке Российского фонда
фундаментальных исследований (грант
R0676 Г
The Conference is supported by
the
Russian Foundation for Basic Research
(grant
G).
Соорганизатор
конференции выступил У
ниверситет Дьюка.
organizer of the Conference is Duke University.
©
Московский авиационный институт
(национальный исследовательский университет)L R01
©
Moscow Aviation Institute
(National Research University), 201
3 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Организатор
Московский авиаци
онный институт
(национальный исследовательский университет)L
Программный комитет
Равикович
.А.
проректор по научной работе
МАИ
L председате
Веремеенко К.К.
начальник научно
исследовательского отделения
факультета «Системы управленияL информатика и э
лектроэнергетика»
МАИ
Гаврилов К.Ю.
директор
чебного научно
производственного центра
факультета
Радиоэлектроника летательных аппаратов
МАИ
Грушин И.А.
заместитель директора по научной работе Института
материаловедения и технологий материалов МАИ
ремов А.В.
декан факультета «Авиационная техника» МАИ
Захаров И.В.
начальник научно
исследовательского отделения
факультета «Робототехнические и интеллектуальные системы» МАИ
Кирдяшкин В.В.
декан
факультета
Радиоэлектроника летательных
аппаратов
Кравченко И.В.
доцент кафедры №R01
«Теория воздушно
реактивных
двигателей»
МАИ
Крылов С.С.
декан факультета «Прикладная математика и физика»
МАИ
Новиков С.В.
заместитель директора Инженерно
экономического
института МАИ
Попов Г.А.
директор Научно
исследовательского института
прикладной механики и электродинамики МАИ
Терентьев В.В.
начальник научно
исследовательского отделения
Аэрокосмического факультета МАИ
4 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Организационный
комитет
Равикович
.А.
проректор
по научной работе МАИ
L председатель
емяков А.О.
начальник Управления инновацийL стратегии и
коммуникаций МАИL заместитель председателя
Алифанов О.М.
заведующий кафедрой №601 «Космические системы
и ракетостроение»
Беспалов А.В.
директор
Института материаловедения и технологий
материалов
МАИ
Гаврилов К.Ю.
директор
Учебного научно
производственного центра
факультета «Радиоэлектроника летательных аппаратов»
МАИ
Ефремов А.В.
декан факультета «Авиационная техника» МАИ
Крылов С.С.
декан факультета «Прикладная математика и
физика»
МАИ
опов Г.А.
директор
Научно
исследовательского института
прикладной механики и электродинамики МАИ
Следков Ю.Г.
декан факультета «Системы управленияL информатика
и электроэнергетика» МАИ
Тихонов А.И.
директор Инженерно
экономического института МАИ
Тихо
нов К.М.
декан факультета «Робототехнические и
интеллектуальные системы» МАИ
Лунёва Н.С.
учёный секретарь
5 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Organizer
Moscow Aviation Institute (National Research University)
Program Committee
Ravikovich Yu.A.
MAI Vice
rector for scientific affa
irs,
Chairman
Efremov A.V.
Dean of the MAI faculty “Aeronautical Engineering”
Gavrilov K.Yu.
Director of the Educational Research and Production
Center of the MAI faculty “Aircraft Radioelectronics”
Kirdyashkin V.V.
ean
of the MAI faculty “Aircraft Radi
oelectronics”
Krylov S.S.
Dean of the MAI faculty
Applied Mathematics and Physics
Popov G.A.
Director of the MAI Research Institute of Applied Mechanics
and Electrodynamics
Kravchenko I.V.
Associate proffesor of the MAI department “Theory of
Air an
d Jet Engines”
Terentyev V.V.
Head of the R&D Department of the
MAI faculty
Zakharov I.V.
Head of the R&D Department of the MAI faculty
“Robotics
and Intelligence Systems”
Novikov S.V.
Deputy director of the MAI
Engineering and Economic
Institute
Veremeenko K.K.
Head of the R&D Department of the MAI faculty
“Control systems, Informatics and Elect
6 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Organizing Committee
Ravikovich Yu.
MAI Vice
rector for scientific affairs
Chairman
Shemiakov A.O.
Head of the MAI Inno
vations, Strategy and
Communications Department, Deputy Chairman,
Efremov A.V.
Dean of the MAI faculty “Aeronautica
l Engineering”
Gavrilov K.Yu.
Director of the Educational Research and Production
Center of the MAI faculty “Aircraft Radioelectronics”
Krylov S.S.
Dean of the MAI faculty
“Applied Mathematics and Physics”
Alifanov O.M.
Head of t
he MAI department
№601
Space Systems and
Rocket Engineering
Popov G.A.
Director of the MAI Research Institute of Applied Mechanics
and Electrodynamics
Bespalov A.V.
Director of the MAI Institute of the Material Science and
Technology
Sledkov Yu.G.
Dean of the MAI fa
culty
“Control Systems, Informatics and
Tikhonov A.I.
Director of the MAI Engineering and Economic Institute
Tikhonov K.M.
Dean of the MAI faculty “Robotic and Intelligent
Systems”
Luneva N.S.
7 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; &#x/MCI; 1 ;&#x/MCI; 1 ; &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;Уважаемые
ллеги
От имени Московского авиационного института (национального
исследовательского университета) приветствую Вас в числе участников
ставшей уже традиционной Международной конференции «Авиация и
космонавтика»L которая проходит в этом году в 15
й раз
Кон
ференция собрала на своей площадке лидеровL хорошо знающих
отрасль изнутриL понимающих её потребности и способных обеспечить
решение общеотраслевых задач любой сложности и заложить основы
стратегического научно
технического прорыва.
Опыт и знанияL
которыми
обладают специалисты ведущих российских и зарубежных
вузовL крупнейших научно
исследовательских центров и предприятий
отраслиL учёныеL исследователи и организаторы образования и науки
это надёжная гарантия развития авиационной науки и
авиапромышленного
производстваL создания ракетной и космической
техники мирового уровня.
УбеждёнL что благодаряL слаженной совместной работе и достижению
поставленных целей мы сможем создать
условияL способствующие
развитию аэрокосмической отраслиL
формированию и реализации
долгосрочных программ развития вы
сокотехнологичного производства
Желаю всем участникам и гостям конференции активной и
плодотворной работыL внедрения новых идей и решенийA
Председатель ОргкомитетаL
проректор
МАИ
по научной работе
Ю.А. Равикович
8 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; &#x/MCI; 1 ;&#x/MCI; 1 ; &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;Dear
colleagues!
On behalf of Moscow Aviation Institute (National Research University) I
would like to greet you among the participants of
the International
Conference “Aviation and Cosmonautics” that has
already
become
traditional. T
his year
it takes place
or the 15
time.
The conference has brought together the leaders who know the industry
from the inside, understand
its
needs and
who can
provide solutions to
industry
wide problems and to
build
foundation
for
strategic scientific and
technical breakthroug
h. The experience and knowledge
the specialists of
the
leading Russian and foreign universities, major research centers and
companies, scientists, researchers, and
executives
of education and science
is a reliable guarantee for the development of avia
tion science and aircraft
industry production,
for
the creatio
9 &#x/MCI; 1 ;&#x/MCI; 1 ;Оглавление
АВИАЦИОННЫЕ
СИСТЕМЫ
2. РАКЕТНЫЕ И КОСМИЧ
ЕСКИЕ СИСТЕМЫ
НОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ И ПР
ОИЗВОДСТВЕННЫЕ
ТЕХНОЛОГИИ
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАН
ОВКИ АВИАЦИОННЫХ,
РАКЕТНЫХ И КОСМИЧЕСК
ИХ СИСТЕМ
ИНФОРМАЦИОННО
ТЕЛЕКОММУНИКАЦИОННЫЕ
ТЕХНОЛОГИИ,
В ТОМ ЧИСЛЕ АВИАЦИОН
НЫХ,
РАКЕТНЫХ И КОСМИЧЕСК
ИХ СИСТЕМ
УПРАВЛЯЮЩИЕ ИЗМЕРИТЕ
ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕ
МЫ И КОМПЛЕКСЫ,
БОРТОВАЯ ЭЛЕКТР
ОЭНЕРГЕТИКА
РОБОТОТЕХНИКА, ИНТЕЛ
ЛЕКТУАЛЬНЫЕ
СИСТЕМЫ И АВИАЦИОННО
Е ВООРУЖЕНИЕ
МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОД
Ы В
АЭРОКОСМИЧЕСК
ОЙ НАУКЕ И
ТЕХНИКЕ
ЭКОНОМИКА И МЕНЕДЖМЕ
НТ ПРЕДПРИЯТИЙ
АЭРОКОСМИЧЕСКОГО КОМ
ПЛЕКСА
АЛФАВИТНЫЙ
УКАЗАТЕЛЬ
10 &#x/MCI; 1 ;&#x/MCI; 1 ;Content
AIRCRAFT SYSTEMS
ROCKET AND SPACE SYS
TEMS
NEW MATERIALS AND PR
ODUCTION
TECHNOLOGIES
POWER UNITS OF AVIAT
)O., ROC+ET A.D S0AC
SYSTEMS
INFO
RMATION AND TELECOMM
UNICATION
TECHNOLOG
IES
AVIATION
ROCKET
AND SPACE
SYSTEMS
CONTROL MEASURING AN
D COMPUTING SYSTEMS
A.D CO−0LEXES, O.BOA
RD POWER GENERATION
ROBOT)CS, ).TELL)GE.
T SYSTEMS AND AIRCRA
FT
ARMAMENT
MATHEMATICAL MET
HODS IN
AEROSPACE SCIENCE
AND TECHNOLOGY
ECONOMICS AND MANAGE
MENT OF ENTERPRISES
OF AEROSPACE COMPLEX
INDEX


Авиационные
системы
ircraft
Syst
ems
Исследование влияния системы управления на характеристики штопора
самолёта
Алиева Д.А.
ЦАГИL г. Жуковский
Одним из наиболее опасных явлений в полёте является штопор самолёта. С
ним связана значительная часть лётных происшествий. Поэ
тому процедура
сертификации обязательно включает исследования характеристик штопора и
методов пилотированияL обеспечивающих выход самолёта из него. Целью
данной работы было проведение такого исследования для современного
транспортного самолёта. Особое вним
ание уделялось определению влияния
системы управления.
Работа проводилась с использованием нелинейной математической модели
аэродинамических характеристик самолёта в широком диапазоне углов атаки и
скольженияL учитывающей отрывное обтекание самолёта на бол
ьших углах
атаки и эффекты интенсивного вращения. Такая модель строится на основе
объединения экспериментальных данныхL полученных при статических и
динамических испытаниях. Динамические испытания проводятся методом
вынужденных колебаний с малой амплитудой
по тангажуL крену и рысканию и
методом установившегося конического вращения модели около скорости
набегающего потока. Аэродинамические нагрузкиL измеряемые в АДТ на
больших углах атакиL отличаются несимметричностью. Перенос на натуру этих
эффектов затрудн
ителен. В математической модели они описывались
дополнительным параметромL изменяющимся от нуля (симметризованные
нагрузки) до единицы (максимальный уровень несимметрииL измеряемый в
АДТ).
Исследование динамики самолёта проводилось с использованием
програм
много комплекса
FlightSim
в среде
MatLab
Simulink
. В нём была
построена модель динамики самолётаL включающая блоки вычисления
аэродинамических характеристикL уравнений движения двенадцатого порядка и
системы управления. Система управления (СУ) в путевом ка
нале содержит
демпфер рыскания. Обратные связи по угловым скоростям рыскания и крена
моделируются переходными функциями первого порядка. Также каждый канал
СУ содержит линейные или нелинейные ограничения на отклонение рулевых
поверхностей в зависимости от
скорости полёта.
Моделирование входа самолёта в штопор из горизонтального полёта
проводилось для различных комбинаций отклонений органов управления.
Вывод из штопора осуществлялся стандартными способами. Расчёты
проводились как для модели с системой упра
вленияL так и без неё.
Дополнительно оценивалось влияние несимметрии аэродинамики на
характеристики штопора. Анализ полученных результатов показываетL что
существуют такие режимы полётаL при которых система управления и уровень
13 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;несимметрии в модели аэродин
амики могут значительно влиять характеристики
штопораL параметры входа и выхода из него.
Control system influence on aircraft spin characteristics
Alieva D.A.
TsAGI, Zhukovsky
Spin is the one of the most dangerous things for an aircraf
t. Considerable part of
flight accidents is connected with spin. That is why certification procedure definitely
includes the research of spin characteristics and piloting techniques for spin recovery.
The goal of the work was to do such research for modern
transport aircraft. Special
attention was paid to control system influence.
Nonlinear mathematical model of aircraft aerodynamics was used. This model was
developed for wide range of the angles of attack and sideslip angles. It takes into
account flow sep
aration at high angles of attack and effects of intensive rotation. The
mathematical model of aerodynamics is developed on the base of experimental data
from static and dynamic tests. Dynamic tests include forced oscillations with small
amplitudes in pitch
, yaw and roll (dynamic test rig OVP
102B in wind tunnel T
103)
and steady conic rotation around free stream velocity vector (dynamic test rig SH
5 in
vertical wind tunnel T
105). Aerodynamic loads measured in a wind tunnel at high
angles of attack are asy
14 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Первым этапом решения этой задачи является организация контроля работы
систем и агрегатов вертолетаL для чего необходимо провести исследование
типовой конструкции вертолёта и формализовать п
роцесс её функционирования.
Эта работа включает в себя детальный анализ всех параметровL которые должны
сниматься с бортовых датчиков вертолёта для
полного контроля состояния всех
бортовых систем и агрегатов. Поскольку массив получаемой информации
достаточ
но великL он может быть оперативно обработан только с помощью
ЭВМL что позволит
получать данные об актуальном техническом состоянии
вертолёта и вычислить остаточный ресурс. Таким образомL переход на
техническое обслуживание по состоянию является организаци
онно
технической
системойL включающей в себя аппаратно
программный комплекс и
математическую модель стратегии обслуживанияL учитывающую условия
эксплуатации вертолета.
Второй этап разработки концепции обслуживания вертолета «по
фактическому состоянию» вклю
чает в себя следующие задачи:
разработка модели комплекса бортового оборудованияL позволяющего
проводить сбор и обработку данныхL получаемых от систем вертолёта;
разработка алгоритмовL позволяющих оценить актуальное техническое
состояние вертолета;
вычисле
ние коэффициента поправки к остаточному ресурсу от
актуального состояния на основе полученных данных о внешних условиях и
интенсивности эксплуатации вертолета;
формирование наиболее подходящей стратегии обслуживанияL
планирование ТОиР по имеющимся вычислен
ным данным.
Третьим этапом разработки является оценка экономической эффективности
разработанной системы контроля и стратегии обслуживания «по фактическому
состоянию» на протяжении всего жизненного цикла вертолёта.
В настоящее время на примере вертолетов Ми
171АR и Ми
SX составлены
функциональные и структурные схемыL произведен расчет надежности линий
связиL а так же проанализирована независимость соединений.
Результатом выполненной работы является разработанная система контроля и
модель планирования ТОиРL к
оторая включает в себя методику определения
оптимального состава работ по техническому обслуживанию вертолётаL
периодичности их выполнения и корректировки.
Development of strategy of maintenance and repair
of the helicopter “
on actual state”
Andreyev D.V.
MAI, Moscow
The purpose of this work is transition to operation of the helicopter “
on actual
state”
, based on the concept of operating control and forecasting of its lifecycle.
The first stage of the solution of this task is the orga
nization of control of work of
systems and aggregates of the helicopter for what it is necessary to conduct a research
of a typical helicopter construction and to formalize process of its functioning. This
15 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;systems and aggregates. As the array of the obtained information is rather big, it can
be quickly processed only by means of the COMPUTER t
hat will allow to obtain data
on urgent technical condition of the helicopter and to calculate a residual resource.
Thus, transition to predictive maintenance is the organizational and technical system
including the hardware and software and the mathematic
al model of strategy of
servicing considering helicopter service conditions.
The second stage of the development of the helicopter service concept “
on actual
state”
includes the following tasks:
development of model of a complex of the onboard equipment al
lowing to
data collection and data processing, received from systems of the helicopter;
development of the algorithms allowing to estimate current technical condition
of the helicopter;
calculation of the correction factor to the residual resource of the c
urrent status
on the basis of the obtained data on external conditions and intensity of operation of the
helicopter;
forming of the most suitable strategy of servicing, planning of TOIR according
to the available calculated data.
The third stage of the dev
elopment is assessment of cost efficiency of the
developed control system and the strategy of servicing “
on actual state”
for all
lifecycle of the helicopter.
Currently, as an example of the Mi
171A2 and Mi
38 helicopters made up the
functional and structu
ral diagrams, calculated the reliability of communication lines,
as well as the independence of the compounds analyzed.
The developed control system and model of planning of TOIR which includes a
technique of determination of optimum structure of works on
maintenance of the
helicopter, frequency of their accomplishment and adjustment is result of the
performed work.
Формирование облика авиационной системы доставки грузов
в труднодоступные районы
Арувелли С.В.
L Долгов О.С.
L Пугачев Ю.Н.
МАИL г. Москва
Целью данной работы являлось созда
ние научно
методического обеспечения
по формированию облика системы доставки грузов в труднодоступные районы.
Достижение поставленной цели осуществляется на основе решения
следующих задач:
анализа условий доставки грузов в труднодоступных районах;
разработ
ки моделей совершения транспортных операций в
труднодоступных районах;
выявления алгоритма формирования облика авиационной системы
доставки грузов с учетом ограниченийL накладываемых применением в
труднодоступных районах;
разработки методически формировани
я облика системы доставки грузов
в труднодоступные районы;
16 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• проведения проектных исследований по выявлению рациональных
параметров и схем компоновки авиационной системы доставки грузов в
труднодоступные районы;
анализа полученных результатов и выработки про
ектных рекомендаций
по формированию облика авиационной системы доставки грузов.
Первым этапом разработки являлся анализ специфически исходных
данных и ограниченийL накладываемых применением системы в
труднодоступных и высокогорных районахL анализ альтерн
ативных вариантов
облика системы и параметров технико
экономической эффективности. По
итогам первого этапа выбирается предварительный облик системы
десантирования.
Вторым этапом разработки являлось создание структурной
математической модели компоновки «са
молет + парашютная система»L которая
включала в себя математические модели упругости и функционирования
системыL построенные на основе исходных данныхL полученных в результате
первого этапа. В итоге второго этапа формируется окончательный облик
системы дос
тавки грузов в труднодоступные районы.
Результатом выполненной работы является целевая методология
формирования облика системы доставки грузов в труднодоступные районы.
Formation of aviation cargo delivery systems (ACDS) for hard
reach areas
Aruvelli S
.V.
, Dolgov O.S.
, Pugachev Y.N.
MAI, Moscow
The aim of this work was the development of scientific
17 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Исследование и последующая модернизация системы управления
безопасностью полетов в РФ
Бычкова К.А.
L Бобров А.А.
МАИL г. Москва
В современном миреL где каждую минуту в воздух поднимается порядка 60
самолетовL до сих
пор остро стоит вопрос обеспечения безопасности полетов.
Актуальность и сложность проблемы заключается не только в томL что в
катастрофах гибнут люди и уничтожается дорогостоящая техникаL но и в томL
что практически очень трудно обеспечить одинаково строго
е соблюдение
международных правил и стандартов на всех территориях.
Самым ярким подтверждением сбоя в СУБП является авиационное
происшествие. ИL несмотря на тоL что катастрофы с большими пассажирскими
судами случаются достаточно редкоL необходимо перейти с
приемлемого уровня
безопасности полетов к низкому или нулевому уровню опасности. Авиация
является сферой повышенной опасностиL так как существует множество
источников опасности для полетовL которые можно разделить на несколько
групп: метеорологическиеL ор
ганизационныеL техническиеL человеческий фактор
при производстве и эксплуатации. ОчевидноL первую группу невозможно
стандартизироватьL единственноеL что мы можемL так это следить за прогнозами
и совершать полеты только в благоприятныхL одобренных междунаро
дными
организациямиL условиях. С человеческим фактором сложнееL ведь тут уже
встает вопрос экономичности.
огласно статистикеL в авиации до 90E
происшествий связаны с человеческим фактором
за возрастания
концентрации управляемой мощности в руках одног
о человека. СледовательноL
для безопасности необходимоL чтобы один человек отвечал за какую
то одну
функциюL которую он будет выполнять в совершенстве независимо от внешних
условийL но с точки зрения экономики это невероятно дорого. Относительно РФ
встает
еще одно осложнение: согласно последним проверкам
ICAO
в России
установлено до R0E несоответствий требованиям СУБП. Что является
непозволительным уровнем.
Как мы видимL проблема актуальнаL сложнаL многогранна и переменчива. Для
обеспечения безопасности пол
етов необходимо ужесточение требований к
выполнению существующих нормL создание новых способов проверки СУБПL
постоянная модернизация стандартов СУБП в соответствии с существующими
рисками и анализом возможных рисков в отрасли.
The researching and the next
modernization of the Safety Management System
Bychkova K.A.
, Bobrov A.A.
MAI, Moscow
There is still an urgent need to ensure safety of flights in the modern world where
about 60 aircraft per minute are raised in
the air. The urgency and difficulty of the
problem is not just in people’s deathes in crashes and destruction of expensive
equipment, but that is practically it’s very complicated to strict compliance with the
international rules and standards equally in a
ll areas.
accident. And, despite the fact that the disasters with large passenger ships are rare, we

sphere of high
risk, as there are many sources of danger, which can be divided into
production and operation. Obviously, the first group is hard to be standardiz
ed, the only
thing we can do is to monitor the forecasts and to fly only in favorable conditions
approved by international organizations. The problem of the human factor is more
difficult, because we also have the question of efficiency. According the stat
istics, 90%
of aviation accidents linked to the human factor
it’s connected with the increased
concentration of the controlled power in the hands of one person. Therefore, for safety
reasons we need a one man responsible for a one function, which he woul
d perform
perfectly, regardless of external conditions, but from the point of view of the economy it
would be incredibly expensive. On the Russian Federation there is another complication:
according to the latest ICAO inspections there is about 20 % non
mpliance to the
SMS, but it’s an unacceptable level.
safety it is necessary to tight the requirements for the implementation of existing
standards, creating new ways of SMS
verification, constant modernization SMS
standards in accordance with the existing risks and the analysis of possible risks in the
industry.
Автоматическое управление посадкой самолета в вертикальной
плоскости с использованием лазерного дальномера
Василье
ва С.С.
L Бисенов О.В.
КБПАL г. Саратов
Актуальность задачи автоматической посадки требует применения новых
технических решенийL обеспечивающих возможность эксплуатации с
необорудованныхOмалооборудованных аэродро
мов. Одним из таких решений
является использование лазерного дальномераL установленного на борту
самолета. Преимуществом этого способа является достаточно высокая точность
измерения дальности.
Целью работы является проведение математического моделирования
движения самолета в вертикальной плоскости в замкнутом контуре
автоматического управления с использованием бортового лазерного дальномера
на этапе автоматической посадки. Бортовой лазерный дальномер измеряет
расстояние между самолетом и заданной точкой кас
ания ВПП.
Режим автоматической посадки разделяется на следующие этапы:
стабилизация посадочной скорости и высоты круга аэродрома посадки;
снижение по глиссаде
выравнивание.
В математической модели лазерного дальномера учитываются погрешности в
виде посто
яннойOмедленно
меняющейся ошибкиL погрешности масштабного
коэффициентаL а так же шумовой составляющей типа белого шума с нулевым
математическим ожиданием.
ДальностьL измеренная лазерным дальномеромL используется
совместно с другими параметрами датчиков с
истемы автоматического
управления (радиовысотомерL баровысотомерL датчики угловых скоростей и
19 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;линейных ускорений) для построений «виртуальной» глиссады посадки с
применением методов комплексной обработки информации
В результате проведенной работы разработ
аны алгоритмы автоматического
управления самолетом для режима «автоматическая посадка» в продольном
канале с использованием информации по лазерному дальномеру.
Представленные результаты математического моделирования движения
самолета показывают возможность
применения лазерного дальномера для
реализации автоматической посадки.
An Airplane Vertical Landing Automatic Control Using Laser Radar
Vasilieva S.S.
Bisenov O.V.
KBPA, Saratov
The actuality of automatic la
nding problems stipulates the necessity to implement
new technical solutions, which enable to operate at noninstrument or poorly
instrumented airdromes. One of these solutions is appliance of laser radar, installed on
an airplane. This method benefits from
the possibility to provide precise range
measurements.
This paper is designed to execute mathematical modeling, depicting automatic
control close
loop vertical airplane movement using a laser radar during automatic
landing. An airborne laser radar is use
20 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;погонной нагрузки в стационарном температурном поле. Условия закрепления
контура предполагаются достаточно общими.
Принимаются во внимание технологические факторыL имеющие место при
изготовлении композитов: остаточные температурные
напряженияL
возникающие при охлаждении после отвержденияL и предварительное
натяжение армирующих волокон.
В качестве расчётной модели предлагается схематизация панели как
конструктивно
анизотропнойL когда тонкостенные подкрепляющие элементы
находятся в у
словиях сложного сопротивления. Дальнейшее развитие теории
тонкостенных упругих стержней применительно к общей контактной задаче для
обшивки и ребра с уточнением модели последнего при закручивании отражает
научную новизну работы.
Проблема определения напр
яжённо
деформированного состояния
конструктивно
анизотропных панелей сведена к решению краевой задачи для
уравнения восьмого порядка в частных производных в прямоугольной области.
Данное решение в замкнутом виде построено в одинарных тригонометрических
ах для частного случая согласованных граничных условий по двум
противоположным кромкамL а также методом однородных решений для
произвольных несогласованных граничных условий на контуре.
Рассматриваются все возможные варианты закрепления граничных кромок в
отношении связанных плоской задачи и задачи изгиба.
В операционной среде
MATLAB
выполнена программа компьютерной
многокритериальной оптимизации конструктивно
анизотропных
композитных
панелей ЛА. Так как решение строится точными аналитическими методамиL
вре
мя расчёта варианта минимальноL что представляет интерес с точки зрения
практики проектирования с использованием параметрического анализа.
Результаты расчётов на прочность дают возможность снижения и оптимизации
весовых характеристик конструкции.
21 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The problem of determining stress
strain state of structurally aniso
tropic panels is
reduced to the solution of the boundary value problem for equation of the eighth order
in the partial derivatives in a rectangular field. This solution in closed form is
22 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;особенностей процесса измерения высотно
скоростных параметров полёта уже
на ранних стадиях формирования облика сверхзвукового маневрен
ного
самолёта.
To the issue of measuring the altitude and airspeed data on modern supersonic
maneuverable aircraft
Grishin I.A.
MAI, Moscow
Measurement of altitude and airspeed data with the required accuracy is essential
condition for
the safety of flight of any aircraft, as well as for the successful solution
of its tasks.
Due to increase the computing capabilities of the avionics modern system of airdata
signals (ADS) used in civil aviation, provide the most optimal solution to the p
roblem
of altitude and airspeed data identification with the required degree of accuracy with
aspect of improved reliability improved aerodynamics, weight saving.
The case is somewhat different with the identification altitude and airspeed data on
superso
nic maneuverable aircraft. Changes in the characteristics of flow at Mach
numbers greater than the critical (MM
crit
) and burble by maneuvering greatly
complicate the task of altitude and airspeed data identifying with the required
accuracy. As a rule, thi
s problem is resolved by pitot
static probe, which remove in
airstream in front of nose aircraft on special bar (nose pitot
static probe). However,
some specific requirements for newly designed supersonic maneuvering aircrafts (in
particular, reduced radar
signature) makes impossible to use nose pitot
static probe.
Thus, the problem of altitude and airspeed data identification on modern supersonic
maneuverable aircraft arises. Obviously, a special design solution is required for the
required degree of accur
acy of altitude and airspeed data identification in this case.
As part of the report provides an analysis of data about ADS of modern foreign
supersonic maneuverable aircraft on which it is concluded about the main priorities in
the development of altitude
and airspeed data identification systems. At the same time,
as part of the report provides the necessity of accounting features of altitude and
airspeed data identification process in the early stages on the early stages designing of
supersonic maneuverab
le aircraft.
Применение средств автоматизированного проектирования для решения
задачи оптимизации аэродинамической формы законцовки Уиткомба
Гуереш Д.
L Попов С.А.
МАИL г. Москва
Целью данной работы являлось решение задачи инженерной
оптимизации
аэродинамической формы законцовки Уиткомба с критерием максимального
аэродинамического качества с помощью совместного применения компьютерных
средств вычислительной гидродинамики и средств автоматизированного подбора
значений проектировочных п
араметров. Исходной моделью типичного крыла
пассажирского самолета (без законцовки) со сверхкритическим профилем служил
прототип
DLR
4.
В первом этапе применялись методы классической итерационной оптимизации
для определения проектировочных параметровL в
наибольшей степени влияющих
23 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;на аэродинамическое качество системы крыло
законцовкаL а именно угол развала
законцовки и ее относительная площадь. Вычислительные эксперименты
проводились с помощью программного комплекса
AnsysFluent
Второй этап работы предста
влял собой более полный анализ влияния всех
проектировочных параметров геометрии законцовки УиткомбаL а именно угла
стреловидности λL развала ѱL и крутки ξL высоты
L радиус агалтели
и сужения
. К входным данным относится также угол атаки
. Качест
во системы
крыло
законцовка на определенном угле атаки можно представить в виде
функции: K
const
(λL ѱL ξL
Во втором этапеL помимо компьютерных средств вычислительной
гидродинамикиL применялись средства автоматизированного подбора
проектировоч
ных параметровL позволяющих:параметризовать исходные
проектировочные данныеL т.е. задание интервала их изменения и разбиения
данного интервала на заданное количество проектировочных точек;
автоматически производить расчет для каждой проектировочной точки
бновляя твердотельную геометрию модели и расчетную сетку;
построить графики зависимости критерия оптимизации (качество системы
крыло
законцовка) как от отдельных проектировочных параметровL так и от
комбинированного изменения двух параметров в виде поверхн
остей
const
(λL
),
const
(ξL
) и т
Результатом работы является оптимизированная геометрия законцовки
Уиткомба для прототипа
DLR
T и сравнение ее характеристик с исходной.
Также результатом работы является экспериментальная база в виде гра
фиков и
поверхностейL позволяющих анализировать проектировочное пространство
геометрии законцовки и произвести проектировочный расчет для вновь
проектируемых крыльев пассажирских самолетов.
Optimization problem solving of a Whitcomb winglet aerodynamic sh
ape
using CAE tools
Gueraiche D.
, Popov S.
MAI, Moscow
The aim of this paper is to solve the aerodynamic shape optimization problem for a
Whitcomb winglet with the maximum lift
drag ratio of the equipped (with
a winglet)
wing taken as the optimization criterion. The research was carried out using both CFD
software and CAE tools for design inputs parameterization. The prototype DLR
F4
served as an initial model of a typical passenger aircraft wing (without wingl
et) with a
supercritical airfoil.
In the first approach to tackle the optimization problem, methods of classical iterative
optimization were used in order to study the influence of the most important design
24 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In the second phase, in addition to CFD software CAE tools were used for the
following purposes:
both on separately chosen design parameters, and on the combination of two design
25 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Numerical and experimental deter
mination of the aerodynamic characteristics
of ground effect vehicle
Guzeva D.I.
, Kurkin E.I.
, Nazarov D.V.
Samara University, Samara
cos
cos
sin
sin
cos
где
угол развала законцовокL
угол между истинной скоростью и скоростью свободного потока. Составляя
уравнения равновесия силL действующих на ЛА в горизонтальном полете
находится уравнения связи силL включая силыL с
озданные законцовками
крыла
sin
cos
sin
Анализ этих уравнений показываетL что продольная проекция полной
аэродинамической силы законцовок
направляется в сторону движенияL
увеличивает тягу двигателейL у
меньшает силу лобового сопротивления крыла.
При этом профильное сопротивление почти не изменяетсяL а уменьшается
индуктивное сопротивление. Вертикальная проекция этой силы уравновешивает
часть подъемной силыL а боковые проекции от левого и правого законцов
ок
взаимно уравновешивают друг друга.
26 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Аэродинамическое качество крыла с законцовками получено в виде
cos
sin
cos
sin
где
коэффициент полной аэродинамической силы законцовки
. ВидноL
что влиянием закон
цовок крыла аэродинамическое качество крыла
увеличивается по сравнение с аэродинамическим качеством крыла без
законцовок
Применение отклоняемого вектора тяги в задачах управления
гражданским самолётом
Брагазин В.Ф.
L Дементьев А.А.
L Скворцов Е.Б.
ЦАГИL г. Жуковский
Рассмотрена концепция применения отклоняемого вектора тяги (ОВТ) для
управления гражданским самолётом традиционной аэродинамической
компоновки с двумя турб
ореактивными двигателямиL расположенными на
пилонах под крылом. Рассмотрены два способа поворота вектора тяги
двигателей. Первый
посредством поворота струи двигателя за счёт отклонения
сопла по тангажу и (или) по рысканию на ограниченные углы. Второй
ри
использовании перспективного реверсивно
отклоняющего устройства (РОУ) с
организацией согласованного истечения газов как из основного реактивного
соплаL так и из дополнительных отверстийL расположенных на боковой
поверхности двигателя. При использовании
РОУ возможно обеспечить
существенно больший уровень силыL нормальной к оси двигателя.
Исследована возможность использования ОВТ как средства реализации
следующих полезных функций управления:
как органа непосредственного управления подъёмной (НУПС) и боково
силой (НУБС) для обеспечения изолированных вертикальных и боковых
перемещений самолёта в целях повышения точности управления траекторией и
безопасности на взлётно
посадочных режимах полёта;
как органа НУБС для парирования бокового ветра на режиме захода
на
посадку и обеспечения полёта с близкими к нулевым значениям угла крена;
как дополнительного органа управления самолётом по крену на больших
углах атакиL в том числе на режимах сваливания в целях расширения диапазона
эксплуатационных и предельных углов а
таки и повышения безопасности полёта.
При повороте вектора тяги за счёт применения РОУ возможно получение
установившихся значений вертикальной и боковой скоростей изолированных
перемещений рассматриваемого самолёта при заходе на посадку до
T мOс и
мOс с
оответственно. Эти величины достаточны для выполнения самолётом
бокового
образного манёвра с нулевым креном перед приземлением. Также
возможно осуществить полную компенсацию бокового ветра величиной до 16
мOс с нулевым креном.
Целесообразность использова
ния ОВТ в качестве дополнительного органа
управления самолётом по крену на больших углах атаки обусловлена
существенным снижением эффективности аэродинамических органов
поперечного управления и появлением существенных возмущающих сил и
27 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;моментов вследствие
несимметрии обтекания. Исследования на пилотажном
стенде ЦАГИ с участием лётчиков
испытателей показалиL что использование
ОВТ позволяет существенно расширить диапазон значений углов атакиL где
сохраняются приемлемые характеристики поперечной управляемостиL
обеспечить тем самым безопасный уход самолёта с режима сваливания.
Application of thrust vector control for civil airplane control problem
Bragazin V.F.
, Dementyev A.A.
, Skvortsov E.B.
TsAGI, Zhukovsky
The thrust vector control (TVC) concept that is under consideration is targeted to
control the civil airplane of conventional aerodynamic configuration with two turbojet
engines that are mounted on strut nacelle/pylon in under
wing config
uration. Two
approaches to control the engine thrust vector are studied. The first one is to shift the
engine jet due to nozzle deflection by pitch and/or yawing limited angles. The second
one is to apply the advanced reversibly deflecting device (RDD) tha
t provides the
coordinated gas exhaust both from the primary jet nozzle and the auxiliary holes
located on the engine side surface. The use of the RDD makes it possible to obtain the
essentially higher force that is normal to engine axis.
The possibility of TVC applica
tion is investigated in terms of a mean to perform the
effective control functions as the effector of:
the direct lift force controls (DLFC) and the direct side force ones (DSFC) to
provide the vertical and lateral airplane moving individually in order to
enhance the path
28 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Автоматическая посадка БЛА является одним из сложных режимов полета.
Применяемые в настоящее время радиотехнические системы посадки в полной
мере не могут обеспечить необходимую точность.
В связи с этими факторами целесообразным являются разработка подходовL
основанных на применении новых инструментальных средств. Одним из таких
способов является осуществление автоматической посадки с использованием
оптической головки самонаведения (ГСН)L у
становленной на бортуL и
инфракрасных курсоглиссадных указателей (ИКГУ)L устанавливаемых на ВПП.
Применение ГСН в комплексе бортового оборудования в качестве
дополнительного измерительного устройства для построения «виртуальной»
глиссады посадки обладает
рядом преимуществ:
не подверженность радиопомехамL
высокая дальность обнаруживания ИКГУ на ВППL
избирательностьL т.е. выделение полезных сигналов на фоне других
излучений.
Использование ИКГУ обеспечивает излучение в частотном диапазонеL
совпадающим с од
ним из окон прозрачности атмосферы.
Информация ГСН об углах визирования ИКГУ используется совместно с
другими параметрами датчиков системы автоматического управления
(баровысотомерL датчики угловых скоростей и линейных перегрузок и др.) для
формирования т
раектории (линии глиссады) посадки.
В результате исследований разработаны алгоритмы автоматического
управления БЛА для режима «автоматическая посадка» с использованием
информации ГСН об углах визирования ИКГУL расположенного на ВПП.
Представлены результат
ы математического моделирования режима
автоматической посадки беспилотного ЛА на ВПП по сигналам ГСН.
Automatic control of unmanned aerial vehicle to a runway using airborne
optic sensors
Egorov V.A.
, Bisenov O.V.
Sergushov I.V.
DBIA, Saratov
UAV automatic landing is one of the most comprehensive flight modes. Nowadays
radio landing systems cannot provide necessary precision to the whole extend.
Due to this, it is practical to develop approac
hes based on new instrument facilities.
One of such methods consists in automatic landing using an optic seeker (OS)
installed onboard and infrared glide slope and localizer beacon (IGLB) installed on the
runway.
Applied for creating a “virtual” glide slo
29 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In order to form the landing flight path, OS data, concerning IGLB angle of sight, is
used
in combination with other parameters of automatic control system sensors
30 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Characteristic features of
helicopter control system testing (illustrated by tests of Mi
2 helicopter control
system fanctionality)
Egorov D.V.
, Sazonov P.G.
, Latipov. I.T.
Mil Moscow Helicopter Plant, Tomilino
Aircraft tests of control system functioning are performed with the purpose to
substantiate the compliance of the control system design wit
h the requirements of the
certification basis (CB 38
2.29), which is the basis for the test program used by Mil
Moscow Helicopter Plant, JSC experimental and research facilities to perform tests on
a test rig representing the helicopter fuselage.
The foll
owing systems undergo the control system functioning test: cyclic pitch
control, collective pitch control, engine control system and rudder control. In the
process of the cyclic pitch control, collective pitch control tests the following
31 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;технико
схема
тические решенияL удовлетворять вновь предъявляемым высоким
требованиям надёжности и безопасности полётовL а также энергетической
эффективности. Указанные технические решенияL как показывает развитие
мировых технологийL интегрируются путем реализации конце
пции «более
электрического самолёта» (англ.
More
Electric
Aircraft
В данном докладе для перспективных магистральных самолётов с
двумя двигателями (как наиболее востребованных на рынке гражданской
авиации) предложено эффективное построение системы рулевы
х приводов и
бортового энергетического комплекса. Полученная архитектура удовлетворяет
требованиям безопасности полётовL имеет преимущества по сравнению с
традиционной архитектурой в части весовой и энергетической эффективностиL а
также является своевремен
ным переходом к созданию пассажирского самолёта
«более электрической» концепции.
Разработка и внедрение данной архитектуры на борт вновь
создаваемых магистральных самолётов позволит получить ряд преимуществ по
сравнению с текущими техническими решениямL к
оторые применялись при
создании самолётов Ту
204/214,
Sukhoi
32 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;system and on
Комплекс полунатурного моделирования воздушного движения
самолетов
Арапов Г.Е.
L Желнин В.Н.
L Желонкин В.И.
L Желонкин М.В.L
Ткаченко О.И.
ЦАГИL г. Жуковский
Для проведения исследований различных режи
мов целевого применения в
15 ЦАГИ был создан комплекс полунатурного моделирования воздушного
движения самолетов (КПМВДС).
Моделирующи
й комплекс включает: пилотажный стенд со сферической
системой визуализацииL четыре упрощенных рабочих места летчикаL рабочие
места (пульты управления) руководителя и инженера. Система визуализации
комплекса является уникальной и позволяет обеспечить углы о
бзора внешней
обстановки RT0 по горизонтали и 1T0 по вертикалиL что соответствует углам
обзора из кабины истребителя и обеспечивает реальную обстановку с участием
нескольких самолетов противникаL находящихся в зоне визуального контакта.
Отображение внешн
ей обстановки создается с помощью X проекторовL
проецирующих компьютерное изображение внешней обстановки на
сферический экран
купол диаметром X метров. 9
й проектор отображает
индикатор на лобовом стекле (ИЛС). Система визуализации отображает все
характе
рные различные визуальные эффекты при целевом применении.
Комплекс позволяет моделировать различные режимы в составе R
T участников
×1, 2×
R) в реальном масштабе времени.
Все рабочие места комплекса содержат точные и подробные математические
модели самоле
та с банком аэродинамических характеристик в диапазоне углов
атаки α±1X0L его комплексной системы управления (КСУ) с подробной
моделью исполнительной частиL в том числе моделью отклоняемого вектора

тяги (ОВТ)L а также математическую модель бортового обзор
прицельного
комплекса.
Основная задача применения различных специальных режимов
пилотирования состоит в выборе такой тактики маневрированияL при которой
положительные эффекты применения этого режима обеспечивали бы
максимальную эффективность.
Air traff
ic flight simulator complex
Arapov G.E.
, Zhelnin V.N.
, Zhelonkin V.I.
, Zhelonkin M.V.
, Tkachenko O.I.
TsAGI, Zhukovsky
For studies of different in
tented application m
odes in the Research Laboratory
TSAGI Air traffic Flight simulator Complex was established.
e simulator complex includes:
spherical visual system flight simulator (
Spherical
Screen
), four simplified pilot stations, control panels of the manager and engineer
station. Complex visualization system is unique and allows provides for look
up angles
of the external environment 240° horizontally and 140° vertically, whic
h corresponds to
fighter cockpit angles of the fighter and provides for the real situation with multiple
enemy aircraft in the visual range. External environment display image is created by
means of 8 projectors, projecting a computer generated image of th
e external
environment onto a spherical screen, with a dome in a diameter of 8 meters. The 9th
projector displays the indicator on the windshield (HUD). The visualization system
real time mode the complex allows to simulate various modes composed of 2
participants (1
1, 2
2).
developed aerodynamic characteristics data bank in the
range of angles of attack
α±1X0L iτs inτegρaτed conτρoλλing sysτeµ (IMΣ) foρ a deτaiλed µodeλ of τηe Execuτive
parts, including thrust vectoring model (CET), as well as a computer model of board
The main objective of v
arious special regimes application is to choose such
maneuvering tactics, in which the positive effects of this mode application would ensure
maximum efficiency. This task was set, has been studied and successfully solved on the
hardware
the
loop simula
tion basis in Air traffic Flight simulator Complex.
Жаростойкое термобарьерное покрытие на основе диоксида циркония
Дюг А.Ю.
L Кажичкин С.В.
L Жирихин К.В.
L Шардин А.О.
ЦАГИL г. Жуковский
В настоящее времяL в авиастроении перспек
тивным направлением развития
является создание гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).
Для повышения эксплуатационных характеристик ЛАL имеющих крейсерскую
скорость свыше 6МL необходимо применение специальных мер по защите
конструкции от воздействия высо
ких температур. Одно из таких мероприятий
нанесение термобарьерных покрытий на внешнюю поверхность ЛА.
С целью разработки технологии нанесения и исследования эксплуатационных
характеристик покрытия на основе диоксида цирконияL изготовлен ряд
образцов. В
процессе отработки технологииL получено качественное
34 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;термобарьерное покрытиеL с необходимыми характеристикамиL толщиной около
RL5 мм. Такая толщина выбрана в соответствии с расчетной моделью
распределения поля температур.
Для подтверждения эксплуатационн
ых характеристикL спроектирован и
изготовлен экспериментальный стенд для установки Т
1S1. В ближайшее время
запланировано проведение экспериментальных исследований образцовL с
нанесенным термобарьерным покрытием. Термобарьерное покрытие позволит
защитить л
етательный аппарат от его разрушенияL вследствие воздействия
высоких температур.
Heat
resistant thermal barrier coating based on zirconium dioxide
Dyug A.Y.
, Kazhichkin S.V.
, Zhirikhin K.V.
Shardin A.O.
TsAGI, Zhukovsky
Currently, in the aircraft industry one of perspective direction is a creation of a
hypersonic aircraft.
To improve the performance characteristics of the aircraft with a cruising speed
over 6 M, you need
to use special measures to protect the structure from high
temperatures. One of these actions
the application of thermal barrier coating on the
outer surface of the aircraft.
In order to develop such technology of research and application performance a
series of samples with coatings based on zirconium dioxide were produced. In the
process of development of the technology, high
quality thermal barrier coating is
obtained
with the necessary characteristics and about 2.5 mm thick. This thickness is
selecte
d in accordance with the calculated distribution of temperature field model.
To confirm the performance, an experimental stand for the T
131 was designed and
built. In the near future experimental research test with coated samples will be
conducted.
Анализ альтернативных вариантов интеграции перспективных средств
отображения информации и системы управления
Иргалеев И.Х.
Муд Арно
МАИL
Москва
ISAE
UPAERO
L г. ТулузаL Франция
Современный уровень автоматизации
летательных аппаратовL авионикиL
базирующийся на использовании цифровых технологийL позволяет существенно
трансформировать пилотажные свойства ЛАL подойти к их выбору исходя из
требований обеспечения необходимых свойств в каждой задаче пилотирования.
Мето
дика обеспечения таких свойств рассмотрена в ряде работL в большинстве
которых для этой цели используется критерий выбора пилотажных
характеристик. Последние годыL при выборе параметров
высокоавтоматизированных систем управленияL широкое распространение
лучили так называемые альтернативные критерии. Ряд из них базируется на
требованияхL предъявляемых к параметрам частотных характеристик объекта
управления. В практике проектирования систем широкое распространение
получило также требование близости частотны
х характеристик объекта
управления к частотным характеристикам интегрирующего звена. Это
требование используется при выборе параметров самолетаL его систем
управленияL синтезе прогнозной индикации перспективных дисплеев.
35 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В настоящей работе рассмотрена возм
ожность обеспечения наилучшего
качества управления ЛА при выполнении задачи траекторного движения
самолета как с органом НУПСL так и с использованием прогнозной индикации.
Исследуется также эффективность их интеграции. Экспериментальные
исследования провод
ились для двух вариантов передачи управляющих
сигналов: с временной задержкой и без. Первый случай возникает при
управлении оператором БЛА с наземного пункта через ретрансляционный
спутник.
ЭкспериментыL выполненные на пилотажном стендеL показалиL что
испо
льзование органа НУПС позволяет уменьшить дисперсию ошибки
отслеживания программной высоты в 1T раз для двух вариантов системы
управления. Примерно такой же эффект достигается и для случая использования
прогнозного дисплея. Совместное использование прогноз
ного дисплея и органа
НУПС позволило в случае отсутствия временного запаздывания уменьшить
дисперсию ошибки отслеживания программной высоты еще в T раза. При
наличии дополнительного запаздывания в контуре управленияL управление без
прогнозного дисплея вооб
ще невозможно из
за неустойчивости в системе
самолет
летчик. Эксперименты с прогнозным дисплеем продемонстрировали
возможность осуществления управления в таких условиях. А одновременное
использование органа непосредственного управления подъемной силой с
огнозным дисплеем позволяет улучшить этот показатель.
Analysis of alternative ways for integration of perspective display and flight
control system
Irgaleev I.H.
Arnaud
MAI, Moscow
SAE
SUPAERO
, Toulouse, France
Modern level of aircraft automation, avionics, based on the usage of computer
technology, allowed to transform the aircraft flying qualities, and to approach them to
the necessary flying qualities for each piloting task. The technique for provision of
suc
h qualities is considered in a number of papers. The main part of them uses the
flying qualities criteria. During the last years the so
called alternative criteria are used
widely for selection of highly augmented flight control system parameters. Some of
36 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;allowed to decrease the variance of the error of program trajectory tracking 4 times
more. When time delay in t
ransmitting of the signal is 0.5
s, the fulfillment of the
piloting task is impossible because of the instability of pilot
vehicle system. The
experiments executed with predictive display demonstrated the possibility of the
realization of control. In case
of the simultaneous usage of DLC the accuracy
improves on 30
37 %.
Особенности конструкции и аэродинамики крыльев коробчатой схемы и
их влияние на формирование облика самолета
Карпович Е.А.
МАИL г. Москва
Исследования показываютL что
задача разработки высокоэффективного
самолета может быть решена в результате применения новых концепций и
аэродинамических схем. Одной из таких схем является «коробчатая» схема
(«лучшая схема крыла»L согласно Л. Прандтлю)L представляющая собой систему
крыл
ьевL соединенных между собой с помощью вертикальных
аэродинамических поверхностей. При виде сверху и спереди такая система
имеет вид прямоугольника.
Коробчатая схема крыла теоретически позволяет повысить экономичность
летательного аппарата в первую очеред
ь благодаря снижению его индуктивного
сопротивления. Автоматизированный расчет и сравнительный анализ
аэродинамических характеристик легкого многоцелевого самолета с коробчатым
крылом и его прототипаL представляющего собой тандемL в целом подтвердили
сниже
ние индуктивного сопротивления за счет преобразования тандемной
схемы крыльев в коробчатую. Тем не менееL для достижения оптимальных
летных характеристик коробчатого самолета требуется тщательнейшая
оптимизация всех его параметров. ТакL напримерL расчет по
казалL что без
оптимизации на крейсерском режиме у указанного аппарата при очень
существенном снижении коэффициента индуктивного сопротивления (на 7TL5E)
значительно снижается коэффициент подъемной силы (на 50E).
Аппарат с
коробчатым крылом обладает больше
й несущей способностью на больших
углах атаки и большимL чем прототип с тандемным крыломL качеством на малых
скоростях и меньшим качеством на больших скоростях.
Среди причинL по которым «лучшая схема крыла» до сих пор не нашла
широкого распространенияL ук
азывают на проблемыL связанные с
аэроупругостьюL на возможное увеличение веса реальной конструкцииL
проблемы сертификации. К недостаткам данной схемы можно отнести также
высокое сопротивления тренияL связанное с темL что числа Рейнольдса для
коробчатого кр
ыла оказываются в среднем в два раза меньшеL чем для крыла
моноплана с той же омываемой поверхностью. Самолет с коробчатым крылом
имеет тенденцию к пикированию на умеренных углах атаки из
за срыва потока
на переднем крыле.
Решение этих вопросовL связанное
с глубоким изучением характеристик
собственно коробчатой схемыL а также аппаратов с таким крыломL с разработкой
методик оптимизации их параметровL позволит создать проект самолетаL
обладающего преимуществами в аэродинамикеL летно
техническихL весовых и
37 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;эксплуатационных характеристиках. Такая
задача
представляется
интересной
перспективной
Specify of boxwing structure and aerodynamics and their influence on
boxwing aircraft conceptual design
Karpovich E.A.
MAI, Moscow
According to i
nvestigations the challenge of a high
performance aircraft
38 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;деформированного состоянияL специальная программа определяет местаL где
можно убрать материал. Таким образомL в модели ост
аются только те элементыL
которые передают усилия наиболее рациональным образом. Такая модель
является прототипом для дальнейшего построения «рабочей»
CAD
модели
детали. Отдельной задачей является переход от конечно
элементной модели
топологической оптимиз
ации к конструкторской «геометрии». Здесь
существуют два пути: интерпретация результатов под использование
традиционных технологий производстваL либо «прямое» изготовление тел с
переменной плотностью методами аддитивных технологий.
В докладе рассматривает
ся задача проектирования типовой детали
самолета
кронштейна навески элемента механизации крыла (интерцептора).
Интуитивный подход к выбору силовой схемы не дал положительного
результатаL так как деталь разрушилась при испытаниях ниже расчетной
нагрузки.
Использование топологической оптимизации позволило пересмотреть
силовую схему кронштейна и значительно увеличить тем самым его жесткость.
Модифицированная конструкция прошла весь комплекс испытанийL
уложившись в отведенный весовой лимит.
Исследование выпо
лнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках
научного проекта № 16
00S65 мол_а.
Structural design of aircraft spoiler bracket using topology optimization
Komarov V.A.
, Kishov E.A.
Samara University, Samara
Topol
ogy optimization is widely used in engineering practice today. This
technology based on finite element method. The main idea of topology optimization is
that we fill whole design domain by elastic continuum with spatially variable stiffness
and density. Sp
ecialized software is written in order to define an areas which should
be removed from structure as “non
rational”. Algorithm of topology optimization use
results of finite element analysis for this one. Optimization holds only those elements
which necessa
ry for transferring loads. In this way we get a lightweight structure.
Density distribution after topology optimization should be interpreted in order to
produce a CAD
model. There are two ways for this one. First one, we can simplify a
topology optimizati
on result in order to use a conventional manufacturing technology
like milling, turning, etc. Second way is usage of modern additive manufacturing
technology.
Structural design of typical aircraft bracket is considered in this thesis.
Because of “negative
” results of experimental tests, intuitive way for defining
structural lay
out was erroneous. Topology optimization helped to get a much stiffer
structure which successfully passed the experimental tests. Optimized design also had
a lower weight than origi
nal one.
The reported study was funded by RFBR according to the research project
No. 16
00365 mol_a.
Разработка надводно
подводного комплекса на базе беспилотного
летательного аппарата
39 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Беляков А.Ю.
L Бородин И.Д.
L Коваленко К.А.
МАИL г. Москва
Такой вид авиационной техникиL как беспилотный ле
тательный аппарат
(БПЛА)L существует уже достаточно большой период времени. ОднакоL очень
мало проектов БПЛАL которые могли бы приводняться и проводить подводные
исследовательские работыL не говоря уже об опытных образцах или серийном
выпуске.
На данный мо
мент нами ведется разработка интеллектуального надводно
подводного исследовательского комплекса на базе БПЛА. Данный аппарат будет
иметь возможность летатьL приводнятьсяL а также спускать под воду
специальную аппаратуру. Таким образом комплекс будет состоя
ть из двух
модулей: надводного
приводняющегося носителя (БПЛА)L выполненного по
схеме квадрокоптера; и подводного
погружаемого модуляL на котором
расположены фото
L видеоаппаратураL различные измерительные датчикиL
устройства для забора проб воды.
Основным
и особенностями комплекса являются наличие воздушного модуляL
повышающего мобильностьL и наличие интеллектуальной системыL способной
действовать в условиях изменяющейся внешней обстановки и адекватно
реагировать на различные внешние факторы.
Надводно
подво
дный комплекс (НПК) предназначен для проведения
следующих видов подводных работ:
картографирование дна с помощью гидролокационныхL оптическихL
электромагнитных и др. методов;
мониторинг экологического состояния дна и гидросферы с целью
выявления очагов з
агрязнения и их устранения;
исследование состояния подводной флоры и фауны в интересах
народного хозяйства;
научные исследования;
поиск и обнаружение затонувших объектов;
исследование затопленных и полузатопленных объектов;
обеспечение спасательных ра
бот при ликвидации последствий
стихийных бедствий и различных ЧСL связанных с наводнениями;
обеспечение работ по прокладке подводных коммуникаций (кабелейL
трубопроводовL и т.д.);
обеспечение подводно
технических работL связанных с ремонтом
различных гидр
отехнических сооружений.
Development of surface
based complex underwater unmanned aerial vehicle
Belyakov
.Yu.
, Borodin I.D.
, Kovalenko K.A.
MAI, Moscow
The unmanned aircrafts were created
long time ago. However, the amount of
apparatus, which can do different analysis under water, especially with landing on its
surface is small, not to mention the serial apparatus of such type.
Now our group is developing an intellectual under
water appara
tus, which based on
unmanned aerial vehicle (UAV). This object will have ability to fly, come down on
water and make under
water analysis. Thus, this complex will consist of two parts:
40 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;overwater part
unmanned aircraft and under
water part with cameras, m
easuring
instruments etc.
The main features are overwater part, which increase mobility, and intellectual
system, which can work in different types of external conditions.
The underwater part is designed for doing such type of investigation:
mapping of bot
tom
ecologic monitoring
science investigation of underwater world
searching of wreck
41 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;приходится находить компромисс между изменениями характеристик
управляемости самолёта по крену вблизи земли и за
щитой от касания земли
консолью крыла. Также в ходе стендовых исследований было показаноL что
предложенный алгоритм надёжно ограничивает угол крена как при
управляющих действиях лётчикаL так и при ветровых порывахL предотвращая
касание крылом или мотогондо
лой поверхности ВПП.
Flight simulator researches of bank angle protection at low
altitude algorithm
Kozyaychev A.N.
TsAGI, Zhukovsky
One of the most important flight safety problem is tail strike and wing or engine
nacelle strike. T
hese strikes can do severe economic damage and create a threat to
flight safety.
New airliner Flight Control System (FCS) has bank limit function in flight. This
function in the first instance is warning function and it cannot limit bank angle with
precisi
on requirement. However, bank angle limit must be precise at low
altitude
(take
off and landing flare). Because bank angle protection at low
altitude was
developed for precision bank angle limit. Bank angle protection at low
altitude
algorithm switches bet
42 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;условия внешних силовых факторовL действующих на выбранный участок
конструкции.
Проводится анализ типовой конструкции трёхслойного типаL строится
распределение силовых факторов в обшивках и запо
лнителе и подбирается
оптимальное распределение рёбер и их толщина в конкретном местеL
определяющее минимальную массу конструкции.
При аддитивной технологии производства объёмно
стержневых конструкций
возможно выполнить по оптимизированному размеру каждое
ребро
конструкции.
Так же в работе проводится сравнение с типовыми заполнителями сотовой
конструкции на основе арамидной бумаги и приводятся рекомендации по
проектированию агрегатов ЛА из объёмно
стержневых трёхслойных
конструкций.
Effective characteristic
s of volume
beam structures
Koledov M.N.
MAI, Moscow
The paper considers the problem of creating of filler from volumetric rod structures
43 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;воздушного суднаL допускаемому к выполнению полетов в воздушном
пространствеL установленных стандартами и рекомендациям международной
организацией гражданской авиации IAO (Inτeρnaτionaλ iviλ Avi
ation
Oρganizaτion). Концепция требуемых навигационных характеристик RNP
(Reθuiρed Navigaτion Peρfoρµance) определяется руководством по навигацииL
основанной на характеристиках IAO Doc 961S и включает в себя
формализацию требований к навигационным характе
ристикамL которым должно
удовлетворять воздушное судно в пределах некоторого района воздушного
пространства в течение как минимум 95 E времени полета. RNP в целом
определяется как уровень точности навигацииL требуемый для поддержания
воздушного судна в рам
ках заданного воздушного пространства
Оформление допуска в воздушное пространство регламентируется
руководством по эксплуатационному утверждению навигацииL основанной на
характеристиках IAO Doc 9997. Для выполнения указанных требованийL
предъявляемых спец
ификацией RNP
1 (Reθuiρed Navigaτion Peρfoρµance)L в
целях получения допуска самолета к полетам в системе точной зональной
навигации в европейском регионе в воздушном пространствеL осуществлена
оценка характеристик бортового комплекса самолета и предложен
ряд
доработок его программно
математического обеспечения.
Проведенная оценка характеристик бортового комплекса самолетаL
предназначенного для использования в составе пилотажных группL а также ряд
обозначенных доработок его программно
математического обесп
еченияL
обеспечивают выполнение требованийL предъявляемых спецификацией
RNP
1. Решение данной задачи целесообразно использовано в целях получения
допуска самолета к полетам в системе точной зональной навигации в
европейском регионе в воздушном пространств
е RNP
1. Результаты
исследования могут быть использованы разработчиками бортовых
навигационных комплексов и систем.
The research of management methods for the aircraft piloting tasks in the
exact area navigation system of the European region
Markelov V.V.
Gurjanov A.V.
, Shukalov A.V.
Zharinov O.O.
, Kostishin M.O.
EDB
Electroavtomatika
, ITMO, SUAI, Saint Petersburg
The purpose of this research i
s to find out the management methods for solving of
the aircraft piloting tasks in the exact area navigation system of the European region.
When the aircraft was modernized to be used as a part of aerobatics teams, some new
requirements appeared which any
aircraft pilot navigation instruments should meet.
Those requirements can be explained with the necessity to make flights in the
international airspace first and foremost for aerobatics team base relocation.
The primary requirements to obtain the permissi
on to make flights in the exact area
navigation system of the European region include the implementation of several
functions which must be installed on the aircraft airborne equipment to gain
permission to make flights in the airspace according to the sta
ndards and
recommendations of the international organization ICAO (International Civil Aviation
Organization). The conception of the requirements RNP (Required Navigation
Performance) is defined with the navigation manual based on the characteristics of th
e
document ICAO Doc 9613 and includes the list of the navigation characteristics
44 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;requirements which an aircraft must comply with within a particular area of the
airspace during at least 95 % of the flight time. Generally the RNP requirements are
the naviga
tion accuracy level which is necessary to maintain the aircraft within the
assigned airspace.
The permission to make flights in the airspace is issued according to the navigation
exploitation affirmation manual which is based on the characteristics of the
document
ICAO Doc 9997. To fulfill those requirements which are described in the certification
RNP
1 (Required Navigation Performance) to gain the aircraft permission to make
flights in the exact area navigation system of the European region airspace, an
ssessment of the aircraft airborne equipment characteristics has been carried out and
45 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;представляющие собой зависимость усилия в точ
ке контакта пневматика от
вертикального перемещения центра тяжести сбрасываемого груза при
различных условиях испытаний.
Сравнение расчета с экспериментальными данными показало возможность
применения данного метода для предварительного анализа допустимых
нагрузок при проведении испытаний на сбросL что обеспечивает значительное
сокращение объема копровых испытаний.
Показаны возможности дальнейшего развития разработанной методики для
моделирования посадки вертолета в различных условияхL регламентируемых
норм
ами прочности.
Mathematical modeling of drop tests of helicopter chassis
Kruchinin M.M.
, Kuzmin D.A.
Mil Moscow Helicopter Plant, Moscow
Drop tests
a necessary part of the design and certification of the helicop
ter,
however, the effort to carry out these tests are large enough, and the tests themselves
are not safe. Therefore, construction of a mathematical model tests on the chassis of
the helicopter relief is an urgent task.
Drop tests are tests for discharge
from a certain height of the aircraft landing gear is
46 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; Отсутствие воздушных тормозов
на истребителе
бомбардировщике T
го
поколения негативно сказывается на выполнении режимов полетаL где требуется
управление скоростью. Формирование контура воздушного торможения
возможно при использовании существующих аэродинамических поверхностей.
В качес
тве объекта исследования выбран самолет нормальной
аэродинамической схемы с дополнительным передним горизонтальным
оперением (ПГО).
В качестве тормозных поверхностей можно было бы рассмотреть флапероныL
рули направления и ПГО. Но флапероны используются д
ля управления
летательным аппаратомL отклонение рулей направления осуществляется
механической проводкойL а также рули ограничены по прочностиL поэтому
целесообразно использовать ПГОL котороеL к тому жеL имеет наибольшие углы
отклонения.
Для обеспечения бо
льшего коэффициента лобового сопротивления будем
изменять закон отклонения ПГО. Исходный закон отклонения проектировался
из расчета обеспечения продольной устойчивости самолета. Поэтому первым
вариантом изменения закона отклонения будет эквидистантное смещ
ение закона
с первоначальным учетом прочностных ограничений. Вторым изменением было
выбрано отклонение ПГО на полный ход независимо от углов атаки.
Для оценки эффективности методов сравниваются приращения
коэффициентов лобового сопротивленияL момента танг
ажа и подъемной силы
при отклонении ПГО по предложенным законам.
При отклонении ПГО возникает момент на пикирование. Для компенсации
возникающего момента требуется создание дополнительного момента на
кабрирование. Такая компенсация может быть выполнена о
тклонением
стабилизатора. Совместная работа ПГО и стабилизатора дает следующие
максимальные значения лобового сопротивления: 0L0S при первом варианте
законаL 0L0T5
при втором.
Совместная работа ПГО и ГО приводит к потере
подъемной силы.
Увеличение подъём
ной силы может быть осуществлено при
дополнительном отклонении флаперонов или дополнительным увеличением
угла атаки. Использование флаперонов не обеспечивает полную компенсациюL
поскольку при управленииL СДУ реализует синфазное отклонение флаперонов
на угл
ы не более 7
L а отклонение на максимальные углы реализуются только во
взлетно
посадочной конфигурации. Дополнительное использование флаперонов
не представляется возможным также из
за недостаточного быстродействия
приводов.
Formation of circuit air brakin
g fighter
bomber as part of an existing image
Lazareva D.Z.
, Chernyshev A.V.
MAI, Moscow
Lack of air brakes on a fighter
bomber of the 4th generation of a negative impact
on the performance of the flight modes,
which require speed control. Forming air
braking circuit is possible using existing airfoils.
As the object of study selected plane normal aerodynamic scheme with additional
canards (PGO).
As the braking surfaces could be considered flaperons, rudders and
canards. But
flaperons are used to control the aircraft, the deflection rudders made mechanical
47 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;wiring and rudders are limited in strength, so it is advisable to use PGO, which,
moreover, has the greatest deflection angles.
To ensure greater coefficient o
f drag we will change the law deviation PGO. The
original law was designed deviations from the calculation to ensure the longitudinal
stability of the aircraft. Therefore, the first embodiment of the law will change the
deviation equidistant displacement l
aw with an initial view of the strength limitations.
The second change in the deviation of CHR was chosen to complete the course,
regardless of the angle of attack.
To assess the effectiveness of the methods are compared increment of drag
coefficient, pitc
hing moment and lift rejecting PGO on proposed laws.
In the event there is a time CHR to dive. To compensate for the arising torque is
required to create an additional moment to pitch. Such compensation can be
performed stabilizer deviation. Collaboration
PGO and stabilizer gives the following
maximum values
of drag: 0.03 in the first version of the law, 0,045
in the second.
Collaboration PGO and GO leads to a loss of lift. The increase in lifting force can be
carried out with the additional deviation o
r flaperons additional increase in the angle
of attack. Using flaperons does not provide full compensation, since the management
of the CDS implements common
mode rejection flaperons at angles less than 7
, and
the deviation in the maximum angles are reali
zed only in the landing configuration.
Additional use flaperons also not possible because of insufficient speed drives.
Using the CHR as the body of the air brake increments
Cx = 0,03
.. 0,045, which
is enough effective. This method of braking can be cons
idered for further
development.
Динамически подобная аэродинамическая модель на трехстепенном
шарнире для исследования динамики полета на больших углах атаки
Акимов Н.Б.
L Григорьев И.В.
L Громышков А.Д.
L Копылов А.А.
Левицкий А.В.
L Руденко Д.С.
L Юстус А.О
ЦАГИL г. Жуковский
К современным самолетам предъявляются высокие требования по
устойчивости и управляемос
ти на больших углах атаки. Такие режимы полета
самолета близки к предельнымL для них характерно снижение характеристик
устойчивости и управляемостиL из
за срывов потока на планере
При исследовании динамики полета на больших углах атаки возникают
нелинейные
задачи динамического воздействия отрывного обтекания модели с
ее неустановившимся движением. Для решения данных проблем предлагается
проводить исследования в АДТ на динамически подобных дистанционно
управляемых моделях с использованием шарнира с нескольки
ми угловыми
степенями свободы. При таком закреплении можно не только исследовать
динамику возмущенного движения на больших углах атакиL но и при оснащении
модели адекватной системой управления непосредственно отрабатывать
алгоритмы и программы управления п
о предотвращению сваливания самолетаL
подавление вредных автоколебаний в продольном и боковом канале.
Точность эксперимента возрастает с увеличением масштаба модели. В этой
связи рассматриваемая модель имеет достаточно большие размеры: размах
крыла
2385
ммL длинна фюзеляжа
RXX0 мм. Масса модели составляет RS0 кг.
48 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Модель устанавливается на трехстепенной шарнирL расположенный в рабочей
части трубыL который обеспечивает свободное вращение модели вокруг трех
осей. Для управления моделью во время испытаний
L оператор отклоняет
рулевые поверхности модели при помощи системы дистанционного управления.
Модель спроектирована в масштабе
1:5 с учетом соблюдения
аэродинамического подобия моделируемому самолету. Для этого значения
моментов инерции модели не отлича
ются больше чем на 5E от самолетных с
четом масштабного фактораL центр масс модели совмещается с центром
вращения шарнира и соответствует положению центра масс натурного самолета.
Отклонение рулевых поверхностей осуществляется сервоприводами. Рулевые
повер
хности соединены с сервоприводами посредством трансмиссии.
Dynamically similar large
scale model for bench with three
degree
freedom
hinge to wind tunnel T
Akimov N.B.
, Grigoriev I.V.
, Gromishkov A.D.
, Kopylov
Levitsky A.V.
Rudenko D.S.
, Ustus A.A.
TsAGI, Zhukovsky
Modern airplanes are made high requirements about stability and control behavior
n high angles of atta
k. Such regimes of flight of the airplane close to limiting
behavior and consequently appear of flow separation on airframe and as a result
stability and control behavior penalty.
During researching of flight dynamics of the airplanes
on high angles appear non
linear tasks of dynamic action because of flow separation. To solve such type of
problems is proposed to use of dynamically similar and remote
controlled of models
with several degree
freedom hinge. Using of hinge and adequate
remote control
system allows also to carry out algorisms processing and control programs processing
which prevent stalling of the airplane and suppress self
oscillation in longitudinal and
lateral channels.
Scale increasing brings about increasing of acc
uracy of the experiment. So model
have sufficiently large sizes: wing span
2385 mm., length of fuselage
2880 mm.
Mass of model
230 kg.
Model is mounted on three
degree
freedom hinge. Hinge provide rotation of
model around three axis on certain ang
les and is placed inside of test section of wind
tunnel. By the use of remote control system operator applies control surfaces in order
to control model during the tests.
Model is designed in accordance to aerodynamic and dynamic similarities to real
airp
lane. Scale of model M 1:5. For this
Accuracy of moment of inertia values relative to the tree axis under or equal 5%.
Centre of mass of model coincides with rotation center of hinge. Servo applies control
surfaces. Transmission integrates control surface
s with servos.
Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели ГЛАL
необходимого для контроля аэродинамической идентичности чисел
Рейнольдса на траектории полета модели при тех же углах атаки по числам
МахаL что и для натурного изделия
Ловицкий Л.Л.
L Садртдинов В.Д.
ЛИИ им. М.М. ГромоваL г. Жуковский
49 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Одной из важных задач при проведении лётных испытаний (ЛИ) моделей
гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА)L снижающегося с большой
скоростью в атмосфереL является
выполнение критериев подобия модели и
основного изделияL что необходимо для уточнения аэродинамических
характеристикL полученных в результата продувок в аэродинамических трубах.
Один из важных критериев
соблюдение равенства чисел Рейнольдса в
зависимости
от чисел
при заданном угле атаки
Ставится задача выбрать
программу изменения угла крена моделиL при реализации которой получим
минимальное отклонение чисел Рейнольдса в зависимости от числа
для
траекторий модели и основного изделия
Нарушение критери
я подобия может быть причиной отклонений
характеристикL полученных при обработке результатов лётных экспериментовL
от их расчётных значений. Этот факт свидетельствует о важности поставленной
работы.
При уменьшении размера модели для достижения равенства чи
сел
Рейнольдса необходимо снижать её в более плотные слои атмосферы с целью
получения большего значения плотности атмосферы. РазумеетсяL это приведёт к
увеличению скоростного напораL перегрузки и температуры на поверхности
модели.
Можно использовать общепр
инятые подходы к решению подобных задач
путём минимизации квадратичного функционала. Такой подход не совсем
пригоден для определения угла крена в реальном масштабе времени при
проведении лётных испытаний. ПоэтомуL с учётом особенностей траектории
сниженияL
рассматривается другое решение.
В основу алгоритма положена зависимость угла крена от числа Рейнольдса и
скорости изменения траекторного угла. Принимая во внимание малую
продолжительность полётаL следует в первую очередь воспользоваться
зависимостью трае
кторного угла от угла крена. При таком подходе выбирается не
траекторияL которая проходит через заранее выбранные точкиL а находится
требуемое расчётное значение угла кренаL необходимое для реализации
траектории моделиL при полёте по которой выполняется ус
ловие равенства чисел
Рейнольдса модели и натурного изделия.
При использовании предложенного алгоритма отклонения по числам
Рейнольдса
не превышают 10E на всей траектории. Такой алгоритм может быть
использован при обработке в реальном масштабе времени резу
льтатов ЛИ.
The HVA
model roll angle control signal definition method for Reynolds
number aerodynamic identity checking on HVA
model flight trajectory at angle
of attack and Mach number which similar the HVA
Lovickiy L.L.
, Sadrtdinov
V.D.
Flight Research Institute, Zhukovsky
The important problem for high
speed atmosphere descend HVA model flight
testing is HVA
model and HVA likeness criteria execution for aerodynamic
characteristic verification elaborated with
wind tunnel aerodynamic experiment. One
of important criteria is Reynolds number identity justification depending on Mach
numbers with given angle of attack. Reynolds number likeness is defied by inertia and
50 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;viscosity force ratio. The problem to be solved
is choosing HVA
model roll angle
program. Under the program realization HVA and HVA
model Reynolds number
minimal deviations depending HVA and HVA
model trajectory Mach number.
Generally it is impossible to verify Reynolds number criterion and putting HVA
model at given landing point simultaneously. The Reynolds number criterion violation
51 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В качестве свёртки критериев весовой и аэродинамической эффективности
используется взлётная масса самолётаL рассчитываемая на основе уравнения
существования самолёта.
В рамк
ах принятой методики полагаетсяL что величина массы конструкции
фюзеляжа в основном зависит от массы перевозимых грузовL а также от формыL
конфигурации и размеров грузовой кабины. Таким образомL задача оптимизации
облика самолёта сводится к выбору рационал
ьного сочетания геометрических
характеристик его несущей системы. Согласно рассматриваемой методикеL
масса фюзеляжа выступает в абсолютном виде и записывается в уравнение
существование самолёта в числитель. В работе рассматривается способ оценки
массы груз
овых кабин транспортных самолётов на основе прототипа с учётом
изменения величины максимальной полезной нагрузки.
Величина относительной массы крылаL входящая в целевую функциюL
рассчитывается с помощью нового безразмерного критерия
коэффициента
силовог
о фактора
. Рациональное распределение материала внутри крыла
получено с помощью алгоритма топологической оптимизацииL базирующегося
на модели тела переменной плотности. Оценка аэродинамического качества и
расчёт циркуляции по крылу проведены с применени
ем методов
вычислительной аэродинамики.
Приведена демонстрационная задача определения наивыгоднейшего
сочетания геометрических характеристик (удлинения
и сужения
) крыла
грузового самолёта.
Formation of the Freight Carrier Shape
on the Basis of the Mod
ified Equation of Plane Existence
Komarov V.A.
, Lukyanov O.E.
Samara University, Samara
The aim of the work is to develop methods of choice of rational geometrical
52 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Ck. Efficient distribution of the material inside the wing was obtained by topology
optimization algorithm based on the model of the body of variable den
sity. Estimation
of aerodynamic quality and the calculation of circulation on the wing were carried out
using methods of computational aerodynamics.
The authors show the demo task of determining the most advantageous
53 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Air traffic is one of most important transport types and it is rapidly deve
loping all
over the world. One of its main advantages is high speed of transporting passengers
and cargo. Primary research data of GosNIIGA and Eurocontrol show that in 2013
amount of air traffic passengers twice exceeded the amount of railway traffic
pass
engers. Load increasing for air traffic induces us to pay more attention to airspace
conflict avoidance problem.
Air traffic collision is classified as a catastrophic event and according to official
documents its probability level should not exceed level P
=10
per one flight hour.
Therefore the methods used for potential airspace conflict detection and resolution
should have maximum efficiency level.
Two opposite approaches exist for solving the problem of midair collisions: central
conflict management prov
ided by air traffic controller and so called decentralized
conflict resolution which devolves the responsibility on board. Due to high
responsibility level and airspace density onboard conflict resolution is practically
never used and the only certified sy
stem capable of resolving conflicts is TCAS,
which is demanded to be installed on every big (more than 15 passengers or above
certain mass) civil aircraft. But it only starts to resolve a conflict if there was air traffic
controller or aircraft navigation
system mistake and TCAS is the last option to prevent
a collision. Currently there is a new fast developing technology of automatic
depending surveillance (ADS) which provides more actual and full information for
different kinds of airspace users. Therefor
e we become an ability to use decentralized
54 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;задач. Применение линейных вихревых и дисковых моделей не отражает в
достаточной мере реальные процессы формирования нелинейного вихревого
следаL а также аэродинамическую интерференцию винтов.
На ка
федре «Проектирование вертолетов» МАИ разработана нелинейная
лопастная вихревая модель винта вертолета с учетом диффузии вихрейL
позволяющая рассчитывать аэродинамические характеристики как одиночных
винтовL так и их комбинаций с учетом интерференции на ра
зличных режимах
работыL в том числе в случаяхL когда вихревой след существенно нелинеен.
Созданный на базе модели программный комплекс (ПК) позволяет с
применением современных персональных компьютеров за приемлемое время
моделировать прикладные задачи аэро
динамики винтов и предоставляет
широкие возможности для графической визуализации изучаемых процессов и
анализа полученных данных.
На базе ПК проведено моделирование отдельных режимов работы винтов
конвертопланаL в том числе на особых режимах. Рассмотрены р
ежимы
висенияL
висения вблизи поверхностиL висения с боковым вееромL авторотацииL
вихревого кольца. Рассмотренные примеры показывают перспективность
широкие возможности разработанной модели
в задачах моделирования и
исследования аэродинамики несущей сист
емы конвертоплана.
Possibilities of aerodynamic modelling for special working regimes of
convertiplane’s rotors on the base of non
linear blade vortex model
Ignatkin Y.M.
, Makeev P.V.
, Shomov A.I.
MAI, Moscow
Convertiplane (tiltrotor) nowadays becomes realization of one of perspective
conceptions of high
speed rotary
wing aircraft of vertical takeoff and landing, able to
reach flight speeds more than 500 km/h. Tilt rotors of convertiplane are t
radeoff in
helicopter main rotor and plane propeller.
Convertiplane modelling involves scientific problem
solving connected with
55 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; Software package has been used to simulate some of the modes of converti
plane's
rotors, including special regimes. There have been considered hovering, hovering near
the surface, hovering with a crosswind, autorotation, vortex ring state mode.
These
cases demonstrate perspectives and high abilities of created model in tasks of
modelling and aerodynamic researches of convertiplane rotors.
Посадка самолёта по информации спутниковой навигационной системы
Маркелов В.В.
Гурьянов А.В.
L Шукалов А.В.
Жаринов И.О.
Костишин М.О.
ОКБ «Электроавтоматика»L ИТМОL г. Санкт
Петербург
Рассматривается реализация режима посадки по информации спутниковой
навигационной системы (СНС)L интегрированной с бортовой инерциальной
навигационной сис
темойL при отсутствии или недостоверности сигналов
посадочных радиосистем.
Особенностью режима Посадка по СНС является имитация в полном объёме
сигналов
посадочных радиосистемL в частностиL определение расчётных
разностей глубины модуляции (РГМ) виртуальн
ых курсового и глиссадного
радиомаяковL заданной координатами порогов и выбранной для посадкиL
взлётно
посадочной полосы (ВПП).
Используемый подход позволяет сохранить принятую логику и принципы
индикацииL реализуемые в штатном посадочном режиме
L а также
обеспечить
плавность отключения режима посадки по СНС при появлении достоверных
сигналов посадочных радиосистем.
Формирование расчётных значений РГМ виртуального курсового и
глиссадного радиомаяковL выводимых на индикацию в виде курсо
глиссадных
планокL и
используемых для формирования как директорных сигналовL так и
сигналовL передаваемых в автоматизированную систему управленияL
осуществляется в зависимости от рассчитанных значений отклонения от курса и
заданной глиссады выбранной ВПП.
При этом для расчёт
а используются корректированные по СНС координаты
местоположения самолёта относительно ВПП и относительная барометрическая
высота.
Использование режима посадки по СНС ограничивается жёстким
параметрическом контролем измеряемых и вычисляемых параметров.
иведены результаты отработки режима посадки по СНС в
экспериментальном полётеL включающие в себя сравнение расчётных значений
РГМ по курсовому и глиссадному каналамL определённых в режиме посадки по
СНСL и значенийL полученных непосредственно с использован
ием
радиотехнических средств посадки.
Оценены предварительные точностные характеристики режима посадки по
СНС и представлены рекомендации к выполнению данного режимаL
позволяющие осуществлять заход на посадку по первой категории.
The aircraft landing mode
research according to the data received from the
satellite internal navigation system
Markelov V.V.
Gurjanov A.V.
, Shukalov A.V.
Zharinov I.O.
Kostishin M.O.
EDB
Electroavtomatika
56 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The landing mode implementation according to the information received from the
satellite navigation system integrated with the inertial navigation system on board is
being studied when the ra
dio landing system signal is incorrect or absent.
The specific point in the satellite navigation system landing mode is to ensure the
full imitation of the radio landing system signals
particularly to calculate
the
difference in depth of modulation of the
virtual localizer and glide slope beacon
assigned with the threshold coordinates and the runway selected for landing.
This approach allows to preserve the accepted logic and the way of indication
which is implemented in the normal landing mode
and also it
enables to switch off the
satellite navigation system landing mode smoothly when the correct radio landing
signals are appeared.
The formation of the calculated values of the difference in depth of the virtual
localizer and glide slope beacon modulations
which are to be indicated as a localizer
glide slope bar that can be used to create director signals and also signals which are
transmitted to the automatic control system must be done according to the calculated
values of deviation from the course and th
e assigned glide path of the selected runway.
To calculate those values of the aircraft position coordinates corrected with the
satellite navigation system according to the runway position and the relative
barometric altitude must be used.
The satellite n
avigation system landing mode implementation is restricted to the
x
x
m
m
ˆ
ˆ
y
y
m
m
ˆ
ˆ
Здесь первые слагаемые в правой части равенств соответствуют крылу без
законцовок. Заменой этими величинами соответствующих величин для самолета
с крылом б
ез законцовокL получено дифференциальное уравнение бокового
колебания самолета по углу скольжения. Записано общее решение этого
уравнения.
57 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;ПоказаноL что в случае установившегося бокового колебания наличие
законцовок крыла приводит к увеличению частоту кол
ебаний и коэффициента
затухания амплитуды по сравнению с крылом без законцовок.
Даже в случаеL если самолет с крылом без законцовок нейтрален к боковой
устойчивости
x
m
за счет законцовок крыла самолет совершает
боковые устойчивые колебания с частотойL опре
деляемый производными
моментов крена и рысканияL созданные законцовками.
Рассмотрены переднее и заднее расположения центров давлений законцовок
относительно координатной плоскостиL проходящей через поперечной и
нормальной осей.
Топливная эффективность ДМС
на криогенном топливе с распредел
нной
силовой установкой
Бузулук В.И.
L Васильев Р.П.
L Гуревич Б.И.
L Михал
в С.М.
L Титоренко Л.П.
ЦАГИL г. Жуковски
Объектом исследования является дальний магистральный самолет на
криогенном топливе.
Цель работы: формирование облика и оценка характеристикL в том числе
топливной эффективностиL дальнего магистрального самолета (ДМС) с
распределенной силовой установкой (
РСУ) на водородном топливе
Метод исследования основан на анализе отечественного и мирового опыта по
внедрению криогенной авиационной техники и поиске рациональных
конфигураций и типов магистральных самолетов на криогенном топливе.
Проведено сравнение геом
етрическихL весовыхL аэродинамических и летно
технических характеристик ДМС на водородном и керосиновом топливеL
основанное как на инженерных расчетах с использованием разработанного в
ЦАГИ программного комплексаL так и на программах моделирования САПР и
асчета динамики жидкости (
AnsysCFX
Рассматриваемый ДМС
низкоплан с Т
образным оперением.
Распределенная
силовая установка представляет собой два перспективных ТРД и винтовой
движительL установленный в хвостовой части фюзеляжаL
частично
компенсирующийуве
личенное аэродинамическое сопротивление фюзеляжа
водородного самолета
В качестве хвостового движителя выбран соосный винтL
обеспечивающий наилучшие показатели в крейсерском полете.
Предварительные расчеты вариантаL когда маршевые двигатели расположены
по б
окам хвостовой части фюзеляжаL показали важность учета влияния пилонов
силовой установки вблизи винта: нестационарная картина обтекания (по давлению
и скорости) ведет к
уменьшению к.п.д. винта
вентилятора и может сократить его
ресурс. В связи с чемL решено
перенести ТРД под крыло самолетаL и использовать
вместо системы передаточных валов электрическую систему передачи необходимой
мощности для вращения винта
вентилятора. При этом показана более равномерная
картина обтекания винтаL и как следствие увеличение
к.п.д. винта
вентилятора и его
ресурса в сравнении с вариантомL когда
двигатели расположены по бокам
хвостовой части фюзеляжа
Результаты работы: сформированы два варианты ДМСL отличающиеся уровнем
технологий. ПоказаноL что переход от самолета существующег
о уровня на
58 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;керосиновом топливе к перспективному самолету на водородном топливе с РСУ
приводит к сокращению массы топлива на 65E при постоянной коммерческой
нагрузке. ПоказаноL что применение РСУ позволяет снизить расход топлива на
величину до 1RE по сравн
ению с вариантомL когда винт
вентилятор не
установлен.
Fuel efficiency of wide
body airplane on cryogenic fuel with distributed power
plant
Buzuluk V.I.
, Gurevich B.I.
, Mikhalev S.M.
, Titoren
ko L.P.
, Vasilyev R.P.
TsAGI, Zhukovskiy
Cryogenic fuel, long
haul wide
haul airplane with different
technological advance score
s. It is shown that cryogenic (hydrogen) airplane with
distributed power plant would permit to decrease fuel weight by 65% in comparison
with long
haul airplane based on the existing technology at constant payload. Also it is
shown that the use of distribu
ted power plant canreduce fuel consumption by 12% as
comparedto the option without propeller.
Использование изображений объектов для анализа параметров
воздушной среды в окрестности движущихся объектов
Картуков А.В.
L Меркишин Г.В.
L Назаров А.Н.
L Никитин Д.
МАИL
Москва
Движение различных объектов (автомобильL самолетL вертолет)
сопровождается их взаимодействием с воздушной средой. Аэродинамические
раметры объекта весьма важны для расчета его скоростных характеристик и
59 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;определения возможностей их улучшения. Обычно измерения
аэродинамических характеристик проводят в аэродинамических трубахL
используя уменьшенные модели объектов. Аэродинамическая труба
имеет
довольно большую и сложную конструкциюL требующую
высококвалифицированного обслуживания.
Ниже рассматривается возможность использования для указанной цели
изображений предметовL находящихся на заднем плане сценыL содержащей
движущийся объект. В пер
вом эксперименте на обочине автомобильной дороги
(МоскваL ул. Царева) устанавливался вертикально стерженьL высотой R м и
диаметром R см.
С другой стороны шоссе проводилась видеосъемка. При
проезде автомобиля около стержня его изображение искажалось. В обла
сти
ламинарного течения (в верхней части стержня) изображение трансформируется
и приобретает наклонный участок. Нижняя часть стержня не изменяет формыL
но и изображение ее размываетсяL становится нерезкимL что объясняется
действием турбулентности потока. Т
аким образомL анализируя искажения
изображения стержняL можно найти границу ламинарного и турбулентного
потоков.
Проведено также исследование изображения вертолетаL зависшего над
трибуной стадиона. Можно выделить ламинарные и турбулентные участки
воздушной
средыL что позволит находить опасные и критические положения
вертолета при сложном рельефе подстилающей поверхности.
Using image objects for analysis parameters air Wednesday in the vicinity of
moving objects
Kartukov A.V.
, Merkisin
G.V.
, Nazarov A.N.
, Nikitin D.
MAI, Moscow
The movement of various objects (car, plane, helicopter) accompanied by their
interaction with air Wednesday. Aerodynamic objec
60 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Онушкин Ю.П.
L Сизов Д.А.
L Островой А.В.
НПП «Стрела»L ЦНТУ «Динамика»L г. Жуковский
Любое полетное задание
это связка маневровL и к его выполнению летчику
необходимо тщательно готовиться. На наш взглядL в предполетной подготовке
следует выделить два этапа.
На первом этапе летчик должен выполнить виртуальный полет
использованием персонального компьютера и пр
едлагаемой авторами
математической модели (компьютерный тренаж). При этом он должен оценить
влияние на выполнение полетного задания эксплуатационных факторовL
осмыслить физическую сущность летных ограниченийL проверить поведение
вертолета в особых случаях
(это является психологической подготовкой к
возможному отказу).
На втором этапе выполняется тренажная подготовкаL направленная на
сохранение или восстановление навыков пилотирования.
Далее осуществляется непосредственно полетное заданиеL при выполнении
оторого летчик с той или иной степенью точности выдерживает полученные на
первом этапе параметры полета.
Рассмотрим первый этап более подробно. Предлагаемая математическая
модель представляет собой синтез двух подходов.
На скоростях менее 50 кмOч
решается
втор
задач
динамики свободного твердого тела
. При этом
лавенствующую роль в формировании траектории полета играют
отклонения
тяги НВ
в продольной и поперечной плоскостяхL которые
определяются не
только управляющими воздействиями летчикаL но и дополнит
ельными заваламиL
возникающими в результате аэродинамического демпфирования и воздействия
гироскопических моментов.
Пользуясь первой модельюL можно смоделировать
критический режимL характерный для вертолетов одновинтовой схемыL а именно
самопроизвольное ле
вое вращениеL которое по сути вполне подходит под
определение штопора. На скоростях более 50 кмOч используется метод энергий.
Пользуясь вторым подходомL можно определить располагаемую
тангенциальную перегрузку вертолета как функцию скорости и
резервируемой
нормальной скоростной перегрузкиL что позволяет в
дальнейшем моделировать
любые маневрыL а также их связки.
Введение в процесс предполетной подготовки летного состава
компьютерного тренажа позволит экономить ресурс техники и расход горючего
на стадии уче
бной подготовки летчиков и увеличить профессионализм летного
состава в боевых подразделениях.
A conceptual approach to helicopter flight modeling
Onushkin Yu.P.
, Sizov D.A.
, Ostrovoi A.V.
PE
Strela
, CSTS
Dinamika
, Zhukovsky
Any flight route may be considered as a sequence of manoeuvres, and this sequence
has to be thoroughly prepared.
It seems useful to divide pre
flight preparation into two
stages.
61 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;At the first stage, the pilot has to
perform a virtual flight using a PC and a
mathematical model suggested by the authors (computer training). This allows him to
estimate the influence of the factors affecting the performance of the helicopter. Also,
a virtual flight allows to check the beha
vior of the aircraft in case of emergency. This
checking is an important part of psychological preparation for possible failures. The
second stage is the flight simulator training, which aims to keep the pilot skills fresh.
Then follows the flight itself,
during which the pilot maintains (with a certain
62 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;летательного аппарата. Этот факт приводит к необходимости
многокритериальной оптимизации несущих поверхностей аппарата.
В работе предложена методология оптимизации крыла с закрылком
(флэппероном)L исходя из спец
ифики проектирования беспилотных летательных
аппаратов. Рассмотрены различные расчетные случаи и получен ряд новых
аэродинамических профилей для их дальнейшего применения на
механизированном крыле. На основе результатов оптимизации рассмотрены
вопросы прое
ктирования механизации в конструкции беспилотника. Проведены
расчеты механизированного крыла с использованием различных
аэродинамических моделей и произведено их сравнение.
Design and optimization of wing with flap for an unmanned aerial vehicle
Parkhaev
E.S.
, Semenchikov N.V.
MAI, Moscow
In nowadays, unmanned aviation is experiencing rapid growth. In 2020 of the
global UAV market double increase is predicted by the most of unassuming forecasts.
It is marked a
significant expansion of their areas of application: military intelligence,
border control, cartography, geodesy, determining the weather, relaying signals, low
weight freight transportation. Development of such class of vehicles opens up new
possibilitie
s for working in extreme conditions of human life, for example, when
operating in the conditions of the Far North, which is especially important for Russia.
A lot of countries are already being developed airworthiness standards, which, of
course, contribut
es to the development of this type of aircraft.
It is obvious that the highest requirements are claimed to their flight characteristics,
such as duration, distance and speed of flight. They can be largely improved by only
improving the aerodynamic shape of
an unmanned aerial vehicle. It is worth to notice
that the aerodynamics of small vehicles has unique features which are not typical for
large aircraft; in particular, flow around airfoil occurs with appearance of such
phenomena as laminar separation bubbl
e. Its position depends on various flight
63 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;технической одновременно наблюдается нарастание организационной
сложности управления процессами разработки и изготовления авиационной
техники. Указанные проблемы постепенно привели к осознанию необходимости
рассмотрения
сложных технических изделий с точки зрения системного
подхода. Конструкция самолета не была исключением. С появлением новых
технологий после второй мировой войны самолет начал рассматриваться как
система. К концу ХХ века окончательно формируется понятие жи
зненного
цикла изделия и широко применяется на практике. С развитием компьютерной
техники и появлением индустрии информационных технологий стали
появляться разнообразные практики управления жизненным циклом (ЖЦ)
изделийL построенные на базе сложных програм
мных комплексов. Для
управления жизненным циклом сложных технических систем в условиях
многообразия методов и практик применяетсяL кроме всех прочихL системный
подход и построенная на его основе инженерно
управленческая дисциплина
«системный инжиниринг».
Ввиду известных причинL в нашей стране в 90
е годы были прерваны многие
процессы управления жизненным циклом сложных авиационно
технических
системL что привело к большому количеству проблем на разных стадиях ЖЦ
практически всех самолетов. Существенно постр
адали комплексыL находящиеся
в эксплуатации. Бесконтрольное производство и закупка запасных частейL
ремонт без соблюдения соответствующих регламентов и инструкций. Все это
привело и подобные причины привели к несоответствию нормам летной
годности большого
парка самолетов различных типовL как военногоL так и
гражданского назначения. Кроме тогоL из
за масштабного сокращения штатов
конструкторских бюро и авиационных заводов произошла частичная потеря
конструкторско
технологической документации. Управление ЖЦ и
зделия
подразумевает всесторонний контрольL в первую очередьL со стороны
производителя за всеми этапами разработкиL производства и эксплуатации
авиационной техники. Однако описанные выше проблемы привели к
существенным трудностям системного характера при п
риведении в соответствие
нормативным требованиям находящихся в эксплуатации авиационных
комплексовL а также производства новых экземпляров того же типа.
В своем докладе авторы предпринимают попытку провести анализ причин и
возможных способов решения описа
нных проблем.
On the system lifecycle management problems of complex aircraft systems
Belov M.V
, Petrov I.A.
, Slezkin D.V.
MAI, Moscow
The global trend of the second half of the twentieth
the be
ginning of the twenty
first centuries, the development of sophisticated aviation
technical complexes
demonstrates the significant increase in the complexity of designs. Increasing
complexity is a major problem, since it leads to increased downside risks to
the
preparation of products reliability. In addition to increasing technical at the same time
there is an increase of organizational complexity of process control design and
manufacture of aircraft. These problems gradually led to the realization of the n
eed to
address complex technical products with a systems perspective. The design of the
aircraft was no exception. With the plane began to be considered as a system of new
64 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;technologies after World War II. By the end of the twentieth century is finally form
ed
the concept of product life cycle and is widely used in practice. With the development
of computer technology and the advent of information technology industry began to
65 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;максимально возможную даль
ностьL и подсистемуL отвечающую БПК ЛАL в
заданную точку.
Спроектирована система наведения БПК ЛА на цель. Система наведенияL в
отличие от используемых в действующих в настоящие время образцахL состоит
из двух подсистем отвечающих за: планирование БПК ЛА н
а максимальную
дальность на первом этапе полета и наведение непосредственно на точку цели
на второмL заключительном этапе полета.
The ballistic performance and control of unmanned gliding winged aircraft
study
Grumondz V.T.
, Polishchu
k M.A.
, Polishchuk M.V.
MAI, Moscow
The problems of dynamics and control UGWA cruciate schemes under autonomous
flight, studied the effect of lengthening the wing in the flight performance. The
structure of U
GWA aircraft control system is developed. A comparative analysis:
ballistic flight range of different UGWA configurations.
light range of
UGWAs of differen
t configurations in the working
conditions
of the proposed structure of the control system.
Using a
mathematical model to simulate (initial altitude
peed mode H = 3000 m, V
= 200 m/
s,
) the start UGWA aircraft with fixed zero deflection of control
surfaces. The two stabilization system structure developed:
overloads stabilization UGWA system
tab
ilization of the angular position of the UGWA
Guidance system
generates control signals to stabilize the system to perform a
particular task. To increase the efficiency of UGWA is needed to maximize the range
of its autonomous flight. In this case there i
s also the need for accurate delivery of the
payload to a predetermined point. To perform these two tasks at the same time the
proposed divided UGWA guidance system to a subsystem, is responsible for planning
autonomous flight to the greatest possible dist
66 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;планирования траектории движения при изменении исходных данных в полете;
гипервекторного ранжирования варианто
в траектории движения и
многокритериального выбора эффективного.
В основу методики обоснования требований к бортовым средствам
планирования траектории положена композиция известных методов
номенклатурного нормирования и многокритериального ранжирования сло
жных
техническим системам и объектамL которые позволяют: сформулировать цель и
множество подцелей создания (модернизации) бортовых средств планирования
траектории; формализовать и согласовать процедуры формирования множеств
количественных и качественных ча
стей требований по назначению средств
планирования траектории движения вертолета; осуществить декомпозицию
требований к пилотажно
навигационному комплексу вертолета к требованиям
по назначению бортовых программных и аппаратных средств
баллистиконавигационн
ого обеспечения; выполнить переход от требований по
назначению к функциям средств планирования траекторииL от функций
к
критериям принятия решений при определении эффективных вариантов
реализации пилотажно
навигационного комплекса и построения траектории
движения вертолета в зависимости от условий внешней среды и
противодействия противника.
Планирование траектории движения беспилотного вертолета выполняется с
использованием модифицированного метода интегральных преобразований
Лапласа. Ранжирование вариант
ов траектории движения и выбор эффективного
выполняется с учетом условий внешней среды и противодействия противника.
Новизна методического аппарата в сокращении времени построения
вариантов траектории штатными средствами бортовых систем управления более
м в пять раза за счет одновременного расчета
вариантов траектории
движения вертолетаL где
порядок математической модели летательного
аппарата с учетом внешних возмущений.
A method for small unmanned helicopter flight path planning
Popov A.N
, Grigorus E.N
67 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;requirements to the helicopter flight and navigation system to the requirements to the
purpose of the aircraft navigation and ballistic support software and hardware;
transition from the requirements to the purpose to the functions of flight path pl
anning
tools, transition from the functions to the decision criteria during the identification
process of effective variants on flight and navigation implementation and calculation
of the helicopter flight path, considering the environment and enemy counte
rmeasures.
An unmanned helicopter flight path is planned using Laplace integral
transformation modified method. Flight path variants ranking and the effective variant
selection is performed considering the environment and enemy countermeasures.
The novelt
y of the method is that the time for flight path calculation using normal
aircraft control systems facilities is reduced by more than 5 times due to simultaneous
calculation of helicopter flight path
variants, where
is the order of the aircraft
mathema
tical model including external disturbance.
Беспилотный гидросамолет для сельского хозяйства
Богданов А.В.
L Вакульчук В.И.
L Прудник Д.О.
МАИL г. Москва
Количество озерL рек и подобных водое
мов в нашей стране очень велико. В
связи с этим нельзя пренебрегать возможностью использования водных
ресурсов для решения различного рода задач. Одной из таких задач является
развитие в нашей стране сельского хозяйстваL которое невозможно без
применения л
етательных аппаратовL в особенности беспилотных (далее БПЛА).
Данная отрасль сейчас широко развивается во всем миреL включая Российскую
Федерацию. НоL к сожалениюL техническое и технологическое развитие в нашей
стране не позволяет строить для каждой группи
ровки БПЛА собственные
взлетные полосы и пункты обслуживанияL что перекладывает решение данных
вопросов на потенциальных покупателей этой техники.
Именно поэтому было решено создать беспилотный гидросамолет с
возможностью взлета и посадки с водной поверхно
сти. Наша страна является
мировым лидером в проектировании и производстве гидросамолетов (напримерL
R00ЧС)L поэтомуL используя опыт наработок в данной областиL вполне
реально создать такой аппарат.
На данный момент создано несколько аэрогидродинамически
х схем данного
аппарата. Во всех схемах посадка на воду и взлет с нее осуществляется при
помощи поплавковL подвешенных на крыльяхL и специально профилированного
фюзеляжа для меньшего гидродинамического сопротивления. Схемы
отличаются лишь расположением орг
анов управленияL а также
местонахождением двигательной установки.
Дальнейшие численные и экспериментальные расчеты должны выявить
оптимальную схему для решения задач взлета и посадки с водной поверхностиL
а также мониторинга сельскохозяйственных угодий в р
азных уголках нашей
страны (преимущественноL Юг России). Помимо всего прочегоL ограничением
на решение поставленной задачи являются определенные нашим коллективом
тактико
технические требования на данный аппаратL которые можно наблюдать
ниже:
Мас
не бо
лее 10
Размах крыльев
не более RL5 м
68 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• Время полета
не менее 1R0
мин
Именно эти требованияL которые были выявлены после анализа продукции
конкурентовL являются оптимальными для удовлетворительных результатов
мониторинговых работ.
The unmanned seap
lane for agriculture
Bogdanov А.V.
, Vakulchuk V.I.
, Prudnik D.O.
MAI, Moscow
The amount of lakes, rivers and same objects in Russia is impossibly big. So, it is
rather strange not to use thi
s ability for solving some important problems. One of such
problem is development of agriculture in our country, which cannot be solved without
using of unmanned aircrafts. Now, this field is highly developing around the world,
including Russian Federation
. Unfortunately, technologies in our country are not on
high level, what mean, that we cannot build runway and special service areas for each
groups of unmanned aircrafts. So, this problem must be solved by customer.
That’s why we decided to design a new u
nnamed aircraft, which can land on water
surface itself. Russia is international leader in designing such aircrafts (as example,
200). So, using this theory we can design our own unmanned hydrocraft.
Today our collective has some of hydro
aerodynamics s
chemes. In each schemes
takeoff and landing accomplishes by using floats and special boat’s fuselage, which
reduces hydrodynamics resistance. The difference is only in site of ailerons and other
control surfaces.
Further numerical calculations and experime
nts will give us the best scheme for
using in agriculture monitoring. Restriction for solving is technical demands that we
collect by analyzing same products of rival:
Mass
less than 10
Wing
span
less than 250
Flying time
120
min
Аэродинамич
еские характеристики морфного профиля крылаL
изгибаемого за сч
т одностороннего натяжения обшивки
Гришанина Т.В.
L Русских Н.М.
МАИL г. Москва
В приложении к крыльям большого удлинения для сверхлегких
неманевренны
х беспилотных самолетов рассматривается задача управления
аэродинамическими характеристиками морфного профиля крыла.
Крыло состоит из тонкостенного лонжерона с однозамкнутым контуром
поперечного сеченияL образующего носовую несущую часть крылаL к которой
присоединена упругая консольная пластинаL покрытая профилированными
слоями пенопласта и соединенная упругими ребрами
(для эксцентриситета) с
верхней и нижней обшивкой. При натяжении верхней обшивки вдоль профиля
нижняя обшивка ослабляется (выключается)L и
задняя часть профиля изгибается
вверх. Аналогичным образом осуществляется изгиб профиля вниз.
Аэродинамическая нагрузка на изогнутый профиль определяется на
основании точного решения плоской задачи дозвукового обтекания. Далее
решается задача аэроупругости
рассматриваемого статически неопределимого
69 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;составного профиля при его изгибе под действием аэродинамической нагрузкиL
обусловленном изгибом пластины и соединенных с ней упругих реберL а также
односторонним растяжением обшивки между ребрами.
Рассмотрен при
мер расчета. Приведены зависимости изгиба профиля
(прогиба и изгибающего момента)L распределение по его хорде
аэродинамической нагрузкиL а также интегральных характеристик профиля от
управляющего перемещения края обшивкиL примыкающего к лонжерону.
Показана
эффективность предложенного способа управления
аэродинамическими характеристиками крыла без элеронов.
Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (код проекта 15
04786).
Aerodynamic characteristics of
morphing airfoil bending due to unilateral
ten
sion of the skin
Grishanina T.V.
, Russkikh N.M.
MAI, Moscow
In application to the wings of high aspect ratio for lightweight unmaneuverable
unmanned aircrafts the problem of controlling the aerodynamic characte
ristics of the
morphing airfoil is considered.
The wing consists of thin
walled spar with single
closed cross
section contour
forming a carrying leading edge which the elastic consol plate covered with profiled
layers of foam plastic and connected by elast
ic ribs with upper and lower skins is
joined to. With the tension of upper skin along the airfoil the lower skin weakens
(turns off), and the trailing edge of the foil bends up. The down bending performs in
the same way.
The aerodynamic strain on the bende
d airfoil is established according to the exact
solution of the flat issue of subsonic flow. Then there is solved an issue of
aeroelasticity of considered statically uncertain complex airfoil during its bending
under the aerodynamic load due to the bending
of the plated and connected with it
elastic ribs and unilateral tension of the skin between ribs.
An example of calculation is considered. The addictions of the foil`s bend
(deflection and moment of flexion), distribution of aerodynamic load along its cho
rd
and integral characteristics of airfoil from skin`s edge control motion joined to the
spar, are given.
The efficiency of suggested way to control the wing aerodynamic characteristics
without an aileron is shown.
The work is executed at financial suppor
t of RFBR (project code 15
04786).
Основные тенденции развития систем кондиционирования воздуха
перспективных летательных аппаратов
Савельев Р.С.
L Смагин Д.И.
L Стрелец Д.Ю.
МАИL г. Москва
иационные системы кондиционирования воздуха (СКВ) предназначены для
создания в объеме гермокабины нормируемых параметров воздуха (давлениеL
температураL относительная влажностьL скорость движения воздуха)L
обеспечивающих комфортные условия для экипажа и па
ссажиров в полете и на
70 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;землеL а так же необходимые тепловые режимы работы бортового оборудования.
Работа такой системы требует наличия на борту самолета источника сжатого
воздуха. В СКВ большинства современных самолетов таким источником
является компрессор
маршевого двигателя.
Наиболее перспективным направлением развития СКВ в данный момент
считается отказ от
подсистемы отбора воздуха от двигателяL чтоL в свою
очередьL требует выбора иного источника сжатого воздуха. Такими источниками
должны стать электропр
иводные компрессоры (независимые нагнетатели)L
которые полностью обеспечат потребности системы в сжатом воздухе через
специальные воздухозаборники.
Исключение отбора сжатого воздуха от компрессоров двигателей приводит к
более эффективной работе двигателей
за счёт снижения потребляемой
мощности на уровне всего самолёта. Прогнозируемое уменьшение потребления
топливаL в условиях рейсаL находится в диапазоне от R до S E для больших
транспортных самолетов. Для самолетов меньших размерностей достижимый
эффект ум
еньшается пропорционально размерности.
В качестве альтернативы турбохолодильным агрегатам конфигурация СКВ
без отбора воздуха от двигателей позволяет использовать подсистемы
охлаждения воздухаL основанные на парокомпрессионном цикле.
Термодинамический КПД
подсистем охлаждения с парокомпрессионным
циклом существенно вышеL чем у систем с турбохолодильными машинамиL
вследствие чего суммарное потребление энергии системы с электроприводным
компрессором промежуточного теплоносителя и электроприводным
независимым
нагнетателем ниже.
Вариант СКВ без отбора воздуха от двигателя и с парокомпрессионным
циклом охлаждения может быть реализован в проектах как вновь создаваемых
самолетовL так и находящихся в эксплуатации в настоящее времяL
при условии
реализации конфигураци
и бортовой системы электроснабженияL
обеспечивающей заданный уровень энергопотребления. В данный момент в
МАИ ведутся исследования по формированию облика комплекса бортовых
системL а так же проработка вариантов СКВ без отбора воздуха от двигателей
для перс
пективных самолетов различной размерности.
Main tendencies of development of air conditioning systems
of perspective aircraft
Savelyev R.S.
, Smagin D.I.
, Strelets D.Yu.
MAI, Moscow
The avia
tion air conditioning system (ACS) are intended for creation in volume of a
71 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;superchargers) which completely will provide the needs of system for compre
ssed air
72 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;которых фотограмметрическими методами получ
ают цифровые модели
местности.
На втором этапе предпринята попытка определить рациональные размерности
БЛА для применения в сельском хозяйствеL геодезииL а также для мониторинга
площадных и линейных объектов.
Результатом выполненной работы является обоснов
ание выбранной
размерности для применения в рассматриваемых сферах.
Rational dimensions determination of unmanned aerial vehicles for civilian
applications
Samoilovsky A.A.
, Soloshenko V.N.
MAI, Moscow
Curre
ntly an intensive development of unmanned aerial system (UAS) increases
use of UAS in the civilian sphere. Especially it is in agriculture, geodesy and in the
monitoring sphere of areal and linear objects. These facts are result of real economic
benefits f
rom the use of the UAS. In this regard, relevant is the question of type and
rational dimension selection of unmanned aerial vehicles, functioning as part of
complex for solving a particular task or group of tasks.
The aim of this work is the rational dime
nsions determination of the UAV for
solving problems of agriculture, geodesy and in the monitoring of areal and linear
objects.
The first phase of the work is to study the specific UAV use in these fields. In
agriculture thanks UAVs is possible to get a sp
ectral image on the analysis of which
are created files with requirements to the specialized equipment, allowing to make
fertilizer or chemicals differentiated. The economic effect is achieved by reducing the
consumption of fertilizers and chemicals due to
their precision make in contrast with
traditionally homogenous.
In geodesy the use of UAV significantly reduces time and price of topographic
mapping. UAV equipped with surveying devices is able to obtain the precision centers
of photography in which phot
73 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;конструктивного исполнения из полимерных композиционных материалов
(ПКМ).
Для самолетов
100 изготав
ливаются и успешно эксплуатируются
элементы механизации из ПКМ (элероныL закрылкиL интерцепторыL рули
направления и высотыL носовой обтекатель и пр.) ЭлементыL изготавливаемые из
стеклопластика могут быть заменены на аналогичныеL изготовленные из
углепласт
ика.
В современных ближнемагистральных самолетах доля ПКМ составляет от R0
до 50 E веса планера. Применение ПКМ позволяет снизить вес отдельных
элементов планера на 10
15 E по сравнению с применением традиционных
материалов. В качестве базовых элементов д
ля оценки снижения массы
конструкции выбраны балки пола.
Каркас пола состоит из балок полаL подкосов и рельсов установки кресел.
Каждая балка опирается на два подкосаL размер между которымиL в том числеL
задается параметрами грузового отсека. Через балки
пола проходят
электрожгуты и коммуникации. Балки опираются на шпангоуты напрямую и
через подкосы. В месте установки грузовых дверей подкосы отсутствуютL что
требует усиления конструкции в этом месте. Балки и подкосы выполняются из
профилей из алюминиевого
сплава с локальными облегчениями. В районе
центроплана балки пола опираются непосредственно на конструкцию
центроплана.
В качестве замены металлических рассматриваются следующие варианты
балок пола из углепластика:
швеллерного сечения;
сетчатой конструкции
По результатам расчетов предложенного варианта балок швеллерного
сечения предполагаемая масса балки R.1 кг. Вес типовой балки из алюминиевого
сплава R.9T кг.
Балка сетчатой конструкции изготавливается методом непрерывной намотки.
Высота и длина балки соо
тветствуют существующей металлическойL при этомL
ее толщина существенно снижена при сохранении жесткости. По результатам
расчетов предложенного варианта балки сетчатой конструкции масса детали
составила 1.5 кгL что почти в R раза легче металлического вариа
нта.
74 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In today’s short
haul aircraft share of PCB is from 20 to 50% of the weight of the
airframe. Application PCB reduces the weight of the individual elements of the
airframe by 10
15% as compared with
the use of traditional materials. As the basic
elements for the evaluation of weight reduction design chosen floor beams.
Floor frame is made up of the floor beams, braces and rails installation seat. Each
beam rests on two strut, size, between which, in p
В беспилотных летательных аппаратах (БПЛА) мультироторного типа аппарат
снабжается не однимL а несколькими приводами (двигателями)L на рото
ре каждого
из которых закреплён винт. Разнесение приводов по периметру конструкции
аппарата позволяет повысить манёвренность и устойчивость положения аппарата
в воздухе. Кроме тогоL замена одного большого привода в центре конструкции на
несколько малыхL ра
змещённых на периферии с сохранением суммарной
мощностиL облегчает решение проблем балансировки
аппарата за счёт
рассредоточения массы по радиусу конструкции.
Тем не менее
такая схема обладает рядом недостатков. Главным является
снижение эффективности раб
оты несущего винта при уменьшении его диаметра.
Несколько винтов мультроторного варианта БПЛА с меньшим диаметром
работают с более низким кпдL чем эквивалентный им по тяге один винт большего
диаметра. Падение кпд винта сопровождается снижением грузоподъёмн
ости
аппарата и повышением энергопотребления. Кроме тогоL уменьшение диаметра
винтов вынуждает разработчиков мультроторных БПЛА повышать угловую
частоту их вращенияL что дополнительно снижает эффективность работы винтов
за счёт роста т.н. волновых потерь.
Перспективным направлением повышения эффективности винтомоторной
группы БПЛА может стать переход к конструкциям с меньшим количеством
роторов и большим диаметром винтов. Оптимальной будет конструкция с одним
винтом максимального диаметра. При этом для ура
вновешивания крутящего

момента на корпусе БПЛАL создаваемого вращающимся винтомL необходима
установка второго винта противоположного вращения. ДополнительноL винты
целесообразно наделить функциями ротора
привода. Под ротор
приводом в
данном случае будет по
ниматься винтL выполняющий одновременно функцию
ротора электропривода и ротора подшипника скольжения. Совмещение
нескольких функций выгодно с точки зрения функциональности и уменьшения
массы конструкции за счёт уменьшения количества деталей.
Исходя из изл
оженногоL наиболее эффективной конструкцией БПЛА может
стать аппарат с соосным расположением R
х ротор
приводовL вращающихся
внутри статора электродвигателя.
В качестве последнего целесообразно использовать линейный кольцевой
электромагнитный двигательL в
котором ротор (ротор
привод) снабжается
пластинами постоянных магнитовL а статор состоит из обмоток и магнитовL
равномерно расположенных по окружности кольца. Магниты ротор
приводаL
взаимодействуя с кольцевым магнитом статораL создают магнитный момент
вра
щения винта. В кольце приводаL с внутренней стороныL предлагается
выполнить две внутренние проточкиL по которым ротор
приводы скользят в них
как в подшипниках скольжения.
Unmanned aerial vehicle with a rotor
driven
Soletskiy V.V.
KnA
STU, Komsomolsk
Amur
The unmanned aerial vehicles (UAV) many rotary type apparatus provided with not
one, but several actuators (motors), the rotor of each of which is fixed the screw.
Diversity drives on the perimeter design allows the unit to increase
maneuverability
and stability position of the device in the air. In addition, the replacement of one big
76 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Based on the above, the most effective design of the UAV can become the unit with
coaxial 2
rotor dri
ves, BPA
inside
rotating motor stator.
Making sample five
layer p
anel attenuation by additive technology
Stebunov R.A.
, Shalitkin V.A.
Irkut Corporation, Voronezh
The aim of this work is to demonstrate the possibilities of modern 3D
printing
technology in the field of aircraf
t construction.
For example, five
layer structure
attenuation panel has been selected, which has a complex surface, respectively, and a
complex manufacturing technology.
Sample 3D
model was created during the initial stage, which is 100% will
correspond t
o the real prototype sample.
The distribution of cells, drainage holes,
angles of inclination of bridges and other structural features of the future of the sample
are placed in 3D
model and must strictly conform to the actual design. Further work is

to cho
ose the material and method of manufacturing the future of the sample. The
material must comply with the conditions of operation, however, must be suitable for
use in the additive manufacturing technologies sample.
Sama 3D
printing technology is to provide
manufacturing of closed circuit cells
and skins with the presence of the perforation holes. The material in the unit cells of
the panel should not be, otherwise the sample loses its constructive purpose.
The result of this work is made using the 3D
printe
r pattern five
layer panel
attenuation, one side of which is made the prepared (open cells) to the middle and to
the inner casing.
Методика расчёта локальных и суммарных силL действующих на
дирижабль при его перемещении через струйные течения
Та Суан Тунг
L Семенчиков Н.В.
МАИL г. Москва
Задача надежного определения аэродинамических силL дей
ствующих на
дирижабль при его перемещении через струйнные теченияL по
прежнемуL
остается актуальной.
В данной работе представлен полуэмпирический метод расчета величин
коэффициентов локальных и суммарных аэродинамических продольной и
нормальной сил корпус
а (оболочки) дирижабляL перемещающегося через
струйное течение с известным законом распределения скорости по поперечному
сечению струи.
При расчете силL действующих на корпус дирижабляL используется гипотеза
плоских сечений. Продольная и нормальная силыL
действующие на каждое
сечение корпусаL определяются в зависимости от величин истинной скорости
потокаL набегающего на рассматриваемое сечениеL и локального угла атаки
сечения. Для учета взаимного аэродинамического влияния потоков в
окрестности различных се
чений корпуса дирижабля вводятся специальные
коэффициентыL зависящие от удлинения и формы корпусаL числа РейнольдсаL
распределения скоростей по поперечному сечению струи
и параметраL
характеризующего положение корпуса дирижабля в струйном течении.
Интегрир
ованием распределения локальных аэродинамических сил по длине
корпуса дирижабля определяются суммарные силыL действующие на дирижабль
при его перемещении через струйное течение.
Сравнение результатов расчетов по предлагаемому инженерному методу с
данными ч
исленного моделирования взаимодействия корпусов дирижаблей со
струйными течениямиL показало удовлетворительную сходимость их
результатовL как для неоперенныхL так и оперенных корпусов дирижабля.
The method of calculation in local and total forces acting o
n the airship as it is
moved through the jet stream
Ta Xuan Tung
Semenchikov N.V.
MAI, Moscow
78 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;This paper presents a semi
79 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;При отказах гидросистемL приводящих к отказам реверса одного или двух
двигателейL механизации крылаL секций интерцепторов и воздушных тормозовL
начительно возрастает посадочная дистанция. В сочетании с пониженным
коэффициентом сцепления с поверхностью ВППL это может привести к
выкатыванию самолёта.
Предлагаются методические рекомендации по построению силовой части
системы управления для обеспечени
я требуемых величин посадочных
дистанций самолёта в рассматриваемых отказных ситуациях.
The estimation of prospective airliner hydraulic systems failures influence on
landing distance
Bragazin V.F.
, Terekhov R.I.
TsAGI, Zhukovsky
In present paper the prospective airliner hydraulic systems failures influence on
landing distance increase is estimated.
The prospective narrow
body airliner with two engines and three independent
hydraulic systems is considered. Three h
ydraulic systems supply power for flight
control system actuators, high
lift devices, nose wheel control system, thrust reverses,
braking system.
The failures of one or two hydraulic systems lead to the failures of corresponding
consumers. It results in de
gradation of aircraft performance during flight and ground
motion.
For the hydraulic systems failures influence on aircraft performance estimation the
complete mathematical model of aircraft (including the consumers grouping into
hydraulic systems) is deve
loped. This model allows to conduct aircraft performance
research in case of one or two hydraulic systems failures.
For aircraft runway motion performance evaluation, including landing distances
estimation, the aircraft landing gear mathematical model is d
eveloped. This model
contains the main wheels braking system model with friction coefficient taken into
80 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;самолетамиL может б
ыть уменьшен с помощью доработки винта. В данной
работеL в которой участвовали также кадеты Первого Московского кадетского
корпусаL представлено несколько возможных направлений решения этой
проблемы.
Из литературы известно несколько причин образования звук
а движущимся
винтом. Для выработки решений было исследовано две основных: удар
поверхности лопасти о неподвижный воздух и образование вихрей после
прохождения лопасти сквозь воздух из
за толщины лопасти и разности давлений
на поверхностях лопасти.
Первое н
аправление решения проблемы
смягчить кромки с помощью
мягких волокнистых поверхностей. Эффективность винта несколько снизитсяL
но позволит шум будет уменьшен.
Второе направление
установить загибы на концах плоскостей крылаL
направляющие поток против о
бразования вихрей. Это уменьшит
вихреобразование на задней кромке. Для повышения рассеивания и снижения
аэродинамических потерьL загибы можно сделать не сплошными.
Третье направление
закрыть нижнюю часть винта звукопоглощающим
кожухом. Кожух будет должен
шумL идущий к земле. Это понизит
аэродинамические качества летательного аппарата. Чтобы повысить их до
прежнего уровняL кожух можно делать раскладывающимся на больших высотах
и убирать вблизи земли.
Четвертое направление
заключить лопасти в цилиндрическ
ую лентуL
закрепленную на лопастях. Это понизит боковой шум винта. ОднакоL это
увеличит вес винта и вызовет проблема с устойчивостью ленты на больших
скоростях.
Рассмотренные варианты модификации винта для снижения шума
реализуемыL но приводят к понижению
КПД винта. Варианты экранирования
шума специальными поверхностями или крылом сохраняют качество полетаL
однако могут увеличить вес летательного аппарата.
Reduction of acoustic noise propeller aircraft
Beregovoy V.G.
, Tokarev A.S.
, Tuzikov S.A.
, Vorobiev A.
, Sanfirov D
MAI, 1MCC, Moscow
81 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The second direction
set bend at the ends of the wing planes, guides flush against
the formation of vortices. This will reduce the vortex shedding at the trailin
g edge. To
enhance dispersion and reduce aerodynamic losses, creases can be made continuous.
The third direction
to close the bottom of the propeller sound absorbing hood.
The housing will have noise coming to the ground. This will reduce the aerodynamic
quality of the aircraft. In order to increase them to previous levels, the housing can be
made convertible at high altitudes and clean near the ground.
The fourth area
a cylindrical blade conclude tape fixed on the blades. This will
reduce the noise of
the side screw. However, this will increase the weight and the
screw will cause a problem with the stability at high tape speeds.
The considered variants of the screw realizable modifications to reduce noise, but
lead to a decrease in efficiency of the scr
ew. Options for noise shielding special
surfaces or wing retain the quality of the flight, however, may increase the weight of
the aircraft.
Исследование работы теплообменника
конденсатора
системы кондиционирования воздуха ЛА
Чичиндаев А.В.
НГТУL г. Новосибирск
Использование в системе кондиционирования воздуха самолета Ту
Boeing
Airbus
82 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Проведенное исследование тепловой защиты холодного тракта
теплообменника
конденсатора позволило: 1) установить причины обмерзания
конструкции теплообменника; R) разработать основные принципы
противообледенительной защиты конденсатора; S) обосновать и пр
едложить
основные технические приемы изменения конструкцииL позволяющие
исключить отрицательные температуры теплообменной поверхности; T)
исследовать эффективность предложенных вариантов оптимизации
конденсатора; 5) решить актуальную проблему создания неза
мерзающей
конструкцииL позволяющую повысить надежность и ресурс теплообменника
конденсатора авиационной системы кондиционирования воздуха. Результаты
так же представляют практический интерес при проектировании
теплообменного оборудованияL работающего на вл
ажном воздухе при
отрицательных температурах.
Heat
exchanger
condenser of aircraft air conditioning system principle of
work research
Chichindaev A.V.
NSTU, Novosibirsk
Using of heat
exchanger
condenser in the air conditioning syst
em of the airplane
204 (Boeing, Airbus, Superjet 100, MS
21, etc.) for cooling the compressed air by
the cold air with negative temperature exiting the turbine results in a number of
operational problems. Mainly it's frosting of the heat exchange surfac
e, which is the
cause of live
section channels frosting, resistance increasing and airflow in the system
decreasing. The purpose of this work is to analyze the known freeze
fighting
methods for heat
exchanger
condenser, description of the features of an
icing
protection and offering solutions to this problem.
For the problem of optimizing the design of heat exchangers in this work used
generalized criterion that describes the ratio of thermal resistances of cold and hot
sections, which include: the rat
io of the initial values of heat transfer agents flow state;
heat exchange surface finning coefficients; factors which describes the ratio of
operating parameters and finning area. By controlling the ratio of the thermal
resistance can be obtained the desi
red temperature of the heat exchange surface, which
would prevent freezing. The work presents the results of a numerical study of the
83 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;exchanger
condenser. The results are also of practical interest for the design of heat
transfer equipment, wh
ich operates in moist air at negative temperatures.
Исследование конструктивной схемы крыла с использованием
современных расчётных комплексов
Шакиров В.И.
КНИТУ
КАИL г. Казань
Крыло летательного аппарата является самой нагруженной част
ью
конструкцииL поэтому к нему предъявляются высокие требования при
проектировании. Современные программные комплексы анализа прочности
являются мощными инструментами для быстрого созданияL редактированияL
контроля качества и оптимизации расчётных моделей.
Целью данной работы являлось определение оптимальной конструкции крыла
учебного планераКАИ
50L которое было выполнено по традиционной схеме с
использованием композиционных материалов. НеобходимоL чтобы крыло было
прочным и лёгкимL поскольку планер являетс
я учебным.
Для проведения данной работыL были изучено следующее
возможности программных комплексовL используемых для прочностного
анализа конструкции летательного аппарата;
выявлены основные проблемы применения на этапе разработки;
проведение эксперимен
тальной оценки применяемых технологий на
механические характеристики элементов крыла
выработать возможные методы решения проблем при проектированииL с
использованием программных комплексов.
Разработана расчётная конечно
элементная модель крыла при помощи
рограммного комплекса
MSCPatran
L используя имеющиеся в нём обширный и
удобный в использовании набор возможностей для задания различных нагрузокL
граничных условийL свойств материалов и конечных элементовL параметров
расчетаL а также для обработкиL преобраз
ования и визуализации результатов
счета. НагрузкиL граничные условия и свойства конечных элементов могут быть
привязаны как к геометрииL так и непосредственно к КЭ сетке.
Проведены расчётные исследования по выбору оптимальной формы нервюры
крылаL с целью п
олучения минимального веса конструкции и сохранению
требуемых жёсткосных свойств. Планируется
изготовление
образцов
нервюр
для
подтверждения
полученных
результатов
The study of the structural layout of the wing with the use of modern
computational systems
Shakirov V.I.
KNRTU
KAI, Kazan
The wing of the aircraft is the most loaded part of the design, so it has high
demands in the design. Modern software systems structural analysis are powerful tools
to quickly create, edit, quality cont
rol and optimization of computational models.
The aim of this work was to determine the optimal design of the wing training
glider KAI
50, which was made according to the traditional scheme of using
84 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;composite materials. It is necessary that the wing was st
rong and light because the
airframe is educational.
For this work, were studied the following
features of the software used for stress analysis of aircraft constructions;
the main problems of the application at the development stage;
conduct experimental
evaluation of the technologies on the mechanical
characteristics of wing elements
to develop possible problem solving techniques when designing, using software
systems.
Developed computational finite element model of the wing with the software
package MSC
Patran. Using the existing extensive and easy
and preservation of the
required gastronic properties. It is planned to manufacture samples of the ribs to
confirm the obtained results.
Влияние подвижности кабины пилотажного стенда на качество
моделирования задачи дозаправки
Зайчик Л.Е.
L Десятник П.А.
L Желонкин В.И.
L Желонкин М.В.
L Ткаченко О.И.
Яшин Ю.П.
ЦАГИL
Жуковский
Одной из серьёзных проблем моделирования полета в наземн
ых условиях
является воспроизведение действующих на летчика перегрузок и угловых
ускоренийL которые играют в пилотировании важную роль. В докладе
рассматриваются результаты экспериментальных исследований по оценке
влияния ускорений на пилотирование маневре
нного самолета в задаче
дозаправки топливом в полёте.
Эксперименты проводились на пилотажном стенде ПСПК
10R ЦАГИL
имеющем 6
степенную систему подвижности кабины и коллимационную
систему визуализации внешней обстановки. Кабина стенда двухместнаяL
оборудов
ана боковыми ручками управления для каждого лётчика и имеет
центральный пульт с рычагами управления двигателями. Пилотирование
осуществлялось с места правого лётчика.
Задача летчика состояла в томL чтобы выполнить сближение с самолётом
заправщиком и осущ
ествить контактирование с заправочным конусом.
Эксперименты проводились с участием Заслуженного военного лётчикаL
имеющего большой практический опыт выполнения задачи дозаправки в
условиях реальных полетов.
Целью исследований являлась оценка влияния подвиж
ности кабины на
качество моделирования задачи дозаправки и суждение лётчика о степени
адекватности моделируемых условий на стенде условиям реального полёта.
Оценка проводилась комплексноL на основе анализа объективных показателей
85 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;точности слежения за конус
омL спектральных характеристик действий лётчика и
параметров движения самолётаL а также субъективных комментариев лётчика.
Исследование показалоL что воспроизведение на пилотажном стенде с
подвижной кабиной действующих на лётчика перегрузок существенно
вышает адекватность моделирования задачи дозаправки реальному полету по
сравнению с неподвижным стендом.
По словам летчикаL п
оявление на стенде с
подвижной кабиной ощущения нормальнойL
боковойL
самое
главноеL
продольной перегрузок
придаёт
«полету»
ощуще
реальностиL
и упрощает
выполнение задачи дозаправки. Н
аиболее сильное влияние при этом оказывают
продольные перегрузкиL воспроизведение которых приводит к существенному
повышению точности управления.
Полученные объективные данные и отзывы лётчика хоро
шо согласуются с
анализом значимости для лётчика перегрузок и угловых ускоренийL
выполненным на основе разработанного ранее теоретического подхода к оценке
влияния ускорений на пилотирование.
Effects of the flight simulator motion on the simulation fidelit
in refueling task
Zaichik L.E.
, Desyatnik P.A.
, Zhelonkin V.I.
, Zhelonkin M.V.
Tkachenko O.I.
Yashin Yu.P.
TSAGI, Zhu
kovsky
One of the most complicated problems of on
ground flight simulation is
reproduction of angular and linear accelerations felt by a pilot (motion cues) which
play an important role in piloting. In the paper, the problem is considered for aircraft
refu
eling task. The goal of the study is to estimate the effect of motion cues on
piloting performance, pilot control activities and pilot’s opinion on motion cueing
adequacy.
Experiments were conducted on a simulator PSPK
102 TSAGI with 6
degree of
freedom m
otion system and collimation visual system.
The experimental procedure is developed to simulate refueling on moving
base
flight simulator, and motion system drive algorithms are tuned to obtain high fidelity
of motion cueing for the considered piloting ta
sk.
Experiments are conducted with an Honored military test pilot who has rather large
experience in real
flight refueling. The database is collected on the effect of motion
86 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;2. Ракетные
космические
системы
. Rocket and Space Systems
Design and Flight R
esults of LilacSat
2 Satellite
Feng Wang
, Shi Qiu
, Mingchuan Wei
Harbin Institute of Technology, Harbin, China
LilacSat
2 is a nanosatellite for technology demonstration designed and built and
managed
by a student team from Harbin Institute of Technology (HIT). This
nanosatellite weighs 12 kilograms with 230×370×200 mm
outline. The subsystems of
LilacSat
2 include: payload subsystem, structure subsystem, attitude determination
and control subsystem (A
DCS), electrical power subsystem (EPS), on
board data
handling subsystem (OBDH), communication subsystem (COM) and thermal control
subsystem. Four payloads are equipped in the satellite, named infrared camera, radio
transponder, broadband receiver and FPGA
software test platform. On September 19th
2016 UTC, the nanosatellite was launched into a 528 km by 551 km, 97.5° inclination
orbit by a Changzheng
6 (CZ
87 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;how to effectively abort task and safely send astrona
uts back to the earth in the event
of any fault or danger. Therefore, the manned lunar landing trajectory design shall
emergency lifesaving.
This article is based on Apollo research and aims at design of manned lunar landing
trajectory (free return trajectory and hybrid trajectory); with consideration of abort and
88 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;особенностей ракет.
Согласно цели рассматриваемого исследованияL была поставлена задача
уточнить математическую модель траектории неуправляемой ракеты с учетом
изменения плотности воздуха. В простом случаеL неуправляемо
е движение
ракеты в продольной плоскости описывается
уравнениями
sin(
cos(
sin(
cos(
sin(
sin(
Применение данной системы позволяет рассчитывать траекторию ракеты с
учет
ом изменения плотности непосредственно в рассматриваемой точке
баллистического движения.
Наряду с этим применен новый подход по расчету траекторииL где для
различных участков траектории предлагается автомодельные решения (для
различных участков траектории
применяются различные независимые
переменныеL напримерL
или
вместо времени
).
На основе разработанных подхода и моделей проведено реш
ение системы
дифференциальных уравнений первого порядка с помощью метода Рунге
Кутта
четвертого порядка. Исследования были проведены как ручными вычислениямиL
так и применением математического пакета
Mathcad
15.
On the issue of modeling
of flight trajecto
ry of a uncontrolled rockets
Musa Khanlar Ilyasov
, Nijat Parviz Abdulla
National Aviation Academy
Baku, Azerbaijan
METU NCC
Ankara, Turkey
As it is known one of the most important directions
in the engineering of the
unmanned flight vehicles is design and manufacture of different types of rockets.
Despite the successful achievements in this field various approaches regarding the
engineering of the unmanned flight vehicles still need to be acco
mplished.
modeling of the trajectory and numerical solution of the mathematical model
describing the motion of the flight. By all means this kind of solution requires the
research
er to have a strong mathematical preparation and ability to analyze all the
possible factors that affect the shape of the trajectory. This kind of circumstance
design, also
According to the task of the research the mathematical model of the trajectory of an
unmanned rocket with the varying air density was supposed to be determined.
sin(
cos(
sin(
cos(
sin(
sin(
taking the change
in air density into account directly at the point that is being
considered of the ballistic motion.
Along with this a new approach has been used. In this approach for different parts
of the trajectory an auto
model solution has been presented (for differe
nt parts of the

The system of equations describing the motion of the flight are solved using the
method of Runge
Kutta of the forth order. The computations have been carried out
both manually a
nd using Mathcad 15 environment.
Расчёт параметров орбит и моделирование пространственных манёвров
космических аппаратов дистанционного зондирования Земли
Ашимов И.Н.
L Купцов В.В.
L Петрухина К.В.
Самарский университетL г. Самара
Космические аппараты (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ)L
предназначены для получения информации о поверхности и атмосфере планеты.
КА ДЗЗ позволяет осуществить сплошной обзор поверхности Земли
для решения
множе
ства задач различного назначения. Данные от КА ДЗЗ используются для
изучения и контроля природных ресурсов ЗемлиL исследования динамики
природных процессов и явленийL сбора информации о состоянии лесных и
сельскохозяйственных территорий и для решения други
х прикладных и
фундаментальных задач.
Качественное зондирование поверхности Земли обеспечивает оптимально
выбранные параметры орбиты: период обращения КАL наклонение орбитыL
эксцентриситет и другие. Также для получения лучшего качества информации
предпочти
тельным оказывается функционирование аппарата на минимальных
высотах полета над поверхностью Земли. Высота полета космического аппарата
во время продолжительного зондирования может изменяться из
за влияния
сопротивления атмосферы и прецессии линии апсид ор
бит. В связи с этим
необходимо управлять движением центра масс КА ДЗЗ с целью поддержания
параметров орбиты в допустимой окрестности требуемых значений этих
параметров с точки зрения выполнения условий зондирования.
С внедрением современных цифровых технол
огий аэрокосмическое
зондирование приобретает все более важное экономическое значение и становится
востребованным в различных отраслях промышленности. Поэтому требуется
развитие исследований в этой областиL обеспечение увеличения срока службы КА
и повышени
е качества получаемых данных.
Для выполнения автоматизированных расчётов разработано программное
обеспечение (ПО)L позволяющее производить расчеты межорбитальных переходов
для выведения КА на рабочую орбиту. В частностиL проводятся оценка затрат
характерис
тической скорости на пространственные маневры межорбитальных
переходов и выбор оптимальной схемы межорбитального перехода.
На этапе функционирования КА проводятся расчеты параметров рабочей
орбиты в зависимости от условий зондированияL а именно: расчет пол
осы обзора
КА как без учетаL так и с учетом вращения ЗемлиL расчет параметров
квазисинхронныхL геосинхронных и солнечно
синхронных орбит. Кроме тогоL ПО
позволяет проводить анализ кратности и порядка орбит. Результаты
расчетов
выводятся
численном
графи
ческом
видах
Calculation parameters of orbits and modeling of spatial maneuvering
spacecraft remote sensing of the Earth
Ashimov I.N.
, Kuptcov V.V.
, Petrukhina K.V.
Samara University, Samar
90 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Space vehicles (SV) Earth remote sensing (ERS) are designed to obtain information
about the surface and the atmosphere of the planet. SV ERS allows for a solid overview
of the Earth's surface for lots of different things for different purposes. Data from
remote
sensing spacecraft used to study and monitoring of the Earth's natural resources, studies
of the dynamics of the natural processes and phenomena, collecting information on the
State of forest and agricultural areas and other applied and fundamental
tasks.
preferred turns out to be functioning at minimum flight altitudes above th
e Earth's
surface. Altitude of the spacecraft during the long sensing can vary due to the influence
of atmospheric drag and the precession of the apsides line orbits. In this regard, it is
necessary to control the movement of the center of mass of the eart
h remote sensing
spacecraft to maintain orbital parameters in the permissible destinations required
parameter values in terms of fulfillment of the conditions.
With the introduction of modern digital technologies aerospace sensing is becoming
more economic
importance and is becoming popular in various industries. Therefore
develop research in this area, to ensure longer life and improving the quality of the data
produced.
To perform automated calculations developed software (SW) that allows you to make
culations interorbital transitions of the spacecraft into the working orbit. In particular,
carried out cost estimation of the characteristic velocity on the spatial maneuvers
interorbital transitions and choice of the optimum scheme of the interorbital tr
ansition.
working orbit, depending on the conditions of probing: the calculation of the
width
visibility
of the SV as excluding and taking into account the Earth's rotatio
n, the
calculation of the parameters quasi synchronous, geosynchronous and sun
synchronous
orbits. In addition, allows the analysis of the multiplicity and order of the orbits. The
results of the calculations are displayed in numerical and graphical forms.
Система управления движением малого космического
ппарата
Бадретдинова Д.Ф.
L Филатов А.В.
L Шипов М.Г.
РКЦ «Прогресс»L г. Самара
Представлена система управления движением малого космического
аппарата
(МКА) «Аист
RД»L результаты наземных и лётных испытаний. МКА
дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) «Аист
RД» разработки АО «РКЦ
«Прогресс» выведен на рабочую орбиту в результате первого пуска с
космодрома «Восточный» RX апреля R016 года. В насто
ящее время система
управления движением (СУД) и МКА в целом проходят лётные испытания.
СУД МКА ДЗЗ «Аист
RД» представляет собой законченную автономную
систему с минимальным количеством внешних информационно
управляющих
связей. В состав системы входят вычис
лительные и управляющие средстваL
средства коммутации питания бортовой аппаратуры (БА) СУДL система сбора и
обработки телеметрической информации с БА СУД (аналоговой и
программной)L запоминающее устройствоL чувствительные элементы и
исполнительные органы.
СУД предназначена для стабилизации и ориентации спутника при работе
оптико
электронной аппаратуры видимого диапазона наблюдения (ОЭА
ВД)
91 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;«Аврора»L при работе научной аппаратурыL разработанной в Самарском
университете.
СУД МКА обеспечивает выполнение следую
щих функциональных задач:
гашение начальных угловых скоростей МКА после отделения от
средства выведения и при повторных приведениях изделия в ориентированное
положение;
приведение МКА из неориентированного положения в ориентированное
на Солнце положение (н
оминальная программа) и обеспечение одноосной
ориентации;
приведение МКА в ориентированное в орбитальной (ОСК) или
гармонической орбитальной (ГОСК) системе координат положение;
построения приборной инерциальной системы координат текущей эпохи;
переориентац
ия в требуемое угловое положение за заданное время;
диагностирование и документирование состояния системы (посредством
накопления программной и схемной телеметрической информации о состоянии
БА СУД);
автономная реконфигурация системы при обнаружении отказа
её
структурных элементовL а в случае невозможности реконфигурации
отключение
СУД и выдачи соответствующей информации на наземный комплекс управления;
коммутация питания БА СУД и выдачу команд управления на БА СУД.
Основные характеристикиL обеспечиваемые
СУД МКА:
Приведение в ориентированное положение за время не более R00 минут
после отделения МКА от средств выведения;
Переориентация при наличии оскулирующих элементов орбиты за время
не более S00 с;
Точность построения приборной инерциальной системы коор
динат
текущей эпохи по углу не хуже S угл. мин.L по угловой скорости не хуже 0.005
Oс;
Переориентацию с угловыми скоростями до 0.9
Oс и угловыми
ускорениями до 0.015
СУДL с учётом минимальных доработокL позволяет изменять (наращивать или
уменьшать)
свою функциональность и свои точностные и динамические
характеристики.
Результаты испытаний МКА «Аист
RД».
В процессе наземных испытаний впервые была применена технология
интегрирования специального бортового и испытательного программного
обеспеченияL что
позволило многократно сократить время наземной отработки
всей системы. Замкнутость системы управления движением позволила также
провести испытания всех подсистем автономно. В составе изделия проверялось
информационное взаимодействие СУД с другими системам
и МКА.
Проверена возможность перепрограммирования исполняемого кода ПО
УМВС. Благодаря чему появилась возможность лётной отработки различных
вновь разрабатываемых алгоритмов.
По результатам лётных испытаний проверены чувствительные элементы и
исполнительны
е органы СУД. Заложенные технические и алгоритмические
решения позволили достигнуть требуемые точностные характеристики и создать
задел для их улучшения.
92 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Разработанную СУД возможно установить не только на МКАL но и на
полноразмерные КА с минимальными дораб
отками в части обеспечения
динамических характеристик системы.
Small Satellite Motion Control System
Filatov A.V.
, Shipiv M.G.
, Badretdinova D.F.
SRC Progress, Samara
The article deals wi
th Aist
2D Small Satellite (SS) Motion Control System (MCS)
and results of the ground and flight tests. Aist
2D Small Remote Sensing Satellite
(SRSS) designed by Progress JSC was placed into orbit during the first launch from
Vostochny launch site on April
28, 2016. At present its Motion Control System
(MCS) and the SS as a whole are undergoing flight tests.
Aist
2D SRSS MCS is essentially an autonomous closed system with minimal
number of external management communications. The system includes computing a
nd
control facilities, Onboard Hardware (OH) patching facilities, OH MCS analogous and
programmed telemetry information acquisition and processing system, HDU, sensors
and actuators.
MCS is meant to stabilize and orient the satellite when Aurora visible ra
nge
optronic equipment or research hardware designed in Samara University operates.
SS MCS provides for the fulfillment of the following functional tasks:
SS initial angular velocity damping upon separation from the launcher and
repeated transfer to cont
rolled flight;
transfer of SS from free
flying operation to Sun
oriented flight (nominal
program) and maintaining the single
axis orientation;
SS orientation in the Orbital Coordinate System (OCS) or harmonically
vibrating Orbital Coordinal System (hOCS)
formation of the instrument inertial coordinate system in the current epoch;
angular reorientation within the given time;
diagnostics and registration of the system status (by means of OH MCS
93 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;ground working out. The closed control system g
ave opportunity to test all the
subsystems autonomously. Being a part of the SS the MCS was checked for
information interaction with other systems.
Possibility to reprogram the multipurpose mainframe computer software runtime
was checked as well. Thus in
flight working out of the newly developed algorithms
became possible.
MCS sensing and functional elements were checked during flight tests. Engineering
solutions and knowledgeable algorithmic decisions allowed meeting accuracy
characteristics and laying t
he groundwork for their improvement.
The presented MCS with minor modifications specifically pertaining to system
dynamic characteristics may be installed not only on a SS, but a full
scale satellite.
Исследование процессов возникновения собственной внеш
ней
атмосферы на космический аппарат и методов борьбы с ними
Бобров А.А.
L Бычкова К.А.
МАИL г. Москва
Полет космических аппаратов на околоземной орбите и к другим объектам
Солнечной системы происходит в ионизирован
ном газовом облакеL называемом
собственной внешней атмосферой. Формирование собственной внешней
атмосферы происходит за счет процессов газовыделения и сублимации
конструкционных материаловL составляющих поверхность космического
аппаратаL утечки газов из вн
утренних отсековL выхлопных продуктов
электроракетных двигателейL космической пыли и т.п. Важно отметитьL что
часть составляющих собственную внешнюю атмосферу частиц находятся в
ионизированном состоянии. Воздействие собственной внешней атмосферы
ведет к на
рушениям функционирования космического аппаратаL разного рода
повреждениям и образованиям помех в работе радиоэлектронного и оптического
оборудования.
Задача определения параметров собственной внешней атмосферы и ее
влияния на работу космических аппаратов
является весьма актуальной при
создании современных космических аппаратов с длительными сроками
активного существования. Теоретические и экспериментальные исследования
процессов формирования собственной внешней атмосферы и ее воздействия на
космический апп
арат ведутся с середины 70
х годов прошлого века. Трудности
решения этой задачи связаны с многообразием физических процессов и явленийL
происходящих в собственной внешней атмосфере.
В зависимости от активности различных агрегатов космического аппаратаL
раб
ота которых связана с выбросом массы или механическими возмущениями
обшивки корабляL изменяются параметры и свойства собственной внешней
атмосферы. Продукты собственной внешней атмосферы космического аппарата
довольно долго сопровождают его в полетеL образ
уя облако газа и частицL
которое рассеивает солнечный светL что может мешать ориентации
космического аппаратаL наблюдениям неярких источников светаL а также
наблюдениям рассеянного ультрафиолетового излучения Солнца. Пылевые
частицы могут рассеивать свет С
олнца и иметь яркостьL сравнимую с яркостью
звезд первой величины. Помимо этогоL ионыL атомы и молекулы собственной
94 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;внешней атмосферы космического аппаратаL осаждаясь на внешних
поверхностяхL сильно изменяют физические свойства последних.
Исследованию про
цессовL приводящих к образованию собственной внешней
атмосферы космических аппаратовL и поиску методов борьбы с ними посвящена
настоящая работа с целью повышения качества эксплуатации космической
техники.
Investigation of emergence of own outer atmosphere
to the spacecraft and
methods of combating with them
Bobrov A.A.
, Bychkova K.A.
MAI, Moscow
The spacecraft’s flight in Earth orbit and to other objects in the solar system occurs in
the ionized gas cloud, called h
is own outer atmosphere. The forming of their own outer
atmosphere happen due to the processes of gas evolution and sublimation of structural
materials that make up the surface of the spacecraft, the leakage of gases from internal
compartments, exhaust ele
ctric propulsion products, cosmic dust, etc. It is important to
note that some components of their own foreign particles of the atmosphere are ionized.
The impact of its own outer atmosphere leads to violations of the spacecraft functioning,
all sorts of d
amage and produce interference in the electronic and optical equipment.
The problem of determining the parameters of its own outer atmosphere and its
impact on the operation of space vehicles is very relevant while creating modern space
vehicles with long
of the processes of formation of its own outer atmosphere and its impact on the
spacecraft conducted since the mid 70
ies of the last century. The difficulty of solving
this problem is
in the own outer atmosphere of the spacecraft. Depending on the activity of the various
units of the spacecraft, which work is connected with the release of the mass
disturbances or me
chanical plating of the ship, change the parameters and properties of
its own outer atmosphere.
The spacecraft
s own outer atmosphere products accompanies him for a long time on
the flight, forming a cloud of gas and particles that scatter sunlight, which
could
interfere with the orientation of the spacecraft, the observations of fainter light sources
as well as the observations of the scattered ultraviolet radiation from the sun. Dust
particles can scatter the light of the sun and have brightness comparab
le to the
brightness of the stars of the first magnitude. Besides ions, atoms and molecules of the
spacecraft
s own outer atmosphere, deposited on the outer surfaces, greatly alter the
physical properties of the latter.
This work is about
researching of th
e processes leading to the formation of own outer
atmosphere, and finding ways to combat it
in order to improve the quality of operation
of space technology.
Метод формирования фоно
целевой обстановки для оптико
электронных
специальных систем ракетно
космического назначения и его аппаратная
реализация
Богданов И.В.
L Величко А.Н.
КБточмашL г. Москва
95 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Решение задачL поста
вленных в данной работе предполагало разработку
метода формирования фоно
целевой обстановки (ФЦО) для оптико
электронных
специальных систем ракетно
космического назначения работающих в широком
спектральном диапазоне (от ультрафиолетовой до дальневолновой
нфракрасной области)L применяемых в военных и научно
исследовательских
целяхL а также его практическая реализация для подтверждения правильности
выбранной принципиальной схемы.
ФЦО формируется в поле зрения оптико
электронных приборов (ОЭП) с
целью решения
комплексной задачиL позволяющейL в том числеL эффективно
проводить различные виды их испытаний:
оценка возможности обнаружения одиночного объекта наблюдения
движущегося с заданной угловой скоростью на определённой дальности;
проверка надежности автообнару
жения одиночного или одного из
группы объектов при имитации фоновой боковой засветки входного зрачка ЭОП;
оценка точностных характеристик (напримерL систематической и
случайной ошибок измерения угловых рассогласований);
определение светоэнергетических хара
ктеристикL таких как
эквивалентную шуму разность температурL минимально обнаруживаемая разность
температурL угловое разрешение при нормированном контрасте и другие;
проверка различных алгоритмов селекции объекта наблюдения
(спектральнымL пространственнымL
траекторным и иным признакам);
проверка устойчивости и точности режима автосопровождения при
имитации процессов приближения объектов наблюдения к ОЭП;
подтверждение эксплуатационных характеристик ОЭП.
В первой части работы был проведён анализ существующих
методов и
способов формирования ФЦО. Рассмотрен как отечественныйL так и
зарубежный опытL выделены основные преимущества и недостатки
реализованных методов. Приведены их принципиальные схемы.
Во второй части была рассмотрена реализация метода формирования
ФЦО
для ОЭП в виде стендов на базе лаборатории КБточмаш им. А.Э. Нудельмана.
Представлены конструктивные узлы и элементыL принципиальные оптические
схемыL программное обеспечение для управления стендами и методики
проведения испытаний.
Результатом выполнен
ной работы служит конечный метод формирования
ФЦО для ОЭП ракетно
космического назначения реализованный на
специальных стендахL который позволяет снизить расходы и время на их
разработку за счёт отработки работоспособности в лабораторных условиях и
повысит
ь качество приборов до запуска в космическое пространство.
Background and target situation forming method for special optronic systems
of missile and space purpose and its device implementation
Bogdanov I.V.
, Velichko A.N.
Nudelman Precision Engineering Design Bureau, Moscow
Solution of the tasks given in the work proposed developing of the background and
target situation (BTS) forming method for special optronic systems of missile and
96 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;space purpose in wide range
(from UV to long
wave IR region) that are used in
97 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Данный подход ана
логичен традиционной одноканальной маршрутной
съемке без сканирования. Особенностью реализации данного режима съемки
является необходимость работы с одинаковым периодом повторения в каждой
парциальной полосеL которые визируются одновременно. Поэтому при вы
боре
периода повторения необходимо учитыватьL что диапазон одновременно
визируемых горизонтальных дальностей расширяется примерно в R раза и не
должен содержать слепых зон и надирных отраженийL что затрудняет поиск
рабочего периода повторения.
Расчеты пока
зываютL что распределение слепых зон и надирных отражений
допускают пространственное разнесение антенных лучей по углу места при
работе с одинаковым периодом повторения при условии отсутствия указанных
помех в пределах диапазона визируемых углов. Однако по
лоса обзора
сокращается примерно в R разаL поскольку рабочий период не всегда может быть
найден при больших углах визирования.
В таких случаях для обеспечения съемки можно зафиксировать значение
суммарной полосы съемкиL отсчитываемой по горизонтальной даль
ности. Выбор
периода повторения при этом может допускать попадание зон слепых
дальностей и надирных отражений на край облучаемого участка местности.
Использование данного подхода при использовании нескольких приемо
передающих каналов позволяет в соответств
ующее число раз расширить полосу
захвата по сравнению с аналогичным одноканальным методом визирования. Так
жеL возможно сочетание многоканальной маршрутной съёмки с техникой
сканирования по углу места для расширения полосы съемки.
Spaceborne SAR multi
chan
nel Stripmap Mode implementation
Bulygin M.L.
MAI, Moscow
Using digital AESA in spaceborne
SAR with digital beamforming allows to get
round fundamental limitations caused by ambiguity effect. Methods of
multi
channel imaging with hori
zontal digital beamforming can improve azimuth
resolution in various modes. But to expand swath ScanSAR technique must be used. It
reduces the synthesis aperture length of each partial frame and degrades the azimuth
resolution. The ability to form vertical
multi
beam pattern allows to implement
Stripmap Mode with extended swath by 2
3 times without azimuth resolution
degrades.
This method is similar to conventional single
channel Stripmap Mode. A feature of
this method is a need to work with the same PRF in
each partial strip which observed
simultaneously. Therefore choosing PRF important to take into account that the range
of observing ground range is expanded approximately 2
3 times. Also, this horizontal
ranges should not contain both eclipses (blind zone
s) and nadir returns.
Distribution of eclipsing and nadir returns for multi
channel Stripmap Mode
permits using several apertures in elevation when working with the same PRF in the
absence of eclipsing and nadir returns during receiving echo
signal. Howeve
r,
accessible elevation angle range is reduced by about 2 times because working period
cannot be found at high angles.
98 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;To ensure the imaging at high angles range value of the total swath can be fixed.
Selection of the PRF can allow appearance of eclipsing
and/or nadir returns on the
edge of the observed area.
Thus, using this method with K vertical antenna beams allows to extend swath
approximately K times. Also combination of multi
channel Stripmap Mode with
ScanSAR technique is possible.
Выбор конструкци
онного материала и формы газового руля системы
склонения беспилотного летательного аппарата
Виндекер А.В.
L Парафесь С.Г.
МАИL г. Москва
Для управления вектором тяги по направлению при вертикальном старте
беспилот
ного летательного аппарата (БЛА) применяют газодинамические
органы управления. В качестве органов управления при склонении БЛА часто
применяют газовые рули.
Для более эффективного использования данного органа управления
варьируют множества параметров. Рас
смотрены проблемы выбора материала и
сравнение форм профиля газодинамического органа управления. При выборе
материала основным критерием является количество уносимого материала с
поверхности газового руля в единицу времени. Т.е. надо выбрать материал
таким
образомL чтобы при воздействии газовой струи на руль он не выгорел
сразуL а обеспечивал свою работоспособность в течение всего времениL
отведенного на его работу. Основные потери материала происходят на передней
кромке газового руля. С целью уменьшения эт
ого вредного эффекта выбирают
термоэрозионностойкий материал (графитL молибден и др.).
На выбор геометрических параметров газового руля влияют характеристики
газового потокаL обтекающего руль. Получение при этом достоверных
результатов затрудняется неравно
мерностью газового потока из соплаL
наличием в нем несгоревших частиц топливаL затупленным профилем руляL
влиянием на его обтекание боковых кромок и интерференции со стенками сопла.
Конфигурация руля выбирается таким образомL чтобы обеспечить требуемое
зна
чение управляющей силы в конце работы руля с учетом ожидаемого
выгорания передней кромки.
Нахождение руля в перегретой газовой средеL оказывающей сильное
эрозионное воздействиеL вызывает необходимость увеличения толщины
профиляL затупления его передней и з
адней кромок. В условиях сверхзвукового
обтекания это может существенно повысить лобовое сопротивление рулей и тем
самым снизить тягу двигателя.
При эксплуатации газовых рулей необходимо учесть возможность их
применения в комбинации с аэродинамическими орг
анами управления
(поворотным оперением). В этом случае газовые и аэродинамические рули
имеют одну ось вращения. При использовании такой комбинации органов
управления на первых ступенях БЛА газовые рули обеспечивают требуемую
траекторию на ее начальном учас
ткеL где аэродинамическое управление не
эффективно вследствие малой скорости полета.
99 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Окончательное решение по выбору параметров газового руля принимается на
основе анализа большого количества модельных и натурных испытаний рулей
аналогов.
Работа выполнена
при финансовой поддержке Министерства образования и
науки Российской ФедерацииL проект № XST.
Choice of structural material and form gas rudder of declination system of
unmanned aerial vehicle
Windecker A.V.
Parafes S.G.
MAI, Moscow
Gas
dynamic control devices are used for thrust vector control in the direction
vertical launch of the unmanned aerial vehicle (UAV). Gas rudders are often used as
controls for the UAV declination.
gas flow from the nozzle, the presence of unburned particles of the fuel, a blunt profile
of the rudder, influence its side edges on the flow around and interference with the
nozzle walls. Th
e configuration of the rudder shall be chosen to provide the desired
value of the force at the completion of the work of the rudder with the expected
burnout of its front edge.
Finding the rudder in the superheated gas flow has a strong erosive effect, cau
ses
the necessity of increasing the thickness of the rudder profile, blunting its front and
rear edges. In the conditions of supersonic flow it may significantly increase the drag
of the rudder, thereby reducing engine thrust.
The possibility of applicatio
n of gas rudders in combination with aerodynamic
controls (rotary wings) must be considered for the UAV declination. In this case, the
gas and aerodynamic control surfaces have the same axis of rotation. When using such
combination of control surfaces, gas
rudders provide the desired trajectory of the UAV
at its initial section, where aerodynamic control is not effective due to the low
airspeed.
The final decision on the choice of parameters of the gas rudder is based on the
analysis of a large number of mo
del and full
scale tests of the rudders
analogues.
The work is executed at financial support of the Ministry of education and science
of Russian Federation, the project No. 834.
Анализ динамики электродинамической тросовой системы при
изменении параметров орбит малых космических аппаратов и
наноспутников
100 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Воеводин П.С.
Самарский университетL г. Самара
В работе проводится анализ динамики электродинамической тро
совой
системы (ЭДТС) на орбите спутника Земли и оцениваются возможности
применения ЭДТС для изменения параметров орбит малых космических
аппаратов (КА) и наноспутников.
Исследуется динамика ЭДТС в режиме генерации тягиL когда по тросу
пропускается постоян
ный электрический ток в заданном направлении.
Тросовая система состоит из двух КА и проводящего невесомого тросаL
длиной порядка одного километра. Уравнения движения тросовой системы на
орбите записываются в подвижной орбитальной системе координат с
помощь
формализма Лагранжа.
Особенностью полученной модели является
возможность совместного анализа продольных и поперечных колебаний троса
при произвольном соотношении масс КА в пространственном случае. Сила
АмпераL возникающая при взаимодействии электропровод
ящего троса с
магнитным полем ЗемлиL используется для изменения параметров орбит
малых КА и наноспутников.
Рассматривается случайL когда по проводящему тросу пропускается
постоянный токL а центр масс системы движется по эллиптической орбите с
некоторым нак
лонением.
Результаты моделирования показываютL
что режимы
движения ЭДТСL когда массы концевых точек равны
или близкиL имеют
несомненные преимуществаL так как расширяют диапазоны возможных
значений тока и приводятL в общем случаеL к почти плоскому движению
системы.
Оценивается эффективность использования ЭДТС для изменения
параметров орбитL рассматриваемых КА. ПоказаноL что с увеличением
наклонения орбиты эффективность применения ЭДТС падает (напримерL при
наклонении орбиты в 60 град приращение большой полуо
си орбиты
уменьшается приблизительно в два раза).
Если же массы концевых тел различныL то пространственное движение
ЭДТС становится более сложным. Кроме тогоL в этом случае на систему
действует периодическое возмущениеL связанное с движением центра масс
ДТС по эллиптической орбите. ПоказаноL что
преимущество имеют режимы
движения ЭДТСL когда нижняя концевая точка в положении равновесия
смещена в сторону орбитального движения системыL так как это расширяет
диапазоны возможных значений тока и уменьшает ампл
итуды колебаний
системы относительно положений равновесия.
Voevodin P.S.
Samara University
, Samara
satellites orbiting the Earth and evaluated the possibility of using EDTS to change the
The dynamics EDTS
electric current in a given direction. Tether system consists of two satellites and

conducting weightless tether length of about one kilometer. The equations of motion
of a tether system in orbit i
s recorded in the mobile orbital coordinate system using the
Lagrange formalism. Feature of the resulting model is the possibility of a joint
analysis of longitudinal and transverse vibrations of a tether with an arbitrary ratio of
the spacecraft mass in t
he spatial case. Ampere force that occurs in the interaction of
The case is considered when conducting the te
ther is passed a constant current, and
the center of mass of the system moves in an elliptical orbit with a certain inclination.
Simulation results show that the modes of motion EDTS when the mass of the end
points are equal or similar, have undoubted adva
ntages since expands the range of
possible values of the current and
bring
, in general, to a nearly planar motion of the
system.
Efficiency use
EDTS
for change of parameters of orbits of considered
satellites
is estimated.
It shows that an increase in orbi
tal inclination of efficacy of
EDTS falls (for example, orbital inclination of 60 degrees increment semi
major axis
decreases approximately twice).
If the mass of the end
bodies are different, the spatial motion EDTS becomes more
complex. Moreover, in thi
s case the system operates on a periodic perturbation
associated with the movement of the center of mass EDTS elliptical orbit. It shows
that the advantage has EDTS motion modes, when the
lower
end point in the state of
equilibrium is shifted towards the o
rbital motion of the system, as it expands the range
of possible values of the current and decreases the amplitude of the oscillations of the
system with respect to the equilibrium positions.
Автономное управление движением центра масс космического аппарат
на геостационарной орбите
Войсковский А.П.
L Федоров А.В.
МАИL г. Москва
Рассматривается задача управления движением центра масс геостационарного
КА на этапах выведения в окрестность орбитальной позицииL приве
дения в
орбитальную позицию и удержание в орбитальной позиции с использованием
электоракетной двигательной установки (ЭРДУ) малой тяги.
Задача навигации
предполагается решеннойL так что в замкнутом контуре управления движением
центра масс КА на ГСО присутс
твует блок навигацииL генерирующий
оптимальные оценки необходимых для управления параметров. На этапе
выведения в окрестность орбитальной позиции
используется квазиоптимальный
алгоритм управления ориентацией вектора тяги с обратной связью. Технические
зада
чи управления на этапах приведения в орбитальную позицию и удержания в
орбитальной позицииL сводится к двум базовым. Первая задача заключается в
приведении вектора состояния КА в заданную терминальную подвижную
область пространстваL форму и размеры которой
устанавливают международные
требования к размещению КА на ГСО. Вторая задача
удержание вектора
состояния КА в заданной подвижной области пространства в течение срока
активного существования.
На основе использования достаточных условий
оптимальности реша
ется задача синтеза стохастических алгоритмов управления
движением центра масс КА на ГСОL с использованием которых автономно
генерируются циклограммы включения
выключения ЭРДУL обеспечивая
102 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;требуемую терминальную точность с учетом случайных ошибок тяги и
терминированных возмущений от нецентральности гравитационного поля
ЗемлиL а так же гравитации Луны и Солнца. Для отработки алгоритмов и
моделирования замкнутой системы управления создан программный комплексL
позволяющий визуально оценивать трехмерную орбит
альную обстановку в
режиме диалога.
Geostationary satellite off
line orbit control
Fedorov A.V.
, Voyskovskiy A.P.
MAI, Moscow
Technical problem under consideration consists in a geostationary satellite orbit
control during insertion near GEO, station acquisition and station keeping using low
thrust electric propulsion unit. It is assumed the navigation problem is already solved
thus, onboard navigation unit generates optimal state vector estimate for control
urpose.
Insertion begins after the launcher inserts the satellite into inclined LEO pretty
below the GEO. Quasi
optimal thrust vector attitude closed
loop control algorithm is
used at this phase to place the satellite near its working box. Orbit control a
t station
acquisition and station keeping has been reduced to two principal problems. The first
one is to place the satellite in working box at international regulations for GEO
maintenance. The second problem is to keep the satellite inside working box ov
er its
lifecycle. Both problems are solved using Bellman’s stochastic sufficient condition of
optimality for autonomous generation thruster on
off sequence considering thrust and
attitude random errors, Earth oblateness, Sun gravity, Moon gravity under ter
minal
precision strict requirements.
Control algorithms design and work
off has been provided using a self
made
software tool allowing for control synthesis, Monte
Carlo sampling and 3D visual
orbital environment display.
This work is supported by agreeme
nt no. RFMEFI57414X0100 of the Ministry of
Education and Science of the Russian Federation.
Вопросы обеспечения точности при векторном согласовании БИНС с
высокоточной ИНС
Галамай А.А.
НПО автоматикиL г. Екатеринбург
Рассматривается метод тарировки датчиков БИНС (акселерометров и ДУС) в
полете по информации от высокточной ИНС
. Решение данной задачи
предполагается для космической головной части (разгонные блоки и др.) с
БАСУ на основе БИНСL получающей информацию от БАСУ ракеты
носителя на
участке выведенияL которая удовлетворяет высоким требованиям по точности и
обычно выполнен
а на основе гиростабилизированной платформы.
Представлены результаты отработки рассматриваемого метода векторного
согласования при математическом моделировании для схемы «лифтирования»L
когда для управления первыми двумя ступенями ракеты
носителя использую
тся
измерения гиростабилизированной платформы и бесплатформенного
инерциального блокаL располагающегося на третьей ступени вместе с
103 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;вычислительным ядром БАСУ. Для управления третьей ступенью используются
измерения только бесплатформенного инерциального бло
каL оттарированного на
участках первых двух ступеней совместной работы с гиростабилизированной
платформой.
Тарировка осуществляется в связанных осях для T
х акселерометров и T
ДУС (вариант избыточной БИНС) с точностными характеристиками
измерительных ка
налов бесплатформенного инерциального блока КИНД ST
059
разработки «НИИ прикладной механики им. академика В.И. Кузнецова». Для
математического моделирования использовался числовой материал пуска
ракеты
носителя «Союз
R». Представленные результаты отработки
рассматриваемого метода векторного согласования содержат точность
тарировки датчиков БИНС и точность выведения третей ступени для описанной
выше схемы «лифтирования».
Issues of assurance of accuracy in vector harmonization of SINS with high
precision INS
Galamay A.A.
SPA of Automatics named after the
Academician N.A. Semikhatov, E
katerinburg
104 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;что применяемое в настоящее время научно
методическое обеспечение не в
полной мере обеспечивает приемлемый уровень качества получаемых оценок
лётно
технических характеристик (ЛТХ) летательн
ого аппарата (ЛА) и не
соответствует современным теоретическим достижениям в области обработки
измерительной информации. Это обуславливает актуальность задачи разработки
научно
методического обеспечения оценивания ЛТХL позволяющего получать
оценки характер
истик с высокой степенью достоверностиL решение которой
сводится к разработке алгоритма оценивания ЛТХ ЛА с применением
современных методов обработки информации с учетом всего комплекса
имеющейся априорной информации об объекте испытаний и условиях
проведе
ния эксперимента. В настоящее время все более широкое применение
находит аппарат вейвлет
преобразования в связи с хорошей локализациейL как
по частотеL так и по времени. Наиболее эффективно вейвлет
преобразование
используется для фильтрации сигналаL позвол
яя удалять высокочастотный шумL
превосходящий по величине исследуемый сигнал.
Разработанный алгоритм фильтрации обладает следующими преимуществами:
учётом в постановке задачи отсутствия априорной информации об
особенностях измерительной информации;
влияние
«человеческого фактора» сведено к минимуму в связи
максимальной автоматизацией процесса обработки;
учётом локальных особенностей измерительной информации за счёт
хорошей частотно
временной локализации.
Применение данного алгоритма на этапе лётных испытани
й даёт возможность
использовать при оценке ЛТХ результаты пусковL проведенных в разных
геофизических условияхL а также получения оценок отдельных составляющих
рассеиванияL по результатам обработки телеметрической и внешнетраекторной
информации.
Technique o
with a high degree of reliability, the solution of which is to develop aircraft estimation
algorithm with application of modern methods of information processing, taking into
account the whole complex of a priori information about the object of tests and
experimental conditions. Nowadays the wavelet transform device is widely used in
connection with a goodboth frequency and time localization. Most effectively wavelet
transform
is used to filter the signal, allowing to remove high
frequency noise that
exceeds in size the analyzed signal.
105 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Designed filtering algorithm has the following advantages:
taking into account in the formulation of the problem of absence aprioristic
informat
ion about the features of the measurement information;
the influence of human mistake factor is minimized due to maximum
automation of the processing;
taking into account local features of measurement information due to a good
time
frequency localization.
The use of this algorithm at the stage of flight tests makes it possible to use the
results of launches conducted in different geophysical conditionsin evaluating the
aircraft performance characteristics, and obtaining estimates of dispersion of
individual
106 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;скоростного на
пораL а такжеL оценка влияния частотных характеристик
электромеханического рулевого привода с адаптивным микроконтроллерным
регулятором на устойчивость системы стабилизации упругого ЛА.
Study of influence of rudder actuator structure on characteristics of
stabilization system of elastic aircraft
Gryzin S.V.
MAI, Moscow
frequency model of the stabilization system;
construction of frequency ch
aracteristics of the system of stabilization of the
elastic aircraft for the dynamic pressure maximum flight regime.
The obtaining stability of the longitudinal channels of the stabilization system for
the dynamic pressure maximum flight regime, as well as
, the evaluation of the effect
of the frequency characteristics of the electromechanical actuator with adaptive
microcontroller on the stability of the elastic aircraft stabilization system was the
result of the work performed.
Исследование энергетических
характеристик и режимов движения
орбитального космического аппарата с электродинамической тросовой
системой
Кульков В.М.
L Егоров Ю.Г.
L Тузиков С.А.
МАИL г. Москва
Статья посвящена исследованию п
роектных параметров и режимов движения
орбитального космического аппарата с электродинамической тросовой системой
(ЭДТС)L а также методам оценки ее энергетических характеристик.
107 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Представлены математические модели электродинамических процессовL
связанных с
протеканием тока в электрической цепиL формируемой космической
тросовой системой. Формирование моделей с учетом электродинамического
взаимодействия троса
кабеля с током с магнитным полем Земли строится на
базе теории динамики связки в гравитационном и гео
магнитном полях.
Методами математического моделирования проведены исследования
динамики и электродинамики функционирования тросовых систем при
осуществлении операций в условиях космического полета.
Представлены методы исследования проектных параметров и ре
жимов
движения орбитальных комплексов на базе ЭДТСL а также характеристик
электродинамических тросово
кабельных систем.
Предложены методы управления движением низкоорбитальных ИСЗ с
использованием электродинамической тросовой системы. Показана
эффективнос
ть применения тросово
кабельной системы электродинамического
маневрирования и ее сравнение с реактивными системами малой тяги.
Рассматривается и анализируется электрический контур с
электропроводящим тросом
кабелем и
плазменными контакторами
моделирующий
взаимодействие
ЭДТС
с геомагнитным полем и ионосферой.
Приведены оценки характеристик ЭДТС в режимах движителяL генератора и
антенны ОНЧ
диапазона.
Результаты указывают на возможность взаимного
превращения энергии электрического тока и кинетической энергии
орбитального
движения ЭДТСL высокую излучательную способность ОНЧ
антенныL
размещенной в ионосфере.
Показан проектный облик
ЭДТСL разработанный с целью проведения
электродинамического эксперимента на орбите.
ЭДТС
состоит из центрального
модуля и двух отд
еляемых модулейL соединенных изолированным тросом
кабелем и обеспечивающих замыкание электрической цепи через ионосферу с
помощью плазменных контакторов.
Investigation of energy characteristics and modes of motion for an
orbital spacecraft equipped with
108 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The methods of motion control for low
orbit satellites by electrodynamic tether
mutual conversion of the electric current energy and kinetic energy of
the EDTS orbital
motion, and high
emissivity of
antenna of the VLF
range
in the ionosphere.
The design layout is presented for EDTS that was developed for electrodynamic
experiment in the orbit
EDTS comprises a central module and two detachable modules
onnected by an insulated tether
cable, which provide bridging of electric circuit
through the ionosphere using the plasma contactors.
Анализ вариантов построения орбитальной
гуппировки дополнения
ГНСС в интересах региональных потребителей
Зай Яр Вин
L Малышев В.В.
L Старков А
L Федоров А.В.
МАИL г. Москва
Исследования направлений модернизации орбитальной группировки системы
ГЛОНАСС необходимо проводить с учетом прогнозных хар
актеристик
зарубежных навигационных спутниковых системL которые в
последнее время интенсивно развиваются.Эффективное решение обеих задач
обеспечивает на высоком уровне навигационную независимостьL безопасность
страны и координатно
временное обеспечение с и
спользованием ГЛОНАСС во
всем мире для широкого круга потребителей.
С целью обоснованного выбора модернизированной структуры ОГ важным
направлением исследований является анализ достоинств и недостатков
существующей структуры ОГ ГЛОНАСС.
Не смотря на тоL чт
о технологии ГНСС используются в различных сферахL в
настоящее время наиболее востребованным сектором является транспорт.
Наибольшую популярность спутниковые технологии сегодня приобретают в
транспортном секторе (на долю которого приходится более
55 E нав
игационного рынка). Они применяются в целях его модернизацииL
повышения эффективностиL обеспечения безопасности.
Подготовлено официальное правительственное заявление для мирового
сообщества и Международной организации гражданской авиации (IAO) «О
предоста
влении для использования на безвозмездной основе системы
ГЛОНАСС» в интересах пролонгации аналогичного заявления 1995 года.
Важную роль в вопросе совершенствования радионавигационного
обеспечения должна сыграть новая версия геоцентрической системы координа
для ГЛОНАСС ПЗ
90.11L которая по некоторым оценка может повысить
точность определения координат не менее чем на 15E.
Практически важными и полезными являются выпущенные и создаваемые
госорганами (Минтранс) нормативные документыL определяющие
использовани
е системы ГЛОНАСС различными видами транспорта.
109 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В докладе проводится анализ характеристик орбитальной группировки
системы ГЛОНАСС и зарубежных глобальных навигационных спутниковых
систем для разработки модернизированной структуры орбитальной группировки
интересах региональных потребителей. Рассматриваются
различные
варианты
модернизации
орбитальной
группировки
ГНСС
Analysis of options build orbital constellation GNSS augmentation in the
interests of regional consumers
ZayYarWin
, Malyshe
v V.V.
, Starkov
A.V.
, Fedorov, A.V.
MAI, Moscow
Research directions of modernization of the orbital grouping of the GLONASS
system should be carried out with predictive
characteristics of the foreign navigation
satellite systems, which in recently intensively developed.Effective solution of both
problems provides high level navigation independence, the security of the country and
coordinate and time support using GLONASS
worldwide for a wide range of
consumers.
In order to rationalize the choice of the modified structure of the orbit group an
important direction of research is the analysis of the advantages and disadvantages of
the current structure of the orbit group GLON
ASS.
Despite the fact that GNSS technology is used in various fields, currently the most
demand sector is transport. The most popular satellite technologies now get in the
transport sector (which accounts for more 55% of the navigation market). They app
ly
for the purposes of modernization, efficiency, safety.
Prepared official government statement to the world community and the
International civil aviation organization (ICAO) to provide for use on a gratuitous
basis of GLONASS in the interests of prolong
ation similar statements 1995.
An important role in the improving of the navigation security should play a new
version of the geocentric coordinate system the GLONASS
90.11, which by some
estimation can improve positioning accuracy at least 15%.
Practically important and useful are released and created by government agencies
(Ministry of transport) regulatory documents defining the use of the GLONASS
system different
types of transport.
The report analysis the characteristics of the orbital grouping of the GLONASS
system and foreign global navigation satellite systems for development of the
upgraded structure of orbital grouping in the interests of regional consumers.
Discusses various upgrade options orbital constellation GNSS.
Экспериментальные
исследован
устойчивости
системы
руль
привод
маневренного
беспилотного
летательного
аппарата
Быков А.В.
L Иванов Д.Н.
L Парафесь С.Г.
L Туркин И.К.
МАИL г. М
осква
При проектировании маневренных беспилотных летательных аппаратов
(БЛА) определенные усилия разработчика направлены на обеспечение
безопасности БЛА от флаттера и подтверждение аэроупругой устойчивости с
системой автоматического управления (САУ)L значи
тельное влияние на которую
оказывает ее элемент
привод рулей.
110 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Потеря устойчивости в системе «руль
привод»L проявляющая в развитии
автоколебаний руля ограниченной амплитуды (предельного цикла) является
распространенным видом аэроупругой неустойчивости
БЛА. Предпочтительным
решением данной проблемы являются расчетные исследования устойчивости
системы «руль
привод» на этапахL предшествующих изготовлению опытных
образцов БЛА. ОднакоL получение части необходимых исходных данных
расчетным путем не представ
ляется возможным. В этом случае решение задачи
проверки устойчивости переходит на этап предварительных испытаний с
использованием расчетно
экспериментальных методов.
Выполнены экспериментальные работы с автономным блоком рулевых
приводов БЛА класса «поверх
ность
воздух» (со складным рулем) с целью
определения характеристик собственных колебаний в системе «руль
привод»
при электромеханическом моделировании (воспроизведении) аэродинамических
силL возникающих на руле в потоке. Исследования проведены на базе
аборатории НИО
60R МАИ с использованием стенда электромеханического
моделирования аэроупругого поведения БЛАL включающего средства
возбуждения и измерений колебанийL аппаратно
программный комплекс
управления испытаниямиL силовые плиты для закрепления рулев
ого отсека БЛА
и электродинамических силовозбудителейL а также вспомогательную оснастку.
Особенностью схемы приложения сил к рулю явилось использование двух пар
электродинамических силовозбудителей для расширения возможностей стенда
по величине воспроизвод
имого скоростного напора.
Экспериментальные исследования включали измерение динамической
жесткости системы «руль
привод» при возбуждении руля моментом сил (и
нулевом сигнале на входе в привод)L а также измерение частотных
характеристик привода от заданно
го угла отклонения руля к реализованному.
Дополнительно проведены исследования влияния массовой
(«противофлаттерной») балансировки руля на границу автоколебаний.
Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства образования и
науки Российской Федерац
ииL проект № XST.
Experimental research of the stability of the system
control fin
actuator
of
maneuverable unmanned aerial vehicle
Bykov A.V
, Ivanov D.N.
, Parafes S.G.
, Turkin I.K.
MAI, Moscow
During designing of maneuverable unmanned aerial vehicles (UAVs) some efforts
111 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Experimental works with stand
alone actuator compartment of UAV of
surface
air
class
(with
folding control fin) to determine the characteristics of the natural
oscillations in the system
control fin
actuator
with the electromechanical simulation
(playback) of the aerodynamic forces on the
control fin in the stream are made.
Research carried ou
t on the basis of
R&D
laboratory
602
of MAI using
electromechanical simulation stand of UAV comprising means of excitation and
vibration measurements, hardware
software complex of test control, mounting plates
for UAV fixing, electrodynamic shakers and aux
iliary equipment. A feature of force
application to the
control fin circuit was the use of two pairs of electrodynamic
shakers for the extension of the stand dynamic pressure range.
Experimental studies include measuring of a dynamic stiffness of “control
fin
actuator” system when excited by moment (and a zero signal at the actuator input), as
well as the measurement of the actuator frequency characteristics from a input angle to
output angle. Additionally the study of the influence of the mass (
anti
utter
balancing of control fin on the self
oscillation boundary is carried out.
This work was made with support of the Ministry of Education and Science of the
Russian FedeρaτionL πρoϕecτ №XST.
Математическое моделирование микроканала генерирующего
физ
иологически близкое к реальному течение питательной жидкости в
микробиореакторе крови в условиях космического полёта
Киндеева О.В.
МАИL г. Москва
Целью работы является создание математической модели микроканала с
пассивным участкомL п
озволяющим моделировать физиологически близкое к
реальному течение питательной жидкости в микробиореакторе для
выращивания клеток на борту космической станции.
В настоящее время одним из самых интересных направлений в области
космической медицины являются
исследования процессов фармакодинамики и
фармакокинетики. Такие исследования целесообразно проводить с помощью
микробиореакторов
стремительно развивающейся технологии создания
клеточных моделей органов человека. Подобные системы позволяют отказаться
от э
кспериментов на космонавтах и животных во время космического полёта и
максимально приблизить исследования медицинских препаратов к условиям
организма человека.
Микробиореактор состоит из ячеек с клеточными моделями органов человекаL
которые соединены сетью
микроканалов. По микроканалам циркулирует
питательная жидкостьL поставляющая к клеткам необходимые для нормальной
жизнедеятельности вещества. Перфузия жидкости обеспечивается
перистальтическим насосомL состоящим из трёх тонкостенных мембран. Для
приближен
ия условий в клеточной модели к реальнымL необходимо создать ток
питательной среды схожий с током крови в капиллярах человека. Пульсовые
колебания давления крови приводят к колебаниям скорости около среднего
ненулевого значения. Поэтому необходимо ввести в
систему микроканалов
пассивный элементL который преобразовал бы колебания от перистальтического
насоса в колебанияL близкие по форме к физиологическим.
112 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Для этого был разработан элементL представляющий собой два параллельных
каналаL в одном из которых рас
положен демпфер. В качестве демпфирующего
элемента использовалась мембрана большого диаметраL которая способна
изгибаться под действием пульсирующего тока жидкости.
При математическом моделировании на входе в канал задавался пик
давленияL измеренный датчик
ом давления на выходе из перистальтического
насоса. Расчёт учитывал наличие противотокаL который возникает при движении
демпфирующего элемента. В результате расчёта сравнивались расходы
питательной среды в каждый момент времени на входе в исследуемый элеме
нт и
на выходе из него.
Полученая математическая модель показала целесообразность использования
подобного пассивного элемента в микробиореакторе.
Mathematical model of microchannel simulating physiological nutrition media
flow in microbioreactor on the or
bital station
Kindeeva O.V.
MAI, Moscow
The aim of this work is to find a mathematical model of a microchannel with a
hydrodynamic resistance which was integrated in microbioreactor for blood flow
simulation on orbital station board.
113 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; МАИL г. Москва
В ра
боте рассмотрены некоторые задачи механики космических тросовых
систем (КТС)L предназначенных для решения широкого спектра задач в космосеL
в том числе для выполнения орбитальных маневров и транспортных операций.
Актуальность этого направления в механике
космического полета связана с
потенциальными возможностями применения КТСL разнообразием схемных
решений и режимов функционирования КТС.
Одной из проблем является разработка математических моделей и
методическая подготовка решения траекторных и динамическ
их задач с
помощью КТСL определение проектных параметров и принципов управления
движением КТС. Важной задачей является анализ движения космических
тросовых систем и их элементов при осуществлении динамических операций
доставки на орбитуL спуска с орбиты и
изменения параметров орбиты
космического аппарата.
Разработаны прикладные методы исследования динамических операций КТС.
Представлены математические модели КТСL законы управления натяжением
тросаL обеспечивающие заданные режимы развертывания КТС. Строятся
математические модели динамики движения системыL исследуются режимы
функционирования КТС (развертыванияL вертикализацииL либрацииL управления
натяжением троса) для моделей многозвенной механической системы с
весомыми элементами и упругими связями.
Разрабо
танный методический подход для исследования КТС позволяет
изучать различные аспекты динамики КТС и по получаемым результатам
сравнивать поведение системы в широком диапазоне начальных условийL
параметров и режимов управления движением КТС.
Это дает возможн
ость обоснованно выбирать параметры системы и режимы
управления движением КТС. Получены результаты моделирования этапов
функционирования КТС на основе разработанной математической модели
развертывания КТС.
Представлены решения по проектному облику КТСL вып
олняющих
прикладные задачи в космосеL приводятся основные технические
характеристики таких систем.
114 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;during dynamic op
erations on the delivery into the orbit, descent from the orbit, and
functioning on the
basis of the developed mathematical model of the STS deployment.
The solutions for the design layout of the STS performing applied tasks in space,
and the main technical performance of such systems are presented.
Исследование перелёта космических аппаратов с
электроракетной двигательной установкой с окололунной
орбиты к точке либрации
Купцов В.В.
L Старинова О.Л.
Самарский университетL г. Самара
Для выполнения Российско
й лунной программы точка Лагранжа LR
представляет большой интерес. Используя её для размещения коммуникационных
спутниковL можно обеспечить связь с областямиL находящимися с обратной
стороны Луны. Кроме тогоL возможно использование этой точки LRL как опорн
ой
для дальнейших межпланетных перелётовL как место размещения заправочной
станции для транспортных или пилотируемых кораблей.
По сравнению с двигательными установками (ДУ) большой тяги большие
преимущества имеет использование электроракетных двигателей (Э
РД) малой
тяги ввиду малого расхода рабочего тела.
При перелётах в системе Земля
ЛунаL особенно в окрестности точек либрацииL
необходимо учитывать гравитационное воздействие Земли и Луны. Поэтому в
данной работе движение КА описывается в рамках плоской кру
говой
ограниченной задачи трёх тел с использованием инерциальной полярной
барицентрической системы координат.
Задача удержания КА на гало
орбите относительно точки либрации LR системы
Земля
Луна рассматривалась в работе
Nathan L. Parrish, Jeffrey S. Parker
, Steven P.
115 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;С испол
ьзованием разработанного программного комплекса проведено
моделирование пассивного селеноцентрического движения КА и перелета с этой
орбиты к точке либрации LR для КА со следующими проектными параметрами:
тяга двигателя 0L1 Н (направлена по трансверсали)L
масса КА 1500 кгL скорость
истечения S0000 мOс. Орбита пассивного движения является квазикруговой с
заметными колебаниями КА относительно Кеплеровской орбиты вследствие
влияния Земного притяжения Земли. Перелёт продолжается S5LS сутокL расход
рабочего тела
составляет 7LR
кг.
Дальнейшее развитие исследований будет проводиться в направлении
получения оптимального управления направлением тяги двигателей и изучения
некомпланарного движения КА.
Researching of electric propulsion spacecraft transfer from
the lu
nar orbit to libration point L2
Kuptsov V.V.
, Starinova O.L.
Samara University, Samara
To perform the Russian lunar program the Lagrange point L2 is of great interest.
Using it to embed communication satellites c
an provide communication with areas
located on the back side of the Moon. In addition, it is possible to use the L2 point, as a
reference for future interplanetary flights, as the location of filling stations for vehicles
or manned vehicles.
Compared with
propulsion units (DU) high thrust great advantages is the use of
electric propulsions (EP) low
thrust due to flow of the working fluid.
When flying in the system Earth
Moon, especially in the vicinity of the libration
points, it is necessary to consider th
e gravitational influence of Earth and Moon.
Therefore, in this work the motion of the spacecraft is described in the framework of the
planar circular restricted three
body problem with inertial barycentric polar coordinate
system.
The task of keeping the
spacecraft on a halo orbit relative to the libration point L2 of
the Earth
the Moon was considered in the Nathan L. Parrish, Jeffrey S. Parker, Steven P.
116 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Принципы выбора перспективных технологий для интегрированной
системы жизнеобеспечения межпланетного пилотируемогокорабля
Курмазенко Э.А.
L Кочетков А.А.
L Прошкин В.Ю.
Кирюшин О.В.
L Пушкарь О.Д.
НИИхиммашL г. Москва;
ЦНИИмашL г. Королёв
Решение отдельных частных проблем обеспечения жизни и деятельности
экипажа не может рассматриваться как процесс создания экотехнической
системы (ЭТС) межпланетн
ого космического аппарата (МКА)L предназначенной
для осуществления длительных пилотируемых полетов к планетам Солнечной
системыL в которой осуществляется сложная взаимосвязь отдельных элементовL
а продукты одних элементов служат исходными веществами для
нкционирования других в абиотической части ЭТС
интегрированной
системе жизнеобеспечения (ИСЖО).
Определяющими факторами для создания ИСЖО являются: программа
космической миссииL тип летательного аппаратаL характеристики интерфейсов с
бортовыми системами
МКА и технологическая структура ИСЖО.
Целью настоящего доклада является формирование принципов выбора
перспективных технологий для формирования структуры интегрированной
системы жизнеобеспечения экипажей МКА для длительных космических
миссий с учетом дейс
твующих ограничений на их создание.
Рассмотрена естественная морфологическая классификация технологий на
основе следующих признаков: продукты метаболизма экипажаL форма энергии и
первичные источники энергии для преобразования технологических процессовL
абатываемые компоненты среды обитания экипажаL особенности технологии
и сформулированы показатели эффективности для выбора технологий ИСЖОL
отражающие ее свойства как целостной системы и особенности
рассматриваемых технологий.
Сформулированы основные принц
ипы выбора технологий и сформирован
перечень критических технологий для создания ИСЖО МКА.
The principles of the advanced technology selection for Integrated
Life
Support System of Interplanetary Manned Vehicle
Kurmazenko E.A.
ochetkov A.A.
, Proshkin V.Yu.
Kuryushin O.V.
, Pushkar O.D.
NIIchimmash, Moscow;
TSNIImash
, Korolev
The decision of some private problems of providing life and
activity of the crew
cannot be regarded as a process of creation of the Eco
System (ETS) of an
Interplanetary Manned Vehicle (IMV), designed for long
term manned missions to the
planets of the solar system, in which the complex interplay of individual elem
ents and
products of some elements serve as starting materials for the functioning of other in
117 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The aim of this paper is to develop the principles of selection of advanced
technologies for generating of Integrated Life
Support System design for long
term
space missions, taking into account the current constraints on their creation.
Consider The natural morphological classification of the technologies based on the
following features of attributing oneself: products crew metabolism, a form of energy
and prim
ary power services for transformation processes, produced by components of
the crew habitat, a technology especially and formulated efficiency factors to select
ILSS technology, reflecting its properties as an complex integrated system and
features of cons
idered technologies.
The basic principles of the technology selection and the list of critical technologies
for creating ILSS of IMV are formed.
Тепловые режимы и температурный контроль радиоэлектронной
аппаратуры космических аппаратов
Алексеев В.А.
L Кудрявцева Н.С.
L Титова А.С.
L Максимова И.В.
МАИL г. Москва
Контролирование уровня температуры радиоэлектронной аппаратуры
необходимо на всех этапах полета спутника в космо
с чтобы гарантировать
оптимальную производительность работы систем. Тепловой контроль в космосе
охватывает очень широкий диапазон температур от криогенного уровня (до
R7SС) до высокотемпературных систем тепловой защиты (более R000С).
Уровень температуры
космического аппарата диктуется балансом между
поступающим внешним солнечным излучениемL альбедо и тепловым потоком
планетыL тепломL которое производится внутриL напримерL электронным
оборудованием и тепломL которое отводится в космос. Тепло отводится от
спутника в космос через радиаторы. Подсистема теплового контроля стремится
поддерживать общую температуру на приемлемом уровнеL и так же получить
наиболее адекватное распределение температур внутри спутника. Современные
системы переноса тепла очень важны д
ля будущих космических полетов.
Сегодняшние спутники сталкиваются с такими проблемамиL как повышенное
рассеиваемой мощности аппаратурыL увеличение расстояний переноса теплаL
более плотная компоновка бортовой электроникиL что приводит к возрастающей
потребн
ости спутника в площади радиатора. В результатеL передачи тепла
базирующейся только на явлениях проводимости и излучения уже недостаточно
чтобы минимизировать температурный градиент между полезной нагрузкой и
радиаторами. Транспортировка тепла с помощью те
чения жидкости в
герметично закрытом корпусеL движимой либо капиллярными силами (какL
напримерL тепловые трубы или капиллярный двухфазный насосный контур) или
механическими насосамиL необходимаL чтобы решить поставленные задачи
теплового моделирования.
ссмотрим современные концепции радиаторов. Улучшенные традиционные
подходы: поиск путей повышения эффективности тепловых труб уже показалL
что значительное усовершенствование в мощности теплового насоса на
тепловых трубах может быть достигнуто грамотными д
оработками в возвратном
фитильном цикле. Жидкостной капельный радиатор
основная концепция
заключается в замене твердой поверхности радиатора управляемым потоком
капель. Капели распыляются по всей областиL в которой они излучают теплоL а
118 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;затем они возвращ
аются в более горячие части системы. Для достижения
эффективности необходимо создать радиатор легкойL складной конструкции и
обеспечить средства прицеливания капель так точноL что бы они могли быть
захвачены и вернулись в систему. Концепция поясного радиат
ора
представляет
собой модификацию жидкостной капельной концепцииL в которой ультратонкая
твердая поверхность покрыта жидкостью с очень низким давлением пара.
Thermal
modes and
temperature
control
of space electronic equipment
Alekseev V.A.
, Kudryavtseva N.S.
, Titova A.S.
, Maksimova I.W.
MAI, Moscow
Controlling the level of temperature of electronic equipment is essential during all
phases of a satellite‘s space mi
ssion to guarantee the optimum performance of the
space systems work. Thermal control for space applications covers a very wide
temperature range, from the cryogenic level (down to
273 deg C) to high
temperature
thermal protection systems (more than 2000
deg C).
119 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Балык В.М.
L Маленков А.А.
L Станченко А.С.
МАИL г. Москва
В процессе разработки аэродинамических моделей летательных аппаратов
(ЛА)L ряд существенных особенностей
аэродинамического моделирования
остаются неотраженными в соответствующих моделях и лишь
аэродинамические продувки или летные экспертизы позволяют нужным
образом дополнить аэродинамическую модель.
Теоретической моделью при этом является модель движения ЛА
L которая
является базиснойL корректируемой по данным эксперимента. Как правилоL
аэродинамическая модель включает в себя расчет коэффициентов лобовойL
подъемной и боковой силL коэффициента момента тангажаL рысканья и кренаL
каждый из которых нелинейно зави
сит от углов атаки
L скольжения
L угловых
скоростей
углов отклонения горизонтальных
и вертикальных
рулей
L числа Маха
В задаче необходимо восстановить зависимости для аэроди
намических
коэффициентов в функции от кинематических параметров ЛАL которые
представляются экспериментальными данными. Это типичная задача
структурно
параметрической идентификации системы.
Недостаточная точность аэродинамической модели обусловлена темL чт
о в
ней учтены не все значимые факторы. ПоэтомуL если только за счет
параметрической корректировки не удается получить модель с требуемыми
свойствамиL то необходима ее структурная корректировка. При этом
необходимо выяснитьL что именно в модели препятствуе
т ее нормальной работе
и каким образом имеющееся препятствие можно устранить. Соответствующая
структурная корректировка осуществляется операторами статистического
синтезаL построение которых рассматривается в данной работе. Приводятся
также правила работы
с такими операторами в задачах идентификации
аэродинамических моделей.
Structural and parametric identification of the aerodynamic model of the
aircraft according to flight tests
Balyk V.M.
, Malenkov A.A.
, Stanche
nko A.S.
MAI, Moscow
During the development of aerodynamic models of aircraft, a number of significant
features of the aerodynamic simulation remain unrecognized in the relevant models
and only aerodynamic flight purge or expertise
necessary to allow a way to
complement the aerodynamic model.
The theoretical model for this is the model of the movement of aircraft, which is the
baseline, corrected according to the experiment. Typically, the aerodynamic model
includes calculation of dr
ag coefficient, lift and lateral forces, the coefficient of pitch
µoµenτL yaω and ρoλλL eacη of ωηicη is a nonλineaρ funcτion of angλe of aττack α angλe
of slipping, angular velocities
angles of deviation of horizontal
and
verti
cal rudders
and the Mach number M.
120 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The problem must be restored according to the aerodynamic coefficient as a
function of the kinematic parameters of the aircraft, which are presented experimental
data. This is a typical problem of structural
parametric identification system.
Insufficient accuracy of the aerodynamic model due to the fact that it does not take
121 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;процессов функционирования интегрированной системы КА на различных
этапах его жизненного цикла с использованием перечисленных аппаратных
средств. Результаты моделирования показалиL что разработанные моделиL
методы и алгоритмы
навигации и управления движением обеспечивают
необходимую точность оценки параметров движения КАL а также обеспечивают
автономность функционирования КА на протяжении не менее 1 года.
Исследования выполняются при финансовой поддержке Минобрнауки России в
амках СоглашенияL уникальный идентификатор прикладных научных
исследований RFMEFI57T1TX0100.
GEO Satellite autonomous integrated control & navigation system
Kozorez D.A.
, Krasilshikov M.N.
, Kruzhkov D.
, Mokrova M.I.
MAI
, Moscow
The autonomous control and navigation problems solution at GEO satellite various
optimality conditions in order to generate on
line the sequence of control pulses as well
as feedback electrical propulsion unit thrust control;
The preliminary evaluation of developed syst

Методический подход к выбору орбитальных структур
спутниковой
системы непрерывного обзора околоземного пространства на основе
применения многоярусных орбитальных структур
Разумный Ю.Н.
L Нгуен Н.К.
МАИL г. Москва
Целью данной работы являлось рассмотрение задачи баллистического
проектирования спутниковой системы непрерывного глобального обзора
заданного околоземного сферического слоя космического пространства.
В работе приводится математическая постановка указанной задачи на основе
применения многоярусных орбитальных структур
орбитальных структур на
круговых орбитах с различными сочетаниями высоты и наклонения орбит
спутников в отдельных ярусах системы. Излага
ется методический подход к
выбору орбитальных структур на основе решения базовой задачи анализа
непрерывного глобального обзора сферы заданного яруса с помощью системы
спутников на орбитах с одинаковыми высотой и наклонениям. Для решения
указанной задачи п
редложен быстродействующих метод анализа характеристик
покрытия сферы с помощью кинематически правильных систем спутниковL
имеющих большие углы раствора бортовой аппаратуры наблюдения.
Structures for Continuous Near
Earth Space Coverage Based on Multi
Tiered
Orbital Formations
Razoumny
Yu.N.
, Nguyen N.Q.
MAI, Moscow
The objective of this research was to consider the problem of satellite conste
llation
design for continuous global coverage of a given spherical layer of near
Earth space.
The mathematical setting of the problem is presented basing on the use of multi
tiered (compound) orbital structures
constellations on circular orbits with vari
ous
combinations of altitudes and inclinations of satellite orbits in different tiers. We
present a methodological approach to the orbital structure selection based on the
solution of the basic problem of analyzing continuous global coverage of a sphere of
the given radius by a satellite constellation consisting of orbits with equal values of
altitude and inclination. To solve this problem we propose a high
speed method for
analyzing sphere coverage characteristics for kinematically regular satellite
conste
llations with great values of on
board equipment span angles.
Анализ характеристик ионизирующего излучения
при длительных космических полетах
Нягулов М.Р.
L Балкен Д.Б.
НГТУL г. Новосибирск
В связи с перспективой пил
отируемых полетов на Марс в настоящий момент
актуальной становится задача биологической индикации предполагаемой трассы
полета и условий на Марсе с позиции разработки необходимых систем защиты
от космического ионизирующего излучения.
123 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Степень поврежденийL
наносимых радиацией человекуL зависит от удельной
энергии потока элементарных частиц радиации и от времени воздействия
радиационного излучения. При длительных космических полетах в
межпланетном пространстве радиационная опасность обусловлена совместным
дей
ствием галактического и солнечного космических излучений.
Целью настоящей работы является анализ характеристик и оценка
биологической значимости интенсивности ионизирующего излучения
применительно к трассе полета и на поверхности МарсаL а также сравнение
анного фактора на примере высотного излучения в атмосфере Земли.
В работе проведено исследование характеристик поля и энергии
ионизирующего излучения. Описана методика расчета поглощенной дозы и
проведен анализ
дозовых характеристикL а так же оценка
влиян
ия космического
ионизирующего излучения на организм человека.
Эквивалентная доза ионизирующего излучения (Зв) является частным
случаем поглощенной дозы и представляет собой произведение поглощенной
дозы в биологической ткани на коэффициент качества этого и
злучения в данном
элементеL что дает возможность оценить преобразования энергии излучения в
биологические эффекты тканей живых организмов. Оценки доз по трассе полёта
Земля
Марс
Земля показываютL что за весь период полёта длительностью
R…S года дозы об
лучения человека могут составить 5…50 Зв. Такие значения
соответствуют смертельно опасному уровню воздействия на организм. Поэтому
важнейшим элементом системы жизнеобеспечения для данного полёта должна
быть мощная многократная радиационная защита пилотируе
мого модуля
космического аппарата.
В заключении выполнено сравнение космического излучения с высотным
ионизирующим излучениемL воздействующим на летный персоналL а также на
членов экипажа МКС. Выявлены общие закономерности влияния повышенного
или пониженн
ого ионизирующего излучения на организм человекаL которые
позволяют проводить исследование особенностей систем защиты от радиации
при длительных космических полетах.
Analysis of characteristics of ionizing radiation
during long space flights
Nyagulov M.R.
, Balken D.B.
NSTU, Novosibirsk
The problem of biological indication of supposed flight trajectory and Mars' life
conditions is becoming urgent from the position of developing necessary protection
systems from space
ionizing radiation, due to perspective of manned flights to Mars.
The degree of damage caused by radiation depends on density of elementary
particle radiation flow and the time of exposure to radiation. During long space
missions in interplanetary space r
adioactive emitting submitted by mixing of galactic
cosmic rays and solar cosmic rays.
Objective of the work is analysis of ionizing radiation intensity's characteristics and
biological significance in the context of flight path to Mars and on its surface,
and also
comparative quantification of this factor on the example of high
altitude radiation in
the Earth's atmosphere.
124 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In this work presented research of ionizing radiation's feild and energy
characteristics. A method for the calculation of the absorbed
dose and dose
characteristics were analyzed, as well as evaluation of the impact of cosmic ionizing
radiation on the human body.
An equivalent dose of ionizing radiation (Sv) is a special case of absorbed doses
and represents the composition of absorbed do
se in biological tissue with a factor of
quality of the of the radiation on this element, which makes it possible to evaluate the
radiation energy conversion biological effects tissues of living organisms. Assessment
of ionizing radiation doses on the flig
ht path Earth
Mars
Earth show that for the
entire period of flight (2...3 years) the radiation dose for a person may be 5...50 Sv.
These values correspond to the fatally dangerous level of impact on the organism.
Therefore, powerful multiple radiation
protection of spacecraft's manned unit is an
essential element of life support system.
In conclusion we did a comparison of cosmic radiation and high
altitude ionizing
radiation, which affects on flight personal and ISS crew. Were revealed general
regulari
ties of the influence of high or low ionizing radiation on the human organism,
that allow to conduct research of systems' of radiation protection features during long
space flights.
Анализ конструктивных решений механизмов сложенияOраскрытия
складных рулей
беспилотных летательных аппаратов
Опарин А.С.
L Парафесь С.Г.
МАИL г. Москва
Естественным способом уменьшения габаритов беспилотного летательного
аппарата (БЛА) при сохранении его аэродинамических характеристик явл
яется
сложение несущих поверхностей. При хранении и транспортировании БЛА
несущие поверхности сложены и его габариты минимальныL при применении
БЛА они раскрываются с помощью специальных механизмов и обеспечивают
ему требуемые аэродинамические характеристи
ки.
Три основных компонента определяют процесс сложения и раскрытия
(раскладывания) несущей поверхности: ось сложенияL элементы фиксации
положений и управляющий моментL необходимый для ее раскрытия. Для БЛА с
поверхностями малого удлинения характерно распо
ложение оси в плоскостиL
параллельной его оси. Элементы фиксации должны удерживать несущую
поверхность в крайних положениях. Управляющий момент должен
обеспечивать необходимое усилие для раскрытия раскладывания несущей
поверхности. Различные способы создан
ия момента позволяют создавать
различные конструктивные решения механизмов сложения.
В работе исследуются альтернативные варианты конструктивных решений
механизмов сложения в интересах проектирования складного
аэродинамического руля БЛА. При анализе альтер
нативных механизмов
сложения ставится целью исследование возможности использования их массы в
качестве весовой балансировки в интересах обеспечения безопасности от
флаттера и аэроупругой устойчивости БЛА с САУ.
Исходным моментом для анализа возможных вариа
нтов складных рулей
является цельный аэродинамический руль заданной геометрией и известными
нагрузкамиL воздействующими на него. Задача сводится к проектированию
125 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;складных рулей с альтернативными механизмами сложенияOраскрытияL
отвечающих исходным условиямL
и сравнению с исходным вариантом цельного
руля. Первым вариантом механизма сложенияOраскрытия является пружинный
механизмL в котором управляющий момент создается с помощью пружиныL
расположенной на оси сложения. Второй вариант
пневмомеханизм;
управляющи
й момент создается с помощью тяги пневмоприводаL питающегося
от бортового генератора. Третьим вариантом является пиромеханизм;
управляющий момент создается с помощью пиротехникиL напримерL
пиропатрона.
Приведены иллюстрации и массово
центровочные расчеты
рассматриваемых
конструкций механизмов сложенияOраскрытияL показаны отличительные
особенности складных рулей с различными механизмами в сравнении с рулем
цельной конструкции.
Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства образования и
науки Россий
ской ФедерацииL проект № XST.
Analysis of constructive patterns to the mechanisms of folding/unfolding of
folding rudders of unmanned aerial vehicles
Oparin A.S.
, Parafes S.G.
MAI, Moscow
A natural way to reduce the
size of unmanned aerial vehicle (UAV) while
maintaining its aerodynamic performance is the folding of surfaces (wings and
rudders). During storage and transportation of UAV surfaces are folded and its
dimensions are minimal, in the application of UAV they
are unfolding by special
mechanisms and provide the required aerodynamic characteristics.
Three main components determine the process of folding and unfolding (unfolding)
of surfaces: folding axis, the fixing elements of the regulations and managing the
time
necessary for its disclosure. To UAV with surfaces of small aspect ratio is
characterized by the location of the axle in a plane parallel to its axis. The fixing
elements must hold the surface in the extreme positions. The control point needs to
provi
de the necessary force for opening the folding surface. Different ways to create
the moment allow you to create various design solutions for the folding mechanisms.
This paper investigates alternative constructive patterns of mechanisms of addition
in the
interests of designing foldable aerodynamic rudder of UAV. In the analysis of
alternative the mechanisms of folding/unfolding intended to study the possibility of
using their mass as the weight balancing in the interests of safety from flutter and
aeroelas
tic stability of the UAV with the automatic control system (ACS).
The starting point for the analysis of possible variants of folding rudders is a one
piece aerodynamic rudder with known geometry and loads acting on it. The problem is
reduced to the design
of folding rudder with alternative mechanisms of
folding/unfolding that meets the initial conditions, and comparison with the original
version one
piece aerodynamic rudder. The first embodiment of the mechanism of
folding/unfolding is a spring mechanism i
n which the control torque is produced by a
spring located on the axis of the addition. The second option is pneumomechanic; the
control point is created using the thrust of a pneumatic actuator, powered by the
onboard generator. The third option is combus
tion; the control point is created using
fireworks, such as squibs.
126 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Illustrations and mass
centering calculations of the considered mechanisms of
folding/unfolding; distinctive features of the folding rudders with different
mechanisms in comparison with th
e one
piece aerodynamic rudder have shown.
The work is executed at financial support of the Ministry of education and science
of Russian Federation, the project No. 834.
Анализ параметров работы центробежного сепаратора с гидравлическим
управлением в системе жизнеобеспечения космической станции
Павлов А.В.
L Бобе Л.С.
L Кирюхин А.В.
L Рыхлов Н.В.
Сальников Н.А.
НИИхиммашL г. Москва
Отделение жидкости от транспортного воздуха является принципиальной
задачей в системах жизнеобеспечения (СЖО) космических станций. Одним из
эффективных способов отделения жидкости от газа в условия
х микрогравитации
является разделение в центробежном поле.
В настоящее время АО
«НИИхиммаш» разработан и проходит испытания опытный образец
малогабаритного насоса
сепаратора конденсата и воды НС
КВL
предназначенный для осуществления процесса разделения газ
ожидкостной
смеси (ГЖС) в СЖО экипажей космической станции.
Сепарация ГЖС реализуется за счет создания центробежных силL
заменяющих в невесомости действие силы тяжести. В результате вращения
ротораL жидкостьL находясь в его полостиL также закручиваетсяL об
разуя кольцо.
За счет избыточного давленияL возникающего в центробежном полеL
осуществляется её отвод из аппарата через дисковый черпакL а отделенный
воздух удаляется через патрубок отвода газа. Гидрозатвор обычно организуется
закрытием электромагнитного к
лапана на сливе жидкости по сигналу от
давления на соответствующем уровне жидкостного кольца. Исследовано
поддержание уровня жидкости и перекрытие поступления ГЖС на входе за счет
нормально
закрытого и нормально
открытого гидроавтоматов (ГА). Подобное
реше
ние значительно упрощает управление сепаратором.
При проектировании насоса
сепаратора важным является расчет напораL
создаваемого на черпаках кольцом жидкостиL т.к. данная величина определяет
рабочие характеристики аппарата и гидроавтоматов. В связи с нали
чием силы
трения вращение кольца жидкости не совпадает со скоростью вращения ротораL
поэтому в уравнение расчета общего напора вводится эмпирический
коэффициентL учитывающий проскальзывание кольца жидкости относительно
ротора.
По сравнению с другими центр
обежными сепараторамиL НС
КВ имеет ряд
технических преимуществ: продолжительный ресурс работы и малую
энергоёмкостьL реализованные за счет установки бесконтактного моментного
электродвигателяL возможность программной регулировки числа оборотов
ротора при п
омощи блока управленияL компактность конструкции из
за
совмещения ротора с дисковым черпаком и электродвигателя в один корпус.
В настоящем докладе представлены гидродинамические характеристики НС
КВ при различных режимах подачи ГЖСL проведен их сравнительн
ый анализ с
характеристиками других центробежных разделителейL уточнен коэффициент
проскальзывания и показана возможность автоматического регулирования
работы сепаратора с использованием гидроавтоматов.

128 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;окрестности ОС.
Все эти задачи могут быть объединены под общим понятием
транспортного обслуживания космических аппаратов (КА).
В докладе моделируется применение космической тросовой системы для
облета системы КАL движущихся по круговой орбите.
Рассматривается орбитальное
движение привязного объекта (ПО) связки со
скоростьюL отличной от круговой скорости для данной высоты. Это
обстоятельство позволяет считать возможным применение космической тросовой
системы для облета системы КАL движущихся по круговой орбите. Если радиус
орбиты базового объекта
связки меньше радиуса
орбитыL по которой движутся
КАL то ПО последовательно один за другим нагоняет КА. Если радиус орбиты
базового объекта
связки больше радиуса
орбитыL по которой движутся КАL
тоL
наоборотL все КА последовательно
нагоняют ПО. ПредполагаетсяL что КА
системы находятся на одном и том же угловом расстоянии друг от друга.
При рассмотрении облета системы КАL движущихся по круговой орбите
использованы ранее полученные результатыL относящиеся к встрече ПО
отдельным
КАL с
м. [1
2].
Если радиус орбиты базового объекта
связки
меньше радиуса
орбитыL по
которой движутся КАL время облета системы КА возрастает с увеличением
количества аппаратов в системе и с уменьшением длины троса. При
фиксированном радиусе
орбитыL по которой д
вижутся КАL уменьшение длины
троса
означаетL что радиус орбиты базового объекта
связки
возрастает и
приближается к радиусу орбитыL по которой движутся КА.
В докладе представлены результаты расчетов характеристик облета системы
КА для импульсной схемы облет
а при различном числе космических аппаратов в
системе и
рассматривается выигрыш в энергетике за счет применения связки для
обслуживания системы КА.
Список литературы
1.
Иванов В.А.L Купреев С.А.L Ручинский В.С. Космические
тросовые системы:
учебное пособие
. М.: Альфа
МL R01T.
R0X с.
2.
Иванов В.А.L Купреев С.А.L Ручинский В.С. Орбитальное
функционирование
связанных космических объектов.
М.: Изд
во «ИНФРА
М»L R01T.
SR0 с.
Mathematical models of the transport service spacecraft
Ivanov
Ruchinskiy
, Pavlovich D.D.
MAI, Moscow
Almost none of the space program can’t be executed without carrying out the
corresponding transport operations. The purpose of these operations is to service t
he
orbital stations and other space objects (shipment, change of crews, emergency rescue of
astronauts), in the delivery of the payloads to the specified orbit Assembly of large space
structures, carrying out of certain works and scientific research in the
vicinity of orbital
stations. All of these tasks can be combined under the common concept of transport
service of space vehicles.
The report modeled the use of space cable systems for the flight system spacecraft
moving in a circular orbit.
Considered the
orbital motion of the tethered object bundles at a speed that is
different from the circular speed for this altitude. This circumstance allows us to
consider the possible application of space tether systems for orbit around the systems of
129 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;the spacecraft m
oving in a circular orbit. If the radius of the orbit of the base object
bundles smaller than the radius of the orbit, which move the spacecraft, tethered to the
object one by one catches up with the spacecraft. If the radius of the orbit of the base
objec
t of the ligament is greater than the radius of the orbit, which move the spacecraft,
В настоящее время радиопередача телеметрической информации с борта
широко распространенных ракет
носителей (РН)
тяжелого класса такихL как
«Протон
М» и «Ангара»L осуществляется с помощью телеметрических систем
(ТС) «Скут
T0» и «Орбита
» соответственно. При этом основные
характеристики указанных ТС
вид модуляции несущейL информативностьL
зависимость вероятности б
итовой (символьной) ошибки
от отношения энергии
бита к спектральной плотности мощности шума
и прочие
остаются
неизменными. Стоит также добавитьL что быстрые темпы роста
микропроцессорной техникиL применяемой при построении систем обработки
информацииL аналого
цифровых преобразованийL генерировании необходимых
частот позволяют повысить эффективность указанных ТС. Кроме этогоL постоянно
увеличивающиеся требования к количеству и частоте опроса контролируемых
параметров изделия также ведут к по
иску путей совершенствования
существующих ТС. Другими словамиL как говорил Эмиль Золя: «Надо идти
впередL все впередL с жизньюL которая никогда не останавливается».
Анализируя мировые тенденции в методах передачи телеметрической
информации с изделий РКТL з
аметен постоянный интерес к применению
цифровой радиопередачи информацииL целесообразность чего подтверждается

также и опытом зарубежных телеметристов. В разрабатываемых ТС они зачастую
применяют манипуляцию несущей частотыL а также многопозиционное
кодиро
вание. Следует сказатьL что переход на цифровую радиопередачу
позволяет:
Повысить достоверность принимаемой информации.
Улучшить энергетику радиолинии.
Повысить скорость обработки принятых данных.
Сузить ширину полосы частот.
Таким образомL выделяются след
ующиеL вытекающие из указанных
преимуществ цифровой радиопередачиL направления повышения эффективности
существующих ТС:
переход от аналоговых и аналого
цифровых ТС к цифровым;
повышение позиционности передаваемого кода;
применение помехоустойчивого и восст
анавливающего кодирования
передаваемого кода.
of heavy class
Polenov D.Yu.
, Moroz A.P.
NPO IT
Korolev
Currently broadcast telemetry informati
on from the board of the widespread launch
vehicles (LV) heavy class such as «Proton
systems (TS) «Skut
40» and «Orbita IV MO» respectively. However, the main
characteristics of these vehicles
the modulation type of
carrier, the information content,
the probability of dependence bit (symbol) error
from the bit energy
to noise power
spectral density
and others
remain unchanged. It is worth mentioning that the rapid
growth of microprocessor technology,
used in the construction of systems of
information processing, analog
digital conversions, generating necessary frequencies
will improve the effectiveness of these TS. In addition, the ever
increasing demands on
the quantity and frequency of the survey
seek ways to improve the existing TS. In other words, in the words of Emile Zola: «We
must go forward, forward to a life that never stops».
Analyzing the global trends in the methods of telemetry data trans
mission products
RKT, noticeable constant interest in the application of digital broadcast information, the
feasibility of which is also confirmed by the experience of foreign telemetry specialists.
The TS developed, they often use manipulation of the carr
ier frequency, as well as
multi
position encoding. It should be noted that the transition to digital broadcast, you
can:
1. To increase the accuracy of the information received.
2. Improve the energy of the radio link.
3. To increase the speed of processin
g the received data.
4. Narrow bandwidth.
Thus, the following stand out arising from these advantages of digital radio, ways to
improve the effectiveness of existing TS:
1) the transition from analog to digital, and analog to digital vehicle;
2) improving
the positional transmitted code;
3) the use of error
correcting and reducing coding the transmitted code.
131 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Критерии эффективности для анализа системы генерации кислорода
«Электрон
ВМ» на Международной космической станции
Прошкин В.Ю.
L Курмазенко Э.А.
L Щеглова Е.В.
L Зарецкий Б.Ф.
НИИхиммашL
МАИL г. Москва
Российская система генерации кислорода (СГК) «Электрон
ВМ» с R000 г.
работает на Международной космической станции (МКС). Кислород для
дыхания экипажа получают в технологическом блоке (ТБ) СГК электролизом
воды с циркул
яцией щелочного электролита через электролизерL разделением
смеси газ
жидкость в статических разделителях и каталитической очисткой
кислорода. Сегодня на борту МКС работает X
й ТБ. У каждого нового ТБ
конструкция и методики работы развивались относительно
предыдущего.
Анализ СГК «Электрон
ВМ» идет с позиций S
х общих глобальных
критериев эффективности (ГКЭ): живучесть
(объединяет частные критерии
(ЧК) ресурсL надежность и др.)L себестоимость
(ЧК энергопотреблениеL массаL
время на обслуживаниеL материаль
ные затраты и др.) и комфортность
(ЧК
параметры среды обитанияL взаимодействие с экипажемL размещениеL режимы
работы и др.). Значимость ГКЭ относительно друг друга:
ГКЭ живучесть определяетсяL в основномL конструкцией и внутренней
структурой С
ГК. Ограничения живучести
негативные процессы в СГК от
естественной выработки ресурса и нештатных ситуаций (НШС). Высокая
живучесть СГК «Электрон
ВМ» обеспечена: устойчивостью параметров при
наработке ресурса ТБ и их возвращением на прежний уровень после
НШСL
комплектом дополнительного оборудования для СГКL возможностями для
дальнейшей модернизации. Важный компонент живучести
информация о
параметрах (наблюдаемость). Повышение наблюдаемости СГК позволяет
распознать и локализовать НШС на более раннем этап
е развития.
ГКЭ себестоимость определяется не только ЧК СГКL но и связями СГК на
борту МКС. Важные ограничения себестоимости
параметры и условия работы
системL взаимодействующих с СГК. ПоэтомуL низкую себестоимость обеспечит
совместная оптимизация компле
кса взаимосвязанных системL с учетом экипажа
и всей системы подготовки и сопровождения полета.
ГКЭ комфортность определяется методиками эксплуатацииL режимами
работы и алгоритмом управления СГК. Высокая комфортность включает
создание возможно оптимальных у
словий не только для экипажаL но и для
служб на Земле и для работы технических систем на борту МКС (как для СГК
«Электрон
ВМ»L так и для взаимодействующих с ней систем).
Анализ позволяет выявить проблемные места СГК «Электрон
ВМ» и ее
окружения (технически
е системыL экипажL Земля)L которые ограничивают
оптимизацию по данным ГКЭ. По итогам анализа идет соответствующая
доработка и модернизация. Ближайшая цель: обеспечить для ТБ системы
«Электрон
ВМ» на МКС не менее 5
6 лет наработки (сегодня достигнута
нарабо
тка SL5 г.) при высокой безопасности и оптимизации техническихL
производственных и эксплуатационных параметров СГК и ее окружения.
Efficiency criteria for analysis of the oxygen generation system “Electron
VM”
on board of the International Space Station
oshkin V.Yu.
, Kurmazenko E.A.
, Shcheglova E.V.
, Zaretsky B.F.
132 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;1JSC “NIIchimmash”,
MAI, Moscow
The Russian oxygen generating system (OGS) “Electron
VM” is work
ing on board
of the International Space Station (ISS) since 2000. Oxygen for breathing crew is
produced of the technological block (TB) system by electrolysis of water with alkaline
electrolyte, which is circulated through the electrolyser. Next comes the
separation of
gas
liquid mixture in static separator and then the catalytic purification of oxygen.
Today aboard the ISS working eighth the TB. The design and exploitation of each new
TB have been upgraded compared to previous TB.
Analysis of the OGS “Elec
tron
VM” is done with positions of 3 generalized global
criteria efficiency (GCE): survivability G (unites partial criteria (PC) such as resource,
reliability, etc.), cost C (unites PC such as power consumption, weight, service time,
133 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В материалах работы рассматривается быстротекущее взаимодействие
обтекателя высокоскоросного летательного аппаратаL представляющего собой
тонкостенную оживальную металлическую осесимметричную обо
лочкуL с
внешней нагрузкой в условиях предварительного нагреваL неравномерного по
окружной координате обтекателя. Параметры взаимодействия поверхности
объекта с ударным фронтом воздушной волны описываются нестационарным
нагружением внешним неравномерным да
влением. Длительность воздействия
данного давления составляет интервал порядка T×10
секунды. Деформации
оболочкиL соответствующие предварительному неравномерному нагревуL могут
быть вычислены путем решения уравнений термоупругого равновесия.
Определение
параметров напряженно
деформированного состояния
конструкции связано с решением динамической задачи и состоит в
интегрировании нелинейных уравнений движения оболочки при заданных
начальных смещенияхL нулевых начальных скоростях и граничных условияхL
соотве
тствующих закреплению обтекателя.
The impact of the shock front on the thin
walled design fairing high
speed
aircraft
Turkin I.K.
Rogov
MAI
Moscow
Galloping interaction of radome of the flying object is consid
ered in this paper.
134 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Уравнения пространственного движения изменяемой космической системы
(космический аппаратL дискретная модель троса и субспутник) составляются в
подвижной системе координатL связанной с движущимся и вра
щающимся
космическим аппаратомL с учетом сил сферического гравитационного поля
Земли для больших перемещений троса. При выпуске троса в определенные
моменты времени появляются новые сосредоточенные массыL и для них
записываются дополнительные уравнения. Не
линейные дифференциальные
уравнения движения системы приводятся к уравнениям первого порядка и
интегрируются по времени шаговым методом.
Рассмотрены модельные примеры расчета с оценками точности численных
решений в определенных случаях путем сравнения с за
коном сохранения
энергии.
Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (код проекта 15
06R59 А).
Controlled motion in the gravitational field of subsattelite on long heavy rope
released from the spacecraft
Russkikh S.V.
MAI, Mosc
The mathematical model of the nonlinear dynamics released from a spacecraft in
the gravitational field of the Earth long heavy inextensible rope with a controllable
rigid body at the end is developed. This body moves under the influence of a set
variabl
e reactive force with the velocity directed in each moment of time to the
observed satellite moving along a close orbit. The purpose of the operation is the
convergence of the controlled body with the satellite; the capture with the use of a
special device
called "cats"; the attraction of the satellite to the spacecraft.
The rope of variable length reeled with the release from the drum on the spacecraft
is divided to straight weightless areas (finite elements) with equivalent concentrated
masses at the node
s beginning with subsatellite.
135 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В настоящее время Научно
исследовательским и конструкторским
институтом химического машиностроения (АО «НИИхиммаш») ведется
разработка перспективной системы регенерации санитарно
гигиенической воды
(СРВ
М)L основанной на мембранной очистке методом обратного осмоса.
ПредполагаетсяL что в системе будет возможно проводить очистку водыL
полученной после водных процедур экипажаL
а также после стирки одежды. При
этом для водных процедур экипажа и стирки может быть использовано
большинство общепринятых моющих средств.
Движущей силой процесса обратноосмотической очистки воды является
перепад давления на мембране. Для осуществления пр
оцесса очистки рабочее
давление в мембранном аппарате должно превышать осмотическое давление
очищаемого раствора. Негативным явлением при осуществлении
обратноосмотической очистки воды является концентрационная поляризацияL
которая выражается в повышении к
онцентрации растворенных веществ у
поверхности мембраны и численно отражается отношением концентрации
растворенных веществ в пограничном слое жидкости у поверхности мембраны и
в ядре потока. Данное явление снижает движущую силу процесса очисткиL
повышая ос
мотическое давление разделяемого раствора у поверхности
мембраныL может привести к осадкообразованию на мембранной поверхности и
блокировке ее активного слоя.
В пограничном слое у поверхности мембраны перенос растворенных веществ
осуществляетсяL в основном
L путем конвективно
молекулярной диффузии. При
этом определение коэффициента массоотдачи в пограничном слое является
весьма трудной задачей. Ранее (Л.С. Бобе с сотрудниками) была разработана
теория расширенной аналогии теплообмена и массообмена. На основе
этой
теории предложен метод расчета диффузионного массообмена и концентрации
растворенных веществ в пограничном слое жидкости у поверхности мембраны
при проведении процесса очистки воды методом обратного осмоса.
В настоящем докладе предложен метод расчета
потока массы при
концентрационной поляризации и приведены подтверждающие расчеты
экспериментальные данныеL представлены принципиальная схема и
предполагаемые параметры разрабатываемой системы СРВ
МL приведены
результаты экспериментов по очистке имитатор
а санитарно
гигиенической воды
и реальной санитарно
гигиенической водыL полученной после мытья рук.
Calculating and experimental analysis of mass transfer in a boundary layer of
a membrane during the hygiene water purification by the reverse osmosis aboard
the space station
Salnikov N.A.
1,2
, Bobe L.S.
NIICHIMMASH, Moscow;
Moscow Polytechnic University
Moscow
Research and design institute of chemical engineering (NIICHIMMASH) designs
the prospective hygiene water
processing system based on reverse osmosis nowadays.
It is supposed that the system will be used for hygiene water recovery after a shower
and washing clothes procedures with different soaps.
The pressure difference on the membrane is the driving force for
water purification
process by means of reverse osmosis. The operating pressure inside the reverse
osmosis unit should exceed the osmotic pressure of the processing solution to provide
136 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;proper water recovery. Concentration polarization is a negative phenome
non in
reverse osmosis. It appears in increasing of concentration of dissolved matter near the
membrane surface. Concentration polarization numerical expression is the ratio of the
concentration of dissolved matter near the membrane surface and in the main
stream.
This phenomenon decreases the driving force of reverse osmosis, increases the
osmotic pressure, may lead to sedimentation and blocking of the active surface.
There is a mass transfer by
a process of convective
molecular diffusion within the
bound
ary layer of membrane. As a matter of fact it is difficult to calculate the mass
transfer coefficient within boundary layer. The theory based on the extended analogy
137 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Для компенсации влияния переходного процесса в системе горизонтированияL
обусловленного
исключением гироблока из данной системыL одновременно с
определением разностного угла
измеряют акселерометром
угол отклонения
платформы от горизонтаL осуществляют дифференцирование измеренного углаL
рассчитывают текущие значения тока компенсацииL который после
преобразования из цифровой формы в аналоговую подают на датчик моментов
данного гироблока.
Результаты моделирования показ
али повышение точности и уменьшение
времени определения азимута с использованием компенсационного момента.
The azimuthal orientation of platform of three
axle
gyrostabilizer given its angular deviations
Kamkin E.F.
, Bayramov R.K.
, Makarov V.A.
, Sivkov M.A.
VA SMF, Balashikha
The azimuth orientation is the determination of the position of the object relative to
the local Meridian. This operation is im
plemented in the following ways: from the
initial geodesic direction, coordination with the external inertial system, Autonomous
orientation, without the involvement of external sources of information.
In the Autonomous azimuthal orientation, as a rule, us
e a gyrocompass, which
under the action of the horizontal component of the angular velocity of the Earth
combined vector of the kinetic moment of the rotor of the gyroscope with the direction
of the North.
In this paper we have considered the problem of im
proving the accuracy and
reducing the time of determining azimuth when using a gyrocompass.
To do this, use one of gerolakos stabilization system gyro
stabilized platform, thus
levelling the platform about one of the axes is carried out by turning off the
138 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Задачи целераспределения уже давно стали традиционными при
проектировании новых образцов ракетно
космич
еской техникиL ноL несмотря на
этоL методы их решения остаются далеко не завершёнными. По существу задача
целераспределения является комбинаторной задачейL но методы решения
комбинаторных задач малопригодны в силу большой размерности задач
целераспределини
я и большого числа функциональных ограничений.
Задача целераспределения состоит в рациональном распределении заданного
множества целевых задач
между отдельными летательными аппаратами
системы. При этом замена внешнего множества целевых задач
на некотор
ую
«расчётную характеристику» недопустимаL так как «расчётные характеристики
зачастую приводят» к появлению существенной систематической ошибкиL а в
ряде случаев вообще могут отсутствовать.
Обобщением «расчётных характеристик» при распределении целевых зад
ач
по отдельным типам летательных аппаратов является функция
(ω)L которая
позволяет оценить работу системы в целомL по всей совокупности выполняемых
ею задач. Для её построения необходимо установить правилаL позволяющие по
критерию эффективности найти рас
пределяющую функцию.
Такие правила устанавливаются средствами статистического синтезаL где
основным объектом является статистическая выборка. Такая выборка строится
для всего многообразия характеристик целей и по статистическим критериям
проводится постро
ение функции распределения целевых задач по типам
летательных аппаратов транспортной системы.
The optimal target assignment of tasks between elements of the space
139 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Способ управления движением беспилотного планирующего
летательного аппарата на маршевом участке
Таныгин А.В.
L Горченко Л.Д.
L Байрамов К.Р.
ВА РВСН им. Петра ВеликогоL г. Балашиха
Подход к нав
едению беспилотного планирующего летательного аппарата
(БПЛА) с решением краевой задачи в целевой прямоугольной системе
координат
становится непригодным при управлении
на большие расстояния от
точки наведения (порядка нескольких тысяч километров). Причиной
является
тоL что на больших удалениях из
за кривизны траектории параметрыL служащие
краевыми условиями в краевой задаче наведения в целевой прямоугольной
системе координатL принимают очень большие значения иL как следствиеL
становятся большими значения тр
ебуемых ускорений и значения требуемого
угла атакиL что приводит к существенным потерям скорости движения из
за
сопротивления атмосферы.
В работе представлен
способ управления движением беспилотного
планирующего летательного аппарата на маршевом участке
аршевым принято
называть основной участок траекторииL который проходит в верхних слоях
атмосферыL где БПЛА совершает длительный планирующий полет.
В предложенном способе наведение БПЛА осуществляется с использованием
терминального метода наведения «по тре
буемому ускорению»L который
включает решение краевой задачи наведения в сопровождающей системе
координат с целью определения требуемого ускоренияL обеспечивающего
перевод БПЛА из текущего положения в требуемое конечноеL задаваемое в
каждой очередной опорно
й точке траектории. Сопровождающая система
координат с началом на радиус
векторе центра масс (ЦМ) БПЛА на высоте
равной высоте очередной точки наведения вводится такL что ось
системы
направлена вдоль радиус
вектора от центра масс БПЛАL ось
по н
ормали к
плоскостиL образуемой двумя радиус
векторами
текущего положения ЦМ и
очередной точки наведенияL
исходящими из центра Земли. Ось
дополняет
систему координат до правой прямоугольной.
Требуемые значения ускорений как функции времени движени
я на
оставшейся части пути к опорной точке определяются в полускоростной
системе координат и позволяют вычислить требуемое значение угла
аэродинамического крена. Требуемое же значение угла атаки вычисляется после
определения проекций требуемого ускорения в
скоростной системе координат с
помощью таблицL представляющих зависимость аэродинамических
коэффициентов от высотыL числа Маха и угла атакиL методом итераций.
В результате при использовании в краевой задаче сопровождающей системы
координат в качестве целе
вой требуемые значения ускорения и угла атаки во всё
время наведения на опорные точки траектории остаются малыми и малыми
оказываются потери скорости БПЛАL при этом увеличивается располагаемая
дальность полёта БПЛА.
Unmanned gliding vehicle midcourse movem
ent control method
Tanygin A.V.
, Gorchenko L.D.
, Bairamov K.R.
140 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The approach to the unmanned gliding vehicle (UGV) guiding with the solution
of
the boundary value problem in a rectangular target coordinate system is unusable for
far distances from the target point (the order of several thousand kilometers). The
141 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;разработана специальная методикаL которая содержит комплекс проверочных
испытанийL состоящий из следующих этапов:
Испытания бортовых програ
мм на персональных компьютерах с
использованием интерпретаторов и трансляторов.
Испытания на моделирующих комплексах с реальной бортовой
цифровой вычислительной машиной.
Комплексные испытания на стенде с реальной аппаратурой системы
управления.
нка функционирования и точности работы системы управления
осуществляется по данным обработки телеметрической информацииL
полученной при моделировании различных режимов полета. Анализ
телеметрической информации должен показать:
что при моделировании режимов
полета с различными погрешностямиL
включая максимально допустимыеL требования по точности выполняются по всем
контролируемым и дополнительным параметрамL заданным в техническом
задании;
что алгоритмы и бортовые программы обеспечивают высокое качество и
чность решения задачL выполняемых интегрированной системой инерциальной
и спутниковой навигации;
корректность определения в ходе моделирования ошибок ориентацииL
обусловливаемых суммарным влиянием ошибок начальной выставкиL уходов
гироблоков и погрешностей
акселерометровL заданных при моделировании;
правильность расчета и выработки корректирующих поправок по
координатамL скоростям и углам для учета в программах навигации и наведении.
light task
round testing procedure for space missions accomplishing at
peration of the integrated inertial
satellite navigation systems
Tarasov K.E.
, Vasilieva O.G.
Academician Pilyugin Center, Moscow
The main purpose of the control system is to ensure payload injection into the tar
get
orbit with required parameters of the flight task
, including
ballistic data, target orbit
parameters and flight mission profile.
In order to identify errors,
which
may occur at the stage of the flight task formation
a special procedure was developed; t
he flight task contains constants for on
board
142 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• the algorithms and onboard software provid
e high quality and accuracy of an
integrated inertial
satellite navigation;
attitude errors identification accuracy during simulation, which caused by
the
СШАL начиная с R00R годаL сформулиров
али свои цели в космосе во многих
документахL выпущенных правительственными ведомствами США. Эти цели
предусматривают исследование Земли и околоземного пространства в мирных
целяхL а также космических систем военного применения.
Среди военных систем первы
м направлением является создание ракет
носителейL способных выводить в космическое пространство полезную нагрузку
как военногоL так и гражданского назначения на различные по удаленности от
Земли и по форме орбиты. Вторым направлением является совершенствов
ание
системы противоракетной обороныL включающей в себя спутники слежения за
запусками ракет и ракеты
носители для вывода противоракет в космос с целью
уничтожения баллистических ракет противника. Третьим направлением является
развитии компонентной базы ко
смических системL включающей спутники связиL
системы спутниковой навигации (GPΣ) и системы раннего предупреждения о
ракетном нападенииL используемые для отслеживания пусков баллистических и
иных ракет и для установления местонахождения пусковых площадок. Е
ще одним
направлением является создание противоспутниковых систем космического и
наземного базированияL работы над которыми ведутся как в
СШАL так и в России.
Большую рольL особенно для ВВС и ВМСL играют метеорологические спутники
как военногоL так и гражд
анского назначенияL позволяющие получить
информацию о погоде в любой точке мира за счёт атмосферныхL
океанографических исследованийL мониторинга солнечной активности и пр.
В России с R005 года действует Федеральная космическая программаL
предусматривающая
решение тех же задач (в том числе военных)L что и СШАL но
при значительно меньшем финансировании. Активно разрабатываются новые
ракеты
носители («Ангара»L «Старт
1»L «Союз
1Б»). В настоящее время в
космосе находится порядка 100 российских спутников (70E
из них являются
военными или двойного назначения) против более чем T00 американских.
Продолжается совершенствование системы ГЛОНАССL в том числе для
совместного использования с системой
GPS
. На орбиту выведены спутники новых
версий (в частностиL новая сис
тема раннего предупрежденияL связи и наблюдения
«Меридиан»).
Результатом выполненной работы является объективная оценка состояния
космической отрасли ведущих космических держав США и России.
143 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The comparative analysis of military space systems of the USA and
Russia
Temmoeva F.
, Sobolev L.B.
MAI, Moscow
The purpose of work is a comparative analysis of the USA and the Russia military
space systems, allowing to estimate a condition of works and
opportunities for
144 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Ставится задача разработки стратегии коррекции орбит с целью поддержания
их параметров в заданных пределах. Для исследовани
я вариантов коррекции
космических аппаратов используется программно
математическая модельL в
которой принято допущениеL что коррекции осуществляются импульсами тяги
трансверсального направления. Удержание гринвичской долготы восходящего
узла трассы в задан
ном диапазоне отклонений от номинального значения
осуществляется построением предельного циклаL удержание эксцентриситета и
аргумента перигея
приведением значений на верхнюю или нижнюю границу
заданного интервала в зависимости от характера эволюции. Иско
мая стратегия
включает потребное число коррекцийL их периодичность и суммарную
потребную характеристическую скорость на интервале времени 10 лет.
About formation keeping control strategy in diurnal inclined orbits
Malyshev V.V.
, Star
kov A.V.
, Tolstenkov P.S.
, Fedorov A.V.
MAI, Moscow
The formation under consideration consists of six spacecrafts in diurnal inclined
orbits with a small eccentricity. Uncontrollable formati
on motion modeling shows the
Earth oblateness, Sun and Moon gravity perturbations lead to track longitudes of
ascending nodes, an eccentricity, an argument of periapsis, and an inclination drift
from nominal values.
The problem is to work out a formation
keeping strategy to maintain above listed
parameters within preset limits. The problem solution assumes instant thrust
transverse impulse model. The strategy obtained includes correction number,
correction periodicity and characteristic velocity for the 10
year lifecycle.
Об одной задаче оптимального управления движением ракеты
космического назначения на начальном участке полета
Альтшулер А.Ш.
L Трифонов М.В.
МАИL г.
Москва
На начальном участке полета ракеты космического назначени
я (РКН)L до
высот R00
S00 метровL одной из задач системы управления является увод
газодинамических струй двигательной установки РКН от сооружений
стартового комплекса (СК). Такой управляемый увод выполняется как для
увеличения эксплуатационного ресурса эле
ментов СКL так и в целях
сохранности СК в случае аварийных ситуаций с РКН.
В качестве исследуемой системы в работе рассмотрена система управления
гипотетической РКН. Вектор выхода системы включает в себя набор из четырех
параметров движения РКН: горизонтал
ьную скоростьL координату следа струи
на стартовой плоскостиL угловую скорость и приращение к программному углу
тангажа. Следует отметитьL что одним из параметров выхода системы является
положение следа струи двигателя на стартовой плоскости
L который за
висит от
переменных состояния РКН (координат и скорости движения центра массL углов
и угловых скоростей) и также от управляющей переменной
угла поворота
сопла двигателя
[1]. С учетом данной особенности задача оптимального
управления положением следа ст
руи на стартовой плоскости не может быть
сведена к классической постановке задачи слежения для линейной
145 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;нестационарной системы с терминально
интегральным критерием
оптимальности [R]. Для учета зависимости параметра
от угла
необходимо
добавить новый чл
ен
в матричное уравнение выхода системы.
Полученную задачу оптимального управления РКН будем называть обобщенной
задачей слежения. ОтметимL что под задачей слежения в общем виде
предусматривают выполнение системой управления РКН заданной программы
зменения отслеживаемого параметра выхода системы.
В работе рассмотрена и решена обобщенная задача слежения с
использованием принципа максимума Понтрягина. Получено решение задачи
синтеза оптимального управления в аналитическом виде
Для предварительного
счета параметровL характеризующих движение РКН и положение следа струи
на стартовой плоскости с использованием полученных алгоритмов
оптимального управленияL решена упрощенная модельная задача управления в
плоскости увода РКН.
1.
А.Ш. АльтшулерL В.Д. Волод
инL «Управление движением ракеты
космического назначения на начальном участке полета с учетом требований по
снижению газодинамического воздействия струй двигателей на сооружения
стартового комплекса» OO Авиакосмическая техника и технологияL
R007L №RL с. S

R. В.Н. АфанасьевL «Теория оптимального управления непрерывными
динамическими системами»L
М: Издательство физического факультета МГУL
R011L с. 9X
102
About the problem of optimal control of space rocket movement in the initial
flight path
Altschuler A
.Sh
, Trifonov M.V.
MAI, Moscow
In the initial flight path of the space rocket, up to 200
300 meters altitude, one of
the tasks of the control system is to shift the gas
146 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In this paper the generalized tracking problem using the Pontryagin's maximum
principle was studied and solved. The problem of the optimal control synthesis was
solved in an analyt
ical form
control in the sp
1. Altschuler A.Sh
., Volodin V.D. «Space rocket movement control in the
initial
flight path, taking into consideration the requirements to reduce the gas
dynamic
technology,
2007, No.2, p. 3
2. Afanas’ev V.N. «Theory of optimal control of the continuous dynamical
systems»,
Moscow, Moscow State University press, 2011, p. 98
102.
Космический мусор и орбитальное обслуживание
вызов
ы
космонавтики
века
Дублева А.П.
L Степанов Д.В.
L Усовик И.В.
МАИL г. Москва
Техногенное засорение околоземного космического пространства (ОКП)
является существенным негативным последствием
его практического освоения.
Операторы спутниковых систем уже ежегодно проводят маневры уклонения от
столкновения с каталогизированным космическим мусором (КМ)L на
Международной космической станции регулярно регистрируют соударения с
некаталогизированным КМ
L официально зафиксировано несколько событий
выхода из строя космических аппаратов по причине столкновения с КМ.
Несмотря на тоL что на проблему техногенного засорения ОКП обратили
внимание еще в конце
векаL ситуация в ОКП продолжает ухудшаться.
Решения
проблемL связанных с КМL активно обсуждается в России и за рубежом.
В докладе представлены результаты последних отечественных исследований в
области моделирования и ограничения техногенного засоренияL показано
состояние нормативно
технической и правовой б
азы в данной области.
Одним из вызовов космонавтики
века является орбитальное
обслуживание. В докладе представлен анализ и прогноз развития орбитального
обслуживанияL а также предложения по созданию КА орбитального
обслуживания для увода КМ из защищаем
ой области геостационарной орбиты.
Space debris and orbital service
the challenges of cosmonautics of the XXI
century
Dubleva A.P.
, Stepanov D.V.
, Usovik I.V.
MAI, Moscow
Technogenic polluti
on of near Earth space is a significant negative consequence of
its practical development. Operators of satellite systems has annually conduct
maneuvers from a collision with a cataloged space debris (SD), on the International
Space Station regularly regis
ter collisions with the uncataloged SD, officially recorded
a few events of failure of the spacecrafts because of a collision with SD. Despite the
fact that the problem of the SD noticed at the end of the XX century, the situation in
near Earth space conti
nues to deteriorate. A solution to problems relating to the SD is
147 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;actively discussed in Russia and abroad. The report presents the results of recent
domestic studies in the field of modeling and limiting the space debris, shows the
status of normative
tech
nical and legal base in this area.
One of the challenges of cosmonautics of the XXI century is an orbital service. The
report provides analysis and forecast of development of the orbital service, as well as
proposals for the creation spacecraft of orbital
service for the withdrawal of SD from
the protected region of the geostationary orbit.
Малоразмерный планетоход «Луноход
м» для исследования луны
Никульшин О.Д.
L Тирский И.И.
L Феофанов А.С.
МАИL г. Москва
В R0R1
м году Российская Федерация сможет начать исследования
приполярных областей Луны. К Луне будет запущена миссия «Луна
R7» («Луна
Ресурс
1 ПА»).
Целью экспедиции является доставка на поверхность Луны посадочного
аппарата (ПА) и проведен
ие контактных научных исследований в приполярной
области Луны. В целях расширения научных задач «Луна
Ресурс

рассматривается проект лунохода массой до 15 кгL который планируется
разместить в ПА.
Район посадки «Луна
Ресурс
1» с «Луноходом
М»
южный полю
с ЛуныL
срок активного существования «Лунохода
М»
1T земных или 0L5 лунных суток
(или 1 лунный световой день). Масса научной аппаратуры (НА) МКА составит S
кг. В работе рассмотрены задачи: формирование проектного облика
малогабаритного КА класса «Луноход
» для использования в рамках
космической программы «Луна
Ресурс
1»L разработка конструктивных
элементов самоходного шассиL определение циклограммы энергообеспечения за
счет солнечных (СБ) и аккумуляторных батарей (АБ).
Для решения проблемы энергообеспечен
ия МКА предложена схема СБL
находящихся на прямоугольном корпусе МКА совместно с АБ малой ёмкости. К
преимуществам такой конструкции относятся: высокая вероятность безотказной
работыL высокая манёвренность МКА и независимость положения относительно
Солнца.
К недостаткам же следует отнести большие габариты МКА и
повышенные требования к системе обеспечения теплового режима (СОТР). При
такой конструкции потребная мощность СБ составит до 55 ВтL чего достаточно
для функционирования всех систем.
Малые габариты и
масса МКА обеспечивают эффективное масштабирование
модульной универсальной платформы при минимальных финансовых затратах.
“Lunokhod
m”
small
rover for the moon exploration
Nikulshin O.D.
, Tirskii I.I.
, Feofanov A.S.
MAI, Moscow
At soon Russia will begin to explore the Moon. Probably about 2021 Mission
“Luna
27” will be sent to the Moon.
The purpose of this expedition is delivering of landing platform (LP) to the Lun
ar
surface and providing contact researching of Lunar polar regions. For extending
148 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;“Luna
27” (“Luna
Resource
1”) scientific tasks we plan to send the lunar rover that
will 15kg mass rover and it will be placed inside this landing platform.
The landing regi
on of this LP will be the Lunar South Pole, active state period of
Lunar rover “Lunokhod
M” will be 14 day or 0.5 lunar day (or 1 lunar light period)
[2]. Scientific payload will 3kg, it consists of high resolution camera, TV
microscope
with backlight, gra
149 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В МАИ был спроектирован и изготовлен стендL на котором установлен через
подвес обезвешенный корпусной макет малого космического аппарата с
магнитным исполнительным органом. На стенде возможно отрабатывать
различные режимы управления КА в варианте одноос
ного движения. Имеется
возможность задавать вращение аппарата по оси подвесаL формировать
магнитный момент токовой катушкиL определять методом бесконтактного
оптического измерения углы и угловую скорость макета КА. Зная магнитное
поле Земли в месте проведе
ния стендового эксперимента и параметры
магнитной катушкиL используя результаты испытанийL проводится верификация
математической модели одноосного движения КА.
Последующее моделирование динамики пространственного углового
движения КА с магнитной системой
ориентации на орбите проводится с
использованием предложенных критериев подобия и масштабных
коэффициентов моделирования. Так же предложенные критерииL коэффициенты
и методы моделирования могут использоваться в случае необходимости
геометрического масштаби
рования космических аппаратов в условиях
стендовой отработки макетовL имеющих массогабаритные параметрыL
отличающиеся от натурного КА.
Работа выполнена при финансовой поддержке государства в лице
Минобрнауки России в рамках проекта RFMEFI57T1TX010S.
Natu
ral and mathematical modeling dynamic of angular motion of the

151 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;мышечной массы и жировой ткани на работу кровеносной системы при
ормальной и недостаточной физической активности человека.
Полученные результаты могут быть полезны для расширения рамок
экспериментов при разработке индивидуальных систем жизнеобеспечения и
программ реабилитации.
Работа выполнена при поддержке гранта РФФИ
№ 16
00257.
The impact of lack of physical activity on humans circulatory system
parameters analysis
Khromova I.V.
NSTU, Novosibirsk
An important task of space flights safety is the means of protections development,
which are aimed
for loss of g
load compensation in conditions of prolonged
weightlessness. Currently, the boundaries of the physical condition of the astronauts
allowed to fly into space, greatly expanded. Along with a broad age range, there are
three specific groups acc
ording to the type of physical activity: operators experts,
flight engineers, trained astronauts (military pilots). Low physical activity worsens the
condition of not only the muscular system in the form of atrophic changes of
musculoskeletal system, but a
lso the cardiovascular, as well as many other body
systems.
The aim of this work is to study the impact of human activity type, kind and
amount of physical load on different muscle groups, in development of means to resist
loss of g
load and excess weight
in conditions of weightlessness and on the Earth.
Particular attention is paid to assessing the effectiveness of the compensation
separately for male and female body.
Research is devoted to the description of the mechanisms of physical inactivity and
exces
s weight negative impact on the human body. The features of the circulatory
system work with insufficient physical activity, and as a result of severe loss of g
load
152 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Работа посвящена проблеме оптимального управления маневром лунного
аппарата для посадки на выбранную точку
и уклонения о
т препятствия
после
этапа основного торможения при мягкой посадке на поверхность Луны с
использованием схемы «с зависаниями».
Целью данной работы является описание методики приближенного решения
задачи управления вектором тяги ДУ на этапах управляемого спу
ска ЛА при
выполнении заданных граничных условий. В качестве минимизируемого
критерия оптимальности рассматривается суммарное количество топливаL
необходимого для реализации этапа.
Для достижения указанной цели в работе формируется модель движения ЛАL
фор
мулируется задача оптимального управленияL вводятся упрощающие
предположенияL разрабатывается методика решения краевой задачи совместно с
задачей оптимизацииL разрабатывается вычислительный алгоритм и программа
решенияL приводятся результаты решения задачи
в численном примере.
Основными отличиями постановки и решения задачиL полученного в данной
работеL от постановок и решенийL полученных в традиционных работахL
являются тоL что в момент начала и окончания ЭУС обеспечиваются
вертикальная ориентации ЛАL нуле
вая скорость и заданное координат
ЛА в
моменты начала и окончания этапа
Основным результатом работы является методика выбора программ
управления углом тангажа и дросселирования тяги двигателя на этапе
поступательного спуска между зависаниямиL обеспечивающ
их обнуление
скорости и вертикальную ориентацию аппарата в начале и в конце этапа.
Optimal control for lunar vehicle flight to the selected soft landing point
for
avoidance obstacles
Huang Yichong
, Bobronnikov V.T.
MAI
Moscow
work deals with the problem of lunar lander optimal flight control for soft
landing on Moon
surface with
the “hovering” scheme after the main deceleration ste
p,
and avoid from
obstacles
. The method of thrust vector control program fo
r landing
phases between hoverings, providing zero velocity and vertical orientation at the
beginning and
the
end of
step
is given.
The aim of th
work is
to
provide
method of approximate solution
of
traction
control problem on the st
of controlled
nding,
satisfy
ing all
given boundary
conditions.
ssentially
the
optimality criterion is considered
as the
amount of needed
fuel
for controlled landing, which
should be
minimized.
To achieve this goal
flight movement model of
s. It is the difference,
which
at the beginning and
the
end of controlled landi
ng ensure
vertical orientation,
zero speed and
coordinate of
lunar lander
153 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The main result is a
The e
xperience of software and algorithmic
unmanned aerial vehicle’s
flight
routing support
Moiseev D.V.
, Trinh V.M.
, Moiseeva S.G.
, Pham X.Q.
I, Moscow,
Le Quy Don University, Hanoi
154 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In [1] the authors have been proposed method of mathematical formalization of the
flight routing problem of unmanned aerial vehicle (UAV) as multiple knapsack
problem. In high dimention to obtain an exact solution o
f this problem is problematic.
For example, when using funtions bintprog of Matlab for solving routing problem
with 15
16 turning points, experienced a sharp increace in the required time for the
ting solution is tested each
time and if in the resulting solution has the subtour then process repeated after the
inputting of additional constraint, prohibiting at least one subtour of the emerging.
Although the procedure actually involves multiple decis
ion knapsack problem,
ultimately its effectiveness in computing plans is higher. Using the same function
bintprog sharp increase in computation time was observed for routing problems with
80 turning points. The next step is procedure "cumulative subto
ur elimination"
and CPLEX package. This variant was the most productive. It allowed steadily solve
the routing problem for the 120
140 points.
Bibliography:
1.
Moiseev D.V., Trinh V.M.,
Routing of a light unmanned aerial vehicle in a
constant wind field
with account of constraint on the flight duration,
Mekhatronika,
Avtomatizatsiya, Upravlenie
, 2016, vol. 17, no. 3, pp. 206
210.
2. Kozlov M.V., Kostyuk F.V., Sorokin S.V., Tyulenev A.V., Solving travelling
salesman problem by integer linear programming
with cumulative subtour
elimination: description and implementation. Advanced
Science
. R01R. №R.
. 124
141.
Раскрытие элементов устройств космических аппаратов при помощи
гибкой ленточной штанги
Чубенко Е.В.
L Трифанов И.В.
ИССL г. Железногорск
В настоящее время ряд ведущих мировых космических де
ржав проводят
исследования и проектные разработки для создания миссий к планетам
солнечной системы. В качестве приоритетных путей решения поставленной
задачиL является использование новых физических принципов движения в
космическом пространстве. Одним из т
аких принципов является создание
космических аппаратов с солнечным парусом
двигательной установки малой
тяги. Кроме отработки технологии изготовления и укладки в минимальный
объем полотна солнечного парусаL снижения массы конструкцииL и многих
других зад
ачL не менее актуальной проблемой является определение
эффективного способа раскрытия полотна солнечного паруса. К одному из таких
способов следует отнести предлагаемый вариант раскрытия полотна солнечного
паруса гибкими элементами. В его основе лежит созд
ание движения только за
счет запасенных собственных упругих сил гибкого элемента. К главным
преимуществам данного способа следует отнести: 1. высокий коэффициент
развертывания
отношение размеров конструкции в развернутом и сложенном
положениях; R. низкие
удельно
массовые показатели (определяются выбором
упругого композиционного материала: стеклопластикL органопластикL
155 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;углепластик); S. простая кинематическая схемаL ввиду отсутствия многозвенных
элементовL и как следствие более высокая надежность механизм
а раскрытия в
целом.
Учитывая приведенные выше преимуществаL одной из важных задач является
выбор наиболее полно отвечающего поставленным задачам конструкторского
решения для гибкого исполнительного элемента как средства раскрытия.
Наиболее подходящим для
решения подобных задач на сегодняшний деньL
являются применение в качестве гибкого элемента ленточных штанг с
незамкнутым профилем
В качестве альтернативного варианта исполнения
гибкой ленточной штангиL для повышения жесткостных характеристик на изгиб
и к
ручениеL может быть выбран вариант замкнутого профиля «чечевичной»
формы.
Способ раскрытия полотна солнечного паруса за счет упругих сил ленточной
штанги заключается в следующем: ленточная штанга в плоском состоянии
наматывается на барабан силовой конструк
ции; один конец штанги крепится к
барабану; интерфейс между полотном и штангой выполнен в виде заделокL
обеспечивающих их жесткое сцепление. В процессе раскрытия под действием
запасенных в ленточной штанге упругих сил происходит ее сматывание с
барабана
переход из плоского состояния в сформированное сечение;
сматывание организовано в виде вращения штанги вокруг барабанаL и как
следствие равномерного развертывания полотна.
Deployment of spacecraft elements by applying flexible ribbon boom
Chubenko E.V.
, Trifanov I.V.
JSC
ISS
, Zheleznogorsk
Currently, a number of the world's leading space powers are conducting research
and development project to create missions to the planets of the solar system. The
priority ways
of solving this problem is the use of new physical principles of
movement in space. One of these principles is to provide a spacecraft with a solar sail
the propulsion system of the small thrust. In addition to working off manufacturing
and stacking tec
hnology in a minimum amount of solar sail cloth, reducing structural
weight and many other problems, not least the actual problem is the definition of an
effective method of disclosure of a solar sail cloth. One of such methods is proposed
variant of openi
ng disclosure of a solar sail cloth by flexible elements. It is based on
the creation of the movement only at the expense of their own stocked elastic force of
the flexible element. The main advantages of this method include: 1. high deployment
rate
the
ratio of the size of the structure in the deployed and retracted positions; 2. the
low specific
mass indices (determined by the choice of the elastic composite
materials: fiberglass, organic plastics, carbon fiber); 3. simple kinematic scheme, due
to the
lack of multi
elements, and as a consequence of higher reliability of the opening
mechanism.
Considering the advantages, one of the important tasks is to choose the most
suitable for the stated objectives of the design solutions for the flexible actuator
as an
opening means.
The most suitable for such tasks nowadays are used as a flexible element rod tape
to open
ended profile. In an alternative embodiment of the flexible strip rods to
156 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;increase rigidity characteristics in bending and torsion, closed profil
e option “lentil”
form can be selected.
A method of solar sail cloth opening due to the elastic forces of the tape of the bar
is as follows: rod tape is wound in a flat state on the primary structure of the drum;
one end of the rod is attached to the drum;
157 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;for the creation of nanosatellites, spacecraft, small size and weighing less than 10 kg.
Being originally created to all
ow students to develop their skills in designing, testing,
and maintenance of spacecraft, nanosatellites developed into something bigger. Under
this format, the satellites created not only in universities but also in such large
organizations like Boeing an
d NASA. Some spacecraft were the first satellites
launched in their States. Due to the low startup cost, to build these satellites can small
private companies and Amateur associations and from this comes the possibility of
new solutions. For example, the e
lectric sail was first used on the nanosatellite.
used for experimental development as input parameters for the calculation of the
external heat exchange by means of simplified simulators on the irradiated surface of
the spacecraft during thermal vacu
um tests.
Повышение точности алгоритма работы системы
управления
космического аппарата
Козорез Д.А.L Терентьев В.В.L Шемяков
А.О.
МАИL Москва
Задача повышения точности управления космическими аппаратами (КА)
являетс
я актуальной
. В работе
предложено техническое решениеL
обеспечивающее автономную
высокоточную навигацию и управление
движением КА на геостационарной орбите. Приведена математическая модель
движения КА и алгоритм работы системы управления.
Предложена
циклограмма работы ин
тегриро
ванной системы управления
КА с учетом
ошибок в части оценок угловой ориентации.
Математическая модель составлена
исходя из требований к точности
моделирования траектории движения КАL выбраны наиболее подходящие
системы координат и шкала отсчета времени.
лгоритм управления угловой ориентацией с учетом потребных
значений
углов связанных осей КА относительно орбитальных осей
включает в себя
вычисление управляющих воздействий
моментов для
приложения двигателями
к маховикамL либо в узлах рамок карданного
подвеса трехстепенного
гироскопического стабилизатора.
редложено техническое решениеL основанное на
математической модели
движения КА и алгоритме управления
интегрированной
системы ориентации и
стабилизации (СОС)
L оснащенной звездным прибором и датчиками
измерения
угловых скоростей. Высокая точность работы СОС
обеспечивается как за счет
использования высокоточных приборовL
датчиков и исполнительных органовL
так и за счет блока интеграции
данныхL учитывающего широкий спектр ошибок
измерений и возмущений
нав
игационных датчиков.
158 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Работа выполнена в рамках гранта Президента РФ по государственной
поддержке молодых российских ученых
кандидатов наук (МК
7938.2015.8)
Improving the accuracy of the algorithm of the spacecraft control system
Kozorez
Terentyev
V.V
.,
Shemyakov
Moscow, MAI
The task of increasing the accuracy of spacecraft control is relevant
this
work
suggested
technical
solution
providing
autonomous navigation and high
precision
motion control of spacecraft
on geostationary orbit
A mathematical model of the
spacecraft and the algorithm of the control system provided
Proposed
operation
sequence diagram of an integrated
control system of
spacecraft
taking into account
previous errors
in parts of the angular orientation estimates.
The mathematical model based on the requirements for the accuracy of the
simulation trajectory of spacecraft
the most appropriate system and scale countdown
coordinates chosen.
Control algorithm angular orientation taking in account needs of the values of the
angles associated spacecraft axes relative of the orbital axis includes the calculation of
the control a
ction
moments for the engines of the annex to the flywheel or nodes
gimbal frames threefold gyroscopic stabilizer.
Proposed technical solution based on mathematical model of the motion of
spacecraft control algorithm and an integrated system of orientati
on and stabilization
(SOS)
equipped with stellar unit and the sensors measure the angular velocity
High
precision
work
SOS
provided both through the use by high
precision instruments,
sensors and executive bodies and through the block of data
integration taking into
account a wide range of measurement errors and disturbances of navigation sensors
The work
performed as a part of
the Russian
Federation President’s
grant
for state
support of young Russian scientists, Candidates of Science
8.2015.8).
159 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;3. Новые материалы и производственные
технологии
New
Materials
and
Production
Technologies
Реализация концепции «цифрового производства» при изготовлении
авиационных трубопроводов
Аврамец Д.Р.
Авиастар
СПL г. Ульяновск
Нью Лайн ИнжинирингL г. Москва
Выполнено экспериментальное исследование возможности сборки
авиационного трубопровода по цифровой модели (ЦМ) с использованием
методов фотограмметрии и универсальной сборочной оснастки (УСП).
Для оценки возможности сборки т
рубопровода по ЦМ использовали модели
трубопроводов систем подкилевого отсека самолета МС
R1L топливных систем
самолета ИЛ
76МД
90А.
Подготовку технологических ЦМ трубопроводов проводили по двум
вариантам. По первому варианту разделяли целостную ЦМ трубоп
ровода на
несколько более простых моделей с учетом припусков под обрезку и сваркуL
соответствующих входящим в сборку деталям. Припуск под сварку (0LR
0L5мм)
определяли экспериментально для каждой группы трубопроводов со сходными
геометрическими параметрами
. Контролировали соответствие каждой
сборочной детали ее технологической ЦМ. Весь трубопровод собирали с
помощью специальных сборочных хомутов в измерительной камере системы
Aicon TubeInsπecτ. При этом вручную позиционировали сборочные детали
относительно
друг друга и фотограмметрическим способом осуществляли
сравнение фактического взаимного расположения деталей с заданным в ЦМ
сборки. По достижению минимума отклонений расположения узловых точек
трубопровода хомуты затягивали и осуществляли прихватку частей
трубопровода. Т.о.L получали из ЦМ эталон трубопроводаL по которому
возможна настройка УСП для его серийного изготовления.
По второму варианту из ЦМ всего трубопровода извлекались координаты
узловых точек (мест присоединений и элементов крепления). Затем
по данным
координатам настраивалась система стоек УСПL имеющая в своем составе
стойки со специальными меткамиL образующими локальную систему координат
стойки и обуславливающими местоположение конкретной узловой точки
трубопровода. Все стойки устанавливалис
ь на общую базу с опорными метками
для привязки локальных систем координат к абсолютной системе базы.
Мониторинг положений меток осуществляли также фотограмметрическим
методом с помощью системы из нескольких камерL осуществляющих захват
изображений кодиров
анных меток непрерывно с определенной частотой и под
переменным углом по отношению к базе. С помощью соответствующего
программного обеспечения осуществлялось сравнение фактического
пространственного положения стойки с заданным из ЦМ трубопровода. По
достиж
ению минимума отклонений расположения узловых точек трубопровода
стойки УСП считались настроенными.
160 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Анализ отклонений изготовленных трубопроводов показал сходные
результаты (0LR
0LS ммOм). Настройка непосредственно стоек УСП по второму
варианту позволяет
отказаться от промежуточного эталона.
Implementation of the Conception of “Digital Production” at Aviation
Pipelines Manufacturing
Avramets D.R.
Aviastar
SP, Ulyanovsk
NewLine Engineering, Moscow
Experimental investigation of possibi
lity of aviation pipeline assembling by
numerical model (NM) using the photogrammetric methods and universal assembling
161 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;элементов газотурбинных двигателей (ГТД). Обычно на рабочих режимах
уровень вибрационных нагрузок невеликL однако при взаимодействии с
малоцикловыми и статическими нагрузками возможны необратимые
последствия такого нал
ожения внешних факторов. Поэтому целью данной
работы стала оценки долговечности жаропрочного сплава для отдельных
элементов ГТДL работающих в условиях совместного действия длительных
термоциклических и вибрационных нагрузок на основе экспериментального
исс
ледования кинетики процесса накопления упругопластических повреждений
в сплаве.
Для оценки влияния вибрационных нагрузок на характеристики
термоциклической долговечности жаропрочного сплава на никелевой основе
ЖС6У на первом этапе работы были получены базо
вые характеристики
термической усталости (без вибрации) исследуемого сплава ЖС6У в рабочем
диапазоне температур 100↔1000
С при размахе деформаций в цикле 0L5EL 1E
и RE и частоте нагружения 0L1 Гц.
На втором этапе испытания проводилось термоциклическое наг
ружение с
прежними параметрами при включённом возбудителе колебаний на резонансной
частоте (515 Гц)L что соответствует амплитуде вибрационных напряжений σ
S0 МПа. Диапазон отношений размахов вибрационных и термоциклических
напряжений на различных режима
х испытаний составлял 0L05 …0L0X5.
Результаты испытаний показываютL что наложение дополнительных
высокочастотных нагрузок приводит к существенному снижению
термоциклической долговечности сплава ЖС6У. Характер накопления
предельных малоцикловых повреждений
и тип разрушения во многом
определяется соотношением долей усталостного повреждения от
термоциклирования и вибронагружения. Анализ кинетики процесса разрушения
ультразвуковым методом показалL что скорость накопления суммарных
повреждений от различных типов
нагрузок значимо изменяется в зависимости
от уровня действующей суммарной нагрузки.
Махутов Н.А.L Рачук В.С.L Гаденин М.М.L Рудис М.А.L Паничкин Н.Г.
Прочность и ресурс ЖРД.
М.: НаукаL R011.
517с.
Степнов М.Н.L Агамиров Л.В.L Зинин А.В.L Котов П.И. Н
аучные школы.
Прочность машин и конструкций при переменных нагрузках.
М.: МАТИL R001.
16Tс.
Experimental study process damages accumulation
in hot strength alloy at thermocyclic loading
Avrutsky V.V.
, Zinin A.V.
, Bychkov N.G.
, Smirnova L.L.
CIAM, MAI, Moscow
The combination non
stationary thermal and force fields to influence of vibration
loads is feature of work of structural elements of gas turbine engines (LRE). Us
ually
on operating modes the level of vibration loads is small, however at interaction with
low
cyclic and static loads irreversible effects of such imposing of external factors are
possible. Therefore estimates durability of hot strength alloy for the LRE
separate
elements working in the conditions of joint action of sustained thermocyclic and
vibration loads on the basis of pilot study of kinetics of process of accumulation of
elasto
plastic damages to alloy became the purpose of this work.
162 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;For impact ass
essment of vibration loads on characteristics thermocyclic durability
of hot strength alloy on a nickel basis at the first stage a job has been got basic
characteristics of thermal fatique (without vibration) the studied
alloy with the
operating range of t
eµπeρaτuρes 100↔1000
C at scope of deformations in the scraper
of 0,5%, 1% and 2% and frequency of loading of 0,1 Hz.
Mak
hutov N. A., Rachuk V. S., Gadenin M. M., Rudis M. A., Panichkin N. G.
Prochnost and LRE resource.
M.: Science, 2011.
517 p.
Stepnov M. N., Agamirov L. V., Zinin A. V., Kotov P. I. Schools of sciences.
Durability of machines and designs at alternating
loads.
M.: MATI, 2001.
164 p.
Прочность и долговечность лонжерона несущего винта вертол
та
сетчатой конструкции из композиционных материалов
Азиков Н.С.
L Соколов И.Н.
L Зинин А.В.
НИАТL МАИL г. Москва
Применение композитов в
качестве конструкционных материалов для
лопастей винтов вертолета позволяет существенно увеличить их долговечность
и надежность; изготавливать лопасти различной геометрии без применения
сложной технологической оснасткиL обеспечивать полную повторяемость
ометрических размеров и аэродинамического профиля; повысить летно
технические характеристики
вертолета [1LR]. Дальнейшее совершенствование
композитных конструкций несущего винта возможно путем использования в
качестве силовых элементов лопастей анизогридно
й (сетчатой) структурыL
состоящих из системы однонаправленных реберL соединенных между собой и с
другими элементами конструкции еще на этапе формирования структуры
композитного материала.
Основными достоинствами сетчатых композитных конструкций при
реализа
ции в вертолетных винтах являются меньшая масса и долговечность в
сложных условиях эксплуатации. Существенным преимуществом такого
конструктивного решения лопастей несущего винта представляется их
повышенная живучестьL т.к. повреждения обшивки анизогридной
конструкции
не вызывают повреждения основных несущих элементов
ребер. Также
усиленные ребрами композитные конструкции допускают локальное
повреждение ребер без заметного снижения несущей способности.
Предложен вариант лонжерона несущего винта (НВ) верто
лета сетчатой
конструкции. В качестве прототипа взят НВ высокоскоростного вертолета.

Тонкая обшивка обеспечивает аэродинамический контур лопасти и считается
несиловой. Схема расположения ребер сетки выбрана из условия наиболее
эффективной реализации высоки
х удельных прочностных и жесткостных
свойств современных композиционных материалов. Проведенные исследования
позволили сформулировать требования к материалу сетчатого лонжерона.
На основе оценки напряженно
деформированного состояния сетчатого
лонжерона дан
а предварительная оценка ресурсных параметров лопасти винта
применительно к условиям эксплуатации высокоскоростных вертолетов.
1. Зинин А.В. Оценка долговечности лопасти несущего винта вертолета из
гибридного композиционного материала O В кн:
Современные проблемы
строительной механики и прочности летательных аппаратов
. КуйбышевL
1986.
С. S1R
314.
R. Зайцев Г.П.L Пашков В.А.L Зинин А.В.
ПрочностьL у
пругость и
трещиностойкость органопластика типа СВМ при растяжении
. В сб:
Куйбышев
1980.
. 77
81.
Strength and durability to helicopter rotor of composite mesh structure
Azikov N.S.
, Sokolov I.M.
, Zinin A.V.
NIAT, MAI, Moscow
Use composites as structural materials to helicopter blades screws can significantly
increase their durability and reliability; to manufacture blades of different geometries
without the use of complex tooling, to provide a
164 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;С развитием отраслевой науки во ФГУП «ВИАМ» для двигателей 5го
покол
ения были созданы и исследованы прирабатываемые пары современных
материаловL подготовлено техническое задание на разработку технологии
крепления новых пар прирабатываемых материалов требовали доработки.
В качестве метода крепления износостойкой накладки н
а торце пера лопатки
и прирабатываемой накладки на рабочей поверхности надроторной вставки
избрали высокотемпературную пайку в вакуумной печиL однако учитывая
сложные условия работы прирабатываемой (пары материаловL а также тоL что
рабочие лопатки и надрот
орные вставки даже в мелкосерийном производстве
относятся к категории массовых деталей. Данный способ не нашёл применения.
Был разработан новый способ крепления деталей лабиринтной пары
надроторного уплотнения
для вновь изготавливаемых турбинных лопаток
надроторных вставок ТВДL так и для ремонтируемых рабочих лопаток и
надроторных вставок ТВДL имеющих повреждения на торцах пера турбинных
лопаток и на рабочих поверхностях надроторных вставок.
Применение серийных припоев для пайки ПВМ не позволило получит
качественного паяного соединения ПВМ с подложкой из
за значительной
пропитки ПВМ припоем. Использование композиционного припоя с
наполнителем позволило решить данную проблему за счет удержания жидкости
вблизи подложки твердыми частицами наполнителя. Но н
аличие бора в припое
привело к нарушению целостности защитного покрытия волокон на основе
SiC
L что привело к выгоранию волокон на границе с припоем.
Решить обе эти проблемы позволила разработка нового припоя на железной
основеL имеющего значительную т
емпературу плавления и не имеющий в своем
составе бор. Был определен интервал температур пайкиL обеспечивающий
проникновение припоя в ПВМ на величину не более S00 мкм. А длительные
испытания при температуре 1100С подтвердили работоспособность припоя в
кон
такте с покрытием на основе
SiC
SiO
Технологически требуются лазерные установки для фигурной резки тонкой
фольги и выполнения в ней мелких отверстий перфорацииL а для припайки
износостойких и прирабатываемых накладок
вакуумные печи. К настоящему
времен
и подобное технологическое оборудование многие отечественные
моторостроительные заводы уже имеют.
При этом возможно не просто восстанавливать турбинные лопатки и
надроторные вставки до уровня деталей первой категорииL но и провести
модернизацию лопаток и н
адроторных вставок под новые материалыL
разработанные для двигателей 5поколения.
Предлагаемая технология крепления накладокL образующих надроторное
уплотнение зазоровL пригодна и для малоразмерных двигателейL и для
двигателей средних и крупных размеровL в
плоть до двигателей создающих тягу
60 тонн и более.
High temperature furnace soldering of run
in materials used for forming
super
rotor seal
Sil
yanova M.V.
, Androsovich I.V.
MAI, Mosc
165 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The recent achiements in aviation industry about engines of the 5th genetation
manufactured by the'VIAM', Federal State, have made it possble to research and
develop the run
in pairs of up
datematerials, to work out technical requirements for
the dev
elopment of joining processes of these materials.High
temperature soldering in
166 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Исследована по возможность получения неразъемного соединения деталей из
АМг6L Д16 и АКT
1. Для этого используются оборудование на базе
мод
ернизированного фрезерного станка и специализированная оснастка.
Инструмент для СТП изготовлен из быстрорежущей стали в виде сплошного
цилиндраL на рабочем торце которого выполнены опорный бурт с винтовой
канавкой и рабочий стержень в форме усеченного кону
са с винтовыми канавками
боковой поверхности. Диаметр опорного бурта и геометрия рабочего стержня
зависят от толщин и типа свариваемых деталей.
В процессе сварки инструмент отклонен от нормали к свариваемым заготовкам
на угол 1˚
5˚(АМг6L Д16) и 0˚
R˚(АКT
1)L скорость вращения S55
710 обOмин
(АМг6L Д16) и S55
710обOмин (АКT
1)L скорость подачи инструмента T0
160
ммOмин (АМг6L Д16) и RX
11R ммOмин (АКT
1).
На изготовленных из образцов шлифах отчетливо видна луковичная структура
сварного шва. На микрошлифах в
ыявлены зоны: ультрамелкодисперсной
структуры в сварном швеL тонкая полоса зоны перемешивания по границе
сварного шва и зоны термомеханического воздействия (ЗТМВ).
У образцов из сплава АМг6М наблюдалось упрочнение металла сварного шва
по сравнению с основн
ым металлом: рост твердости и σ
составил 10
15%.
После термообработки рост твердости и σ
составил 7
10E. У образцов из
сплава Д16АТ наблюдалось разупрочнение металла сварного шва: падение
твердости и σ
составило 7
XE. После термообработки значения σ
и твердости
сварных образцов приблизились к значениям основного металла. При сварке
сплава Д16АМ значения σ
и твердости металла сварного шва находились на
уровне основного металла.
Образцы из сплавов АМг6 и Д16 подвергались испытаниям на прочность при
воздействии вибрационных нагрузокL устойчивости к циклическому изменению
температур и морскому туману. Для образцов из сплава АКT
1 проводились
испытания проверку герметичности керосиновой пробой.
Применение СТП приводит к сокращению времени производственн
ого циклаL
повышению КИМ и качества продукции.
Литература:
1. Люшинский А. В. Современные техноло
гии сварки. Инженерно
физические основы: уч. пособие. М.: ИД «Интел
лект»L R01S. RT0с.
R. Волченко В.Н. Сварка и свариваемые материалы: В S
х т. Т.1.
Сваривае
мость материалов. Справ. изд.O Под ред. Макарова
.:
Металлургия
, 1991,
.528.
Manufacturing of Components and Junctions of Airborne Equipment
by Friction Stir Welding
Lyushinsky
.V.
, Baranov
RDC,
Ramenskoye
Friction stir welding (FSW) is used for obtaining welded joints out of easily
deformable alloys (aluminum, copper) as an alternative to fusion welding [1,2].
The capability of obtaining a permanent joint out of
АМг
6 (1560),
16 (1160) and
(1141) has been studied. Equipment based on upgraded milling machine and
special fitting are used for this purpose.
167 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;A tool for FSW is made out of high
speed steel in the form of a solid cylinder on the
operating face of which there are a supporting clamp
and an operating rod in the form of
a truncated cone with spiral grooves on a side surface. The diameter of the supporting
clamp and the geometry of the operating rod depend on thickness and types of welded
components.
During welding the tool is deflected
from the normal to welded workpieces at angle
5˚(
АМг
6 (1560),
16 (1160)) and 0˚
R˚(
1 (1141)), rotation speed 355
710
rpm (
АМг
6 (1560),
16 (1160)) and 355
710 rpm (
1 (1141)), speed of tool
advance 40
160 mm/min (
АМг
6 (1560),
16 (1160)) and 2
112 mm/min(
(1141)).
Bulbous structure of welded seam is distinctly seen on slices manufactured out of
Использование
критерия для диагностики усталостны
х трещин в
авиаконструкциях методом акустической эмиссии.
Шанявский А.А.
L Банов М.Д.
L Беклемишев Н.Н.
МАИL г. Москва
Развитие усталостных трещин в элементах авиаконструкций происходит по
раз
ным причинам и связано с обеспечением безопасности полётов в условиях
эксплуатации воздушных судов по принципу безопасного повреждения [1].
Опыт исследования причин разрушения элементов авиаконструкций в
эксплуатации показалL что существующие методы и сред
ства неразрушающего
контроля не в полной мере могут обеспечить своевременное выявление
усталостных трещин разными методами неразрушающего контроля. В первую
очередь это обусловлено темL что трещины могут возникать от дефектов
материалаL которые расположены
в зонахL доступных для контроля только
методом Акустической Эмиссии (АЭ)L Однако этот метод не нашёл широкого
168 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;применения на практике поскольку он требует возбуждения объекта при его
контроле.
На самом делеL в течение длительного времени проведение компле
кса
исследований применительно к образцам и элементам конструкций было
показаноL что методом АЭ могут быть выявлены не только очаги усталостного
разрушения в труднодоступных зонах конструкцииL но также трещины
выявляют в случае их зарождения под поверхност
ью [R]. С этой целью
предложено использоватьL так называемыйL
критерийL который
характеризует резкое изменение угла наклона на акустограммеL отражающей
последовательное накопление суммарного сигнала АЭ по времени или по
количеству циклов нагружения мат
ериала или элемента конструкции.
В представленном докладе приведены систематизированные данные по
контролю некоторых элементов конструкции самолётов и двигателей
гражданской авиации на основе
критерия. Данные АЕ
контроля
гидроцилиндровL компрессорных д
исков и лопаток турбин были сопоставлены с
данными количественной фрактографии. ПоказаноL что использование
критерия позволяет с высокой эффективностью своевременно выявлять трещин
в зонахL которые недоступны для других современных методов неразрушающе
го
контроля.
Литература
Шанявский А.А. Безопасное усталостное разрушение элементов
авиаконструкций. Синергетика в инженерных приложениях. УфаL МонографияL
R00SL X00с
Shanyavskiy A., Banov M. The twisting mechanism of subsurface fatigue
cracking in Ti
6Al
2Sn
4Zr
2Mo
0.1Si alloy. Engineering Fracture Mechanics, 77,
2010,
. 1896
1906.
Acoustic Emission diagnostic of aviation structures fatigue cracking based on
criterion
Shanyavskiy A.A.
, Banov M.D.
, Beklem
ishev N.N.
MAI, Moscow
Fatigue cracking of aircraft structures takes place because of many causes and
exists in accordance with tolerance damage principle that have been introduced in
service [1]. Long time of engineering failure a
nalyses of aircraft structures has shown
that different non
destructive tests that used in service for aircraft inspections have not
enough effectiveness because of different causes.
First of all this situation related to material defects which can be appe
ared in
169 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;drastically transition to acceleration of summarized AE
signals whi
ch registered
during non
destructive inspection specimens or aircraft structures in dependence on
number of cycles.
The presentation discussed systematized data of non
destructive inspection
different type of structures for aircraft and gas
turbine engine
s. They are based on
using
criterion. Results of non
destructive inspection hydorcylinders, compressor
disks and turbine blades where compared with data of quantitative fractographic
analyses. It was demonstrated that using
criterion gives possibility to discover
crack in ar
170 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;анали
засвидетельствуют о термоокислительной стойкости данных образцов
после тепловлажностного воздействия.
Проведенные исследования изменения механических свойств углепластиков
SXТР и ВКУ
SXЖН после тепловлажностного воздействияL в совокупности
с низкими зн
ачениями влагопоглощения и данными теплофизических
исследований свидетельствуют о стойкости данных материалов к длительному
воздействию основных внешних воздействующих факторов окружающей среды
(теплоL водаL влага).
Research influence of heat
moisture on p
roperties heat
resistant phthalonitril
matrix and carbon fibers composites
Valevin
1, 2
, Zelenina I.V.
, Bukharov S.V.
VIAM,
MAI, Moscow
Humidity and elevated temperature is one of th
e most significant climatic factors
influencing properties of polymeric composite materials, which there can be change of
performance properties of material that is especially critical for responsible products
are. Today researches of influence of these fa
ctors were most fully carried out on
polymeric composite materials on the basis of epoxy matrixes which have found broad
application in the different industries of mechanical engineering. Studying of
influence of conditions of the increased humidity on hea
resistant matrixes and
polymeric composite materials on their basis is very actual task because of expansion
171 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;легированных сталей. Алюминиевые сплавы не нашли пока применения в
изделиях. Вместе с тем анализ стр
уктуры и термического цикла процессов
аддитивного производства показываютL что формирование деталей происходит с
высокой скоростью охлаждения при кристаллизацииL которую можно примерно
оценить как 1х10
. Таким образомL по закономерностям формирования
руктуры процесс аддитивного производства в определенной степени можно
сравнить с процессом гранульной металлургии. Отличие заключается в томL что
при гранульной металлургии деталь получают после целого ряда
технологических операций
дегазацииL компактиров
анияL горячей деформацииL
механической обработки. В результате термомеханического воздействияL в
определенной степениL теряется часть преимуществ быстрозакристаллизованной
структуры. При аддитивной технологии деталь получается после расплавления и
быстрой
кристаллизации порошка и термообработкиL т.е. в готовой детали
наследуется быстрозакристаллизованная структура.
Условия быстрой кристаллизации чрезвычайно благоприятны именно для
алюминиевых сплавовL поскольку способствуют увеличению растворимости в
твердо
м раствореL (образованию пересыщенных твердых растворов)L
измельчению структуры и изменению морфологии избыточных фазL
кристаллизации по метастабильной диаграмме состояний и образованию
метастабильных фаз. Это открывает возможность получения в процессе
адд
итивного производства быстрозакристаллизованных сплавовL структуру и
свойства которых невозможно получить ни традиционной технологией из
слиткаL ни технологией производства гранулируемых сплавов. Такими
сплавамиL перспективными для использования в авиакосм
ической
промышленностиL в приборостроении и других отраслях
представляютсяLнапримерLсплавы системы
Переходные металлы (жаропрочныеL длительно работающие до
400
РЗМ (защита от излученияL высокая тепло и электропроводность);
50%
(ни
зкий коэффициент термического расширения)L а
также другие функциональные и конструкционные сплавыL легированные
малорастворимыми и нерастворимыми компонентами.
Additive Manufacture Prospects for the Development of the Special
Aluminium Alloys
Vlasenko A.N.
, Meshkov D.A.
, Predko P.Yu.
, Konkevich V.Yu.
MAI, Moscow
At present time development of additive manufacture concerned products from the
titanium alloys, special steel
, nickel base superalloys. Aluminum alloys didn't find
application in products so far. The analysis of structure and a thermal cycle of additive
manufacture (Bed Deposition, Direct Deposition processes)show that during of 3d
printings of details the rapid
solidification rate take place, which can be estimated
approximately as 1x10
K/c. Thus, on regularities of forming of structure process of
additive production to some extent can be compared to process of RSR/PM.
Distinction is that in case of RSR/PM techno
logy the part is produced by number of
technological steps
degassing, compaction, hot deformation, machining.
Thermomechanical effect result in coagulation structure, a part of benefits of high
172 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;solidifiedstructure and properties are lost. In case of addi
tive technology the part is
growing after powder particles fusion, rapid solidification and heat treatment. So
completed part has the rapid solidified structure.
Rapid solidification conditions are extremely favorable for aluminum alloys as they
promote i
ncrease in solubility in solid solution (supersaturated solid solution of
transition metals in aluminium), refinement of structure and change of morphology of
excessive phases, solidification according to non
equilibrium diagram, formation of
high solidified alloys which structure and properties can't be received neither
traditional technology (using an ingot), nor the production technology of the RSR/PM
alloys. Such alloy
s, perspective for use in the aerospace industry, in instrument
making and other sophisticated application. for example, system alloys
Al
Transitional metals (heat resisting, long working up to 400
C);
Rare
173 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• произведены расчёты количества просверленных отверстийL исходя из
температуры вершины сверлаL рассчитанной по теоретическим формулам до
достижения те
мпературы стеклования;
полученные значения количества отверстий были сравнены со
значениямиL заявленными поставщиком и полученными в ходе эксперимента.
Полученные соотношения позволяют производить предварительный расчёт
температуры сверла во время процесса
сверления отверстий в печатных платах
иL тем самымL определить количество циклов сверленияL которое можно
совершить без угрозы возникновения дефектов отверстий.
Study of heat process in the manufacture of printed circuit boards
Voitkovskiy S.V.
MAI, Moscow
This study was aimed to determine the durability of small
sized carbide drills while
drilling composites dielectric base of printed circuit boards and as a result, the
occurrence of defects associated with the heating of the dril
l during drilling.
174 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Тенденции современного литейного производства базируются на постоянном
повышении качества поверхностиL точности и эксплуатационной надежности
получаемых изделийL особенно сложнопрофильных отливокL получаемых
прецизионным методом литья. В связи с этимL к керамическим литейным
формам предъявляются повышенные требования по термо
химической и
деформационной устойчивостиL огнеупорности и прочности.
Используемые в технологии точного литья корундовые керамические формыL
содержащие диоксид кремния (до S
5 мас. E)L обладают существенными
недостаткамиL связанными с применением при их изг
отовлении связующих
материалов на основе кремнезема (этилсиликаты или кремнезоли).
На кафедре МАИ «Технологии и САПР металлургических процессов»
разработали технологию изготовления керамики с использованием
алюмоорганического и алюмоиттриевого связующего д
ля производства особо
ответственных отливок.
Данная технология нашла применение в прецизионном литье в процессе
изготовления керамических инертных форм для заливки высоколегированных
сталей и химически активных сплавов.
Современными физико
химическими и фи
зико
механическими методами
были изучены составL свойства полученной керамики и контактная поверхность
литых изделий.
Использование в литейном производстве комбинированных корундовых форм
с двумя защитными слоями на бескремнеземном связующем обеспечивает
ысокую огнеупорность и исключает взаимодействие металла с формой выше
1500С.
Результаты СЭМ свидетельствуют об отсутствии кремния в защитных
(контактных) слоях формы. Поэтому комбинированные корундовые формы не
только гарантируют точное воспроизведение ко
нфигурации моделиL но и
создают защитный химически инертный слойL предотвращающий
взаимодействие расплавленного металла с керамической формой при
температурах выше 1500СL что позволяет получать качественные отливки из
химически активных сплавов.
Работа ф
инансово поддержана Минобрнауки РФ в рамках государственного
задания (проект R01TO9SL код S0X7).
High
refractory corundum molds for investment casting from superalloys and
titanium alloys
Vorobiev A.A.
, Varfolomeev M.S.
MAI, Moscow
Tendencies of modern production toward improved quality, accuracy, and service
reliability of cast articles, especially parts from titanium and refractory alloys for
important applications (complex
shaped castings) produced by inve
stment casting,
impose special requirements for the quality of casting molds.
SiO
containing (up to 3
5 wt %) ceramic corundum molds that are currently used
in investment casting have a number of serious drawbacks because they fabricated
using ethyl silic
ate or colloidal silica as a binder.
175 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Researchers at the
Moscow Aviation Institute
developed a process for the
fabrication of ceramic shell molds using a silica free binder for the production of
castings for important applications.
Thi
s approach is most effective in fabricating ceramic shell molds for complex
176 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;смесеобразования и горения в камере сгорания
укс
Здесь
коэффициентL характеризующий полноту процессов
смесеобразования и горения;
kc
(
удельный
комплекс давления в КСL
определенный экспериментально в процессе испытания и расчетом
соответственно.
Основным недостатком указанных установок
с насосной СП являются:
ограниченность испытаний по мощности автономного привода ТНА при
использовании газообр
азного водорода или стендового ГГ;
ограниченный ресурс испытаний по времени из
за громоздкого оборудования
ВСП ГГ от стенда высокого давления и отсутствие циркуляционных контуров
питания насосов.
При запитке ГГ от насосов ТНА с использованием систем на
чальной раскрутки
газом и введением циркуляционных контуров питания насосов можно решить
проблему проведения ресурсных испытаний агрегатов ДУ.
Таким образомL применение в СП насосных агрегатовL циркуляционных
контуров питания и запитку ГГ от испытуемых нас
осов ТНА позволило решить
основные цели испытаний по продолжительности и имитации условий
охлаждения и
разработать рекомендации по стабилизации запуска.
The experimental units with pump feed system components for the test of
assembly PU RSS
Galeev A.
MAI, Moscow
For testing the combustion chamber (CC) with gas generator (GG) oxygen
hydrogen LPE 11
56 and 11
57 at the first stage the applied pressure of the feed
system (PFS) components of rocket fuel (CRF). The use of parallel
seri
al layout of
cylinders and optimized technology fueling PFS CRF ensure a uniform production of
the component from the cylinders and allowed to increase the duration of testing at
these units at ~ 25 %.
Limiting factors in the use of displacing the PFS are:
limit regimes in the CC for the flow components and the pressure in the chamber
(RC17
18 MPa), determined by the working pressure of the equipment of the stand;
short duration tests and cumbersome equipment;
the impossibility of a complete simulati
on of operating modes GG and cooling of
the CC;
In this context, the study of pumping schemes SF with the circulation circuit pumps
and producer gas driven turbine powering GG from the subjects of pumps is
important. The above
mentioned disadvantages of th
e PFS can be eliminated when
using the technological TPA with gas or GG
drive turbine. While GG driven TPA can
be powered:
from stand high pressure with GSP fuel components;
from technological TPA.
The objectives of these tests are:
check the cooling effic
iency CC liquid hydrogen;


укс
Here
is the coefficient characterizi
ng the completeness of the processes of
mixture formation and combustion;
and
kc
(
specific complex pressure in
178 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;отсутствия медной фольги. Толщина S
маски
от S0 до 1R0 мкм с шагом в S0
После прессования оценивается усилие отрыва каждого элемента при
использовании SD
масок и обычного препрега.
Полученные
результаты говорят о степени адгезии S
масокL сравнимой с
адгезией препрега.
Список литературы:
Горелов А.О. «Нанесение паяльных масок на SD
принтере». Сборник
тезисов докладов «Инновации в авиации и космонавтике
R01T» OO ООО «Принт
салон»L R01T;
Горелов
А.О.L Васильев Ф.В. Использование паяльных S
масок на
внутренних слоях МПП со встроенными компонентами. OO Труды XXV
международной научно
технической конференции «Современные технологии в
задачах управленияL автоматики и обработки информации»L АлуштаL R01
Adhesion of 3D
masks on the inner layers of the Multilayer PCB with
embedded components
Vasilyev F.V.
, Gorelov A.O.
MAI, Moscow
Today there is actual problem with application of solder mask on the inner layers
in
the multilayer printed circuit boards with embedded components. Conventional solder
mask cannot be applied because of insufficient adhesion to PCB materials. One possible
way is to use a 3D printer to apply solder mask from a material similar to the pri
nted
circuit board material [
]. Thus, due to material properties, such masks may be used as a
binder instead of prepreg [
To actually use this method, first we ne
ed to study adhesion of 3D
masks, compare it
to usage of prepreg. For this we've developed test methods and test samples with
different filling copper surface.
According to the developed method, 10 samples are prepared for pressing with 3D
mask and prepreg
. Each sample has three groups of elements (10 elements each) with a
variety of conjugation options: copper
copper, copper
stranded glass fiber, glass
fiberglass fiber. Besides various copper surface coverage patterns, thickness of the 3D
mask differs as w
ell, which is necessary to determine its optimal value.
179 &#x/MCI; 5 ;&#x/MCI; 5 ;and Technical Conference "Modern technologies in problems of control, automation
and information processing", Alushta, 2016.
Созда
ние равнопрочных конструкций силовых элементов с
использованием технологии селективного лазерного сплавления (
SLM
Силуянова М.В.
L Дзгоев Т.Р.
МАИL г. Москва
Одной из главных задач в авиа
и ракетостроении являетс
я уменьшение веса
силовой установки. С начала R010 года интенсивно начали развиваться
технологии формирования трёхмерных объектов не путём удаления материала
(точениеL фрезерованиеL электроэрозионная обработка) или изменения формы
заготовки (ковкаL штампов
каL прессовка)L а путём постепенного наращивания
(добавления) материала.
На данный момент значительного прогресса достигли технологии послойного
формирования трёхмерных объектов по их компьютерным образам.
Метод ΣLM является наиболее распространённый для п
олучения деталей
малых и средних габаритов. Преимуществом по сравнению с методом EBM
(электронно
лучевая плавка) является отсутствие необходимости вакуумной
камеры.Селективное лазерное плавление обеспечивает хорошую
производительностьL удовлетворительную ш
ероховатость и высокую точность
изготовления детали.
В R015 году были проведены работы по оптимизации силового элемента
энергетическойустановки космических кораблей нового поколенияL по
результатам которых было выявленоL что переход от классического метода
изготовления деталей к использованию S
печати значительно уменьшает сроки
изготовленияL а также способствуют уменьшению веса детали до S5E.
Повышение прочностных характеристик деталейL изготовленных методом
SLM
L осуществляется за счет исключения из конст
рукции сварных швовL
концентраторов напряжений.
Уменьшение веса изделий является важнейшей стратегической задачей для
ракетостроения. Облегчение деталей происходит за счет создания сотовых или
сетчатых конструкцийL при сохранении прочностных характеристик
благодаря
интеграции спроектированных внутренних ребер жесткости.
Применение данного метода позволяет решить сложные технологические
проблемы. Существующие технологии механической обработки имеют ряд
технологических ограничений. ОднакоL сквозное цифровое п
роектирование и
производствоL использующееся для выпуска металлических изделий со
сложными внутренними структурами и полостямиL позволяет эффективно их
преодолевать.
Развитие аддитивных технологий в сфере авиа
и ракетостроении
способствуют решению ряда во
просовL которые раньше не могли быть решены
при помощи классического метода изготовления деталей.
Creating a full
strength structural load
bearing elements using selective laser
melting technology (SLM)
Siluyanova M.V.
, Dzgoev T.R.
MAI, Moscow
180 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;One of the main problems in aircraft and rocket production is to reduce the weight
of the power plant. Since 2010 began to develop technology
intensive form of three
dimensional objects, not by material removal (turning, mil
ling, EDM), or changing the
shape of blanks (forging, stamping, pressing), and by gradually increasing (adding) the
material.
Now, considerable progress achieved layering technology of three
dimensional
objects on their computer images.
SLM is the most com
mon method for obtaining details of small and medium size.
The advantage over the method of EBM (Electron Beam Melting) is no need for the
vacuum chamber. Selective laser melting provides good performance, satisfactory
surface roughness and high precision
parts manufacturing.
In 2015, work was carried out to optimize the power element of the power plant of
new generation spacecraft, the results of which revealed that the transition from the
classical method of manufacturing parts using 3D printing to signif
icantly reduce
production time, as well as help to reduce the weight of parts up to 35%.
Increasing the strength characteristics of the parts produced by SLM, it is carried
out by eliminating constructions weld stress concentrators.
Reducing the weight of
181 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;дельта
штрих
фазы. Это также сопровождается изменением типа текстуры от
компонентов текст
уры прокатки основного металла и ЗТВ к текстуре сдвига в
сварном шве. Текстурные изменения в материале свидетельствуют о
деформационных процессах в зоне перемешиванияL изменения фазового состава
обусловлены комплексным воздействием деформации и нагрева. Ма
ксимальный
эффект разупрочнения наблюдается в областиL примыкающий к зоне шва и для
этой зоны характерно минимальное количество T1
фазыL составляющее 0L9
1LXEL при этом в зоне шва количество T1
фазы составляет RL6
SLXEL в основном
материале достигает 7E
тот эффект обусловлен темL что примыкающая к шву
зона испытывает достаточно высокие температуры нагрева в отсутствии
деформационного воздействияL что способствует выделению преимущественно
дельта
штрих
фазыL которая является менее эффективным упрочнителе
м по
сравнению с T1
фазой. В зоне шва комбинация деформационного и
термического воздействия приводит к выделению большего количества T1
фазы
и соответственно большей прочности. В результате проведенной работы
выявлены закономерности формирования фазового с
оставаL текстуры и свойств
в процессе СТПL дающие новые возможности для оптимизации технологии и
повышению служебных свойств сварных соединений из сплавов
Результаты получены в рамках выполнения государственного задания
Минобрнауки России №11.197
8.2014/K
Effect of friction stir welding on the formation of composition
of the Al
Li alloy
182 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;corres
pondingly higher strength. As a result patterns of formation of phase
composition identified, texture and properties in the process of STP, giving new
opportunities to optimize the technology and improve the service properties of welded
joints of the alloy
Li.
This work was performed in the framework of state task 11.1978.2014/K of the
Ministry of Education and Science of the Russian Federation ‘Development of
quantitative methods of estimating the structural phase and stressed states of Al
Li and
Li alloys for the feasibility and the designing of alloys and
technologies providing high strength, elasticity, and phase stability characteristics of a
183 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The mechanism of influence of tension on process of crystallization of polymers,
namely, influence of v
alue of the operating tension on temperature of the beginning of
polymerization and formation of an initial relaxation range is presented.
Конструкция и технология изготовления высоконагруженных
крупномасштабных аэродинамических моделей несущих винтов верт
олетов
Горский А.А.
L Евдокимов Ю.Ю.
L Качарава И.Н.
L Трифонов И.В.
Усов А.В.
ЦАГИL г. Жуковский
Аэродинамические модели несущих винтов вертолетов разр
абатываются в
обеспечение экспериментальной отработки создаваемых объектов авиационной
техникиL подтверждения эффективности новых технических решений.
Основными требованиями к ним являются:
масса пера лопасти (при диаметре модели несущего винта TL6 м)
÷T кг;
поперечное положение центров масс сечений основной и концевой
частей лопасти должно быть не далее RTE длины хордыL отсчитанной от передней
кромки;
поперечное положение оси жесткости должно находиться в диапазоне
R7 E хорды от носка профиля в сред
ней части лопасти;
модели лопастей должны иметь коэффициент запаса прочностиL равный
В ФГУП ЦАГИ разработана типовая конструкция крупномасштабной
аэродинамической модели лопасти несущего винта вертолета из полимерных
композиционных материалов. Данная кон
струкция позволяет моделировать
массу лопастиL положение центра тяжести по хорде лопастиL обеспечивать
требуемое положение оси жесткости.
Разработка конструкции модели лопасти выполняется по предоставленной
заказчиком математической модели внешней геометр
ии с использованием
инженерных методов расчета. Окончательный расчет на прочность
производится методом конечных элементов. При его проведении
устанавливаются: статическая прочность изделияL положение оси жесткости
лопастиL определяются собственные формы и
частоты колебаний изделия.
Разработанная типовая технология изготовления комплекта моделей лопастей
винта включает фрезерную обработку матриц из модельного пластика на станке
с ЧПУ. Обшивки из композиционных материалов изготавливаются в матрицах
методом ва
куумной инфузии. Полки и стенки лонжерона изготавливаются
прессовым формованием из стеклопластика. Заполнитель хвостовой секции
лопасти изготавливается из конструкционного пенопластаL фрезеруемого на
станке с ЧПУ.
Матрицы обшивок имеют универсальную констр
укцию и используются для
изготовления обшивокL и как стапель для сборки лопастей.
Лонжероны лопастей тензометрируются.
В завершение выполняется статическая балансировка комплекта лопастей.
Design and manufacturing technology of high
loaded, large
scale aer
odynamic
models of helicopter rotors
Gorskiy A.A.
, Evdokimov Y.Y.
, Kacharava I.N.
, Trifonov I.V.
, Usov A.V.
TsAGI, Zhukovsky
184 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Aerodynamic model of hel
icopter rotor constructed to provide experimental testing of
produced aircraft objects as well as to confirm the effectiveness of new technical
solutions.
The main requirements are:
The weight of the blade (model rotor diameter of 4.6 m)
4 kg;
The lat
eral position of the centers of mass of main and end sections of blade
should not be more than 24% of the chord length, measured from the leading edge;
Cross
axis position of stiffness axis should be in the range of 25
27% of the
chord from leading edge in
the middle part of the blade;
185 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;образного мышления. Появляется возможность самостоят
ельно разрабатывать
дизайн отдельных деталей и целых агрегатных узловL а после печати
дорабатывать и усовершенствовать собственные изделия.
Благодаря применению информационных технологийL у обучающихся
появляется возможность дистанционно в режиме реальног
о времени наблюдать
за технологическим процессом производства спроектированной деталиL если
они находятся не в помещенииL где располагается SД
принтер. Если же речь
идет об обучении SД
проектированию школьниковL то для ребят особенно
важноL что за произв
одством той или иной детали могут наблюдать специалисты
из высших учебных заведенийL давая при этом советы и подсказываяL как лучше
спроектировать элементыL чтобы они могли быть использованы в изделии.
Важно отметитьL что временной интервалL занимаемый от
проектирования до
производства настолько малL что всегда есть возможность исправить
недоработки и довести деталь до совершенстваL произвести работу над
ошибками.
Возможность оперативной визуализации спроектированного позволяет
обучающимся гораздо быстрее
и эффективнее осваивать все тонкости и
особенности будущей профессии.
Имея еще на этапе обучения непосредственное отношение к
производственному процессу и выполняя реальные задачи по проектированиюL
обучающимся в будущем будет гораздо легче адаптироваться
к работе на
предприятии и влиться в инженерный коллектив.
3D Printing Technology with Elements of Information Technology used in the
educational process
Kachalin A.M.
, Zadorozhnaya O.N.
MAI, Moscow
The tren
d of the recent years is the implementation of innovative tools into
186 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;monitored by experts from higher education institutions who will give advice and
suggest the best way to design the elements that can be further used in the product.
It is important to note that the time slot occupied from design to production i
s so
small that there is always an opportunity to correct the defects and to bring the part to
perfection, to make corrections on mistakes.
Possibility of a rapid visualization of designed allows students much more quickly
and efficiently master all the in
tricacies and peculiarities of their future profession.
Even at the stage of training directly related to the production process and
performing the actual task of design, in the future students will be much easier to
adapt to work in the enterprise and to
join the engineering team.
Изменение температуры сверла присверлении печатных плат
Зве Маунг Маунг
МАИL г. Москва
ИзвестноL что на межсоединения электронных изделиях приходится примерно
S0E отказов. Значительная часть этих отказовL так или иначеL связана с
чеством переходных и монтажных отверстий. Преимущественным
технологическим процессом получения отверстий до сих пор остается
сверление. Возникновение дефектов связано в первую очередь с нагреванием
сверлаL которое происходит во время сверления за счет силы
трения по задней
поверхности сверла.
Уравнение теплового баланса для элемента стержня имеет вид
где
теплоL сообщенное элементу сверла благодаря теплопроводности;
теплоL отдаваемое конвективным теплообменом со средой;
теплоL
выделяемое в результате трения по задней грани сверла;
теплоL пошедшее
на нагревание элемента сверла.
С учетом конкретных параметров мелкоразмерных сверл и свойств
композиционных материалов процесс тепловыделения можно све
сти к
классической задачи нагревания полубесконечного теплоизолированного
стержня с внутренним постоянно действующим источником тепла.
Решение дифференциального уравнения нагревания для вершины сверла
можно получить в виде
1,1284
(0,)
где τ
время; μ
коэффициент
трения по задней грани сверла; N
сила резания; v
скорость точки приложения
силы N; λ
коэффициент теплопроводности материала сверла; α
коэффициент
теплоотдачи; s
площадь поперечного сечения сверла.
Полученные соотношения позво
ляют производить предварительный расчет
температуры сверла во время процесса сверления отверстий в печатных платах
иL тем самымL определить количество циклов сверленияL которое можно
совершить без угрозы возникновения дефектов отверстий.
187 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Temperature ch
ange of drill when drilling of printed circuit boards
Zwe Maung Maung
MAI, Moscow
It is known that interconnects of electronic products accounts for approximately
30% of failures. A significant portion of these failures are somehow
related to the
quality of transitional and mounting holes. Preferential technological process of
obtaining the holes is still drilling.The occurrence of defects is primarily associated
with the heating of the drill, which occurs during drilling due to fric
tion at the rear
surface of the drill.
The equation of heat balance for an element of the rod has the form
where
heat, that gives to this element of the drill due to the thermal conductivity;
the heat given due to the conve
ctive heat exchange with the environment;
heat generated by friction at the rear face of the drill bit;
heat that is caused by the
heating element of the drill.
1,1284
(0,)
where
time;
coefficient of friction on
the back face of the drill; N
cutting force; v
speed of the point of application of
force N;
heat conductivity coefficient of drill material;
heat transfer
coefficient; s
area of the cross section of the
drill.
The relations obtained allow a preliminary calculation of the temperature of the
drill during process of drilling holes in printed circuit boards and, thus, to determine
the number of drilling cycles that can be performed without the risk of defect
s holes.
Оценка влияния конструктивно
технологических параметров на
композитных конструкций
Зинин А.В.
МАИL г. Москва
Характерная особенность процесса усталости конструкционных материалов
зависимость сопротивления усталости от многочисленных
конструктивно
технологических факторовL большинство из которых значительно снижают
показатели выносливости материалов. Для процесса усталости композиционных
материалов вероятность появления таких негативных факторов возрастает в
связи с объективной структу
рной неоднородностью и нестабильность
технологических процессов изготовления композитных конструкций.
Для расчета параметров надежности композитных элементов с учетом
конструктивно
технологических факторов может быть использовано трехмерное
нормальное расп
ределение случайной величины
где
= σ
остаточная прочность материала после наработки
циклов нагружения;
логарифм числа циклов нагружения;
значение характерного признака
конструктивно
технологического параметраL (случа
йная величинаL напримерL
188 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;толщина монослоя композитаL диаметр отверстия под крепежL радиус перехода и
т.д.). В этом случае условное распределение
) =
lgN
характеризующее распределение остаточной прочности материала
при
фиксирова
нных значениях
и конструктивно
технологического параметра
также будет нормальным с математическим ожиданием
дисперсией
определяемыми оценками математических ожиданийL
дисперсий и коэффициентов парной корреляции с
лучайных величин
соответствии с теорией функций нескольких случайных величин. Оценка
параметров распределения производится по результатам испытаний на
усталость методами множественной регрессии.
Для реального случаяL когда
независимыL
рассеяние величины
остаточной прочности в зависимости от наработки и значения конструктивно
технологического параметра можно оценить коэффициентом вариации
L вычисленным
через коэффициенты вариации величин
. Далее переход от
коэффициента в
ариации к вероятности разрушения через интеграл ошибок по
методу Ржаницына позволяет оценить надежность материала в зависимости от
возможных случайных изменений конструктивно
технологического фактора.
Таким же образом могут быть получены числовые характери
стики условного
распределения
) =
lgN
определяющего зависимость
долговечности композитной конструкций от уровня действующих нагрузок и
случайного значения конструктивно
технологического параметра.
Estimation impact to structural
and technological parameters
on the endurance composite structures
Zinin A.V.
MAI, Moscow
A characteristic feature of the fatigue process of structural materials
the
dependence of the fatigue resistance of the numerous structural and
technological
factors, most of which significantly reduce the performance of materials endurance.
For the process of fatigue of composite materials the probability of occurrence of such
189 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;When x2 = lg N and x3 are independent, the scattering of the residual strength
epending on the achievements and values of constructive and technological

Степнов М.Н.L Чернышев С.Л.L Ковалев И.Е.L Зинин А.В. Характеристики
сопротивления усталости. Расчетные методы оценки.
М.: Технология
машиностроенияL R010.
R56 с.
R. Степнов М.Н.L Агамиров Л.В.L Зинин А.В.L Котов П.И.L Васильев Д.В.L
Кузьмин А.Е. Научные школы. Прочность
машин
конструкций
при
переменных
нагрузках
Москва
, 2001.
191 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;трассировке одной и той же платы разными средствами можно получить
различные вариантыL часто значительно отличающиеся. Констр
уктор должен
выбрать один из вариантовL основываясь на своем опыте и знаниях. Многие
специалисты при оценке качества трассировки ПП учитывают только один
факторL влияющий на надежность печатных плат: количество переходных
отверстий.
Безусловно количество
переходных отверстий сильно сказывается на
надежности печатной платыL так как при металлизации отверстий может
возникнуть множество дефектов: микротрещиныL отслоение металлизацииL
плохой контакт со слоямиL неравномерность покрытия и т.д. Однако существует
множество других факторовL зависящих от конструкторских решенийL которые
также значительно влияют на надежность печатной платыL такиеL как:
Длина дорожек
Ширина дорожки
Расстояние между дорожками и контактными площадками
Толщина гарантированного пояска
Тол
щина медного покрытия
Количество слоев ПП
Габариты ПП
По отдельности многие факторы очевидны и понятны. Чем шире дорожкаL
тем меньше возможность разрыва контакта. Или чем ближе друг к друг
дорожкиL тем больше вероятность короткого замыкания при производств
е ПП.
Однако при рассмотрении всех факторов вместе возникают множество
конструкторских вопросовL решение которых зачастую принимается на основе
опытаL и не всегда является объективным и правильным.
В работе проанализированы основные факторыL влияющие на на
дежность
печатных платL рассмотрена связь между этими факторами и составлены пары
факторовL влияющих друг на друга (например расстояние между дорожками и
контактными площадкамиL толщина дорожек и габариты платы). В результате
возможно создание алгоритмаL п
озволяющего автоматизировать оценку качества
трассировки ПП иL тем самымL облегчить работу конструктора.
Список используемой литературы:
Печатные платы: СправочникO Под редакцией К.Ф. Кумбаза В R
х книгах.
Книга R Москва Техносфера R011г
Данилова Е. А. «Кл
ассификация дефектов печатных плат». Труды
Международного симпозиума «Надежность и качество» том 1 O R01SФ
Quality appraisal of printed circuit boards routing
Isaev V.V.
MAI, Moscow
The problem of quality appraisal of printed circuit boa
rds (PCB) routing is major
for enterprises developing electronic computer facilities. While routing the same board
using different means, it is possible to get different versions of routing, which often
can be prominently different. Engineer should choose
one of the variants on the back
of his (or her) own experience and knowledge. During the quality appraisal of PCB
design various specialists consider only one factor affecting on the reliability of
printed circuit boards: amount of vias.
192 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Unquestionably, th
e amount of vias greatly affects on PCB reliability because
193 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;также о возможности перехода искомой системы в хао
тический и
автоколебательный режимы.
Экспериментально процесс лазерной сварки и наплавки изучали на
модельных образцах из трубчатых заготовок диаметром TL0
7L0 мм сплава
ХН60ВТ в импульсном и непрерывном режимах с интенсивным охлаждением
зоны лазерного
воздействия. Сварку и наплавку образцов выполняли на
роботизированном комплексе
Las
rWeld
1R0L оснащенном универсальной
головкой в линзой фокусом 500 мм. Сопоставление расчетных и
экспериментальных данных показали хорошую сходимость.
Металлографический а
нализ лазерных зон выявил чешуйчатую структуру и
мелкозернистое выделение фазL что согласуется с автоволновой
моделью
кристаллизацией расплава при лазерной обработке.
Представлены результаты измерений сваренных и наплавленных образцовL
которые показалиL ч
то интенсивный теплоотвод позволил снизить уровень
остаточных деформаций в лазерно
сваренных деталях в X
10 раз.
A study of the process of laser metal manufacturing with heat sink
Isakov V.V.
CIAM, Moscow
The paper substantiates the
technological feasibility of the use of artificial cooling
during laser processing of components and parts of aircraft. The report provides a
comparison of laser technologies of welding and surfacing with traditional methods.
Superiority of laser processin
g is the minimum heat affected zone and the high speed
of structural phase transformations. Restrictions, inhibiting the expression of the main
194 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The results of measurements of welded and weld samples, which showed that
intensive the heat sink helped to reduce the level of residual strain in laser
welded
parts in 8
10 times.
Прогнозирование прочности и долговечности болтовых соединений
композитных конструкций
Зинин А.В.
L Кайков К.В.
L Морозов Л.Н.
МАИL г. Москва
Основные проблемы обеспечения прочности и долговечности б
олтовых
соединений элементов конструкций из композиционных материалов связаны с
их невысоким сопротивлением срезу и смятию [1]. Циклические нагрузкиL
которым подвержены элементы авиационной техникиL приводят к нарушениям
плотности стыкаL ослабления затяжки
соединенийL иL как следствиеL
усталостным повреждениям деталей и панелей из композитных материалов [R].
Чаще всего это сопровождается развитием расслоения композита в зоне
контакта и приводит к окончательному отказу соединения в виде
специфического разруш
ения большой области композитного элемента.
Целью данной работы является разработка методики прогнозирования
несущей способности болтовых соединений композитных конструкций при
кратковременном и циклическом нагружении с учетом особенностей
механического п
оведения металл
композитных болтовых соединений. Расчетно
экспериментальным путем проведена оценка влияния таких конструктивных
параметров соединений как соотношение диаметра отверстия под болт и
ширины пластиныL величины предварительной затяжки соединения
и угла
вырезки композитных образцов по отношению к главному направлению
армирования исследованных материалов.
Расчеты показываютL что сжатие в трансверсальном направленииL вызванное
затяжкой болтаL изменяет не только концентрацию напряжений в зоне
отверс
тияL но и величину градиента напряжения в поперечном направлении.
ОтмеченоL что влияние предварительной затяжки соединения на остаточную
прочность при действии циклических нагрузок более существенноL чем при
кратковременном нагружении. Испытания
показывают
L что при
затяжке
моментом М= T0 Нм соединения предел прочности увеличился на 5 EL тогда как
предел выносливости на базе 10
циклов
на 10L5 E.
1. Зинин А.В.L Дедова М.Н.L Абрамова Е.А. Усталость и разрушение болтовых
соединений композитных конструкций пр
и малоцикловом нагружении. В сб.:
Решетневские чтения.
Материалы IX Международной научной конференции O
КрасноярскL R005. с. 150
152.
R. Зайцев Г.П.L Зинин А.В.L Болотников Б.И.L Ганюшкин Ю.П. Влияние
концентрации напряжений на несущую способность болтовог
о соединения
элементов конструкций из композиционных материалов. Деп
рукопись
053399,
24.09.1983
Predicting strength and durability of bolted joints composites structures
Zinin A.V.
, Kaikov K.V.
, Morozov L.N.
MAI, Moscow
195 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Problems of providing strength and durability of the bolted joints of structural
composite elements are related to their low resistance to shear and crushing
Cyclic
loads, which are subject to the elements of the aviation te
chnology, lead to violations
of the joint density, loosening joints, and, as a consequence of fatigue damage of parts
and composites panels. Most often, this is accompanied by the development of
composite bundles in the contact zone leads to the eventual f
ailure of bolted joints in
the form specific fracture the large area of composite element.
Object of this report is to develop methods to predict the bearing capacity of bolted
joints of composite structures under static and cyclical loading, taking into a
ccount the
196 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;технологий
используется традиционная препреговая технология. В докладе
даётся оценка эффективности применения различных технологий в зависимости
от требований и особенностей конструкции.
Рассматриваются основные конструктивно
технологические решения
направленные на
повышение степени интегральности конструкцииL снижение их
массы и стоимости. Приводятся примеры применения интегральных
конструкций в существующих летательных аппаратах.
Integral
constructions
made
composite
materials
in aviation and space technology
harkviani
R.V.
, Kamalieva
R.N.
SNRU, Samara
197 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Один из них является установка металлической вставкиL вклеиваемой в
ремонтируемую зонуL с предварительным натягом.
Для определения диапазона рационального значения предварительного натяга
проведен численный расчет эффективности ремонта
в зависимости от величины
посадки Δ[мм].
Дана расчетная оценка несущей способности панелиL отремонтированной с
введением дополнительной металлической накладкиL с учетом явления потери
устойчивости накладки.
При оценке несушей способности приготовления обр
азцов перед их
испытаниями были использованы известные критерии прочности для
композиционных материалов:
Мизеса
Губера»L«Цая
Хилла»L«Максимальных напряжений».
В результате расчетной оценкиL установлена потенциальная возможность
восстановления прочности.
В результате разработанаметодика оценки прессовой посадки Δ[мкм]L
обеспечивающей максимальное восстановление прочности панели после ремонтаL
с помощью металлической вставки.
Проведена э
кспериментальная оценка
предложенных конструктивно
технологических реше
ний ремонта панелейL после
нанесения ударных повреждений.
Some results of the strength restoration characteristics inPCM full
scale
aircraft structures samples with low
energy impact damages
Kacharava I.N.
, Kazhichkin S.V.
, Nikulenko A.A.
, Puchenkov A.L.
, Titov S.A.
TsAGI, Zhukovsky
Providing practical application ofpolymeric composite materials (PCM) in the
aircraft airframe, along with other fac
tors, linked to the development of effective
methods of their repair.
One of them is the installation of a glued metal fitting piece into the repair area with
tension.
198 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Использование модифицирующего флюса
суспензии при изготовлении
конструкций с перекрещивающимися швами из сплавов системы алюминий
магний
Кошелев А.О
L Никитина Е.В.
L Алексеев И.А.
МАИL г. Моск
Главным требованием к технологии получения сварных узлов изделий
ракетной техники (помимо обеспечения заданного уровня и стабильности
удельных механических свойств соединений)L является обеспечение возможно
меньшего объема исправляемых подваркой после п
ооперационного контроля
дефектов.
При получении сварных конструкций из сплавов АМг6 и 1570 оболочкового
типа лимитирующим являются выполнение перекрещивающихся швов. Именно
в местах пересечений наиболее нагруженных прямолинейных швов с
присоединяющими оче
редную секцию кольцевыми швами образуется
наибольшее число трудно исправляемых подваркой внутренних дефектов (порL
оксидных включенийL трещин). Кроме того из
за формирования
неблагоприятнойL более грубой структуры второго шваL значительно менее
пластичнойL
снижается работоспособность конструкции в целом
В связи с этим
в качестве параметра оптимизации при отработке технологии сварки
использовался показатель объема исправляемых дефектов (1
й ранг) и главный
пороговый показатель
пластичность сварного соедин
ения (R
й ранг).
Металлургическая обработка сварочной
ванны
опытным составом
рафинирующего флюса
суспензии системы
AlF
LiF
CaF
позволила на 10
снизить
содержание газов в металле шва и на R0E снизить количество оксидных
включений. Однако при выполнени
и второго (перекрещивающегося) шва даже
при использовании флюса из
за повышения жесткости конструкции и меньшей
пластичности переплавляемого литого металла резко снижается пластичность
шва. В значительной степени снижение пластичности второго шва связано с
формированием неблагоприятной структуры в центральной зоне с крупными
вытянутыми вдоль оси шва кристаллитамиL и в меньшей степени
с повторным
термическим воздействием.
Для повышения пластичности металла шва было предложено включить в
состав рафинирующег
о флюса модифицирующие добавкиL а также изменить
схему кристаллизацииL применив импульсное питание дуги.
Дополнительными компонентами являлись: гексафтороалюминат цезия
AlF
и тетрафторида церия eF
4.
Обменные реакции между расплавленным и
газообразным
CeF
и сварочной ванной приводят к: переходу церия в расплав и
микролегированию всего объема сварочной ванны. Образование
интерметаллидов церия (СеА
L СеА1
, CeSi
L СеВ
L причем фаза СеА1
находится в равновесии с присутствующей в фазовом составе сплавов
Al),
являющихся готовыми центрами кристаллизацииL позволяет видоизменить
механизм кристаллизации сплава и воздействовать на его завершающую стадиюL
обеспечивая более высокую пластичность металла.
Совместное введение фтороалюмината цезияL тетрафторида це
рия в
предлагаемом соотношении позволяет за счет образования целой группы
199 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;комплексных ионов (A1F
, (AIF
и простых ионов (s)
(Се)
значительно повысить активность флюса.
Использование модифицирующего флюса в комбинации с импульсным
питани
ем дуги (
используя
режимы с малой жесткостью
и небольшой
продолжительностью цикла:
= 0,57 ÷ 0,86,
= 0LR6 ÷ 0L5X сL (шаг точек
1,4 ÷
SLRмм.) позволило не только снизить содержание пор и оксидных включений в
шве (количество подварок для исправления брака снизилось на 15 E)L но и
сформировать и в первом и во втором шве мелкозернистую равноосную
структуру и 15
R0E повысить пластичность ме
талла шва.
Use of a modifying flux
suspension in the manufacture of structures with
intersecting seams of alloys of aluminum
magnesium system
Koshelev A.O.
, Nikitina E.V.
, Alekseev I.A.
MAI
, Moscow
The main requirement to the technology of welded assemblies manufacturing
rocketry (in addition to providing a given level and stability of the specific mechanical
properties of the compounds), is to provide the smallest possible volume corrected
jelly after control of operational defects.
Upon receipt of welded structures of alloys 1570 and AMg6 shell type are limiting
the implementation of intersecting joints. It is at the intersection of the most loaded
straight seams join another section of the
circumferential welds produced the greatest
number of hard jelly corrected internal defects (pores, oxide inclusions, cracks). In
addition to the formation of unfavorable rougher second seam structure, much less
ductile, decreases overall efficiency of th
200 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Co-administration of cesiumCs
AlF
, cerium CeF
in the proposed ratio allows due
to the formation of a whole group of complex ions (A1F
, (AIF
, (BF
and
simple ions (Cs)
, (Ce)
, significantly increase the activity flux.
Using flux modifier in combination with a pulsed arc power (modes using low
rigidity G and the short duration of the cycle:
= 0,57 ÷ 0,86,
= 0,26 ÷ 0,58 s (dots step
. 1,4 ÷ 3,2 mm)
allowed not only to reduce the content of pores and oxide inclusions in the weld (the
number of correcting defects in welds for correcting marriage decreased by 15%), but
also to form in the first and second se
am fine grain equiaxed structure and 15
20%
201 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Improving the technology of forming of sheet materials under conditions of
dry friction
Koshkina A.O.
Aviastar
SP, Ulyanovsk
Development of the ai
rcraft structure complicates the design of forms, increasing
the rigidity of the airframe and the accuracy of its outer contours.
An important role in this task plays a volume inventory for the manufacture of parts
of the external contours of the sheet wra
pped with.
The use of traditional materials do not provide the accuracy and stability, it has a
high labor intensity and long manufacturing cycle.
Secondary aluminum alloy is the most suitable material, which is suitable for all
requirements.
The advantage
s of aluminum alloy:
nsures the stability of the process of forming parts large single, double
wrapped with curvature on the high
press equipment;
nsuring full interchangeability of parts of the aircraft.
Currently, the company JSC “Aviastar
SP” there ar
e scratches in forming skins,
there is a transition of the punch material sheathing material, which reduces the
corrosion resistance.
Defects occur immediately, but only after the final operation: anodizing plating, ie,
practically, when it is made. In add
ition, mounting holes result in additional damage to
the surface of the skin and Pulling punch.
Given that the current production of the lubricant used in forming skins, as well as
porous surface Pulling punch, surface pores are filled with grease, which w
ill prevent
lasting adhesion of the coating to the surface of the punch Pulling.
Advantages of the technology is to improve the surface quality, which will prevent
damage to skin and to reduce the coefficient of friction during shaping.
Прогнозирование механических характеристик аэрокосмических
изделий из коротко армированных композитов на основе
многоуровневневого подхода
Куркин Е.И.
L Садыкова В.О.
Самарский университетL г. Самара
Целью работы яв
ляется разработка многоуровневой модели аэрокосмических
конструкций из короткоармированных композиционных материалов.В качестве
предмета исследования выбраны ответственные элементы аэрокосмических
конструкций
проушины для передачи сосредоточенных сил в м
естах стыковки
агрегатов.Для прогнозирования механических характеристик рассматриваемых
материаловL изготавливаемых литьёмL стоит острая потребность в
математическом моделировании методами гидродинамики с последующей
верификацией полученных результатов экс
периментальным методом.
Характеристики изделийL получаемых путем инжекционного формованияL
зависят от всех стадий изготовления. Направления армирующих волокон
задаются во время литья. Область заготовкиL из которой будет вырезана детальL
определяется в проц
ессе механической обработки. Нагрузки на изделие зависят
от способов его эксплуатации. Поэтому прогнозирование механических
202 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;характеристик таких изделий требует многоуровневого подхода
последовательного моделирования процессов литьяL механической обработк
и и
нагружения.
В ходе работы решены следующие задачи:
моделирование процесса литья пластин для последующей вырезки из них
изделий в программном комплексе
Moldex
создание модели короткоармированного композиционного материла в
системе
DIGIMAT
с учетом
направления волокон в изделии по результатам
механической обработки заготовки;
расчет напряженно
деформированного состояния изделий из
короткоармированного композиционного материала в системе
ANSYS
Выполнен гидродинамический расчет литья пластины в програ
ммном
комплексе Moλdex SD. Построено поле распространения фронта литьяL
представлены распределения температуры и давления расплава. Рассчитано
векторное поле ориентации армирующих волоконL что позволяет корректно
учитывать анизотропию характеристик компози
ционного материала при
проведении прочностных расчетов.Создана модель короткоармированного
композиционного материла. На основании построенной многоуровневой модели
определены поля модуля перемещений и эквивалентных напряженийL а также
оценена овализация от
верстия. Получены графики овализации отверстия и
максимальных эквивалентных напряжений в зависимости от растягивающей
силы и типа проушин.
Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ в рамках
научного проекта № 16
6009S мол_а_дк.
Forecast of me
chanical characterist
ics of aerospace products from
composites reinforced with short fibers on the basis of multilevel approach
Kurkin E.I.
, Sadykova V.O.
Samara University, Samara
The work objective is developmen
t of multilevel model of aerospace designs from
fiber composite materials.The strength members of aerospace designs are the lugs for
transfer of the concentrated forces in gateway of units are chosen as research subject.
For forecasting of mechanical chara
cteristics of the considered materials made by
casting process it is necessary to carry out mathematical modeling by hydrodynamics
methods with the verification of the attained results by experimental method. Products
characteristics received by injection
formation depend on all stages of production.The
203 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• model development of the composite material reinforced with short fibers in
DIGIMAT system taking into account fiber orientation in product by results of
mechanical operation;
alculation of the stress
strain state of products from fiber composite material
in ANSYS system.
Hydrodynamic calculation of casting of plate in program complex Moldex 3D
showed full passing of casting front and allowed to define detailed information about
process of filling of casting mould, including temperature distribution and pressure
distribution of hot melt. The vector field of orientation of reinforcing fibers is
calculated that allows to consider correctly anisotropy of characteristics of composite
material when carrying out strength calculations.The model of fiber composite
material is created.The fields of module of deformations and equivalent stress are
defined on the basis of constructed multilevel model.The schedules of hole elongation
and maxi
204 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Разработанные траектории инструмента выводятся на постпроцессор с
проверкой в системах вне станочного контроля непосредственно в среде
«Обработка»
. Это позволяет гарантировать качество выпол
ненной проверки.
Внедрение и отладка техпроцесса и управляющей программы.
На этапе внедрения технологического процесса механической обработки
детали проводится оптимизация режимов резания и отработка управляющей
программы. Результат этапа
отлаженный техп
роцесс и оформление
технологической документации.
Качественные технологические процессы и управляющие программы в 5
раз позволяют сократить машинное время и обеспечить рост
производительности труда предприятия машиностроения.
Design of processing activit
y and control programs for machining
Ledyankin M.A.
, Sosov A.V.
, Fedotov Y.A.
KNRTU
KAI
KAP named Gorbunov, filiation of Tupolev, Kazan
Processing activity of high quality and control p
rograms are the basis of job
productivity growth and, as a result, of the increase of profitability at new products
integration.
The process of development and integration of technologies and control programs
includes a number of stages starting from a ma
thematical (electronic) model
generation.
1. Mathematical (electronic) model of a component part and a raw part generation
Development of a solid breadboard of a component part is a primary stage of
development of control programs for NC machine tools.
efore building up a breadboard it is necessary to analyze the design documents
(layouts) and check the points referring to the peculiarities of the machine tool on
which the component part is planned to be manufactured.
2. Constructional design of machini
ng attachments
Constructional design of special machining attachments for installation and fixing
the raw part on the machine platen is produced according to the conception of the
technological process in the modes “Modelling” and “Assembling” developed i
n the
NX program. After this, the design documentation is executed in the mode “Plotting”
according to the requirements of the Unified System of Design Documentation.
3. Control program design.
The control program design starts with the selection of a prop
er cutting tool (for a
particular material) and the generation of a tool contour in the mode “Work” in the
NX program, using a tool from the NX database or an other tool.
Created contours are downloaded to the post processor and are checked by off
machine
control systems directly in the mode “Work” in the NX program. This allows
to guarantee the quality of the product.
4. Integration and adjusting of the processing activity and the control program.
At the stage of integration of the processing activity o
f the machining, a cutting
mode optimization and control system adjusting are produced. This stage allows to get
an efficient processing activity and to execute engineering records.
Processing activity of high quality and control systems allow to reduce th
e
productive machine time by 5
8 times and to increase the job productivity of a
205 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;machine building enterprise.
Обзор современных методов ремонта конструкций
из композиционных материалов
Мельникова Е
L Чарквиани Р.В.
Самарский университетL
г. Самара
Композиционные материалы (КМ)
это материалыL представляющие из се
бя
гетерофазную системуL состоящуюL как правилоL из пластичной основы
(матрицы)L армированной наполнителямиL обладающими высокой прочностью и
жесткостью. Сочетание разнородных веществ приводит к созданию нового
материалаL свойства которого количественно и
качественно отличаются от
свойств каждого из его составляющих.
Целесообразность использования КМ в конструкциях обусловлена высокой
удельной прочностьюL значительно превосходящей прочность традиционно
используемых конструкционных сплавов. Благодаря данному
качествуL
изделияиз КМ получаются легче при той же прочности и жесткости. Ввиду
своих уникальных свойств композиты широко используются в аэрокосмических
конструкциях. Длительный срок эксплуатации летательных аппаратов вызывает
дополнительное требование к
конструкциям из КМL
ремонтопригодность.
Существует множество способов ремонта конструкций из композитов.
Для ликвидации царапин используют эпоксидно
полиамидные клеиL
образующие на месте дефекта вакуумнопрочный шов.
Восстановление обшивки сотовой конс
трукции производится
вклеиванием вставки сотозаполнителя и установкой заплаты из отдельных
слоев препрега на зону ремонта.
Устранение трещин производятся с помощью наклеивания заранее
изготовленных заплат.
Выбор зависит от типа конструкции и вида дефекта.
После ремонта
конструкции из КМпозволяют сохранить гладкость обшивки и
аэродинамический контурL что положительно сказывается на аэродинамических
характеристиках самолета. Вотличие от металлических изделийL при ремонте
конструкций из КМ используют высокоэфф
ективные в массовом отношении
клеевые соединенияL что приводит к минимизации прироста массы конструкции
после ремонта. С возникновением новых технологийL таких как вакуумная
инфузияL появляется возможность повышения качества ремонта конструкций из
КМ.Однак
оL как и металлические структурыL они становятся тяжелее и жестчеL
что в значительной мере влияет на собственные частоты колебаний
конструкции. Данный аспект необходимо учитывать на этапе проектирования
для улучшения эксплуатационных характеристик.
Review
206 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;new material whose properties are quantitatively and qualitatively different from those
of
each its parent components.
The feasibility of using CM in structures is due to its high specific strength, which
is much higher than the strength of traditionally used structural alloys. Owing to this
quality, the product obtained from CM is lighter at t
he same strength and stiffness.
Because of their unique properties, composites are widely used in aerospace
structures. Long service life of aircraft brings about an additional requirement in CM
structures
maintainability.
There are many ways to repair
composite materialstructures:
• Epoxy
polyamide resin, that form on the site of the defect of hermetic joint are
used to eliminate the scratches.
• Restoration of the panelling of the honeycomb by gluing insert of honeycomb and
patching of the individu
al plies of prepreg on the repair area.
• Elimination of cracks by gluing prefabricated patches.
The choiceof repair type
depends on the type of design and the nature of defect.
After repairs, CM structures maintain smoothness of the covering and aerodyn
amic
profile and this has a positive effect on the aerodynamic properties of the airplane.
207 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• Проведение экспериментов с целью прове
рки сходимости результатов
при непрерывном воздействии потока по всей поверхности объекта и
перемещающимся потоком конечного сечения на этот объект.
Сравнение расчетных результатов и результатов испытаний.
Результатом данного исследования стали выводыL чт
о данный метод является
эффективным для испытания покрытий на эрозионную стойкостьL экономически
более выгодным по сравнению с традиционным подходомL а небольшие размеры
испытательного оборудования дают преимущество перед исследованием в
аэродинамической т
рубе.
The development of a test bed to study erosion
wear protective coatings supersonic aircraft
Nikitin A.A.
, Dobrovolsky S.V.
MAI, Moscow
For aircraft starters in a high concentration of dust in the air and
flying at transonic
and supersonic speeds at heights of up to several hundred meters, the study of erosive
wear coating surfaces when exposed to particulate matter in the air is one of the types
of tests included in the complex stand testing of new aircraf
The aim of this study is to explore the possibility of modeling erosive wear surfaces
moving supersonic heterogeneous flow of the final section on full
size aircraft
components and evaluating the effectiveness of this method compared to similar tests
a supersonic wind tunnel.
The study includes the following steps:
Development of the stand, is to create the installation, which includes
208 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;возвратных пружин в результате высокочастотного нагружения в течение
продолжительного времениL что приводит к наработкам порядка 10
цикло
в.
Область усталостных долговечностей превышающей 10
циклов принято
называть сверхмногоцикловой усталостью (СВМУ) [1].
ОднакоL оценка служебных характеристик для большинства конструкционных
материалов производится на базе порядка 10
циклов. Данная
работа
посвящена изучению усталости авиационного титанового сплава ВТS
1 при
СВМУ режиме нагружения. Полученные результаты для авиационного
титанового сплава ВТS
1 при наработках более 10
циклов (сверхмногоцикловая
усталость) показало постоянное снижение
усталостной прочности. Разрушения в
области СВМУ происходит ниже классического предела усталости по новому
механизму зарождения усталостной трещины (подповерхностное зарождение).
Подповерхностное зарождение связано с особенностями микроструктуры
материала
L которые не считаются дефектами при многоцикловом нагружении.
Для установления связи между механизмами зарождения подповерхностной
усталостной трещины с особенностями микроструктуры титанового сплава ВТS
1 было проведено обширное металлографическое исслед
ование сплава на
образцахL вырезанных в различных направлениях из диска турбины.
Выявленные особенности микроструктуры позволили однозначно связать
морфологию усталостного излома с найденными микроструктурными
элементами. Было показаноL что усталостная дол
говечность может определяться
типом и размером микроструткруных особенностей титанового сплава ВТS
1.
По результатам исследования делается вывод о нежелательных типах
микроструктурных дефектов при разработке и проектировании новых
материалов. Делается выво
дL что изучение СВМУ позволит пути к улучшению
служебных характеристик конструкционных материалов и позволит повысить
надежность элементов конструкций при больших наработках.
Литература
[1] C. Bathias, P.C. Paris, “Gigacycle fatigue in mechanic practice”,
2005, Dekker,
New
York.
The problem of very high cycle fatigue (VHCF) in structural materials as a
problem of Space expansion
Nikitin A.D.
, Barsegyan O.V.
, Zagarovskiy A.A.
, Beklemishev N
.N.
, Nikitin I.S.
MAI, Moscow
The problem of investigation and expansion of planets in Solar system leads to
necessity of increasing structural materials durability and its reliability. All that is
required due
VT3
1 in VHCF regime shows a permanent decreasing of
fatigue strength beyond 10
209 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;cycles. Moreover, the failure in VHCF shows a new mechanism of fatigue crack
initiation (subsurface crack initiation). The subsurface crack initiation is related to
microstructural features of material that are not consuming as
a defects under high
cycle fatigue (HCF) loading. In order to outline the relationship between mechanisms
of subsurface crack initiation and features of titanium alloy microstructure features a
210 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;образцов диаметром R5 мм с полукруглым надрезом радиусом от 0LS мм до S мм.
Выявлены зависимости коэффициентов концентрации напряжений от радиуса
надреза.
В результате проделанной работыL получили следующие результаты:
при ув
еличении радиуса надреза теоретические коэффициенты
концентрации напряжений при растяжении и изгибе падают. Теоретический
коэффициент концентрации при растяжении имеет большее значенияL чем при
изгибе. При увеличении радиуса надреза разница между ними возр
астает;
предложенный метод расчётас использованием комплекса ANΣYΣ
позволяет на одной и той же конечной модели определить значения теоретических
коэффициентов концентрации напряжений с различными формами вырезовL и
различных вариантов нагружения.
A study o
211 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Изготовление литосварных конструкций из сплавов системы
с применением сварки трением с перемешиванием
редко П.Ю.
L Никитина Е.В.
МАИL г.
Москва
Применение сварки для изготовления различных узлов планера самолета
может быть очень эффективнымL какL напримерL показал опыт создания
литосварных конструкций самолета МИГR9
(каркас кабины пилота и т.д.). Тем
не менееL природа литых деталей таковаL чтопри сварке плавлением они
склонны к образованию пористостиL охрупчиванию в высокотемпературной
зоне термического влияния вследствие оплавления границ зеренL что вызывает
снижени
е прочности и пластичности сварного соединенияL может вызвать
снижение ресурсных характеристик. Поэтому очень актуальным является
использование для создания литосварных (литодеформированных) конструкций
нового способа сварки
сварки трением с перемешивани
ем СТП).
Хотя СТП является способом сварки давлениемL при котором не происходит
расплавлениеL вследствие нагрева металла в зоне шва происходит тепловое
воздействие на металл околошовной зоны и соответствующие структурные
изменения. Поэтому для получения вы
сокого коэффициента прочности
предпочтительно применять термически неупрочняемые алюминиевые сплавы.
В настоящее времяL наиболее прочными термически неупрочняемыми сплавами
являются сплавы системы
L которые и были исследованы в данной
работе.
Прове
денные эксперименты показалиL что использование способа сварки
трением с перемешиванием для сварки литосварных (литодеформированных)
конструкций из литейного сплава типа ВАЛ16С (ВАЛ19) или ВАЛ16С+01570
системы
Zr
позволяет обеспечить получение пло
тных сварных
соединенийL без внутренних дефектовL которые могут быть использованы в
ответственных сварных конструкциях.
В тех случаяхL когда сборка деталей под сварку трением с перемешиванием
затрудненаL для создания литосварных конструкций может быть испо
льзован
способ аргонодуговой сварки в сочетании с предварительной обработкой кромок
способом СТП.Коэффициент прочности сварных соединений при использовании
СТП и АДС в сочетании с обработкой кромок СТП составляет 1. На способ
получения литосварных конструк
ций методом АДС в сочетании с СТП получен
патент «Способ получения сварных конструкций из литых деталей алюминиевых
сплавов».
Кроме узлов планераL сварные конструкции из сплавов системы
Zr
за отсутствия взаимодействия сплавовL легированных ска
ндиемL с перекисью
водородаL считают наиболее подходящим материалом для изготовления узлов
работающих в водородных двигателях.
Production of cast
welded constructions made of Al
Zr alloys with
using friction stir welding
Predko P.Y.
, Nikitina E.V.
MAI, Moscow
212 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The usage of welding for the manufacture of some components of the airframe can
be very effective. The best example of this is the creation of cast
welded structures in
Mig29 aircraft (cockpit frame, e
tc.). But the fusion welding of cast parts is associated
with a number of problems. Porosity,embrittlement grain boundaries in the HAZ result
from surface melting. These defects cause a decrease in strength and ductility of the
welded joint, which may caus
e a decrease in life characteristics. Therefore, a new
welding method
FSW is urgent to create cast
welded (cast
forged
welded)
structures.
FSW is a solid statewelding method in which melting occurs. Because of heating
during welding result in adverse eff
ect on HAZ structure. Therefore, to obtain high
strength ratio preferred to use not heat
treatablealuminum alloys. Therefore,we
researched, currently,the most strength non heat
treatable alloys
Sc system
alloys.
Experiments have shown the effective
ness of FSW for joining of the cast
welded
(cast
forged
welded)structures. Welding of the cast alloy type
ВАЛ
ВАЛ
19),
ВАЛ
+ 01570(system Al
Zr) provided good quality welds without
internal defects which can be decrease in welded structures
responsible.
Another way to create cast
welded designs
using TIG welding after edge of cast
partspretreatedby FSW. This method can be used if assembling components is difficult
for FSW. Strength coefficient of welded joints using this combination is equa
l to 1.
This method has patent.
Except of airframe structures, welded structure of Al
Sc could be used for
novel application. Alloys of Al
Sc do not react with hydrogen peroxide. At this
welded structure of alloys of the Al
Sc considered the most
suitable material for
the manufacture of components operating in hydrogen engines.
Экспертная система поддержки принятия проектных решений при
разработке авиационных конструкций из ПКМ на основе вероятностного
подхода
Прилуцкий Д.В.
Фирсов Л.Л.
L Ендогур А.Е.
МАИL
г. Москва
Целью работы является построение и отработка программной платформыL
являющейся цифровым воплощением экспертной системы принятия проектных
решений при разработке авиационных
конструкций из ПКМ на основе
вероятностного подходаL а также реализация на базе этой платформы комплекса
всесторонней оценки экономической эффективности изделия для оптимизации
параметров и сравнения различных вариантов его исполнений. Комплекс
является ча
стным вариантом реализации системы и предназначен для
использования лицомL принимающим решение о выборе типовой конструкции
агрегата на стадии эскизного проекта. Комплекс представляет собой инструмент
оценки заданной конструкции на основании существующих и
перспективных
композиционных материаловL технологических процессовL технологий ремонта
и осмотра воздушного суднаL критериев безопасности и других факторовL
влияющих на стоимость производства и эксплуатации агрегата.
Практика показалаL что применяемые на
сегодняшний день способы
проектирования конструкций из ПКМ во многих случаях не позволяют получить
существенного весового выигрыша. Причиной этого является рациональный
213 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;консерватизм инженеровL которые опасаются внедрения радикальных решений.
Научной новизн
ой данной работы является смена традиционного подхода
анализа конструкцииL основанного на коэффициентах запаса прочностиL на
вероятностный подход. Такой подход позволяет более точно учесть разброс
значенийL присущий большинству исходных параметров ПКМ.
При
менение системы принятия проектных решений при разработке
авиационных конструкций из ПКМ на основе вероятностного подхода позволит
повысить обоснованность выбора конкретной конструкции композитного
агрегата и значительно сократить время анализаL предшеству
ющего принятию
решенияL а также оптимизировать параметры агрегата с целью повышения
экономической эффективности в течение жизненного цикла изделия в условиях
эксплуатации в парке ВС авиакомпании. Система также обеспечит возможность
оценки чувствительности
эффективности конструкции к рассматриваемым
входным параметрам (свойства материаловL качество производстваL технологии
проведения осмотра и т.д.) для повышения эффективности принятия решений в
области финансирования перспективных экспериментальных проектов
фундаментальных исследований.
Probability
based engineering decision support system for composite
aerostructures
Prilutsky D.V.
Firsov L.L.
, Endogur A.E.
MAI,
Moscow
The goal of the invest
igation is to develop and deploy an application platform being
a digital representation of probability
based engineering decision support system for
composite aero structures. One of significant steps is to create an application example
for comprehensive e
stimation of unit economic effectiveness to let further optimize its

215 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The main subject of this article is comparison of additive manufactured
216 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;плетения на криволинейную оправку с прямоугольным поперечным сечением.
Затем сравниваются р
езультаты математического моделирования с
экспериментальными исследованиями.
Разработана математическая модель процесса плетения трубчатых элементов
и формирования структуры элементарной ячейки биаксиального плетения. Она
позволяет определить коэффициент п
окрытия ровингом оправки. Представлена
методика определения угла армирования волокон на оправке с прямоугольным
поперечным сечением. Она позволяет рассчитать: скорость вращения веретен
оборудованияL скорость подачи оправки для обеспечения заданной схемы
мирования и коэффициента наполнения. Представлена методика определения
угла армирования волокон на криволинейной оправке с прямоугольным
поперечным сечением. Она позволяет рассчитать наклонения от желаемого угла
армирования.
Исследование влияния вибрационн
ых нагрузок на компонентыL
встроенные в объем печатной платы
Новиков Н.А.
L Сашина А.А.
МАИL г. Москва
В зависимости от назначения и места установки устройство может
подвергаться различным механическим воздействиям.
Наиболее часто оно
испытывает действие вибрацииL которая вызывает необратимые изменения
первоначально установленных параметров устройства. С целью проверки
способности устройствL выполненных по технологии встраивания компонентов
в многослойные печатные пла
ты (МПП) [
]L надежно работать в условиях
воздействия вибрации и после ее прекращенияL проводятся испытания на
виброустойчивость и вибропрочность.
В качестве исследуемого образца используется МПП [
]L выполненная без
использования компаунда. Разработана программа для микроконтроллера
ATmega
R560L позволяющая устройству функционировать во время испытаний.
Для испытаний применена вибрационная установкаL обеспечивающая
лучение синусоидальной вибрации с определенными заранее параметрами.
Основная часть испытаний проводится путем плавного изменения частоты в
заданном диапазоне от 0 до R000 Гц и обратно со скоростью изменения частоты
R октаваOмин. После вибрационных нагру
зок на плату применяется
воздействие многократных синусоидальных ударов с амплитудой в T0
Сначала определены резонансные частотыL при которых возникают
механические резонансыL образцы выходят из строя или ухудшаются их
характеристики. Для оценки общей с
пособности образца противостоять
нагрузкам испытания начинались вибрациями на фиксированных частотах.
Далее следовали возбуждения методом качания частотыL после которых
применяется воздействие многократных ударов. По результатам испытаний не
выявлено дефек
тов электрических соединенийL механических повреждений
дискретных компонентов не обнаруженоL тестируемые платы сохранили
работоспособность. Однако сами МПП во время испытаний получили
некоторые дефекты (вогнутостьL разрушениеL расслоение). Анализ характера
повреждений показалL что они связаны с несовершенством технологии
217 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;изготовленияL неравномерности распределения связующего веществаL
используемого для изготовления плат.
Горелов А. О. Изготовление печатных плат со встроенными
компонентами с использованием с
тандартных технологических процессов OO
Сборник тезисов докладов «Инновации в авиации и космонавтике». МоскваL R015.
Горелов А. О.L Новиков Н. А.L Сашина А. А. Встраивание электронных
компонентов в печатные платы в лабораторных условиях OO Сборник тезисов
докладов «XLII Международная молодёжная научная конференция Гагаринские
чтения
R016». МоскваL R016.
The research of the influence of vibration stress load on the components
embedded in printed circuit board volume
Novikov N.A.
, Sashi
na A.A.
MAI, Moscow
Depending on purpose and place of its installation device can be subjected to
various mechanical influences. Mostly it experiences vibrational effort, which causes
irreversible changes of initially specified device
218 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Разработка стандартов на испытания металлических конструкционных
материаловL используемых при создании авиационной техники
Мартиросов М.И.
L Рабинский Л.Н.
L Серпичева Е.В.
МАИL г.
Москва
Назначение конструкционных материалов
выдерживать нагрузку в течение
определенного времени при заданных условиях эксплуатации и удовлетворять
требованиям минимальной массы разрабатываемой конструкцииL ее
функциональностиL надежностиL экономичности.
Услов
ия эксплуатации авиационной техники гражданского назначения
обуславливают достаточно жесткие требования к применяемым материаламL
которые должны обеспечить прочностьL жесткостьL надежность и ресурс
конструкции при действии переменных нагрузокL чередования
повышенных и
пониженных температур окружающей средыL влажности и других факторов.
При обосновании использования материалов основными критериями
являются: весовая эффективность; надежность и ресурсL характеризующиеся
показателями выносливостиL сопротивление
м малоцикловой усталостиL
статической и циклической трещиностойкостью.
Для получения достоверных данных о механических характеристиках
материаловL используемых при расчетах ответственных деталей авиационной
техникиL необходимо использовать современные стан
дарты на методы
испытаний.
Аналитический обзор различной документацииL регламентирующий методы
испытаний металлических конструкционных материаловL показал:
отечественные стандарты на методы испытаний не актуализируются уже
длительный период времени и не уч
итывают прогресс в области испытаний
авиационных материалов;
при близости многих принципиальных положений отечественных
(ГОСТ) и зарубежных стандартов (американских
ASTM
и европейских
EN
) на
идентичные виды испытаний имеются и различияL связанные с геометр
ическими
размерами образцов (общими и рабочими)L методиками (процедурами)
проведения испытанийL требованиями к испытательному оборудованиюL
контрольно
измерительной аппаратуреL приспособлениямL а также необходимыми
расчетамиL представлением полученных эксп
ериментальных данных и формой
протокола испытаний.
Выработаны практические предложения по гармонизации отечественных
стандартов с зарубежными. Предложены проекты стандартовL
регламентирующие методы испытаний металлических конструкционных
материаловL примен
яемых при создании авиационной техникиL на растяжениеL
сжатиеL сдвигL циклическую трещиностойкость и др.
Development of standards on tests of the metal constructional materials used
at the aircraft equipment creation
Martirosov M.I.
, Rabinsky L.N.
, Serpicheva E.V.
MAI
, Moscow
219 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Purpose of constructional materials
220 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;а также некоторых типов сте
и органопластиков показываютL что
предельные диаграммы для композитных материалов по характеру существенно
отличаются от аналогичных диаграмм для металлов [R].
Анализ и статистическая обработка доступных экспериментальных данных и
результатов испытани
й авторов не позволяют сформулировать общее для всех
типов композитов уравнение для расчетной оценки предела выносливости при
асимметричных циклах нагрузки. Наиболее корректно
(коэффициент
корреляции равен 0LX1) аппроксимирует экспериментальные результаты
уравнение параболического видаL отличающееся от уравнения Гербера
смещением максимального значения предельной амплитуды от предела
выносливости симметричного цикла в сторону растягивающих средних
напряжений.
Степнов М.Н.L Чернышев С.Л.L Ковалев И.Е.L Зинин
А.В. Характеристики
сопротивления усталости. Расчетные методы оценкиL М.: Технология
машиностроенияL R010L R56 с.
Зайцев Г.П.L Пашков В.А.L Зинин А.В. ПрочностьL упругость и
трещиностойкость органопластика типа СВМ при растяжении. В сб.:
Вопросы
прочности и долговечности элементов авиационных конструкций
Межвузовский сборник. КуАИL КуйбышевL 19X0. С. 77
Calculated assessment fatigue of composite materials for different levels
asymmetry loading
ntsova E.
, Zinin A.V.
MAI, Moscow
Forecasting fatigue composite materials and elements of designs at collateral action
221 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;1. Stepnov M. N., Chernyshev S. L., Kovaly
ov I. E., Zinin A. V. Characteristics
222 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Defo
rmations research of a product in case of production ofaircraft aggregates
constructions made of composite material at all stages of production cycle
Komarov V.A.
, Kurkin E.I.
, Spirina M.O.
Sama
ra University, Samara
High qualityof technological tool for molding products is important for achieving
the required accuracy of manufactured products. In the research, the technique of
thermostable toolsdesigning for production of detail of aircraft struc
tures made of
composite materials by means of vacuum infusion, taking into account temperature
deformations at all stages of production was considered. To solve this problem, the
approach based on finite element modeling in ANSYSWorkbench system is used. T
he
cases of the impact of temperature fields on the structure of the infusion tool was
considered and simulation of the conditions of use in the manufacture of tooling was
done. The features of the technique of the molding process of the composite material
s,
which impose certain conditions on the operation of the infusion toolwas taken into
account in its production.
The study results of material choose showed that for the hot forming of designs
from composite materials using steel, as a base material for i
nfusion tool frame
requires considerable construction complexity because of the large relative thermal
movements of the steel and the composite molding skin. Use as the main structural
material of tool frame composites helped effectively to avoid excessive
warping of
tooling and molding surface, caused by thermal expansions.
In the research was considered the full process of production including detail
cooling. The comparison of deviations of the received product from the initial
223 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;критериям приемки должно оформляться в виде соответствующих документов и
поддерживаться в рабочем состоянии.
Зачастую низкое качество используе
мого сырья и материалов связано с
недостаточным уровнем исследованийL как со стороны поставщиковL так и со
стороны предприятий (компаний)
потребителей.
НапримерL при рассмотрении глинистого сырьяL главным при определении
особенностей разработки карьераL
состава шихтыL оптимальных
технологических параметровL необходимого количественного и качественного
состава оборудования и в конечном итоге свойств готовых изделийL являются
физико
химические и керамические свойства данного сырья.
Большое количество едини
чных характеристикL по которым оценивается
сырье и материалы приводит к возникновению сложностей с проведением
анализа и сопоставлению различных материалов. ОчевидноL что для решения
подобных задач необходимо проводить комплексную оценку. Несмотря на
налич
ие огромного множества различных методов оценки качества на
сегодняшний деньL изучение этого вопроса показываетL что специальных работL
посвященных комплексной оценки качества недостаточно.
По разным источникам затраты на детальные исследования сырья треб
уют
больших финансовых затрат. В связи с этимL даже в промышленно развитых
странахL вопросам разработки методик лабораторных испытаний не уделяется
должного вниманияL а результаты проводимых исследований часто носят
поверхностный характер. Учитывая тоL что
состав сырья может кардинально
отличаться по своим физико
химическим свойствамL разработка новых
инструментов для решения данной проблемы остаётся актуальным.
Problems of complex quality assessment of raw materials
Takhayeva D.A.
Yakushev D.A.
MAI, Moscow
Providing quality products and industrial materials to date is one of the most
difficult challenges faced in the production process. For domestic enterprises, this task
until the early 90
ies of XX century wa
s solved by the introduction of a
comprehensive quality management system of production (COP UKP).
Modern approaches to quality management, which are based on int
ernational
standards ISO 9000,
an activity aimed at creating such conditions in the workplac
that are necessary for the appropriate output in all respects with the requirements.
All raw materials entering the company and going into production, to be measured
in order to verify their compliance with performance requirements. Demonstration of
comp
liance with the acceptance criteria shall be in the form of relevant documents and
records maintained.
Often poor quality of raw materials and materials related to insufficient research,
both on the part of suppliers, and on the part of enterprises (compan
ies)
the
consumers.
For example, when considering the clay raw material, mainly in determining the
characteristics of the mine development, the composition of the charge, the optimal
224 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;A large number of individual characteristics for evaluating raw materials leads to
difficulties in carrying out the
analysis and comparison of different materials. It is
obvious that it is necessary to conduct a comprehensive assessment to address such
problems. Despite the presence of a huge number of different methods for assessing
the quality of today, the study of t
his question shows that the special work devoted to
a comprehensive assessment of the quality is not enough.
225 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;expansion materials like
invar carbon fiber composite.
Thermal strain may be also decreased by using active and passive temperature control
means that reduce action of thermic gradients on ST housing.
Therefore, there is a pressing need for simple and infallible method to maintain
dimension stability of ST housings.
There is provided a thermic
gradient
adaptive dimension
stable ST housing that
includes longitudinal bars, crossbars and diagonal cylindrical bars in shape and
dimension
stable under action of thermic gradients, interco
nnected in the intersection
nodes. The bars are stackable and interconnected with a toroidal shell along the major
axis.The toroidal elliptical shellis filled with thermometer liquid. Dimensions of each of
constituent cylindrical bars, characteristics of m
aterials used and physical properties of
226 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Connection method of metal and composite parts
Beregovoy
Tokarev
Tuzikov
, Rodin A.
MAI, 1MCC
, Mos
cow
To reduce the weight of modern aircraft wings made of composite materials.
However, there is a problem joining composite parts to the metal frame of the aircraft,
in particular
the wings to the center section. Known solutions involve either the
manuf
acture and the holes in the composite bolted joint, or a bookmark in a composite
227 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Коэффициент использования заготовкиL характерезующий уровень
совершенства заготовительного производства равен 0L95.
Коэффициент точности массыL характеризующий степень приближения
формы и размеров заготовки к форме и размерам готовой деталиL определяет
объем механической обработки и составляет значение 0LXR.
Сравнительный технико
экономический анализ технологических процессов
штамповки лопатки на кривошипном горячештамповочном прессе (КГШП) и в
изотермических условияхL показал следующее:
Изотермическая ш
тамповка является менее энергоемкой.
Производительность изотермической штамповки выше за счет тогоL что
количество операций меньшеL а также меньше объем механической обработки.
Норма расхода металла при изотермической штамповке меньше
ориентировочно в RL7
раза.
Изотермическая штамповка является экологически более чистой
технологией. Снижается трудоемкость механической обработки заготовки.
Рабочий процесс является менее шумнымL снижено также и количество
инфракрасного излученияL вредного для здоровья персона
ла.
Задачей дальнейших научных исследований является поиск путей
усовершенствования существующей установкиL а также разработка новых
технологических методов обработки материалов.
Study profitability of using isothermal forging in the manufacture of
compre
ssor blades
Tyurin A.V.
KNRTU
KAI, Kazan
The main directions of development of modern materials processing technologies
are the areas related to solving problems of increasing productivity, quality and labor
efficiency, improve the qual
ity of the parts and reduce their costs.
The aircraft engine is widely used method of isothermal forging. It is most effective
for hard
228 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• The rate of application of the metal at the isothermal forging is less than
approximately 2.7 times.
Isothermal forging
is a more environmentally friendly technology. It reduces
the complexity of machining the workpiece. The working process is less noisy, and also
reduced the amount of infrared radiation, harmful for the health personnel.
The aim of further research is to f
ind ways to improve existing plant, as well as the
development of new technological materials processing methods.
Свободно
штопорящая модель магистрального пассажирского самолёта для
исследования аэродинамических характеристик на больших углах атаки
Евдокимов Ю.Ю.
L Трифонов И.В.
L Усов А.В.
ЦАГИL г. Жуковск
При исследовании аэродинамических характеристик самолета на больших углах
атаки и методов вывода самолета из штопора используются модели геометрически
и динамически подобные моделируемым самолетам (динамически подобные
свободно штопорящие модели). Они и
спытываются в вертикальной
аэродинамической трубе Т
105 ЦАГИ в условиях свободного полета модели.
Основными условиямиL удовлетворяемыми при проектировании и изготовлении
данных моделейL являются:
Жестко ограничиваемая масса конструкции модели (R
R.5 кг)
беспечение заданных осевых и плоскостных моментов инерции
модели с погрешностью
Воспроизведение в модели ряда вариантов загрузки для испытаний с
несколькими заданными величинами моментов инерцииL массы и центровки.
Реализация в модели системы управлен
ияL отклоняющей рулевые
поверхности с требуемыми скоростями перекладки на заданные углы.
Оснащение модели сменными элементами механизации крыла для
исследования вариантов конфигурации самолета.
Проведение весовых испытаний в Т
10S и Т
105 обуславливает не
обходимость
введения в конструкцию дополнительных элементовL а так же соответствующее
повышение прочностиL обеспечивающее проведение весовых испытанийL при
сохранении ограничений на массу модели. В конструкции модели используются
особо прочные углетканные
наполнители и импортное связующее типа
LARIT
(Германия)L а также алюминиевые сплавыL древесинаL стеклопластики.
Конструкция элементов динамически подобной модели включает более 1000
деталейL в том числе специальный крепеж.
Матрицы для формования панелей об
шивки используются также в качестве
стапелей для сборки модели.
Малая толщина обшивок требует применения специальногоL особо мелкого
крепежа номиналом М1L6L МRL МRL5.
На модель устанавливается семиканальная система управленияL включающая
бортовой вычислит
ельL тяги и качалкиL сервомашинки управления. Дополнительно
изготавливается набор лимбов.
Для обеспечения требуемых вариантов значений массыL центровки и моментов
инерции изготавливаются наборы балансировочных грузов из свинцового сплава
или вольфрама. Мод
ель для всех вариантов загрузки проходит контрольные
229 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;испытания на маятниковом прибореL иL при необходимостиL балансировочные
грузы дорабатываются
Free
spinning model of the main passenger aircraft for the study of aerodynamic
characteristics at high angle
s of attack
Evdokimov Y.Y.
, Trifonov I.V.
, Usov A.V.
TsAGI, Zhukovsky
In the study of aerodynamic characteristics of the aircraft at high angles of attack and
230 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Развитие отраслей энергетического машиностроенияL двигателестроения
связано с применением жаро
прочных сплавов (ЖС)L а также скерамоматричных
композитов (напримерL карбонитрид титана
TiNC
Керамоматричные композиты используются как жаропрочный материал в
конструкциях рабочих лопаток двигателейL воспринимающих основное
воздействие разогретого потока
газов.Карбонитрид титана (TiN) является
инертным химическим веществом и способен выдерживать нагрев на открытом
воздухе до температур порядка 1500С. Для соединения деталей из
керамоматричные композиты сварка плавлением практически не применима из
за мет
аллургической несовместимости этих материаловL пайка
высокотемпературными припоями осложняется инертностью TiN.
Наиболее перспективна для этих целей технология диффузионной сварки
(ДС)L обеспечивающая соединение разнородных материалов при температурах
0,7
0LX температуры их плавления под воздействием сварочных давлений
широкого диапазона.
Эксперименты проводили установке диффузионной сварки СДВУ
50 с
радиационным нагревом и с регулированием скоростей нагрева и охлаждения.
Вакуум в рабочей камере был не хуж
е 1LSS∙10
мм рт. ст.Сварку производили
при температурах от 1000С c шагом 50С. Сварочное давление 1
SкгсOмм
время сварки S0
60мин. Вплоть до 1R50
С получить соединение напрямуюL без
промежуточного слояL не представляется возможным. Для данной пары
мат
ериалов применены несколько видов промежуточных слоев: на композит
наносится гальванический слой никеля толщиной 9
1RмкмL а между
свариваемыми поверхностями ЭПX66 и композитом помещают фольгу
никелевую НП
R толщиной 0LR мм.
В результате экспериментов по св
арке и их механическим испытаниям на
разрыв при комнатной температуре выбран следующий режим: температура Т=
1050
1100СL сварочное давление 1L5
RL0кгсOмм
L время сварки T0мин.
1ч.L
скорости нагрева и охлаждения не превышали 10СOмин. Пластическая
деформац
ия образцов из композита отсутствуетL у образцов из ЭПX66 не
превышает 7E.
Литература
1. Люшинский А.В. Диффузионная сварка разнородных материалов. Учеб.
Пос. для студентов вузов OИзд. центр «Академия»L R006L R0X с.
Diffusion welding of heat
resistant allo
866 with titanium carbonitride
Lyushinsky
.V.
, Fedorova
.S.
RDC, Ramenskoye
Development of power machine build in gand propulsion engineering industries is
associated with use of heat
resistant alloys (HRA)
as well as ceramic matrix
composites (for example, titanium carbonitrideTiNC).
Ceramicmatrixcompositesare used as a heat
resistant material in structure
engine
blades. The
secomposites
take
the
mainin
fluence
from
heated, gasflow. Titanium
carboni
tride(TiNC) is an inert chemical matter. It can with stand a heating on the open
air up to about 1500°
. Diffusion welding is rare lyused for joining detail out of
ceramic matrix composites due to metallurgical in compatibility of these materials.
Solderingbytheuseofhigh
temperature solders is complicated by inertness of TiNC.
231 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The most perspective technolo
gy for these tasks is diffusion welding (DW) that
provides joining of heterogeneous materials at temperatures 0.7
0.8 of their fusion
temperature under the influence of welding wide
range pressure.
Experiments were conducted on diffusion welding machine
СДВ
50 with
radiation heating and adjustment of heating and cooling speeds. Vacuum in an
oπeρaτing cηaµbeρ ωas no ωoρse τηan 1.SS∙10
mm Hg. Weldingwascarried out at
temperatures from 1000°
with step 50°
. Welding pressure is 1
3kgs/mm
,time of
welding is 30
60 min. Itisimpossibletoobtainajointdirectlyupto 1250
withoutan
intermediate layer. Several types of intermediate layers are used for this pair of
materials: a 9
12 mcm galvanic nickel layer is applied to a composite, and 0.2 m
nickel foil
2 is placed
between welded joints
866 and composites.
The following mode was selected as a result of welding experiment and mechanical
tests of rupture at room temperature:
= 1050
1100°
, welding pressure 1.5
2.0kgs/mm
, welding time 40 min
1 h., heating and coo
ling speed not exceeding
/min. Therearenoplastic deformationofpiecesout of composite;deformation of
pieces out of
866 does not exceed 7%.
References:
1. Lyushinsky
.V. DiffusionWeldingofHeterogeneous Materials. Tutorial for
University students / PH“Ac
ademy”, 2006, p. 208.
Управление состоянием поверхностного слоя деталей машин на основе
анализа накопленной энергии при токарной обработке
Филиппова А.В.L
Безъязычный В.Ф.L
Прокофьев М.А.
РГАТУL г. Рыбинск
Целью данной работы являлось
решение задачи установления
функциональной зависимостиL отражающей влияние накопленной энергии при
токарной обработке на характеристики параметров качества поверхностного
слоя (шероховатость и степень нак
лепа) и их взаимосвязь между собой.
На первом этапе исследований экспериментально было определено влияние
режимов резания на величину шероховатости и наклепа поверхностного слоя
образцов
из сплава ЭИTS7БУ
ВД (ХН77ТЮРУ)L при следующих условиях:
при постоянн
ой подаче резания
= 0L0X ммOобL глубине резания
0L5 мм и при скоростях резания
L мOминL близких к оптимальной;
при постоянной подаче резания
= 0L16 ммOобL глубине резания
0L5 мм и при скоростях резания
L мOминL близких к оптимальной.
из стали
T5L при следующих условиях:
при подаче резания
= 0,04
0LR ммOобL глубине резания
= 0,45
0,8
ммL при частоте вращения шпинделя
= 715
1575 обOмин.
На втором этапе работы был выполнен расчет абсолютной величины
накопленной энергии деформации
в повер
хностном слое образцов после
точения с учетом их геометрии и упрочнения по глубине поверхностного слоя
Н.
Сравнительный анализ изменения шероховатости и наклепа поверхностного
слоя при токарной обработке с изменением накопленной энергии деформации в
завис
имости от режимов резания подтверждает наличие взаимосвязи между этими
характеристиками.
232 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Накопленная энергия деформации является параметромL определяющим
свойства поверхностных слоев обработанной деталиL так как изменения свойств
этих слоев относительно и
сходных является результатом поглощения или
выделения энергии.
Проведенные исследования дают возможность использовать полученные
зависимости в качестве механизма
управления процессом токарной обработки
в части обеспечения требуемых параметров качества пов
ерхности
(шероховатостиL степени наклепа) на основе анализа накопленной энергии.
Результаты работы получены в рамках выполнения базовой части
государственного задания Минобрнауки России (НИР XRT).
Controlling the state of the surface layer of machine part
s based on the
analysis of the stored energy of turning processing
Philippova A.V.
, Bezyazichny V.F.
, Prokofiev M.A.
RSATU, Rybinsk
The aim of this work was the solution to the proble
m of establishing a functional
relationship reflecting the effects of stored energy of turning processing on the
the Ministry of education and science of Russia
n Federation the project no. 824.
233 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Керамическийнанокомпозит сложной геометрической формыL
полученный методом гибридного искрового плазменного спекания
Фокин П.В.
L Кузнецова Е.В.
L Перетягин П.Ю.
СТАНКИНL
г. Москва
Целью данной
работы являлось получение изделия сложной геометрической
формы в виде сменной многогранной режущей пластиныL методом гибридного
искрового плазменного спекания. Проведеныисследования её микроструктурыL
твердости и трещиностойкостиL в том числе с целью опред
еления наличия
анизотропии механических свойств по всему объему образца.
В качестве исходного материала выбран керамический нанокомпозит
Al
SiC
. Данный материал используется в качестве режущего инструмента
приобработки жаропрочных сплавовL широко примен
яемых в авиа и
космических отраслях.
На первом этапе исследованийбыла разработана конструкция графитовой
пресс
формы квадратного сечения и проведено компьютерное моделирование
процесса искрового плазменного спекания. В результате моделирования были
определ
ены оптимальные размеры всех составляющих графитовой пресс
формыL подобраны оптимальные нагрузкиL при которых не происходит
разрушение и деформации пресс
формы и порошкового компакта.
На втором этапе работ были изготовлены пресс
формы и проводились
исследо
вания по оптимизации параметров спекания порошковой смеси.
Результатом исследований стало изготовление керамического образца материала
в форме пластины.
На третьем этапе проводилось исследования свойств полученного материала.
лотность спеченного образца с
оставилаSLXS ± 0L10 гOсм
Lчто является 99LRE от
теоретической иговорит о сохранении высокой плотности материала при
использовании пресс
форм квадратного сечения. Значение твердости
незначительно изменялосьпо всему объему материалаL чтосвидетельствует о
рав
номерном распределении тепла по образцу во время
спекания и составило
RR09 HV.Средние значение трещиностойкости для квадратного образца
составило 7L7T МПа·м
1/2
и превысило значения трещиностойкости у материаловL
полученных традиционными методами. Анализ мик
роструктуры показал
равномерное распределение волокон карбида кремния по всему объему
композита.
Таким образомL при помощи оптимизации технологических параметров
процесса гибридного искрового плазменного спекания и специально
разработанной графитовой оснас
тки удалось получить высокие значения
механических свойствL а также обеспечитьих
равномерное распределение по
всему объему спеченного керамического нанокомпозитаквадратного сечения.
Работа выполненапри финансовой поддержке Минобрнауки России в рамках
Согла
шения № 1T.577.R1.00X9 от RR.07.R01T г.L уникальный идентификационный
номер проекта RFMEFI5771TX00X9.
Complex shape ceramic nanocomposite obtained by Hybrid Spark Plasma
Sintering
Fokin P.V.
234 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The aim of this work has been to obtain complex shape ceramic nanocomposite in
type of cutting insert by Hybrid Spark Plasma Sintering. Study its microstructure,
hardness and fracture toughness, includin
In the third stage of work were studded the properties of the obtained material. The
result for the density measurements after the sintering process is
3,83 ±
0,10 g/cm
, it’s
99% of the theoretical value. The value of fracture toughness is7,74MPa·m
1/2
and that
more than fracture toughness in the materials obtained by traditional methods of
sintering. The microstructure showed a homogeneous distribution of silico
n carbide
fibers throughout the volume of the composite and preservation of high density
material by used molds of square cross section
After optimization the parameters of a hybrid spark plasma sintering, and
development of graphite molds was able to obta
in high values of mechanical
properties, and also its homogeneous distribution throughout the volume of the
sintered square ceramic nanocomposite.
This work was supported by the Ministry of Education of the Russian Federation by
Contract no. 14.577.21.0089
from 22.07.2014, unique identifier of contract
RFMEFI57714X0089.
Методология подготовки электронной модели изделия
для топологической оптимизации и аддитивного производства
узлов и агрегатов авиационной и ракетно
космической техники
Фрейлехман С.А.
L Рипецкий А.В.
МАИL г. Москва
Целью данной работы является исследование влияния различных типов
геометрических и топологических дефектов трехмерных твердотельных
моделейL влияющих на качество изготовления изделийL ти
па узловых
пространственных элементов сложной формыL методами аддитивных
технологий. Проведение экспериментальных исследований образцовL созданных
по технологии лазерного спекания. Разработка параллельных алгоритмов для
многопроцессорной техники в области
контроля качества геометрии.
Задача автоматизации процесса подготовки твердотельных трехмерных
моделей является актуальной как с точки зрения методов контроля качестваL так
и с позиции разработки методики автоматизации проектирования. Это
обусловленоL преж
де всегоL темL что интеграция программного модуля
оптимизации трехмерной геометрии с системой твердотельного моделирования

позволяет обмениваться данными с различными САПР и решать задачу
проектирования без потери данных об изделии и без накопления ошибок
программном коде файла изделия.
На сегодняшний день системы R
проектирования почти полностью
вытеснены системами S
проектирования. Актуальной задачей становится
разработка методов качественной подготовкиL контроля и сопровождения
трехмерной геометрии
изделия на всех этапах проектированияL а также ее
последующей подготовке к аддитивному производствуL что позволит
изготавливать изделия высокой сложности с заданной точностьюL недоступные
при применении «классических» технологий производства.
Методология п
роведенных работ
проработка теоретических основ
методики контроля качества электронной модели изделия; разработка
рекомендаций к качеству моделей; разработка геометрических моделей сложной
пространственной формы; изготовление экспериментальных образцов п
разработанным геометрическим моделям; проведение эксперимента и анализ
полученных данных; разработка алгоритмов для получения командных файлов
для оборудования с численным программным управлением.
Methodology of preparation of electronic model of a produ
ct for topological
optimization and the additive production clusters and unitsaviation and missile
and space equipment
Freylekhman S.A.
, Ripetsky A.V.
MAI, Moscow
The purpose of this wor
k is the research of influence of various types of

numerical program co
ntrol.
Анализ деформации печатных плат аэрокосмического назначения
Васильева Е.В.
L Хомутская О.В.
МАИL г. Москва
Одно из главных требованийL предъявляемых к авиационной и ракетно
космической технике
массогабаритные
показатели аппаратуры. С целью
удовлетворения этого требования многослойные печатные платы (МПП)
постоянно усложняютсяL увеличивается плотность соединений. Это приводит к
проблеме пространственного совмещения контактных площадок слоев в
трансверсальном на
правлении. РассовмещениеL вызванное деформацией
материала подложки и погрешностями технологического характераL вызывает
снижение физической надежности МППL что недопустимо в авиационной и
другой аппаратуре ответственного назначения. Неравномерность деформа
слоев МПП приводят к их короблению и недопустимому отклонению от
плоскостности.
Целью данной работы является анализ понятия «деформации МПП» и
факторовL влияющих на деформацию после различных этапов технологического
процесса.
Отклонения от плоскостност
и в виде коробления или скручивания
распространенный дефектL создающий серьезные проблемы при сборке и
монтаже печатных узлов на автоматических линиях. После успешной сборки
коробленой платы во время ее закрепления в изделии она выпрямляется в
плоскостьL
за счет этого в паяных соединениях возникают напряженностиL
которые могут привести к травмированию и разрушению паек или внутренних
межсоединений в МПП.
Коробление относится к многофакторному явлению и требует комплексного
подходаL по устранению следующи
х причин этого явления: несимметричность
конструкции; некачественный материал; отсутствие термообработки
стеклотекстолита; неправильное хранение материала; релаксация внутренних
напряжений; усадочные явления при полимеризации связующего; разница в
температ
урных коэффициентов расширения материалов; неоднородная сборка
пакета слоев; несимметричная фиксация заготовок в пресс
форме;
необоснованная толщина диэлектрика; неправильная ориентация направлений
тканей; недостаточно отработанный процесс прессования; нал
ичие «горячих
точек» при пайкеL в которых температура может приближаться к температуре
разложения.
Предлагается исследовать деформацию печатных плат с учетом топологии
слояL конструкции МППL толщин основы и фольги базового материалаL
температурного коэффиц
иента расширенияL структуры материалов и
анизотропности стеклоткани. Прогнозирование деформации предлагается делать
на основе матмодели из В. А. Можарова «Математическая модель зависимости
усадки стеклотектолита от его конструкционных параметров» работы ра
збивая
поверхность слоя МПП на элементарные квадратыL с последующим расчётом
237 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;конечно формы слоя с помощью метода аффинных преобразований
(использования матрицы сжатия).
Практическое применение математической модели предполагает под собой
замену существующе
го на сегодняшний день процесса вычисления масштабных
коэффициентов фотошаблонов путём тестового прогона МПП с последующим
её вскрытием и измерениями линейных размеров на специализированном
оборудовании.
Aerospace PCB deformation analysis
Vasilyeva E.V.
, Khomutskaya O.V.
MAI, Moscow
The weight and overall dimensions of equipment are one of the main requirements
for aerospace technique. In order to meet this requirement multilayer printed circuit
boards have be
come more complex, with increasing the density of connections. This
results in to a problem of layers pads registration. Amisregistrationcauses by the
deformation of substrate material and technological errors.Thismisregistration causes
a reduction in the
physical reliability of multilayer board. It is unacceptable in aviation
equipment and other responsible or high
duty equipment. Variation oflayers
deformation in multilayer PCB leads to bowing and twisting with unacceptable
deviation from flatness.
The pu
rpose of this paper is to analyze the
deformation multilayer PCB
term and
factors which affect the deformation after the various stages of technical process.
The deviation from flatness as warping or twisting is a common defect, which
creates serious pro
blems in the installation or assemblies on automatic lines. After a
successful
assembly of warpingPCBitisfixed in aproduct, and during this
processthe PCB is straightened in aplane.Due to this,tensionsoccur in the solder joints
that can lead to damage and
a destruction of padsorviasin multilayer PCB.
Warping is a multifactorial phenomenon and requires a comprehensive approachon
eliminationofthe following reasons: asymmetrical design; low
quality material; lack of
fiberglass heat treatment; improper storage
of materials; internal stress relaxation;
shrinkage phenomena during polymerization of the binder; the difference in thermal
238 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;through a PCB test run, followed by its (PCB) opening and linear measurements on
the specialized equipment
Подготовка специалистов в области проектно
операционного
управления
предприятием
Костиков Ю.А.
L Цырков А.В.
L Цырков Г.А.
МАИL г. Москва
Разработанная методология проектно
операционного управлени
я (ПОУ)
машиностроительным предприятием и решенияL определяющее структуру и
содержание элементов математическогоL информационногоL методического и
организационного обеспеченийL позволили приступить к разработке учебного
модуляL специализирующего подготовку
в области ПОУ.
Методические решения системы ПОУ организуют взаимодействие между
PLM
ERP
системами. Интеграции подлежат методы:
PLM систем по управлению процессами разработки
PM (
Project
Management
)L основанные на модели потока работ (
Work
Flow
WF);
ERP систем в управлении производствомL базирующиеся на
положениях об операционной деятельности в соответствии со стандартами
группы MRP
IIL а также идеи APΣ (
Advanced
Planning and
Scheduling
)L в
российской интерпретацииL определяемые как системы СПО (синхр
онное
планирование и оптимизация).
Организационно
методическая модель
системы ПОУ включает
высокоуровневые бизнес потоки (БП): сопровождение разработки; подготовка
схемотехнических решений; расчет плана; управление процессами; мониторинг
процессов.
Планиро
вание и последующие управление и мониторинг
процессов создания
СТС проводятся на принципах организации бережливого производства (
Lean
Production
). Планировщик процессов формирует общий поток работL
объединяя локальные цепочки работ по созданию изделий
и их компонентL
объединяя объекты опытного и серийного производства.
Построение функционально
организационных решений по процессам
создания (разработки и изготовления) изделий осуществляется с применением
проектно
конструкторских и производственно
технолог
ических баз знаний (БЗ)L
позволяющих синтезировать
сквозные
L по стадиям жизненного
циклаL
локальные
решения.
Таким образомL специализация учебного плана состоит в углубленной
подготовке по теоретическим вопросам применения методов PML WFL MRP
II,
APS,
БЗ и
их
практической реализации
в корпоративных информационных
системах предприятий.
Разработка этого инновационного учебного плана проводится на кафедре
Технологии интегрированных автоматизированных систем
в рамках
программы подготовки магистров по на
правлению
Информатика и
вычислительная техника
. Практическая подготовка проводится на примерах
создания авиационнойL ракетно
космической техники и изделий сложной
технической продукции специального назначения.
Training
specialists
in
the
field
proj
ect
and
operation
239 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;alenterprise
management
Kostikov
.A.
, Tsyrkov A.V.
, Tsyrkov G.A.
MAI, Moscow
The
developed
project
and
operational
management
methodology
engi
neering
enterprise
and
solutions, that
define
the
structure
and
elements
content
mathematical, information, methodological
and
organizational
provisions, allowed
start
the
training
module
developments
pecialized
training of specialists
the
fiel
project
and
operational
management.
interaction between PLM and ERP systems. The following methods are to be
integrated:
PLM systems for managing development processes
PM (Pro
ject
Management) based on work flow (WF) models;
ERP systems in production management, based on operating activities
statements in accordance with MRP
II group standards, as well as APS (Advanced
Planning and Scheduling) ideas, in Russian interpretation, i
t is defined as SPO system
(Simultaneous Planning and Optimization).
Organizational and methodological model of the project and operational management
system includes a high
level business flows (BF): development support; training of
circuit solutions; pla
n calculation; process management; process monitoring.
Planning and subsequent management and monitoring of
complex technical
systems
creation process held on the lean production (LP) principles. A
process
scheduler
generates
overall
work
flow, combini
local
work
chains
products
creation
and
their component, combining pilot
and
serial
production facilities
Construction of functional and organizational solutions for products creation
process (design and manufacturing) is performed with the use of
project engineering
and industrial
technological knowledgebase (KB) that can generate
cross
cutting
according to the life cycle stages, local solutions.
Thus, a curriculum speciality consists of advanced training in theoretical issues of
application of
implementation in corporate information systems of an enterprise.
The development of this innovative curriculum is carried out at the
Technology of
integrated automated systems
department within ma
ster degree program for
Informatics
and computer
science
educational profile. Practical training is
conducted on examples of an aviation, rocket and space equipment and items of
complex technical products for special purposes.
Методы подготовки данных для системы проектно
операционного
управления
Цырков Г.А.
L Цырков А.В.
МАИL г. Москва
Базовой идеей проектно
операционного управления (ПОУ) на
машиностроительном предприятии является консолид
ация функций
PLM
ERP
комплексов по планированию и управлению процессами создания технических
системL построение информационно
алгоритмической модели сквозного
управления проектными и производственными процессами.
240 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Наиболее проблемной задачейL присущей пос
троению любых систем
планирования и управленияL является подготовка данныхL адекватно
описывающих моделируемые процессы. Суть проблемы в томL что с одной
стороныL
большой объем данных и необходимый тщательный их анализ и
расчет на подготовительной стадии
процесса планирования приводит к
значительным трудовым затратам и временным потерям. С другойL
проектная
деятельностьL НИРы и ОКРыL как перспективные направления применения
ПОУL приводят к частым изменениям в объектах проектаL что усугубляет
проблему по
дготовки данных для управления процессами.
Решением проблемы стало создание комплекса специализированных
процедур и проектно
конструкторских и производственно
технологических баз
знаний (БЗ)L автоматизирующих процессы подготовки данных на основе
структурн
параметрического синтеза при формировании цепочек работ (как
элементов общего потока) и определении их атрибутики (трудоемкостьL
длительностьL объемов продукции в натуральном выраженииL применяемость
..)
для расчета планово
ресурсных характеристик потоко
в работ. К числу базовых
процедур подготовки данных отнесены: конструкторско
технологическое
разузлование и расчет применяемости элементов в комплексах данныхL
описывающих сдаточный объект по изделиюL либо консолидированный план
предприятия; формирование ц
епочки этапов проектно
производственных работ
для элемента изделия; формирование содержания этапа цепочки работ (процесс
создания КДL технологический процессL процедура закупкиL …); моделирование
атрибутивных характеристик потоков работ для материальных и
информационных подразделений. Базовые процедуры и обработка БЗ построены
на основе структурно
параметрического моделлера.
Уровень синтеза схемных решений может соответствовать разным уровням
детализации процесса: кооперация между предприятиями; перемещение
между
подразделениями предприятия; переходы на уровне рабочих мест в
подразделении; отдельные действия и операции и т.п. Кроме того при
формировании решения возможно сочетание уровней детализацииL напримерL
состав и последовательность этапов разработки до
кументации с перечислением
действий по каждому этапу.
Разработанный комплекс программно
методических средств обеспечивает
адекватное решение задачи для ПОУ.
Data preparation methods for project and operational management
system
Tsyrkov G.A.
, Tsyrkov A.V.
MAI, Moscow
The basic idea of the project and operational management at an engineering
enterprise is to consolidate the functions of PLM and ERP systems for planning and
management of creating technical systems pro
cess and to construct the information
and algorithmic model of cross
cutting project and production processes management.
The most problematic issue inherent in constructing of any planning and
management system is to prepare the data, that
describes
simul
ated processes
appropriately. The essence of the problem is that on the one hand
a great amount of
data, its analysis and
calculation in a planning process preparatory stage leads to

significan
t added activities an
d time loss. On the other hand
project
activities,
research and development, as perspective directions of project and operational
management use lead to frequent changes in project objects, thus exacerbating the
problem of data preparation for process management.
The solution was the creation
of specialized procedure complex and project
engineering and industrial
technological knowledgebase (KB), that automates data
preparation processes on the basis of structural
parametric synthesis in work chain
formation (as elements of total flow) and thei
r attributes definition (laboriousness,
duration, production
volume
physical
terms, applicability
..) to calculate planning
and resource characteristics of the work flow. The basic procedures of data
preparation include: engineering
technological
explos
ion and calculation of elements
applicability in the data complexes, that describe facility product
acceptance
or
consolidated plan of the enterprise; creation of project and production activities chain
stages for a product element;
creation of chain stage
content (the process of
construction documentation creation, engineering process, procurement
procedure,
…); modeling of work flow attributive characteristics for financial and
informational departments. Basic procedures and KB processing are
constructed
on
the basis of structural
The synthesis level of circuit design can correspond to different levels of process
detailing: cooperation between enterprises; transfer between departments; transitions
at the level of jobs within department
; individual actions and operations, etc.
Additionally, while making decisions it is possible to combinate levels of detailling,
for example, structure and sequence of stages of documentation development with
those actions at each stage.
The developed curr
iculum complex provides an adequate solution to the problem
for project and operational management.
Экспериментальное исследование авиационных материалов
с дефектами
Покровский А.М.
L Чермошенцева
А.С.
МГТУ и
м. Н.Э. БауманаL
г. Москва
Целью данной работы являлась оценка жизненного цикла авиационных
материалов с дефектами типа отслоение.
Отслоение является одним из наиболее распространенных видов
дефектов в
композитных материалах. Это может произойти в результа
те несовершенства
производственного процесса или воздействия внешних факторов в течение всего
срока эксплуатации слоистых конструкцийL такихL как влияние
внешних
факторов
. В данной работе представлены результаты механических испытаний и
определение оптимал
ьной степени наполнения композиционных материалов
(КМ) гидрофобным нанопорошком Таркосил
R0(Т
R0) в зависимости от
массовой концентрации.
Образцы были изготовлены из двадцатислойного
препрега (стекловолокна
или углеродного волокна) с заложенными межслойным
и дефектами с
добавлением в связующее нанодисперсных частиц (диоксид кремния) различной
объемной концентрацией от 0L1E до 0L5E. Промышленная марка стеклоткани
R5 (ВМ) ТУ 6
380
76.Тонкая полоска из тефлоновой пленкиL толщиной 10
100 микронL имитиру
ет дефект. Данные исследования были выполнены впервые.
242 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Таким образомL для исследований были изготовлены по 10 образцов с
различной массовой концентрацией (всего S0 образцов). Для сравнительного
анализа изготовлены контрольные образцы (КО) без нанодобавок с
заложенным
межслойным дефектом (10 образцов).
Для проведения испытаний была разработана установкаL разработаны и
изготовлены специальные захваты.
Для определения предела прочности образцов использовали
электромеханическую испытательную машину Insτρon 59XR
. В процессе
нагружения выполняется автоматическая фиксация зависимости
прикладываемых к образцу сил
от осевого перемещения. Непрерывное сжатие
образца продолжали до полного отслаивания слоя от остальной дефектной части
или полного разрушения образца.
ализ полученных данных показалL что введение порошка Таркосил в КМ с
дефектами приводит к изменению прочности смеси на их
основе. Наилучший
результатL по сравнению с контрольными образцамиL был обнаружен в образцах
с наноматериалами Т
R0 при концентрации 0
,3%.
Experimental research of aviation materials with defects
Pokrovskiy
A.M.
, Chermoshentseva
A.S.
BSTU,
Moscow
The aim of this research was to assess the life cycle of aviation materials with
defects typ
e of delaminations.
Delamination is one of the most common failure modes of composite materials. It
may occur as a consequence of imperfections in the production process or the effects
of external factors during the operational life of the composite lamina
tes, such as the
impact by foreign objects. This paper presents the results of mechanical tests and the
optimum degrees of filling the composite materials (CM) with hydrophobic
nanopowder Tarkosil
20(T
20) depending on the latter mass concentration.
The
samples were fabricated of twenty
ply pre
preg (fiberglass or carbon fiber).

Разработка автоматизированн
ой информационной системы «Титановые
сплавы»
с возможностью прогнозирования характеристик и свойств
сплавов
Егорова Ю.Б.
L Чибисова Е.В.
L Мамонов И.М.
МАИ
L г. Ступино
В настоящее время накоплен
о большое количество справочной информации о
титане и титановых сплавахL однако эти данные разрознены и зачастую носят
неполный характер. Новые научные сведения чаще всего недоступны или из
за
высокой стоимостиL или из
за ограниченного распространения. Дос
туп к
промышленным данным предприятий практически полностью закрыт. Анализ
баз данныхL находящихся в открытом доступе в сети ИнтернетL показалL что в
них можно найти только самую общую информациюL поэтому актуальной
задачей является разработка АИСL содержа
щей научные и технологические
сведения о титановых сплавахL а также дающей возможность вероятностно
статистического прогнозирования свойств различных полуфабрикатов с учетом
технологического уровня развития производства.
База данных системы представляет со
бой реляционную БДL состоящую из
более
чем R0 таблиц для хранения стандартных справочных данныхL а также
дополнительные научные и технологические сведенияL которые отсутствуют в
нормативной документации
На основе установленных статистических
зависимостей
ведётся разработка модулей для прогнозирования различных
характеристик и свойств. Интерфейс системы представлен в виде веб
сайтаL в
данный момент приложение проходит тестирование и доработку на базе
локальной вычислительной сети Ступинского филиала МАИ. Р
азработка
ведётся в среде
Microsoft
Visual
Studio
по технологии
ASP
В дальнейшем планируется размещение системы в сети
The d
evelopment of automated information system
“Titanium alloys”
with the
ability to predict the characteristics and properties of the alloys
Egorova
Yu.B.
Chibisova E.V.
, Mamonov I.M.
244 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;MAI
, Stupino
At the present time there is a large amount of background information about
titanium and titanium alloys, however these data are fragmented and often are
incompl
or limited distribution. Access to the data of industrial enterprises is almost completely
closed. The analysis of databases, publicly available on the Internet has shown that
only general information can be find in them, so the urgent task is to develop AIS
containing scientific and technological information about titanium alloys, and also
enabling prediction of probabilistic and statistical properties of different semi
finish
ed
products taking into account the technological level of production.
The
system use a relational database consisting of more than 20 tables for storing
reference data, and an additional scientific and technological information, which is
absent in normati
ve documents. On the basis of established
statistical relationships
modules for prediction of different characteristics and properties is being developed.
The system interface is presented in the form of a website, at the moment the
application is being te
sted and passed the rework on the basis of local area network of
Stupino
filial agency
of MAI. The development is carried out in Microsoft Visual
Studio environment on ASP.NET technology. There is the division of access rights: to
add new, delete, and edit
existing data users must have administrator rights. Finding
information in the database is based on the marks
classifier. In this work the
supporting schedules, by which domestic brands of industrial titanium alloys have
been attributed to various signs,
have been created. To assess the quality of the entered
information (correct filling)the expert verification of the classifier, to which leading
scientists
experts in the field of titanium alloys VIAM and MAI (formerly MATI)
were attracted, was held.
he deployment of the system on the Internet is planned. The representatives of the
industry, universities, laboratories will be able to sign
in System using their unique
name and save in
database their own data. In turn, researchers will have access to dat
a,
by which they can test their hypothesis. It is also planned to develop tools for the
discussion of the results obtained within the system.
Использование
критерия для диагностики усталостных трещин в
авиаконструкциях методом акустической эмиссии.
Шанявский А.А.
L Банов М.Д.
L Беклемишев Н.Н.
МАИL г. Москва
Развитие усталостных т
рещин в элементах авиаконструкций происходит по
разным причинам и связано с обеспечением безопасности полётов в условиях
эксплуатации воздушных судов по принципу безопасного повреждения [1].
Опыт исследования причин разрушения элементов авиаконструкций в
ксплуатации показалL что существующие методы и средства неразрушающего
контроля не в полной мере могут обеспечить своевременное выявление
усталостных трещин разными методами неразрушающего контроля. В первую
очередь это обусловлено темL что трещины могут в
озникать от дефектов
материалаL которые расположены в зонахL доступных для контроля только
методом Акустической Эмиссии (АЭ)L Однако этот метод не нашёл широкого
245 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;применения на практике поскольку он требует возбуждения объекта при его
контроле.
На самом де
леL в течение длительного времени проведение комплекса
исследований применительно к образцам и элементам конструкций было
показаноL что методом АЭ могут быть выявлены не только очаги усталостного
разрушения в труднодоступных зонах конструкцииL но также тре
щины
выявляют в случае их зарождения под поверхностью [R]. С этой целью
предложено использоватьL так называемыйL
критерийL который характеризует
резкое изменение угла наклона на акустограммеL отражающей последовательное
накопление суммарного сигнала АЭ
по времени или по количеству циклов
нагружения материала или элемента конструкции.
В представленном докладе приведены систематизированные данные по
контролю некоторых элементов конструкции самолётов и двигателей
гражданской авиации на основе
критерия. Д
анные АЕ
контроля
гидроцилиндровL компрессорных дисков и лопаток турбин были сопоставлены с
данными количественной фрактографии. ПоказаноL что использование
критерия позволяет с высокой эффективностью своевременно выявлять трещин
в зонахL которые недос
тупны для других современных методов неразрушающего
контроля.
Литература
Шанявский А.А. Безопасное усталостное разрушение элементов
авиаконструкций. Синергетика в инженерных приложениях. УфаL МонографияL
R00SL X00с
Shanyavskiy A., Banov M. The twisting me
chanism of subsurface fatigue
cracking in Ti
6Al
2Sn
4Zr
2Mo
0.1Si alloy. Engineering Fracture Mechanics, 77,
2010,
. 1896
1906.
Acoustic Emission diagnostic of aviation structures fatigue cracking
based on a
criterion
Shanyavskiy A.A.
, Banov M.D.
, Beklemishev N.N.
, Moscow
Fatigue cracking of aircraft structures takes place because of many causes and
exists in accordance with tolerance damage principle that have been introduced in
service [1]. Long time of engineering failure analyses of aircraft structures has shown
that different non
destructive tests that used in service for aircraft inspections have not
enough effectiveness because of different causes.
First of all this situat
ion related to material defects which can be appeared in
246 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;during non
destructive inspection specimens or aircraft structures in dependence on
number of cycles.
The presentation discussed systematized data of non
destructive inspection
different type
of structures for aircraft and gas
turbine engines. They are based on
using a
criterion. Results of non
destructive inspection hydorcylinders, compressor
disks and turbine blades where compared with data of quantitative fractographic
analyses. It
was de
monstrated that using a
criterion gives possibility to discover crack
247 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Изготовлена типов
ая деталь остекления вертолета из абразивостойкогоL
обогреваемого органического слоистого материала.
Investigation and development of the process for the manufacture of typical
helicopter glazing product from organic abrasion
resistant laminated material
hatalin
N.V.
, Ostrolutsky
D.A.
ORPE Technologiya named A.G. Romashin, Obninsk
Operating behavior and performance characteristics of the present
day airplanes
and helicopters depend on the type and geometry of gl
azing. Currently available
glazing usually constitutes a monolithic structure from silicate or organic glass or
various compositions (organo
silicate or organo
organic triplex glass).
Development of the process for the manufacture of light birdproof (impa
resistant) organo
organic triplex with abrasion
resistant protective coating for the
electrically heated glazing of helicopters
A typical part of cockpit glazing: windshield for Ka
62 helicopter with overall
dimensions 1161x888 mm and intricate curvatur
e. Materials used: 3 mm thick organic
glass AO
120S (TU 2216
007
25558743
2011), 3 mm thick polycarbonate Lexan
Margard FMR5XT or Novattro (TU 2246
003
81057157
2008), polyurethane film
Duraflex A4700 as an adhesive layer. Current distributors in the form
of busbars are
used for the delivery of electric energy to the heating elements. In the course of trying
out various methods of busbar application a galvanic method was chosen. Because of
low abrasion resistance and tendency to “silvering” the problem can
be solved through
the application of protective lacquer coating to the organic glass surface.
The investigation of electrical characteristics of the test specimens with copper
busbars applied by a galvanic method has revealed the need for the increase of
busbar
thickness. The glass units were assembled on the tool with shape
generating surface.
The gluing process included a preliminary stage (cold and hot gluing) and a final stage
(autoclave gluing). Siloxane lacquer (GNIIChTEOS) was used as a protective
brasion
resistant coating.
A typical part of electrically heated helicopter glazing from organic abrasion
resistant laminate material has been manufactured.
Улучшение свойств тепловой защиты гиперзвуковых летательных
аппаратов путем снижения каталитической активности поверхности
Шкуратенко А.А.
МАИL г. Москва
Дальнейшее развитие летательных аппаратов авиационной и ракетно
космического п
лана сопряжено с интегрированием достижений как авиацииL так и
ракетной техники. Только такое сочетание способно инициировать развитие
летательных аппаратов нового поколения. Такими аппаратами станутL
гиперзвуковые летательные аппараты планирующего класса
(ГЛА). Обладая
громадной скоростью (М>6)L ГЛА способны не только в разы сократить время
полёта пассажиров и грузов на дальние межконтинентальные расстояния (ГЛА
гражданского назначения)L но и выполнять необходимый маневренный полёт как
в плотных слоях атмо
сферыL так и в условиях космического пространства (военно
стратегические ГЛА). Однако при таких скоростях полёта в верхних (50÷70 км) и
248 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;тем более в плотных нижних (≤S0 км) слоях атмосферы конструкция аппарата
подвергается интенсивному аэродинамическому наг
реву. В результате для
создание ГЛА необходимо преодолеть тепловой барьерL т.е. решить проблемную
задачу
разработать специальную тепловую защиту. Эта проблемная задача
сложная (комплексная). Над её решением в настоящее время работают учёные
развитых стра
н Мира. Комплексность проблемы выражается в двух аспектах:
первыхL необходимо решить внешнюю задачу аэродинамического нагрева
конструкции ГЛАL которой сопутствуют множество теплотехническихL физико
химическихL газодинамических и других процессов;
вторыхL необходимо решить внутреннюю задачу
создать термостойкие и
жаропрочные лёгкие материалыL способные в отсутствии их разрушения
противодействовать во время полёта интенсивному конвективному нагреву.
В этом плане в докладе излагаются результаты исс
ледованийL планируемых и
проведенных на лабораторной базе кафедры «Авиационно
космической
теплотехники» МАИ.
Одной из таких проблемных задач является задача снижения интенсивного
конвективного теплообменаL реализуемого на поверхности ГЛА при наличии
химиче
ски активного пограничного слоя. Решение этой задачи тесно связано
термо
газодинамическими и физико
химическими процессами. НапримерL
снижение конвективного теплообмена в конструкцию ГЛА возможно путём
применения в системе тепловой защиты аппарата материал
ов теплозащитного
назначенияL обладающих низкой каталитической активностью. Применение таких
материалов в несколько раз снизит интенсивность теплообмена в конструкцию
аппаратаL и значительно на R0…S0E уменьшит массу тепловой защиты аппарата.
Это
актуально
Improvement of thermal protection properties of hypersonic aircrafts
by
reducing the catalytic activity of the surface
Skuratenko A.A.
MAI, Moscow
Further developments of aircraft and spacecrafts are linked with the integration of
new technologies, should it be in aviation or booster technologies. Only such an
combination will be able to initiate the development of new generation aircraft.
These
apparatus will be hypersonic gliding airplanes. With a considerable speed (mach6),
thes
e aircraft will not only be able to reduce the passenger and cargo flight time for
intercontinental flights (commercial aircraft), but also make manoeuvrable flights in
thicker layers of the atmosphere as well as in space (military aircraft). Nevertheless
for
these flight speeds in the higher layers of the atmosphere (50
70km) and in the lower
layers
(≤S0kµ) τηe sτρucτuρe of τηe aiρcρafτ
is exposed to intense aerodynamic heat. As
a result, to be able to create such types of aircraft new special heat shields
need to be
developed in order to resist the heat barrier. This is a complex
issue
. Several scientists
throughout the world are currently working on solving it. The complexity of the
problem is two fold:
first of all, the external problem of aerodynamic
heat of aircraft construction needs
to be solved, an issue linked with a plethora of processes: thermotechnical, physico
chemical, gas

secondly, there is an internal problem
the creation of thermoresistant and
heatresistant light materi
als that would be capable, if intact, react to the intense heat
convection during the flight.
This presentation will present the results of planned and achieved studies made at
the laboratory of the Moscow Aviation Institute's chair of Aerospace heat tran
sfer.
One such problem is the task of reducing the intensive convective heat transfer that
occurs on the surface of the aircraft if active chemicals are on the surface of the
aircraft. The
resolution of this question is linked to gas
dynamics and physico
chemical process, For example, the lowering of the convection of thermal exchange in
the construction of aircraft is possible through the use of thermal protection which has
a catalytic activity.
Use of such materials may reduce by several times the inten
sity of heat transfer in
the aircraft, and therefore substantially reduce by 20...30% the mass of the thermal
protection of the aircraft.
This is a very relevant question.
Возможности
систем для решения задач информационного
сопровождения технологических баз знаний предприятий аэрокосмической
отрасли
Цырков Г.А.
L Шустров В.В.
МАИL г. Москва
Современные отечественные предприятияL ре
ализующие свою деятельность в
области производства сложной технической продукцииL используя различные
современные системы информационного сопровождения на различных этапах
жизненного цикла изделийL накопили огромное количество важных
производственно
технич
еских данныхL необходимых для анализ в целях
дальнейшего развития и поддержания конкурентного преимущества на рынке.
На текущей момент времени появляется множество систем бизнес
аналитики
(Business
Inτeλλigence)L способных поспособствовать решению задач аг
регации
информационных потоков на предприятии. Основной целью
таких систем
является
проведение наиболее точного анализа текущего состояния предприятия
с помощью различных инструментов и современных методов обработки данных.
В системах бизнес
аналитики можн
о выделить T ключевых аспекта
применения:
Аналитика. Анализ получаемых данных на предприятие для поиска
оптимальных решенийL прогнозированияL рассмотрения сложных процессов.
Неотъемлемый инструмент оптимизации бизнес
процессов.
Представление. Наглядность п
реставления данных по состоянию
организации. Данные могут быть представлены в виде сложных иерархических
структурL графиковL диаграмм и таблиц.
Отчётные формы. Необходимость закрытия эстампов производстваL
календарных периодов всегда происходит с задачей о
тчётных формL и во многих
системах генерация отчётов происходит автоматически или по желанию
пользователя.
Управление и накопление знаний.
При больших объёмах данныхL анализ
различных источников не всегда доступенL но большинство современных
систем и
меют такую возможность. Системы способны «впитать» в себя любые

источники информацииL начиная от обычных текстовых документов формата «
txt
до огромны баз данных (
ig Data
Системы бизнес
аналитики могут использоваться в аэрокосмической
промышленности для
осуществления общего анализа и агрегирования большого
количества информационных потоковL способствующих подготовки данных для
системы проектно
операционного управления.
systems capabilities for solving problems of information support of
enterprises tec
hnological knowledge
bases in aerospace industry
Tsyrkov G.A.
, Shustrov V.V.
MAI, Moscow
Modern domestic enterprises that implement their activities in the field of complex
technical products manufacturing, using
a variety of contemporary information
support systems at different stages of product life cycle, have accumulated a great
amount of important production and technical data that is necessary for analysis in
order to further development and maintaining a com
Today there are a lot of Business Intelligence (BI) systems, that can help to solve
the problem of information flows aggregation at an enterprise. The main purpose of
such systems is to conduct the most accurate analysis o
f an enterprise current status,
using a variety of tools and modern methods of data processing.
There are 4 key application aspects in BI
systems:
Analytics. Data analysis for an enterprise is to find optimal solutions,
forecasting, considering complex pro
cesses. It is an essential tool for business process
optimizing.
Representation. A visual representation of data about organization status. Data
can be presented in the form of complex hierarchical structures, graphs, charts and
tables.
The reporting forms
. The need for production prints closure and calendar
periods always takes place with the reporting forms issue, and many BI
systems
generate reports automatically or according to user's request.
Management and accumulation of knowledge. When there is a g
reat amount of
data and analysis of the different sources are not always available, most modern BI
systems have this capability. Systems are capable to "absorb" any information sources,
ranging from simple text documents, the "txt" format, to big data.
Bus
iness intelligence systems can be used in the aerospace industry to provide
general analysis and aggregation of a great amount of information flows that
contribute to the data preparation for project and operational management.











Энергетические установки
авиационныхL
ракетных и космических систем
4.
Power Units of Aviation, Rocket and Space
Systems
Development and Application of High Flow Steam Generator
Zhao Hong
, Liang Huai
, Guo Ting
BISTT, Beijing, China
Liquid oxygen (gas oxyg
en)/
alcohol (isopropyl alcohol) steam generator steam
supply based on the combustion chamber structure of liquid rocket engine thrust
chamber is widely used in the high
altitude simulation test bed of liquid rocket engine.
In the working process of liquid oxygen oxygen alcohol vapor generator, it is
necessary not only to solve the technical difficulties in the work of liquid rocket
engin
e thrust chamber, but also to solve the long
life, multi
start, continuous working
time of the ground test equipment. In order to explore the key technology of high flow
liquid oxygen alcohol vapor generator, from 2008, Beijing Institute of Space Testing
echnology developed a steam gener
ator with a flow rate of 50kg/
s, and carried out
cold and heat test and practical application.
In the development process, has carried out the following work:
Based on the design and calculation results, the mathematical mo
del was built, and
the combustion, flow and strength checking were carried out by ANSYS software.
Using software PROE to establish a three
dimensional model, and direct the
processing;
Using liquid nitrogen, alcohol flow test, to obtain the relationship be
tween pressure
drop and flow, and work out the work sequence;
Developed the use of hydrogen oxygen igniter, improved ignition reliability;
The steam generator performance test and the reliability test were carried out, and
the thermal protection of the inj
253 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;устанавливаемых в выхлопной части рекуперативных ТВД или в наружном
туре ТРДД или ТРДДф.
ГВТ современных и перспективных авиационных
ГТД могут быть
спроектированы с поверхностями нагрева типа ФренкеляL пре
ставляющими
собой гофрированные пластиныL уложенные друг на друга таким образомL что
каналы на смежных пластинах перекрещиваютсяL отдельные струйки
теплоносителя турбулизируются и это
приводит к росту теплоотдачи. Велич
на
теплоотдачиL при увеличении угла скрещивания каналовL возрастает в S…T раза.
Однако при этом существенно увеличивается гидравлическое сопротивление.
Самое главноеL при малой толщине пластинL которая дол
на быть не бо
лее 0LS
ммL в местах взаимодействия холодного и горячего во
духа при работе
теплообменника возникают трещины термического характераL течи и
перемешивание холодного и горячего воздухаL что прив
дит к падению
расчётной величины степени регенерации. В данной
работе рассмотрен
тру
чатый рекуператорL представляющий собой пакет тонкостенных профилей с
овальными трубкамиL и минимальными потерями полного давления.
Представлена конструктивная схема уст
новки рекуператора в выхлопном
канале ТВДL и расчётная зависимос
ть повышения эффективного КПД цикла в
зав
симости от параметров ГТД: температуры газа на входе в турбину и
рекуператорL величины степени повыш
ния давления в компрессоре.
Максимальная величина эффективного КПД в таком ГТД может составлять
порядка TRE. Труб
чатый рекуператор реализ
ван в ТВД Роллс Ройс С R0ВO
7R0 и СS0
1S. Трубчатый ВВТ также может быть спроектирован из круглых
или овальных трубок малого диаметра
S…6 ммL которые образуют
многоход
вые секции с перекрёстным током. Такого типа теплообменн
ик
установлен в системе охлаждения ТВД ТРДДф АЛ S1ф. Представлены
результаты тепл
вых расчётов вариантов теплообменника с трубками
диаметром 6 ммL толщиной стенки 0LS ммL которые установлены в коридорном и
шахматном п
рядке отдельными секциямиL закреплённы
ми на корпусе турбины
в нару
ном контуре ТРДДф. Варьировались: суммарная длина трубокL их
формаL схема установки отдельных трубок в пучкеL наличие или отсутствие
турбулизаторов пограничного слоя. Определялась величина наружной
поверхности трубок при заданн
ом уровне снижения температуры воздухаL
отбираем
го за компрессоромL на 150 и R50 градусов. Полученные материалы
могут быть рекомендованы для использования при реальном прое
тировании.
Research and analysis on ways to improve the design of the tubular gas
air
and air
air heat exchangers in aviation GTE
Abbavaram Revanth Reddy
, Nesterenko V.V
, Nesterenko V.G.
MAI, Moscow
The aim of this work is to study the design characteris
tics and manufacturing
technology of two types of tubular heat exchangers: gas
air (GAH) and air
air
(AAH) heat exchanger installed in the exhaust of the recuperative cooled high
pressure turbine (HPT) or in the outer contour of the turbojet or turbofan
engine.
GAHs used in current and next generation gas turbine engines can be designed with
Frenkel
type heating surfaces, in which corrugated plates are stacked on each other so
that the channels of adjacent plates intersect, separate streams of coolant g
ases are
254 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;turbulized and this leads to an increase in heat transfer. The magnitude of heat transfer
increase, with an increase in the channel crossing angle is approximately 3
4 times.
However, this significantly increases the flow resistance. Most importan
tly, during the
working of the heat exchanger, especially when using plates of small thickness, which
should be not more than 0.3 mm, cracks or leakages may arise in the interaction zone
of cold and hot air in the heat exchanger, which results in the mixtu
re of hot and cold
gases, leading to a drop in the estimated value of the degree of regeneration. In this
paper we consider a tubular heat exchanger, with thin
walled profile oval tubes, and
minimal loss of total pressure. Construction schematics have been
presented for the
installation of the recuperator which is installed in the exhaust canal of the HPT, and
the calculated dependence of the effective increase in cycle efficiency, on turbine
Рекомендации по оптимизации геометрических характеристик
воздухозаборного устройства гиперзвукового прямоточного воздушно
реактивного двигателя
Акимов Д.В.
L Молчанов А.М.
МАИL
Москва
В настоящее время в ряде стр
анL таких как СШАL КитайL ИндияL Россия уже
проведено и проводится большое количество научных работ связанных с
проектированиемL разработкой гиперзвуковых летательных аппаратов
оснащенных гиперзвуковым прямоточным воздушно
реактивным двигателем
(ГПВРД). На
коплено большое количество экспериментальных и теоретических
знаний в данной области научных исследований. В частности разработано
множество методов по оценке эффективности ГПВРД. Воздухозаборное
устройство (ВЗУ) или воздухозаборник (ВЗ) является одной из
основных частей
ГПВРД поскольку его характеристики в значительной мере определяют
эффективность всей двигательной установки (ДУ).
Оптимизация геометрических характеристик воздухозаборного устройства
ГПВРД является сложной инженерной задачейL поскольку при
ее решении
необходимо рассмотреть большое количество проблем связанных с
теплонапряженностью конструкции воздухозаборного устройства (ВЗУ) при
255 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;высоких скоростях полета ЛА (М>5)L минимизацией потерь полного давления
при прохождении воздухом поверхностей сжа
тияL реализуемости потребного
количества забираемого воздуха необходимого для эффективной организации
горения в камере сгорания ГПВРД (оптимальное соотношение топливо+воздух)L
нестабильной работой ВЗУ при изменении углов атаки ЛА и помпажа при
избытке впры
ска топлива в камеру сгорания ДУ. За все время исследований
данной проблематики выпущено множество рекомендаций по оптимизации
геометрических характеристик ВЗ опирающихся на совершенствование таких
параметров как коэффициент сохранения полного давления и к
оэффициент
расхода ВЗ.
В данной работе рассматривается оптимизация геометрических
характеристик плоского T
скачкового (T внешние поверхности сжатия)
воздухозаборного устройства. В рамках работы подобран коэффициент избытка
воздуха в камере сгоранияL позвол
яющий реализовать максимальный удельный
импульс ДУ.
Проведена организация косых скачков с помощью изменения
углов наклона плоскостей сжатия воздухозаборного устройства и выполнена
оптимизация конструкции относительно необходимого массового расхода. С
испол
ьзованием программного комплекса
ANSYS
CFX
получены
газодинамические и температурные параметры набегающего потока в области
воздухозаборного устройства.
Проведена верификация полученных данныхL при
моделировании с результатами расчета с использованием крит
ериальных
зависимостей.
Akimov D.V.
, Molchanov A.M.
MAI, Moscow
Currently, in some countries such as the US, China, India, Russia already
conducted an
d carried out a large number of scientific papers related to designing,
256 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;framework of selected air ratio in the combustion chamber, allowing to realize the
maximum specific impulse propulsion system. Taken by oblique shocks by changing
the angles
of the planes of compression of the air intake device and is configured to
optimize the design with respect to the required mass flow rate. Using ANSYS CFX
software package produced gas dynamic and thermal parameters of the incoming flow
in the air intake
device. Verification of the data obtained in the simulation with the
results of the calculation using the criterion of dependencies.
According to the study, the following conclusions:
distribution of gas dynamic and thermal parameters of the incoming flow in the air
intake device.
Разработка абляционных импульсных плазменных двигателей нового
поколения
Антропов Н.Н.
L Богатый А.В.
L Дьяконов Г.А.
L Любинская Н.В.
Попов Г.А.
L Семенихин С.А.
L Тютин В.К.
L Яковле
в В.Н.
МАИL г. Москва
В связи со значительным расширением возможностей малых космических
аппаратов (МКА) все более актуальным становится создание
высокоэффективных электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) малой
мощностиL способны
х обеспечить длительное функционирование МКА с
минимальным отклонением от заданных орбитальных параметров. В НИИ ПМЭ
МАИ продолжаются работы по разработке и созданию усовершенствованных
абляционных импульсных плазменных двигателей (АИПД)L способных
обеспеч
ить выполнение указанных выше требований. В настоящее время в НИИ
ПМЭ МАИ разработана корректирующая электроракетная двигательная
установка (ЭРДУ) на базе АИПД нового поколенияL предназначенная для
поддержания орбит коммуникационных космических аппаратов и
их
группировок в течение срока активного существования до десяти лет и более.
Потребляемая мощность ЭРДУ от 60 до 1R0 ВтL расчетный суммарный импульс
тяги 15L6 кН·с. От существующих ЭРДУ данного типаL разрабатываемая
установка отличается существенно меньш
ей массой. В ней впервые применены
силовые конденсаторы российского производства с высокой удельной
энергоемкостью.
Использованные источники:
1. Л.А. ПецL А.И. СимоновL В.А. Храбров. Как создавали первые ЭРД OO
«Земля и Вселенная»L № 6L R005L
с. 57
A. Rudikov, N. Antropov, G. Popov.
Pulsed Plasma Thruster of Erosion Type for
a Geostationary Artificial Earth Satellite // 44
th Congress of the IAF, Graz, 1993.
3.
Антропов
Богатый
Дьяконов
Любинская
Попов
Семенихин
Тютин
Хрусталев
Яковлев
Новый этап
развития абляционных импульсных плазменных двигателей в НИИ ПМЭ OO
Вестник ФГУП «НПО им. С
Лавочкина
». R011L № 5.
.30
40.
257 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Development of Next
Generation Ablative Pulsed Plasma Thrusters
Antropov N.N.
, Bogatyy A.V.
, Dyakonov G.A.
, Lyubinskaya N.V.
Popov G.A.
, Semenikhin S.A.
, Tyutin V.K.
, Yakovlev V.N.
MAI, Moscow
In view of the considerable enhancement of small satellite, development of highly
efficient low
power electric propulsion systems (EPS) that would be capable to secure
long
term operation of small satellites with the mini
mum deviation from the specified
258 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; В докладе приведены результаты эксперимента для высокочастотного
ионного двигателя малой мощности. Результаты эк
сперимента сравнены с
теоретическим расчетом.
Список использованных источников:
1.
Dukhopel
nikov
Vorob
Ivakhnenko
259 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;к стандартным атмосферным условиям
100 кгOс; приведённая частота
вращения ротора
5000 обOмин; коэффициент полезного действия компрессора
0,9036.
Уменьшение размеров компрессора осуществлялось за счёт
пропорциональ
ного масштабирования его осевых и диаметральных размеров.
При масштабировании в соответствие с изменением радиусов ступеней и
характерных площадей определялись такие расходы воздуха и частоты
вращенияL при которых положение расчётной точки на напорной хара
ктеристике
компрессора оставалось бы неизменнымL то есть сохранялось постоянство
треугольников скоростей в исходном и каждом из рассчитываемых вариантов.
Каждый из вариантов геометрии компрессора рассчитывался в программном
комплексе АСТРА. Затем каждый из
рассчитанных вариантов вторично
пересчитывался с учётом оптимизации геометрических параметров лопаточных
венцов всех ступеней для получения большего значения коэффициента
полезного действия. Также в расчётах учитывалось влияние изменения числа
Рейнольдса
при масштабировании компрессора.
Исходя из полученных результатовL проводилось сравнение параметров
компрессоров различных размеров и параметров их ступеней в отдельности.
ТакL при уменьшении размеров компрессора в 10 раз коэффициент полезного
действия при
незначительном изменении степени повышения давления от
исходнойL равной 1L976 для первичного и RL065 для оптимизированного
вариантаL уменьшилсяL соответственноL на 10E и 7E. При дальнейшем
уменьшении габаритов компрессора коэффициент полезного действия бу
дет
снижаться ещё значительней.
Analysis of influence of reducing gas turbine engine’s size according to 1D
modeling of work process
Bobrik A.A.
Tkachenko A.Y.
Samara University, Samara
The aim of this article is
to analyze influence of decreasing size of gas turbine
260 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;efficienc
y in 10% and 7% for non
optimized (pressure ratio
1,976) and optimized
variants (pressure ratio
2,065). With a further decrease of the size of the compressor
efficiency will decline more significant.
Исследование и анализ системы подвода охлаждающего воздуха к
рабочим лопаткам высокотемпературных ТВД
Богданович В.И.
L Нестеренко В.Г.
МАИL г. Москва
Рассмотрено два типа систем подвода охлаждающего воздуха к
рабочим
лопаткам ТВД. В первом типе
охлаждающий воздухL отбираемый от
компрессораL предварительно охлаждается в ВВТ и направляется через заднюю
полость охлаждаемого соплового аппарата первой ступени ТВД к аппарату
закруткиL который может быть установлен
L как вверхуL так и внизу диска на
входе в рабочее колесо ТВД. В этом случае температура воздуха на выходе из
ВВТ может быть уменьшена примерно на 100…150 градусовL что весьма
существенно для эффективности охлажденияL как самого дискаL так и рабочей
лопатк
и ТВД. Примером такой схемы являются отечественные ТРДДФ АЛ
31,
ТРДД ПД
1T и др.
Во второй системе (
EJ
200,
XX и др.) воздух отбирается из воздушной
полости под жаровой трубойL где ВВТ не может устанавливаться по габаритным
причинам. В обеих схемах может
устанавливаться система отсечки
охлаждающего воздуха на крейсерском режиме работы ВРД.
Аппарат закрутки располагают как вверхуL так и внизу диска ротора ТВД. В
обоих вариантах проектирования необходимо обеспечить минимальные утечки
охлаждающего воздуха из
тракта его подвода к охлаждаемым лопаткам ротора.
Поэтому при верхнем расположении аппарата закрутки требуется использовать
более эффективную систему уплотненийL чем при его нижнем расположении.
Может быть использована схема подвода охлаждающего воздуха п
од
вращающийся дефлектор без закручивающей решетки. Однако при подводе
охлаждающего воздуха в каналы охлаждения диска ротораL а так же вследствие
подъема на больший радиус его температура существенно возрастает. Эта схема
использовалась в системах охлажден
ия двигателей третьего и четвертого
поколенийL напримерL в ТВД
TPE
331
Закручивающее устройство часто выполняют в виде цилиндрических каналовL
расположенных под углом к окружному направлению оси двигателяL
определяемым соотношением окружной скорости дис
каL на соответствующем
радиусеL и осевой скорости потокаL величина которого зависит от расхода
охлаждающего воздуха. В перспективных ВРД она должна быть увеличена до
5…5L5E от расхода воздуха через КВД. Более целесообразно закручивающее
устройство выполнят
ь из профилированных лопатокL что существенно снижает
потери давления воздуха и неравномерность потока на входе каналы
охлаждения диска РК ТВД.
В результате проведенных исследований разработаны рекомендации по
проектированию рациональной схемы и конструкци
и элементов системы
подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам ТВДL аппарата закрутки и
системы лабиринтных уплотнений требуемой эффективности.
261 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Research and analysis of the system for supplying cooling air to working
blades of high
temperature HPT
Bog
danovich
V.I.
, Nesterenko V.G.
MAI, Moscow
We considered two types of systems for supplying cooling air to the rotor blades of
the HPT. In the first type
the cooling air taken from the compressor, pre
coole
d in
AME and is directed through the rear cavity of the cooled nozzle of the first stage of
turboprop to twister, which can be installed at both the top and bottom of the drive at
the entrance to the impeller of the turboprop. In this case, the air tempera
ture at the
outlet of the AME can be reduced by approximately 100...150 degrees, which is very
essential for effective cooling of both the disk and the rotor blade HPT. An example of
such a scheme are domestic engines AL
31, PD
262 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Проведены испытания жиклеров при двух разных температурах масла
и X0
С и давлениях на входе в жиклер
S и
5 кгсOсм
. Использовалось
трансформаторное масло селективной очистки.
У всех вариантов жиклеров наблюдали распыление масляной струи. При
давлении масла S кгсOсм
на входе в жиклер и температуре масла R0
С у двух из
трех жиклеров наблюдался нераспылённый у
часток струи на выходе из жиклера.
При повышении давления масла до 5 кгсOсм
на входе в жиклер и температуры
масла до X0
С наблюдалось значительное сокращение длины нераспылённого
участка струиL вплоть до полного исчезновения. Наибольшее влияние на
сокращ
ение длины нераспылённого участка струи оказала температура масла.
Изменение давления масла на входе в жиклер видимого изменения на характер
истечения не оказало.
Для сопоставления полученных экспериментальных данных проведено
численное моделирование тече
ния масла в каналах жиклеров в пакете Ansys
FXL при этом были выявлены следующие особенности. Расчет показал наличие
области с пониженным давлением на входе в выходной канал жиклераL
расположенный под углом к основномуL что приводит к кавитации масла в
налах. Также выявлена деформация струи в выходных каналах жиклеров.
Расчет показал общее сходство с экспериментальными данными.
В результате проведенного исследования выявленоL что при истечении
моторных масел их жиклера значительное влияние на характер ис
течения имеет
температураL т.к. при изменении температуры испытуемого масла с R0
С до
С вязкость меняется в 7 раз. Изменение давления масла на входе в жиклер в
небольших пределах видимого влияния на характер истечения не оказывает.
Поворот выходного к
анала жиклера вызывает появление кавитации иL
следовательноL значительному распылению струи на выходе из жиклера.
263 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;In result, the investigation showed that temperature has significant impact on the
264 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;compression ratio, increasing gas temperature and decreasing mechanical loss. After
analyzing these variants, dual
stage compressor was considered as most perspective.
Since with an acceptable increasing of constructive complication it provide the highes
265 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;раскрутки БНА окислителя жидким компонентомL поступающим
непосредственно с выхода из насоса окислителя. Проведено исследование
влияния величины площади дополнительной секции соплового аппараты
турбины БНА и инерционных потерь давления по магистрали подачи жи
дкого
рабочего тела на эффективность укоренного разгона ротора БНА при запуске
двигателя.
The boost pump rotor of liquid rocket engine accelerated unwinding when
engine start
Belayev E.N.
, Vorobyev A.G.
MAI, Mosco
In this article there is the assessment of possibility and effectiveness of accelerated
unwinding of the rotor booster pump of liquid rocket engine when engine start. A
method for reducing the error of rate in the unwinding of the booster pump and
turbop
ump units is based on the organization in the process of starting the engine with
supplying additional working liquid to the turbine of boost directly from the output of
the pump the oxidizer.
There is a rocket engine, working on the components of the liqu
id oxygen
kerosene, made according to the scheme of oxidizer generator gas with afterburning.
266 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;них следует ряд схем с разнооб
разными особенностями подачи компонентов.
Безгенераторные схемы особенно результативны при использовании
криогенных компонентов топлива (кислородL водородL метан и т.д
Данные двигатели в настоящее время являются перспективными и имеют ряд
достоинств:
сокая экономичностьL которая обусловлена использованием
предкамерных турбин и отсутствием потерь на завесное охлаждение благодаря
применению только регенаративного охлаждения. В чистом виде
это схема с
дожиганием тела турбин в камере сгорания;
высокая на
дежностьL благодаря отсутствию ГГ и использованию в
качестве рабочего тела турбин газообразного горючего и низкой температурой
рабочего тела турбины.
Недостатками безгенераторной схемы ЖРД являются:
невысокий уровень предельных давлений в камере сгоранияL
особенно
для двигателей больших тяг;
возможность применения только для криогенного горючего.
Таким образомL безгенераторный ЖРД дает возможность увеличить
надежность и обеспечить высокую экономичность.
В данной работе рассматриваются достоинства и недостат
ки закрытой
безгенераторной схемы с дополнительным подводом горючего через отдельный
насос в смесительную головку камеры сгорания и последующим
использованием его в качестве рабочего тела для привода насосов О и Г (см.
рисунок). Рассмотрены достоинства и н
едостатки приведенной схемы.
Разработана программа по увязке энергетических параметров ЖРД
безгенераторной схемыL результаты которых приведены на таблице ниже. В
данной безгенераторной схеме часть горючего подается с меньшим давлением
через первую ступень
основного насосаL а остальная часть с большим давлением
направляется через регулирующий клапан в рубашку охлажденияL где горючее
газифицируется и служит рабочим телом для привода турбин.
Liquid rocket engine working by expanded cycle with an additional se
cond
fuel circuit
Belyakov V.A.
Wasilewski D.O.
, Vorobiev A.G.
MAI, Moscow
267 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• High reliability due to the absence o
f GH and used as a working medium gas
turbine fuel and the low temperature of the working body of the turbine.
Disadvantages of expanded cycle of LRE are:
The low level limit pressure in the combustion chamber, especially for large
engines rods;
Possibilit
y to use only the cryogenic fuel.
Thus, an expanded cycle of LRE provides an opportunity to increase reliability and
ensure high efficiency.
This paper discusses the advantages and disadvantages of expanded circuits with an
additional supply of fuel throug
h a separate pump into the mixing head of the
combustion chamber and then use it as a working body to drive the pumps O and G (on
the picture). The advantages and disadvantages are shown in the picture. A program
268 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;поверхностей стенки камеры. ПоказаноL что в импульсных режимах работы между
импульсами присутствует большой температурный градиент на внутренней
поверхн
ости стенки камеры.
Calculation of thermal state of chamber of liquid rocket engine of small thrust
with high operation pressure working in steady state impulse mode
Vorobyeva S.S.
, Vorobiev
.G.
MAI, Moscow
269 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;На заводе ПАО «КУЗНЕЦОВ» была разработана методика ан
алитического
расчета подшипника скольженияL которая успешно подтвердилась испытаниями
в составе опор промежуточных шестерён редуктора. В результате выявлены
следующие преимущества использования такого типа подшипника:
обеспечение достаточно продолжительног
о ресурса;
меньшие габариты и масса опор и редуктора с подшипником
скольжения;
меньшая акустическая эмиссия в подшипнике скольжения;
большая демпфирующая способность при циклических и ударных
наг
рузках в подшипниках скольжения.
Для более глубокого изучени
я процессовL происходящих в ходе работы
подшипникаL была построена конечно
элементная модель подшипника. Расчеты
производились в программном комплексе «A
NSYS
» с учетом вращенияL
нагрузкиL эксцентричности зазоровL зон кавитации и турбулентностиL а также
зад
анием других параметровL определяющих работу подшипника. В качестве
граничных условий были заданы расход на входеL а также параметры рабочего
тела подшипника.
Таким образомL была получена эпюра распределения давленийL появилась
возможность узнать значения
параметров потока в различных точках
подшипника и посмотреть линии тока рабочего тела. Полученные в результате
моделирования параметры сравнивались со значениями проведённых ранее
экспериментов и аналитических расчётов. Разработанная математическая
модель
позволяетL изменяя входные параметры в модели подшипникаL с
достаточной точностью прогнозировать его поведение на различных режимах
работыL а также оптимизировать работу подшипникаL внося конструктивные
изменения.
Computer modeling of work of a sliding b
earing of intermediate support of a
reducer
Dmitriev S.Y.
, Merbaum V.G.
, Komarov O.A.
, Dautov D.R.
Samara University, Samara
Due to the complexity providing the required r
esource of rolling bearings in a
reducer of modern aircraft engine it is advisable to move to the use of hydrodynamic
plain bearings, which have a number of advantages.
At factory
Kuznetsov
270 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;As the boundary
conditions were set flow rate at the inlet
opportunity to identify values of the flow parameters at different points of bearing and
to see the wor
king fluid line. The simulated parameters were compared with
previously obtained by physical experiments, and analytical calculations. The
developed mathematical model allows changing the input parameters in the bearing
model with sufficient accuracy to pr
edict its behavior in the different operating
conditions, as well as to optimize the operation of bearing, making design changes.
Термо
прочностной анализ контактных зон энергоустановок
Ежов А.Д.
L Меснянкин С.Ю.
L Быков Л.В.
МАИL г. Москва
Соединения деталей являются неизбежными конструктивными исполнениями
элементов конструк
ций. Многие аварии и неполадки в работе машин
обусловлены неудовлетворительным качеством соединенийL а так же не учетов
влияния
шероховатости поверхности на механические и тепловые свойства
контактаL особенно при работе на высоких температурах.
Шероховатос
ть поверхности в контактном теплообмене в большинстве
случаев рассматривается как контактирование определенного количества сфер с
точками или пятнами контакта определённого радиуса. Такая модель
контактирования двух поверхностей получила достаточно широкое
распространениеL но она носит эмпирический характер и имеет определенную
погрешность.
Избежать подобного рода недостатка позволяет применение инструментов
междисциплинарных программных комплексов компьютерного инженерного
анализа (AE
инструментов). На с
овременном этапе проектирования изделий
новой техникиL сопровождающемся бурным развитием программных
комплексов AE
анализаL появилась возможностьL не прибегая к большим
затратам времени и средствL рассчитать параметры контактного теплообмена и
при необход
имости скорректировать конструкцию изделия для обеспечения его
продолжительной работоспособности.
В свою очередьL решение задачи построения трехмерной геометрии
контактирующей шероховатой поверхности может быть выполнено по даннымL
полученным из профилогра
ммы поверхностиL что в дальнейшем позволит
достоверно определить контактное термическое сопротивление (КТС) между
соприкасающимися поверхностямиL которое
ввиду дискретного типа
соприкосновения микровыступовL играет существенную роль в распределения
тепловы
х потоков и температурного поля конструкции.
Большинство известных зависимостей по определению КТС можно
использовать только для условий контактированияL для которых они были
получены. В противном случае это приведет к сильно различающимся
значениям темпер
атур в зоне контакта иL как следствиеL самого значения КТС.
Предлагаемая методика позволяет максимально точно перевести параметры
шероховатой поверхности в трехмерный видL пригодный для расчетаL что в свою
очередь ведет к высокоточному определению контакт
ных пятен и фактических
площадейL а так же межконтактного объема и позволяет проводить анализ
КТС с
любым наполнителем в пределах одной расчётной модели.
271 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Thermo
strength analysis of the contact zones of power plants
Ezhov A.D.
, Mesnyanki
n S.J.
, Bykov L.V.
MAI, Moscow
The compounds are inevitable parts design of the structural elements. Many
accidents and malfunctions ma
tire caused poor quality connections, as well as not
taking into account infl
uence of surface roughness on the mechanical and thermal
properties of contact, especially when working at high temperatures.
The surface roughness in the contact heat transfer in most cases regarded as
contacting a certain number of fields with points or
contact spots a certain radius.
Such a model of two contacting surfaces is widely spread, but it is an empirical
question, and has a certain error.
To avoid this kind of lack of tools allows the use of multi
disciplinary program
complexes of computer engin
eering analysis (CAE
tools). At present, the product
design of new equipment, accompanied by the rapid development of software systems
CAE
analysis, it is possible, without resorting to time
consuming and means to
rface
that will further allow to reliably determine the contact thermal resistance (CCC)
272 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В случае двух встречных газ
овых струйL разработана методикаL позволяющая
найти место распадаL которое определяет расстояниеL на котором между струями
возникают малые взаимодействия и точка фокуса размыта. С помощью
газодинамических формул построена зависимость диаметра входного отве
рстия
к расстоянию до «распада струи». При выборе меньшей длины
наблюдается
картинаL схожая по внешнему виду с ударом одиночной струйки газа о плоскую
стенку.
Больший интерес представляет взаимодействие струйL расположенных под
углом друг к другу. Изменен
ие угла приводит к смещению фокуса. Статическое
давление потока смещается. Расчеты показалиL что максимальное давление в
фокусе соответствует углам 55 и 60L что объясняется расширением струй в
пространстве.
Получена формула для определения угла расширения
газовой струи в
пространстве с низким давлением. Определены зависимости диаметра трубки
входа на энергоэффективость струи. Рассмотрено распределение давления при
различном наклоне струйL выявлена зависимость для нахождения оптимального
угла наклонаL что оп
ределяет максимальное давление в фокусе.
The interaction of the jets colliding in a partially closed volume
Abashev V.M.
, Jivotov N.P.
, Eremkin I.V.
, Kiktev S.I.
, Shirokov I
.N.
Tarasenko O.V.
, Homovsky Y.N.
MAI, Moscow
273 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Земляная В.А.
L Викулин А.В.
МАИL г. Москва
ной из главных тенденций развития авиационных газотурбинных
двигателей является дальнейшее значительное повышение температуры газа
перед турбиной до R000
2200
К. Такой уровень температур требует разработки
не только систем охлаждения лопаток высокотемперат
урных турбин высокого
давленияL но и эффективно охлаждаемых лопаток турбин низкого давления.
Повышение уровня теплообмена в сопловых и рабочих лопаток таких турбин
связано со значительным усложнением конструкции их внутренней полости.
Целью данной работы я
вляется разработка конструктивного исполнения
внутреннего тракта сопловых лопаток турбины низкого давления (ТНД) и
доводка их по тепловому состоянию.
Коллективом сотрудников кафедры «Технология проектирования и
производства двигателей летательных аппаратов
» была разработана поэтапная
технология доводки по тепловому состоянию и технологичности охлаждаемых
лопаток высокотемпературных газовых турбин.
На начальной стадии создания проекта базовой конструкции лопаткиL когда
заданы параметры ее эксплуатацииL на ос
новании анализа банка
экспериментальных данных и известных эмпирических зависимостей
выбирается наиболее оптимальная система интенсификации теплообмена.
Создается первоначальный вариант конструктивного исполнения охлаждающего
тракта базовой лопаткиL которы
й представляется в виде упрощенных по
конфигурации и материалу модулей (модульная доводка).
Далее на этапе отработки базового варианта конструкции лопатки при ее
мелкосерийном производстве (разработаны и изготовлены керамические
стержниL формирующие тракт
охлажденияL и технологическая оснастка для
процесса литья по выплавляемым моделям) целесообразно использовать
технологию имплантации. Для окончательной доводки лопатки газовой турбины
по тепловому состоянию и технологичности в процессе серийного производст
ва
используется технология доработки керамических стержнейL формирующих
тракт охлаждения модификаций лопатки.
Данная технология была апробирована при совершенствовании конструкции
сопловой лопатки ТНД двухконтурного турбореактивного двигателя АЛ
S1ФП.
С уч
етом проведенных тепловых и гидравлических испытаний установленоL что
в области выходной кромки лопатки целесообразно разместить «широкую»
вихревую матрицу и три ряда перемычек. Это позволило повысить уровень
интенсификации теплообмена на 15
T0E по сравнен
ию с базовым вариантом
лопатки. Кроме тогоL предложена другая конструкция системы охлаждения
сопловых лопаток ТНДL представляющая собой комбинацию трехсекционной
вихревой матрицы и двух рядов наклонных прерывистых перемычек и
позволяющая на участке матрицы
еще более повысить уровень интенсификации
теплообмена.
Development of technology of thermal designing and diagnostics of vanes of
the low pressure turbine of GTD
Zemlyanaya V.A.
, Vikulin A.V.
MAI, Moscow
274 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;One o
f the main trends in the development of aircraft gas turbine engines is a
further significant increase of the turbine entry temperature up to 2000
2200
K. This
temperature level requires the development of not only cooling systems of blades of
the high
tem
perature high pressure turbines, but also effectively cooled blades of the
low pressure turbines. Increasing the level of heat exchange in vanes and blades of
these turbines is connected with considerable complication of the structure of their
internal cav
ity. The purpose of this work is the development of constructive execution
of the internal channels of the vanes of the low pressure turbine (LPT) and their
debugging on thermal condition.
Staff of the department
Technology of designing and production of
aircraft
engines
developed the stepwise debugging technology on thermal condition and
technological effectiveness for the cooled blades of the high
temperature gas turbines.
At the beginning stage of creating the project of a basic construction design of
the
275 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;объектаL геометрия турбомашины при этом задаётся по результатам
двухмерного проектирования.
На втором этапе строится дискретная модель (вычислительная сеть).
На третьем этапе задаются граничные условияL выбирается
модель
турбулентности и непосредственно проводится расчёт.
На последнем этапе проводится визуализация решения и анализ результатов в
постпроцессоре.
В ходе исследования были сформированы полные трёхмерные модели
трактов КНД и произведены расчёты на деталь
ной сети в рамках прямой
стационарной задачи с жёстко заданной геометрией проточной части. Получены
расчётные значения интегральных параметров КНД. Построены расчётные
характеристики КНД и сравнены с экспериментальными. В ходе сравнения было
замечено допус
тимое расхождение расчётных и экспериментальных значенийL
вызванное совокупностью нескольких причин: во
первыхL неточность
определения экспериментальных рабочих параметровL во
вторыхL неточность
расчётной схемы.
Уточнение расчёта за счёт включения дополни
тельных элементов
планируется в дальнейших исследованиях.
Проведенные расчётные исследования позволили разработать ряд
рекомендаций по формированию сетки конечно
элементной моделиL выбору
модели турбулентности и назначению граничных условий.
Полученные рез
ультаты свидетельствуют о возможности использования
подобного подхода для дальнейших исследований. ОднакоL для достижения
более точных результатов необходимо дальнейшее детальное изучение
некоторых вопросовL связанных с качеством сетиL влиянием моделей
тур
булентности на характер протекания воздуха в межлопаточных венцах КНДL
формированием сложных геометрических элементов.
The strategy of numerical models of the working fluid flow in the flow of the
compressor using specialized calculation software
Ivanova
S.S.
Samara University, Samara
In the studies were carried out on the formation of computational models of low
pressure compressor on the example compressors of engines «NK» collection by using
numerical methods, implemented on a compu
ter.
Computational fluid dynamic in the axial compressor is carried out in several
276 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;characteristics of compressors and compared with experimental. Through comparison,
it is seen allowable discrepancy calculated and experimental values
caused by
277 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;двигателя T00Н позволили провести верификацию расчетных моделей
двигателя. На основании проведенной верификации в
настоящее время
разрабатывается программное обеспечение по расчету основных параметров
двигателей с тягой до 1000Н.
278 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;комплекса требований по концентрации воды в воздухеL спектру распределения
капель по размерамL значению с
реднемедианного диаметра капельL расходным
характеристикам генераторов макродисперсного капельного потока и условиям
взаимодействия облака капель с потоком воздуха.
На сегодняшний день в России нет установок для имитации атмосферного
дождяL в то время как
сертификационные требования утверждены. Серийное
производство авиационного двигателя российской разработки невозможно без
решения отмеченной проблемы сертификации.
Выполнен
обзорный анализ проблем организации макродисперсного распыла
со значением среднего
медианного диаметра RL66 мм и выбор принципиальной
схемы установки для имитации дождя. Разработана методика расчета
термогазодинамическихL конструктивныхL гидравлических
и расходных
характеристик генератора макродисперсного капельного потока для требуемых
режимов заброса воды в двигатель; выполнена эмпирическая проработка
генератора. Проведены расчетные исследования
параметров рабочего процесса
и выбор оптимальных режимов работы установки с целью повышения
интегральных параметров эффективности.
ыполнена пр
оработка принципиальной схемы коллекторного модуля
установки для имитации дождя. Спроектированный модуль состоит из двух
независимых коллекторовL имеющих форму многоугольных кольцевых
магистралей и содержащих в себе по 15 генераторов макродисперсного
капел
ьного потокаL что обеспечивает возможность имитации дождя на режимах
«малый газ» и «взлет» с условием одновременного обеспечения концентрации
воды в воздухе R0 гOм
и значения среднего медианного диаметра капель RL66 мм
[1]L а также работу на переходных ре
жимах с условием поддержания
концентрации воды в воздухе R0 гOм
за счет изменения расхода воды в каждый
из коллекторов согласно функции расхода и функции перепада давления от
времени.
Список литературы:
Авиационные правила. Часть SS. Нормы летной годности
двигателей
воздушных судов [Текст].
е изд.L
доп.
М.:
АВИАИЗДАТ
, 2012.
X6 с.
Development and research of the device of atmospheric precipitation
simulation for certification tests of aircraft engines
Kalinina,K.L.
, Gur
yanov, A.
RSATU, Rybinsk
One of the main problems at the stage of debugging complex aircraft engine is its
test flight in the conditions, in particular, simulation processes icing, checking to hit
birds in the inlet guide vanes, hail simul
ation, atmospheric rain.
Organization of the
past conditions, due to their substantial unsteadiness, requires the provision of a set of
requirements for the concentration of water in the air, drops range in size distribution,
the average value of the media
279 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Completed overview of the problems of organization macro
dispersed spray with a
value of the average media
n diameter of 2.66 mm and a selection of the principal
setting circuit to simulate rain.
The method of calculation thermos gas dynamic,
structural, hydraulic and flow characteristics of the generator macro
dispersed drip
flow for the required modes throw w
ater into the engine;
performed an empirical study
of the generator.
Aviation rules. Part 33. Airworthiness standards aircraft engines [Text] Third
edition, enlarged.
M.: AVIAIZDAT, 2012.
86 p.
Разработка физико
математической модели и программного обеспечения
по расчету ионизационной камеры эле
ктроракетного двигателяL
использующего атмосферные газы в качестве рабочего тела
Канев С.В.
МАИL г. Москва
Целью данной работы являлось программного обеспечения для расчета
основных параметров создаваемого в МАИ электроракетного двигател
я для
низкоорбитальных (1X0
RT0 км) космических аппаратов. Особенностью
двигателя является использование в качестве рабочего тела остаточных
атмосферных газов. В качестве базовой модели для исследований выбрана схема
высокочастотного (ВЧ) ионного двигателя
Первым этапом разработки являлось создание физико
математической
модели плазмы ионизационной камеры двигателя. При этом рабочее тело
считалось как смесь азота и кислородаL каждый из которых представлен как
молекулярнойL так и в атомарной форме. Каждый из
этих газов в ходе ионизации
частично превращался в однозарядные ионы. Также рассматривались свободные
электроны. Таким образомL рассматриваемая модель учитывает 9 различных
типов частиц и их взаимодействие. В рамках данной модели в объеме камеры
учитывают
ся:
диссоциация нейтральных частиц;
ионизация нейтральных частиц;
накачка энергии в плазму ВЧ электромагнитным полем индуктора.
На поверхности камеры рассматривается процесс рекомбинации ионов.
Кроме тогоL в физико
математическую модель в качестве граничн
ых условий
включены ранее существовавшие упрощенные модели устройства забора
атмосферных газов и ускорительной системы.
280 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Вторым этапом разработки являлась создание программного обеспеченияL
реализующего предложенную модель. Созданное ПО учитывает:
геометрию
ионизационной камеры и индуктора;
концентрации газов в атмосфере;
ток индуктора;
основные параметры устройства забора атмосферных газов и ускорительной
системы.
Результатом выполненной работы является программное обеспечениеL
позволяющее рассчитатьL как о
сновные интегральные характеристики
разрабатываемого двигателя (мощностьL тягу)L так и локальные распределения
концентраций различных частиц и температуры электронов. Приводятся данные
тестовых расчетов и их сравнение с экспериментальными результатами.
Раб
ота выполнена в рамках реализации Федеральной целевой программы
«Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития научно
технологического комплекса России на R01T
R0R0 годы» (Соглашение №
14.577.21.0101).
Physical and mathematical model and
the software for calculating the
ionization chamber of electric propulsion thruster with atmospheric gases as a
propellant
Kanev S.V.
MAI, Moscow
The aim of the work is as follows: to generate the software for calculating
281 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; The results of the work are the software that ma
kes it possible to calculate
both the main integral parameters of the developed thruster (power, thrust), the local
distributions of concentration for different particles and the electrons temperatures.
Test calculations and their comparison with experimen
tal information are presented.
The work is supported by the Russian Federal Program “Investigations and
Development of Russian Scientific Complex for 2014
2020”, project no.
14.577.21.0101
Особенности разработки систем питания и управления стационарными
азменными двигателями для космических аппаратов
Карамов С.В.
АВЭКСL г.
Москва
В двигательных установках современных автоматических космических
аппаратов (АКА) в большинстве случаев используются электроракетные
двигатели на базе стацио
нарных плазменных двигателей (СПД). Двигатели типа
СПД используются в качестве тяговыхL маршевых и корректирующих
двигателей. Одним из самых распространённых плазменных двигателей
является двигатели компании ОКБ «Факел» г. Калининград. Рабочим телом для
игателей класса СПД обычно служит инертный газ ксенон.
Для работы СПД требуется система питания и управления (СПУ)L
представляющая собой аппаратуру высокой сложности и надёжности.
Стандартная лётная наработка для СПУ в составе АКА в настоящее время
состав
ляет 17 и более лет. В перспективных АКА требования к СПУ ещё более
жёсткие.
Основными задачами СПУ является преобразование напряжения питания от
бортовой сети КА в напряжения и токи СПДL обеспечение правильной
циклограммы запуска двигателейL питание моду
лей газораспределенияL
регулирования уровня расхода ксенонаL обработку команд управления от
центральной бортовой вычислительной машиныL снятие и выдачу
телеметрической информации о состоянии параметров СПД и СПУ.
В докладе рассматриваются особенности разра
ботки и изготовления
подобной аппаратуры с высокими эксплуатационными параметрами.
Рассмотрены сложности создания аппаратуры полностью на отечественной
элементной базе и на основе отечественных материалов.
Предложена реализация силовых блоков СПУ на основ
е преобразователей
имеющих резонансную топологию построения и обеспечивающих максимально
возможный КПД. Показана разработка блока цифрового обмена и управления
(БЦОУ) обеспечивающего автономное управление СПД. Рассмотрен интерфейс
взаимодействия с бортовой
вычислительной машиной
АКА посредством
цифрового высокоскоростного резервированного канала
SpaceWire
Освещены вопросы разработки алгоритмов и программного обеспеченияL
выбор и обоснование операционной системы для микропроцессоров БЦОУ.
Предложена гибкая
гибридная модель управления всеми двигателями на АКА
в виде множества СПУ в зависимости от количества одновременно работающих
СПД. Предложена структура в которой одна СПУ способна управлять более чем
одним двигателем с помощью дополнительных коммутаторов
фильтров.
282 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Features of the Development of Power Processing Unit and Stationary Plasma
Thrusters for Spacecraft
Karamov S.V.
JSC “AVECS”, Moscow
In modern automatic propulsion of space vehicles (SV) in most cases used Electric
Propulsio
n on the basis of stationary plasma thrusters (SPT). SPT type Electric
Propulsion are used as traction, propulsion engines and corrective. One of the most
common plasma engines are the engine of the company DB “Fakel” Kaliningrad. The
working body for SPT
class is usually an inert gas xenon engines.
For SPT needs a power processing unit (PPU), which is a high hardware
complexity and reliability. Standard flight operating time for PPU as part of SV is
currently 17 years or more. The long
term requirements fo
r SPU SV even more
stringent.
The main objectives of the PPU is to convert the voltage of the onboard spacecraft
network voltage and SPT currents, to ensure the correct sequence diagram engine
start, power timing modules, control xenon consumption level c
ontrol processing
commands from the central on
283 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;оснащения ЛА дифференциальным сопловым управляющим блоком (СУБ)L
который позволяет регулировать направление и величину силы тяги
пропорционально отклонению це
нтрального тела.
Основной сложностью при реализации указанного СУБ являются задачи
синтеза следящего привода и определение конструктивной формы выхлопного
сопла и запирающих частей центрального тела.
РД с дифференциальным СУБ конструктивно состоит из кам
еры сгоранияL
двух сопелL имеющих оппозитное расположениеL и единого центрального тела
для регулирования критического сечения обоих сопел. За точность
позиционирования центрального тела отвечает следящий электропривод. При
этом перемещаемое электроприводом
центральное тело в выбранном
направлении обеспечивает BзакрытиеB одного сопла и пропорциональное
«открытие» второгоL чем достигается регулирование направления и величины
силы тягиL а так же обеспечивается постоянство массового расхода рабочего газа
через
сопла за счёт неизменности суммарной площади критических сечений.
Предметом исследования является высокоточный следящий электропривод
позиционирования центрального телаL а так же влияние точности следящего
привода на точность СОС МКА в целом.
По результата
м расчетов выбраны тип исполнительного моментного
электродвигателяL тип и конструктивные характеристики
ШВП.
Разработана методика расчёта основных параметров следящего приводаL
определена форма выхлопного сопла и центрального телаL обеспечивающая при
перем
ещении постоянство суммарной площади критических сечений.
Так же разработана математическая модель указанного следящего
электромеханического привода в составе дифференциального СУБ ракетного
двигателя для проверки выполнения требований ТЗ по точности.
Ele
ctrical drive regulating thrust of the differential solid
propellant rocket
engine for highly dynamic aircrafts
Konovalov A.V.
, Molokin A.V.
MAI, Moscow
High
precision Stabilization and angular Orientation of
the aircraft in the
terminal phase of flight is one of most main questions in the design of modern highly
dynamic Aircrafts, which is designed to intercept extra
atmospheric objects such as
space debris.
Traditionally, in the systems of orientation and st
abilization (SOS) of the
aircraft for creating control pulses use solid rocket engines without regulating of
thrust. This imposes some limitations on the accuracy of SOS in general. A significant
increase in the accuracy of SOS can be achieved by equipping
the aircraft control
block with differential nozzles, which allows to adjust the direction and magnitude of
the thrust force proportional to the deviation of the Central body.
The main difficulty in the implementation of the specified block is the
proble
m of synthesis of the servo drive and determination of the structural shape of the
exhaust nozzle and the locking parts of the Central body.
A rocket engine with a differential nozzle block consists of a combustion
chamber, two nozzles having opposite loc
ation, and a single Central body for
regulation the throat area of both nozzles. Moving Central body in one direction
284 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;closes” one nozzle and “opens” the second one. It allows to adjust the direction and
magnitude of the thrust force and ensures a constant
mass flow of propellant gas. In
this case the total area of the critical cross
section is maintained constant.
The subject of research is servo drive of high
precision positioning of the
Central body and the influence of the accuracy of the servo actuator
on the accuracy of
SOS aircraft generally.
The results of the calculations are the Executive type torque motor and
structural characteristics of ball screw drives.
There was developed method of calculation of the main parameters of the
servo drive, was
determined the shape of the exhaust nozzles and the Central body that
provides the constancy of the total area of the critical cross
sections while moving.
In addition, there was developed a mathematical model of the specified
servo actuator in the compos
ition of the differential block of rocket engine for
verification of the accuracy requirements.
Анализ достигнутых характеристик Систем электропитания платформ
«Экспресс
1000Н» и «Экспресс
2000»
Крючков П.А.
L Карплюк Д.С.
ИССL г. Железногорск
Анализ последних 15 лет развития мирового рынка производства КА свя
зи и
телекоммуникации показалL что
овременные КА имеют следующие особенности:
большая мощность полезной нагрузки (ПН) (до 1S кВт)L жесткие ограничения по
массе КА. ОчевидноL что новые КА потребуют большей энерговооруженности при
меньшей массе оборудования
. Одним из факторов выполнения этих требованийL
является разработка и применение нового поколения СЭП.
В связи с этим актуальной является задача анализа достигнутых характеристик
СЭП КА производства АО
«ИСС»L а также оценка перспектив развития СЭП в
следу
ющие 5
7 лет.
Ранее в СЭП КА применялись: БС на основе кремниевых фотопреобразователей
(ФП) с КПД ≈1T EL АБ на основе аккумуляторов никель
водородной
электрохимической группы с плотностью энергии ≈T6
Вт×чOкг. Существенное
увеличение удельных характеристик
СЭП современных КА достигнуты за счет
применения: ФП на основе арсенид
галлия с КПД ≈R9EL литий
ионных АБ с
плотностью энергии ≈X0
90 Вт×чOкг. Благодаря этому за 10 лет удельная
мощность СЭП возросла в ≈RL5 разаL что позволило увеличить
энерговооруженность
КА без увеличения его массы.
В настоящее время ведутся работы по дальнейшему улучшению удельных
характеристик элементов СЭП. Повышение удельных характеристик БС
планируется достичь благодаря повышению КПД ФП и снижению их массы. На
сегодняшний день имеют
ся лабораторные образцы ФП с КПД SX
S9E. Дорожные
карты развития ФП в мире показываютL что ФП с указанными характеристиками
будут доступны уже в R0R0 году. Повышение удельных характеристик АБ
достигается за счет разработки нового типа аккумуляторов с плотн
остью энергии
≈R50 Вт×чOкг в совокупности с оптимизации конструкции АБ. Это позволит
получить АБ с плотностью не менее 1S0 Вт×чOкг к R017 году.
Результаты сравнения достигнутых характеристик платформ отечественного
производства позволяют сделать следующие
выводы: СЭП современных
285 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;платформ разработки АО «ИСС» значительно превосходят по своей
эффективности созданные ранее. Совершенствование СЭП в направлении
повышения удельной мощности и увеличения срока эксплуатации стало
возможным благодаря развитию полупров
одниковых технологийL прогрессу в
области электрохимии.
К R0R0 году планируется увеличить удельную мощность СЭП на ≈S0E по
сравнению с существующем уровнем.
Analysis of achieved performances of EXPRESS
1000H and EXPRESS
2000
platforms Electric Power Syste
ms (EPS)
Kruchkov P.A.
, Karpluk D.S.
JSC “Information Satellite Systems” of academic M.F.
286 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• EPS improvement in the direction of
specific power and life
time increase became
possible thanks to semi
conducting technologies development and progress in
electrochemistry field;
It’s planned to increase EPS specific power by 30% till 2020 comparing with the
existing level.
Разработка методов стабилизации и воспламенения топливо
воздушной
смеси в сверхзвуковом потоке
Пиралишвили Ш.А.
L Касаткин М.М.
РГАТУL г. Рыбинск
Цель работы состоит в определении способа надёжного воспламенени
я и
стабилизации горения в сверхзвуковом потоке.
Применение прямоточных воздушно
реактивных двигателей для беспилотных
летательных аппаратов и устройств оборонного назначения обусловлено
возможностью увеличения скорости полета и повышенной маневренностьюL
при
относительной простоте и надежности конструкцииL вследствие малого числа
подвижных элементов.
Создание и эксплуатация сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных
аппаратовL скорость которых достигает значения
5L0…10L0 связана с
трудностями преодолени
я проблемы надёжного воспламенения топливо
воздушной смеси и организации стабильного горения в камере сгорания.
Стабилизация пламени в сверхзвуковой камере сгорания прямоточного
двигателя осуществляется с помощью установки в её проточной части тела плохо
обтекаемой формыL или поперечно вдуваемой к направлению движения основного
потока струи. Это приводит к образованию рециркуляционных зонL
поддерживающих процесс горения и обеспечивающих его стабилизацию.
Альтернативным способом стабилизации процесса горени
я является реализация
пульсационного (вибрационного) режима горения. Пульсации теплофизических
параметров потока (давленияL температурыL скорости) повышают
теплонапряженность зоны горения иL как следствиеL обеспечивают
интенсификацию тепломассообменных про
цессов.
Использование закрученного высокоэнтальпийного реагирующего потока
топливо
воздушной смеси позволяет одновременно организовать сочетание
преимуществ стабилизации радиальным вдувом струи с воспламенением топлива
в сверхзвуковом потоке и обеспечением
пульсационного режима его горения.
В результате постановки численных расчетов и проведения экспериментальных
исследованийL разработана вихревая горелка прямоточного типаL генерирующая
высокоэнтальпийный закрученный поток с сопутствующими акустическими
кол
ебаниями в диапазоне частот от
T0 до 10000
Гц и позволяющая организовать
воспламенение и устойчивое горение в сверхзвуковой камере сгорания.
The development of methods of stabilization and ignition of fuel
air mixture in
a supersonic flow
Piralishvili Sh.A
, Kasatkin M.M.
RSATU, Rybinsk
287 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The purpose of work consists in definition of way of reliable inflaming and
stabilization of combustion in a supersonic stream.
Application of ramjet engines for unmanned aeri
al vehicles and defense equipment
is caused by the purpose to increase the speed of their flight and maneuverability, with
the relative simplicity and reliability of an engine design, owing to small number of
the moving elements.
The development and use of
supersonic and hypersonic aircraft engines with speed
value M = 5,0 … 10,0 is connected with difficulties of overcoming a problem of
reliable inflaming of fuel
air mixture and the organization of stable combustion.
Flame stabilization in the supersonic ra
288 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Расчеты систем сохранения сплошности массы ПТ представляют трудностиL
связанные с разбросами характеристик составовL сложностью их определения и
неоднозначностью протекания процессов в заряде ПТ. Кроме тогоL расчетыL
опирающиеся на апроксима
ционные зависимостиL дают удовлетворительные
результаты только на хорошо исследованные топлива.
Решение поставленной задачи может быть осуществлено на специальном
стенде по исследованию физико
механических свойств пастообразных топливL
который в данный мом
ент спроектирован в МАИ и находится на стадии
изготовления. В состав стенда входят: стапель для исследования реологии и
физико
механических свойствL смеситель для приготовления имитационных
композиционных составов ПТL вискозиметрL определяющий вязкостные
арактеристикиL вибростендL термошкаф с возможностью регулирования
температуры исследуемого ПТL прибор неразрушающего контроляL
электрооборудованиеL система регистрации и изменения параметров
исследуемых процессов и условий работы стендаL емкости для исслед
уемого
материала.
Данный стенд позволяет более качественно и в полном объеме проводить
исследования не только пастообразных топливL но и любых пластичных
материалов и неньютоновских жидкостей.
The experimental facility for study of physical and mechanical
properties of
paste
like fuels
Abashev V.M.
, Eremkin I.V.
, Zhivotov N.P.
, Kiktev S.I.
, Homovsky Y.N.
MAI, Moscow
The paste
like fuels (PF) are the pa
rt of highly viscous, heterogeneous systems that
are preserving the physical and mechanical stability and viscous fluid state storage in
an operating temperature range ±50°. The main condition for PF
289 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The facility includes: a slipway for studying of rheology, physical and mechanical
properties; a mixer for the preparation of the PF imitation of composite structures;
290 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;On the peculiarities of electric field distribution formation and of the ion the
acceleration in thrusters with closed drift of electrons
Kim V.P.
MAI, Moscow
Results of the mechanism and pe
culiarities of electric field formation in the
acceleration zones of plasma accelerators with closed drift of electrons (PACDE) and
of the space propulsion thrusters (the stationary plasma thrusters
SPT and thrusters
with anode layer
TAL) on their base a
re considered in this report. It is shown that
there are different explanations of the acceleration mechanism in the mentioned
accelerators exist leading to some statements confusing experts working with these
devices. It is shown also that in the SPT and
TAL discharges significant influence on
the plasma potential distribution has an electron conductivity of plasma and its
dependence on the magnetic field. For the
lectron dynamics and electron component
of discharge current the Ohm’s law is applicable. So
, one can tell that the
“quasiohmic” mechanism of the longitudinal electric field distribution formation is
realized in the discharge plasma volume. But not only electron component determines
this distribution because in correspondence with the Poisson equ
ation ions play the
definite role that is an electric field distribution depend on ion dynamics too. It is
important also that the conditions for the electric double layer appearance are realized
in the discharge plasma volume because thickness of the acce
lerating layer is typically
small in comparison with the inter electrode gap of the SPT at least. Therefore an
electric field in plasma is created by the excessive charges of ions appearing in the
anode side of the accelerating layer and by the excessive c
harges of electrons at its
291 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Целью данной работы являлось создание системы показателей качества
авиационных воздушно
реактивных двигателейL позволяющей проводить
оценку т
ехнического уровня рассматриваемого объектаL сравнительный анализ
продуктов
аналоговL а также планировать показатели перспективных образцов.
Традиционные подходы для оценки технического уровня различной
продукции трудно применимы для области двигателестрое
нияL поэтому в работе
был проведен анализ состава показателей качества авиационных ВРД и
экспертная оценка весомости этих показателей.
Для анализа технического уровня рассматриваемого объектаL сравнительного
анализа продуктов
аналогов потребовалось создани
е специализированной
информационно
поисковой системыL а также программного обеспеченияL
позволяющих обрабатывать большой объем информации.
Информационно
поисковая система включает в себя электронную базу
авиационных двигателей гражданского и военного назна
ченияL разработанную
на основе отчетовL обзоров маркетинговых исследований и анализа рынка
производстваL статистики импорта и экспортаL отчетов о прогнозе развития
рынка.
Результатом выполненной работы является система показателей качества
авиационных ВРД.
System of indicators of quality aviation propulsion jet engine
Kirillova A.M.
, Odintsova E.I.
MAI, Moscow
Modern aviation propulsion jet engines are difficult technical objects which
creation is impossible wit
hout system approach to assessment of the quality projected
including technical and economic indicators, indicators of technological effectiveness,
standardization, patent purity and others.
Providing high rates of quality of the new engine demands inform
ation on world
level of development of branch, the prospect of improvement of separate details, knots
and units, and also providing the planned quality indicators at each stage of life cycle
of the projected production.
The purpose of this work was creatio
n of the system of indicators of quality of
aviation propulsion jet engines allowing to carry out assessment of technological level
of the considered object, the comparative analysis of products analogs, and also to
plan indicators of perspective samples.
Traditional approaches for assessment of technological level of various production
are difficult applicable for the field of engine
building therefore in work the analysis
of structure of indicators of quality of aviation propulsion jet engines and expert
assessment of ponderability of these indicators was carried out.
The analysis of technological level of the considered object, the comparative
292 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The system of indicators of quality of aviation propulsion jet engines is result of the
performed work.
Распределения температуры и концентрации электронов плазмы в
газоразрядной камере высокочастотного двигателя малой мощности
Кожевников В.В.
L Хартов С.А.
МАИL г. Москва
Процесс разработки современных моделей высок
очастотных ионных
двигателей (ВЧИД) малой мощности включает в себя исследование плазменного
образования в газоразрядной камере (ГРК) двигателя контактными методами.
Задачей настоящего исследования является построение двумерных
распределений температуры эле
ктронов
и концентрации электронов
в ГРК
лабораторного ВЧИД и последующее сравнение полученных данных с данными
экспериментальных исследований параметров плазмыL проведенных учеными из
Гисенского университета (Германия) в X0
х годах прошлого века. Рас
пределения
были получены ими для ртутной плазмы в ВЧИД диаметром 100 мм.
В рамках настоящего исследования представлена методика для определения
температуры электронов
и концентрации электронов
в заданной точке
плазменного образования в ГРК. Для получ
ения этих локальных параметров
применяется измерительный комплексL использующий тройные зонды
ЛенгмюраL вводимые через стенку ГРК. Потенциалы и токи в зондовой системе
фиксируются источником
измерителем
Keytley
RS6 и цифровым осциллографом
Velleman
PCS
500,
после чего записываются программойL созданной в среде
графического программирования
LabVIEW
. Последующая обработка собранных
данных и визуализация двумерных распределений локальных параметров
плазмы осуществляется в программеL написанной на языке
Python
Полученные таким образом распределения плазмы в ГРКL позволяют изучить
конфигурацию скин
слоя
области плазмыL в которой осуществляется процесс
эффективного поглощения энергии плазмой из высокочастотно электрического
поля. При этом глубину проникновения э
лектромагнитной волны в плазму
определяет толщина скин
слоя δL она уменьшается при увеличении
концентрации электронов плазмы n
. При увеличении концентрации электронов
плазмы n
L в скин
слое растет эффективность поглощения энергии.
Все распределенияL в нас
тоящей работеL были получены в ГРК лабораторного
образца ВЧИД малой мощности с диаметром выходного пучка X0 ммL при этом
ГРК представляет собой полусферу из смеси окиси алюминия и нитрида
кремнияL с отверстиями в стенке для ввода зонда. В качестве рабочего
тела в
лабораторном образце ВЧИД применялся ксенон.
Исследования проводились в рамках реализации федеральной целевой
программы «Исследования и разработки по приоритетным направлениям
развития научно
технологического комплекса России на R01T
R0R0 годы»
глашение № 1T.577.R1.0101 от 16.09.R01T).
Electron temperature and electron density distributions in the discharge
chamber of the low power high
frequency ion thruster
Kozhevnikov V.V.
, Khartov S.A.
MAI, Moscow
293 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The developing cycle of modern low power high
frequency ion thruster contains
the study of the plasma formation in the thruster’s discharge chamber with the use of
contact probe methods.
The subject of our study is to represent two
dimensional distributio
ns of electron
temperature T
and electron number density n
in the discharge chamber of the high
frequency ion thruster laboratory sample. We also compare collected data with the
results of experimental studies carried out by researchers from the Universi
ty of
Giessen (Germany) in the 80
ies of the last century. Giessen’s experiments were
performed in mercury plasma of the high
frequency ion thruster with output beam
urrents
in the measurement circuit were acquired from source
measurement unit Keytley 236
and digital oscilloscope Velleman PCS500 by program created in LabVIEW visual
programming environment. Further processing of the collected data and visualization
of t
dimensional distributions of the local plasma parameters is carried out in the
program written in Python.
The thus obtained plasma distributions allow us to study the configuration of the
skin layer. So called skin layer is the plasma region in which oc
curs the process of
energy absorption from the high frequency electric field. The penetration depth of
frequency ion thruster laboratory sample with output beam diameter 80 mm.
The
discharge chamber was a hemisphere made of aluminium oxide and silicon nitride
mixture with holes in the wall for the probe. This ion thruster works with xenon
working medium.
This work was conducted in the framework of the Federal target program
«Res
earch and development on priority directions of scientific
technological complex
of Russia for 2014
R0R0» (Agρeeµenτ № 1T.577.R1.0101 daτed 09.16.R01T).
Потери КПД в турбине высокого давления с бандажированной рабочей
лопаткой
Комаров О.А.
L Даутов Д.Р.
L Белоусов А.И.
L Дмитриев С.Ю.
Наздрачёв С.В.
СНИУ им С.П. КоролёваL г. Самара
Снижение потерь энергии в бандажированных ступенях турбины д
стигается
следствие уменьшения утечек через радиальный зазор: в осевом направлении
за постановки лабиринтного уплотнения; а в окружном
за счёт практически
полного устранения перетеканий газа с корытца на спинку.
Для вновь создаваемых бандажированных турбин осн
овной пробл
мой
является снижение массы бандажного пояса. Наиболее универсальный способ
его облегчения заключается в применение контурных вырезов с п
реднего и
заднего торцов полок.
294 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Корректная оценка КПД ступени турбиныL включающей лопатки с
облегчёнными б
андажными полкамиL требует уточнения влияния потерь в
радиальном зазоре вследствие наличия перетекания в окружном направлении
через контурные вырезы. Решение такой задачи возможно с применением
методов численного газодинамического моделирования (
CFD
). При
настройках
расчётной модели в качестве программы расчёта использовался пр
граммный
комплекс NUMEA Fine Tuρbo.
Выполнена серия
CFD
расчётов трёх вариантов бандажных полок на примере
турбины высокого давления (ТВД) ГТД НК
S6СТ.
Получены значения пропускной
способности и КПД ступени турбины для
различных степеней расширения газа.
Были созданы несколько расчётных моделей ТВДL которые отлич
лись друг
от друга количеством элементов расчётных сеток и наличием пр
трактовых
полостей. Для проверки сеточной сходимос
ти число ячеек на один лопаточный
венец (ЛВ) увеличивалось в R раза относительно предыдущего уровняL всего
было создано S уровня.
По результатам расчётов были построены характеристики турбины
(
A
Анализ полученных результатов позволяет сделать следующие выв
ды.
Изменение конструкции бандажных полок практически (в пределах
точности расчётов) не влияет на пропускную способность ТВД.
Учёт радиального зазора 0L7 мм
в точке
=RL6S в FD
модели пр
водит
к снижению величины КПД относительно «гладкого» тракта на 0L7 E
для
трёхгребешковой «классической» бандажной полкиL на 0L9 E
для
двухгребешковой «классической» бандажной полки; на R E
для двухгребешковой
обл
егчённой бандажной полки.
Total efficiency losses in high pressure gas turbines with bandage
Komarov O.A.
, Dautov D.R.
, Belousov A.I.
, Dmitriev S.Y.
, Nazdrachev S.V.
SSAU, Samara
Reduced energy loss in the shrouded turbine blades is achieves by the reducing
leakage through the radial gap: in the axial direction of the labyrinth seal formulation;
and circumferentially
by eliminating the gas flow fr
om the trough at the back.
For newly created shrouded turbines primary problem is to reduce the weight of the
shroud belt. The most
general method of reducing weight is grooving contour
cuts at the front and rear ends of the shelves.
Correct evaluation of
the efficiency of the turbine stage, comprising blades with
relief bandage shelves, requires clarification of loss of influence in the radial gap due
to the presence overflow in the circumferential direction through contour cuts. The
solution of this prob
lem possible by using computational fluid dynamics (CFD)
methods designed by NUMECA which focused on innovation in blades computational
fluid dynamics and multiphysics analysis and optimization.
A series of CFD
295 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;According to the results of the calculations dependence of the capacity from
pressure ratio
d dependence of the efficiency from pressure ratio
and characteristics of the turbine was created.
Analysis of the results leads to the following conclusions.
Changing the design of retaining shelves almost (within the accuracy of
culations) does not affect the capacity of turbine.
In the CFD
model accounting radial clearance at 0.7 mm at the point
=2,63
leads to a decrease in the efficiency of the value relative to the "smooth" path to 0.7%
for "classic" three
bar shel
ve; 0,9% for two
bar shelves for "classic" bandage shelves;
2% for «narrowed» two
bar shelve.
Использование методов контекстного проектирования при разработке
типовых конструкций на примере днища рамы
Комиссаров А.А.
L Соколов А.С.
НПО «Сатурн»L г. Рыбинск
В ПАО «НПО «Сатурн» проектирование рам ГТД наземн
ой и морской
тематики осуществляется в электронном виде в САПР
под управлением
Teamcenter
При проектировании рамыL как правилоL используются типовые элементы
конструкцииL а также другие заимствованные элементы. При классическом
подходе проектирования (
«снизу
вверх») конструктор моделирует элементы
типовых конструкций «с нуля». Такой подход:
значительно увеличивает трудоемкость проектирования за счет
повторного моделирования типовых элементов для каждой новой рамы;
обеспечивает обнаружение ошибок только
на самом верхнем уровне при
сборке рамыL что в итоге приводит к возврату на перепроектирование нижних
элементов в обеспечение собираемости.
Для исключения указанных выше недостатков предложен новый подход к
проектированию типовых конструкций рам с использо
ванием методов
контекстного проектирования.
В основе предложенной методики лежит использование шаблона типовой
конструкции элементов рамы. Шаблон разрабатывает специалист в области
САПР совместно с конструкторомL осуществляющим проработку конструкции
рамы.
Шаблон представляет собой электронную модель сборочной единицыL не
имеющую состава и содержащую твердотельное представление элементов
днища рамыL сориентированных друг относительно друга. При использовании
шаблона конструктор определяет параметры элементо
в конструкции и
позиционирует шаблон относительно рамыL используя стандартный функционал
САПР. Это позволяет на данном этапе сократить время проектирования
элементов днища рамы. После согласования конструкцииL элементы
электронной модели шаблона импортирую
тся в соответствующие компонентыL а
шаблон удаляется из состава электронной модели рамы. Для позиционирования
и импорта объектов внутри одной электронной модели сборочной единицы
используется вспомогательный объект «контрольная структура».
Применение метод
ов контекстного проектирования позволило снизить
трудоемкость проектирования днища рамы на X0E и исключить итерации
296 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;корректировки электронных моделей элементов конструкции по результатам
проверки собираемости рамы.
РезультатыL полученные при реализации дан
ной методикиL подтверждены на
примере проектирования рамы ГТД морской тематики.
Application of the contextual design methods for type design development in
the context of the frame bottom
Komissarov A.A.
, Sokolov A.S.
NPO Saturn PJSC, Rybinsk
At NPO Saturn PJSC, frames of gas
turbine engines for ground and marine
application are designed electronically in CAD
system NX used with Teamcenter
Integration.
As a rule, while designing a frame, typical structural elemen
ts and other derived
elements are used. With a classical approach to design (from bottom to top) the
designer simulates elements of the typical constructions from point zero. Such an
approach would:
significantly increase man
hours for design as a result o
f the iterated
simulation of the typical elements for each new frame;
provide error detection only at the uppermost level during the frame assembly,
which eventually results in return back to re
design of the lower elements to ensure
assemblability.
To eli
minate the above
mentioned drawbacks, a new approach to design of the
typical frame constructions using the contextual design methods is proposed.
The proposed approach is based on application of a template of the type design
frame elements. The template i
by designing the frame for the marine gas
turbine engine.
Исследование
характеристик горения смешанного и синтетического
топлива в условиях газодинамического противотока
Кононова В.В.
L Гурьянов А.И.
РГАТУL г. Рыбинск
297 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В ходе работы были проведены исследования особенностей процессов
горения топливных смесейL содержащих продукты каталитической конверсии
метана (синтез
газ) в условиях газодинамического противотока
[1]
Среди
общих проблем устройств
сжигания топлива наиболее главными являются:
достижение высокой полноты сгоранияL широког
о концентрационного
диапазона устойчивого горенияL сокращение выбросов загрязняющих атмосферу
веществ [R].
Результаты исследований горения смешанного топлива (синтез
газ и метан)
показалиL что добавка синтез
газа в диапазоне от 7
E сопровождается
качкообразным расширением концентрационного диапазона устойчивого
горения более чем в T раза в количественном выражении по сравнению с
метаном. В ходе экспериментов было установленоL что перевод устройств
сжигания топлива на синтетический газ сопровождаетс
я двукратным снижением
эмиссии оксидов азота во всем концентрационном диапазоне устойчивого
горенияL относительно горения метана. Объёмная доля целесообразной добавки
синтез
газаL составляющая 15 EL позволяет сократить эмиссию оксидов азота
при горении в у
словиях газодинамического противотока в 1L5 раза относительно
горения метана во всём диапазоне по коэффициенту избытка воздуха. При
добавлении к метану 15
E синтез
газа по объёму в области режимов горения
при коэффициенте избытка воздуха от 1 до RL5 эмисси
я несгоревших
углеводородов снижается в 1LX раза. В случае стехиометрического горенияL при
коэффициенте избытка воздуха равному 1L0RL концентрация несгоревших
углеводородов в продуктах сгорания синтез
газа по сравнению со сжиганием
метанаL уменьшается в TR
раза.
Выполненный комплекс расчетных и экспериментальных исследований
показывает целесообразность сжигания смешанного и синтетического топлива
для расширения концентрационного диапазона устойчивого горения и снижения
эмиссии оксидов азотаL монооксидов угл
ерода и несгоревших углеродовL при
сохранении расхода топлива и тепловой мощности газосжигающих устройств.
Литература:
1.
Бирюк В.
В.L Веретенников С.
В.L Гурьянов А.
И.L Пиралишвили Ш.
А.
Вихревой эффект. Технические приложения. Том R (Часть 1). М.:
Научт
ехлитиздатL R01T. RXX с.
Евдокимов О.
А.L Гурьянов А.
И. Исследование динамики выгорания
топлива в камерах сгорания ГТД и устройствах энергетического назначения OO
Вестник РГАТУ имени П.А. Соловьева.
2013. 4 (27).
. 36
Research of the characteristi
cs of combustion mixed and synthetic fuel in a gas
dynamic countercurrent
Kononova V.V.
, Gur
yanov A.I.
RSATU
, Rybinsk
During work researches of features of processes of combustion of the composite
fuels containi
ng products of catalytic conversion of a methane (syngas) in the
conditions of a gas dynamic countercurrent [1] were conducted. Among common
problems of devices of combustion of fuel the main are: achievement of high
completeness of combustion, wide concen
tration range of steady combustion,
reduction of emissions of the substances [2] polluting the atmosphere.
298 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Results of researches of combustion of the fuel blend (syngas and methane) showed
that synthetic gas additive in the range from 7% to 80% is followed
by saltatory
expansion of concentration range of steady combustion more than by 4 times in the
quantitative expression in comparison with a methane. During the experiments it was
established that conversion of devices of combustion of fuel to syngas is fo
llowed by
double decrease in an emission of nitrogen oxides in all concentration range of steady
combustion, concerning methane combustion. The volume ratio of expedient additive
of syngas making 15% allows to reduce emission of nitrogen oxides at combusti
on in
the conditions of a gas dynamic countercurrent by 1,5 times concerning combustion of
a methane in all range on coefficient of excess of air. At addition to a methane of 15%
of syngas on volume basis in the field of the combustion modes at coefficient
of
excess of air from 1 to 2,5 emissions of the unburnt hydrocarbons decrease by 1,8
times. In case of stoichiometric combustion, at coefficient of excess of air equal 1,02,
concentration of the unburnt hydrocarbons in syngas products of combustion in
com
parison with combustion of methane, decreases by 42 times.
The executed complex of calculated and experimental research shows expediency
of combustion of the mixed fuel and synthetic blend for expansion of concentration
range of steady combustion and decre
ase in an emission of nitrogen oxides,
monoxides of carbon and the unburnt carbons, at preservation of fuel consumption and
a thermal rating of gas
burning devices.
References:
1.
Biryuk V. V., Veretennikov S. V., Gur’yanov A. I., Piralishvili Sh. A. Vorte
effect. Technical applications. Volume 2 (Part 1). M.: Nauchtechlitizdat, 2014. 288.
2.
Evdokimov O. A., Guryanov of A. I. Research of dynamics of
burning out of fuel
in combustors of GTE and devices of energy purpose//Messenger of RSATU of
P. A.
Solovie
v.
2013. 4 (27). 36
42.
Экспериментальное исследование температурных полей в
высокочастотном ионном двигателе малой мощности
Абгарян В.К.
L Ахметжанов Р.В.
L Балашов В.В.
L Богатый А.В.
L Круглов К.И.
Могулкин А.И.
МАИL г. Москва
Были проведены с помощью тепловизора измерения температур внешних
поверхностей в высокочастотном ионном двигателе (ВЧИД) малой мощности.
Измерения проводил
ись
в двигателях ВЧИД
X и ВЧИД
16 при их работе на
различных режимах мощности.
Программное обеспечение тепловизора предполагает косинусоидальное
распределение по углу теплового потокаL идущего с исследуемой поверхности.
Кроме этого данные по степеням
черноты керамикL используемых в качестве
материалов для газоразрядных камер (ГРК) ВЧИД практически не приводятся в
справочных изданиях. Степень черноты материала зависит от таких факторовL
как шероховатость поверхностиL температура и т.п.. Кроме тогоL степ
ень
черноты поверхностей может изменяться в связи с осаждением продуктов
распыления электродов ионно
оптической системы по мере работы двигателяL
особенно при нахождении их в течение длительного времени при повышенной
температуре. Теоретические методы опре
деления степеней черноты материалов
не могут полностью учесть совокупность различных факторов.
299 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Для получения корректных значений температур при измерениях
тепловизором и уточнения степеней черноты материалов внешних поверхностей
ВЧИД были проведены предва
рительные измерения на воздухе как степеней
чернотыL так и параметров индикатрисы теплового излучения поверхностей
материалов. В двигателе вместо плазмы разряда в качестве источника тепла
использовалась галогенная лампа с мощностьюL сопоставимой с мощность
юL
вводимой в плазму ГРК при работе ВЧИД. При помощи тепловизора Fλiρ Σ6T5
проводились измерения температуры внешней поверхности ГРК с нанесенной
сажей меткой с известной степенью черноты.
Измеренные значения степени черноты существенно отличаются от
при
веденных в справочных материалах и (или) заявленных производителем.
Индикатриса теплового излучения в диапазоне температур 100
S00 С оказалась
косинусоидальной с высокой точностью.
Значения температурL рассчитанные численным методом в программном
комплекс
е
ANSYS
с использованием измеренных на воздухе степеней чернотыL
удовлетворительно соответствуют значениям температур внешних поверхностей
ВЧИДL измеренных тепловизоромL при работе ионного двигателя.
Experimental measurements of the temperature field in t
he low
power radio
frequency ion thruster
Abgaryan V.K.
300 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ; Temperatures of the external surfaces of RFIT measured by the infrared
camera are in satisfactory agreement with calculated numerically.
ВЧ источник слабо расходящегося клиновидного ионного пучка ионов
ксенона
Балашов В.В.
L Воробь
ёв Е.В.
L Духопельников Д.В.
L Кудрявцев А.В.
Машеров П.Е.
L Могулкин А.И.
L Обухов В.А.
L Свотина В.В.
L Черкасова М.В.
МАИL
МГТУ им. БауманаL г. Москва
Доклад посвящён решению задачи очистки околоземного космического
пространства (ОКП) от объектов космического мусора (ОКМ) путем
воздействия на них ионным пучкомL инжектируемы
м с борта космического (так
называемого «сервисного») космического аппарата (СКА) [1L R]. Расстояние
между СКА и ОКМ в процессе транспортировки ОКМ на орбиту захоронения
должно превышать размеры обоих тел иL по оценкеL может составлять S0
60 мL
что и опред
еляет необходимую «дальнобойность» пучка [S]. Разработка ВЧ
источника ионовL формирующего слабо расходящийся ионный пучокL
потребовала проведения расчетно
экспериментального исследования. На основе
опыта создания источников ионов водорода для термоядерных
исследований [T]
с учетом технологических возможностей численно ис
ледовалась геометрия
щелевой ИОС.
При фиксированном потенциале эмиссионного электрода (ЭЭ) R000 В
варьировался потенциал ускоряющего электрода (УЭ). Минимум полуугла
расходимости пучка по
расчетуL как следует из таблицыL при погонной
плотности ионного тока TL57×10
АOм соответствовал потенциалу УЭ
R00В.
В работе [5] описана модель ВЧ источника ионов ксенона с плоским
торцевым
индукторомL генерировавшим плазму перед ЭЭ диаметра 100 мм.
ндовая диагностика этой плазмы определила операционные режимы разрядаL
соответствовавшие линейной плотности ионного тока T
5×10
АOм с
неоднородностью около ±10E. Расходимость пучка экспериментально
исследовалась по следам эрозии на титановой и стеклянной
мишеняхL которые
показалиL что полуугол расходимости пучка поперек щелей составил S
градусаL а вдоль щелей
около нуля.
Литература
1. Международная заявка
2011110701
1.
Bombardelli
Pelaez
(Испания).
Заявл. 11.0S.R010; Опубл. 15.09.R011.
R. А.Б. НадирадзеL В.А. ОбуховL А.И. ПокрышкинL Г.А. ПоповL В.В. Свотина.
Моделирование силового и эрозионного воздействия ионного пучка на крупный
объект космического мусора техногенной природы. Изв. АН. ЭнергетикаL R016L
№RL с. 1T6
157.
S. П.Е. МашеровL
Диссертация на соискание учёной степени канд. техн. наук
«Разработка космического источника ионов на основе высокочастотного
ионного
двигателя»L
МАИL
R016
http
://
mai
events
defence
index
ELEMENT
=72190).
T. А.А. ПанасенкоL С.А. РавичевL Н.Н. Сем
ашкоL В.М. КулыгинL Водородный
источник ионов с периферийным магнитным полем. В
Плазменные
ускорители
ионные
инжекторы
.:
Наука
, 1984.
301 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;5. P.E. Masherov, V.A. Riaby, V.A. Godyak, Integral electrical characteristics and
302 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;5. P.E. Masherov, V.A. Riaby, V.A. Godyak, Integral electrical characteristics and
303 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;hardware object subject to so high heat and mechanical stresses.
Various engines are used for different flying vehicles (FV). Ultra
light FVs at desired
power up to 500 h.p. apply mainly piston motors. Aircraft for local lines and
some
regional aircraft with required power 500+ h.p. apply turboprops. For business jets and
speeder regional aircraft turbofans are used. Long range aircraft are equipped by
turbofans: at bypass ratio to m
with fan and core flows mixture, at m 5
with
different flows.
Growing aviation fuel prices result in greater requirements for engines economy
particularly for long
range aircraft. Consequently more urgent becomes searching
possible smaller fuel consumption including research of new engine desi
configurations.
Constant stricter international requirements to lesser aircraft noise and detrimental
emissions also leads to introducing innovative technical solutions and technologies.
Under these condition, taking into account limitations of possib
le increase of
traditional turbofan working process parameters (
) and bypass ratio, as well as
components efficiency (life, flowpath dimensions, fan diameter, high components
304 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;отличающихся их формойL местонахождением рёбер лабиринтных уплотненийL
расположением в бандажной полке каналов с охлаждающим воздухом и
местами их выпуска на элементы наружных и внутренних поверхностей по
лок.
Исследованы особенности конструкций бандажной полки рабочей лопатки
ТВД Трент X00L которая имеет систему конвективного охлаждения с
поперечными каналамиL соединёнными с внутренней полостью пера лопатки и
выходом охлаждающего воздуха на боковые грани
полок
заднюю и боковые.
Авторами предложена новая конструкция бандажной полкиL где реализована
система конвективно
плёночного охлаждения всех наружных поверхностей
бандажной полкиL включая гребни лабиринтных уплотнений.
Рассмотрены особенности проектиров
ания бандажных полок для
относительно узких и широкохордных лопаток ТВДL которые отличаются их
количеством в рабочем колесеL но имеют одинаковую величину относительного
шагаL выбранную во всех сечениях по высоте лопатки. При установке
бандажной полки необх
одимо усиливать подполочные сеченияL а также
компенсировать рост центробежной нагрузки на профиль критичного по высоте
лопатки сеченияL в котором имеют место минимальные величины запасов
прочности.
В результате проведенных работ сформулированы рекомендаци
и по
совершенствованию системы охлаждения бандажных полок рабочих лопаток
современных и перспективных высокотемпературных ТВДL а также
рекомендации по методике проектирования рабочих лопаток ТВД в целом.
Optimization of convective
film cooling system of th
e turbine blade shroud of
the high
temperature HPT
Le Tien Duong
, Nesterenko V.G.
MAI, Moscow
Leakage Flow through the radial gap reduces the torque on the shaft of the turbine
and reduces its efficiency. These
losses can be significantly reduced by applying the
retaining shrouds on the blades, where labyrinth seals are installed and which
“drowned” in the turbine case.
The problems which have been studied are as follows: selecting the number of
blades with shro
ud (anti
vibration), and the number of blades without the shroud,
which have different flow turning angles within the lattice, the relative thickness of the
profile, the curvature of the profile in an oblique cut lattice, by values of convergence
of their
inter
blade channels, the amount of cooling air, which is supplied to various
portions of the airfoil and its shroud for convective
film cooling.
For shrouded blades, the sensitive parameter is the permissible limit of loss of
strength of the shroud in th
e circumferential direction. It is therefore important to
optimize the shape of shroud, the location of the contact surfaces, joining all the
blades to each other. The report provides a classification of shroud of various types
and purposes other than thei
r form, location of fins with labyrinth seals, which are
located in shroud channels with cooling air and in some places their release on the
elements of the external and internal surfaces of the shroud.
The features of the construction of the shroud turbin
e blades used in HPT Trent
800, which has a convection cooling system with cross channels is connected to the
interior of the airfoil and the cooling air outlet on the side faces of the shelves
the
305 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;rear and the side [2]. The authors propose a new design
for the shroud, which uses
convective
film cooling system of external surfaces of the shroud, including fin
labyrinth seals.
The features of the design of the shroud for the relatively narrow and wide
HPT
blades, which differ in their number in the impelle
r, but have the same amount of
relative pitch, in all sections for the selected height of the blade. During the installing
shroud it is necessary to strengthen the section under the shroud, as well as to
compensate for the growth of the centrifugal load on
the critical height profile of the
306 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;формам. Частоты большинства запрепарированных лопаток остались в
диапазоне частот исходных лопаток.
Отдельный анализ был выполнен для лопатокL у которых частота по какой
либо форме колеба
ний после наклейки датчиков вышла за пределы диапазона
частот исходных лопаток. Анализ показал достаточность запасов от резонансов
для данных лопатокL что было подтверждено при проведении
тензометрирования
новых резонансов выявлено не было.
Таким образом
L наличие препарации на рабочих лопатках турбины не привело
к изменению резонансных частотL т.е. не повлияло на результаты их
тензометрирования.
Assessment of blades instrumentation impact on their vibration characteristics
Lysenko
A.A.
, Ogorodnikova N.V.
PJSC “NPO “
Saturn
Currently strain
gauging is the main method of gas
turbine engine blades
vibratory stresses analysis. Strain gauges and wires glued to the blade have some
impact on its stiffness and weigh
t and, thus, on its vibratory behavior. Consequently,
during the tests in engine assembly the following should not be excluded:
instrumented blade resonance, which was detuned on initial blades
(uninstrumented);
detuning of instrumented blade resonances, w
hich exist on initial blades.
Thus, assessment of instrumentation impact on blades vibration characteristics during
critical tests is of high priority.
In this paper we present the method of assessment of blades instrumentation impact
on their vibration c
haracteristics, which was used at NPO
Saturn
for turbine blades
prior to strain
gauging. The method consists in the following
1. Determination of natural frequencies by impact excitation (ping
test) for:
set of uninstrumented blades (initial);
instrument
ed blades
Ping
test is performed for each blade separately when fixed in special tool.
2. Identification of natural mode shapes for initial blades, which were obtained
during ping
test, with design data.
3. Comparison of natural frequencies before and a
fter strain gauges gluing for each
instrumented blade.
Change of natural frequencies of instrumented turbine blades, which were used for
evaluation of this method at NPO
Saturn
, versus the initial blades is below 3% for
all analyzed mode shapes. Frequen
cies of the majority of instrumented blades remain
within initial blades frequency range.
Individual analysis was performed for those blades, the frequency of which for any
mode shape after strain gauge gluing was out of initial blades frequency range. Th
e
analysis demonstrated that resonance margins for those blades were sufficient and it
was confirmed during strain
gauging
new resonances were not detected.
Thus, presence of instrumentation on turbine blades did not result in change of
resonance frequen
cies, i.e. it did not affect the results of strain
gauging.
Оценка разъюстировок оптическогорезонатораавиационной лазерной
силовой энергоустановки на основе импульсно
периодического
НХЛ
307 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Авдеев А.В
L Метельников А.А.
МАИL г. Москва
Для разработки авиационных силовых лазерных установок для борьбы с
фрагментами космического мусора требуется создание системы высокоточного
наведения. Целью данной работы является определение величины разюстировокL
возникающих под дейс
твием вибраций носителя в оптическом резонаторе
передающего канала авиационной лазерной силовой энергоустановки.
Предметом
исследования является система лазерная бортовая энергоустановка (ЛБЭУ)
носитель. Объектом исследования
величина разъюстировок резо
натора под
действием вибраций.
В работе построена математическая модель для оценки смещения оптической
оси передающего канала с неустойчивым телескопическим резонатором:
составлена схема расчета разъюстировок зеркалL закрепленных в корпусе
с габаритами
(где
наибольший размер) под действием вибраций;
для неустойчивого телескопического резонатора приведена зависимость
для расчета изменения положения оптической оси при смещениях зеркал.
По построенной модели проведен расчет для неустойчивого телескоп
ического
резонаторапри воздействии вибраций с частотой
10..R00 Гц и амплитудой
0,5
мм. Максимальное смещение оптической оси (угловое
= SL1 угл.сек. и
поперечное
= 0L9 мм смещение) лазерного резонатора возникает при
воздейств
ии вибраций с частотой R00 Гц.
В результате можно сделать следующие выводы:
наибольшую опасность представляют высокочастотные вибрации (при
частоте вибраций R00Гц угловое смещение оптической оси составляетSL1 угл.сек.);
полученные результаты могут быть исп
ользованы при разработке
системы высокоточного совмещения приемного и передающего каналов ЛБЭУ и
обоснования требований к таким системам.
Optical Resonator Misalignment Evaluation of the Aviation Laser Power Plant
Based on a Repetitively Pulsed DF
CWL
Avde
ev A.V.
, Metelnikov A.A.
MAI, Moscow
High
precision guidance system creation is necessary for the development of
air
based
power laser systems to deal with space debris. The aim of this study
is to
includeslaser
air
based
power plant (LAPP) and aircraft. The object of study
is the value
of optical laser resona
tor misalignment
caused by
aircraft vibration.
In this paper is designed mathematical model which estimates the displacement of the
transmission channel optical axis with an unstable telescopic resonator. The model
includes:
calculation scheme
evaluates
mirrors misalignments
caused by vibrations.
Mirrors are fixed in housing with dimensions
L·a·b
(where
is the largest size);
for unstable telescopic resonator is designed mathematical model for
calculating of displacement of optical axis caused by resonator mirrors misalignments.
308 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;Foran unstable telescopic resonator was calculated misalignment
values for vibration
with frequency
= 10..200 Hz and amplitude
= 0,5 mm. The maximum optical axis
displacement (3,1arcsec (angular) and 0,9mm (cross))
was caused by vibrations with
frequency 200 Hz.
This experience
leads to the following conclusions:
the high
frequency vibration is most dangerous;
the results of this work can be used to develop a system of high
precision
alignment of the transmitting and receiving LAPP channels and rationale for such
systems requirements.
Критерии выбора элементов систем энергообеспечения удаленных
наземных комплексов в республике Мьянма
Гротова О.Н.
L Мин Мин Тхо
МАИL г. Москва
Автономные системы энергообеспечения (АСЭ) на базе возобновляемых
источни
ков энергииL как правилоL рассчитываютсяL исходя из данных по
потребляемой мощностиL а также с учетом ветрового и солнечного потенциала
данной местности. Для регионовL расположенных на территории республики
МьянмаL был рассчитан приход солнечной энергии на
приемную площадку под
разными углами и определены основные ветроэнергетические характеристики.
Анализ ресурсов солнечной и ветровой энергии показалL что энергия солнца и
ветра на территории Мьянмы распределены неравномерно в течение года
хорошо компенсиру
ют друг друга. Летом и зимой
скорость ветра сравнительно
небольшаяL но достаточно много солнцаL в дождливый сезонL наоборотL много
сильных ветров и меньше солнечного света. Поэтому целесообразно применение
гибридных систем энергоснабженияL в состав которых
входят ветрогенератор и
солнечные панели
что дает возможность накапливатьL хранить и использовать
энергию ветра и солнечную энергию.
При выборе солнечных панелей следует учитывать материал панелейL
производительность (КПД)L надежностьL срок службы и др.
Наибольшим КПД
обладают поликристаллические и монокристаллические батареи. В
монокристаллах меньше потери энергииL выше КПД и меньше размерыL но они
более дорогостоящие. Кроме тогоL следует учитыватьL что мощность солнечных
батарей падает при нагреве(при п
овышении температуры н
а 1 мощность
снижается на 0LT
E)L поэтому можно предусмотреть систему охлаждения
панелей.
Главным критерием выбора ветрогенератора является его размещение на
местности. При установке ветрогенкератора нужно учитывать турбулентности
трового потока (турбина должна размещаться на 10 метров выше наивысшего
объекта в радиусе 100 м)и площадьL необходимую для установки ветряковL а
также открытость и орография местности. Выбор конструкции ветрогенератора
осуществляется с учетом данных о макс
имальной и минимальной скорости
ветраL долговечности и условиях эксплуатации.
В состав АСЭ входят также аккумуляторные батареиL контроллер и инверторL
которые выбираются в зависимости от пиковой и номинальной нагрузкиL
входного напряженияL силы выходного т
ока ряда других параметров.
309 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Выявленные критерии выступают в качестве ограничений на проектные
параметры в задаче оптимизации выбора элементов АСЭ удаленных
авиакомплексов в республике Мьянма.
Criteria for the selection of system elements of energy supply
in remote
ground
based systems in the Republic of Myanmar
Grotova O.N.
, Min Min Thaw
I, Moscow
Autonomous power supply system (AES) on the basis of renewable energy sources,
as a rule, are calculated from the dat
a of power consumption and also taking into
account wind and solar potential of the area. For regions located on the territory of the
Republic of Myanmar, calculated at the arrival of solar energy to the receiving area at
different angles and the main wind
characteristics.
Analysis of the resources of solar and wind energy showed that the energy of the
sun and wind on Myanmar territory are unevenly distributed throughout the year well
cancel each other out. Summer and winter wind speed is relatively small,
but quite a
lot of sun in the rainy season, on the contrary, a lot of strong winds and less sunlight.
Therefore, it is advisable to use hybrid power systems, which include wind turbine and
solar panels, making it possible to accumulate, store and use wind
energy and solar
energy.
When choosing solar panels you should consider the material of the panels, the
310 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;перемещения средства необходимо преодолеть силу сопротивления средыL
обусловленную встречным скоростным напоромL действующую на корпус и
движитель средства. В работе в качест
ве возможного варианта движителя водных
и воздушных судов рассматривается устройство на основе генератора вихревой
пары. Вихревые парыL перемещаясь в окружающей средеL не испытывают
лобового сопротивленияL а следовательно и судаL выполненные по предложенны
схемам также не имеют лобового сопротивления.
Наилучшими характеристиками в качестве движителя обладает тороидальный
вихрьL имеющий минимальные диссипативные потери. Простейшим генератором
тороидального вихря является вращающаяся тороидальная оболочкаL в
нутри
которой размещается корпус судна. Однако конструктивно
технологическая
реализация таких судов связана с рядом технических проблем. Кроме тогоL
возникать и существовать тороидальный вихрь может лишь в однородной среде.
Простейшим генератором поверхнос
тной вихревой пары являются два
вертикальных вращающихся во взаимно противоположных направлениях
цилиндраL образующих полутороидальные вихри. Скорость поступательного
движения пары определяется соотношением
ГOTπ
L где Г
циркуляция вихрейL
расстоя
ние от линии симметрии до центра вихря. Две и большее число пар
цилиндров позволяют монтировать на осях цилиндров несущую платформу в
надводной части. Существенно отсутствие явных ограничений на форму и
грузоподъемность платформы. Важным параметром такой к
онструкции является
межосевое расстояние роторов. С одной стороныL скорость судна тем большеL чем
меньше межосевое расстояниеL а с другойL это расстояние должно быть
достаточно большимL чтобы в окрестности роторов сформировалось замкнутое
течение. С целью
оптимизации получены зависимости отношения скорости
поступательного движения к линейной скорости вихря от расстояния между
центрами вихрей.
Для оценки эффективности предложенных конструкций проведено сравнение
потребляемой на перемещение мощности судов оди
накового водоизмещения с
традиционными движителями и движителями вихревой природы. Полученные
зависимости показалиL что судаL выполненные по предложенным схемамL
затрачивают на несколько (5
7) порядков меньше мощностиL потребляемой
традиционными судами.
строена действующая модель водного транспортного средства с
использованием двух роторных пар в качестве движителя.
The ship
s propulsions devices based on vortex pairs generators
Nedoroub S.A.
, Ostroukhov N.N.
Chumakov
E.V.
MAI, Moscow
Virtually all modern water and air vehicles are made by separate scheme
“propeller
hull
, whereby propulsion from the interaction with the environment creates a pulling
force, under the action of which the
vessel is moving. At that arrangement to move the
ship it is necessary to overcome the environment resistance as a high
speed pressure and
which works (acts) at the body and propulsion device of the ship. As a possible
propulsion device of the ship and th
e aircraft, a device based on the vortex pair
generator is considered in the work. The moving of vortex pair in the environment do
311 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;not experience the drag, and therefore trial made on the proposed schemes of the ships
also do not have a drag.
A toroidal vo
rtex has a minimum dissipation losses therefore propulsion device on
base such vortex has the best properties. The simplest generator of toroidal vortex is a
rotating toroidal shell, inside of which the ship
s hull located. However, structural and
technolo
gical implementation of such vessels is associated with a number of technical
problems. Besides a toroidal vortex may exist in a homogeneous environment only.
The simplest generator surface vortex pair are two vertical cylinders rotating in
opposite direct
ions and forming half
toroidal vortex. The speed of forward movement of
the pair is given by V
r, where
the circulation of the vortex, r
distance from
the line of symmetry to the center of the vortex. Two and a greater number of cylinders
pairs
allows the mounting carrying ship platform at the on cylinders axles. Essentially,
that there are not any restrictions at the shape and cargo
capacity of such platform. An
important parameter of this design is the spacing of the rotors. On the one hand, t
he
greater the speed of the vessel, the smaller the spacing, on the other hand, this distance
should be large enough to form in the vicinity of the rotors the circle stream. In order to
optimize the relationship obtained according to the forward movement s
peed of the
proposed s
chemes, spend a few (5
7) orders of magnitude less than the power consumed
by traditional ships.
A working model of a water vehicle with two rotary pairs as propulsion device was
built in the work.
Перспективы ра
звития солнечной энергетики для
инфокоммуникационных систем на БПЛА
Петров А.А.
L Карманов А.Г.
ИТМОL
Санкт
Петербург
В современном мире все большее распространение получают
беспилотные летательные
аппараты. Все шире становится спектр их
применения. НесомненноL в основном это разнообразные нужды военных
ведомствL но и в мирных целях БПЛА находят свое применение.
Для достижения поставленной цели решены следующие задачи: 1. В данной
работе мы провели
всесторонний анализ существующих и проектируемых
аналоговL доступных в публичном доступе.
R. Рассмотрена функциональность
мобильной солнечной энергостанции. S. Выбрана технология для реализации
солнечной энергостанции. T. Осуществлен
расчет типовой нагрузк
и на
энергетическую установку.
5. Представлены данные испытаний
и анализ
эффективности пленочной солнечной батареи в реальных погодных условиях
. 6.
Создан
эскизный проект расположения солнечных батарей на крыльях самолета
с учетом фактической геометрии
. 7.
асчет фактически вырабатываемой
электр
оэнергии в стандартных условиях.
Разработана модель беспилотного летательного самолёта с солнечной
электростанциейL за счет использования исключительно серийных компонентов
и материалов.
312 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Development prospects of sola
r energy systems for info communication
systems UAV
Petrov A.A.
, Karmanov A.G.
ITMO University,
needs of the military departments but also UAV find their application in peaceful
purposes.
To achieve this goal following tasks: 1. In this research article we conducted a
comprehensive analysis of th
e existing and planned analogue available in the public
domain. 2. It was considered functionality of mobile solar power plant. 3. Technology
for the realization of solar power stations was chosen. 4. Calculation of the load was
carried out on a power plan
t 5. Data and analysis of the efficiency of thin film solar
313 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;микроэлектронных полупроводниковых приборов и магнитных материалов.
Освещены способ
ы создания модели компонентов и их верификации. Проведено
компьютерное моделирование нескольких схемных решений для анализа и
последующего выбора схемного исполнения. Проведён сравнительный анализ
измеренных осциллограмм реальной схемы иL полученных из ком
пьютерной
модели зависимостей для оценки точности и верификации созданной
модели.
Сделаны выводы о принципиальных ограничениях создаваемых моделей
микроэлектронных компонентов и введены возможные корректировки в
существующие модели.
Features SPICE modeling
of resonant converters for power supply systems of
electric propulsions (EP)
Karamov S.V.
, Pilnikov N.A.
JSC “AVECS”, Moscow
Most spacecraft (SC) is used to adjust its orbit electric propulsion (EP). EP requires
a power supply with a certain output parameters, as they will directly depend on the
quality of the work of the EP.
The technical requirements for the development of such power sources for EP
specify a high power quality with consumption of 4 kW and highe
r, for example: the
efficiency of the Converter shall not be lower than 96%; instability of output voltage
not more than 2%; uptime
accuracy and verification of the created model. Conclusions about the limitations of
established m
odels of microelectronic components and made possible adjustments in
existing models.
Устойчивость управления движением двух объектов применительно к
проблеме очистки области геостационарной орбиты от космического
мусора
Обухов В.А.
L По
крышкин А.И.
L Свотина В.В.
МАИL г. Москва
314 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Очистка наиболее активно эксплуатируемых областей околоземного
космического пространства (ОКП) от космического мусора в виде отработавших
космических аппаратов и частей
средств выведения является актуальной уже в
настоящее время и будет становиться все более важной по мере
продолжающегося засорения ОКП. В качестве способа очистки может быть
использован способ бесконтактного воздействия на уводимый из ОКП объект
космическо
го мусора (ОКМ) с использованием сервисного космического
аппарата (СКА)L оснащенного электроракетной двигательной установкой
(ЭРДУ) и ионной пушкой (ИП). Придание ОКМ суммарного импульсаL
необходимого для увода ОКМ на безопасную орбитуL по этому способу
уществляется ионным пучком. Ранее проведенное математическое
моделирование показало существенную вариативность реакции ОКМ этого типа
на воздействие ионным пучкомL обусловленную неуправляемым движением
ОКМ вокруг его центра масс. Учет этого фактора сильно
осложняет разработку
способов управления процессом перевода ОКМ из области ГСО на орбиту
захоронения.
В данной работе предлагаются алгоритмы
управления
связкой при
использовании управления вектором тяги ЭРДУ СКА. С помощью численного
моделирования динамик
и движения двух объектов оценивается устойчивость
процесса управления. Сложный характер взаимодействия ионного пучка с ОКМ
моделируется с помощью
имитационной
модели реакции ОКМL учитывающей
номинальную и колебательную компоненты силыL действующей на ОКМ.
При
ведены результаты моделирования для клиновидного ионного пучка с углом
расходимости T
. ПоказаноL что
предложенные алгоритмы управления
позволяют сделать процесс управления устойчивым.
Control stability two objects’ movement in the context of space deb
ris removal
from geostationary orbit
Obukhov V.A.
, Pokryshkin A.I.
, Svotina V.V.
MAI, Moscow
Cleaning of most actively exploited areas of near
Earth NES from space debris
objects (SDO) repre
sented by waste spacecrafts and launch
vehicle parts us is quite
topical presently and will become more important because of continuing NES
clogging. This problem can be solved using service spacecraft (SSC) equipped with
electrical propulsion unit (EPU) a
nd ion thruster (IT) for contactless interaction with
SDO in the process of its removal. To apply momentum to SDO in order to remove it
to a safe orbit ion beam can be used. Previously carried out mathematical modeling
showed variety of SDO reactions to io
n beam stroke caused by uncontrolled SDO
movement around its centre of mass. This factor highly sophisticates development of
control methods for SDO transfer from geostationary orbit to a burial path.
In the present work control algorithms are proposed for
two object pack varying
SSC’s EPU thrust vector. Numerical modeling of two object’s movement dynamic has
been used to evaluate stability of control process. Complicated character of SDO
interaction with ion beam is modeled with the imitation of SDO reacti
on taking into
account nominal and oscillating components of the force applied to SDO. Modeling
results are given for cuneal ion beam with 4 degree angle of beam expansion. It has
315 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;been shown that the proposed control algorithms can make control process acc
eptably
stable.
Исследование теплообменного аппарата для газотурбинных двигателей
сложного цикла
Силуянова М.В.
L Попова Т.В.
МАИL г. Москва
На сегодняшний
день одним из актуальных направлений является повышение
пливной эффективности. Особенно актуальна данная проблема для
малоразмерных ГТД. Улучшение экономичности ГТД возможно за счет
регенерации тепла. Важнейшим узлом в схемах с регенерацией тепла является
теплообменный аппарат (ТА)L от которого зависит эффектив
ность регенерации.
Создание ГТД с приемлемыми массо
габаритными и эксплуатационными
показателями требует дальнейшего совершенствования методики расчета и
проектирования компактных теплообменников.
В процессе работы разработаны
параметрические
модели гео
метрии ТА и
оснастки для изготовления ТА; разработана и верифицирована методика
численного расчета ТА в S
постановке; разработана методика аналитического
расчета.
Параметрическая модель геометрии ТА позволяет сократить время
проектирования
сравнению с обы
чной геометрической SD
модельюL при этом
помогает создавать расчетные модели геометрии каналов ТА с учетом
технологических особенностей изготовления.
Методика численного расчета базируется на методе численного
моделирования RANΣ. В качестве модели турбулен
тности использована модель
Ментера (ΣΣT). При верификации рассмотрены структурированная гекса
сетка и
неструктурированная тетра
сетка. Получены удовлетворительные результаты по
сходимости экспериментальных и расчетных данных для обеих сеток в пределах
5E при числах Рейнольдса меньше 1X00. При числах Рейнольдса свыше
1X00 расхождение расчетных и экспериментальных данных снижается и
составляет: у гекса
сетки
XE и
E для тетра
сетки. Поскольку на
практике построение тетра
сетка отнимает существенно
меньше времени при
приемлемой точности тоL она принята как наиболее рациональный вариант.
С помощью методики численного расчета проведено исследованиеL в
результате которого получены критериальные зависимости. На основе
полученных зависимостей разработана
методика аналитического расчета. Эта
методика позволяет оценить степень регенерации и потери давления при
заданных габаритных размерах ТА и используется для получения
предварительной оценки параметров ТА с последующим уточнением
полученных расчетных данны
х методикой численного расчета.
Основным недостатком существующих методик расчета и проектирования
ТА являются большие затраты времени на его проведение. Данная работа
является одним из решений данной проблемы.
Такая методика расчета и
проектирования позво
ляет сократить времяL рассмотреть различные варианты
конструкций ТАL
представить результаты расчета в наглядном виде (поля
скоростейL температурL давлений).
316 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Investigation of plate heat exchanger for turbines
with combined cycle
Siluyanova M.V.
, Popova T.V.
MAI, Moscow
Currently, one of the important directions is raising fuel efficiency. Especially this
problem is actualfor the small
sized gas turbines. Improving the efficiency of the gas
turbine is possible due
to heat recovery. The most important part in heat recovery
circuits is a heat exchanger (HE), which has influence on the efficiency of heat
recovery. Creating small
sized gas turbines with acceptable weight, dimensions and
performance characteristics requ
ires further improvement of methods of calculation
and design of compact heat exchangers.
317 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Существенный недостаток конструкции и принципов работы современных
систем управления двигателем и связанных с ними подсистем контроля
параметров работы топливной системы
невозможность контроля параметров
движения жидкости на протяжении всей топливопроводной магистрали. Анализ
последних авиапроисшествий показалL что эта проблема действительно
существуетL и с течением времени количество происшествий будет только
увеличиваться.
Во время полета в условиях нео
бходимости выполнения маневров: разворот;
набор высотыOснижение; кренL в топливной системе могут возникать
нестационарные теченияL что вкупе с неэффективностью работы системы
управления двигателем во внештатных ситуациях может привести как
переизбытку топл
ива в камере сгоранияL так и к недостатку топлива.
Эксплуатация авиационных двигателей в этих режимах одинаково опасна и
может привести не только к возникновению нарушений в работе двигателя и
аварийному отказуL но и к пожару иL возможноL к полному разруше
нию
двигателяL что в условиях полета может быть фатально.
Для предотвращения возникновения такого рода процессов в
топливопроводный канал предлагается внедрить КРУL дублирующее работу
систему контроля параметров топливной системы и систему управления
двига
телем. Принцип работы такого устройства основан на непрерывном
считывании разности давлений между входом в топливопроводную магистраль
и выходом в камеру сгорания. В случае возникновения разности давлений
больше установленного в РЛЭ данного воздушного судн
аL КРУ в
автоматическом порядке с помощью электронной системы управления
топливным насосом регулирует давления до оптимального значения.
Неэффективность работы стандартной системы контроля параметров течения
заключается в томL что сигнал о необходимости р
егулирования давления в
системе поступает только после сгорания топливаL
то есть поступает с
достаточно большой задержкой. Внедрение КРУ позволяет производить
контроль параметров движения топлива до его сгорания увеличивая скорость
получения сигнала на н
еобходимость регулирования давления. Таким образомL
КРУ позволить проводить непрерывный мониторинг давления и оптимизировать
режим работы двигателя на всех этапах полета и в любых условиях.
Патентный анализ показалL что устройств подобного назначения нет.
Optimization of the aircraft fuel system
Prikazchikov E.A
Ulyanovsk Institute of Civil Aviation
Ulyanovsk
According to the statistics of accidents, one of the most ubiquitous causes of engine
failure emergency
an abnormality
in the engine FADEC control system, causing
malfunction of the fuel system. As the report of the International Civil Aviation
Committee of the cause of the disturbances in the fuel system
the possibility of
unsteady flows (turbulent fluid motion) betwee
n the combustion chamber and the
mass flow rate sensor at the inlet to the fuel line. The possibility of turbulent motion
caused a significant drawback of modern engine management systems and controls
318 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;To prevent the occurrence of turbulent motion of the section introduced the control
regulating device, a
duplicating the work of the control parameters of the engine fuel
sys
tem and system management system.
rinciple
MAI, Moscow
Lavochkin Association
, Khimki
319 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;This work is to dete
rmine the main sources of thermal radiation of aircraft sources
and ways to reduce them.
The first stage of development was the creation of the physical and mathematical
following tasks have been completed for this:
• A system of equations for modeling of turbulent gas flow within the aircraft
engine. For the solution o
f the resulting system used the Ansys CFX software.
• Calculation of heat transfer within the aircraft engine nozzle. Calculation of the
temperature distribution on the radiating surface.
• Calculation of infrared radiation (IR) signature of aircraft engin
e. Calculation of
IR signature of individual elements of the aircraft engine.
• Search the main sources of thermal radiation of the aircraft engine.
The result of the work performed is the kit of models and software to identify and
reduce the main sources
of thermal radiation of aircraft engine.
Методология повышения конкурентоспособности газотурбинных
двигателей
Силуянова М.В.
МАИL г. Москва
Создание конкурентоспособной авиационной техники нового поколения
невозможно без разработки
и освоения новых технологий проектированияL
производства и эксплуатацииL позволяющих обеспечить требуемые
функциональные свойства и эффективные технико
экономические показатели
на всех стадиях жизненного цикла.
В сложившихся условияхL характеризующихся ус
илением конкурентной
борьбыL научная проблема разработки и исследования методологии повышения
конкурентоспособности газотурбинных двигателей на основе функционально
стоимостного анализа (ФСА) производственных стадий жизненного цикла
является актуальной.
лью данной работы является повышение конкурентоспособности
газотурбинных двигателей на внутренних и внешних рынках за счет
обеспечения методом ФСА сбалансированных соотношений качественных и
стоимостных показателей на производственных стадиях жизненного ци
кла в
современных технических и экономических условиях.
Предметная область исследований включает:
конструктивно
технологические решенияL показатели качества и
технико
экономические показатели газотурбинных двигателейL производственной
системыL технологичес
ких процессов и технологической подготовки
производства;
автоматизированные системы проектированияL технологической
подготовки производстваL планирования ресурсов предприятия и управления
потоками работL а также методы и средства их интеграции.
320 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Конкурентос
пособность авиационного газотурбинного двигателя
принимается как неформальная многофакторная оценка сбалансированного
соотношения свойствL показателей качества и суммарных ресурсов на всех
стадиях жизненного циклаL обеспечивающего преимущества по сравнению
с
аналогами в определенном сегменте рынка в заданном объеме выпуска и
интервале времени.
При этом целью и задачами разработанной методологии является повышение
конкурентоспособности газотурбинных двигателейL требующее сближения
стадий проектирования и про
изводства на основе формирования
конструкторско
технологического заделаL представленного в форме
специальных баз знаний и баз данных конструкторско
технологических
решений с моделями функционально
стоимостного анализаL позволяющими
выполнять для интеллекту
альной и материальной продукции оценку
функциональных и стоимостных характеристик по различным методикамL
учитывающим затратныеL функционально
потребительские и рыночные
свойства.
Methodology to enhance the competitiveness of gas turbine engines
Siluyanova
M.V.
MAI, Moscow
Creating a competitive aviation technics of the new generation is impossible
without the development and mastering of new technology design, manufacture and
operation, allowing to provide the desired functional pro
perties and effective technical
and economic performance at all stages of the life cycle.
321 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;with models of functional
cost analysis, allowing to perform
for intellectual and
material production of functional assessment and cost characteristics by different
methods, taking into account costly, functional and consumer and market properties.
Исследование характеристик СПД малой мощностиL работающих на
крипто
не и ксеноне
Смирнов П.Г.
L Грдличко Д.П.
L Ким. В.П.
L Меркурьев Д.В.
МАИL г. Москва
В докладе приводятся результаты экспериментального исследования
интегральных характеристи
к стационарных плазменных двигателей (СПД)
малой мощности различных типоразмеров и масштаба. Работа СПД с малой
мощностью на отличных от традиционного для современных электроракетных
двигателей рабочего вещества (РВ)
ксенона не являются типичными для СПД
В то же время из
за дороговизны ксенона все больший интерес представляют
собой альтернативные РВL среди которых чаще всего фигурирует криптонL
который болееL чем в 10 раз дешевле ксенона. Поэтому исследования
характеристик названных моделей представляют
интерес как в научномL так и в
прикладном плане [1]. В данной работе исследовались модели разных
конструктивных схем: двигатель «классической» схемы типа СПД
50М
разработки ОКБ «Факел»
наружным диаметром ускорительного канала
=50ммL модель типа СПД
T0 р
азработки НИИПМЭ МАИ с
=T0ммL модель
типа
R00 АТОН разработки МИРЭА
=SXммL и модели типа СПД
R6 с
=R6мм. Применительно ко всем моделям исследовались характеристики при их
работе на криптоне и ксеноне. В результате исследований были получены
полные н
аборы интегральных характеристик двигателейL такие как К.П.Д. и
удельный импульс тягиL для всех исследуемых моделей.
Работы по двигателю СПД
50М и модели двигателя СПД
T0 были проведены
при поддержке ОКБ «Факел». Результаты этих работ были изложены в работ
ах
[1LR]. В данном докладе они используются для выявления влияния схемы и
размера двигателя на его характеристики.
Результаты остальных работ выполнены при поддержке Российского
научного фонда (РНФ) по Соглашению №
10TR9 от 11 мая R016 года
между МАИ
и РНФ.
Список использованных источников:
1.
Жасан В.С.L Ким В.П.L Меркурьев Д.В.L Мурашко В.М.L Нестеренко
А.Н.L Попов Г.А.L Потапенко М.Ю.L Смирнов П.Г.L Шилов Е.А.Исследование
интегральных характеристик и характеристик струи СПД малой мощности при
рабо
те на ксенонеL криптоне и их смесяхOO Известия РАНL серия «Э
нергетика»L
№RL R015L с. 66
2.
Saevets P.A., KimV.P., Smirnov P.G., Grdlichko D.P. Investigation of low
power thruster on krypton propellant
The 6
Russian
German Conference on
Electric Pr
opulsion and Their Application.
Book of Abstracts. August 28
September
2, 2016. Samara. Russia.
Conference on Electric
Study for the performance of low
power SPT operating with krypton and
xenon
Smirnov P.G.
, Grdlichko D.P.
, Kim V.P.
, Merkuriev D.V.
322 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;MAI, Moscow
The paper presents results of the test study for integral characteristics of the low
power stationary plasma thrusters (SPT) of various standard sizes and scale. Ope
ration
of SPT at low power levels and with propellants differing from xenon being traditional
for the modern electric propulsion thrusters is not typical for SPT.
At the same time,
the alternative propellants are of the growing interest now due to the high
price of
xenon; it is krypton, first of all, that is 10 times cheaper than xenon, at least. So,
research into the performance of the mentioned models is of great interest both from
scientific and applied points of view [1]. We studied models of various de
signs: the
thruster of “classical” design of SPT
50М τyπe ωiτη τηe exτeρnaλ diaµeτeρ of
accelerating channel d=50mm designed by the Experimental Design Bureau “Fakel”,
the model of SPT
40 type designed by RIAME MAI with d=40mm, the model of F
200 ATON type
designed by the Moscow Technological University (MIREA) with
d=38mm, and the model of SPT
26 type with d=26mm. Characteristics of each model
were studied at its operation with krypton and xenon. Complete set of integral
performance was obtained for each t
hruster as a result, efficiency and specific thrust
impulse including.
Works related to the thruster SPT
50М and τo τηe τηρusτeρ µodeλ ΣPT
40 were
conducted with the Fakel’s support. Results of those works are presented in [1, 2]. In
this paper they are used to reveal the influence of the thruster design and size on its
perfo
rmance.
The work presented in this paper was done with the support of the Russian
Scientific Foundation (RSF) under the Agreement No. 16
10429 dated May 11,
2016 between the MAI and RSF.
References
1.
V.S. Zhasan, V.P. Kim, D.V. Merkuriev, V.M. Murashk
o, A.N. Nesterenko, G.A.
Popov, M.Yu. Potapenko, P.G. Smirnov, Ye.A. Shilov, Study of integral characteristics
and plume performance for the low
power SPT operating with xenon, krypton, and their
323 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;этой схемы является выбор наиболее эффективного катодаL сп
особного работать
с химически
активными газами атмосферыL будь то кислород в атмосфере
ЗемлиL метан и аммиак в атмосфере ВенерыL углекислый газ
МарсаL или
другие.
В работе были проанализированы существующие и альтернативные схемы
нейтрализаторов работаю
щих на химически активных газахL предложена и
разработана конструкция лабораторного образца такого устройства на базе
высокочастотного разряда. Приведены результаты и проблемы первичных
испытаний данного устройстваL а также рассмотрены некоторые методы их
решения.
Исследования проводились в рамках реализации федеральной целевой
программы «Исследования и разработки по приоритетным направлениям
развития научно
технологического комплекса России на R01T
R0R0 годы»
(Соглашение № 1T.577.R1.0101 от 16.09.R01T).
velopment of cathode on high
frequency discharge
Smirnov P.E.
MAI, Moscow
Nowadays, xenon is used as a propellant of electric space thrusters (EST), it is
stocked on a board of a spacecraft in a required amount. Xenon is a rare gas, and cost
of its product
ion is quite high. At the same time the requirements of its purity for
cathode emitters make the cost of spacecraft “refueling” increase considerably.
The problem of using EST running on gases of the upper atmosphere of the Earth
and the planets of the so
lar system, i. e. creation of airbreathing thruster, began to be
discussed last years. One problem of this scheme is a choice of most efficient cathode,
which is capable to operate with reactive gases of atmosphere, like oxygen in Earth
324 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;приводит к необходимости использования более дорогой радиационно
стойкой
элементной базыL либо к
необходимо
сти утолщать стенки аппарата и
снижать
массу полезной нагрузки.
Благодаря томуL что заряженные частицы радиационных поясов Земли
распределены в пространстве очень неравномерноL одним из возможных
методов снижения поглощённой электроникой дозы радиации явля
ется
изменение формы траектории выведения. Формально идея этого метода
данной работе формулируется как добавление в
задачу оптимального
быстродействию перелёта между орбитами дополнительного уравнения для
дозы радиации и
краевого условия на
дозу на пр
авом конце.
Для
решения краевой задачиL получающейся в результате применения
принципа максимума Понтрягина к
вышеуказанной задаче оптимального
управленияL в
данной работе применяется метод продолжения решения
параметру. При выведении на
геостационарную
орбиту космического
буксира и полезной нагрузки суммарной начальной массой T0.X
тонн с
круговой
орбиты высотой X00
км и
наклонением 51.6 градусов было получено снижение
поглощенной дозы радиации до
TTE от дозы на
траектории оптимального
быстродействия. Уро
вень тяги электроракетной двигательной установки при
этом принимался равным R7.9
Н. Увеличение затрат характеристической
скорости не превзошло X6X
мOсL времени выведения
11.1E от величины
оптимального времени выведения.
Low
thrust geostationary orbit tra
nsfer optimization to reduce
spacecraft absorbed radiation dose
Starchenko A.
E.
RSC
Energia
, Koro
lev; MIPT, Dolgoprudny
325 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Образование и разви
тие рельефа на поверхности боросиликатных стекол
под действием струи стационарного плазменного двигателя
Рахматуллин Р.Р.
L Урнов С.В.
МАИL г. Москва
В докладе представлены факторыL влияющие на образование и разви
тие
рельефа на поверхности боросиликатных стекол в результате воздействия струи
стационарного плазменного двигателя. Боросиликатные стекла используются в
космической промышленности в качестве защитного покрытия
фотоэлектрических преобразователей солнечных
батарей. Параметры
образованного рельефа могут негативно влиять на мощностные характеристики
солнечных батарей. Для разных типов солнечных батарей используются разные
марки защитных стекол. В данном случае рассмотрены стекла марок КR0X
(Россия) и
CMG
100 (
IOPTIC
L Англия).
Исходные данные для анализа были получены в ходе эксперимента по
воздействия струи стационарного плазменного двигателя типа СПД
50 на
образцы защитных стекол в течении 5L 10 и 15 часов. Угол падения ионов во
время эксперимента составлял 75
L средняя энергия ионов R50 эВL плотность
тока 0.1…0.R мАOсм
В результате воздействия на поверхности защитных стекол образовался
рельеф. На стеклах марки КR0X высота неровностей составляла 60
X0 нмL на
стеклах марки
CMG
500
600 нм. Это связано с раз
личием в химическом
составе стекол. Стекла марки
CMG
100 содержат на R5E меньше оксида кремния
и на SE меньше оксида бора.
Не смотря на разный составL анализ результатов воздействия плазменной
струи показываетL что рельефL образовавшийся на поверхности защит
ных стекол
обеих марокL имеет схожую форму. Это пирамиды со смещенной вершинойL в
основании которых неправильный шестиугольник. Смещение вершины
обусловлено воздействием плазменной струи. Наличие неправильного
шестиугольника в основании обусловлено структу
рой оксида кремния в стеклеL
которая представляет собой беспорядочную сетку тетраэдров
SiO
Подтверждение такой структуры стекла было получено в R01S году в ходе
экспериментов с графеном.
Таким образом можно выделить два основных фактораL влияющих на форм
рельефа поверхностиL образованного в результате воздействия плазменной
струи. Первый фактор
ориентация источника плазменной струи относительно
стекла. Угол падения ионов плазменной струи определяет возможность
образования рельефаL а направление плазмен
ной струи определяет направление
смещения вершин образовавшихся неровностей. Второй фактор
структура
материала. Структура материала влияет на высоту и форму неровностей. У
аморфных материалов данное влияние выражено гораздо меньшеL чем у
металлов и крист
аллов.
The formation and development of the relief on the surface of borosilicate
glass under the action of the stationary plasma thruster jet
Rakhmatullin R.R.
, Urnov S.V.
MAI, Moscow
326 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The report presents the fa
ctors affecting the formation and development of the relief
graphene.
Thus there are two main factors that influence the shape of the surface topography
formed by the
L а также дости
жимые
уровни его удельных параметров (
удL
Оптимизация параметров рабочего процесса проводилась по таким критериямL
как удельный расход топлива
удL
удельная тяга
и масса двигателя
L с
учетом изменения значений КПД компрессора и турбины
в зависимости от
размеров двигателя.
327 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В качестве исходных данных были выбраны значения параметровL
характеризующих совершенство узлов двигателя и самолётаL которые основаны на
анализе исследований различных стран в области проектирования малоразмерных
ГТД.
Численное моделирование мГТД и оптимизация параметров рабочего процесса
проводилась в разработанной на кафедре ТДЛА САЕ
системе АСТРА. При этом
приняты следующие значения параметровL характеризующих совершенство
силовой установки:
В рамках
исследования была проведена серия расчетов с табуляцией
температуры газа перед турбиной
(от 1000 до 1S00 К) и суммарной степенью
повышения давления в компрессоре
(от 1L5 до R0) для различных значений
тяги двигателя
в диапазон
е от 0L1 до 100 кН. Именно тягой в данном случае и
определялась размерность двигателя.
Были построены расчетные области локально
оптимальных параметров
рабочего процесса мГТД для различных температур
Из результатов расчётных исс
ледований следуетL что с уменьшением размеров
двигателя уровень удельного расхода топлива
L соответствующий
оптимальному сочетанию параметров повышается в 1L5...R разаL что обусловлено
уменьшением КПД лопаточных машинL увеличением потерь в проточной час
ти и
снижением рациональных значений суммарной степени повышения давления в
компрессоре в R...S раза.
points
20 points (for the thrust values of 0.1, 0,2 and 0,5 kN);


20
точек
(for the thrust values of 1, 5
and 20 kN).
329 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;engine is stable throughout the range of flow and pressure of fuel initially satur
ated
with water at 280 C and having 0.2 cm
of free water per 1 liter of fuel.
To minimize the threat to the survival after impact (crash landing) pilots and
passengers associated with the combustion of fuel, the fuel system is able to withstand
static an
d dynamic loads of braking. These loads should be considered as the
estimated operating separately applied at the center of gravity fuel system
components, without damage to fuel system components, fuel tanks, or their
attachment points, which could cause
the flow of fuel to the ignition source.
Аналитическая оценка снижения температурных напряжений в деталях
из УУКМ
Абашев В.М.
L Демидов А.С.
L Еремкин И.В.
L Киктев С.И.
L Хомовский Я.Н.
МАИL г. М
осква
Типичный УУКМ можно считать ортотропным в отношении механических
свойствL что является следствием его волокнистой структурыL получаемой путем
намотки или накладки волокон и последующим их спеканием при высокой
температуре. Улучшение свойств материала
представляет собой сложную
технологическую и материаловедческую задачу. В то же время снижения
температурных напряжений можно попытаться добиться путем повышения
теплопроводящих свойств материала путем введения в его структуру металлических
нитей с диамет
рами примерно того же порядкаL что и углеродные. Эти нити могут
быть изготовлены из таких особо жаропрочных металловL как ниобийL молибденL
тантал и др. В ряде случаевL когда уровень температур конструкции это позволяетL
материалом нитей может быть также н
ержавеющая сталь.
Задача определения
размерности и эффективности сетчатой металлической структуры в отношении
улучшения теплопроводности в различных направлениях решалась с помощью МКЭL
а также при первичной оценке приближенным способом. Для уменьшения
тем
пературного градиента по толщине материала направление волокон внедренной
металлической структуры должно быть перпендикулярным наружной и внутренней
поверхностям конструктивных элементов. В любом случае введение металлической
структуры должно быть отражено
в теплофизических и механических свойствах
материала. Таким образомL внедрение в конструкцию металлических прутков
приводит к увеличению теплопроводностиL к уменьшению температурного градиента
иL следовательноL к увеличению прочности конструкции.
Analytic

331 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Новизна
темы
подтверждена
патентами
The employment of me
332 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Обеспечение необходимого уровня совокупных характеристик
газотурбинного двигателяL таких как уверенны
й запускL широкий диапазон
устойчивой работыL полнота сжигания топлива и низкая эмиссия вредных
веществ зависятL в частностиL от надежной работы камеры сгорания. При этомL
большинство исследователей в данной области сходятся во мненииL что
достижение высок
ого уровня перечисленных характеристик в самой камере
сгорания обуславливаетсяL не в последнюю очередьL качеством процесса
дробления жидкого топлива и предварительного перемешивания его с воздухом
во фронтовом устройстве. ИзвестноL что сжигание гомогенной
предварительно
подготовленной смеси жидкого топлива с воздухом в модельных тепловых
генераторах позволяет получить низкую эмиссию вредных веществ на выходе.
Однако в реальных камерах сгорания ГТД нет ни местаL ни времени для
осуществления такой подготовки.
Отсюда ясноL что необходимо максимально
полно использовать имеющееся пространство и время пребывания для
устремления характеристик топливовоздушной смеси к однородному составу.
По результатам холодных испытаний средний Заутеровский диаметр капель
топлива
на режиме близкого к малому газу составляет порядка RS мкмL и
формируется широкая и интенсивная зона обратных токов на оси устройства.
Для апробации разработанного устройства и метода подготовки в нем
топливовоздушной смеси были проведены огневые испытания
в модельном
трехгорелочном отсеке камеры сгорания при повышенном давлении среды.
Таким образомL в процессе экспериментальных исследований показаноL что
увеличение интенсивности закрутки воздуха позволяет повысить степень
гомогенизации смеси (улучшить рас
пыл и перемешивание топлива с воздухом).
Для процесса пневматического дробления важно иметь равномерный
высокоскоростной поток закрученного воздухаL при низкой скорости подачи
топлива в него
что и достигнуто в устройстве. Распад топливной пленки
происход
ит в несколько этапов: срыв капель с поверхности пленкиL дробление
пленки на распыливающей кромкеL срыв топлива с поперечной перекладины в
центральном каналеL дробление отдельных крупных капель в районе выходного
сопла устройства.
Influence
of aerodynamic
front device on the quality of mixing liquid fuel with
air in a gas turbine engine
combustor
Chelebyan O.G.
, Siluyanova M.V.
MAI, Moscow
Research methods of preliminary preparation of liquid fuel
air mixture i
n the
combustor front device are an urgent task in the development of competitive on the
level of emissions of
toxic species
GTE. In this paper we studied the effect of the
intensity of swirling air flow and interaction with the liquid film on the characte
ristics
generated by the spray nozzle of the combustor module with pneumatic type.
The providing of the necessary level of aggregate characteristics of a gas turbine
engine, such as certain wake
up, a wide range of stable operation, combustion
efficiency
and low emissions of toxic species depends in particular on the reliable
operation of combustor. At the same time, most researchers in this characteristics field
agree that the achieving of a high level of combustor itself is supported
not least, by
the q
uality of the process of crushing of liquid fuel and pre
mixing it with air in the
333 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;front device. It is known that the combustion of previously prepared homogeneous
mixture of the liquid fuel with air in the heat generators model allows to obtain low
outlet
toxic species emission. However, in the real GTE combustor there are no place
nor the time for such training. Clearly, that it's
necessary to maximize the use of
available space and the residence time to direct
the fuel mixture performance
towards
a homog
eneous composition.
334 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;определение суммарных тепловых и гидравлических потерь в контур
е
экспериментальной установки на переходных и стационарных режимах.
По результатам работы был проведен сравнительный анализ численного
моделирования работы контура с результатами экспериментальных
исследований стендового варианта контура преобразования эне
ргииL который
позволяет сделать вывод об адекватности представленной математической
модели.
Литература
1. Lee S. Mason A Power Conversion Concept for the Jupiter Icy Moons Orbiter,
AIAA
6007, 2003.
335 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;1. Lee S. Mason A Power C
onversion Concept for the Jupiter Icy Moons Orbiter,
AIAA
6007, 2003.
336 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Operation of the thruster model SPT
100PM at the modes with increased power is
of interest for the development of the SPT
100 thruster modification with the
increased
thrust with the aim to solve problems of SC final injection into the high
working orbits, geostationary orbit (GEO) including, as the application of electric
propulsion thruster for solving such problem allows for considerable increase in the
SC mass deli
vered to the working orbit. In Russia the problem of final insertion of SC
(“Express
5” and “Express
6”) was solved for the first time by the JSC
“Information Satellite Systems” by using the thrusters SPT
100 of the attitude control
system (EP rated
power was 1.35 kW [1]). But the duration of final insertion appeared
to be rather long due to the low thrust of SPT
100 thrusters. A double (and over)
increase in the EP thrust would make it possible to shorten the mentioned duration two
and more times pra
ctically. Thus, development of the SPT
100 thruster modification
that would be capable of operating both with the thrust level of the modern SPT
100,
and with the increased thrust will allow successful solving for the problems of final
insertion and orbit
correction for a number of advanced SC being developed by the
JSC “Information Satellite Systems” and other enterprises. In view of this, the
laboratory model SPT
100 PM modified for the operation at the increased
power
modes was studied. The obtained data
confirmed possibility for increasing EP thrust
more than 2 times in the case of the thruster power of up to 3 kW that is acceptable for
the thruster of such standard size, as well as the possibility for its operation at the
mode with the power of 1.35
1,5
kW for solving the problems of SC orbit correction.
This work was executed under the support of the Ministry of Education and Science
of the Russian Federation within the frames of the Agreement on grant assignment to
the Moscow Aviation Institute for the
project No. 14.577.21.0231.
Reference:
1. Platforma dlya innovatsionnogo razvitiya (The platform for innovative growth) //
Sibirskiy sputnik No. 20 (393), 2015, p.4.
Формирование концепции криволинейных выходных устройств силовой
установкиL встроенной в планер летательного аппарата
Силуянова М.В.
L Шпагин В.П.
МАИL г. Москва
Реактивные сопла занимают важное место в комплексе пр
облем разработки
перспективных летательных аппаратов (ЛА). С точки зрения расширения
возможностей современного летательного аппарата ключевыми являются
следующие проблемы:
уровень эффективной тяги сопел;
интеграция сопел в компоновку самолета;
снижение зам
етности ЛА в задней полусфере;
оптимизация конструкции сопелL снижение весаL охлаждение и т.д.
Решением представленных выше проблем может послужить применение
плоского реактивного сопла. В качестве преимущества плоских сопел в
интегральных компоновках мож
но отметить:
меньшую заметность плоских сопел (в ИК
и РЛ
диапазонах) и
соответствующее снижение уязвимости самолета;
337 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• улучшение тяговых характеристик самолета за счет оптимальной
интеграции силовой установки в планер (при этом само плоское сопло тяжелее
может иметь большие потериL чем осесимметричное);
возможность использования эффекта «суперциркуляции».
ОднакоL одного лишь применения плоского соплаL как правилоL оказывается
недостаточноL и для полного экранирования горячих частей двигателя приходится
ополнительно искривлять канал выходного устройства (ВУ). Зачастую
доступный диапазон искривления бывает сильно ограниченL и появляется
необходимость применения более сложных методов. К ним можно отнести
интегрирование в канал сопла дефлекторов специальной
формыL позволяющих
скрыть проблемные части двигателя при меньшей кривизне ВУ.
Подобный случай рассмотрен в представленной работе. В рамках
проведенных исследований нами было спрофилировано дозвуковое сопло с
полным блокированием видимости горячих частей дв
игателя. Такого эффекта
удалось достичь благодаря искривлению проточной части канала и интеграции в
него специальным образом искривленных дефлекторов. Численные
исследования подобного решения позволяют сделать вывод о возможности
профилирования безотрывног
о плоского малозаметного сопла с применением
предлагаемого способа интеграции в канал дефлекторов. При этом коэффициент
скорости соплаL выбранный нами в качестве критерия оценки потерь в
выходном устройствеL в рассмотренном случае уменьшился в пределах 5 E
L а
поля давления и скорости на выходе остаются равномерными.
Embedded in the aircraft airframe propulsion system nozzles curvilinear
channels concept formation
Siluyanova M.V.
, Shpagin V.P.
MAI, Moscow
the possibility of using
of the Coanda effect
338 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;slave. Such a case is considered in the present study. As part of our research has been
profiled subsonic nozzle with a complete blocking visibility of hot engine parts. This
effect was achieved due to the curvature of the flow
channel and integration of a
special way curved baffles in it. A numerical investigation of such decision leads to
the conclusion about the possibility of profiling a flat low
profile nozzle using the
proposed method of the integration deflectors to the c
hannel. The coefficient of nozzle
velocity selected as the evaluation criterion of loss in the exhaust arrangement, in the
present case has decreased to within 5%, and the pressure fields and velocities at the
outlet remain uniform.
Принципы создания энергетических установок для летательных
аппаратов нового типа на основе Теории Энергообменных Процессов
Щербак П.В.
ГИБИПL г. Москва
В работе рассмотрены существующие и технически реализованные человеком
принципы созд
ания летательных аппаратов (ЛА): аэродинамическиеL
аэростатические и реактивные силы.
Основными недостатками этих способов обеспечения перемещения в
пространстве является наличие инерционностиL ограничение на конечную
скорость перемещения и необходимость и
меть запас топлива на борту ЛА. Для
устранения этих недостатков предлагается пересмотреть концепцию
перемещения и развивать новый способ перемещения в пространствеL в основе
которого лежит перевод окружающего ЛА пространства в активное состояниеL в
результ
ате чего указанные недостатки в той или иной мере будут сняты. Для
этого необходимо принять концепцию наличия в окружающем пространстве
некоторой Фундаментальной
нергии мирозданияL в разных научных работах
имеющих различное наименованиеL как то: физически
й вакуумL эфир и т.п.
В качестве завершенной логической цепочки представлен введенный T
закон механикиL постулирующийL что существуют безынерционные системыL в
которых телоL движущееся непрямолинейно и неравномерноL тем не менее
находится в состоянии пок
оя.
Вниманию предлагается Теория
нергообменных процессов (ТЭП). Согласно
ТЭП в природе существуют два основных энергобменных процесса: прямой
на
создание материи как таковой и обратный
на разрушение материи.
С учетом положений ТЭП в работе представле
ны две формулы: сохранения
энергии и формула расчета энергии энергообменного процесса в
мерном
пространстве.
Наиболее интересен вопрос технической реализации в энергосиловых
установках ЛА нового типа основных положений ТВП. Основной функцией
двигательной
установки будет являться формирование особого рода
«антивещественного» поля определенной плотности. В этом ключе рассмотрены
основополагающие нано и пикотехнологические аспекты создания
конструкционных материалов энергосиловой установки ЛА нового типа.
авными принципами построения кристаллической структуры материала
энергетического конвертора является принцип аддитивности и фрактальностиL а
начинать необходимо с параметров ядер химических элементов ячейки
339 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;кристалла. Близкая по постановке задача создания
конструкционного материала
решалась при создании квантовых генераторов с требуемыми параметрами.
Principles of designing of power installations for the new type flight vehicles
based on the Theory of Energy Changing Processes
Scherbak P.V.
GSINM, Moscow
The principles of flight vehicles (FV) making existing and engineeringly
implemented by the person are in
process observed:
aerodynamic forces (an airplane, a helicopter, an autogiro, a hang
glider);
an aerostatic force (an airship, a b
alloon, an aerostat);












342 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;5. Информационно
телекоммуникационные
технологииL
в том числе авиационныхL
ракетных и ко
смических систем
Information and Telecommunication
Technologies of
Aviation
, Rocket and Space
Systems
Precise Point Positioning Algorithm for Enhanced Navigation
Microsatellite in Low Orbit
Guohua Kang
, Yao Liu
NanJi
ng University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing, China
The existing high
precision positioning of LEO satellite usually uses GPS or USB
System. However, in recent years with the rapid increase of LEO micro
satellites, the
USB, which requires ground
monitoring stations, has become overwhelmed, and GPS
has become the main means of satellite position and orbit determination. The position
with GPS usually uses pseudo
optimal ambiguity vector. By LAMBDA the search space of amb
iguity is smaller, and
the search efficiency is improved.
Simulation results based on STK data show that the PPP can be applied to low
orbit
enhanced navigation satellites, and the state error can converge in about 20 minutes to
343 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Compared with the RTK position in orbit, PPP needs not to be equipped with base
station and communication equipment. It only regularly needs the IGS precise
ephemeris from the ground control station in the daily management. This gre
atly reduces
the cost. In addition, further simulation indicates that if the LEO satellite is used as the
navigation satellite and PPP is used in the ground receivers, the convergence time of the
algorithm is decreased from 40~50 to 10 minutes.
Синтезатор частот с высокой скоростью дискретной
перестройки частоты
Мартиросов В.Е.
L Алексеев Г.А.
МАИL г. Москва
Современные требования к устройствам формирования колебаний с дискретной
перестройкой по часто
те для СВЧ радиотехнических систем различного
назначения можно сформулировать следующим образом: значительный диапазон
перестройкиL малые времена перестройки по частоте и низкий уровень
собственных частотно
фазовых шумов. С учетом СВЧ диапазона рабочих час
тот
актуальны разработка и исследование структур с косвенным методом синтезаL т.е.
синтезаторов частот выполненных на основе систем фазовой автоматической
подстройки частоты (ФАПЧ).
В докладе представлены результаты исследований характеристик и
потенциальн
ых возможностей инновационной структуры синтезатора частот
(патент РФ на изобретение № R5956R9L ФИПСL Бюл. № RTL R7.0X.R016).
Исследуемая структура синтезатора частот выполнена на базе
разработанной
авторами глобально линеаризованной системы синхронизации
англ.
Globally
Linearized
PLL
, GL
PLL
) и отличается высокими динамическими свойствами и
улучшенной “чистотой” спектра формируемого сигнала.
В качестве структурыL с которой проводится сравнение характеристик
предложенного устройстваL взята структура синт
езатораL выполненного на основе
системы ФАПЧL использующей частотно
фазовый детектор с накачкой заряда
англ.
Charge
Pump
PLL
PLL
). Данная структура широко распространена в
зарубежных и отечественных инженерных разработкахL включая представленные
на
рынке современные микросхемы синхронных устройств.
Исследования характеристик обеих структур при выровненных параметрах
петель синхронизации были проведены методами имитационного моделирования
в программной среде MATLABOΣiµuλink. Полученные результаты позв
олили
сделать следующие выводы.
Спектр частотно
фазовых флуктуаций выходного колебания в синтезаторе с
накачкой заряда (
PLL
) более загрязнен. Это очевидно обусловлено
импульсным характером работы входящего в его состав частотно
фазового
детектораL что с
оздает дополнительную импульсную помеху в напряжении
регулирующем частоту подстраиваемого генератора.
Для широкого диапазона частот перестройки в предложенной структуре
PLL
время дискретной перестройки по частоте не превышает значений S
микросекундL
что значительно меньше
времени синхронизации
структуры
PLL
Указанный выигрыш по времени дискретной перестройки частоты синтезатора
PLL
нарастает с увеличением размаха изменения частоты при перестройке и
может достигать значений в несколько порядков.
344 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The Frequency Synthesizer with High
345 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;области на сегодняшний момент практически ограничивается частными случаями
локальных применений в интересах решения текущих производственных или
хозяйственных задачL преимущественно в экспериментальном порядке.
Целью дипломного проект
а является создание и разработка системы приема
данных с борта БПЛА.
Для достижения цели дипломного проекта поставлены следующие задачи:
рассмотреть основные принципы работы системы связи БПЛА;
проанализировать элементную базу компонентов БПЛА в рамках имп
орт
замещения;
разработать оптимизированную систему приема данных с борта БПЛА.
По итогам проведенной работы был спроектирован приемник с дискретизацией
промежуточной частоты (ПЧ)L используемый для работы нелицензируемом
диапазоне πадиочастотного спектра
IΣM (промышленныйL научный и
медицинский диапазон) RLT
RLTX ГГц. Приемник спроектирован для работы с
системамиL использующими OFDM (мультиплексирование с ортогональным
частотным разделением сигналов). Данный приемник был спроектирован с
использованием отеч
ественной элементной базыL при использовании
отечественного программного обеспечения в рамках импорт замещения.
A communication device for an unmanned aerial vehicle
Akhmadiev A.F.
KNRTU
KAI, Kazan
Initially, demand for unmanned aeri
346 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;receiver was designed with the use of the domestic element base,
using domestic
software as part of import substitution.
Метод граничного JTAG
сканирования в современной бортовой
радиоэлетронике
Виноградов А.Б.
L Валитов Р.Р.
УКБПL г. Ульяновск
Изделия бортовой радиоэлектроники имеют в своем составе многослойные
печатные платыL на
которых установлены интегральные микросхемы высокой
степени интеграцииL каждая из которых может иметь по нескольку сотен выводов.
Во многих разработках используются микросхемы в корпусах типа BGAL к
контактам которых после распайки на плате отсутствует физ
ический доступ. Все
это создает сложныеL а нередко и неразрешимыеL проблемы для ручного поиска
дефектов в собранных печатных узлах. В связи с этим задача автоматизации
поиска и идентификации является актуальнойL которая в настоящее время
решается с помощью
различными подходами.
Для снятия ограничения доступа к электрическим цепям была разработана
технология граничного JTAG
сканирования определяемая стандартом
IEEE
1149.1
полноценное альтернативное решениеL которое обеспечивает высокое тестовое
покрытие дл
я сложных плат; короткий цикл разработки тестовL требующий
минимизация оборудования; низкие материальные затраты; высокую точность
диагностики а так же быстрое внутрисистемное программирование.
В качестве тестируемого изделия был выбран печатный узел МВФ
(модуль
вычисления и формирования)L входящая в состав изделия ПМФ
5.1.
Исследованием являлось экспериментальное подтверждение возможностей
выявленияL локализации и индентификации дефектов типа «короткое замыкание»
и «непропаянный контакт» под микросхемами
типа
BGA
. Созданный проект по
периферийному тестированию платы модуля МВФ
5 в пакете
ProVision
позволяет
диагностировать и вычислить на ней дефекты. Первоначально все проверяемые
модули МВФ
5 были отбракованы по результатам функциональной проверки. По
рез
ультатам проверки модулей МВФ
5 методом периферийного JTAG
тестирования были выявлены неисправности в результате проверки
SRAM
памяти
мOс
11, D12 (
TG
) и DR5 (
EP
CGX
110
2717
Altera
).
Неисправностью являлось отсутствие связей между микросх
емами
11 и DR5. В
связи с этим можно
сделать выводL что нарушение связи произошло по причине
непропая выводов под
BGA
чипом
25
Altera
Таким образомL из десяти
проверяемых модулей в восьми модулях были обнаружены дефекты с помощью
граничного JTAG
сканиро
вания.
В результате технология
граничного JTAG
сканирования позволяет
значительно уменьшить время диагностики изделий и может быть применена для
широкого круга предприятийL разрабатывающих РЭА.
Method of Boundary JTAG
Scan in Up
Date Avionics
Vinogrado
v A.B.
, Valitov R.R.
UIMD, Ulyanovsk
347 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Avionics articles include multilayer printed circuit boards, on which high integration
level integrated circuits, each having hundreds of pins, are installed.
Many developme
nts use BGA
chips, which pins are not accessible after their pinout
on PCB.
All this causes complicated and often unsolved problems for manual search of defects
in assembled integrated circuits. Therefore, the task of automation of search and
identificatio
n, which nowadays can be solved with different approaches, is urgent.
To eliminate electrical circuit access restrictions there was developed IEEE 1149.1
specified boundary JTAG
scan technology
an alternative solution, which provides
high testing coverag
e for complicated PCBs; short test development cycle that requires
minimization of equipment; low material expenses; high diagnostics accuracy, as well as
fast in
system programming.
МВФ
5 PCB assembly (computing and generating module) included in
ПМФ
5.1
article was chosen as an article under test.
The investigation consisted in experimental confirmation of possibility of detection,
isolation and identification of faults such as “shor
t circuit” and ”non
soldered pin” under
the integrated circuits of BGA type. The project on peripheral testing of
МВФ
5 module
PCB in ProVision package makes it possible to diagnose and compute its defects. First,
all the tested
МВФ
5 modules were rejected
by the results of functional tests. By the
results of testing
МВФ
5 modules using boundary JTAG
348 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Одним из путей решени
я этой проблемы является сборL консолидацияL
хранение и использование актуальной информации со всех возможных рабочих
единиц предприятия в режиме реального времени. Сбор информации представляет
собой процесс экстракции данных с оборудования в ручном и авто
матическом
режимеL получения информации от персонала предприятия и систем мониторинга.
Одной из проблем сбора информации является ее консолидация и
нормализация. Для эффективного использования оперативной информации
необходимо обеспечить ее преобразование
в формуL удобную для анализа и
использования в смежных системах. Нормализация же предназначена для
хранения исторической информации в целях анализа и представления отчетности
и составления производственных расписаний на основе этих данных.
В ряде информац
ионных областейL например такойL как управление
нормативно
справочной информациейL существуют стандарты для унификации и
кодирования информацииL для эффективной передачи их из системы в систему
ГОСТ RR7T5 устанавливает открытые технические словари. При п
рименении
подобных практик к системам обмена оперативной информацией внутри
производственных систем появляется возможность эффективно хранить и
использовать информациюL полученную из разных систем для различных целейL
относящихся к области подготовки произ
водства
планированиеL анализ и
составление расписаний.
Более остро проблема унификации информацииL циркулирующей в
производственных информационных системах и участвующей в планировании
производства стоит при совместной работе нескольких структурных едини
одного или нескольких предприятийL производственные расписания которых
являются взаимозависимыми.
Gathering, storage and processing features of production information in a
project and operational management system
Golubev D.A.
, Tsyrk
ov A.V.
MAI, Moscow
Implementation of planning systems and production management, the desire to move
to a new level of functionality, that covers the entire project and production activity of
machine
building enterprise, what is the me
thodology of project and operational
management, demonstrates a huge role of how enterprises treat the information. There
are further divided into activity types
financial, technical, production, further they are
devided by their purpose
reference information, operational information, historical
information and so on.
Switching to pro
ject and operational management should solve the operational
control problem of
an enterprise production activity, which is to develop relevant work
plans and schedules at any time.
One of the ways to
solve this problem is the gathering, consolidation, storage and use
of relevant information from all possible enterprise work units in
real
time. Information
gathering is the process of extracting data from equipment in manual and automatic
mode, obtaining information from enterprise staff and monitoring systems.
One of the problems of gathering information is its consolidation and normal
ization.
For effective use of operational information it is necessary to provide its transformation

into a form that is suitable for analysis and use in related systems. Normalization is
meant to store historical information for analysis and reporting and
to develop
production schedules based on these data.
In a number of inf
ormation fields, such as reference information management, there
are standards for unification and coding of information for their efficient transfer from
system to system
State Stand
ard 22745 sets public technical dictionaries. When
applying these practices to systems of operational information exchange within
production systems, it is possible to store and use information from different systems for
The problem of information unification,
circulating in production information
systems and particip
ating in production planning, is much bigger in co
operation of
several structural units of one
or several enterprises, whose production schedules are
interdependent.
Устройство для целенаправленного создания
активных помех на основе
SDR
Заяц Ф.В.
L Брюханова Е.Н.
МАИL г. Москва
На сегодняшний день технология передачи данных посредством радиосигналов
достигла немыслимых высот. С
помощью технологии
SDR
Software
defined
radio
конфигурируемого радиотракта и ADL (реализуемых в FPGA(ПЛИС)L
передающих уже оцифрованный сигнал на ПКL где можно производить обработку
программно)L можно выполнять самые разнообразные задачиL начиная с бы
товых
(радиоприемники) и заканчивая авиационными и космическими (самолетыL
луноходыL спутники и др.). Преимущества данного подхода очевидны:
отсутствие необходимости аппаратной реализации каждой
конфигурации;
относительная простота использования.
Основной
проблемой (до недавнего времени) являлось скудное разнообразие
продуктов данной технологии. На сегодняшний же день
каждый может выбрать
себе подходящую модель под его индивидуальные запросы ( приемникиL
работающие на разных частотных диапазонахL приемо
передатчикиL
отличающиеся особым быстродействием обработки сигнала и его дальнейшей
передачи и др.)
В данной работе использовалась
SDR
платформа
bladeRF
(с возможным
использованием режима полного дуплекса (приемо
передающего тракта))L целью
которой являлос
ь создание активных помех для определенного типа устройствL
имеющих свои уникальные радиоканалы для передачи данных по внутренним
протоколам (
GSM
др.
В ходе самой работы были поставлены следующие задачи:
отладка базового ПО и его корректное вза
имодействие с
MATLAB
Simulink
реализация схемы приемника для обнаружение нужного типа сигнала
(снятие характеристик) на частотах конкретного оператора;
сравнение полученных данных с теоритическими;
350 &#x/MCI; 2 ;&#x/MCI; 2 ;• обработка разных типов модуляции (
qpsk
qam
16,
qam
64,
msk
реализация схемы передатчика в
MATLAB
Simulink
корректная работа финальной схемы
Результатом выполненной работы являются данные с графических скопов о
передачи сигналаL а также индикация возникающей ошибки конфликта между
MATLAB
Simulink
и нескольки
ми поставленными задачами.
351 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В соответствии с пошаговой методикой моделирования проектов микросхемL
основанной на ПЛИС
прототипировании с внесением неисправностейL
программно
аппаратный комплекс позволяет моделировать функционирование
целевой м
икросхемы типа «система на кристалле» на базовых кристаллах серий
55R1 и 55R9 в условиях воздействия космической радиации. В процессе
моделирования на основе известных характеристик потоков заряженных частиц и
целевой микросхемы осуществляются определение
моментов времени
возникновения сбоев в микросхемеL локализация их возникновенияL а также
определяется тип сбоев. Процесс моделирования содержит несколько этаповL в
частности включающих функциональное тестирование исходного проекта
микросхемыL внедрение в п
роект микросхемы функциональности по внесению
сбоевL моделирование функционирования полученного проекта в отсутствии и
наличии сбоев. На каждом этапе осуществляется мониторинг значений выводов
микросхемыL а также некоторых внутренних сигналовL задаваемых п
ользователемL
и их сравнение с эталонными. Анализ результатов моделирования позволяет
оценить сбоеустойчивость целевой микросхемы типа «система на кристалле» на
базовых кристаллах серий 55R1 и 55R9 в условиях заданного воздействия
космической радиации.
Раз
работка проводится при финансовой поддержке государства в лице
Минобрнауки РоссииL уникальный идентификатор прикладных научных
исследований: RFMEFI57715X0161.
The Hardware
Software Complex for Fault Tolerance Evaluation of Special
Purpose Systems on Chip
Based on 5521 and 5529 ULA Series
Klimenko A.V.
, Zubkans A.V.
, Parkhaev V.A.
MAI, Moscow
The hardware
software complex (HSC) is designed for special
purpose systems’ on
chip (SoC) projects
simulation with the ability of fault tolerance evaluation. The projects
are created via electronic design automation (EDA) tool for 5521 and 5529 uncommitted
logic arrays (ULA) series based SoCs.
In accordance with the step
step SoC projects’ simulation
methodology based on
FPGA
prototyping with fault injection, HSC allows to simulate the operation of the
target SoC based on 5521 and 5529 ULA series in terms of exposure of space radiation.
While simulation, moments of faults occurrences, fault types and
faults localization data
352 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;Микропроцессорная
техника
приборах
системах
комплексах
новый
лабораторный
практику
основе
среды
проектирования
Matlab
Simulink
микроконтроллерной
платформы
Arduino
Афонин
L Ямашев Г.Г.
L Шаповалов Н.А.
L Коломийчук С.А.
МАИL г. Москва
Целью вы
полненной работы являлось создание нового лабораторного
практикума для изучения современной микропроцессорной техники студентами
высших технических учебных заведений. Лабораторный практикум построен на
базе модельно
ориентированной среды разработки
Matlab
Simulink
распространенной микроконтроллерной платформы ARDUINO UNO.
Традиционно процесс разработки микроконтроллерных систем включает
создание управляющей программы путем написания программистом ее исходного
текста на языке высокого уровня. Недостатком у
казанного подхода является
трудоемкость ручного написания исходного текстаL высокая вероятность
появления в программе ошибок различного рода. Преимуществом же при высокой
квалификации программиста является возможность гибкой настройки режимов
работы блоков
микроконтроллера (МК) и получаемый в итоге оптимизированный
код. Альтернативным подходом к разработке программного обеспечения МК
систем является использование технологии автоматической кодогенерации
исполняемого кода непосредственно из моделиL созданной
в модельно
ориентированной среде разработки
Simulink
. Достоинствами такого подхода
является быстрое и относительно простое получение управляющей программы и
создание прототипа разрабатываемой МК
системы без профессиональных
навыков программирования на язык
ах высокого уровня. Для изучения различных
систем на кафедре № S05 «Автоматизированные комплексы систем
ориентации и навигации» МАИ разработаны оригинальные лабораторные модули
и программы. Конструктивно каждый из лабораторных модулей представляет
собой
отладочную плату ARDUINO UNO с подключенными к ее выводам
оригинальными платами расширенияL состоящими из стандартных электронных
компонентов. Было подготовлено и опубликовано электронное учебное пособие к
соответствующим лабораторным работам. Освоение да
нного практикума дает
возможность студентам освоить базовые элементы модельно
ориентированного
программирования в среде разработки
Simulink
L а так же понять логику работы
техники без углубленного изучения языков программирования высокого
уровня. Двухгод
ичный опыт использования лабораторного практикума в учебном
процессе кафедры S05 подтвердил целесообразность и эффективность его
примененияL большую заинтересованность студентов в современных средствах
обучения.
Работа выполнена
при финансовой поддержке Ми
нобрнауки РФ в рамках
Госзадания по проекту № X1SL задание R01TO9R и РФФИ по гранту
0570XаL а
также гранта Президента РФ №
8036.2016.5
Microprocessor technology in the devices, systems and complexes
a new
laboratory practice based on Matlab
Sim
link design environment and the
Arduino microcontroller platform
Afonin A.A.
, Yamashev G.G.
, Shapovalov N.A.
, Kolomiychuk S.A.
MAI, Moscow
353 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;The aim of the work perfo
rmed was to create a new laboratory practical for the study
of modern microprocessor technology by the students of higher technical educational
institutions. Laboratory practice is based on a model
oriented environment of the
development of Matlab
Simulink
and the common microcontroller platform ARDUINO
Traditionally, the process of the development of the microcontroller systems includes
the creation of the controlling system by writing its original text in the language of a
high level by the programme
r. The main disadvantage of the manual writing of the
original text and a high probability of various mistakes in the text. If a programmer is
highly
qualified then the advantage is the possibility of flexible adjustment of operating
modes of the microcont
roller unit (MC) and an optimized code obtained as a result. An
alternative approach to the software development of the MC systems is the using of the
technology of automatic code generation of the executable code from the model created
in the model orient
ed environment Simulink. The advantages of suck an approach is a
quick and relatively simple obtaining of the controlling program & the creation of a
prototype of the being developed MC system without professional programming skills in
languages of a high
level. Original laboratory modules and programs were developed in
ηaiρ №S05 “Auτoµaτed sysτeµs of oρienτaτion and navigaτion” foρ sτudying diffeρenτ
MC systems. Structurally, each laboratory module is a debug board ARDUINO UNO
attached to its original exp
ansion cards consisting of the standard electronic
components. An electronic textbook to the laboratory tasks was made and published.
This practice work give an opportunity to the students to study the basic elements of the
model oriented programming in th
e sphere of Simulink development as well as to
understand the logic of MC mechanism work without profound learning of
programming languages of a high level. A two
year experience in the use of the
laboratory work in the educational process of Chai
ρ №S05 ηas πρoved τηe feasibiλiτy and
effectiveness of its application, the students’ interest in modern means of education.
The work was supported by the Ministry of Education of the RF as a part of the state
τask on Pρoϕecτ №X1SL τask R01TO9R and RFFI Gρ
ant 15
05708a, and President Grant
№ MK
8036.2016.5.
Преобразователь интерфейсов для инерциальных навигационных систем
Коскова С.В
МАИL г. Москва
Целью данной работы являлось снижение массы и габаритов БЛА с помощью
реализации преоб
разователя интерфейсов для инерциальных навигационных
систем программным путемL в частном случае реализации на ПЛИС
САПР
VivadoXilix
Задача навигации решается методами и приборамиL определяющими
ориентацию и местоположение объекта относительно принятой
системы
координатL определением оптимального маршрута движения и обеспечением
максимальной экономичности и безопасности вывода объекта в заданную точку
пространства в определенный момент времени с установленной точностью.
Инерциальные навигационные системы
становятся основой навигационных
комплексов современных подвижных объектов так как имеет полную
автономность действияL высокую информативность и универсальность
354 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;примененияL возможность высокоскоростной выдачи информацииL высокую
помехозащищенность.
Разраб
отка алгоритма и архитектуры программы выполняется в виде
процедуры проектирования. ПроектированиеL наряду с анализом требованийL
является частью большой стадии жизненного цикла системы. Результаты этой
стадии являются входной информацией для стадии реализ
ацииL воплощения
системы.
Этапы разработки:
определение кристалла для дальнейшей разработки;
определение программных модулей проектаL задание их параметров;
тестирования проектаL получение временной диаграммы обработки
сигналов;
размещение созданного прое
кта на кристалле.
Результатом данной разработки является запрограммированная ПЛИС Zynθ
7000L позволяющая обрабатывать первичную информацииL полученную с
помощью акселерометров или гироскопических датчиков параметров углового
движения объекта с целью получе
ния интересующей навигационной информации
о местоположенииL ориентацииL скоростях движения и объекта в бортовом
вычислителе и передачи её пользователю. Данный подход позволяет уменьшить
массуL габаритыL время проектирования и надежность навигационной систе
мы.
Interface converter for
inertial navigation systems
Koskova
S.V.
MAI, Moscow
The aim of this study was to reduce the weight and dimensions of UAVs by
implementing an interface converter for inertial navigation systems programmatical
ly, in
the particular case of implementation on FPGA CAD VivadoXilix.
Navigation problem is solved by the methods and instruments that determine the
orientation and location of the object relative to the coordinate system adopted, the
definition of the opt
imal route of movement and ensuring maximum efficiency and
355 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;orientation, speed of movement and object board computers and transfer it to the user.
This approach can reduce the weigh
t, the dimensions, the design and reliability of the
navigation system.
Численное моделирование реконструктивной диагностики фазированных
антенных решеток при наличии рассеивающих объектов в области
измерений
Кузнецов Г.Ю.
L Темченко В
.С.
МАИL г. Москва
Цель данной работы ‒ разработка электродинамической модели рассеивающих
объектовL учет рассеянных полей при решении задачи диагностики фазированных
антенных решеток (ФАР) на основе данных измерения поля излучения в
ближней
зоне (БЗ) в условияхL отличных от безэховых. Результаты диагностики получены с
использованием метода «сжатия с распознаванием» («
Compressed
Sensing
»)
применительно к большим ФАРL позволяющего значительно уменьшить
количество измерений по сравнению
с традиционными методами измерений.
Главным ограничением такого метода является тоL что количество дефектных
элементов должно быть мало по сравнению с количеством элементов в решеткеL
что выполняется в большинстве случаев.
В работе для решения данной задач
и диагностики в эховых условиях
предложена модификация метода «сжатия с распознаванием».
Решение задачи проводится в несколько этапов. На первом этапе для заданной
конфигурации измерительного стенда аналитически составляется матрица
измеренийL связывающая
комплексные амплитуды возбуждения излучателей и
сигнал на выходе измерительного зонда в точках измерений. В работе
рассмотрены только самые распространенные источники отражений: бесконечная
металлическая плоскостьL находящаяся на некотором расстоянии от и
сследуемой
антенныL и сфера малых электрических размеровL находящаяся между антенной и
плоскостью измерений. На втором этапе полученное матричное уравнение
решается при помощи алгоритма
YALL
1L который реализуется при числе
измерений значительно меньше числ
а элементов ФАР. Приведены результаты
диагностики линейной ФАР.
Анализ результатов диагностики при наличии мешающих отражений
показываетL что при известных характеристиках отражателей и данных об их
расположении возможно с высокой точностью восстановить по
ложения
дефектных излучателей ФАРL а также осуществить реконструкцию амплитуды и
фазы дефектных излучателей. Стоит отметитьL что практическое применение
предложенного метода наиболее актуально для случаяL когда отражателем
является проводящая плоскостьL на
примерL поверхность Земли. Такая ситуация
наиболее вероятна при диагностике ФАР в условиях близким к полевым или при
расположении ФАР на реальных объектах.
Numerical modeling of phased antenna arrays reconstructive diagnostics in
presence of scatterers in
measurements area
Kuznetsov G.Yu.
, Temchenko V.S.
MAI, Moscow
356 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;This work presents the solution of the problem of near
field reconstructive antenna
diagnostics by developing electrodynamical models of scatterers
. The results of
diagnostics were obtained using a “Compressed Sensing” (CS) method. This approach
greatly reduces the number of measurements compared to traditional methods, if the
number of antenna elements is large. CS reconstruction implies that number
of defect
elements is small compared to total number of elements in antenna under test (AUT),
which is usually true in practice.
A modification of a conventional CS reconstruction for echoic conditions is
developed.
The problem is solved in several steps.
357 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;В работе было проведено моделирование режимов работы локатора с
несколькими лучами и исследовано влияния данной помехи при различных
условиях.
В результате работы получены следующие результаты и вы
воды:
при временной задержке между квадратурами сигналаL амплитуда
паразитной составляющей спектраL увеличивается как с возрастанием временного
рассогласования в квадратурах сигналаL так и с возрастанием центральной частоты
ЛЧМ сигнала;
при фазовом сдвиге
между квадратурной и синфазной составляющими
сигнала уровень помехи зависит только от величины фазового рассогласования;
установлены допустимые границы квадратурного разбалансаL а также
способ и место корректировки (при необходимости) квадратурных составля
ющих
сигнала.
The mismatch of the orthogonal waveforms in SAR imaging modes of multiple
beams
Markova A.S.
MAI, Moscow
In contemporary radar system the separating signal on two orthogonal waveforms are
used to
wider frequency band and,
also, to keep signal’s phase information. Phase, time
358 &#x/MCI; 0 ;&#x/MCI; 0 ;продукции привело к применению в космических аппаратах ПЛИС уровня
качества
Industrial
. Основная причина заключается в томL что цена данной
продукции на 1
R порядка нижеL чем радиационно
стойкой. ТакжеL из
за
несовершенства отечестве
нной элементной базы российские разработчики
вынуждены применять ПЛИС иностранного производства.
Целью данной работы является оценка стойкости микросхем ПЛИС уровня
качества
Industrial
к воздействию радиации по одиночным эффектам путём
проведения испытаний
Оценка стойкости микросхем к воздействию факторов космического
пространства проводилась посредством проведения испытаний на моделирующих
и имитирующих установках. Объектом оценки стойкости являлась микросхема
ПЛИС фирмы
Xilinx
VSX
315
1759 в исполн
ении
Industrial
В ходе испытаний регистрировались следующие одиночные эффекты:
Тиристорный эффект (ТЭ)
скачкообразное увеличениеL
функциональный отказ или сбойL устраняемые выключением и включением
питания микросхемы.
Катастрофический отказ (КО)
необр
атимое изменение параметров
микросхемы или функциональный отказL не восстанавливаемый после
выключения и включения питания.
Одиночный сбой (ОС)
потеря информации вследствие инверсии
информации в ячейках памяти.
В ходе работы были разработаны условия и со
став испытанийL
последовательность проведения испытанийL а также методики контроля
работоспособности микросхем при испытаниях.
В результате работы были получены данныеL на основании которых были
рассчитаны максимальная и средняя частота возникновения одино
чных эффектов.
Максимальная частота КО составила R·10
1OсL средняя − S·10
1Oсутки.
Для ТЭ эти значения составляют X·10
1Oс и X·10
1OсуткиL соответственно.
Максимальная частота ОС составила R·10
1OсL т.е. 1R0 ОС за 10 минут.
Средняя частота ОС
0 одиночных сбоев в сутки.
Таким образомL повышение стойкости цифровой аппаратуры к воздействию
радиации
одна из основных з