Архипов П. А., Булат П. В., Дудников С. Ю., Кузнецов П. Н.
Для беспилотных воздушных судов транспортного назначения ключевым вопросом является выбор характеристик движителей. Следует различать подъемные движители, которые должны обладать достаточной тягой при ограниченных размерах, и маршевые, к которым в первую очередь предъявляются требования эффективности как на режимах висения, так и в горизонтальном полете. Ниже изложены результаты разработки методики численного моделирования изолированных винтов и винтокольцовых движителей – винтов в кольце, выбор моделей турбулентности, в том числе в условиях возможного ламинарно-турбулентного перехода. В качестве объектов рассматриваются винты К184В и винтокольцевые движители ВК1, разработаные в ЦАГИ для использования в составе силовых установок судов на воздушной подушке. Исследуются однопараметрическая модель Спаларта – Алмараса и двухпараметрические модели, включающие переменные k-ε и k-ω. Модели турбулентности верифицируются на эталонных данных путем сравнения с ними результатов расчетов, в том числе для учета ламинарно-турбулентного перехода и наличия отрывных пузырей на поверхности лопастей и кольца. Один из возможных методов реализации разделения области течения на ламинарный, турбулентный и переходный участки – добавление параметра перемежаемости γ в систему уравнений модели турбулентности, который равен единице в полностью развитом турбулентном течении и нулю – в ламинарном. Одной из моделей турбулентности, которая использует параметр перемежаемости и позволяет учитывать влияние области ламинарного потока, является переходная модель κ-ω SST Reθ-γ Лангтри – Ментера. Для решения системы разностных уравнений используется геометрический многосеточный метод. Результатами численного моделирования являются поля давления и скорости как в расчетной зоне, так и непосредственно на поверхностях лопастей и кольца, что позволяет определить аэродинамические характеристики ВКД на различных режимах. Для режимов работы на месте и при поступательном движении получены расчетным путем зависимости коэффициентов тяги и мощности, а также показателей эффективности движителей для широкого диапазона частот вращения и подведенной к винтам мощности двигателя. Результаты сравниваются с эталонными экспериментальными данными ЦАГИ. Показано, что учет такого явления, как ламинарно-турбулентный переход, и связанного с ним образования тонких ламинарных отрывных пузырей позволяет существенно улучшить совпадение результатов расчетов с данными эксперимента.
Нилов А. С., Буторина И. А., Мохова Е. А.
В работе представлены методики расчета геометрических параметров эволюционирующей пористой среды композиционных материалов (КМ), получаемых с помощью различных газофазных технологий, с наиболее часто встречающимися пространственными и хаотично-армиро-ванными структурами. Проведен аналитический расчет геометрических параметров пористой среды как для пространственно-ориентированных структур, состоящих из непрерывных волокнистых элементов, идеализированных в виде цилиндрических прямолинейных стержней (или пучков волокон) круглого сечения, так и для хаотично-армированных композитов на базе дискретных волокнистых наполнителей. При этом хаотичная структура такой пористой среды может быть аппроксимирована в виде некоторой регулярной структуры, образованной системой также цилиндрических стержней. Предложены модели пористых преформ (ориентированных и хаотично-армированных) и композитов на их основе, а также методики описания структуры КМ при моделировании газофазного насыщения волокнистого каркаса для материалов с углеродной и керамической матрицами. Для рассмотренных структур были определены основные параметры эволюционирующей пористой среды, такие как начальные, текущие и предельные значения пористости, удельной поверхности пористой среды, радиусов волокнистого армирующего элемента. Представленные методики расчета пористой среды могут рассматриваться как элементы описания начальной, текущей и конечной структуры КМ при разработке расчетных программ по моделированию процессов изотермического и термоградиентного методов газофазного насыщения матричным материалом волокнистых каркасов при получении композиционных материалов с углеродной и керамической матрицами минимальной или заданной пористости. Данная методика может быть использована как один из расчетных элементов при моделировании и определении значений теплопроводности рассматриваемых структур. Кроме того, расчет начальных значений пористости рассматриваемых структур может быть также использован при оптимизации технологических процессов получения изделий из КМ на основе пористых преформ методами жидкофазной пропитки.
Гусев Д. В., Расулов З. Н., Ремшева А. Е.
В работе представлены разработка и экспериментальная апробация разработанной технологии формирования полимерных композиционных покрытий (ПКП) для силовых и трибологических узлов авиационной техники. Актуальность исследования обусловлена необходимостью повышения ресурса и надежности узлов, работающих в условиях высоких динамических, вибрационных и ударных нагрузок, воздействия агрессивных сред, широких температурных диапазонов и ограничений по массе конструкции. В качестве материала покрытия используется эпоксидная матрица, модифицированная антифрикционными и армирующими компонентами, обеспечивающими комплекс износостойкости, коррозионной защиты, низкого коэффициента трения и демпфирующих свойств. Предложена двухстадийная технология нанесения ПКП с применением специализированной формообразующей машины, обеспечивающей гомогенность структуры покрытия, повторяемость толщины и оптимальную ориентацию модифицирующих фаз. Проведены лабораторные испытания образцов на разработанной машине трения, а также натурные испытания покрытых элементов на полноценном силовом стенде, моделирующем эксплуатационные условия. Было выполнено конечно-элементное моделирование контактных напряжений и динамических нагрузок в узлах трения с применением программ ANSYS и SolidWorks Simulation, что позволило прогнозировать работоспособность покрытия в различных эксплуатационных сценариях. Результаты показали, что исследуемые покрытия обеспечивают снижение коэффициента трения до 0,0015–0,008, уменьшение амплитуды вибраций на 20–30 %, устойчивость к циклическим нагрузкам свыше 100 000 циклов без деградации, а также значительное улучшение коррозионной стойкости по сравнению с металлическими и традиционно применяемыми защитными покрытиями. Полученные результаты подтверждают возможность практического применения разработанной технологии при создании высокоэффективных демпфирующих и антифрикционных узлов авиационно-ракетной техники, а также в перспективных системах наземного и морского высоконагруженного оборудования.
А. Д. Рычкова
В условиях стремительного роста группировок малых космических аппаратов формата CubeSat проблема техногенного загрязнения околоземного космического пространства становится все более актуальной. Современные международные стандарты и инициативы космических агентств ужесточают требования к срокам сведения отработавших аппаратов с орбиты. Этим обуславливается необходимость разработки конструкций, сочетающих высокие эксплуатационные характеристики с возможностью утилизации после завершения срока активного существования. Целью работы является расчетно-аналитическое обоснование применения полимерного композиционного материала на основе арамидных волокон в несущем корпусе спутника формата CubeSat 12U. В исследовании предложена трехслойная структура стенки общей толщиной 2,0–3,0 мм, включающая внешний слой с наномодификаторами диоксида кремния или оксида алюминия, основной силовой слой на базе эпоксидного связующего и внутренний инициирующий слой, обеспечивающий фрагментацию конструкции после завершения целевой миссии. Для оценки долговечности разработана математическая модель линейного эрозионного износа в атомарном кислороде, основанная на данных специализированных орбитальных баз SPENVIS, моделей MET-V 2.0 и IRI2001, а также постполетных показателей миссий LDEF и MISSE. Прочностной анализ выполнен с применением критерия разрушения Цая – Ву, учитывающего анизотропию композита и комплексное воздействие факторов космической среды, включая термоциклирование, радиационное облучение, влагопоглощение и технологические дефекты производства. Введена система коэффициентов снижения прочности, общий коэффициент КΣ принят равным 0,62. Расчет эрозионного износа показал, что унос толщины за пятилетний срок составляет 0,160 мм на высоте 500 км и 0,559 мм на высоте 400 км. Установлено, что работоспособность конструкции обеспечивается при начальной толщине стенки не менее 2,5 мм, при этом запас прочности по критерию Цая – Ву составляет 1,24–1,48. Арамидно-эпоксидный композит позволяет снизить массу конструкции на 25–32 % с учетом конструктивных ограничений по сравнению с алюминиевым сплавом В95. Экономическая оценка указывает, что, несмотря на увеличение производственной себестоимости композитного корпуса, совокупный экономический эффект за счет снижения массы полезной нагрузки и уменьшения объема систем активного сведения с орбиты составляет 928–1036 тыс. руб. Результаты подтверждают потенциальную техническую и экономическую целесообразность применения полимерных композитов в конструкциях CubeSat при соблюдении требований к надежности и международным требованиям.
Ващенко А. Н., Григорьев М. Н.
Цель статьи заключается в анализе развития беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) гражданского назначения на протяжении первой четверти XXI века. Акцентируется внимание на использовании электродвижения в аппаратах, предназначенных для перевозки людей в условиях городской среды, согласно программе развития экономики малых высот (Low Altitude Economy, LAE). Рассмотрены потенциальные возможности и практические шаги ведущих профильных инновационных структур Китайской Народной Республики, направленные на то, чтобы к 2030 г. Китай стал мировым лидером в сфере LAE и тем самым обеспечил себе доминирующую роль в формировании нового мирового технологического уклада. Детально проанализирована деятельность частной компании EHang, которая первая в мире получила лицензию на серийное производство БПЛА с вертикальным взлетом и посадкой для реализации городской воздушной мобильности, часто называемого беспилотным аэротакси. В статье прослеживается развитие конструкции: от квадрокоптера Ghost (первый в мире легкий БПЛА, управляемый со смартфона) до серийных одноместного EHang 116 и двухместного EHang 216. Приведены, а также детально проанализированы технические характеристики всех БПЛА, упомянутых в работе. Выделены на системном уровне временные этапы становления в Китае беспилотной авиации, предназначенной для реализации в стране воздушной мобильности населения. Отражена роль правительства Китайской Народной Республики и профильных государственных органов в становлении разработки и организации производства беспилотных средств для реализации городской воздушной мобильности. Рассмотрены потенциальные возможности международного сотрудничества между Российской Федерацией и Китайской Народной Республикой в области локальной воздушной мобильности населения с помощью беспилотного транспорта. В частности, предлагается на первом этапе взаимодействия между странами изучить возможность проведения совместной НИ и ОКР силами БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова (Россия) и недавно созданного Joint Institute for Low Altitude Aviation Technology (Китай), направленных на перепроектирование мультикоптера EH216-S в летающие носилки для обеспечения спасательных работ.
Андрюшкин А. Ю., Казакова А. О., Романат Н. И.
Обеспечение скрытности летательных аппаратов в местах базирования средствами маскировки является актуальной задачей. Для перехвата летательных аппаратов в местах базирования широко применяется высокоточное управляемое оружие (крылатые ракеты, корректируемые бомбы, беспилотные летательные аппараты). Высокоточное управляемое оружие поражает летательные аппараты в местах базирования с вероятностью 0,5 и более. Рассматриваются демаскирующие признаки летательных аппаратов в местах базирования. Актуально обеспечение живучести летательных аппаратов при воздействии высокоточного управляемого оружия атакующей стороны с помощью различных средств маскировки. Повышение живучести летательных аппаратов в местах базирования достигается применением маскировки в оптическом, радиолокационном и тепловом спектрах. Выделяют «активные» и «пассивные» средства маскировки. К первой группе относят средства, воздействующие на системы обнаружения, целеуказания, а также на средства поражения. Ко второй группе причисляют средства, снижающие демаскирующие признаки скрываемого летательного аппарата. В работе предлагается методика оценки живучести скрываемого различными средствами маскировки летательного аппарата в месте базирования при воздействии высокоточного управляемого оружия источника угрозы. Методика для решения своей задачи учитывает применение как «активных», так и «пассивных» средств маскировки: распыление аэрозоля, ложные цели, макеты, радиопоглощающие покрытия, маскировочные сети, световую маскировку и другие. Предложенная методика учитывает вероятность обнаружения летательного аппарата в определенных погодных условиях проведения разведки, вероятность попадания средства поражения в летательный аппарат и вероятность его перехвата. Эффективность каждого средства маскировки характеризуется количественным показателем, причем суммарный показатель совместного применения нескольких средств равен сумме их единичных показателей. По разработанной методике проведен расчет живучести скрываемого «активной» и «пассивной» маскировкой летательного аппарата в месте базирования при воздействии высокоточного управляемого оружия. Результаты расчета показывают практическую ценность разработанной методики. Сохранение в местах базирования летательных аппаратов за счет их маскировки и сокрытия от средств разведки существенно влияет на эффективность ведения боевых действий.
Баранов И. Я., Коптев А. В.
В России накоплено более 1 млн тонн обедненных молекул UF6, содержащих еще до 0,3 % молекул 235UF6 (отвалов). Отвалы – высокочистый и высокозатратный продукт, из которого сегодня по экономическим причинам невыгодно извлечение 0,3 % молекул 235UF6. Отвалы можно использовать для производства топлива АЭС, получить большую прибыль и решить проблему с их хранением. Однако разделение обедненных молекул UF6 с помощью центрифуг увеличивает стоимость топлива АЭС в два раза, поэтому они практически не используются. Малозатратный метод лазерного разделения со сдерживанием образования димеров в свободной струе с многофотонным возбуждением легких и средних молекул хорошо изучен и используется. Но малозатратное лазерное разделение тяжелых молекул все еще не реализовано. Лазерный метод с многофотонной диссоциацией для отделения одной молекулы UF6 требует более 45 фотонов с длиной волны 16 мкм при КПД лазера 0,5 % и интенсивности импульса 108 Вт/см2. Экспериментальная реализация возбуждения молекул UF6 сильно усложняется отсутствием лазеров, у которых линия генерации совпадает с центром полосы поглощения колебания молекулы 235UF6. Использование лазеров УФ-диапазона сдерживается высокой стоимостью и низким КПД. Что касается ИК-излучения, его можно получить либо с КПД, не превышающим 0,5 %, либо с помощью параводородных рамановских лазеров, обеспечивающих среднюю мощность 100 Вт при КПД 2 %, однако этот подход сопряжен с большими техническими сложностями. Предложена возможность улучшения лазерного метода со сдерживанием образования ван-дер-вальсовых димеров в свободной струе для разделения обедненных молекул UF6 при их размещении внутри резонатора СО лазера с синхронизацией мод, мощностью менее 1 кВт, КПД 30 % для получения топлива АЭС. Энергия связи димера в десятки раз меньше энергии диссоциации молекулы UF6, а для возбуждения молекулы достаточно интенсивности излучения СО лазера порядка 105 Вт/см2 и не требуется большой мощности. В данной работе предложена возможность использования одного фотона на отделение одной молекулы 235UF6, что позволит эффективно переработать накопленные отвалы в топливо АЭС с помощью СО лазера с синхронизацией мод более эффективно, чем с помощью центрифуг. Это принесет высокий доход, будет полезно для окружающей среды, так как отпадают процессы с добычей природного урана, его доставкой, переработкой, фторированием и решится проблема с хранением отвалов.
Тазьба А. М., Шевчик А. А., Александров А. А.
Сигналы навигационных космических аппаратов играют огромную роль в определении собственного пространственного положения подвижных объектов, а также в уточнении показаний систем инерциальной навигации. В последние годы все чаще требуется решать задачи управления движением в условиях слабых или непостоянных сигналов навигационных спутников. Причинами нестабильного сигнала от космических аппаратов могут быть помехи естественного и искусственного происхождения, особенности окружающей среды, например, плотная городская застройка, мощные источники электромагнитного поля, такие как линии электропередач, и другие факторы. Исторически сложившийся путь развития навигационных систем, способствующий, в частности, повышению качества навигационного решения, предполагает последовательное увеличение степени интеграции между инерциальной и спутниковой навигационными системами. Долгое время успешно используются на практике слабосвязанные, сильносвязанные и тесносвязанные навигационные системы. В настоящей статье рассматривается задача глубокой интеграции инерциальной и спутниковой навигационных систем с целью повышения качества навигационного решения при воздействии помех. Показана реализуемость линейного навигационного фильтра системы коррекции, инвариантного к движению объекта управления, на базе которого может быть построена распределенная в вычислительном плане глубокоинтегрированная радиоинерциально-спутниковая навигационная система. В работе представлена структурная схема распределенной глубокоинтегрированной радиоинерциально-спутниковой навигационной системы и определен перечень параметров, которые должны дополнительно поступать от навигационной аппаратуры потребителя (НАП) сигналов глобальной навигационной спутниковой сети в навигационный фильтр по сравнению с известными решениями. Предложен способ высокочастотных преобразований «сырых» радионавигационных параметров в программном обеспечении НАП. Предложена модель погрешностей опорных сигналов: переменной и постоянной составляющей фазы, а также частоты опорных сигналов. Выведены формулы расчета оценок псевдодальности, псевдоскорости и псевдоускорения для формирования в фильтре корректирующих поправок, которые в том числе должны позволить повысить качество навигационного решения, получаемого по показаниям спутников, при условии нестабильного сигнала от космических аппаратов.
Синицын В. А., Иванов А. В., Синицын Е. А.
Представлены результаты исследований по обоснованию структуры построения передающих и приемных каналов многоканальной двухкоординатной первичной когерентной радиолокационной станции (РЛС) с множественными идентичными N входами и M выходами типа МТx-NRx. В РЛС используются непрерывные периодические зондирующие сигналы с линейной частотной модуляцией для обнаружения и измерения полярных координат малозаметных целей в ближней зоне действия окружающего воздушного и наземного пространства. Отмечаются достоинства и особенности построения многоканальных, типа Multiple Input Multiple Output (MIMO) РЛС, в т.ч. модульность конструктивного исполнения, малая излучаемая мощность, скрытность функционирования, использование ортогональных зондирующих сигналов, излучаемых передающими каналами и отраженных от целей радиолокационных сигналов, принимаемых приемными каналами РЛС, мобильность, небольшой вес и габариты. Показано, что несущая частота азимутальной многоканальной двухкоординатной когерентной РЛС определяется шириной парциального луча виртуальной веерной диаграммы направленности приемо-передающей антенны по азимуту и размером азимутальной виртуальной апертуры с учетом его превышения заданного максимального физического размера горизонтальной апертуры антенны. Отмечается, что количество передающих М и приемных N каналов азимутальной многоканальной типа MIMO двухкоординатной РЛС определяется требуемым количеством высокочастотных передающих M излучателей и N приемных антенных элементов приемо-передающей антенны, которая должна обеспечить формирование веерной виртуальной M×N-лучевой приемо-передающей диаграммы направленности, охватывающей зону действия по азимуту и углу места с заданной разрешающей способностью по азимуту. Предложен вариант взаимного расположения M = 8 передающих излучателей и N = 8 приемных высокочастотных антенных элементов в пределах физической апертуры многоканальной приемо-передающей антенной решетки, ограниченной размером по ширине 1 м. Вариант обеспечивает формирование расширенной виртуальной апертуры с веерной азимутальной приемо-передающей диаграммой направленности в зоне действия РЛС, определяемой пространственным сектором 60° по азимуту и 20° по углу места. Показано, что предложенная многоканальная двухкоординатная РЛС 8Тx-8Rx, излучающая при помощи плоской антенной решетки шириной 1 м на несущей частоте 15 ГГц Ku-диапазона ортогональные зондирующие сигналы мощностью 10 мВт по каждому из 8 передающих каналов, обеспечивает обнаружение и измерение полярных координат малозаметных целей с эффективной площадью рассеяния для беспилотных летательных аппаратов 0,01 м2 и 0,1 м2 на максимальной дальности 2,9 и 4,4 км соответственно (время наблюдения – 1 с), а также 5,1 и 7,6 км (время наблюдения – 5 с).
Гессен П. А., Лизин А. И., Павлова В. А., Саенко В. Д., Тупиков В. А.
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.