Чернышов М. В.
Теоретически исследуется взаимодействие простой или центрированной волны разрежения или сжатия Прандтля – Майера с последующим догоняющим косым скачком уплотнения. Предложены две аналитические модели описания результатов взаимодействия (образующейся ударно-волновой структуры). Одна из предложенных моделей основана на условии равенства статических давлений и сонаправленности потоков газа за исходящими скачками уплотнения и изоэнтропными волнами. Другая модель, использующая дифференциальные условия динамической совместности на газодинамических разрывах в форме, предложенной В.Н. Усковым и его учениками, предполагает нулевую кривизну скачка уплотнения, выходящего из веера прямолинейных характеристик догоняющей волны. При этом форма взаимодействующего скачка, свойства течения за ним и параметры отраженной волны определяются или из конечных соотношений, легко поддающихся анализу, или решением обыкновенного дифференциального уравнения. С помощью полученных аналитических моделей установлены критерии смены вида отраженной волны разрежения или сжатия (возможно, неоднократного в ходе одного взаимодействия), геометрического перегиба скачка уплотнения в области активной интерференции, его вырождения в слабое возмущение, возникновения дозвуковых областей течения за взаимодействующим скачком, а также в отраженной волне. Исследовано влияние показателя адиабаты сверхзвукового газового потока на результаты взаимодействия. Полученные аналитические и численные результаты могут быть полезны при газодинамическом проектировании сверхзвуковых аэродинамических форм (в том числе сверхзвуковых воздухозаборников), сопловых устройств (включая сопла ракетных двигателей, эффективных в широком диапазоне высот полета), аппаратов струйных технологий и других устройств, использующих сверхзвуковые газовые течения. Важной особенностью подобных задач является возможность применения решений при разработке приближенно-аналитических моделей сверхзвуковых течений газа с нерегулярным отражением косых скачков уплотнения, оценке размеров маховского скачка, других элементов возникающей ударно-волновой структуры и интегральных характеристик поля течения в целом.
Куркова М. К., Михайлов Д. С., Тищенко Д. Ю., Лаптева Л. А.
В работе рассмотрены способы определения коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки дозвукового профиля крыла с целью уточнения эмпирико-аналитической методики расчета аэродинамических характеристик изолированного крыла дозвукового летательного аппарата. Определение этих величин является важным этапом проектирования, так как они ограничивают эксплуатационный диапазон углов атаки и определяют маневренность летательного аппарата. Выполнены расчеты аэродинамических характеристик профилей дозвукового крыла различной толщины и кривизны серий NACA и NASA GA(W)-1 при разных числах Рейнольдса в специализированных программах, в которых реализованы вычислительные методы аэродинамики, и в программных пакетах для гидрогазодинамического моделирования обтекания тел. Применение перечисленных способов определения аэродинамических характеристик позволит сократить объем дорогостоящих экспериментальных исследований при проектировании летательных аппаратов. В качестве расчетных инструментов использовались программы, основанные на панельном методе с моделированием вязко-невязкого взаимодействия, а также программный пакет для численного моделирования, реализующий решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье – Стокса с применением дифференциальных моделей турбулентности. При проведении численного моделирования обтекания дозвукового профиля было выполнено исследование сходимости численного решения по шагу сетки, что позволило обосновать выбор расчетных сеток, обеспечивающих устойчивость и точность получаемых результатов. Проведено сравнение полученных результатов с экспериментальными данными в аэродинамических трубах, представленными в научно-технической литературе. Анализ включал сопоставление зависимостей коэффициента подъемной силы от угла атаки, определение точек срыва потока и оценку точности предсказания критического угла атаки. Сделан вывод о применимости программ для расчета аэродинамических характеристик дозвукового профиля в целях оценки его коэффициента максимальной подъемной силы и критического угла атаки. По результатам выполненного исследования сформированы рекомендации по выбору программного обеспечения для определения указанных параметров, обеспечивающего лучшее сочетание точности и вычислительной эффективности для предварительной оценки на ранних этапах проектирования летательного аппарата.
Ярыгин В. Н., Приходько В. Г., Ярыгин И. В.
Представлены результаты комплексных экспериментальных исследований по моделированию струй жидкостных ракетных двигателей малой тяги в условиях вакуума, выполненных в Институте теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН (ИТ СО РАН). Двигатели данного класса, имеющие тягу в диапазоне от 5 до 4000 Н, являются ключевым элементом систем управления ориентацией и коррекции орбиты космических аппаратов и орбитальных станций. Исследования проведены на уникальной научной установке «Вакуумный газодинамический комплекс ИТ СО РАН», включающей крупномасштабную вакуумную газодинамическую камеру «ВИКИНГ». Данная установка позволяет проводить исследования струй разреженного газа в условиях, имитирующих реальные условия космического пространства. В работе детально рассмотрены методологические основы моделирования, основанные на сохранении интегральных газодинамических характеристик струй, включая характерный угол расширения и относительный импульс. Особое внимание уделено исследованию трех основных типов воздействия струй на конструкции космических аппаратов: силового, теплового и физико-химического (загрязняющего). Разработаны и обоснованы критерии моделирования, учитывающие как газовую, так и капельную фазы течения. Проведена систематизация результатов для различных компоновок двигателей, применяемых в отечественных и международных космических программах. В ходе экспериментов выявлены фундаментальные механизмы формирования обратных загрязняющих потоков и разработаны эффективные газодинамические защитные устройства для их минимизации. Методология исследований включала применение современных диагностических методов, в том числе электронно-пучковой диагностики и лазерной стробоскопии. Результаты модельных исследований успешно сопоставлены с данными натурных космических экспериментов на Международной космической станции, что подтвердило высокую достоверность примененной методологии и эффективность предложенных технических решений. Разработанные защитные устройства позволили снизить уровень загрязнения продуктами неполного сгорания компонентов топлива внешних поверхностей станции на несколько порядков, существенно повысив ее эксплуатационную надежность. Полученные результаты вносят значительный вклад как в развитие фундаментальной науки в области динамики разреженных газов и газожидкостных течений, так и в решение практических задач современной космонавтики.
Крайнов А. Ю., Миньков Л. Л., Моисеева К. М.
Представлены результаты математического моделирования газодинамических процессов в камере модельного РДТТ на полный период горения скрепленного с корпусом осесимметричного заряда твердого топлива. Математическая постановка задачи описывается уравнениями сохранения массы, импульса и энергии газа, записанными для идеального газа в осесимметричном приближении. Численное решение задачи проведено методом С. К. Годунова на разностной сетке, построенной с учетом формы заряда и участка сопла. Представлен алгоритм численного решения, обеспечивающий уменьшение времени расчета газодинамики в камере РДТТ за полный период горения заряда. Алгоритм основывается на предположении о квазистационарном характере поведения скорости горения заряда за промежуток времени, который значительно меньше времени горения заряда и значительно больше величины шага по времени разностной схемы. Для ускорения сходимости расчета до стационарного состояния в камере после очередного изменения геометрии шашки при выгорании среднее давление задавалось из расчета по формуле Бори. После этого проводится расчет газодинамики течения до установления стационарного течения в камере РДТТ. Проведено моделирование газодинамических процессов в камере модельного РДТТ на полный период горения скрепленного с корпусом осесимметричного заряда твердого топлива двух форм: с зазором между днищем корпуса и зарядом, с зарядом формы «зонтик». Получены зависимости изменения среднего давления в камере сгорания от времени за период горения заряда.
Волкова Т. В., Жеребцов В. Л., Левихин А. А.
В нашей стране для системы ориентирования ряда космических аппаратов (КА) используются микроракетные двигатели, работающие на основе каталитического разложения высокоэнергетического химического соединения – гидразина (N2H4). В термокаталитических двигателях используются как компактные брикетированные металлические катализаторы, например К-53, так и катализаторы нанесенного типа, например, К-201. В качестве катализаторов в термокаталитических двигателях используется металлический катализатор К-53. Однако, ввиду низкой активности этого катализатора до температуры 100 °С, начальная температура его разогрева перед пуском двигателя должна быть более 350 °С. Это требует больших энергозатрат на КА. Существенным преимуществом по активности и обеспечению расходонапряженности имеют высокоактивные катализаторы на основе иридия. В России используется катализатор К-201. Он как и все высокоактивные катализаторы, в качестве активного компонента использует иридий (29–33 %) как наиболее активный металл в реакции разложения гидразина. Целью работы является возможность создания комбинированного катализатора, который будет сочетать в себе лучшие качества обоих. На помощь в решении вопроса о возможности создания и методах изготовления нового металлического катализатора приходят аддитивные технологии, также известные как 3D-печать (один из главных мировых трендов на сегодняшний день). Появление 3D-печати открыло новые возможности изготовления деталей реакторов, организации процессов горения топлив в энергетических системах, создания сложных конфигураций внутренних структур химических реакторов. Наиболее привлекательным при применении аддитивных технологий является то, что они позволяют изготавливать детали любой конфигурации. Послойное плавление порошков проходит этап существования пористых структур, что может быть исследовано как носитель для пористого катализатора. Исследованию этих возможностей посвящена настоящая статья.
Правидло М. Н., Бирюков П. А., Киселев А. П.
Имитационное моделирование является удобным инструментом для исследования алгоритмов функционирования сложных динамических систем. В статье рассмотрена одна из проблем, связанная с имитацией траекторий движения объектов в 3D-пространстве при проведении имитационного компьютерного моделирования на примере задач моделирования алгоритмов наведения авиационных средств поражения в разнообразных тактических условиях. Одной из существенных проблем в использовании компьютерных моделей является имитация движения воздушной цели в атмосфере. Для оценки функционирования систем наведения на воздушные цели необходима максимально реалистичная имитация движения реальной цели. При этом ставится задача имитации текущих изменений координат траектории и всех случайных величин, сопровождающих движение в реальной атмосфере – траекторных нестабильностей, колебаний параметров угловой ориентации и др. Сложность решения упомянутой проблемы состоит в отсутствии достаточной информации о статистических параметрах движения, летно-технических характеристиках и тактических приемах движения реальных целей. Современные боевые самолеты оснащаются системами объективного контроля, позволяющими регистрировать параметры, определяющие функционирование прицельно-навигационного комплекса, в том числе параметры движения наблюдаемых воздушных целей. Исходя из этого факта, предложен вариант имитации движения реальной цели в компьютерной модели, заключающийся в формировании траектории движения воздушной цели на основе данных системы объективного контроля, имеющей возможность регистрации параметров движения наблюдаемой цели. Анализ записей современных систем регистрации свидетельствует о наличии сильных помех и искажений в записанных данных. Для их устранения используются известные методы восстановления данных, рассмотренные в литературе. Однако традиционные методы восстановления данных оказываются неприменимыми в условиях аномальных скачков и разрывов в данных. Предложенный алгоритм восстановления получаемых данных использует известные методы фильтрации и оригинальный алгоритм устранения аномальных искажений в записанных данных, что в совокупности позволяет получить массив данных, описывающий траекторию и параметры движения цели, который является основой воспроизведения движения в компьютерной модели маневрирующей цели. Поскольку предложенный метод восстановления данных не предъявляет высоких требований по производительности системы обработки, то его использование позволяет автоматизировать обработку большого количества данных с высоким качеством для последующего анализа условий применения авиационных средств поражения в реальных тактических ситуациях.
Пономаренко А. В., Устюжанцев А. М., Старков В. Д., Дрягин В. А.
Представлена методика проведения воздушной радиационной разведки с помощью беспилотного летательного аппарата вертолетного типа. Воздушная радиационная разведка является одним из наиболее эффективных инструментов контроля, позволяющим в кратчайшие сроки оценить масштабы загрязнения, определить объемную концентрацию радиоактивных продуктов в атмосфере и проследить пространственное распределение радионуклидов. Разработанная методика позволяет автоматизировать процесс параметризации пространственно-временного распределения радиоактивных продуктов в окружающей атмосфере с минимизацией временных показателей при заданной достоверности определения границ загрязнения и общей вышедшей активности. Идея определения границ радионуклидной дисперсной струи методом динамической оптимизации маршрута в узловых точках заключается в комплексном применении априорных, апостериорных и прогнозных данных при решении ассимилятивно-адаптивной задачи уточнения маршрута в узловых точках разворота беспилотного летательного аппарата (точках принятия решения). Процесс определения параметров радиоактивного загрязнения атмосферы представляет собой последовательное сечение вышедшей струи с измерением интенсивности излучения по треку и построение профиля радиоактивного загрязнения атмосферы с динамической ассимилятивной адаптацией. Использование предобученной модели позволяет в каждой узловой точке принятия решения оперативно сформировать прогнозное поле концентрации радиоактивных продуктов с расчетом неопределенности системы и оптимизацией маршрута разведки с сохранением заданной достоверности определения параметров загрязнения. Интеграция предобученной прогностической модели и бутстреп-ансамбля позволяет существенно повысить качество априорной оценки состояния области загрязнения и снизить вычислительные затраты при решении задачи в условиях ограниченного времени и недостатка данных измерений. Бутстреп-ансамбль обеспечивает устойчивость реконструкции гипотетической области загрязнения в условиях недостатка фактических данных измерений. Предложенный подход обеспечивает статистически обоснованное определение параметров радиоактивного загрязнения атмосферы.
Молчанов Д. А., Третьяков А. В.
Разрабатывается система противодействия БПЛА и дронам с помощью мониторинга воздушного пространства и идентификации воздушных объектов и их траекторий полета. Основой предлагаемой системы служит блок идентификации БПЛА, который классифицирует фотоизображения с помощью встроенной нейронной сети искусственного зрения. Рассматривается задача проектирования данной нейронной сети для наблюдения с поверхности земли за воздушными объектами в оптическом диапазоне с целью определения основных геометрических параметров этих объектов для последующей их классификации и формирования на выходе сети соответствующих информационных сигналов и признаков. Предполагается использование данных признаков в качестве исходных данных для анализа алгоритмов поведения и формирования траектории наблюдаемых объектов. Спроектирована архитектура нейронной сети, оптимизированная для решаемой задачи, состоящая из сверхточных и полносвязных слоев. Для получения более гибкого логического вывода в программе реализованы элементы нечеткой логики. Реализованы подключаемые по стохастическому алгоритму различные методы аугментации исходных изображений на основе фильтров типа GaussianBlur, а также алгоритмов поворота и отражения. Особое внимание уделяется рассмотрению алгоритмов обучения нейронной сети и решению вопросов оптимизации и адаптации процесса обучения под решаемую задачу. Предлагается способ, построенный на основе метода Adam, для адаптивного изменения размера шага градиентного спуска на каждом этапе расчета в пределах рассматриваемой партии материала обучения (батча), учитывающий историю изменения градиента функции активации и функции стоимости. Разработана компьютерная программа развертки и обучения нейронной сети. Успешно проведено многоэтапное обучение, тестирование программы по изображениям воздушных объектов из семи различных классов. Отдельное внимание уделено воспроизводимости результатов обучения. Наряду с итоговой точностью классификации контролировалась устойчивость распределения вероятностей по классам, а также повторяемость результатов при повторных запусках обучения на одинаковых массивах данных.
Бочаров П. В., Либман М. С.
Представлено сравнительное экспериментальное исследование двух алгоритмов автоматической классификации надводных целей по данным пассивной радиолокационной станции: двухэтапной вероятностной классификации и многогипотезной вероятностной классификации. Актуальность работы определяется потребностью в повышении достоверности пассивного распознавания целей в бортовых, береговых и распределенных системах пассивного радиолокационного наблюдения за надводной обстановкой, где решение должно приниматься в условиях неполной, неоднозначной и частично противоречивой информации. Цель исследования состоит в сравнении указанных алгоритмов по точности распознавания и относительной вычислительной сложности в типовых радиочастотных сценариях, представляющих интерес для средств пассивного наблюдения. Для корректного сопоставления оба алгоритма испытаны в единой вычислительной схеме на общей синтетической базе данных (БД), моделирующей состав носителей, наборы бортовых радиоэлектронных средств и их рабочие области. Все признаки сведены к нормированному рабочему пространству, что позволило исключить влияние частной параметризации сигналов и сосредоточить анализ на собственно алгоритмических различиях методов. Эксперименты проведены при полнофакторном варьировании ключевых характеристик обстановки, включая вероятность работы радиоэлектронных средств (РЭС), долю наблюдаемого излучения, среднее число РЭС на носителе, среднее число носителей на одну РЭС и ширину рабочей области. Показано, что многогипотезная вероятностная классификация обеспечивает более полное использование доступной информации и более высокую устойчивость к неопределенности, что в ряде сценариев дает до 57 процентных пунктов абсолютного выигрыша по точности по сравнению с двухэтапным алгоритмом. Одновременно установлено, что этот выигрыш достигается ценой существенного роста вычислительных затрат, обусловленного увеличением глубины дерева гипотез. Двухэтапный алгоритм, напротив, уступая по точности в неоднозначных ситуациях, сохраняет существенно более высокую вычислительную эффективность. Практическая значимость результатов состоит в обосновании выбора архитектуры классификации для пассивных радиолокационных и смежных систем наблюдения, применяемых для контроля надводной обстановки, а также в подтверждении целесообразности адаптивного или гибридного применения сравниваемых алгоритмов в зависимости от режима наблюдения и доступных вычислительных ресурсов.
Андрюшкин А. Ю., Пивоваров А. А., Яблоков Д. В.
Лакокрасочное покрытие защищает металлическую конструкцию летательного аппарата от коррозии и состоит из нескольких функциональных слоев (грунтовка, шпатлевка, лак, эмаль, краска). Защитные свойства и долговечность лакокрасочного покрытия обусловлены его толщиной, которая является основным показателем качества. Для нанесения лакокрасочных материалов на поверхности летательных аппаратов применяют автоматизированное пневматическое напыление. Актуально обеспечение равномерности толщины лакокрасочного покрытия при автоматизированном пневматическом напылении. Равномерность толщины лакокрасочного покрытия обусловлена совокупностью значений технологических параметров, задающих условия работы автоматизированного оборудования в течение установленного времени. Предложена методика расчета взаимосвязанных технологических параметров автоматизированного пневматического напыления равномерного по толщине лакокрасочного покрытия. Показано влияние режима напыления на толщину и однородность лакокрасочного покрытия. Представлены выражения для оценки скорости воздушного потока на оси факела распыления, расхода воздуха, расхода лакокрасочного материала, размера распыленных капель. Рассмотрено образование на окрашиваемой поверхности слоя лакокрасочного материала, состоящего из частично перекрывающих друг друга полос, каждая из которых в поперечном сечении имеет нормальное распределение толщины. Приведены выражения для оценки волнистости поверхности слоя лакокрасочного материала. Представлены выражения для определения оптимальной подачи распылителя и скорости перемещения распылителя вдоль наносимой полосы, обеспечивающие минимальную волнистость поверхности слоя лакокрасочного материала. Введен коэффициент перекрытия соседних полос лакокрасочного материала, связывающий оптимальную подачу распылителя со средним квадратическим отклонением, характеризующим диаметр пятна напыления факела распыления. Представлен пример влияния дистанции напыления на диаметр пятна напыления, оптимальную подачу и скорость перемещения распылителя при автоматизированном пневматическом напылении равномерного по толщине лакокрасочного покрытия. Определены толщины слоя лакокрасочного материала в местах выступов и впадин его поверхности. Равномерность толщины и однородность лакокрасочного покрытия при автоматизированном пневматическом напылении обеспечивается совокупностью значений технологических параметров, установлено их взаимное влияние друг на друга.
Вилкина М. В.
Рассматриваются технологические особенности механической обработки сложных деталей аэрокосмического назначения, характеризующихся развитой пространственной геометрией, наличием тонкостенных элементов, глубоких полостей и повышенными требованиями к качеству формируемых поверхностей. К таким изделиям относятся рабочие колеса компрессоров, интегральные диски с лопатками, корпусные элементы авиационных и ракетно-космических систем. Показано, что усложнение геометрии современных аэрокосмических деталей приводит к ограничению эффективности традиционных методов фрезерной обработки, основанных на применении двух с половиной осевых и позиционных стратегий, что проявляется в увеличении вылета инструмента, снижении жесткости технологической системы, росте вибраций и ухудшении качества поверхности. Целью работы является анализ современных CAM-подходов к проектированию траекторий инструмента при обработке деталей сложной пространственной формы и обоснование целесообразности применения многоосевых стратегий обработки. В рамках исследования рассмотрены конструктивные особенности аэрокосмических компонентов и выявлены технологические факторы, влияющие на устойчивость процесса резания, точность формообразования и производительность обработки. Особое внимание уделено современным методам расчета траекторий инструмента в CAM-системах, включая учет остаточного материала, применение адаптивных и многопроходных стратегий, а также использование обновленных моделей заготовки на основе трехмерных представлений. Отдельно рассмотрены возможности пятиосевой обработки, включая использование позиционных схем типа «3+2» и симультанных пятиосевых стратегий, позволяющих оптимизировать ориентацию инструмента относительно обрабатываемой поверхности, сократить его вылет и повысить стабильность процесса резания. Показана эффективность применения инструмента с сегментом окружности (barrel-инструмента), позволяющего увеличить эффективный радиус контакта, снизить количество проходов и улучшить параметры шероховатости поверхности при чистовой обработке. Полученные результаты могут быть использованы при разработке и оптимизации технологических процессов механической обработки сложных аэрокосмических деталей на многоосевых обрабатывающих центрах с применением CAM-систем. Представленные подходы к выбору стратегий обработки, учету остаточного материала и использованию инструмента со сложной геометрией позволяют повысить производительность обработки, обеспечить стабильность процесса резания и улучшить параметры качества формируемых поверхностей. Предложенные решения могут применяться при технологической подготовке производства деталей авиационной и ракетно-космической техники, а также при совершенствовании методик проектирования управляющих программ для многоосевого фрезерования сложнопрофильных изделий.
Филин Д. С., Тихонова Е. С., Куницын К. А., Хоревский К. К.
Среди изделий общего и специального машиностроения широко представлены различные полые осесимметричные детали, изготавливаемые из сортового проката круглого сечения. В большинстве случаев в технологическом процессе их изготовления применяют простые схемы операций объемной штамповки, в частности продольное выдавливание с истечением (обратное выдавливание). Главным недостатком простой схемы является крайне высокое рабочее давление на пуансон, которое резко ограничивает технологические возможности операции. При этом величина средней степени деформации материала заготовки относительно невелика, что не позволяет прорабатывать структуру заготовки. Одним из направлений решения этой проблемы может служить переход на применение комбинированных схем выдавливания, например, продольно-поперечное выдавливание. При внедрении новых схем операций обработки металлов давлением важной является задача не только сохранения целостности заготовок, но и предварительного определения максимальной технологической силы и сохранения прочности рабочего инструмента. В материалах статьи приведены данные о влиянии характерных геометрических параметров схемы комбинированного продольно-поперечного выдавливания на абсолютную величину силы деформации заготовки и рабочее давление на пуансоне и контрпуансоне. Сравнение результатов расчетов по ранее предложенной зависимости и схеме метода баланса мощностей (МБМ) показали высокую погрешность уже существующих рекомендаций к выбору размеров инструмента и заготовок. Также отмечена необходимость проведения расчетов технологической силы для контрпуансона. По результатам проведенного компьютерного моделирования предложены поправочные коэффициенты для расчета силы деформации на пуансоне и контрпуансоне с применением расчетной зависимости и МБМ, которые позволяют при расчетах в рамках ранее сформулированных рекомендаций на выбор геометрии инструмента и заготовок получать результаты с приемлемой точностью.
Артеменко Д. Е., Олейников А. Ю.
Работа посвящена проблеме выбора рациональных зон подмоделирования при конечно-элементном анализе трехслойных конструкций с сотовым заполнителем. Применение численных методов в современном проектировании неизбежно сталкивается с дилеммой между точностью расчета и вычислительными затратами. Простое измельчение сетки для всей конструкции неэффективно, поэтому перспективным является метод подмоделирования, позволяющий детально исследовать лишь локальные зоны, граничные условия для которых берутся из глобального расчета. В качестве объекта исследования выбрана трехслойная панель с алюминиевыми несущими слоями и сотовым заполнителем, закрепленная болтами и нагруженная равномерно распределенной нагрузкой. Целью работы является выбор зон подмоделирования и определение их оптимальных размеров с учетом характера нагружения, условий закрепления и физики процесса. В теоретической части определены две ключевые зоны: центр панели (область максимальных перемещений) и зоны болтовых соединений (зоны повышенных локальных напряжений). Предложена методика определения размеров этих зон. Для центра критерием является подавление краевых эффектов (включение не менее 3–5 периодических ячеек). Для зон крепления размер в плоскости панели определяется длиной полуволны деформации (от болта до середины пролета), а в поперечном направлении – зоной затухания локальных напряжений по принципу Сен-Венана (1,5–2,5 характерного размера тела). Практические расчеты выполнены в два этапа: глобальный анализ с ортотропным эквивалентным заполнителем и последующий анализ подмоделей с восстановленной дискретной геометрией сот. Сравнение результатов подтвердило эффективность подхода. Расхождение в перемещениях между глобальной моделью и подмоделями не превысило 10 %, что говорит о корректности передачи граничных условий. В то же время максимальные эквивалентные напряжения в зоне крепления длинной стороны и в центре панели, полученные на подмоделях, превысили результаты глобального расчета на 138 % и 695 %, соответственно. Это демонстрирует, что учет реальной геометрии заполнителя критически важен для оценки прочности, так как выявляет перераспределение напряжений на элементы сотовой структуры. Разработанные рекомендации по выбору размеров зон подмоделирования позволяют создавать эффективные расчетные схемы, обеспечивающие высокую достоверность анализа локальной прочности при приемлемых вычислительных затратах, что особенно важно для аэрокосмической техники.