Вісник двигунобудування

О возможности корректировки траекторий уводимых объектов космического мусора с низких околоземных орбит

M. Dron’, A. Pashkov, A. Golubek, A. Dreus, L. Dubovik

Статья посвящена актуальной проблеме обеспечения заданной точности траектории спуска и пространственной ориентации уводимых с низких околоземных орбит нефункционирующих космических аппаратов и объектов техногенного происхождения (космического мусора) в плотные слои атмосферы, что связано с необходимостью исключения падения несгоревших фрагментов на Землю. Рассмотрен простейший способ управления траекторией спускаемых космических объектов – способ управления по углам атаки и крена. Для получения информации о текущем угловом движении объекта увода предложен датчик набегающего потока флюгарочного типа. С учетом того, что движение космических объектов происходит на сверхзвуковых скоростях, проведена оценка возможности экстраполяции области функционирования предложенного датчика набегающего потока на значительные скорости движения в условиях разреженной атмосферы. Из представленных результатов моделирования датчика видно, что принятая математическая модель позволяет исследовать режимы движения чувствительного элемента датчика пространственного угла атаки – его V-образной аэродинамической поверхности и оценивать угловое положение объекта увода на высотах 80 ¾60 км с разреженными слоями атмосферы и космическими скоростями. Выполнена оценка возможности применения датчика потока для изменения дальности или бокового отклонения космического объекта при входе в плотные слои атмосферы Земли. С этой целью по проекциям абсолютной скорости и текущего положения на оси орбитальной системы координат в точке входа рассчитаны баллистические производные дальности падения и бокового отклонения уводимого космического объекта. Показано, что даже незначительное приращение скорости объекта в радиальном или трансверсальном направлениях может сместить его точку падения на десятки километров относительно номинального значения. Отсюда следует возможное использование датчика набегающего потока как регулятора прямого действия на начальном атмосферном участке траектории увода для корректировки точек падения по дальности и боковому направлению.

Анализ результатов испытаний двухкомпонентного пневмонасосного агрегата на компонентах топлива

V.I. Konokh, I.I. Kalinichenko, I.M. Hordiiets, V.V. Mykolaievskiyi

На сегодняшний день в жидкостных ракетных двигательных установках космических аппаратов принято применять вытеснительную систему подачи компонентов топлива, так как она является наиболее простой и надёжной. При этом она также обладает несколькими существенными недостатками – топливные баки находятся под высоким давлением, что приводит их к утяжелению за счет увеличения толщины стенки, а также большие разбросы соотношения компонентов топлива, и как следствие – увеличение гарантийных запасов компонентов топлива на борту космического аппарата. Сегодня отработана новая система подачи компонентов топлива в камеру двигателя – пневмо-насосная. Данная система питания двигательной установки занимает отдельное место между вытеснительной и турбонасосной системами подачи компонентов топлива и превосходит их по массовому совершенству для жидкостных двигательных установок тягой до 10 кН. Проведены исследования по теоретическому и экспериментальному определению оптимальных параметров двухкомпонентного пневмонасосного агрегата (ПНА), определению коэффициента полезного действия ПНА на модельной жидкости и рабочих газах – гелии и воздухе. Для подтверждения определенных на первоначальных этапах отработки расходно-напорных и ресурсных характеристик ПНА на модельной жидкости (вода) и газах (гелий и воздух) были проведены испытания на натурных компонентах топлива в широком диапазоне температур. В качестве компонентов топлива с диапазоном температур от 277 К до 312 К использовались: окислитель – АТ (азотный тетраоксид), горючее – НДМГ (несимметричный диметилгидразин). Рабочий газ – гелий и азот в диапазоне температур от 261 К до 364 К. Суммарное время работы каждого экземпляра ПНА составило 10800 с. В результате анализа проведенных испытаний подтверждено соответствие расходно-напорных и ресурсных характеристик работы ПНА на модельных жидкостях и газах с характеристиками работы ПНА на натурных компонентах топлива в широком диапазоне рабочих температур. Суммарные гидравлические потери по гидравлическим линиям окислителя и горючего на воде и компонентах топлива слабо отличаются за счет своей плотности, что оказывает незначительное влияние на снижение напоров на ~1 …1,5 %. Данный факт позволит в дальнейшем для других типоразмеров ПНА снизить стоимость и сократить сроки экспериментальной отработки пневмонасосных агрегатов за счет использования более дешевых и безопасных модельных жидкостей, газов. Также была подтверждена возможность длительной работы ПНА в агрессивных средах.

Метод расчета прогрева жидкого топлива в баке двигательной установки ракеты-носителя

A.I. Lohvynenko, R.M. Petrenko

Процесс изменения температуры компонентов топлива в баках двигательной установки оказывает существенное влияние на её работу, параметры системы подачи, а также на энергетику ракеты-носителя. Настоящая работа посвящена созданию простого и эффективного метода расчёта температурных полей жидкого топлива в баках двигательной установки, с целью его применения при проектировании систем наддува топливных баков. Показана необходимость математического моделирования прогрева топлива в баках и влияния самого процесса нагрева на параметры системы наддува. При этом важно изменение температуры свободной поверхности топлива, которая формирует интенсивность теплопередачи, характер изменения давления в баке по времени и температуру топлива на входе в насосы двигательной установки. Использование уравнений Навье-Стокса с этой целью усложняет проведение расчётов, что вынуждает к созданию более простых в использовании методов. Помимо определения параметров создаваемых систем наддува топливных баков, учёт прогрева топлива выполняют при обработке её экспериментальных данных. С целью получения фактических коэффициентов теплоотдачи между газом наддува и жидким топливом, необходимо знать, какая доля тепла внесена от газа в жидкость, а какая – результат воздействия аэродинамического теплового потока. Предложенная модель основана на уравнениях передачи тепла внутри твёрдого тела, с использованием эмпирических коэффициентов. В качестве независимых задач рассмотрен расчёт прогрева топлива как от газа наддува, так и от аэродинамического теплового потока. Для определения последнего использованы уравнения турбулентного пограничного слоя, с учётом допущений, основанных на элементарных процессах естественной конвекции. Показана удовлетворительная сходимость расчётных и экспериментальных данных. С помощью описанного метода сделана обработка лётных данных систем наддува, с учётом динамики процессов теплопередачи при различных способах ввода газа наддува в бак, при различных его скоростях и теплофизических свойствах. Применение разработанного метода в составе методик расчёта параметров систем наддува позволяет существенно повысить точность расчётов и в целом снизить трудозатраты на разработку систем подачи топлива двигательной установки

Исследование поведения днищ корпусов РДТТ из углепластика во время испытаний и работы двигателя

L.P. Malyi, S.O. Motylov

В статье приведены исследования поведения днищ корпусов РДТТ для определения минимально необходимого места в переходном и хвостовом отсеках ракеты-носителя и выбор способа крепления и компактного размещения аппаратуры в отсеках ракеты-носителя. Для выполнения поставленных требований в статье рассмотрены следующие разделы: описание конструкции корпуса РДТТ, изготовление корпуса из углепластика, статические испытания корпуса РДТТ, огневые стендовые испытания двигателя, состояние корпуса после огневых стендовых испытаний. Рассмотрены основные проектные решения и выбор формы и профиля днища, а также элементы конструкции, входящие в состав днища. Проведены испытания, с целью подтверждения статической прочности и оценки качества изготовления корпуса. Во время испытаний при помощи установленной видеокамеры фиксировалось изменение контура заднего днища, на каждом этапе нагружения внутренним давлением. Впервые визуально зафиксировано работу заднего днища в районе клина. Проведен анализ перемещения пластика днищ по перу фланца при нагружении корпуса внутренним давлением. При нагружении корпуса внутренним давлением на поверхность днища, контактирующую с пером закладного фланца, воздействуют нагрузки, которые в 3 – 4 раза больше, чем на остальную поверхность днища. Это приводит к появлению значительных изгибающих моментов на пере фланца и так называемому эффекту «сползания днища» по перу фланца. Проведена оценка изменения формы днища от эллиптической к конической. Выполнен замер раскрытия торца днища относительно торца фланца. Разработана альтернативная схема установки датчиков для замера раскрытия. Создана качественная картина измерения отхода пластика от торца фланца, и изменения контура заднего днища при действии нагружения внутренним давлением. Результаты исследования поведения днищ во время работы двигателя и при статических испытаниях позволяют оценить минимально необходимое место в переходном и хвостовом отсеках ракеты-носителя, что, в свою очередь, позволяет экономить материалы (удешевить конструкцию) и выбрать способы крепления и компактно разместить аппаратуру в отсеках

Аеродинамічний опір авіаційної силової установки з турбовентиляторною приставкою

Yu.Yu. Tereschenko, Yu.M. Tereschenko, I.O. Lastivka

Ефективність пілотованих і безпілотних літальних апаратів істотно залежить від параметрів і характеристик силових установок. Ефективна тяга силової установки відрізняється від внутрішньої тяги ізольованого двигуна на величину втрат, зумовлених зовнішнім опором силової установки в польоті. Газотурбінний двигун (ГТД) з турбовентиляторною приставкою має ряд переваг у порівнянні з двоконтурними двигунами. По-перше, створення двигуна на основі універсального базового газогенератора дозволяє з найменшими економічними витратами реалізувати на практиці принцип модульності при створенні сімейства ГТД. По-друге, за рахунок усунення негативного впливу модуля вентилятора на потік перед компресором газогенераторного модуля поліпшуються тягово-економічні характеристики авіаційної силової установки з ГТД. Турбовентиляторна приставка виконується у вигляді двоярусного робочого колеса, внутрішня частина якого працює в турбінному режимі, зовнішня частина виконує функції вентилятора. Потужність, яку розвиває внутрішній турбінний контур турбовентиляторної приставки, передається в зовнішній вентиляторний контур турбовентиляторної приставки. Ефективна сила тяги авіаційної силової установки з турбовентиляторною приставкою повинна враховувати особливості аеродинамічних характеристик ступінчастої мотогондоли газогенераторного модуля і модуля турбовентиляторної приставки. Визначення ефективної тяги розглядається при наступних припущеннях: силова установка обтікається зовнішнім потоком повітря при нульовому куті атаки; зовнішній потік усталений, рівномірний; мотогондола газогенератора складається з головної частини (обичайки повітрозабірника), центральної циліндричної і кормової частин; мотогондола турбовентиляторної приставки складається з головної частини (обичайки), центральної циліндричної і кормової частин. В роботі запропоновано методику розрахунку ефективної сили тяги авіаційної силової установки з турбовентиляторною приставкою з урахуванням особливостей аеродинамічних характеристик ступінчастої мотогондоли авіаційної силової установки для одноконтурного і двоконтурного газогенераторів

Маршевые алгоритмы расчета термогазодинамических процессов в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, интегрированных с летательным аппаратом, с учетом пространственных эффектов

V.I. Tymoshenko, V.P. Galinskii

Приведено описание расчетно-методического обеспечения для проведения оперативных комплексных расчетов термогазодинамических процессов в элементах прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, маршевыми методами в трехмерном приближении. Численное моделирование обтекания летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем разбивается на четыре составляющие – обтекание наконечника и боковой поверхности корпуса летательного аппарата, расчет течения в воздухозаборном устройстве, камере сгорания, сопле и выхлопной струе, обтекающей хвостовую часть корпуса летательного аппарата. Расчет сверхзвукового обтекания корпуса летательного аппарата и течения в воздухозаборном устройстве осуществляется в невязком приближении с использованием схемы Годунова или с учетом вязкости с использованием модели «вязкого слоя». В области дозвукового течения в выходной части воздухозаборного устройства течение рассчитывается с использованием модели «узкого канала». Эта же модель используется и при расчете дозвукового неравновесного течения продуктов сгорания горючего в камере сгорания. Расчет течения в выхлопной струе осуществляется с учетом обтекания нижней хвостовой части поверхности летательного аппарата и взаимодействия струи продуктов сгорания с возмущенным набегающим потоком воздуха. В камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя в качестве горючего используется керосин. При расчете параметров потока в камере сгорания используется двухстадийный механизм с возгоранием керосина при окислении и моделированием догорания продуктов сгорания керосина в элементарных химических реакциях для C–O–H смесей. Предлагаемая методика может быть использована на предварительном этапе проектирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Использование разработанных в ИТМ НАНУ и ГКАУ математических моделей и соответствующего расчетно-методического обеспечения позволяет проводить оперативные комплексные расчеты при выборе проектных параметров летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем

Вплив параметрів співвісного гвинтовентилятора на акустичну емісію

V.Y. Usenko, E.V. Doroshenko, M.M. Mitrahovich

Турбогвинтовентиляторні двигуни мають високу економічність при дозвукових швидкостях польоту, однак одна із актуальних проблем цих двигунів – високий рівень шуму співвісного гвинтовентилятора. Багатьма дослідниками було доведено, що параметри однорядних гвинтів мають суттєвий вплив на акустичну емісію. Показано, що змінюючи форму лопатей, діаметр, частоту обертання, кількість лопатей можна забезпечити зменшення акустичної емісії однорядних гвинтів. Однак для співвісних гвинтовентиляторів ці питання залишаються до кінця не дослідженими. Метою роботи є оцінка впливу кількості лопатей на акустичну емісію співвісного гвинтовен-тилятора. У роботі проведено дослідження зміни рівня акустичного тиску чотирьох модифікованих гвинтовентиляторів. Потужність гвинтовентиляторів є незмінною. Кількість лопатей першого ряду гвинтовентилятора збільшено від 8 до 10...12, другого – від 6 до 8...12. Частоту обертання зменшено на 7,17...12,5%, відношення діаметрів др угого і пер шого р яді в співві с ного гвинтовенти л ятора з меншено до 0,987 ...0,942. Дослідження виконано за допомогою чисельного експерименту. Для замикання осеред-нених за Рейнольдсом рівнянь Нав'є-Стокса використовувалась модель турбулентності SST Gamma Theta Transitional. Розрахункова структурована гексаедральна сітка з адаптацією пограничного шару складалась з 20 млн. комірок. Газодинамічний розрахунок течії показав, збільшення кількості лопатей першого ряду з 8 до 12 приводить до зменшення рівня нерівномірності потоку на вході в другий ряд гвинтовентилятора, що позитивно впливає на аеродинамічні джерела утворення шуму. Отримані результати свідчать, що розрахований модифікований варіант співвісного гвинтовентилятора, що має 12 лопатей першого ряду та 12 лопатей другого ряду, частоту обертання 743,76 об/хв., відношення діаметрів другого і першого рядів співвісного гвинтовенти-лятора 0,942 дозволяє покращити акустичні характеристики гвинтовентилятора в джерелі на 4 дБ відносно базового варіанту, що в свою чергу впливає на шум силової установки і літака. При цьому тягові характеристики гвинтовентилятора залишаються незмінними

Метод определения стартовой тяговооруженности модификации самолета по условиям ее разбега при взлете и пробега при посадке

L.V. Kapitanova, V.I. Riabkov

При проектировании модификаций самолетов транспортной категории существует проблема увеличения их стартовых масс, что неизбежно влечет за собой ухудшение их взлетно-посадочных характеристик.

Предложен метод удержания взлетно-посадочных характеристик более тяжелых модификаций (ВПХ)м на уровне ВПХ базового самолета: (ВПХ)^м= (ВПХ)^б. Структуру метода образуют концептуальные условия равенства длин разбега при взлете (), длин пробега при посадке (), а также равенства скоростей принятия решений (), что обеспечивает равенство дистанций прерванного взлета самолета. На основе таких положений разработаны модели оценки взаимосвязи стартовой тяговоору-женности и стартовой массы более тяжелой модификации () с учетом влияния количества работающих двигателей, коэффициента трения шин о ВПП и аэродинамических коэффициентов. Кроме того, в таких моделях учтены неизбежные ограничения, возникающие на этапе предварительного проектирования.

На основе таких равенств: длин разбега при взлете более тяжелой модификации и базового самолета; длин пробега при посадке более тяжелой модификации и базового самолета; скоростей принятия решений в условиях прерванного взлета модификации, получена модель определения стартовой тяговооруженности от взлетной массы более тяжелой модификаций с учетом ряда ограничений, неизбежно возникающих на этапе предварительного проектирования модификаций самолетов.

При использовании этого метода для количественной оценки установлено, что при росте взлетной массы модификации на 20% и сохранении ее базирования на аэродромах, заявленных для базового самолета, требуется увеличение ее тяговооруженности на 16%.

Задача решена в безразмерных параметрах, т. е. ее результаты могут быть применены к модификациям самолета различного назначения.

Такой подход позволяет количественно оценить потребное изменение стартовой тяговооруженности при изменении стартовой массы, вызванного необходимыми моди-фикационными изменениями в условиях неизбежного учета перечисленных (и некоторых других) ограничений, возникающих на этапе предварительного проектирования модификаций самолетов транспортной категории

Динамические системы, подобные по признаку масштаба времени

V.F. Myrhorod, G.S. Ranchenko, I.M. Gvozdeva

Выполнено исследование динамических систем, подобных относительно масштаба времени. Признаком подобия является совпадение закономерностей процессов изменения состояния динамических систем при изменении масштаба времени. Установлены необходимые и достаточные условия подобия свободных (задача Коши) и вынужденных движений линейных стационарных динамических систем. Предложены условия подобия линейных стационарных динамических систем, заданных математическими моделями в различных формах: обыкновенных дифференциальных уравнений, математических моделей пространства состояния, передаточных функций и частотных характеристик. Рассмотрены параметрические линейные динамические системы, для которых определено свойство самоподобия. Самоподобной называется параметрическая линейная динамическая система, в которой, после завершения переходных процессов, вызванных изменением (скачкообразным либо постепенным) ее параметров, свободные и вынужденные движения подобны по признаку масштаба времени. Установлены признаки самоподобия параметрических линейных динамических систем первого и второго порядков (линейных осцилляторов). Для нелинейных динамических систем, математические модели которых имеют вид формы Гаммерштейна, получены условия самоподобия процессов изменения состояния при малых отклонениях от установившихся режимов. Решены прикладные задачи исследования подобных и самоподобных динамических систем, в частности, систем регулирования и авиационного газотурбинного двигателя. Математическая модель авиационного газотурбинного двигателя представлена совокупностью моделей пространства состояния, в которой сопровождающая матрица характеристического полинома является λ - матрицей. На основе решения задачи на собственные числа и собственные векторы для этой матрицы получены условия самоподобия переходных процессов изменения оборотов турбин двигателя. Установлено, что в широком диапазоне изменения режимов полета переходные процессы изменения оборотов турбин двигателя описываются одинаковыми закономерностями. Проведено сопоставление результатов моделирования и экспериментальных данных переходных процессов изменения оборотов турбин для трехвального авиационного газотурбинного двигателя. Предлагаемый подход позволяет выполнить синтез таких управлений сложными системами, которые обеспечивают подобие динамических свойств

Гібридний генетичний підхід до побудови розподіленої системи автоматичного керування авіаційних двигунів

S.S. Tovkach

Стаття присвячена розробці системних підходів до побудови розподіленої інформаційної системи автоматичного керування (САК) авіаційних газотурбінних двигунів (ГТД). Визначено, що для системи автоматичного керування авіаційного газотурбінного двигуна може бути забезпечено використання комплексу математичних моделей двигуна: динамічну повузлову, багаторежимну спрощену та лінійну модель. Для спрощеної схеми процесу розробки та узгодження математичної моделі системи автоматичного керування газотурбінного двигуна розглянуто використання просторового методу розрахунку розташування вузлів газотурбінного двигуна - гібридного підходу до побудови методів оптимізації систем керування газотурбінних двигунів із застосуванням генетичного алгоритму в якості «скелету» гібридного підходу і адаптивного методу оптимізації для визначеного вузла математичної моделі системи керування авіаційного газотурбінного двигуна. Запропоновано схему генетичного алгоритму: кодування, кодування геномів у вигляді дерев, ініціалізація, оцінювання - функція оцінювання, оцінювання - генетичні оператори, умова завершення (межа популяції та задоволення похибки) та параметри алгоритму (розмір популяції, глибина дерева, частота застосування операторів). За рахунок використання програми gatool (optimization tool) розглянуто розв’язок задачі максимізації функції Растрігіна за допомогою гібридної функції patternsearch та заданням функції користувача, кількості змінних цільової функції, матриць обмежень. Для графічної інтерпретації наведено результуючі графіки при фіксуванні параметра Best Fitness та Best Individual, що визначає кращу особину або вузол електронної системи керування авіаційного газотурбінного двигуна та тривимірне представлення функції Растрігіна. Після проведення чисельного експерименту запропоновано використання розподіленої інформаційної системи автоматичного керування газотурбінного двигуна на базі ідеально упорядкованої області та алгоритму формування хромосоми вузла електронної системи керування авіаційного газотурбінного двигуна

Архитектура защищенного программного обеспечения комплекта принадлежностей для технического обслуживания регуляторов семейства РДЦ-450 АО «ЭЛЕМЕНТ»

N.N. Lopunova, V.V. Nerubaskyi

Во вводной части статьи приводится краткая информация о предшественнике КПТО-450 – контрольно-проверочной аппаратуре КПА-450, указываются ее недостатки и проблемы. Многими пользователями отмечена избыточная сложность программного обеспечения КПА-450. Обосновывается необходимость создания нового продукта – комплекта принадлежностей для технического обслуживания регуляторов семейства РДЦ-450 – КПТО-450, приспособленного для пользователей с различными требованиями к функциональности.

Подробно описываются выполняемые функции, приводится внешний вид поставочного комплекта КПТО-450. Отмечается, что основные функции – отображение на экране ПЭВМ параметров при проведении испытаний; ввод эксплуатационных и доводочных регулировок; калибровка насоса-дозатора; считывание и редактирование информации от блока РДЦ-450 об аппаратных отказах, параметрах, вышедших за допуск, суммарной наработке – остаются без изменений, но дорабатываются с точки зрения расширения объема предоставляемой пользователю информации.

Приводится архитектура и дается краткое описание основных программных компонентов, входящих в состав программного обеспечения КПТО-450. Указывается, что для программного обеспечения КПТО-450 предусмотрены три уровня доступа: «Экс-плуатант», «Изготовитель» и «Разработчик». Именно эти уровни доступа, а также соответствующие им логин и пароль пользователя, определяют функциональность программного обеспечения КПТО-450.

Приводится описание схемы защиты программного обеспечения КПТО-450 с использованием аппаратных USB-ключей, индивидуальных для каждого из уровней доступа. Описывается схема взаимодействия программных компонентов в зависимости от ключа и уровня доступа. Отдельно описываются особенности доступа к программе просмотра баз данных испытаний, которая является автономным модулем и может использоваться отдельно от остальных программ КПТО-450 со своим вариантом USB-ключа.

Дается краткая информация об аппаратно-программной платформе КПТО-450, сохранившей избыточность по каналам приема/передачи информации для будущих вариантов. Сообщается, что новый программный продукт получил Свидетельство о регистрации авторского права, проведена его стоимостная экспертиза, а первые образцы КПТО-450 подготовлены к поставке Заказчикам.

Розробка методу отримання даних для навчання нейронних мереж визначенню технічного стану газоперекачувальних агрегатів

М. Kulyk, O. Yakushenko, O. Popov, A. Mirzoyev, О. Chumak, V. Okhmakevych

Одним з перспективних шляхів підвищення ефективності оцінки технічного стану газоперекачувальних агрегатів є використання засобів та методів штучного інтелекту на базі нейронних мереж. Для того, щоб така мережа почала працювати, її необхідно попередньо навчити, використовуючи заздалегідь підготовлені навчальні приклади. Ці дані повинні повно характеризувати роботу об'єкта в широкому діапазоні режимів роботи та при різному технічному стані вузлів, що діагностуються. Слід зазначати, що необхідно мати аналогічний набір даних для контролю якості навчання нейронної мережі. Для якісного навчання мережі розпізнанню одного типу несправностей необхідно мати набір, що містить від 20-200 і більш навчальних прикладів. Одержання такої інформації в експлуатації або при стендових випробуваннях є досить тривалим або дорогим процесом. Розроблено метод одержання навчального і контрольного наборів даних. Набори призначені для навчання статичної нейронної мережі розпізнаванню одиночних і множинних несправностей конструктивних вузлів проточної частини газотурбінного двигуна й газоперекачувального агрегату. Метод дозволяє одержувати набори параметрів робочого процесу, що характеризують роботу об'єкта з різним технічним станом проточної частини, вплив помилок виміру та функціонування об'єкта в широкому діапазоні режимів і зовнішніх умов. Для газоперекачувального агрегату додатково враховується склад газу, що перекачується. Для одержання необхідних параметрів використовується математична модель робочого процесу об'єкта другого рівня складності. Набори характеризують роботу справних об'єктів і об'єктів, що мають значні несправності каскадів компресорів, турбін і камери згоряння, а, у випадку газоперекачувального агрегату, і його нагнітача. Розглянуто два варіанти формування наборів: з використанням вимірюваних параметрів робочого процесу об’єкту; з використанням відхилень вимірюваних параметрів від еталонних значень та параметрів, які використано як режимні у математичній моделі робочого процесу. Даний підхід дозволяє здійснювати класифікацію технічного стану об’єкту з глибиною діагностування до конструктивного вузла.

Влияние технологий изготовления металлических порошков на структуру и свойства деталей, полученных селективным лазерным плавленим

O.O. Pedash, V.V. Klochikhin, N.O. Lysenko, V.G. Shylo, P.O. Kasay

В статье приведены результаты сравнительного исследования образцов, изготовленных методом селективного лазерного сплавления (SLM) порошков сплава Inconel 718, полученных методами газовой атомизации расплава инертным газом и центробежным плазменным распылением быстро вращающейся прутковой заготовки. Выполнено исследование химического состава, макро- и микроструктуры, механических свойств при комнатной и повышенных температурах образцов, построенных в направлении XY и Z. Исследованию подвергались образцы в состоянии после построения, после термической обработки, а также после горячего изостатического прессования (ГИП) с последующей термообработкой. Результаты исследования показывают, что в состоянии построения в образцах наблюдается структурная неоднородность с четко выраженными зонами послойного сплавления. Установлено, что проведение термической обработки способствует выравниванию микроструктуры и упрочнению сплава в целом, независимо от рассматриваемого направления построения образцов. Проведение операции горячего изо-статического прессования образцов с последующей за ней термообработкой способствует практически полному устранению микропористости во внутренних объемах металла и получению более однородного твердого раствора. Применение для изготовления образцов порошков, полученных центробежным плазменным распылением литой заготовки способствует получению несколько более высоких показателей прочностных характеристик как при комнатной температуре, так и при повышенных, в то время как применение порошков, полученных газовой атомизацией, способствует получению более высоких характеристик пластичности и ударной вязкости. Более высокие значения времени до высокотемпературного разрушения (показателя длительной прочности) получены в образцах, изготовленных с использованием порошков центробежного плазменного распыления, построенных в направлении Z. Применение обeих рассматриваемых в статье технологий изготовления порошков, позволяет получать уровень механических свойств, отвечающий требованиям существующих отраслевых стандартов

Моделирование свободной раздачи цилиндрической оболочки в условиях действия электрогидравлического эффекта

A.G. Naryzhnyj

Рассмотрена математическая модель термомеханических процессов в технологической системе свободной раздачи тонкостенной оболочки при действии электрогидравлического эффекта. Модель включает а) пароплазменный канал, расширяющийся в результате выделения импульса джоулева тепла, б) технологическую жидкость, передающую и преобразующую действие расширяющегося канала, в) оснастку, канализирующую и направляющую движение жидкости и, наконец, г) технологический объект в виде деформируемой действием жидкости тонкостенной упругопластической оболочки. Модель формально представляет собой сочетание фундаментальных законов механики сплошных сред (уравнения баланса массы, баланса энергии и импульса), неклассических контактных условий, а также реологических моделей материалов элементов модели. В целом модель формально является системой нелинейных дифференциальных уравнений в частных производных и неравенств, не имеющая решений в виде вычисляемых выражений, поэтому решения ищутся численно. С помощью модели изучены процессы в конкретной технологической системе, для которой в литературе приведены результаты экспериментального исследования, в частности, характеристики импульсного возмущения и соответствующий итоговый вид деформирования оболочки. Показано соответствие эксперименту результатов модели с использованием реологической динамическая модели со скоростным упрочнением по Джонсону-Куку для алюминиевых сплавов, одновременно обоснована непригодность статической и динамической по Куперу-Саймондсу моделей алюминиевого сплава, поскольку они обуславливают слишком малую податливость оболочки и, следовательно, неестественно большие остаточные деформации. Сравнением решений с использованием двух типов линейной и нелинейной сжимаемости жидкости обоснована достаточность применения линейного типа, поскольку такой выбор допускает экономное использование ресурсов компьютера. Отмечено, что погрешности вычислений выражают неравномерности формы и движения элементов системы, наблюдающиеся в эксперименте. В целом отмечена адекватность модели, что делает возможным ее использование для изучения других технологических систем, использующих электрогидравлический эффект

Определение физико-механических характеристик образцов сплавов на основе ниобия и нихрома для тепловой защиты многоразовых космических аппаратов

В данной работе проведены исследования характеристик сплавов на основе ниобия и нихрома при рабочих температурах на поверхностях, предназначенных для тепловой защиты конструкции многоразового космического аппарата (МКА). Проведены ресурсные испытания образца ниобиевого сплава при конвективном нагреве. Испытания проводились на универсальном термоструйном газодинамическом стенде (УТС) в сверхзвуковой струе продуктов сгорания топливной пары «керосин-воздух». Для термоэрозионных испытаний был представлен образец из ниобиевого сплава, полученного спеканием и прокаткой в виде пластины. Образец экспонировался в потоке на длине 25мм, и площадь нагрева составила 275 мм². Так как в нихромовом сплаве при нагреве в продуктах сгорания при температурах выше 850 °С образуется межкристаллитная коррозия, его термоциклирование проводили при радиационном нагреве на гелиоустановке. Рентгеноструктурный анализ показал, что высокая эффективность разработанных сплавов объясняется образованием на поверхности защитных оксидных пленок. Один из возможных механизмов термоэрозионного разрушения поверхности образцов ниобиевого сплава можно представить как рост объемов дефектов в процессе термоциклирования, их «залечивания», приводящего к самообособлению фрагментов поверхности материала и их последующего отрыва. Самозалечивание трещин и других поверхностных дефектов, например выбоин, что образуются при высокоскоростном ударе пылевыми частицами, находящимися в газовом потоке, происходит вследствие высокой концентрации дефектов на поверхности, образующихся при воздействии газодинамического потока. В дополнение к этому, представлены данные по механическим свойствам для нихромового сплава, в том числе, усталостная прочность. Установлено, что при циклировании (107 циклов) на виброэлектродинамическом стенде (VEDS-200A-M1) усталостная прочность составила 570 МПа, что значительно превышает требуемую 0,4σ_b = 400 МПа. Разработанный нихромовый сплав имеет σ_b = 1008 МПа, σ_0,2 = 695 МПа при пластичности δ = 16,2 %. Испытания образца сплава на основе Nb при температуре 1200 °С на стенде УТС показали жаростойкость, достаточную для использования этих сплавов в металлических системах тепловой защиты многоразовых космических аппаратов

Влияние осевого зазора на уровень нестационарных сил, приложенных к рабочим лопаткам трансзвуковой ступени турбины

Yu.P. Kukhtin, V.M. Lapotko

Для уменьшения вибронапряжений, возникающих в рабочих лопатках турбин при резонансных возбуждениях, вызванных частотой прохождения лопаток соплового аппарата, необходимо контролировать уровень аэродинамических возбуждающих сил. Наличие сверхзвуковых скоростей за сопловым аппаратом турбины приводит к возникновению в межвенцовой области ступени турбины скачков давления, которые взаимодействуя со входными кромками рабочих лопаток и вязкими закромочными следами, существенно изменяют характер аэродинамических сил, действующих на лопатки в дозвуковом потоке. В представленной работе исследовано влияние осевого зазора ступени трансзвуковой турбины на уровень нестационарных аэродинамических сил, действующих на рабочие лопаткам (РЛ) с частотой z_СА∙fn, где fn -частота вращения ротора, z_СА - количество лопаток соплового аппарата (СА). Объектом для исследований служила ступень турбины высокого давления, содержащая 28 сопловых и 84 рабочих лопатки. Для данной геометрии была проведена серия расчетов при одних и тех же граничных условиях для различных величин осевого зазора Δz. Представленные результаты получены на основе численного моделирования вязкого нестационарного течения газа в ступени трансзвуковой турбины с помощью домашнего кода SUnFlow. Получена нелинейная зависимость динамических нагрузок на рабочие лопатки от величины зазора, обусловленная сложной картиной взаимодействия закромочных следов и ударных волн в зазоре между венцами. Проведен анализ полученных результатов и сравнение с результатами исследований других авторов. Показано, что уровень амплитуды возмущающей силы зависит не только от скорости потока в сопле, но и от сложившейся конфигурации скачков, спутных следов и потенциального возмущения в осевом зазоре ступени. Показана зависимость возмущающей силы, действующей на лопатку, от окружного распределения полной энергии в рабочем колесе турбины. Выяснено, что является причиной перераспределения полной энтальпии в рабочем колесе. Для подтверждения полученных результатов необходимо проведение дальнейших численных и экспериментальных исследований

Изготовление авиационной детали крышки редуктора аддитивным методом

M.O. Gnatenko, V.V. Naumik, M.V. Matkovskaya

Исследования проводились с целью обеспечить механические, технологические и эксплуатационные свойства деталей из конструкционных алюминиевых сплавов (AlSi5, AlMg5) авиационного назначения, выращенных аддитивным методом с использованием проволоки (WAAM). Для выполнения поставленной цели было необходимо решить следующие задачи: получить заготовки серийных деталей с необходимой геометрией, эксплуатационными и технологическими свойствами и выполнить расчет напряженно-деформируемого состояния полученных заготовок детали. Выращивание заготовки детали производилось с помощью сварочного аппарата инвертора Fronius MagicWave 1700 и робота FANUC. Кратковременные жаропрочные испытания проводили согласно ГОСТ 25.601-80 на машине АИМА-5-2. Прочностной расчет напряженно-деформируемого состояния проводился с использованием лицензионной версии программного комплекса ANSYS 18.1. Для разработки конечно-элементной модели принят, имеющий форму тетраэдра, элемент SOLID 185.Результат проведения расчета напряженно-деформируемого состояния показал, что коэффициент запаса прочности для сплава АlSi5 и АlMg5 равен 2,6 и 3,4 соответственно. Для сплава МЛ10 – 4,0. При этом, прочностные характеристики сплавов АlMg5 и МЛ10 находятся на одном уровне. Это позволяет утверждать, что изделие из сплава АlMg5, изготовленное аддитивными технологиями может применяться взамен ранее применяемых изделий из сплава МЛ10, которые изготавливались по стандартным технологиям литья

Динамическое напряженно-деформированное состояние межступенного отсека ракеты-носителя при отделении первой ступени

Наиболее оптимальным подходом при практическом решении проблем прочности ракетных конструкций является комбинирование теоретических исследований с их параллельной верификацией корректно поставленным экспериментом. В данной статье разработаны методика, расчетная модель и выполнены компьютерные исследования межступенного отсека ракеты-носителя «Циклон-4M» при отделении. Методика расчета динамики межступенного отсека базируется на трехмерном методе конечных элементов с решением задачи по времени конечно-разностным методом Вильсона. Применяемые методика и модель расчета динамического напряженно-деформированного состояния межступенного отсека учитывают основные особенности конструкции и нагружения, что определяет адекватность моделирования и оценок прочности и жесткости. Исследуемая конструкция имеет вид тонкостенной металлической оболочки вращения. В расчетной модели межступенного отсека представлены все основные силовые элементы – обечайка, системы продольного и поперечного подкреплений в виде стрингеров и шпангоутов. Присоединенная масса отработавшей первой ступени и эксцентриситет действия пневмотолкателей учтены в модели. Две конечно-элементные модели с различной дискретизацией – начальная и уточненная – использовались в расчетах. Уточненная модель связана с большей дискретизацией конструкции межступенного отсека в окрестности зон приложения нагрузок – кронштейнов пневмотолкателей. Расчетные данные представлены результатами трех исследований – собственных частот и форм колебаний, оценки напряженно-деформированного состояния при статическом нагру-жении с максимально возможной нагрузкой и, собственно, расчетами колебательного процесса. Время действия пневмотолкателей значительно больше периода собственных колебаний основного тона, что определяет квазистатический характер деформирования межступенного отсека. Динамические напряжения в межступенном отсеке весьма ограничены и имеют локализованный характер у кронштейнов пневмотолкателей. Несущая способность межступенного отсека может быть повышена усилением обшивки в зоне крепления пневмотолкателей

Методы прочностных стендовых испытаний моделей и элементов конструкций ракетно-космической техники

K.P. Buiskikh, L.V. Kravchuk, N.N. Feofentov

На примере кромок воздухозаборников прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) рассматриваются вопросы методологического обеспечения и оценки эксплуатационной надежности изделий ракетно-космической техники. Успешное решение этой проблемы во многом определяется оптимальным выбором материалов соответствующих классов – специальных жаропрочных сплавов и конструкционной керамики.

Разработаны методы моделирования условий нагружения кромок воздухозаборников в высокотемпературном газовом потоке с использованием подходов, обеспечивающих подобие внешнего воздействия на конструкционный элемент и эквивалентность процессов повреждения материала в модельных и натурных условиях. Моделирование эквивалентных состояний материала экстремально термонагруженных зон макетов реализовано в виде специализированных методик с использованием возможностей комплекса газодинамических стендов для исследования работоспособности материалов и элементов конструкций в высокотемпературных газовых потоках переменных термодинамических параметров.

Фундаментальной базой этих подходов являются классические теории подобия и размерностей, основные положения которых трансформированы и адаптированы применительно к задачам исследования термоциклической прочности материалов и повреждаемости элементов конструкций при нагружении в высокоскоростных высокотемпературных газовых потоках.

Разработанные методики и экспериментальные средства позволили провести цикл исследований функциональных характеристик, получение комплекса свойств трех видов материалов при экстремально высоких температурах, соответствующих эксплуатационным. Показано, что реализованные методы обеспечивают получение необходимой информации для отработки технологии создания элементов конструкций, работающих в условиях аэродинамического нагрева.

Результаты стендовых испытаний макетов представлены в связи с информацией, полученной в процессе численного анализа реализованных условий термического нагружения на газодинамическом стенде и расчетов теплового и напряженного состояния кромок макетов из различных материалов. По данным экспериментального и аналитического обобщения граничных условий теплообмена в стендовых условиях проведено численное моделирование зависимости ТНДС макетов от геометрических параметров и физических свойств исследованных материалов. Показано, что такие сравнительные испытания необходимо проводить на моделях одинаковой формы и одних геометрических размеров, так как их отличие существенно влияет на напряженное состояние конструкционных элементов

Упрощенная методика нормирования часового расхода топлива транспортных автомобилей и специализированных машин

S.I. Krivoshapov

Рассмотрены недостатки действующей на Украине методики нормирования расхода топлива для подвижного состава автомобильного транспорта. Отмечено, что норма расхода топлива за время прогрева и вынужденных простоев автомобиля с включенным двигателем на работу специализированного и автономного оборудования в Украинском законодательстве определяется недостаточно корректно и точно. В работе предложена математическая модель, по которой можно рассчитать часовой расход топлива для двигателя внутреннего сгорания, работающего на холостом режиме или с постоянной нагрузкой. Упрощение методики заключалось в расчетах коэффициентов наполнения цилиндров двигателя и избытка воздуха через аппроксимацию полиномами первой и второй степенью. В приведенной математической модели не исследовалось изменение давления и температуры в цилиндрах двигателя. Установлено, что при работе двигателя без нагрузки часовой расход топлива увеличивается пропорционально частоте вращения коленчатого вала и рабочему объему двигателя. Приведены примеры расчета нормативного расхода топлива на холостом режиме с включенным двигателем без нагрузки для автомобиля Skoda Octavia 1.6 MPI с бензиновым и Skoda Octavia 2.0 TDI с дизельным двигателем. Получены графические зависимости изменения часового расхода топлива от частоты вращения коленчатого вала для бензинового и дизельного автомобиля Skoda Octavia. Результаты расчета, полученные по математической модели, были сравнены с нормативами по действующей методике. Для автомобиля Skoda Octavia 1.6 MPI законодательство Украины рекомендует часовой расход в 0,375 л/ч, тогда как фактический расход топлива на режиме холостого хода – 0.7...0.8 л/ч, а расчетное значение – 0,808 л/ч. Для Skoda Octavia 1.9 TDI законодательство рекомендует расход – 0,26 л/ч, фактический расход – 0.6...0.7 л/ч, а по расчету – 0,763 л/ч. Проведен расчет и получены графические зависимости потребления топлива при работе специального оборудования на примере автомобиля КрАЗ-6322. При работе оборудования на частоте 1500 мин-1 и потреблении мощности 25 кВт часовой расход топлива для КрАЗ-6322 составит 15 л/ч. Показано необходимость совершенствования законодательства нашей страны по учету потребления материальных ресурсов. Предложено использовать детерминированные методы определения расхода топлива на автомобильном транспорте

Термические сопротивления в зазорах цилиндропоршневой группы и их влияние на температурное поле поршня дизеля типа Д100

Nguyen Van Duong, Alexander Bilohub

Исследованы процесс теплообмена через зазоры между частями цилиндропоршневой группы и влияние теплового сопротивления зазоров на температурное поле поршня. Рассмотрены зазоры пар деталей: поршня и первого кольца, а также цилиндра и головки поршня; эти зазоры заполнены продуктами сгорания (для моделирования - воздухом). Результаты расчетов, выполненных в среде Ansys CFX, показали, что для пары цилиндр - головка поршня движение воздуха в зазоре сильно зависит от относительного перемещения пары деталей поршень - цилиндр и ширины зазора. Процесс теплопередачи через зазоры исследован для двух случаев: первый – при движении поршня с постоянной скоростью (равной средней скорости поршня), второй при движении поршня со скоростью, изменяющейся по углу поворота коленчатого вала. Расчеты выполнены при различных значениях ширины зазора, скорости поршня и параметров, характеризующих свойства воздуха. Максимальные различия результатов, полученных для указанных случаев, не превышают 10%. На основе результатов моделирования сформированы аппроксимирующие формулы для расчета коэффициентов теплоотдачи воздуха со стенкой поршня (a_ц) и с стенкой цилиндра (a_ц) Максимальная погрешность при использовании аппроксимирующих формул по сравнению с моделированием составляет: для (a_п) – 10%, для (a_ц) – 6%. Для зазора поршень – первое кольцо скорости течения воздуха рассчитаны по заданным значениям расхода утечки продуктов сгорания через зазор. По результатам исследований, выполненных при различных значениях ширины зазора и скорости течения воздуха, получены аппроксимирующие формулы для расчета коэффициента теплоотдачи воздуха к стенкам деталей с максимальными погрешностями 13%. Исследовано влияние ширины зазора цилиндр – головка поршня на температурное поле поршня. В результате показано, что поле температур поршня слабо зависит от ширины зазоров. Максимальное увеличение температуры составляет 6К при увеличении ширины зазора от 0,1 мм до 0,5 мм. Так как поле температур поршня слабо зависит от зазора кольцо – стенка поршня, то и от зазора юбка - цилиндр эта зависимость будет слабая. Предложенные зависимости можно использовать для задания граничных условий теплообмена в зазорах при расчетах сложного напряжённого состояния поршня для оптимизации его конструкции