MOCKBA 2012 - mai.ru · Сегодня отечественная промышленность остро нуждается в молодых ученых и конструкторах,

MOCK

BA 20

12

Всероссийский межотраслевой молодёжный научно-технический форум

Учредитель и организатор —Московский авиационный институт(национальный исследовательский университет)

Конкурс научно-технических работ и проектов

«Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

Аннотации работ

Москва – 2012

Всероссийский конкурс «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

3

Дорогие участники Всероссийского межотраслевого молодёжного научно-

технического форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»!

Добро пожаловать на площадки нашего форума!

Сегодня, 30 октября 2012 года, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) проводит IV Всероссийский молодёжный форум, посвящённый вопросам развития российской авиационной и космической науки и промышленности.

Форум – незаурядное мероприятие для отрасли, у него нет аналогов. Программа форума включает в себя конкурсную часть, по результатам которой молодые учёные – авторы проектов, награждаются денежными призами, ценными подарками, дипломами и грамотами федеральных министерств и ведомств, профильных компаний, публикуются в журналах перечня ВАК. Сюда же входит всероссийская конференция с элементами научной школы, которая объединяет: мастер-классы от ведущих учёных, конструкторов и испытателей авиационной, ракетной и космической техники; встречи с ведущими учёными и специалистами; круглые столы с обсуждением важнейших научных, инженерных и молодёжных социальных проблем отрасли; другие интересные и значимые события.

Надеемся, ваше участие в форуме «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

будет не только содержательным и продуктивным, но и внесёт значительный вклад в развитие авиационной, космической и смежных с ними высокотехнологичных отраслей промышленности и секторов экономики нашей страны.

Добро пожаловать!

Оргкомитет Форума

Конкурс «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

4

Участникам и гостям IV Всероссийского межотраслевого молодёжного научно-технического

форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012»

От имени Правительства Российской Федерации и от себя лично приветствую организаторов, участников и гостей IV Всероссийского межотраслевого молодёжного научно-технического форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012».

Развитие авиации и космонавтики, как высокотехнологичной основы оборонно-

промышленного комплекса России, является одной из приоритетных задач руководства страны. Это, в свою очередь, невозможно без воспитания и подготовки высококвалифицированных кадров, передачи новому поколению опыта от состоявшихся учёных, специалистов, конструкторов, испытателей.

Проведение форума, служащего не только повышению уровня интеграции науки,

производства и образования, но и стимулированию притока и закрепления молодёжи в сферах науки и образования, а также высокотехнологичных секторов экономики – актуальное и значимое событие для нашего государства.

Уверен, что форум «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012» пройдёт

в созидательной и творческой атмосфере, а вопросы, затронутые в ходе его проведения, найдут наилучшие пути решения.

Желаю всем плодотворной работы, установления новых научных и деловых связей,

оптимизма, уверенности в будущем, успехов и удач.

Заместитель Председателя

Правительства Российской Федерации Д. О. Рогозин


5

Обращение ректора

Московского авиационного института (национального исследовательского

университета) к гостям и участникам Форума

Сердечно приветствую Вас, уважаемые участники и гости IV Всероссийского межотраслевого молодёжного научно-технического форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики» – уникального для оборонно-промышленного комплекса мероприятия, собравшего на своей площадке школьников, студентов, молодых учёных и специалистов со всех уголков России.

Научно-техническое творчество молодёжи является одним из определяющих

факторов экономического, социального и технического прогресса человеческого сообщества. Результаты этого творчества, представленные на Форуме, наглядно демонстрируют позитивную динамику, развитие и рост экономического и научно-технического потенциала страны. Залог успешного развития российской науки – перспективные научные кадры, а поддержка научно-технического творчества является одной из приоритетных задач молодёжной политики.

Хочу отметить, что с каждым годом Форум становится всё более увлекательным и

масштабным парадом молодёжной науки. В этой связи отдельно хочу поблагодарить партнёров Форума, вклад которых в организацию и проведение Форума, а также в развитие российской науки и промышленности помогает нам, как организаторам, создавать наилучшие условия для подобных масштабных научных площадок.

Нельзя не отметить серьёзный и благородный труд научных наставников участников

Форума. Их колоссальный творческий азарт и личный пример закрепляют связи между поколениями, развивают научно-техническую культуру в молодёжной среде.

Я желаю участникам Форума новых творческих достижений и успеха в раскрытии

талантов на благо страны. Надеюсь, что его программа будет способствовать установлению новых и полезных контактов и даст необходимый толчок для повышения эффективности процессов разработки, производства и эксплуатации наукоёмкой продукции, а также для применения знаний и идей молодого научного авангарда на предприятиях отечественной промышленности.

Ректор МАИ, д.т.н., профессор Председатель Оргкомитета форума

«Молодёжь и будущее авиации и космонавтики» А. Н. Геращенко


6

Участникам, организаторам и гостям

IV Всероссийского межотраслевого молодёжного научно-технического

форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012»

Дорогие друзья!

Поздравляю Вас с открытием и началом работы IV Всероссийского межотраслевого

молодёжного научно-технического форума «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012».

Отрадно, что идея проведения форума зародилась в стенах Московского

авиационного института, который вот уже более 80 лет является одним из главных в России по подготовке высококвалифицированных кадров и проведению научных исследований и разработок по кадровому и научно-инновационному обеспечению развития авиационной, ракетной, космической и других высокотехнологичных отраслей.

В нашей стране много талантливых молодых специалистов и ученых, активно

участвующих в технологическом процессе создания инновационных проектов по модернизации отечественной промышленности. Самые яркие работы обязательно должны находить отклик в обществе и применение в реальном секторе экономики.

Сегодня отечественная промышленность остро нуждается в молодых ученых и

конструкторах, требуются специалисты инновационных процессов, инженерно-технический персонал. В решении этой задачи неоценимую роль играют такие значимые проекты, как ваш молодёжный научно-технический форум «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики – 2012». Благодаря форуму растет престиж инженерной профессии среди молодежи.

Уверен, что форум откроет пути для самореализации молодых специалистов, станет

интересной дискуссионной площадкой для обсуждения широкого круга вопросов, связанных с разработкой и использованием последних достижений науки.

Желаю участникам, организаторам и гостям форума успехов и плодотворной

работы!

Заместитель Председателя Союза машиностроителей России,

Генеральный директор ФГУП «Центральный аэрогидродинамический

институт им. профессора Н.Е. Жуковского» Б. С. Алёшин


7

Уважаемые участники Форума!

Поздравляю вас с одним из самых ярких научных событий России –

Всероссийским Форумом «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики». За четыре года своего существования он стал крупнейшей российской научно-деловой площадкой для специалистов авиационной, космической и смежных с ними высокотехнологичных отраслей промышленности и экономики.

Цели форума очень близки приоритетным задачам нашего проекта. Это, в первую

очередь, повышение престижа технических и инженерных специальностей, создание для молодежи комфортной среды, стимулирующей занятия научным творчеством, и подготовка профессиональных кадров для высокотехнологичных отраслей экономики.

Очень важно, что Форум способствует повышению уровня взаимодействия науки,

бизнеса и образования. Это звенья единого инновационного процесса, только при условии сотрудничества представителей всех трех сфер возможно эффективное развитие экономики и общества.

Желаю вам успехов, удачи и ни в коем случае не останавливаться на достигнутых

результатах.

Директор Некоммерческого партнерства содействия развитию интеллектуального и творческого потенциала молодежи

«Лифт в будущее», Вице-президент Благотворительного фонда «Система»

Елена Шмелёва


8

Проект по поиску поддержке и

развитию талантливой молодежи «Лифт в будущее»

В ноябре 2011 года АФК «Система» запустила всероссийский социально-

ориентированный проект «Лифт в будущее». Цель проекта – последовательная поддержка талантливых школьников и студентов, оказание им помощи в осознанном выборе профессии и организация карьерного роста. Это достигается с помощью создания широкой сети социального партнерства с участием представителей бизнеса, власти, науки и общества, объединенных под эгидой проекта «Лифт в будущее».

Технологические возможности проекта позволяют участникам проекта выстраивать коммуникации с кураторами - востребованными профессионалами из различных областей знаний и друг с другом, объединяться для реализации научных проектов, участвовать в он-лайн мероприятиях.

Также для участников проекта разрабатываются уникальные развивающие

программы. Кроме того, участник может рассчитывать на получение поощрений со стороны партнеров проекта в виде стажировок в ведущих отечественных и зарубежных университетах, научных центрах, высокотехнологичных компаниях, грантов, стипендий, участия во всероссийских и международных конференциях.

«Лифт в будущее» – это:

• 32 000 участников; • 150 кураторов – представителей инновационных компаний, ведущих вузов и

научных школ; • Стипендиальная программа для студентов; • Профессиональные конкурсы для школьников, студентов и молодых специалистов; • Летние школы по нескольким научным профилям; • Интерактивная площадка для проектной работы школьников и студентов под

руководством кураторов по естественно-научным направлениям; • Наиболее полная база об образовательных и карьерных возможностях для

российской молодёжи.

www.lifttothefuture.ru

http://www.lifttothefuture.ru/


9

СОСТАВ ОРГАНИЗАЦИОННОГО КОМИТЕТА КОНКУРСА «МОЛОДЁЖЬ И БУДУЩЕЕ АВИАЦИИ И КОСМОНАВТИКИ»

Геращенко Анатолий Николаевич (председатель)

– ректор Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н., профессор

Давыдов Виталий Анатольевич (сопредседатель)

– статс-секретарь – заместитель руководителя Федерального космического агентства

Погосян Михаил Асланович (сопредседатель)

– президент ОАО «Объединенная авиастроительная корпорация», академик РАН, д.т.н., профессор

Обносов Борис Викторович (сопредседатель)

– генеральный директор ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение», д.т.н.

Шевцов Вячеслав Алексеевич (заместитель председателя)

– проректор по научной работе Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н., профессор

Агульник Алексей Борисович

– декан факультета №2 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н., профессор

Алифанов Олег Михайлович – заведующий кафедрой 601 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), член-корр. РАН, д.т.н., профессор

Белов Анатолий Петрович – директор программ «Легкие вертолеты» ОАО «Московский вертолетный завод имени М. Л. Миля»

Белоусов Олег Борисович – главный специалист, заместитель заведующего базовой кафедрой ОАО «Концерн радиостроения «Вега», д.т.н.

Вучкович Алла Александровна

– директор Департамента управления персоналом ОАО «Объединенная авиастроительная корпорация», к.э.н.

Гаврилов Константин Юрьевич

– декан факультета №4 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н.

Гаврилова Инна Семеновна – проректор по развитию комплекса института и социальным вопросам Московского авиационного института (национального исследовательского университета)

Гиголо Людмила Антоновна – помощник проректора по научной работе Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., доцент

Гончаренко Владимир Иванович

– начальник факультета военного обучения Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., доцент

Горелов Борис Алексеевич – проректор по экономике и финансам Московского авиационного института (национального исследовательского университета)

Дудар Эдуард Николаевич –начальник проектного отделения ОАО «НПО «Молния», к.т.н.

Егоров Иван Владимирович – начальник научно-исследовательского отделения ФГУП ЦАГИ, член-корр. РАН, д.т.н., профессор


10

Ефанов Владимир Владимирович

– заместитель руководителя ОКБ по науке ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина», д.т.н., профессор

Ефремов Александр Викторович

– декан факультета №1 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н., профессор

Калошин Вадим Анатольевич

– председатель IEEE Chapter MTT-Ed, д.ф.-м.н., профессор

Каримов Салават Идрисович – начальник управления кадров и кадрово-социальной политики ОАО «Государственное машиностроительное конструкторское бюро “Радуга” имени А. Я. Березняка»

Ковалев Константин Львович (ученый секретарь)

– председатель Совета молодых ученых Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н.

Комаров Юрий Юрьевич – председатель Совета по НИРС Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., профессор

Крылов Сергей Сергеевич – декан факультета №8 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.ф.-м.н., доцент

Куприков Михаил Юрьевич – проректор по учебной работе Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.т.н., профессор

Куранов Евгений Геннадьевич

– первый заместитель начальника ЦКБМ ОАО «ВПК «НПО машиностроения», к.т.н.

Коротеев Анатолий Анатольевич

– директор центра новых космических технологий Московского авиационного института (национального исследовательского университета), академик РАН, д.т.н., профессор

Левитан Борис Аркадьевич – генеральный директор ОАО «Радиофизика», к.т.н.

Лобанов Борис Семенович – генеральный директор ФГУП «ЦНИРТИ имени А. И. Берга», к.т.н.

Мавроди Светлана Ивановна – декан факультета №10 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.и.н., профессор

Медведский Александр Леонидович

– декан факультета №6 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.ф.-м.н., доцент

Мороз Александр Петрович – заместитель генерального директора по научной работе ФГУП «НПО измерительной техники», д.т.н.

Николашин Александр Александрович

– председатель Совета молодых ученых и специалистов ОАО «Российские космические системы»

Первышина Ирина Эрленовна

– директор по персоналу ОАО «ОКБ Сухого»

Польских Сергей Дмитриевич

– главный научный сотрудник ФГУП «НПО Астрофизика», д.т.н.

Попов Борис Николаевич – заместитель директора по научной работе ФГУП МОКБ «Марс», д.т.н., профессор

Попов Гарри Алексеевич – директор НИИ ПМЭ МАИ, академик РАН, д.т.н., профессор

Постников Валерий Александрович

– декан факультета №3 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., доцент


11

Правидло Михаил Натанович

– начальник технического отдела ОАО «ГМКБ «Вымпел» имени И. И. Торопова», д.т.н., профессор

Рабинский Лев Наумович – декан факультета №9 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), д.ф.-м.н., доцент

Раздолин Александр Михайлович

– заместитель проректора по научной работе Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н.

Рыжов Юрий Алексеевич – заведующий кафедрой 105 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), академик РАН, д.т.н., профессор

Сорокин Юрий Анатольевич – представитель Совета молодых специалистов ОАО «ОКБ Сухого»

Тихонов Алексей Иванович – директор Инженерно-экономического института Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н. доцент

Тихонов Константин Михайлович

– декан факультета №7 Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., доцент

Федосеев Ефим Павлович – заведующий отделением ФГУП «ГосНИИАС», д.т.н., профессор

Харламов Геннадий Юрьевич

– ведущий научный сотрудник ФГУП «ЦНИИ «Комета», д.т.н., профессор

Черешнев Валерий Александрович

– председатель Комитета по науке и наукоемким технологиям, академик РАН, д.м.н., профессор

Шишанов Анатолий Васильевич

– генеральный директор – главный конструктор ОАО «НИИ точных приборов»

Юров Николай Николаевич – проректор по внеучебной и воспитательной работе Московского авиационного института (национального исследовательского университета), к.т.н., доцент


ОГЛАВЛЕНИЕ

1. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА» ................................ 23

ПОИСКОВЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО УМЕНЬШЕНИЮ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

Агеев Н. Д. ............................................................................................................................................................ 24

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВОГО АДМИНИСТРАТИВНОГО САМОЛЕТА

Бабулин А. А., Косицин А. А. ............................................................................................................................. 25

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА «ТИМА» Ванский С. В. ........................................................................................................................................................ 26

ФЛАТТЕР СЛОИСТОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ, ПОДКРЕПЛЕННОЙ КОЛЬЦЕВЫМИ РЕБРАМИ

Волков Е. Н., Недбай А. Я. .................................................................................................................................. 27

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДОПОЛНИТЕЛЬНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТЕХНОЛОГИЙ САПР

Горбунов А. А. ..................................................................................................................................................... 28

ПРИМЕНЕНИЕ АДАПТИВНОЙ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА НА ЛЕГКОМ ТРАНСПОРТНОМ САМОЛЕТЕ

Губский В. В. ........................................................................................................................................................ 28

ПРИМЕНЕНИЕ СИСТЕМ БОРТОВЫХ ИЗМЕРЕНИЙ (СБИ) ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ И СИСТЕМ ВЕРТОЛЁТОВ НА ОАО «МОСКОВСКИЙ ВЕРТОЛЁТНЫЙ ЗАВОД ИМЕНИ М. Л. МИЛЯ»

Гуревич А. С., Ивчин В. А., Писков И. Г., Самсонов К. Ю. ............................................................................ 30

КОНСТРУКЦИЯ ТРАНСПОРТНО-ПАССАЖИРСКОГО ЭКРАНОПЛАНА Дешин В. О. .......................................................................................................................................................... 31

ИССЛЕДОВАНИЯ НАГРЕВА ХВОСТОВОЙ БАЛКИ ВЕРТОЛЕТА МИ-38 ВЫХЛОПНЫМИ ГАЗАМИ ДВИГАТЕЛЕЙ С ПОМОЩЬЮ ТЕПЛОВИЗИОННЫХ УСТРОЙСТВ

Ивчин В. А., Клеванцев И. И., Соловьёв Н. А., Самсонов К. Ю. .................................................................... 31

РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В ВЫСТУПАЮЩЕМ НЕРЕГУЛИРУЕМОМ ВОЗДУХОЗАБОРНИКЕ ТРАКТА ПРОДУВА ТЕПЛООБМЕННИКА САМОЛЕТА

Каковская И. А. .................................................................................................................................................... 32

ПРИНЦИПЫ И СХЕМА ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ И СКОРОСТИ ЕГО ИЗМЕНЕНИЯ В МАГИСТРАЛЬНОМ САМОЛЕТЕ

Козлова О. А., Тюрина М. М., Порунов А. А. ................................................................................................... 34

МЕТОДИКА И АЛГОРИТМ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРНЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЁТА

Комков В. С. ......................................................................................................................................................... 35

ИЗГОТОВЛЕНИЕ КРИВОЛИНЕЙНЫХ ДЕТАЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТЕРМОДЕФОРМАЦИОННОГО СТАРЕНИЯ

Кривенок А. А., Крупский Р. Ф. ......................................................................................................................... 35


13

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ, ПРОБЛЕМЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ САМОЛЕТОВ, ИСПОЛЬЗУЮЩИХ СОЛНЕЧНУЮ ЭНЕРГИЮ ДЛЯ ПОЛЕТА

Лисейцев Н. К., Самойловский А. А. ................................................................................................................. 37

СОЗДАНИЕ ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОГО ПРОИЗВОДСТВА САМОЛЕТА АН-148. ИЗГОТОВЛЕНИЕ ЛИСТОВЫХ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ТРУДНОДЕФОРМИРУЕМЫХ МАТЕРИАЛОВ

Максименков В. И., Федосеев В. И., Шевченко О. И. ...................................................................................... 39

АВТОМАТИЗАЦИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ И КОТРОЛЯ ДЛИННОМЕРНЫХ ДЕТАЛЕЙ САМОЛЁТА SSJ-100 ИЗ ПРЕСОВАННЫХ ПРОФИЛЕЙ

Мишагин В. А. ...................................................................................................................................................... 40

РАЗРАБОТКА НОВОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЦЕССА ИЗГОТОВЛЕНИЯ ОБШИВОК Молод М. В., Долматова В. Н. ............................................................................................................................ 40

ПРОДЛЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО РЕСУРСА ЛОКАЛЬНОЙ ЗОНЫ ПЕРФОРИРОВАННОЙ РЕШЕТКИ ПЕРЕДНЕЙ СТВОРКИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА СКОРОСТНОГО САМОЛЕТА

Ордин А. В., Рипецкий А. В. ............................................................................................................................... 41

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ НЕСУЩЕЙ СИСТЕМЫ ВИНТОКРЫЛА НА ПИЛОТАЖНОМ СТЕНДЕ Панасюченко П. С. ............................................................................................................................................... 41

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПРУЖИНЕНИЯ ПРЕССОВАННОГО ПРОФИЛЯ В ПРОЦЕССЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МЕТОДАМИ ГИБКИ С ПОСЛЕДУЮЩИМ ФРЕЗЕРОВАНИЕМ

Погарцева М. М. ................................................................................................................................................... 42

ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ДЛЯ СБОРКИ КАРКАСА ПОЛА Попов И. С., Смородинов М. И., Самохвалов В. В. .......................................................................................... 42

ПЕРСПЕКТИВНЫЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Пшеничный В. В. .................................................................................................................................................. 43

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТЕЧЕНИЯ ОКОЛО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ С ИНТЕРЦЕПТОРОМ

Редькина К. В. ....................................................................................................................................................... 43

РЕЗУЛЬТАТЫ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИСПЫТАНИЙ ПО ИССЛЕДОВАНИЮ ВЗАИМОВЛИЯНИЯ Х-ОБРАЗНОГО ВИНТА РУЛЕВОГО ВИНТА С КИЛЕМ

Рипа А. В. .............................................................................................................................................................. 45

КОНЦЕПТУАЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ КЕССОНА КРЫЛА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Солошенко В. Н. ................................................................................................................................................... 46

ТРЕМОМЕТР Толмачёв К. ........................................................................................................................................................... 47

АЛГОРИТМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ДОЗАПРАВКЕ ТОПЛИВОМ В ВОЗДУХЕ

Чеглаков Д. И. ....................................................................................................................................................... 47

ПОВОРОТНЫЕ ПОДКОСЫ ДЛЯ САМОЛЁТОВ МАЛОЙ АВИАЦИИ Чернухин Р. В. ...................................................................................................................................................... 48

РАЗРАБОТКА СПАСАТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ДЛЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ АВИАЦИИ ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ

Шарапов Д. С., Новикова А. С. ........................................................................................................................... 48


14

2. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ДВИГАТЕЛИ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ» .............................................................. 50

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗАИМНОГО ВЛИЯНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЯЭУ И РАДИАЦИОННЫХ ПОЛЕЙ ОКОЛОЗЕМНОГО КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА

Алексеев П. А., Ехлаков И. А. ............................................................................................................................ 51

МЕТОД ФУНКЦИОНАЛЬНОГО ДИАГНОСТИРОВАНИЯ ЖРД ПО ОТКЛОНЕНИЮ ХАРАКТЕРИСТИК РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ И ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ

Белова Ю. Н., Мартиросов Д. С., Буканов В. Т. ................................................................................................ 52

ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ОПОР ДЛА, ОБОСНОВАНИЕ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОНСТРУКЦИЙ Богданов В. И., Коробкин Н. А., Лисицин А. Н. ............................................................................................... 52

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ АКТИВНОГО СТАРТА С ФОРМИРУЕМЫМ НА БАЗЕ ПОЛЕТНОЙ ТРАНСФОРМАЦИИ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Дикшев А. И., Костяной Е. М. ............................................................................................................................ 53

ИССЛЕДОВАНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ШНЕКОВ БУСТЕРНЫХ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ

Дорош Н. С. .......................................................................................................................................................... 54

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ СТАНДАРТИЗИРУЮЩЕЙ ПОСТРОЕНИЕ 3D – МОДЕЛЕЙ ДЕТАЛЕЙ ТИПА «ЛОПАТКА» КОМПРЕССОРОВ ГТД В ПРОИЗВОДСТВЕННОМ ЦИКЛЕ ОАО «ММП ИМ. В. В. ЧЕРНЫШЕВА» НА ОСНОВЕ ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ MATHCAD – UGS NX

Ежиков В. В., Звездочкин К. В., Проскуряков А. Н. ......................................................................................... 55

СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ВИХРЕВОЙ БЕЗОПАСНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА Журавский Н. А., Зледенный Н. П. .................................................................................................................... 56

ОПТИМИЗАЦИЯ АРХИТЕКТУРЫ МНОГОСЛОЙНЫХ ИЗНОСОСТОЙКИХ НАНОСТРУКТУРИРОВАННЫХ ПОКРЫТИЙ

Кожина Т. Д., Курочкин А. В. ............................................................................................................................. 57

СНИЖЕНИЕ СЕБЕСТОИМОСТИ ПРОИЗВОДСТВА ОСНОВНЫХ ДЕТАЛЕЙ СИЛЬФОННОГО КОМПЕНСАТОРА РД ЗА СЧЁТ ПРИМЕНЕНИЯ В ПОДГОТОВКЕ ЛИТЕЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА ЦИФРОВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

Максимов О. В. .................................................................................................................................................... 59

КОМБИНИРОВАННАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА НА БАЗЕ КИСЛОРОД-ВОДОРОДНОЫХ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ И ГИДРОННОГО ХИМИЧЕСКОГО ИСТОЧНИКА ТОКА

Окорокова Н. С., Пушкин К. В. .......................................................................................................................... 59

ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ПЕРВЫХ СТУПЕНЕЙ СЕМИСТУПЕНЧАТОГО КОМПРЕССОРА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Попов Г. М., Колмакова Д. А. ............................................................................................................................. 62

ПОДХОДЫ К ИСКЛЮЧЕНИЮ АНТИВИБРАЦИОННЫХ ПОЛОК РАБОЧИХ КОЛЕС ЛОПАТОК КОМПРЕССОРОВ ГТД

Попов Г. М., Кривцов А. В., Шкловец А. О. ..................................................................................................... 63

СТЕНДОВОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПРОВЕРКИ ГЕРМЕТИЧНОСТИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК

Смирнов Д. С., Поляков В. А., Мухаммедов В. С. ............................................................................................ 64

ОСОБЕННОСТИ ОТРАБОТКИ КОМБИНИРОВАННОГО РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Тихомиров М. А., Шаров М. С. .......................................................................................................................... 64


15

РАЗДВИЖНОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЭЛЕКТРОПРИВОДОМ ВЫДВИЖЕНИЯ НАСАДКА

Федулов В. С. ........................................................................................................................................................ 65

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОНТРОЛЯ ДЕТАЛЕЙ ГТД ПО ИХ ИНФОРМАЦИОННЫМ МОДЕЛЯМ НА ОСНОВЕ РЕАЛИЗАЦИИ КОНЦЕПЦИИ «ВИРТУАЛЬНАЯ КООРДИНАТНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ МАШИНА»

Чевелева А. О. ....................................................................................................................................................... 65

ОПТИМИЗАЦИЯ НАЗНАЧЕНИЯ СТАНКОВ С ЧПУ С УЧЕТОМ ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ КОНСТРУКЦИИ ДЕТАЛЕЙ ГТД

Шеховцева Т. В. ...................................................................................................................................................... 67

3. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, ИНФОРМАТИКА И ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКА» ...................................................................................................... 69

ПЕРЕДАЧА ИНФОРМАЦИИ ЧАСТОТНОЙ МОДУЛЯЦИЕЙ ПИЛООБРАЗНОЙ НЕСУЩЕЙ ЧАСТОТЫ

Бирюкова К. С....................................................................................................................................................... 70

ПОЛУНАТУРНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ СТЕНД ДЛЯ ОЦЕНИВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЧЕЛОВЕКА-ОПЕРАТОРА ПРИ УПРАВЛЕНИИ ДПЛА

Бурлак Е. А., Набатчиков А. М. .......................................................................................................................... 72

РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМОВ КАЛИБРОВКИ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И БЛОКОВ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ НА ПРЕЦИЗИОННОМ ИСПЫТАТЕЛЬНОМ ОБОРУДОВАНИИ

Веремеенко К. К. , Галай И. А. ............................................................................................................................ 73

ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧСЕКОГО АППАРАТА ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОГО ЗАРЯДА ПОВЕРХНОСТИ КА В ОРБИТАЛЬНЫХ УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Дорофеев Р. Ю. ..................................................................................................................................................... 75

АНАЛИЗ ИНФОРМАЦИОННОГО ПРОСТРАНСТВА И ИНФОРМАЦИОННЫХ ЗАДАЧ ГРАДООБРАЗУЮЩИХ И МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫХ ПРЕДПРИЯТИЙ

Затуранов М. Н. . .................................................................................................................................................. 76

ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ БЕЗОПАСНОСТИ СТАЦИОНАРНЫХ ОБЪЕКТОВ НА БАЗЕ ТЕХНОЛОГИЙ ГЛОНАСС/GPS (ИСК БСО)

Клетров М. С., Николашин А. А. ........................................................................................................................ 76

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА СОЗДАНИЯ КОМПЛЕКТА ДОКУМЕНТАЦИИ НА ПРАВО ПОВЕРКИ МЕТРОЛОГИЧЕСКОЙ СЛУЖБЫ ОАО «КНААПО»

Маликова Н. А., Костина Н. Л. ........................................................................................................................... 77

МАЛОГАБАРИТНАЯ БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА НА МИКРОМЕХАНИЧЕСКИХ ДАТЧИКАХ

Мишин А. Ю., Кирюшин Е. Ю., Обухов А. И., Гурлов Д. В............................................................................ 78

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИСТЕМ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ ОПТИМАЛЬНУЮ ТЕХНОЛОГИЧЕСКУЮ ПОДГОТОВКУ ДИСКРЕТНОГО ПРОИЗВОДСТВА

Орлов А. Г. ............................................................................................................................................................ 79

УНИВЕРСАЛЬНЫЙ СИМУЛЯТОР AD-HOC СЕТЕЙ Попов С. Н., Ярыгин А. Ю. ................................................................................................................................. 80

КОРРЕКЦИЯ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ

Протопопов А. П., Богачев А. В., Воробьева Е. А. ........................................................................................... 80


16

СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ПРЕЦИЗИОННОГО ГИРОПРИБОРА Селиверстов М. С. ................................................................................................................................................ 81

СИНХРОННЫЕ ГЕНЕРАТОРЫ ОБРАЩЕННОЙ КОНСТРУКЦИИ С ПОСТОЯННЫМИ МАГНИТАМИ ДЛЯ ВЕТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК И МАЛОЙ ГИДРОЭНЕРГЕТИКИ

Тулинова Е. Е., Иванов Н. С. .............................................................................................................................. 82

РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТОРСКО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ ПОЛНОЙ ВЗАИМОСВЯЗИ МЕЖДУ МЕХАНИЧЕСКОЙ И ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ СОСТАВЛЯЮЩИМИ КОМПЛЕКСНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА ЯК-130

Чернова М. В., Агапитов И. Н., Субботина Н. В. ............................................................................................. 83

МЕТОДЫ ОПТИМАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Чичерова Е. В., Сумачёв С. А. ............................................................................................................................ 84

ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА СПРАВОЧНИКА СТАНДАРТНЫХ ИЗДЕЛИЙ НА БАЗЕ WEB-ТЕХНОЛОГИЙ НА ОАО «КНААПО»

Шестминцева Т. В., Текжанова М. Г. ................................................................................................................. 86

СТЕНД ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ПРИНЦИПА РАБОТЫ ЭЛЕКТРОДИНАМИЧЕСКОГО ПОДВЕСА Шикштенайте А., Лаврин М., Тимохин Д., Яшукова Е. ................................................................................... 87

4. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ РАДИОЛОКАЦИИ, РАДИОНАВИГАЦИИ И СВЯЗИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» ......................... 89

ИССЛЕДОВАНИЕ ТОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК АЛГОРИТМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОРИЕНТАЦИИ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ МАНЕВРЕННОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Баталюк Д. А. ....................................................................................................................................................... 90

ИССЛЕДОВАНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ВАРИАНТОВ ДИАГРАММООБРАЗУЮЩИХ СХЕМ ДЛЯ ЧЕТЫРЕХЗАХОДНОЙ СПИРАЛЬНОЙ АНТЕННЫ

Бекишев Р. А......................................................................................................................................................... 90

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМА ВЕКТОРНОЙ АППРОКСИМАЦИИ ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ МИКРОВОЛНОВЫХ УСТРОЙСТВ

Валайтите А. А., Садовская Е. В., Шевгунов Т. Я. ........................................................................................... 91

МОДЕЛИРОВАНИЕ КАСКАДНОГО КОДИРОВАНИЯ В КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ СВЯЗИ Виноградов К. Е. .................................................................................................................................................. 92

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ РАССЕЯНИЯ НА ПРОТЯЖЕННЫХ ЦИЛИНДРИЧЕСКИХ ТЕЛАХ РАЗЛИЧНОГО СЕЧЕНИЯ

Гиголо А. И., Кузнецов Г. Ю. ............................................................................................................................. 92

ЛАБОРАТОРНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ДИАГРАММЫ НАПРАВЛЕННОСТИ АНТЕНН С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РАДИОЛИНИЙ

Еропов С. И. ......................................................................................................................................................... 93

ИДЕНТИФИКАЦИЯ ТОЧЕЧНЫХ РАССЕИВАТЕЛЕЙ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ НЕЙРОННЫХ СЕТЕЙ РАДИАЛЬНО-БАЗИСНЫХ ФУНКЦИЙ

Ефимов Е. Н., Шевгунов Т. Я. ............................................................................................................................ 94

ИССЛЕДОВАНИЕ РУПОРНО-ЛИНЗОВОЙ ТЕМ-АНТЕННЫ КАК ЭЛЕМЕНТА КОЛЬЦЕВОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ

Ефимова Н. А. ...................................................................................................................................................... 96

МЕТОД УЧЕТА РЕФРАКЦИИ АТМОСФЕРЫ ПРИ РЕШЕНИИ ЗАДАЧИ НАВЕДЕНИЯ АНТЕННЫ НА ЦЕЛЬ

Жеребцов С. И., Кобузев А. Н. ........................................................................................................................... 97


17

ПОВЫШЕНИЕ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОСТИ ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКИХ РАДИОЛИНИЙ ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДОВ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОГО КОДИРОВАНИЯ

Киреев Д. Г., Краснобабцев Ф. Ф., Марутин А. А., Поморцев П. М. .............................................................. 97

СПОСОБ ОСЛАБЛЕНИЯ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ МОДИФИЦИРОВАННЫМ ВОДЯНЫМ ПАРОМ

Мурлага А. Р. ........................................................................................................................................................ 97

МОДЕЛИРОВАНИЕ КАСКАДОВ ПРИЕМНОГО ТРАКТА ДОПЛЕРОВСКОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА В ЭЛЕКТРОННОЙ ЛАБОРАТОРИИ

Романенко И. С. .................................................................................................................................................... 98

КОГЕРЕНТНОЕ НАКОПЛЕНИЕ СПЕКТРАЛЬНЫХ СОСТАВЛЯЮЩИХ КВАЗИНЕПРЕРЫВНОГО СИГНАЛА

Русаков П. В., Коптелова М. В. ........................................................................................................................... 99

ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ САНТИМЕТРОВОГО ДИАПАЗОНА ДЛИН ВОЛН

Токмаков Д. И. ...................................................................................................................................................... 99

СОВРЕМЕННЫЙ ОБЛИК БОРТОВОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ БЕСПИЛОТНОГО РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ОСНОВЕ КВАЗИНЕПРЕРЫВНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ

Трущинский А. Ю. ............................................................................................................................................. 100

МОДЕЛИРОВАНИЕ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ В СРЕДЕ MATLAB Хильченко Р. Г. ................................................................................................................................................... 101

МОДЕЛИРОВАНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ НАПРАВЛЕННЫХ СВОЙСТВ ВЫПУКЛОЙ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ

Чабаев Я. В. ......................................................................................................................................................... 102

КОММУТИРУЕМЫЕ АНТЕННЫЕ СИСТЕМЫ Х-ДИАПАЗОНА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ НА БОРТУ КА

Шаханов А. Е., Рученков В. А., Круть А. В. .................................................................................................... 102 5. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РОБОТОТЕХНИКА, ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ И АВИАЦИОННОЕ ВООРУЖЕНИЕ» ........................................................ 105

РАСЧЁТ НА БЕЗОПАСНОСТЬ ОТ ФЛАТТЕРА КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ МЕТОДОМ ПОЛИНОМОВ

Благодырёва О. В. .............................................................................................................................................. 106

СИСТЕМА ЗАЩИТЫ ОБЪЕКТА ОТ СРЕДСТВ ВОЗДУШНО–КОСМИЧЕСКОГО НАПАДЕНИЯ Бобров А. Н. ........................................................................................................................................................ 107

СИСТЕМА ЗАЩИТЫ ОБЪЕКТА ОТ СРЕДСТВ ВОЗДУШНО–КОСМИЧЕСКОГО НАПАДЕНИЯ Болотин А. А. ...................................................................................................................................................... 108

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ВОЛНОВОЙ ПЕРЕДАЧИ С ТЕЛАМИ КАЧЕНИЯ НА ЕЁ КИНЕМАТИЧЕСКУЮ ТОЧНОСТЬ

Васильев М. А. .................................................................................................................................................... 111

РАЗРАБОТКА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПОДХОДА К ПОЛУЧЕНИЮ МАТЕМАТИЧЕСКОГО ОПИСАНИЯ И ПОСТРОЕНИЮ РЕГУЛИРОВОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ

Гущина С. Э. ....................................................................................................................................................... 113

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОТЫ РЕГУЛЯТОРА ДАВЛЕНИЯ Дон Д. С., Борисов В. Н., Поляков В. А. .......................................................................................................... 113


18

СТЕНД ДЛЯ ОТРАБОТКИ МЕХАНИЗМА РАСКЛАДЫВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ И ПРОВЕРКИ НА СТАТИЧЕСКУЮ ПРОЧНОСТЬ КОРПУСА ПОД ВОЗДЕЙСТВИЕМ МЕХАНИЧЕСКИХ НАГРУЗОК

Качаев И. В. ........................................................................................................................................................ 114

МОДИФИКАЦИЯ АЛГОРИТМОВ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ ИНТЕГРИРОВАННОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ АВТОНОМНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Кружков Д. М., Ким Р. В. .................................................................................................................................. 114

ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГО-БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ РАКЕТ БЛИЖНЕЙ ТАКТИЧЕСКОЙ ЗОНЫ

Курчанов М. В. ................................................................................................................................................... 115

АЛГОРИТМ РАСПОЗНАВАНИЯ ВИЗУАЛЬНЫХ ОБРАЗОВ Лясота Д. В. ........................................................................................................................................................ 116

КОНСТРУКЦИЯ БЛА ПЕРЕХВАТА МАЛОВЫСОТНЫХ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ В ГОРНОЙ МЕСТНОСТИ

Московкин А. Ю. ............................................................................................................................................... 116

ДВУХКРИТЕРИАЛЬНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ДИСКРЕТНОГО РЕАКТИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ СНАРЯДОМ ЗААТМОСФЕРНОГО ПЕРЕХВАТА

Мынкин В. А., Андрюшин А. В. ....................................................................................................................... 117

РАЗРАБОТКА ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ДЛЯ РАСЧЁТА СТАТИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ИСПОЛНИТЕЛЬНОГО МЕХАНИЗМА ПРИВОДА НА БАЗЕ MATLAB И SIMULINK С ПРИМЕНЕНИЕМ ПАРАЛЛЕЛЬНЫХ ВЫЧИСЛЕНИЙ

Олисова И. И., Чернышова А. С. ...................................................................................................................... 118

РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ И АЛГОРИТМОВ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ШАГАЮЩЕГО АППАРАТА

Семцов А. С., Гаревская Н. В., Сабодырь А. М. ............................................................................................. 119

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ ЦИФРОВОГО УСТРОЙСТВА УПРАВЛЕНИЯ МЕХАТРОННОГО МОДУЛЯ С ТРЁХФАЗНЫМ ВЕНТИЛЬНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Ситникова А. В. .................................................................................................................................................. 121

6. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РАКЕТНАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА» .. 123

ПРЕЦИЗИОННЫЙ ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ ВЕКТОРА УГЛОВОЙ СКОРОСТИ Бордачев Д. А., Шустов И. Е............................................................................................................................. 124

УПРОЩЁННЫЕ ДИАГНОСТИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ ОЦЕНКИ ЗДОРОВЬЯ И САМОЧУВСТВИЯ ПИЛОТОВ

Боровская Ж. В. .................................................................................................................................................. 125

СТРАТОСФЕРНЫЙ КОСМОПОРТ Браун А., Григорьев И. ...................................................................................................................................... 127

ПРОЕКТНЫЙ ОБЛИК ПЕРСПЕКТИВНОГО МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С МАРШЕВОЙ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ

Власенков Е. В., Комбаев Т. Ш., Крайнов А. М., Черников П. С., Шаханов А. Е. ...................................... 128

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МАГНИТНО-ИМПУЛЬСНОГО ПРИВОДА ДЛЯ УПРАВЛЯЕМОГО ОТДЕЛЕНИЯ НАНОСПУТНИКОВ

Гимранов З. И. .................................................................................................................................................... 128

РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТЕЙ В НЕНЬЮТОНОВСКОЙ ЖИДКОСТИ ПРИ ВРАЩЕНИИ Денякова М. Н., Светиков Р. С. ........................................................................................................................ 129


19

БОРТОВАЯ АППАРАТУРА СЛУЖЕБНОЙ ПЛАТФОРМЫ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (НА ПРИМЕРАХ КА «УНИВЕРСИТЕТСКИЙ ТАТЬЯНА-2» И КА «ИОНОСФЕРА»)

Запорожцев А. Н., Степакин А. С., Шадян А. В., Юрьев М. Ю. .................................................................... 131

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ЭТАПОВ СОЗДАНИЯ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Клетров М. С., Николашин А. А. ...................................................................................................................... 131

ТЕПЛОВОЙ НАНОСТРУКТУРНЫЙ АККУМУЛЯТОР НА ФРАКТАЛАХ КОХА Коровянская А. Д. .............................................................................................................................................. 132

УСТАНОВКА ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ПЕРЕХОДА МНОГОСРЕДНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ ОДНОЙ СРЕДЫ В ДРУГУЮ

Коровянская А. Д. .............................................................................................................................................. 134

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОЙ ТРАЕКТОРИИ ПЕРЕЛЕТА С МАЛОЙ ТЯГОЙ МЕЖДУ ОКОЛОЗЕМНОЙ И ОКОЛОЛУННОЙ ОРБИТАМИ

Кувшинова Е. Ю. ................................................................................................................................................ 136

ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ЛИТНИКОВО-ПИТАЮЩЕЙ СИСТЕМЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЭВМ

Ларичев Н. С., Домрачев Г. М., Кривенко Г. Г., Ефимов А. А. ..................................................................... 136

МАГНИТНАЯ СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ ЛЮДЕЙ С ВЫСОТНЫХ СООРУЖЕНИЙ СТАРТОВЫХ КОМПЛЕКСОВ

Мельничук А. В. ................................................................................................................................................. 136

ТИРИСТОРНЫЙ ДЕТЕКТОР ВЫСОКОЧАСТОТНОГО СИГНАЛА Мудрик Д. С. ....................................................................................................................................................... 139

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СХЕМ ВЫВЕДЕНИЯ НА ГСО Ошкин А. Е. ........................................................................................................................................................ 140

АНОМАЛОСКОП (ПРИБОР ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ СВЕТОВЫХ МИГАНИЙ)

Плыкина Е. .......................................................................................................................................................... 141

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ КРУПНОРАЗМЕРНОЙ ВОЗВРАЩАЕМОЙ КАПСУЛЫ КАК СРЕДСТВА ДОСТАВКИ ГРУЗОВ С ОРБИТЫ

Решетников М. Н. ............................................................................................................................................... 142

РАЗРАБОТКА УНИФИЦИРОВАННОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО РАБОЧЕГО МЕСТА НАСТРОЙКИ И ПРОВЕРКИ ИЗДЕЛИЙ ПРОИЗВОДСТВА ОАО «КОРПОРАЦИЯ «ТАКТИЧЕСКОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ» В РУЧНОМ РЕЖИМЕ

Сергеев Г. Н., Русаленко А. А., Паникарова Ю. В. ......................................................................................... 143

ЭЛЕКТРОЁМКОСТНАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ УРОВНЯ ЖИДКОСТИ В БАКАХ Середнёв М. Н., Хохлова А. Д. ......................................................................................................................... 143

ЭЛЕМЕНТ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ Тепляков О. А. .................................................................................................................................................... 145

МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ В ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ КАМЕРАХ

Титова А. С., Карабин А. Е., Денисова А. С. ................................................................................................... 146

СВЕРХТЕКУЧИЙ КВАНТОВЫЙ ИНТЕРФЕРОМЕТР НА СТАЦИОНАРНОМ ЭФФЕКТЕ ДЖОЗЕФСОНА В 4НЕ

Черниченко В. С., Биденко А. И., Кробка Н. И., Трибулев Н. В.................................................................... 147


20

КИНЕМАТИКО-ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО МАНИПУЛЯТОРА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СТЫКОВОЧНОГО МЕХАНИЗМА

Чернышев И. Е. .................................................................................................................................................. 147 7. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» ................................................................................... 150

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДА DOAS ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНОЙ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ

Вороков А. В. ..................................................................................................................................................... 151

ДИСТАНЦИОННОЕ УПРАВЛЕНИЕ МОДЕЛЬЮ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Казанин Д. К. ...................................................................................................................................................... 151

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБУЕМОЙ ТОЧНОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПРЕЦИЗИОННЫХ ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ И РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ ПУТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРНЫМИ ДЕФОРМАЦИЯМИ СТАНКОВ С ЧПУ

Марусич К. В. ..................................................................................................................................................... 153

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВИХРЯ, СХОДЯЩЕГО С КОРНЕВОГО НАПЛЫВА КРЫЛА С ЗАМЫКАЮЩИМ СКАЧКОМ УПЛОТНЕНИЯ

Меньщиков А. М. ............................................................................................................................................... 154

МОДЕРНИЗАЦИЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА ДЛЯ ПЕРЕВОЗКИ КРУПНОГАБАРИТНЫХ ТЯЖЕЛОВЕСНЫХ ГРУЗОВ

Мишин П. П. ....................................................................................................................................................... 154

ИНТЕРВАЛЬНЫЕ АЛГОРИТМЫ НАХОЖДЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ПРОГРАММНОГО УПРАВЛЕНИЯ ДЕТЕРМИНИРОВАННЫМИ СИСТЕМАМИ

Пановский В. Н. ................................................................................................................................................. 155

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ КОНВЕКТИВНОГО ТЕПЛООБМЕНА В НАКЛОННОМ ПРОДОЛЬНОМ СЛОЕ ВОЗДУХА

Пивоваров Д. Е. .................................................................................................................................................. 156

СОВРЕМЕННЫЕ РАСЧЕТНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ ОБОСНОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ЯЭДУ В ПРОЕКТНЫХ РАБОТАХ СОЗДАНИЯ ТЕРМОЭМИССИОННЫХ КЯЭУ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

Полоус М. А., Алексеев П. А., Ехлаков И. А. ................................................................................................. 157

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ ПАЛУБНОГО АВИАФИНИШЁРА

Рыбин А. В., Воронцов А. Н. ............................................................................................................................ 159

РЕШЕНИЕ ТЕРМИНАЛЬНОЙ ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ДВИГАТЕЛЕЙ С НЕРЕГУЛИРУЕМОЙ ТЯГОЙ

Рыжиков И. С. .................................................................................................................................................... 159

ВЫБОР ЭФФЕКТИВНОГО ВАРИАНТА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА АДАПТИВНЫМ ГЕНЕТИЧЕСКИМ АЛГОРИТМОМ

Семенкина М. Е. ................................................................................................................................................. 160

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМОВ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ФОРМИРОВАНИЯ НЕЧЕТКИХ КЛАССИФИКАТОРОВ В ЗАДАЧАХ АНАЛИЗА РЕЗУЛЬТАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ

Сергиенко Р. Б. ................................................................................................................................................... 162

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАСЧЕТА ЕСТЕСТВЕННОЙ КОНВЕКЦИИ ПРИ НОРМАЛЬНОЙ И ПОНИЖЕННОЙ ГРАВИТАЦИИ

Хан Ю. О. ............................................................................................................................................................ 164


21

8. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕРИАЛЫ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ» ..................................................................................................................... 165

ЛОКАЛЬНЫЙ РЕМОНТ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ПКМ С ПРИМЕНЕНИЕМ ПОРТАТИВНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ HOT BONDer

Бажеряну В. В., Басынина Е. А. ........................................................................................................................ 166

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ДАВЛЕНИЯ ГАЗА НА СКОРОСТЬ ОСАЖДЕНИЯ УПРОЧНЯЮЩИХ ПОКРЫТИЙ

Дружков С. С. ..................................................................................................................................................... 166

ИССЛЕДОВАНИЕ ХИМИЧЕСКОГО СОСТАВА, МЕХАНИЗМОВ ОБРАЗОВАНИЯ ПАРАЗИТНЫХ ПЛЕНОК НА ОПТИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЯХ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И ИЗМЕНЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА СВЕТОПРОПУСКАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ОПТИКИ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ТОЛЩИНЫ ПАРАЗИТНОЙ ПЛЕНКИ

Дюгаева Н. А....................................................................................................................................................... 167

АКТИВНАЯ ТЕРМОЭМИССИОННАЯ ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ НАГРЕВЕ И ГРАНИЦЫ ЕЁ ПРИМЕНИМОСТИ

Керножицкий В. А., Колычев А. В. .................................................................................................................. 169

РАЗРАБОТКА НАНОСТРУКТУРИРОВАННЫХ ТЕРМОБАРЬЕРНЫХ ПОКРЫТИЙ ЛОПАТОК ТУРБИН ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ ИХ ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК И РЕСУРСА

Кожина Т. Д., Сасарин А. М. ............................................................................................................................. 170

ИССЛЕДОВАНИЕ КОНТАКТНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ ПРИ ВОЛОЧЕНИИ КРУГЛЫХ ИЗДЕЛИЙ Колесникова С. Ю., Сергеев Ю. А., Каргин Б. В. ............................................................................................ 173

КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ПОЛУЧЕНИЯ КРУГЛЫХ ИЗДЕЛИЙ МЕТОДОМ ВОЛОЧЕНИЯ

Колесникова С. Ю., Сергеев Ю. А., Каргин Б. В. ............................................................................................ 175

ПОВЫШЕНИЕ ПРОЧНОСТНЫХ СВОЙСТВ СПЛАВА ВТ6 ЭЛЕКТРОПЛАСТИЧЕСКОЙ ПРОКАТКОЙ

Меденцов В. Э. ................................................................................................................................................... 176

ИССЛЕДОВАНИЕ УПРУГИХ СВОЙСТВ ШТАМПОВОЙ ОСНАСТКИ ПРИ ОПЕРАЦИИ ДВУХУГЛОВОЙ ГИБКИ В ШТАМПЕ С УПРУГОЙ ПЛАНКОЙ

Нестеренко Е. С., Кузин А. О. ........................................................................................................................... 177

ИССЛЕДОВАНИЕ ПОРИСТОСТИ МДО ПОКРЫТИЙ НА АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВАХ Орлова Д. В., Трушкина Т. В., Вахтеев Е. В., Алякрецкий Р. В. ................................................................... 177

АВТОМАТИЗАЦИЯ В ПРОМЫШЛЕННОСТИ С ПОМОЩЬЮ ТЕХНОЛОГИИ РАДИОЧАСТОТНОЙ ИДЕНТИФИКАЦИИ (RFID) С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ КАЧЕСТВА ПРОИЗВОДСТВА ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОЙ ПРОДУКЦИИ

Сафина Н. Р. ........................................................................................................................................................ 178

ПРИБОР «РЕЖИМ-1» ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИХ СВОЙСТВ РАЗЛИЧНЫХ ВЕЩЕСТВ И МАТЕРИАЛОВ

Симанков Д. С. ................................................................................................................................................... 180

ПЕРСПЕКТИВА ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СИЛОПРИВОДОВ С ПАМЯТЬЮ ФОРМЫ В УСТРОЙСТВАХ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Слухай А. Ю., Абрамян А. Г., Синицина А. П. ............................................................................................... 182

СВОЙСТВА КОМПОЗИТОВ НА ОСНОВЕ СВЕРХВЫСОКОМОЛЕКУЛЯРНОГО ПОЛИЭТИЛЕНА, МОДИФИЦИРОВАННОГО НАНОДИСПЕРСНЫМИ ОКСИДАМИ

Филатова Т. Н. .................................................................................................................................................... 183


22

ОСОБЕННОСТИ СТРУКТУРЫ АРАМИДНЫХ ВОЛОКОН И ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ СО СВЯЗУЮЩИМИ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

Шайдурова Г. И., Лобковский С. А., Федосеев М. С., Лобковский Д. С. ..................................................... 184 9. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ЭКОНОМИКА И МЕНЕДЖМЕНТ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» ....................................................................................... 185

ИССЛЕДОВАНИЕ УДОВЛЕТВОРЕННОСТИ ПЕРСОНАЛА СВОИМ ТРУДОМ НА ПРЕДПРИЯТИИ АВИАЦИОННОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ (НА ПРИМЕРЕ ОАО «КНААПО»)

Артёмов А. А. ..................................................................................................................................................... 186

ПУТИ ИССЛЕДОВАНИЯ УРОВНЯ МОТИВАЦИИ И АДАПТАЦИИ СОТРУДНИКОВ ПРИ ВНЕДРЕНИИ СПЕЦИАЛИЗИРОВАННОГО ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

Барабаш Ж. А., Молчанский А. В. .................................................................................................................... 186

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ОЦЕНКИ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ ПРОМЫШЛЕННОГО ПРЕДПРИЯТИЯ - ПРОИЗВОДИТЕЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Кирилина Е. В. ................................................................................................................................................... 187

СТРАТЕГИЯ АНАЛИЗА И ПРОГНОЗА ТРУДОВЫХ РЕСУРСОВ С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ КРИЗИСА ЭКОНОМИКИ НА ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ ПРЕДПРИЯТИЙ АВИАСТРОИТЕЛЬНОЙ ОТРАСЛИ ПРОМЫШЛЕННОСТИ (НА ПРИМЕРЕ ОАО «ААК «ПРОГРЕСС»)

Козлов А. Е. ........................................................................................................................................................ 188

ОРГАНИЗАЦИЯ ЭКОНОМИЧЕСКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ АВИАПЕРЕВОЗЧИКА И АЭРОПОРТОВЫХ СТРУКТУР ПРИ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКЕ РЕЙСА

Кропивенцева С. А. ............................................................................................................................................ 189

АНАЛИЗ СТРАТЕГИЧЕСКИХ МЕТОДОВ ОЦЕНКИ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ ПРОДУКЦИИ КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ

Ловчинская М. В., Побирухина Е. В...................................................................................................................... 190

РАЗРАБОТКА В АВИАКОМПАНИИ СИСТЕМЫ МЕНЕДЖМЕНТА РИСКОВ В ОТНОШЕНИИ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ

Макаров В. П. ..................................................................................................................................................... 190

РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ ГРАДИЕНТНОГО МЕТОДА МИНИМИЗАЦИИ УБЫТКОВ САМАРСКОГО НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА

Миронова Ю. В. ................................................................................................................................................. 191

УЧАСТНИКИ КОНКУРСА ................................................................................................................................ 194


1. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА»


24

ПОИСКОВЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО УМЕНЬШЕНИЮ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ КРЫЛА МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА ПРИ

СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ Агеев Н. Д.

Московский физико-технический институт, г. Москва, Россия

Одним из требований, предъявляемых к современному маневренному самолёту, является выполнение продолжительного полёта со сверхзвуковой скоростью. Таким образом, его аэродинамическая компоновка должна обеспечивать малые значения аэродинамического сопротивления на этом режиме полёта. Кроме того, необходимо сохранить высокие маневренные характеристики и дозвуковое аэродинамическое качество. В работе рассмотрены следующие методы уменьшения сопротивления:

• изменение распределения толщины по крылу • применение крыла изменяемой стреловидности • вариация формы срединной поверхности Выполнены численные исследования данных методов на серии поисковых моделей

крыла малого удлинения (~2.2−2.4) путем решения системы уравнений Рейнольдса на структурированных многоблочных сетках. Проведена валидация и верификация экспериментальными данными используемого численного пути решения.

Описано семейство профилей равной относительной толщины с различным радиусом закругления носка. Исследовано совместное влияние радиуса закругления и стреловидности передней кромки крыла на аэродинамические характеристики при сверхзвуковых скоростях (M=1.65), а также на характеристики профиля в диапазоне числе М от 1.2 до 2.1. Получен практически важный результат: в том случае, когда передняя кромка крыла примерно звуковая, увеличение радиуса закругления передней кромки практически не приводит к увеличению сопротивления, выполнены оценки эффекта.

Проведены исследования по применению крыла изменяемой стреловидности. За счет одновременного уменьшения Cx0 и эффективного удлинения крыла наблюдается увеличение Kmax,однако выигрыш по аэродинамическому качеству достигается только при небольших коэффициентах подъёмной силы.

Проводится анализ работ по вариации формы срединной поверхности под режим сверхзвукового полета. Установлено, что приращение Kmaxможет составлять ~2%.

Рассмотрено семейство крыльев с различными профилями: симметризованным вариантом классического П-177, параболического типа и ромбовидным. Показано, что при применении ромбовидного профиля при сверхзвуковых скоростях (M=1.7) уменьшение Cx0 составляет ~15%, увеличение Kmax~9%. На дозвуковых скоростях (M=0.8) в силу неполной реализации подсасывающей силы на профиле такого типа наблюдается снижение Kmaxна ~15%. Предложены мероприятия по нейтрализации данного эффекта: применение «классической» верхней поверхности профиля либо специальной формы срединной поверхности крыла в сочетании с адаптивным отклоняемым носком профиля, что позволит также уменьшить радиус закругления передней кромки крыла.

Полученные результаты могут быть использованы при создании научно-технического задела по формированию облика маневренного самолета следующего поколения.

Авиационная техника

25

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВОГО АДМИНИСТРАТИВНОГО САМОЛЕТА

Бабулин А. А., Косицин А. А. ЗАО «Новые гражданские технологии Сухого», ОАО «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

Несмотря на все сложности, связанные с покорением скорости и то, что

сверхзвуковые пассажирские самолеты (СПС) первого поколения (Ту-144 и Concorde) так и не смогли обеспечить массовые перевозки и стать рентабельными, работы, имеющие своей целью создание СПС следующего, 2-го поколения (СПС-2), продолжаются по сей день, учитывая, естественно, предыдущие наработки. При этом следует отметить, что в последнее время, особенно за рубежом, активизировалось проведение научных работ в обеспечение разработки СПС-2, более того, в ICAO идет активная работа при участии представителей науки и промышленности, в том числе и из России (ЦАГИ, Сухой), по созданию и принятию в недалеком будущем (ориентировочно к 2016-му году) норм, регламентирующих полеты СПС нового поколения. Это говорит о том, что проблемы, ранее казавшиеся неразрешимыми, постепенно решаются, и в скором времени, надеемся, можно ожидать появления нового поколения СПС.

Однако сегодня представляется целесообразным и с экономической и с технологической точки зрения разработать «легкий» сверхзвуковой административный самолет (САС) на 8−10 мест с тем, чтобы на нем «обкатать» все технологии, необходимые для создания уже магистрального СПС-2. Также считают, например, в NASA, достаточно обратить внимание на принятую систему «поколений» сверхзвуковых гражданских самолетов, которую они используют в своих исследованиях. Наша компания «Новые гражданские технологии Сухого» ведет как раз разработку подобного сверхзвукового административного самолета. Эта разработка является наследницей проекта SSBJ компании «Гражданские самолеты Сухого», который, в свою очередь, восходит корнями к проекту С-21 «ОКБ Сухого» 90-х годов 20-го века. И одна из основных на сегодня проблем, возникающих при разработке СПС, как административного, так и магистрального, является то, что крейсерский сверхзвуковой полёт СПС сопровождается звуковым ударом на земле, интенсивность которого в случае с СПС первого поколения была так велика, что разрешенная для их полетов область ограничивалась ненаселенными территориями. Поэтому разрабатываемый «Новыми гражданскими технологиями Сухого» САС проектируется таким образом, чтобы уровень звукового удара от него был достаточно низок для получения разрешения на полеты без территориальных ограничений в любое время суток, не вызывая при этом отрицательных эмоций и возмущения населения.

Задача проектирования компоновки под требования о минимизации интенсивности звукового удара является комплексной и требует совместной реализации различных технических решений, направленных на достижение поставленной цели. Одним из подобных технических решений, в ряду прочих, является экранирование входного устройства двигателей планером самолета. Для этого воздухозаборники двигателей предполагается разместить над верхней поверхностью фюзеляжа. Однако при размещении воздухозаборников (ВЗ) двигателей на верхней поверхности фюзеляжа неизбежно возникают проблемы, связанные с неравномерностью потока, формирующегося перед входом в ВЗ. Одна из рассматриваемых нами возможных компоновок САС – это компоновка с «пилонным» верхним расположением мотогондолы. Решение о размещении мотогондолы на пилоне обусловлено несколькими основными соображениями: во-первых, необходимостью вынести вход ВЗ из области влияния пограничного слоя, нарастающего на фюзеляже; во-вторых, в целях уменьшения аэродинамического сопротивления по сравнению с конфигурациями, в которых применяются классические клинья слива пограничного слоя; в-третьих, такое расположение мотогондолы позволило нам получить


26

дополнительное снижение интенсивности звукового удара. Для этой конфигурации САС нами и спроектирован ВЗ смешанного сжатия.

Тип ВЗ и конфигурация «первого приближения» выбраны на основе требований, предъявляемых как к САС в целом, так и к входным устройствам двигателей сверхзвуковых самолетов, в частности, а также предыдущих исследований и анализа публикаций, посвященных решению подобных задач. Таким образом, сформирована следующая конфигурация: тип − ВЗ смешанного сжатия; пространственная конфигурация − плоский ВЗ с вертикальным расположением системы торможения; система торможения состоит из трех ступеней − два клина и обечайка; в области горла располагается отверстие системы перепуска воздуха из-под замыкающего прямого скачка уплотнения, при этом перепускаемый воздух направляется во внутригондольное пространство; канал ВЗ от горла до входа в двигатель практически прямолинеен и имеет в длину несколько калибров. В процессе проектирования определялись суммарные и распределенные характеристики ВЗ, выбирались оптимальные размеры различных элементов, их взаимное расположение и конфигурация. Все распределения значений параметров потока в пространстве и по поверхностям, структуры течений и интегральные аэродинамические характеристики проектируемого ВЗ получены с помощью численного моделирования в ПО COBRA (ЦИАМ) по методике проведения численного эксперимента, разработанной авторами. ПО COBRA позволяет моделировать течения вязкого сжимаемого газа посредством интегрирования системы уравнений RANS, замкнутой одно- или двухпараметрическими моделями турбулентности. В процессе выполнения работы проведены расчеты как изолированных вариантов ВЗ, так и полных конфигураций самолета, чтобы учесть взаимовлияние ВЗ и планера. Более того, проведены расчеты продува воздухом мотогондолы с моделированием обтекания силового набора. Стоит отметить, что в свободном доступе не удалось обнаружить упоминаний о подобных работах сторонних авторов, где были бы описаны результаты проведения численного моделирования продува мотогондолы со сверхзвуковым ВЗ с учетом особенностей конструкции внутригондольного пространства, таких, как наличие элементов силового набора и агрегатов двигателя.

В результате, принятые, на основе полученных расчетных данных, проектные решения, позволили достичь высоких суммарных характеристик разработанного воздухозаборника, обеспечить согласование с выбранным двигателем и интеграцию с планером сверхзвукового административного самолета. В дальнейшем планируется провести экспериментальные исследования ВЗ в составе компоновки САС с тем, чтобы подтвердить и уточнить расчетные данные, а также получить дополнительную информацию, которая не может быть пока получена в рамках используемой методики численного моделирования, это касается, в частности, определения нестационарных характеристик потока в ВЗ.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА «ТИМА» Ванский С. В.

ГБОУ межшкольный учебный комбинат № 25 «Центральный», г. Москва, Россия

Цель проекта. Разработка и создание действующей модели дозвуковой аэродинамической трубы.

Актуальность работы. После прошедшего авиасалона «МАКС – 2011» наблюдается повышенный интерес у школьников к авиакосмической технике. Мы поставили перед собой следующую техническую задачу: создать новое учебно-демонстрационное оборудование в области экспериментальной аэродинамики.

Применение результатов исследования. Данная модель трубы пригодна для проведения аэродинамических испытаний с небольшими моделями (размах крыла до 190 мм), а также может быть использована для демонстрации картины обтекания


27

различных моделей на уроках физики, на занятиях по развитию научно-технического творчества.

Основные идеи проекта. В основу решения сложной технической задачи были положены следующие идеи: • Первая идея: создание малогабаритной дозвуковой трубы с замкнутым контуром по методу вложенных цилиндров, что позволяет экономить полезный объем рабочей камеры. • Вторая идея: применение соосной схемы расположения вентиляторов навстречу друг другу, что создает слабопульсирующий поток в рабочей части.

Перечисленные идеи позволили получить однозначное конструкторское решение.

Перспективы проекта. В дальнейшем, при оснащении соответствующим оборудованием трубы (аэродинамическими весами, системой управления и др.) возможно наиболее точное снятие характеристик потока. В рабочей части трубы поток слабопульсирующий и, поэтому, максимально приближенный при обтекании модели к ламинарному течению. Данная труба «ТИМА» будет не только полезна школьникам и студентам, но и интересна для специалистов по аэродинамическим трубам.

ФЛАТТЕР СЛОИСТОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ, ПОДКРЕПЛЕННОЙ КОЛЬЦЕВЫМИ РЕБРАМИ

Волков Е. Н., Недбай А. Я. ОАО «Корпорация «Московский институт теплотехники», г. Москва, Россия

В настоящее время при изучении проблемы панельного флаттера тонкостенных

конструкций исследователи практикуют два подхода. Первый подход характерен для конструкций, обтекаемых потоком газа со скоростями меньше 1,5 Маха, и обусловлен использованием в задачах полных уравнений аэродинамики. Второй подход характерен для конструкций, обтекаемых сверхзвуковым потоком газа, и для описания его воздействия используется закон плоских сечений. Кроме того, при втором подходе в зависимости от этапа проектирования, сложности конструкции, наличия исходных данных и необходимой точности расчета условно применяются три вида расчетных моделей.

По первой модели в исходных уравнениях пренебрегают всеми видами демпфирования. В уравнениях второй модели учитывают только аэродинамическое демпфирование. Наконец, в уравнениях третьей модели учитывают аэродинамическое и конструкционное демпфирование. Далее остановимся на двух последних моделях, которые наиболее полно отражают процесс взаимодействия конструкции с газовым потоком.

Вопросы взаимодействия гладких цилиндрических оболочек со сверхзвуковым потоком газа в настоящее время изучены достаточно широко. Однако проблема поведения оболочек, подкрепленных ребрами жесткости, оказалась практически незатронутой.

Рассмотрена шарнирно опертая ортотропная слоистая цилиндрическая оболочка, подкрепленная изнутри кольцевыми ребрами, обтекаемая сверхзвуковым потоком. По торцам оболочка нагружена осевыми сжимающими силами. Между оболочкой и ребрами учитываются только радиальные составляющие контактного взаимодействия. Тангенциальной и осевой составляющими инерционных сил оболочки, а также взаимным влиянием инерционных сил ребер пренебрегаем. Конструкционное демпфирование в оболочке не учитывается.

В работе решаются уравнения движения оболочки, записанные в функциях перемещения.

В результате решения уравнений получено выражение, позволяющее определить критическую скорость потока в зависимости от конструктивных параметров оболочки.


28

В качестве примера рассмотрена оболочка, подкрепленная одинаковыми прямоугольными ребрами и нагруженная осевой сжимающей силой. Количество ребер и их высота Н варьировались.

Для рассматриваемого примера получена зависимость критического числа Маха от высоты ребер для оболочки, нагруженной, в том числе осевой сжимающей силой

Из рассмотренного примера следует, что: – наличие ребер сильно влияет на критическую скорость обтекания: увеличение

высоты ребра в 2 раза увеличивает критическое число Маха в 2 раза; – для оболочки с одним ребром при действии сжимающей силы увеличение

приведенной высоты ребра после определенного значения не приводит к увеличению критического числа Маха: для трех ребер указанный эффект отсутствует.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ДОПОЛНИТЕЛЬНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТЕХНОЛОГИЙ САПР

Горбунов А. А. ФГБОУ ВПО «Оренбургский государственный университет»,

г. Оренбург, Оренбургская область, Россия

В данной работе рассматривается проблема повышения технической эффективности магистральных воздушных судов посредством проектирования и установки дополнительных аэродинамических поверхностей.

Объектом исследования является процесс проектирования дополнительных аэродинамических поверхностей. Предметом исследования – формализация процесса инженерного анализа при проектировании дополнительных аэродинамических поверхностей.

В процессе рассмотрения вопроса была предложена классификация дополнительных аэродинамических поверхностей по типу, способствующая улучшению характеристик магистрального воздушного судна, сформирована иерархическая структура воздушного судна с учётом дополнительных аэродинамических поверхностей, а также представлен один из спроектированных вариантов дополнительной аэродинамической поверхности.

ПРИМЕНЕНИЕ АДАПТИВНОЙ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА НА ЛЕГКОМ ТРАНСПОРТНОМ САМОЛЕТЕ

Губский В. В. ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н. Е.Жуковского,

г. Жуковский, Московская область, Россия Целью исследований является расчётные оценки применения различных вариантов

адаптивной механизации в посадочной конфигурации на основе численного решения уравнений Навье − Стокса, а также анализ результатов экспериментальных исследований модели легкого транспортного самолета (ЛТС) в АДТ-102 ЦАГИ с различными типами взлетно-посадочной механизации.

В работе представлены результаты расчетно-экспериментальных исследований по повышению эффективности взлётно-посадочной механизации модели ЛТС. Наряду со штатными вариантами отклонения обычных двухщелевых закрылков на углы 20º (взлетное положение) и 32º (посадочное положение) рассмотрены возможности отклонения закрылка на большие углы (δз=35º и 40º), а также проведены исследования влияния размеров щелей между дефлектором и основной частью закрылка на эффективность закрылков. Дана оценена эффективность применения адаптивной


29

механизации, одним из основных элементов которой является поворотная хвостовая часть крыла, расположенная над закрылком.

Расчетные исследования проводились при помощи вычислительного пакета FINE/Hexa компании NUMECA Int. (Бельгия). Течения описывались двумерными уравнениями Навье − Стокса. Расчеты проводились при различных положениях закрылка, хвостовой части крыла и числах Re в диапазоне Re=(1.0÷10)x106.

Отличительной особенностью программных продуктов компании NUMECA является возможность в автоматическом режиме быстро генерировать гексаэдральную неструктурированную расчетную сетку вокруг сложных геометрических форм. В работе рассматривались расчетные сетки от 130 до 150 тыс. ячеек.

Проведенные расчеты и полученные результаты показали, что применение адаптивной механизации повышает коэффициент подъёмной силы при α=0º с Cy0= 2,52 до Cy0= 2,79. Максимальный коэффициент подъёмной силы Cymax возрастает незначительно, а критический угол атаки при этом уменьшается. Сопротивление при применении адаптивной механизации возрастает. Использование адаптивной механизации приводит к увеличению момента на пикирование при α=0º, однако величина отношения приращений момента тангажа и коэффициента подъемной силы несколько уменьшается. Это свидетельствует о том, что положение 2-го фокуса, т.е. точки приложения приращения подъемной силы от отклонения механизации, смещается ближе к передней кромке профиля с адаптивным закрылком, что является благоприятным фактором с точки зрения обеспечения продольной балансировки момента тангажа.

Экспериментальные исследования проведены в АДТ Т-102 ЦАГИ на модели легкого транспортного самолета при скорости потока V=50 м/с в диапазоне углов атаки α=-12 − +24° при различных углах отклонения закрылков.

По результатам проведенного эксперимента можно сделать следующие выводы, что модификация закрылков в посадочном положении (уменьшение ширины щели между крылом и дефлектором закрылка) повышает их эффективность. Кроме того, уменьшение ширины щелей приводит к повышению сопротивления и уменьшению аэродинамического качества, что является также благоприятным фактором для улучшения посадочных характеристик самолета.

Более существенное повышение несущих свойств достигается при использовании адаптивного элемента. Так, например, отклонение хвостовой части крыла на угол δкр=5º повышает коэффициент подъемной силы модели во взлетной конфигурации (δз=20º) на 28% по сравнению с базовым вариантом, а на модели в посадочной конфигурации (δз=32−40º) это приращение составляет соответственно от 11 до 20%. Стоит отметить, что величина коэффициента максимальной подъемной силы при этом или незначительно возрастает (в случае взлетной конфигурации) или уменьшается (в посадочной конфигурации). При этом величина критического угла атаки уменьшается на Δα=1−2º. Это обстоятельство может сузить эксплуатационный диапазон углов атаки самолета при использовании адаптивной механизации.

Испытания модели с адаптивными однощелевыми закрылками показали, что этот вариант механизации лишь незначительно уступает обычному двухщелевому закрылку по несущим свойствам и имеет с ним практически одинаковые другие аэродинамические характеристики.

Таким образом, анализ результатов расчетов и эксперимента позволяет рекомендовать для конструкторской проработки вариант адаптивной механизации с однощелевыми закрылками при отклонении хвостовой части крыла на угол δкр=5º.


30

ПРИМЕНЕНИЕ СИСТЕМ БОРТОВЫХ ИЗМЕРЕНИЙ (СБИ) ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСОВ БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ И СИСТЕМ ВЕРТОЛЁТОВ НА

ОАО «МОСКОВСКИЙ ВЕРТОЛЁТНЫЙ ЗАВОД ИМЕНИ М. Л. МИЛЯ» Гуревич А. С., Ивчин В. А., Писков И. Г., Самсонов К. Ю. ОАО «Московский Вертолетный завод им. М. Л. Миля»,

п. Томилино, Московская область, Россия В настоящей работе описывается применение систем бортовых измерений,

предназначенных для получения объективной количественной информации о летно-технических, прочностных характеристиках и характеристик систем и комплексов БРЭО вертолётов при проведении испытаний.

Ранее на Московском Вертолётном заводе имени М. Л. Миля использовалась следующая аппаратура бортовых измерений:

− самописцы; − «капчушки»; − электронные осциллографы; − магнитные самописцы; − масштабируемые системы бортовых измерений производства Ленинградского

завода типа «Гамма». На сегодняшний день, имеющийся на Московском Вертолётном заводе имени

М. Л. Миля, комплекс средств измерений решает следующие задачи: − измеряет и регистрирует параметры с помощью систем бортовых

измерения (СБИ); − проводит траекторные и телеметрические измерения на заданных участках

полета; − осуществляет оперативный контроль за поведением вертолётов и состоянием

полигонов, а также ходом проведения летного эксперимента (ЛЭ) с целью обеспечения безопасности испытаний;

− осуществляет сбор, передачу, обработку, отображение и документирование измерительной информации летных испытаний;

− осуществляет увязку всех видов измерений в едином времени. Для решения указанных задач в состав комплекса входят следующие системы: − бортовых измерений; − траекторных измерений; − радиотелеметрических измерений; − управления и обеспечения безопасности трассовых испытаний; − полигонного обеспечения; − сбора, передачи, обработки, отображения и документирования данных

измерений; − Единого Времени. В работе приведено назначение и краткое описание вышеперечисленных систем.

Также даётся пример «Перечня параметров для вертолёта» и блок-схемы систем бортовых измерений и бортовых радиоэлектронных комплексов вертолётов.

ВЫВОДЫ. На сегодняшний день, имеющийся на Московском Вертолётном заводе имени М. Л. Миля, комплекс средств системы бортовых измерений и наземных средств позволяет: 1. Регистрировать следующие типы сигналов и параметров: вибро; тензо; потенциометрических датчиков и напряжений постоянного тока; терморезисторов; термопар; частот; СКТ; разовых команд; токов; напряжений; ГОСТ 18977-79 (ARINС); ГОСТ 52070-2003 (МКИО); стандарта RS-232 (Верхушка-13А); стандарта RS-422 (Двигатели ОАО «Климов»); видео. 2. Автоматически производить подсчёт превышений ограничений программы испытаний, включая превышения полуразмахов нагрузок при тензоизмерении.


31

3. Точно диагностировать отказы бортового оборудования в целом и конкретного звена в цепочках датчик – согласующее устройство – блок БРЭО – БЦВМ – МФИ, при одновременной регистрации параметров каждого звеньев (блоков аппаратуры) вышеперечисленной цепи.

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ Применение универсальных (модульных) систем, которые могут масштабироваться

под конкретные задачи. Применение высокоскоростных систем обработки информации с использованием

ARINC, MIL, Ethernet и оптоволоконных связей. Первичная обработка и вторичная обработка параметров в реальном масштабе

времени. Управление лётным экспериментом в реальном масштабе времени.

Возможность создания одного сводного файла данных испытаний с аналоговыми, цифровыми, расчётными и другими видами параметров.

КОНСТРУКЦИЯ ТРАНСПОРТНО-ПАССАЖИРСКОГО ЭКРАНОПЛАНА Дешин В. О.

Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия В работе рассмотрены вопросы доработки конструкции экраноплана схемы «утка». В

первой части работы автор приводит доводы в пользу необходимости разработки экранопланов. Приведен весь спектр областей использования данных летательных аппаратов гражданского назначения. Рассмотрены недостатки конструкции экранопланов аэродинамической схемы «утка» − продольно-путевая неустойчивость при значительном возрастании углов атаки и скольжения под влиянием ветровых возмущений над водной поверхностью. Кроме этого, проанализированы вопросы создания самостабилизирующихся экранопланов аэродинамической схемы «утка» за счет доработок конструкции, в частности за счет разработки конструкции обратнощелевого переднего горизонтального оперения (ПГО).

В результате поиска путей решения исследовано влияние изменений конструкции ПГО экраноплана аэродинамической схемы «утка» на его аэродинамические характеристики. Произведено моделирование аэродинамического эксперимента при помощи математическое модели, разработанной на основе метода дискретных вихрей, и осуществлен анализ с результатами реальных продувок в аэродинамической трубе. В результате анализа определены полезные аэродинамические эффекты обратнощелевого ПГО, которые использованы при доработке конструкции существующего проекта экраноплана.

Автор в результате работы получил проект экраноплана, на котором эффект самостабилизации, в значительно более широком диапазоне внешних возмущений чем в существующих проектах подобных аппаратов.

Рассмотренные основные результаты работы позволяют признать работу Дешина В.О. законченной научной работой, достойной для представления на конкурсах технических ВУЗов России и Зарубежья.

ИССЛЕДОВАНИЯ НАГРЕВА ХВОСТОВОЙ БАЛКИ ВЕРТОЛЕТА МИ-38 ВЫХЛОПНЫМИ ГАЗАМИ ДВИГАТЕЛЕЙ С ПОМОЩЬЮ ТЕПЛОВИЗИОННЫХ

УСТРОЙСТВ Ивчин В. А., Клеванцев И. И., Соловьёв Н. А., Самсонов К. Ю.

ОАО «Московский Вертолетный завод им. М. Л. Миля», п. Томилино, Московская область, Россия

В настоящей работе описывается применение тепловизионных устройств

(Тепловизор FLIR Sc7700, Тепловизор FLIR SC655, Тепловизор ИРТИС) для лётных испытаний вертолётов.


32

Изначально задачей исследования являлось визуализация потоков выхлопных газов двигателей вертолёта Ми-38.

На первом этапе на стенде НИГ ОГ, факультет № 2 МАИ был смоделирована струя газа подобная выхлопной струе двигателей вертолёта Ми-38. Из представленных тепловизоров опытным путём был выбран Тепловизор FLIR Sc7700, так как его характеристики (длинна волны регистрируемая матрицей) позволяют визуализировать струю горячего газа, остальные тепловизоры регистрируют нагрев только твёрдых предметов.

На втором этапе были проведены наземные испытания включающие в себя опробования двигателей вертолётов Ми-28Н и Ми-38. На данном этапе было получено заключение о том, что применяемая аппаратура способна качественно визуализировать потоки выхлопных газов двигателей вертолёта Ми-38.

На следующем этапе − этапе лётных испытаний − была качественно оценена картина визуализации потоков выхлопных газов двигателей на различных режимах полёта, произведено исследование нагрева хвостовой балки вертолёта Ми-38 выхлопными газами двигателей. Так же с помощью Тепловизора FLIR Sc7700 было отмечено попадание струй выхлопных газов двигателя на киль, стабилизатор и рулевой винт вертолёта, что может быть возможной причиной колебаний вертолета по крену, тангажу и курсу на больших скоростях полета.

РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В ВЫСТУПАЮЩЕМ НЕРЕГУЛИРУЕМОМ ВОЗДУХОЗАБОРНИКЕ ТРАКТА ПРОДУВА

ТЕПЛООБМЕННИКА САМОЛЕТА Каковская И. А.

ОАО «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

В рамках дальнейшего развития самолета Су-27 с учетом увеличения тепловыделения нового радиоэлектронного оборудования на некоторых модификациях изменяется система кондиционирования воздуха (СКВ).

Рассматриваемый в работе воздухозаборник тракта продува воздушно-топливного теплообменника самолета размещен над верхней поверхностью центральной хвостовой балки и имеет прямоугольную на виде спереди форму со скруглениями в углах. Из-за опасности коксования топлива внутри теплообменника при перегреве отдельных его частей к системе продува предъявляется требование по равномерности параметров воздуха по площади «зеркала» теплообменника. Поэтому при проектировании внутри канала была предусмотрена лопатка для обеспечения более равномерного продува.

Целью настоящей работы явилось изучение течения в ВЗ и в канале, проверка влияния лопаток в канале тракта продува, формы самого канала и отсутствия протока под ВЗ для нижней части пограничного слоя на параметры потока перед теплообменником.

Расчетные исследования течения проводились с использованием инструментов вычислительной газовой динамики (CFD) программного комплекса Fluent.

Используя тот факт, что в данной задаче профиль скорости в пограничном слое имеет градиент в вертикальной плоскости, а ВЗ на виде спереди имеет близкую к прямоугольной форму, в данной работе решалась двумерная задача (2D) в плоскости симметрии ВЗ вместо трехмерной (3D). Это позволило упростить подготовку CFD-расчетов и снизило требования к вычислительной технике с сохранением физического смысла полученных результатов. Расчетная сетка для проведения исследований особенностей течения внутри выступающего ВЗ была выполнена неструктурированной, с четырехугольными ячейками вблизи поверхности планера и треугольными в остальной части счетной области, и имела от 150’000 до 300’000 ячеек. Для облегчения построения сетки и обработки результатов, в расчетном объеме было выделено три подобласти – внутри ВЗ, снаружи вблизи и вдали от него. В пограничном слое на поверхности планера


33

имелся слой из 10 четырехугольных ячеек. Расчетная сетка имела равномерные сгущения к входу ВЗ снаружи и относительно равномерную структуру внутри канала тракта продува со сгущениями вблизи мест с потенциально большими градиентами параметров.

Для расчетов на основе решения уравнений Навье − Стокса вязкого течения, содержащего до-, транс- и сверхзвуковые зоны, использовалась модель турбулентности SST, наиболее подходящая для решения подобного класса задач.

Граничные условия отражали физическую сущность поставленной задачи. На всех элементах воздухозаборника и на поверхности, имитирующей обводы самолета, ставилось граничное условие стенки («wall»), характеризующееся условиями непротекания и прилипания. На внешних границах счетной области в набегающем потоке ставилось условие, имитирующее обтекающий поток на бесконечном удалении («pressure-far-field») и определяемое числом М потока, статическим давлением и температурой. На выходе из тракта ВЗ продува теплообменника использовалось условие «pressure-outlet». Числовые значения граничных условий соответствовали значениям газодинамических параметров для расчетного режима.

Для расчетных исследований были выбраны два разных варианта геометрии канала тракта продува – исходная, реализованная на самолете и измененная, отличающаяся формой передней стенки канала ВЗ. Для исходной геометрии были проведены расчетные исследования как с установленной в канале одной направляющей лопаткой (исходный вариант канала), так и с размещением в измененном канале двух лопаток, имеющих другую удлиненную конфигурацию. Конфигурация входа в воздухозаборник во всех рассмотренных случаях была одинаковой. Поверхность перед ВЗ, на которой образовывался пограничный слой, по длине и форме имитировала поверхность планера самолета.

Результатами расчетных исследований являются двумерные поля течений, позволяющие определить параметры потока в любой точке внутри счетной области. К таким параметрам относятся компоненты скорости, полное и статическое давление, статическая и полная температура потока. Для анализа особенностей течения в канале ВЗ тракта продува теплообменника использовались распределения величины полного давления и числа Маха в виде полей и в виде векторов скорости.

Сначала было проведено расчетное исследование течения в канале с исходным вариантом тракта без направляющей лопатки. Распределение параметров потока перед зеркалом теплообменника носит существенно неравномерный характер, причем обширная зона вихревого течения расположена непосредственно перед «зеркалом» теплообменника.

Установка в исходном канале изменённой длинной лопатки обеспечила подачу более высоконапорного воздуха не только к краю «зеркала», но и на середину теплообменника, однако в верхней части канала над лопаткой возникает зона разгона и отрыва потока, что вызывает потери полного давления.

Установка в измененном канале одной лопатки позволяет подать часть более высоконапорного воздуха к передней части «зеркала» теплообменника, однако зона отрыва на верхней поверхности оказывается довольно большой. Установка второй лопатки в измененный канал тракта продува позволяет распределить высоконапорный воздух по «зеркалу» теплообменника, направив его к средней и передней его частям. Однако между верхней стенкой канала и второй лопаткой образуется зона течения с околозвуковой скоростью потока, что повышает потери полного давления в этой части канала. Изменение конфигурации второй лопатки (например, придание ей в этом месте большей толщины) позволит снизить местную скорость потока и увеличить уровень полного давления на задней части «зеркала» теплообменника.

Для обеспечения приемлемых потерь полного давления достаточно отодвинуть нижний край входа в воздухозаборник на 10−15% толщины пограничного слоя. Для проверки влияния разных режимов течения части пограничного слоя ниже входа в ВЗ, в расчетных исследованиях с использованием программного CFD-комплекса Fluent были


34

выполнены специальные расчеты. В этих расчетах изучались два режима течении, как с моделированием протекания воздуха под входом ВЗ, так и с отсутствием «слива» самой нижней пристеночной части погранслоя – крайний случай, когда под ВЗ нет протекания и образуется своеобразный «уступ» под входом в ВЗ. В результате наглядно показано, что свободное протекание нижней, самой малонапорной части потока, благотворно влияет на течение в канале ВЗ. Напротив, при отсутствии такого протока образуется выступающий уступ и в ВЗ попадает часть воздуха с небольшим полным давлением, кроме того, втекание такого воздуха вызывает отрыв в диффузоре ВЗ, что еще больше ухудшает характеристики ВЗ.

По результатам расчетов были определены величины коэффициента восстановления полного давления (отношения полного давления на выходе из ВЗ к полному давлению набегающего потока). В расчетных исследованиях получены значения коэффициента 0,846 для варианта без лопаток и исходной геометрии канала и 0,8…0,82 для канала с лопатками. При этом величина коэффициента восстановления полного давления на входе в ВЗ с учетом пограничного слоя достигала значения 0,94.

На основании анализа результатов расчета: 1. Выявлен сложный характер течения, связанный с неравномерностью профиля

скорости потока на входе в ВЗ продува теплообменника и с конфигурацией канала тракта продува и установленных в нём лопаток.

2. Показано, что при отсутствии направляющих лопаток весь высоконапорный воздух подводится только к задней части «зеркала» теплообменника.

3. Отсутствие критерия, характеризующего степень равномерности потока, затрудняет поиск оптимальных параметров, анализ результатов производился с помощью визуализации картин «течения».

4. Размещение в канале направляющих лопаток не всегда обеспечивает равномерное распределение продувочного воздуха по поверхности «зеркала» теплообменника.

5. Установлено, что изменение конфигурации лопатки или одновременное изменение формы канала и лопаток в нем позволяет изменить распределение высоконапорного воздуха по площади «зеркала» теплообменника.

6. Намечены варианты для дальнейших исследований с целью оптимизации тракта продува теплообменника самолета: варьирование числа и формы лопаток, изменение взаимного расположения входа в ВЗ и «зеркала» теплообменника.

7. Получены материалы, которые будут использованы при проектировании новых и модернизации уже созданных самолетов разработки ОКБ Сухого.

ПРИНЦИПЫ И СХЕМА ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ И

СКОРОСТИ ЕГО ИЗМЕНЕНИЯ В МАГИСТРАЛЬНОМ САМОЛЕТЕ Козлова О. А., Тюрина М. М., Порунов А. А.

Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет им. А. Н. Туполева – КАИ, г. Казань, Россия

Развитие гражданской авиации, постоянный рост требований по комфортности

условий полета пассажиров предъявляет все более жесткие требования к системам регулирования газодинамических параметров (РГП) в салоне самолета, и в частности, поддержание заданного уровня давления воздуха и скорости его изменения. Учитывая высокие требования по динамике, порогу реагирования и точности работы систем РГП, существующие принципы и схемы их построения практически исчерпали дальнейшие возможности их совершенствования. Это обуславливает необходимость разработки и исследования систем измерения и РГП на новых физических принципах, которые более


35

полно удовлетворяют современным требованиям, предъявляемым к информативным сигналам по давлению и скорости его изменения в салоне самолета.

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является цифровая система измерения давления и скорости его изменения в салоне самолета на основе струйно-конвективных преобразователей.

Целью проведения исследования является повышение чувствительности датчика давления и скорости его изменения, повышение быстродействия и уменьшение порога реагирования системы измерения давления и скорости его изменения.

В работе рассмотрены наиболее известные методы измерения скорости изменения давления, и обосновано применение в качестве основного преобразователя рода энергии сигнала – струйно-конвективного преобразователя. Предложены и обоснованы принципы структурного построения системы измерения давления и скорости его изменения на основе струйно-конвективного преобразователя.

Предварительные исследования макетного образца датчика системы подтвердили возможность его применения в системах контроля скорости изменения давления в салоне самолета, а также при контроле параметров процесса обледенения устройств фильтрации компрессоров наземных газоперекачивающих станций и других газогидродинамических объектов.

Результаты теоретических исследований апробированы на Международных студенческих научно-технических конференциях Казани и Самары. Подана заявка на патент на изобретение.

МЕТОДИКА И АЛГОРИТМ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ХАРАКТЕРНЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЁТА

Комков В. С. ОАО «КАМОВ», г. Люберцы, Московская область, Россия

Для оптимизации полета вертолета по заданному профилю летчику необходимо

иметь информацию об оптимальной скорости на каждом этапе полета. Известно, что характерные скорости полета: на максимальную дальность, на

максимальную продолжительность, − зависят от внешних факторов, таких как: температура наружного воздуха, барометрическая высота, текущий полётный вес, наличие дополнительного оборудования, влияющего на аэродинамику вертолета, а также частота вращения несущего винта.

Предложенная методика, основанная на летных испытаниях и расчетных материалах, позволила создать алгоритм вычисления текущих характерных скоростей в конкретных условиях полета. Реализация алгоритма в бортовом вычислителе и выдача информации экипажу в реальном масштабе времени уменьшает нагрузку на летный состав при выполнении полета и повышает эффективность выполнения задания.

ИЗГОТОВЛЕНИЕ КРИВОЛИНЕЙНЫХ ДЕТАЛЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТЕРМОДЕФОРМАЦИОННОГО СТАРЕНИЯ

Кривенок А. А., Крупский Р. Ф. ОАО «Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение

им. Ю. А. Гагарина», г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия Силовой набор летательного аппарата представляет собой систему элементов

обладающих высокой прочностью, жесткостью и большой усталостной прочностью, что требует соблюдения ряда технологических требований при их производстве. Эти детали обладают рядом конструктивных и технологических преимуществ, но вызывают необходимость разработки технологии изготовления, позволяющей обеспечить требуемые физико-механические, усталостные, коррозионные и другие свойства, а также


36

необходимые геометрические параметры формы детали. К таким криволинейным деталям силового набора летательного аппарата относятся. При изготовлении этих деталей преимущественно применяются такие технологические процессы как формообразование и фрезерование. В ряде случаев от процесса формообразования отказываются в пользу фрезерования с целью снижения межоперационных переходов, и получения стабильной геометрии, что сокращает этап отработки технологического процесса. Однако такие решения не всегда являются оптимальными по эффективному использованию материала и машинного времени при серийном производстве.

В целях повышения производительности труда, снижения трудовых, материальных затрат и сокращения производственного цикла были проведены исследования по оптимизации технологии изготовления таких каркасных деталей как сегмент шпангоута и пояс бортовой нервюры из высокопрочного труднодеформируемого конструкционного алюминиевого сплава системы Al–Zn–Mg–Cu (В95пч/оч). Наиболее эффективным технологическим процессом для изготовления указанных деталей является фрезерование предварительно формообразованной профильной заготовки.

При фрезеровании заготовки может возникать коробление, которое зависит от напряжений в материале, требуется выбрать такой процесс формообразования заготовок который обеспечит минимизацию остаточных напряжений и наиболее равномерное их распределение.

Технологический процесс формообразования гибкой с растяжением обеспечивает формообразование изогнутых профильных заготовок с равномерным распределением остаточных напряжений, и, следовательно, с минимальным пружинением, что обеспечивает необходимую точность формообразуемых деталей. Ограничением на применение данной технологии являются максимально допустимые пластические деформации материала. Проведённые расчёты показали возможность изготовление исследуемых деталей путем формообразования гибкой с растяжением, но при этом уровень деформации материала заготовок составил 5% и выше, что превышает допустимую для сплава В95пч/оч норму в 3%, и не позволяет применять данный технологический процесс. Полуфабрикаты из этого материала поставляются искусственно состаренными, поэтому дальнейшее деформирование в этом состоянии значительно снижает их прочностные свойства.

Для соблюдения всех ограничений по сплаву В95пч/оч была разработана технология температурного деформирования материала напряжениями, не превосходящими предела упругости, со скоростями деформаций порядка десятые и сотые доли процентов в секунду. Формообразование деталей в режимах ползучести и близких к сверхпластичности позволяет расширить диапазон температурно-силовых режимов нагружения, включая нестационарные режимы деформирования, и совместить процесс формообразования с процессами термообработки материала. Применение таких процессов позволяет значительно снизить уровень нагрузок за счет температуры и увеличения длительности силового воздействия. При этом существенно возрастает деформационная способность материала, что приводит к сохранению остаточного эксплуатационного ресурса (живучести) деталей на стадии изготовления по сравнению с традиционными технологиями и делает эти процессы экономически выгодными.

При разработке технологического процесса формообразования в режимах ползучести проведены комплексные исследования термоупругих характеристик и характеристик ползучести. На основе этих данных определялись температурные и деформационные режимы для проведения численного моделирования процесса формообразования. Также проводились исследования уровня механических и коррозионных характеристик при термодеформационном старении по результатам которых ФГУП «ВИАМ» внесло корректировки принятых схем и режимов искусственного старения (ТУ 1-804-497-2011, ТР 1.2.2171-2011). Плиты из сплава В95очТФ на металлургическом заводе–поставщике подвергают предварительному искусственному одноступенчатому старению по режиму (Т): нагрев до


37

температуры (115±5) °С, выдержка от 10 до 11 ч (первой ступени режима Т2) для последующего формообразования (Ф) и старения по режиму второй ступени (Т2) на самолетостроительном заводе-потребителе при температуре 160+5 °С. Эти режимы были успешно внедрены в процесс формообразования на рециркуляционной нагревательной установке РНУ-13 верхней обшивки крыла SSJ-100 из тонких длинномерных плит сплава В95очТ2Ф при совмещении с искусственным старением.

Численное моделирование процесса формообразования заготовок в штампе при режиме термодеформационного старения показало положительный результат, обеспечив требуемые геометрические характеристики заготовки, а также удовлетворительное для фрезерования напряженное состояние материала. Распределение напряжений в заготовке не так равномерно как при формообразовании гибкой с растяжением, но их величина ниже, что позволяет избежать коробления при дальнейшем фрезеровании детали.

Проведенные исследования показали возможности применения процессов формообразования в режиме термодеформационного старения для ряда каркасных деталей летательного аппарат из сплава В95очТ2Ф. По сравнению с существующими традиционными технологиями изготовления рассмотренных деталей предложенная технология обладает не только высокой эффективностью, но также позволяет сохранить прочностных свойства детали на этапе их производства.

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ, ПРОБЛЕМЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ САМОЛЕТОВ, ИСПОЛЬЗУЮЩИХ СОЛНЕЧНУЮ ЭНЕРГИЮ ДЛЯ ПОЛЕТА

Лисейцев Н. К., Самойловский А. А. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),

г. Москва, Россия В настоящее время продолжительность полета беспилотных летательных

аппаратов ограничена главным образом запасом энергии. Перевод на солнечную энергию позволит резко увеличить время пребывания в воздухе.

Целью работы является достижение увеличенной продолжительности полета беспилотных летательных аппаратов, благодаря использованию солнечной энергии.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря трем основным составляющим, заключающим в себе научную новизну проекта: 1) применение фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на летательном аппарате; 2) разработка методики выбора рациональных проектных параметров летательного аппарата, использующего солнечную энергию; 3) разработка методики повышения эффективности летательного аппарата, использующего солнечную энергию.

Самолеты, использующие солнечную энергию для поддержания и обеспечения полета − это своеобразный тип летательных аппаратов (ЛА), большинство горизонтальных поверхностей которых покрыто солнечными элементами, преобразующими энергию солнечного излучения в электрический ток. Преобразованная электрическая энергия используется для обеспечения поступательного движения ЛА, работы бортовой аппаратуры и аккумулирования с последующим использованием ее для ночного полета.

Использование солнечной энергии на ЛА открывает невозможные ранее перспективы осуществления длительных (в течение нескольких месяцев и даже лет) полетов. Солнце является неисчерпаемым источником энергии. Величина его излучения на высотах выше 15−18км стабильна и прогнозируема. Осуществление полетов в тропопаузе дает практически полную независимость от таких атмосферных явлений как облачность, осадки, порывы ветра.

Основные направления применения таких ЛА в качестве атмосферных спутников связи и длительного мониторинга земной поверхности. Находясь на высоте 20км из-за


38

высокого угломестного положения ему достаточно 0,0001 энергии стандартной коммуникационной башни, для передачи того же сигнала. К тому же, такая платформа может обеспечить более высокий уровень частот, чем спутники, что в сочетании с меньшим расстоянием до Земли в 1000 раз увеличит скорость передачи данных на ту же площадь. Это приведет к значительному удешевлению связи.

Уменьшение высоты полета в сравнении с искусственными спутниками Земли позволит сократить фокусное расстояние объектива более чем в 10 раз. При сохранении постоянства светосилы это приведет к снижению массово габаритных характеристик объектива примерно на порядок. Малая скорость полета атмосферных ЛА позволит уменьшить скорость записи и передачи информации.

Благодаря техническому прогрессу во всех отраслях промышленности, появилась возможность осуществления продолжительных (многодневных) пилотируемых и беспилотных полетов. Важно, что те научно-технические направления, состояние которых будет определять эффективность «солнечных» самолетов (в том виде, в котором они существуют сегодня), продолжают стремительно развиваться. К этим направлениям относятся:

1. Фотоэлектрические преобразователи 2. Аккумуляторные батареи 3. Композиционные материалы и конструкции на их основе 4. Аэродинамика малых чисел Re

Для понимания перспектив развития самолетов с использованием солнечной энергии рассмотрим статистику развития приведенных выше направлений.

Определяющим направлением здесь является развитие ФЭП, поскольку наибольшие потери в цепи преобразования солнечной энергии в силу тяги происходят на этапе преобразования солнечной энергии в электрическую (≈78%).

В 2010г. компанией Boeing-Spectrolab были получены ФЭП с КПД преобразования солнечного света в электричество – 40,7%. По прогнозам компании КПД ФЭП не достиг своего теоретического предела и будет продолжать расти. Получение большей мощности с той же площади, благодаря росту КПД ФЭП определит положительные тенденции в решении вышеприведенных проблем. С ростом КПД ФЭП можно увеличить нагрузку на крыло, уменьшить размерность ЛА, что будет минимизировать влияние на него атмосферных явлений.

Статистика относительных масс самолетов с использованием солнечной энергии показывает, что 25% составляет масса аккумуляторных батарей, запасенная энергия которых используется для ночного полета.

Основной показатель эффективности аккумулятора (в контексте ЛА) − удельная емкость. Удельная емкость есть отношение запасенной мощности в аккумуляторе к его массе. На сегодняшний день, лучшие показатели достигнуты в литий серных аккумуляторных батареях (LiS), у которых эта величина составляет ≈300Вт∙ч/кг. Для сравнения, у автомобильных свинцовых аккумуляторов удельная емкость составляет ≈30Вт∙ч/кг. Теоретическая удельная емкость для литий серных аккумуляторов достигает 2600Вт∙ч/кг, что откроет перспективы значительного уменьшения размерности ЛА с использованием солнечной энергии.

Создание легких длинномерных конструкций удовлетворяющих требованиям прочности и жесткости является одним из определяющих направлений. Если темпы развития рассматриваемых технологий сохранятся, то, возможно, через несколько лет атмосферные спутники заменят большинство искусственных спутников земли.

ЛИТЕРАТУРА [1] R. J. Boucher, «History Of Solar Flight», AIAA Paper 84-1429, June 1984 [2] Keidel, B., «Auslegung und Simulation von hochfliegenden, dauerhaft stationierbaren Solardrohnen», PhD Dissertation, Technischen Universität München, 2000. [3] J. W. Youngblood and T. A. Talay. «Solar-powered airplane design for long-endurance, high-altitude flight» AIAA-82-0811, Washington, DC, May 1982.

http://www.spectrolab.com/


39

[4] NASA, Solar Powered Fact Sheet. «Solar-Power Research and Dryden» [5] Г. В. Барабанов, А. П. Гальцев, В. Н. Титоренко, А. В. Шустов. Летательные аппараты, использующие солнечную энергию или СВЧ энергиию // ТВФ — 1991 — № 1.— С. 22. СОЗДАНИЕ ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОГО ПРОИЗВОДСТВА САМОЛЕТА АН-148. ИЗГОТОВЛЕНИЕ ЛИСТОВЫХ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ТРУДНОДЕФОРМИРУЕМЫХ

МАТЕРИАЛОВ Максименков В. И., Федосеев В. И., Шевченко О. И.

ОАО «Корпорация «Иркут», г.Воронеж, Россия

Представленная работа направлена на сокращение трудоемкости и повышение качества деталей самолета из высокопрочных титановых сплавов (ОТ4-1, ВТ6ч) и нержавеющей стали 12Х18Н10Т, в частности, рассмотрено изготовление окантовок для кабины пилотов среднемагистрального самолета, особенностями которых являются: − толщина и материал детали – 4 мм марки ВТ6Ч; − большие габаритные размеры - 925×779×4 мм; − высокие требования по точности изготовления; − поверхности, «выходящие» на теоретический контур самолета имеют двойную кривизну.

Рассматриваемая деталь изготавливается на падающем молоте МЛ-3 с нагревом заготовки (рис. 1).

В процессе изготовления окантовок применяют устройство для нагрева заготовок непосредственно перед процессом штамповки.

Рис. 1. Схема технологического процесса изготовления листовых деталей из

труднодеформируемых сплавов Устройство для нагрева листовых заготовок, содержит подвижную раму, связанную

с ней панель с термоизлучателями, установленными в гнездах контактных колодок, экран и боковые отражатели. При всех своих преимуществах данное устройство имеет ряд недостатков.

Основными недостатками данного устройства являются неравномерность нагрева заготовки по всей ее поверхности и большой расход энергии, требуемой для нагрева заготовки до определенной температуры.

Для повышения качества нагрева, уменьшения градиента температур и повышения КПД установки предлагается модернизировать ее, снабдив подвижную раму установленными на ней поворотными в горизонтальной плоскости и фиксируемыми относительно нее направляющими, а панель с термоизлучателями − роликами, размещенными в направляющих подвижной рамы, и механизмом возвратно-поступательного перемещения относительно направляющих.

В качестве рабочей оснастки используется свинцово-цинковый штамп со стальными вставками материала Ст 3. Для повышения износостойкости штампа предлагается применять технологический процесс борирования поверхности штампа.


40

Процесс боронасыщения происходит в печи при температуре 900−1000 °С в течение 3−5 часов. Предлагаемый процесс позволит повысить стойкость штамповой оснастки в 4-6 раз.

Проведенная работа показала следующие результаты: − сокращение трудоемкости изготовление окантовок за счет сокращения количества

переходов; − улучшение качества поверхности детали; − улучшение условий труда.

АВТОМАТИЗАЦИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ И КОТРОЛЯ ДЛИННОМЕРНЫХ

ДЕТАЛЕЙ САМОЛЁТА SSJ-100 ИЗ ПРЕСОВАННЫХ ПРОФИЛЕЙ Мишагин В. А.

Комсомольский-на-Амуре Государственный Технический Университет, г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

Объектом исследования является изготовление длинномерных деталей из

прессованных профилей на примере гражданского самолёта SSJ-100, включающую в себя внедрения автоматизированных систем на этап штампо-заготовительного производства (ЗШП).

Целью исследований является разработка технологического процесса автоматизированных систем гибочных операций, создания алгоритма для обработки электронной модели (ЭМ) в программном обеспечении (ПО) для создания управляющей программы (УП).

В процессе выполнения работы был изучен технологический процесс изготовления длинномерных деталей, проведён анализ существующей трудоёмкости, создан технологический процесс с внедрением автоматизированных систем гибочных операции на этапе ЗШП, создан алгоритм обработки ЭМ. РАЗРАБОТКА НОВОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЦЕССА ИЗГОТОВЛЕНИЯ

ОБШИВОК Молод М. В., Долматова В. Н.

Воронежский государственный технический университет, г. Воронеж, Россия

В конструкциях самолета широкое применение находят обшивки, выходящие на аэродинамические поверхности изделия. К обшивкам применяются высокие требования по точности. Формообразование обшивок осуществляется на обтяжных прессах. В процессе формообразования могут возникнуть браковочные признаки, такие как гофрообразование, разрушение в районе зажимов, разрушение в области большой кривизны, пружинение. Эти факторы влияют на качество получаемых обшивок и увеличивают трудоемкость их изготовления.

Разработан новый способ формообразования обшивок на оборудовании с ЧПУ. Данный способ включает в себя изгиб и последующее локальное растяжение заготовки до придания ей формы детали на пуансоне, что повышает равномерность деформаций на поверхности формируемой детали.

Данный способ осуществляют следующим образом. Заготовку изгибают в поперечном направлении и растягивают по пуансону до

достижения распределения деформаций в i-м сечении по следующей зависимости

Ei max – Ei min = ET ( 1)ilnµϕ

−

где Ei max , E i min – наибольшая и наименьшая относительные деформации заготовки в i-м поперечном сечении; EТ – деформация, соответствующая пределу текучести материала заготовки; µ – коэффициент трения; φi – угол облегания заготовки пуансона в i-м


41

поперечном сечении от вершины до схода с пуансона; n – коэффициент упрочнения материала заготовки; l – основание натурального логарифма.

Затем пуансон опускают и изменяют продольный угол его расположения. Подъемом пуансона растягивают поперечное сечение заготовки до достижения в нем напряжений текучести. Это в свою очередь обеспечивает уменьшение количества переходов и повышение качества получаемых обшивок. Затем изменяют угол наклона стола на обратный. После чего осуществляют калибровку заготовки с горизонтальным расположением на столе.

Данный способ позволяет осуществлять формообразование выпуклых заготовок двойной кривизны. Основные материалы обшивок листа (материал толщиной 1,2 мм) Д16АМ, 1420,1163.

Предлагаемый способ повышает равномерность деформаций путем снижения влияния трения, тем самым повышает технологические возможности формообразования деталей на 30 − 50% и уменьшает трудоемкость более чем в 2 раза.

ПРОДЛЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО РЕСУРСА ЛОКАЛЬНОЙ ЗОНЫ ПЕРФОРИРОВАННОЙ РЕШЕТКИ ПЕРЕДНЕЙ СТВОРКИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

СКОРОСТНОГО САМОЛЕТА Ордин А. В., Рипецкий А. В.

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является задача

увеличения ресурса скоростных самолетов являющейся одной из основных задач решаемых в современной авиации. В этой работе авторы поднимают проблему низкой долговечности, менее 1000 часов летной эксплуатации, створки воздухозаборника скоростного самолета. Автор в настоящей работе анализирует переднюю створку воздухозаборника скоростного самолета с точек зрения характера распределения трещин, условий эксплуатации самолета, статистики эксплуатационной проработки до появления трещин. Авторы в своей работе показывают, что распространенная версия разрушения перфорированной решетки створки воздухозаборника от скоростного напора среды в режимах Ммах не состоятельна. Авторы вводят свою версию причины разрушения створки воздухозаборника, а именно, что причиной являются крутильные колебания носовой части воздухозаборника, возникающие от действия срывного обтекания приграничного слоя на конструкцию воздухозаборника, которые возбуждают крутильные колебания передней створки воздухозаборника.

Авторы настоящей работы провели серию экспериментов на натурной створке и на малоформатных образцах, соответствующих параметрам перфорированной решетки и нашел способ продления ресурса створки воздухозаборника в 5−10 раз.

ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ НЕСУЩЕЙ СИСТЕМЫ ВИНТОКРЫЛА НА ПИЛОТАЖНОМ СТЕНДЕ

Панасюченко П. С. ОАО «Московский Вертолетный завод им. М. Л. Миля»,

п. Томилино, Московская область, Россия

Существует множество концепций скоростного вертолёта, основанных на различных конструктивных решениях. Автору представляется, что наиболее реализуемой является концепция винтокрыла, имеющего несущий винт, крыло и пропульсивный движитель.


42

С целью определения оптимальных конструктивных параметров винтокрыла на пилотажном стенде ОАО МВЗ им. М. Л. Миля проведено параметрическое исследование влияния чистоты вращения несущего винта, а также разгрузки его крылом и пропульсивным движителем на аэродинамические характеристики аппарата. Для данных исследований математическая модель вертолёта была доработана для расчёта дополнительных агрегатов: крыла и пропульсивного движителя – воздушного винта.

В результате проведённых исследований для выбранной конфигурации аппарата получены конкретные параметры несущей системы и пропульсивного движителя, позволяющие получить наилучшие характеристики винтокрыла. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПРУЖИНЕНИЯ ПРЕССОВАННОГО ПРОФИЛЯ

В ПРОЦЕССЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МЕТОДАМИ ГИБКИ С ПОСЛЕДУЮЩИМ ФРЕЗЕРОВАНИЕМ

Погарцева М. М. Комсомольский-на-Амуре Государственный Технический Университет,

г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

Объектом исследования является процесс гибки с последующим фрезерованием. Целью исследования является разработка методики расчета параметров

пружинения прессованного профиля в процессе изготовления методами гибки и фрезерования на основе данных о геометрических параметров детали и механических характеристик материала.

В процессе выполнения работы был разработан алгоритм определения требуемого радиуса изгиба для получения на выходе детали, соответствующей размерам, заданным по чертежу. В среде MathCad написана программа для вычисления радиуса изгиба на основе ранее перечисленных данных для получения требуемой кривизны детали.

ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ДЛЯ СБОРКИ КАРКАСА ПОЛА Попов И. С., Смородинов М. И., Самохвалов В. В.

Воронежский государственный технический университет, г. Воронеж, Россия

Назначение: Снижение трудоемкости сборочных работ. Проанализирован существующий технологический процесс сборки каркаса пола и

условия работы сборщиков. Установлено: Сборка ведется в стапеле одновременно со сборкой нижней части

фюзеляжа. Сборочный процесс отличается высокой трудоемкостью, длительным циклом. Сборка ведется в стесненных условиях.

Предложено: Собирать каркас пола в отдельном приспособлении Рассмотрено несколько вариантов технического решения. Для разработки принят вариант каркасного приспособления. Каркас стапеля представляет собой 2 портала и 4 колонны, расположенные в

местах стыка продольных линеек. Фиксация рельсов выполняется по пазам под крепление кресел. Технологическую жесткость зоны шассийного отсека при кантовании полов

обеспечивает съемная рамка жесткости. Поперечные балки пола базируются по КФО и дополнительно фиксируются

откидными упорами с прижимами. Внедрение разработки позволит: Снизить трудоемкость, расширить фронта работ,

сократить цикл сборки, обеспечить удобный подход к рабочим зонам, повысить качество сборки, улучшить условия труда.

Стадия разработки: контроль проектной документации, изготовление стапеля.


43

ПЕРСПЕКТИВНЫЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Пшеничный В. В.

ОАО «Редуктор-ПМ», г. Пермь, Россия

Задачей работы является разработка трансмиссионного агрегата являющегося элементом движителя с изменяемым вектором тяги, а также представление принципиальной схемы летательного аппарата (конвертоплана) на основе данного движителя.

На сегодняшний день серийно конвертопланы производятся только для вооруженных сил США, по возможностям эти машины превосходят как классический самолет, так и вертолет.

Переход между режимами полета достигается поворотом всей винтомоторной группы, включающей в себя два ТВД с воздушными винтами. Сопряженные с этим технические трудности приводят к неоправданному усложнению конструкции, ухудшению массогабаритных характеристик, снижению надежности и живучести аппарата в случае боевого применения.

Предлагаемая альтернативная схема способна ликвидировать данные недостатки.

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТЕЧЕНИЯ ОКОЛО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ С ИНТЕРЦЕПТОРОМ

Редькина К. В. Самарский государственный аэрокосмический университет

им. академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет), г. Самара, Россия

Целью работы является разработка математической модели построения

квазиточных решений внешнего обтекания потенциальным потоком двумерных тел. Научная новизна работы заключается в получении новых фундаментальных знаний

о параметрах потенциальных течений с циркуляцией около аэродинамического профиля с интерцептором.

Практическая значимость – применение вычислительной программы для инженерных расчётов аэродинамических характеристик крыльев с механизацией в виде интерцепторов.

Основной задачей работы является построение новой математической модели обтекания двумерных тел, основанной на сочетании аналитических преобразований (конформных отображений) и численных методов, таких как метод дискретных вихрей (МДВ). В данной работе предлагается решение задачи на основе применения численно-аналитического метода (ЧАМ) для построения внешнего обтекания аэродинамического профиля со стационарной отрывной зоной за интерцептором.

Интерцепторы широко применяются на современных крыльях летательных аппаратов. Однако законченных математических моделей для расчёта аэродинамических характеристик крыльев с интерцепторами нет. Сложность расчёта течений около крыла с интерцептором заключается в возможности реализации нестационарного режима обтекания. Длительное время аэродинамика интерцепторов исследовалась в основном экспериментальными методами. Было проведено большое количество экспериментов по определению распределённых и суммарных аэродинамических характеристик для крыльев и профилей с интерцепторами. Значительный вклад в изучение аэродинамики интерцепторов внесли А. Ж. Рекстин, Л. Е. Васильев, В. Г. Микеладзе. Позже обтекание прямоугольных и стреловидных крыльев с интерцепторами всесторонне исследовалось Г. Т. Андреевым. Обширные экспериментальные исследования касались как дозвуковой, так и сверхзвуковой аэродинамики. В том числе исследовались крылья со взлётно-посадочной механизацией совместно с интерцепторами. Рассматривались также


44

различные модернизации интерцепторов. Для однозвенных профилей с интерцепторами были разработаны ряд методов расчёта, основанных на различных моделях обтекания, в основном стационарных. Одной из первых важных работ, касающихся расчёта отрывного обтекания профилей с интерцепторами, была работа Вудса, в которой использовался метод конформных отображений. При этом позади профиля с интерцептором предполагалось наличие отрывной зоны с постоянным давлением, причём величина этого давления бралась из экспериментальных данных. Позже метод Вудса был доработан Барнесом, который предложил эмпирическую формулу для расчёта давления в отрывной зоне в зависимости от геометрии профиля и интерцептора. Были разработаны также ряд методов, основанных, либо на конформных отображениях, либо на панельных методах с использованием различных комбинаций источников и стоков для моделирования вытесняющего действия спутного следа за профилем с интерцептором. Пфайфер и Зумволт предложили более сложную модель течения с разбиением на внешнюю и внутреннюю задачи, которые решались в ходе последовательных итераций. Во внешней задаче с помощью панельного метода рассчитывалось обтекание эффективного тела, получающегося после наращивания толщины вытеснения пограничного слоя и моделирования замкнутой зоны возвратного течения позади профиля. При этом применялось также моделирование зоны возвратного течения перед осью вращения интерцептора (hinge bubble) с помощью участка квадратичной параболы. Во внутренней задаче рассматривалось течение внутри зоны возвратного течения позади интерцептора. Другой метод с использованием эффективного тела с замкнутой зоной возвратного течения позади профиля с интерцептором был предложен Маскью и Двораком. В этом методе вихревые пелены, сходящие с задней кромки профиля и с кончика интерцептора, моделируются вихревыми слоями с одинаковыми по модулю, но противоположными по знаку интенсивностями. Модель течения с незамкнутой зоной возвратного течения позади профиля с интерцептором была предложена Toy и Хэнкоком. При этом позади профиля с интерцептором размещалась эмпирически подобранная пара дискретных вихрей. При всём многообразии теоретических подходов к описанию течения около однозвенных профилей с интерцепторами и профилей с интерцепторами при наличии отклоненной взлётно-посадочной механизации методов расчёта аэродинамических характеристик комбинаций профиля с интерцептором до сих пор не существует, хотя обтекание механизированных профилей без интерцепторов исследуется с помощью расчётных методов уже длительное время. В свое время этими вопросами занимались Я. М. Серебрийский, Г. А. Павловец, Ю. Г. Степанов, М. А. Брутян. В последнее время методы отрывного обтекания механизированных профилей развивали В.М. Никифоров, на основе панельного метода с построением эффективных линий тока, С. В. Ляпунов и А. В. Волков, на основе метода вязко-невязкого взаимодействия. Причём последний метод позволяет рассчитывать достаточно сложные случаи обтекания, когда существуют области отсоединенного отрыва. Наличие таких областей было показано в эксперименте А. В. Петровым. В диссертационной работе В. В. Богатырёва рассматриваются методы расчёта без учета вязкости, и с приближённым её учётом (добавление толщины вытеснения и моделирование зоны возвратного течения перед интерцептором). Обтекание профилей с интерцепторами во всех рассматриваемых методах ведётся с помощью панельных методов с различными распределениями особенностей. Панельные методы позволяют производить быстрый расчёт обтекания тел идеальной жидкостью благодаря тому, что расчётной областью по существу является лишь поверхность тела.

В данной работе математическая модель, основывается на применении ЧАМ и на предположении о стационарности точечного вихря, расположенного за интерцептором. Достоверность результатов расчёта коэффициента подъёмной силы профиля с интерцептором оценивается сравнением с результатами, полученными в вычислительном пакете ANSYS CFX.

Рассматривается задача потенциального течения несжимаемой идеальной жидкости около симметричного аэродинамического профиля с эллиптической носовой


45

частью ( 0,15; 0,3cc x= = здесь обозначено: относительная толщина профиля и относительная координата его максимальной толщины, соответственно) при наличии стационарного вихря за интерцептором, моделирующего отрывную зону.

ЧАМ соединяет в себе два метода: метод конформных отображений и МДВ. В рамках ЧАМ моделирование хвостовой части профиля и интерцептора выполняется с помощью набора точечных вихрей, равномерно распределённых по их поверхностям. Носовая часть в форме эллипса конформно отображается с помощью функции Н.Е. Жуковского на круг во вспомогательной плоскости, что позволяет получить квазиточное решение для этой части профиля. Хвостовая часть профиля и интерцептор разбиваются на граничные элементы, в пределах каждого помещается точечных вихрь и контрольная точка. Используется численная схема МДВ «1/4- 3/4». На 1/4 граничного элемента располагается точечный вихрь, а на 3/4 – контрольная точка.

Для численной части ЧАМ особенностью геометрической схемы является корректность расположения контрольных точек на хвостовой части профиля вблизи эллипса и в начале интерцептора. Это обеспечивает согласованность граничных условий и хорошую обусловленность системы линейных алгебраических уравнений (СЛАУ). Задача сводится к решению СЛАУ,

физический смысл которой заключается в удовлетворении условий непротекания в контрольных точках.

Для обеспечения циркуляционного обтекания профиля и выполнения гипотезы Жуковского − Чаплыгина в центр окружности во вспомогательной плоскости помещается точечный вихрь.

В модели используется гипотеза стационарности внешнего вихря, расположенного за интерцептором, интенсивность которого находится из условия конечности скорости на задней кромке интерцептора, а координаты рассчитываются методом оптимизации – минимизации целевой функции скорости по двум проектным параметрам, в качестве которых принимаются координаты стационарного вихря.

Расчёты показали, что коэффициент подъёмной силы yaC уменьшается при

увеличении относительной хорды интерцептора èb и его угла отклонения δ . Определены предельные углы отклонения интерцептора, для которых выполняется

условие стационарности. Сравнение результатов расчётов численно-аналитическим методом и в системе

ANSYS CFX показало, что для коэффициента подъёмной силы и углов атаки погрешность составляет менее 10%.

Результаты исследования могут быть использованы для инженерных расчётов подъёмной силы крыльев летательных аппаратов с установленными на них интерцепторами.

РЕЗУЛЬТАТЫ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИСПЫТАНИЙ ПО ИССЛЕДОВАНИЮ ВЗАИМОВЛИЯНИЯ Х-ОБРАЗНОГО ВИНТА РУЛЕВОГО

ВИНТА С КИЛЕМ Рипа А. В.

ОАО «Московский Вертолетный завод им. М. Л. Миля», п. Томилино, Московская область, Россия

В работе приводятся предварительные результаты экспериментальных

исследований взаимовлияния лопастей Х-образного рулевого винта и киля на винтовом стенде ОАО «МВЗ им. М. Л. Миля» на режиме висения. Цель исследований состояла в определении аэродинамической силы, возникающей на киле от обдувки рулевым винтом, и её точки приложения. Для достижения поставленной цели на


46

аэродинамическом винтовом стенде были проведены экспериментальные исследования на модели Х-образного рулевого винта А. М. Гродзинского.

На данный момент было исследовано влияние тянущего и толкающего винта на силы, возникающие на плоском макете киля.

По результатам проделанной работы получены данные о потерях тяги системы винт+киль по сравнению с изолированным Х-образным винтом и определены центр давления аэродинамической силы на киле для толкающего и тянущего винтов. КОНЦЕПТУАЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ КЕССОНА КРЫЛА ИЗ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Солошенко В. Н. ЗАО «Гражданские самолеты Сухого» г. Москва, Россия


Минимум массы конструкции планера является одним из основных критериев,

определяющих совершенство конструкции самолета. Его реализация зависит от правильности выбора материалов, конструкции агрегатов из композиционных материалов (КМ) и их параметров. При выборе проектных критериев для конструкции из КМ необходимо учитывать все влияющие на них факторы.

Вес крыла пассажирского самолета составляет примерно 10−12% расчетного взлетного веса самолета и 35÷40% веса планера. Таким образом, применение композиционных материалов в таком агрегате как крыло позволяет существенно снизить вес планера пассажирского самолета в целом.

Кроме того, применение КМ позволит повысить аэродинамическое качество и крейсерское число Маха, благодаря значениям проектных параметров крыла (удлинения, стреловидности и относительной толщины профиля крыла), не достижимым для металлической конструкции. Так для крыльев с удлинением λ=9÷10 (Ту-204, Boeing 737, А320) используется алюминий с модулем упругости 7200 кг/мм2. Для крыла с удлинением λ=11÷12 использование алюминия приведет к дополнительному увеличению веса за счет необходимости повысить изгибную жесткость крыла. Поэтому для крыла с удлинением λ>10 следует использовать материал с большим модулем упругости. В конструкции Boeing 787 и Airbus A350 используется углепластик для получения необходимой жесткости крыльев.

Результаты работы: • Проведен анализ конструкции крыльев из композиционных материалов, существующих и разрабатываемых магистральных самолетов. Как видно в основном все фирмы прибегают к использованию традиционных конструктивно-силовых схем, отработанных на металлических крыльях. Это обусловлено стремлением снизить технические риски и возможностью использования известной процедуры сертификации композитных конструкций. • Рассмотрены особенности выбора допустимых расчетных напряжений для крыла из КМ. Их величина зависит не только от механических характеристик конструкционного материала, но и от характера внешних воздействий, нагружения, наличия локальных нерегулярностей конструкции, местных концентраторов напряжений и повреждений в процессе производства и эксплуатации конструкции. Сниженные на порядок по отношению к пределу прочности материала допускаемые напряжения с учетом всех вышеперечисленных факторов делают малым эффект от внедрения таких КМ в конструкции планера самолета. Ослабить этот нежелательный эффект можно, повысив вязкость разрушения матрицы или введя в конструкцию стеклопластиковые стопперы трещин.


47

• Рассмотрены основные концепции конструкивно-силовых схем кессона крыла магистрального самолета: многонервюрная КСС с подкрепленными панелями, многостеночная КСС с монолитными панелями без подкрепления, многонервюрная КСС с панелями с сотовым заполнителем. Выделены достоинства и недостатки каждого варианта КСС. • Рассмотрены варианты стыков кессона отъемной части крыла с центропланом, для различных вариантов КСС.

ТРЕМОМЕТР

Толмачёв К. МБОУСОШ № 68, г. Тула, Россия

Тремометр - настольный прибор, предназначенный для оценки и тренировки

мелкой моторики человека. Название прибора происходит от слова тремор (лат. дрожание). Тремор — неосознанные, быстрые, ритмические, с частотой около 10 Гц., движения конечностей или туловища, вызванные мышечными сокращениями и связанные с временной задержкой корректирующей афферентной импульсации, в силу чего реализация движения и сохранение позы происходит за счет постоянной подстройки движений к какому-то среднему значению. При утомлении и сильных эмоциях, а также при патологии нервной системы тремор существенно усиливается. В частности, патологический тремор (тремор покоя) наблюдается при болезни Паркинсона, а так же у больных полиомиелитом.

Прибор включает в себя автоматизированную стандартную методику исследования тремора. Она заключается в проведении указкой по спиралевидной прорези без касания о стенки и последующем подсчёте количества касаний. В нашем приборе количество касаний заменено на время касаний, т. к. касание может быть любой длительности, невозможно по количеству касаний достаточно точно оценить тремор. После прохождения теста прибор, с помощью индикаторов, отображает общее время теста и время ошибок. Разделив время ошибок на общее время и умножив на 100, мы можно получить процентное содержание треморных движений от всей работы. По данному параметру мы можем судить о психологическом состоянии человека, нормальным процентом треморных движений является диапазон от 0% до 30%. Тремометр может быть применен в различных сферах деятельности общества. В здравоохранении: при лечении детей больных полиомиелитом, наш прибор выполнен в виде игрового автомата, и позволяет играющему ребенку тренировать свою моторику. В образовании: при профориентации учащихся на профессии, требующие «жесткости» руки и малого тремора. А так же прибор может быть применен для тренировки людей экстремальных профессий, к примеру, лётчиков и космонавтов.

АЛГОРИТМ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ПРИ ДОЗАПРАВКЕ ТОПЛИВОМ В ВОЗДУХЕ

Чеглаков Д. И. ОАО «Российская Самолетостроительная Корпорация «МиГ»

Инженерный центр «ОКБ им. А. И. Микояна», г. Москва, Россия.

Настоящая работа посвящена решению проблемы создания алгоритма автоматического управления полетом самолета при дозаправке топливом в воздухе. Решению данной задачи посвящено большое количество исследование за рубежом, особенно в США. Авторами данной работы был проведен подробный анализ открытых исследований в данной области. Основываясь на этих материалах, авторы работы предлагают свои вариант алгоритма для комплексной системы управления (КСУ)


48

летательным аппаратом, обеспечивающий контактирование заправляемого летательного аппарата с танкером с высокой степенью вероятности.

В работе приведены требования к выполнению этого режима, рассмотрены негативные факторы влияющие на характеристики устойчивости и управляемости летательного аппарата при дозаправке топливом в воздухе. В качестве измерительной системы, определяющей рассогласование между положением заправочной штанги и конуса дозаправки, предлагается использовать оптическую локационную станцию, работающую в видимом и инфракрасном диапазонах.

Алгоритм управления делиться на две основные части: контур стабилизации заданных значений угловых скоростей крена, тангажа, рысканья (внутренний) и контур отработки рассогласования между положением штанги и конуса (внешний). Для контура отработки заданных угловых скоростей был разработан L1 адаптивный закон управления. Первоначальный выбор коэффициентов был осуществлен с помощью упрощенной линейной модели. Далее коэффициенты уточнялись по результатам математического моделирования. Во внешнем контуре были применены наблюдатели состояния для получения первых производных координат рассогласования между положением заправочной штанги и конуса дозаправки.

Для проведения проверочного моделирования и уточнения алгоритма управления самолетом была разработана нелинейная математическая модель летательного аппарата, оснащенного комплексной системой управления, аналогичной по своим аппаратным характеристикам КСУ современного истребителя. Проверочное математическое моделирование проводилось с учетом шумов датчиков, нелинейных характеристик элементов системы управления полетом и влияния спутного следа танкера на заправляемый летательный аппарат.

Результаты математического моделирования подтверждают работоспособность алгоритма автоматического управления летательным аппаратом на этапе стыковки заправляемого самолета и самолета-танкера в процессе дозаправки топливом в воздухе. Сравнительный анализ с результатами из других работ показывает приемлемость достигнутой точности и вероятности контактирования.

ПОВОРОТНЫЕ ПОДКОСЫ ДЛЯ САМОЛЁТОВ МАЛОЙ АВИАЦИИ Чернухин Р. В.

Юргинский технологический институт (филиал) Национального исследовательского Томского политехнического университета, г. Юрга, Кемеровская область, Россия

Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло и профилированные подкосы,

поддерживающие консоли крыла, отличающийся тем, что подкосы в сечении вдоль потока выполнены по крыльевому профилю, прикреплены к консолям с возможностью поворота в сферических шарнирах, а к фюзеляжу − посредством шарниров Кардана, свободные концы шарниров Кардана установлены на общем валу, снабженном рычагом, соединенным с тягой управления рулем высоты.

РАЗРАБОТКА СПАСАТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ДЛЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ АВИАЦИИ ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ

Шарапов Д. С., Новикова А. С. ФГБОУ ВПО Оренбургский Государственный Университет, г. Оренбург, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является воздушное судно

авиации общего назначения (на примере Як-52 ). Предметом исследования в данной конкурсной работе является, спасательная

система самолета (на примере Як-52),включающая в себя легкое кресло с


49

отстреливающимся заголовником, в который уложен парашют, и приводящийся в действие пилотом телескопический стреляющий механизм.

В настоящее время в авиация общего назначения России эксплуатируется очень активно, к примеру существует множества авиаклубов ДОСААФ (Добровольное общество содействия армии, авиации и флоту) для обучения пилотов или тренировки спортсменов для участия в авиа-шоу, так же авиация общего назначения применяется в исследовании местности (к примеру для добычи газа и нефти), активно используется в обработке сельскохозяйственных угодий, и т. д. Но к сожалению спасательная система авиации общего назначения за частую не соответствует современным требованиям ИКАО (Международная организация гражданской авиации ).

Задачами исследования данной конкурсной работы являются: разработка концептуальной спасательной системы, разработка принципа действия всей спасательной системы, разработка системы управления катапультным механизмом, разработка элементов эскизного проекта спасательной системы для ВС малых размеров авиации общего назначения.

Для решения выше перечисленных задач: за основу принята схема, когда кресло пилота жестко крепится в кабине самолета в заголовник которого укладывается парашют, в отличии от аналогичной системы где парашют укладывается в чашку сидения кресла при этом значительно увеличивая время при вынужденном покидании самолета.

В данной спасательной системе полностью автоматизирована система управления, что значительно уменьшает затраты времени при покидании самолета, и главное, поможет сократить смертность пилотов при аварийных ситуациях воздушных судов (ВС) авиации общего назначения.


2. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ДВИГАТЕЛИ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

Двигатели и энергетические установки летательных аппаратов

51

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗАИМНОГО ВЛИЯНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЯЭУ И

РАДИАЦИОННЫХ ПОЛЕЙ ОКОЛОЗЕМНОГО КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА

Алексеев П. А., Ехлаков И. А. ГНЦ РФ – Физико-энергетический институт им. А. И. Лейпунского,

г. Обнинск, Калужская область, Россия

Космическая ядерно-энергетическая установка (КЯЭУ) пребывает в непрерывном взаимодействии с окружающей ее космической средой. С одной стороны, космическое излучение вносит свой вклад в процессы, протекающие в активной зоне ЯЭУ, что особенно важно на этапе физического пуска реактора. С другой стороны, КЯЭУ сама является источником излучений в космическое пространство. Эти излучения, как показал опыт эксплуатации КЯЭУ первого поколения, могут оказывать влияние на работу находящихся поблизости космических аппаратов, кроме того, возможно накопление реакторных электронов и позитронов в атмосфере Земли.

В данной работе проводится исследование взаимного влияния космической ЯЭУ и окружающей ее космической среды на примере усовершенствованного термоэмиссионного реактора-преобразователя (ТРП) типа ТОПАЗ и реакторной установки (РУ) мегаваттного класса.

Были выполнены оценки влияния космического излучения на формирование внешнего источника нейтронов в конструкционных элементах реактора КЯЭУ. Полученные результаты показали, что радиационные поля околоземного космического пространства способны формировать в конструкционных элементах реактора КЯЭУ внешний источник нейтронов мощностью порядка 107−109. При этом его мощность зависит от пространственного положения КА с ЯЭУ и поэтому может достаточно сильно меняться за относительно короткие промежутки времени. В связи с этим возникают новые задачи по обеспечению безопасного применения космической ядерной энергетической установки в космосе: моделирование динамики ядерного реактора с учетом действия переменного по времени внешнего источника нейтронов, а также разработка средств пассивной защиты от влияния космических лучей на работу КЯЭУ.

Также были рассчитаны потоки и энергетические спектры частиц, излучаемых работающей КЯЭУ в окружающее пространство, так утечка позитронов из реактора составляет величину порядка 107 на 1 Вт тепловой мощности, электронов − 108, нейтронов и фотонов − 1010. Полученные данные позволяют проводить оценки дополнительных радиационных нагрузок, создаваемых КЯЭУ на расположенных вблизи нее КА. Кроме того, они требуются при изучении эффектов, связанных с возможным накоплением реакторных электронов и позитронов в атмосфере Земли.

Исходя из полученных результатов, может быть проведена оценка дополнительных радиационных нагрузок на радиационно-чувствительные элементы КА, находящихся на орбитах, близких к орбите космического аппарата с ЯЭУ и определены безопасные пролетные расстояния для таких космических аппаратов.

Расчеты проводились на трехмерных, гетерогенных моделях усовершенствованного ТРП типа ТОПАЗ и РУ мегаваттного класса, построенных в программных комплексах MCNP, MCNPX и GEANT4.

Можно заключить, что полученные оценки взаимодействия КЯЭУ с космическим пространством могут быть использованы при проектировании КЯЭУ, в исследованиях, связанных с различными этапами жизненного цикла ядерной энергоустановки, в оценках дополнительной радиационной нагрузки на радиационно-чувствительные элементы близлежащих космических объектов и влияния космической ЯЭУ на экологию космического пространства, а также при выработке норм и правил ядерной и радиационной безопасности применения ядерно-энергетических установок в космосе.


52

МЕТОД ФУНКЦИОНАЛЬНОГО ДИАГНОСТИРОВАНИЯ ЖРД ПО

ОТКЛОНЕНИЮ ХАРАКТЕРИСТИК РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ И ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ

Белова Ю. Н., Мартиросов Д. С., Буканов В. Т. ОАО «Научно-производственное объединение «Энергомаш»,

г. Химки, Московская область, Россия

Дано теоретическое и расчетно-экспериментальное обоснование метода функциональной диагностики ЖРД по отклонениям характеристик основных рабочих процессов и элементов конструкции. Проведен анализ по выявлению диагностических признаков наиболее чувствительных к нарушению основных характеристик рабочих процессов ЖРД (мощностных, напорных характеристик, кпд насосных агрегатов, кпд турбин, тяги)

Введено понятие разрешающей способности системы «математическая модель – система измерения». Получена таблица неисправностей, связывающая нарушения основных характеристик процессов и элементов конструкции ЖРД с отклонениями совокупностей измеряемых параметров.

Эффективность предлагаемого метода подтверждается результатами его применения при раннем обнаружении медленно развивающихся неисправностей на конкретных огневых испытаниях мощных ЖРД.

ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ОПОР ДЛА, ОБОСНОВАНИЕ ПЕРСПЕКТИВНЫХ

КОНСТРУКЦИЙ Богданов В. И., Коробкин Н. А., Лисицин А. Н.

ОАО «НПО «Сатурн», г. Рыбинск, Ярославская область, Россия

Создание современного авиационного двигателя – комплексный процесс, базирующийся на современных достижениях многих отраслей науки и техники. Разрабатываемые ГТД пятого поколения, имеющие температуру газа перед турбиной порядка 2000 К, высокие частоты вращения роторов, низкую массу, ставят высокие требования к проектированию и ресурсу изделий. Одним из ответственных элементов авиационных двигателей являются опоры, с ключевыми их составляющими: подшипниками и уплотнениями.

Подшипники качения, в настоящее время, являются самым распространенным типом подшипников, используемых в опорах ГТД. Качественное охлаждение, смазка и защищенность от внешних факторов значительно продляет работоспособность опоры. Поэтому их развитие неразрывно связано с совершенствованием подшипников качения и защиты. Продлить ресурс подшипникам, обеспечив определенные рабочие условия, позволяет применение различного рода уплотнений, предотвращающих попадание в полость опоры горячих газов, посторонних частиц и утечки масла.

Одним из путей совершенствования ГТД, является повышение его удельных параметров, в том числе за счёт увеличения частоты вращения ротора, влекущей за собой ухудшения условий работы подшипника и уплотнений. Таким образом, развитие авиационных газотурбинных двигателей немыслимо без развития опор. В докладе, представленном на конкурс, рассматривается ряд перспективных разработок, позволяющих обеспечить работоспособность подшипников качения и уплотнений в тяжелых условиях.

Широкое применение беспилотных летательных аппаратов (БЛА) потребовало создания недорогих короткоресурсных двигателей. Одним из путей снижения стоимости изделия стала замена сложной циркуляционной системы смазки на упрощенные: масловоздушную на выброс и консистентную с воздушным охлаждением подшипников.


53

Эту проблему также решают и неметаллические (например керамические) подшипники с высокой рабочей температурой, более 300 оС. В представленном докладе приведены обобщенные результаты экспериментальных исследований по доводке подшипников с упрощенной системой смазки.

Одним из путей увеличения частот вращения ротора является применение подшипников скольжения с газовой смазкой: газодинамические, газостатические – характеризуются более высоким коэффициентом полезного действия и долговечности при высоких частотах вращения, чем подшипники качения и подшипники скольжения с жидкой смазкой. Наиболее перспективными следует считать комбинированные подшипники с газовой смазкой, сочетающие динамические и статические составляющие грузоподъёмности. Но для комбинированных и газостатических подшипников необходимо создавать нагнетание газа в рабочий зазор специальными устройствами для повышения газостатической составляющей грузоподъемности. Поэтому наибольший интерес представляют исследования газодинамических подшипников с газовой смазкой. Тенденции развития газодинамических подшипников так же представлены в докладе.

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ АКТИВНОГО СТАРТА С ФОРМИРУЕМЫМ НА БАЗЕ ПОЛЕТНОЙ ТРАНСФОРМАЦИИ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫМ

ДВИГАТЕЛЕМ Дикшев А. И., Костяной Е. М.

ФГБОУ ВПО «Тульский государственный университет», г. Тула, Россия

Работа посвящена оценке возможности радикального увеличения дальности полета летательного аппарата (ЛА) с активным принципом старта за счет использования ракетно-прямоточного двигателя (РПД) в условиях жестких габаритно-массовых ограничений.

Объектом исследования является перспективный ЛА активного старта, на который наложены габаритно-массовые ограничения, соответствующие имеющимся на настоящий момент времени образцам ЛА данного класса. В работе проанализированы современные тенденции развития и характерные особенности рассматриваемых объектов исследования. По итогам проведенного анализа сделаны выводы об актуальности увеличения дальности полета ЛА активного старта и об исчерпании резервов по повышению дальности полета со стороны классических решений. В качестве нетривиального для рассматриваемого класса ЛА способа увеличения дальности стрельбы предложено использовать в качестве бортовой энергетической установки РПД. С учетом функциональных особенностей рассматриваемого объекта исследования и наложенных ограничений обозначены основные трудности, связанные с использованием РПД на ЛА данного класса. Они обусловлены, прежде всего, существенно нестационарными условиями функционирования и малыми размерами, отводимыми на РПД. Для формирования камеры дожигания достаточного объема предложено использовать избыточный на полетных режимах запас прочности корпуса ЛА, наличие которого продиктовано высокими перегрузками в ходе активного старта. В роли механизма, реализующего переход избыточного запаса прочности корпуса в его новое качество, использован принцип полетной трансформации.

В результате, цель работы сформулирована следующим образом: увеличение дальности полета ЛА активного старта за счет использования РПД с камерой дожигания, формируемой в процессе полета.

Со схемно-компоновочной точки зрения принцип полетной трансформации реализован в виде составной обечайки, включающей в себя две соосные обечайки, имеющие возможность осевого перемещения друг относительно друга. В ходе активного старта обе обечайки совместно воспринимают осевую перегрузку, после чего в процессе


54

полета наружная обечайка сдвигается назад относительно внутренней и формирует тем самым камеру дожигания.

Для исследования приращения дальности полета, обеспечиваемого за счет использования предложенного решения, разработан программный комплекс, позволяющий совместно описывать в многовариантной и оптимизационной постановках движение ЛА по траектории и функционирование РПД в нестационарных внешних условиях. Основные соотношения математической модели, положенной в основу программного комплекса, представлены в работе. С использованием разработанного инструментария исследования рассмотрены различные вариации проектных параметров предлагаемой конструкции и алгоритмы функционирования ЛА на траектории.

По итогам исследования представлены рекомендации о рациональных с точки зрения максимальной дальности полета значениях проектных параметров и алгоритмах функционирования ЛА. Сделано заключение о возможности увеличения дальности полета по сравнению с ЛА, использующими классические решения, на 47 %.

С целью подтверждения технической реализуемости идеи формирования РПД в процессе полета проведена эскизная проработка одного из вариантов с учетом рекомендаций к проектным параметрам и алгоритмам функционирования, позволяющим максимизировать дальность полета. Для данного варианта рассмотрена траектория с участком программного полета, который в сочетании с РПД позволил достичь итогового значения дальности 98 км, что на 60% выше, чем у лучших из существующих аналогов, выполненных в тех же габаритно-массовых ограничениях.

ИССЛЕДОВАНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ШНЕКОВ БУСТЕРНЫХ ТУРБОНАСОСНЫХ АГРЕГАТОВ

Дорош Н. С. ОАО «НПО Энергомаш им. Академика В. П. Глушко»,

г. Химки, Московская область, Россия

В данной работе рассмотрены особенности гидродинамики бустерных турбонасосных агрегатов (БТНА), являющихся важным звеном в системе подачи компонентов топлива современных ЖРД. Очевидно, что их совершенствование является важной и актуальной задачей в настоящее время, и исследование гидродинамики потока в межлопаточных каналах современных шнеков сложной конфигурации является основой для эффективного проектирования вновь разрабатываемых агрегатов.

Так при отработке вновь создаваемых БТНА в «НПО Энергомаш им. академика В. П. Глушко» было выявлено значительное расхождение расчетных параметров с действительностью. В частности значение осевой силы на шнеке превысило ожидаемое больше чем на 50%. Это дает основания считать существующие теоретические методы расчета недостаточно достоверными, поэтому требуется провести их уточнение, используя современные средства исследования. Широко используемое в настоящее время численное моделирование гидродинамики позволяет описывать процессы течения с высокой точностью, которая недоступна для классических измерительных систем, а так же позволяет получить данные о процессах происходящих внутри рабочих областей, недоступных для измерительных средств. Высокая гибкость данного подхода позволяет быстро варьировать различные параметры в широких пределах, изменяя расчетную геометрию, условия течения, рабочее тело, что невозможно при натурных испытаниях.

Так как для расчетных моделей желательно подтверждение их адекватности, планируется провести экспериментальные исследования для сравнения полученных расчетных данных с действительными. Для этого планируется использовать классический метод замера давлений в характерных точках, для чего предложен вариант модификации спрямляющего аппарата серийного БТНА, позволяющий избежать большинства проблем, связанных с измерением давления в высокоскоростном потоке жидкости, что повысит качество получаемых экспериментальных данных. По результатам испытания расчетные


55

модели могут быть скорректированы и дополнены, что является дополнительным достоинством предлагаемого подхода.

По результатам анализа полученных данных планируется вывести некоторые зависимости для корректировки существующих расчетных методик, которые используются при проектировании современных высокоэффективных БТНА. Это позволит улучшить энергетические характеристики и повысить надежность вновь создаваемых агрегатов.

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ СТАНДАРТИЗИРУЮЩЕЙ ПОСТРОЕНИЕ 3D – МОДЕЛЕЙ ДЕТАЛЕЙ ТИПА «ЛОПАТКА» КОМПРЕССОРОВ ГТД В

ПРОИЗВОДСТВЕННОМ ЦИКЛЕ ОАО «ММП ИМ. В. В. ЧЕРНЫШЕВА» НА ОСНОВЕ ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ MATHCAD – UGS NX

Ежиков В. В., Звездочкин К. В., Проскуряков А. Н. ОАО «ММП им. В. В. Чернышева», Москва, Россия

Авиационная отрасль всегда была, остается и будет оставаться на острие новейших

технологий. В настоящее время возникла острая необходимость использования 3D-моделей на основных этапах производства деталей и сборочных единиц. Это позволяет снизить сроки подготовки производства, повысить качество и конкурентоспособность продукции.

При переходе от «бумажной» документации к созданию 3D-моделей деталей и сборочных единиц, необходимых для производства ГТД, а также в целях стандартизация процесса выпуска 3D-моделей, стоит ряд задач подлежащих решению. Одной из таких задач, стоящей перед инженерно – техническими кадрами предприятия и относящейся к группе наиболее трудоемких, является обработка и оптимизация профилей деталей типа «Лопатка» компрессора, 3D-модели которых наиболее востребованы в производстве.

Опираясь на все вышесказанное можно сформулировать основную задачу проекта: Разработка, апробирование и ввод в промышленную эксплуатацию методики построения лопаток компрессора ГТД по средствам ПО Unigraphics NX, позволяющей стандартизировать процедуры разработчика 3D-моделей, ускорить сроки подготовки производства и повысить качество конструкторской документации.

Данная методика предназначена для сотрудников инженерно-технических служб предприятия уже имеющим представление о 3D-моделировании и решающих, в рамках системы автоматизированного проектирования Unigraphics NX 4, конкретные задачи по проектированию лопаток ГТД.

В методике описаны как обязательные процедуры исполнителя (правильное позиционирование лопатки в рабочем пространстве Unigraphics, создание РСК в абсолютной системе координат, создание дополнительных РСК и плоскостей, построение оси двигателя, использование эскизов для создания объектов и т. д.), так и носящие рекомендательный характер, направленные на упрощение работы конструктора.

При создании методики использовался опыт создания трехмерных моделей лопаток конструкторов «ОАО ММП имени В. В.Чернышева», а также расчетный программный комплекс, который широко не применялся на предприятии, но стал основным в отделе Главного конструктора на данный момент. Функционал указанной программы позволяет находить точки, выпавшие из сечений, рассчитывать и сглаживать сплайны сечений и за счет этого получать более «гладкую» поверхность пера.

Данная программа использует при расчетах табличные значения координат сечений пера и выглаживает их в пределах задаваемых допусков с учетом газодинамических законов. И как следствие её применение позволяет достичь необходимой «гладкости» пера при имеющихся граничных условиях проектирования.


56

СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ВИХРЕВОЙ БЕЗОПАСНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА

Журавский Н. А., Зледенный Н. П. Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

Проблема обеспечения вихревой безопасности полетов в современной авиации не

нова. Cпутный след, который оставляет после себя самолет, волнует авиаконструкторов с момента появления реактивной техники. Этот след опасен для наземных объектов и летательных аппаратов, попадающих в него. К примеру, попадание самолета в вихревой след может привести к неконтролируемому крену и потере управляемости. Существуют нормы Международной организации гражданской авиации ИКАО, согласно которым между взлетающими и садящимися воздушными судами должно поддерживаться определенное расстояние, достаточное для устранения влияния спутного (турбулентного) следа впереди идущего воздушного судна. Это эффективно в смысле безопасности полетов, но не дает возможности для увеличения пропускной способности аэродромов, прибыль которых напрямую зависит от количества обслуживаемых воздушных судов.

В научной работе проведены исследования по проблемам обеспечения вихревой безопасности воздушных судов, а также проведен анализ существующих и перспективных систем обеспечения вихревой безопасности. Сделаны выводы о необходимости выявления и разрушения концевых вихрей, образованных крылом, используя различные конструктивные и организационные мероприятия. Дано обоснование необходимости применения предлагаемой системы обеспечения вихревой безопасности для повышения уровня безопасности полетов воздушных судов и обеспечения бортовых потребителей электрической энергией.

С целью повышения вихревой безопасности была разработана система обеспечения вихревой безопасности воздушного судна, разрушающая спутный след и обеспечивающая при этом энергетическое обеспечение воздушного судна, за счет преобразования кинетической энергии поступающего в систему воздушного потока в механическую энергию вращения ротора генератора электрической энергии, расположенного внутри системы обеспечения вихревой безопасности. Проведённые на теоретической основе исследования показали, что применение данной системы обеспечит вихревую безопасность воздушных судов, позволит сократить время между взлетающими и садящимися самолетами, увеличивая тем самым пропускную способность аэродромов, а также обеспечит бортовых потребителей электрической энергией.

Представленная работа выполнена в военно-научном кружке кафедры «Эксплуатации комплексов авиационного вооружения (и прицельных систем)». В работе нашли отражение исследования, проделанные авторами в 2006−2011 годах. Все результаты были получены авторами самостоятельно.

Основные результаты работы докладывались на научных конференциях различного уровня, материалы исследований защищены патентом РФ № 2268843 «Система энергетического обеспечения летательного аппарата», заявкой на изобретение № 2008149720 от 16.12.08г., представлялись на специализированных выставках «Изделия и технологии двойного назначения. Диверсификация ОПК» и международном Салоне изобретений и инновационных технологий «Архимед», где были отмечены дипломом и серебряной медалью. Результаты работы реализованы в учебном процессе на кафедре Авиационного ракетно-артиллерийского вооружения (и боевой эффективности комплексов авиационного вооружения) при подготовке методических материалов для проведения занятий по дисциплине «Аэродинамика, динамика полета и конструкция летательных аппаратов» преподаваемой курсантам ВАИУ (г. Воронеж).


57

ОПТИМИЗАЦИЯ АРХИТЕКТУРЫ МНОГОСЛОЙНЫХ ИЗНОСОСТОЙКИХ НАНОСТРУКТУРИРОВАННЫХ ПОКРЫТИЙ

Кожина Т. Д., Курочкин А. В. ФГБОУ ВПО «Рыбинский государственный авиационный технический университет

им. П. А. Соловьева», г. Рыбинск, Ярославская область, Россия.

Износостойкие покрытия нашли широкое распространение в производстве современных авиационных двигателей и энергетических установок летательных аппаратов. Таким образом, одним из самых эффективных способов создать защиту детали от эрозионного, коррозионного воздействия или высокой температуры является применение твердого износостойкого покрытия. Твердые износостойкие покрытия − класс покрытий, которые применяются для повышения стойкости режущих инструментов. Применение данных покрытий предполагает, что они являются чрезвычайно твердыми, износоустойчивыми и имеют низкий коэффициент трения. В свою очередь, свойства износостойких покрытий зависят от состава и легирующих добавок в покрытии, а толщина и структура покрытий – еще один параметр, характеризующий их свойства. Толщина покрытий может изменяться от нескольких нм до 100 мкм, а структура может быть как однослойной, так и многослойной.

Так как износостойкие покрытия являются защитой основного материала, то важно не только проектировать структуру покрытия, чтобы минимизировать повреждение основания, но также понять механизмы отказа в пределах системы «покрытие-подслой-подложка».

По сравнению с однослойными покрытиями, многослойные покрытия с чередованием твердых и мягких слоев могут найти большее применение в инструментальном производстве из-за лучших трибологических и износостойких характеристик, однако для оптимизации покрытия необходимо рассмотреть влияние толщины всего покрытия, архитектуру слоев и индивидуальную толщину каждого слоя. Для оценки разрушения покрытий были рассмотрены двумерные конечно-элементные модели, характеризующие повреждение многослойных покрытий под действием сферического углубления. Повреждение в покрытиях характеризовалось как через образующиеся трещины, так и через возникающее расслоение между слоями покрытия.

Для оценки дефектации покрытий рассматривалась двумерная конечно-элементная модель растрескивания системы «покрытие –подслой– подложка» под действием растягивающей нагрузки. Была рассмотрена составная модель, представляющая собой твердое износостойкое покрытие с промежуточным слоем титана и твердосплавным основанием. Для изучения распределения напряжений и образования трещин свойства материала покрытия и промежуточного слоя были выбраны различными. Распределение напряжений неравномерно через всю толщину покрытия. Для решения данной задачи использовался программный комплекс ABAQUS6.1 предназначенный для конечно-элементных прочностных расчетов, с помощью которого можно получать точные и достоверные решения для самых сложных линейных и нелинейных инженерных проблем.

Чтобы получить сведения о напряженно-деформированном состоянии многослойного покрытия методом конечно-элементного моделирования был рассмотрен ряд покрытий в условиях контактного взаимодействия со сферическим индентором. Для моделирования данных условий, также использовался программный комплекс прочностного анализа ABAQUS 6.1.

Проведенный анализ свидетельствует, что растрескивание в покрытия чувствительно к свойствам материала покрытия и промежуточного слоя. Установлено, что новые трещины не появятся на поверхности с увеличением деформации растяжения. Проведенное моделирование показывает, что, не смотря на то, что рост трещины может


58

происходить вблизи поверхности покрытия, могут появиться внутренние трещины, которые не распространились полностью к поверхности покрытия.

Рассмотренные модели позволили оценить реакцию системы «покрытие-подслой-подложка» на возникающие растягивающие напряжения. Из проведенного анализа видно, что зарождение трещины происходит в поверхности раздела с последующим ее распространением к поверхности покрытия, и часто останавливается около поверхности покрытия из-за наличия сжимающих напряжений. Система «покрытие-подслой-подложка» чувствительна к свойствам входящих в нее компонентов, что дает возможность принять меры по оптимизации покрытия.

Проведенное моделирование показало, что система «покрытие-подслой-основание» чувствительна к свойствам входящих в нее компонентов, что дает возможность принять меры по оптимизации покрытия.

Двумерные конечно-элементные модели позволили имитировать реакцию многослойной системы покрытие-подслой-подложка в различных ее вариациях на нагружение, характеризующее работу режущего инструмента. Из проведенного анализа следует, что многослойное покрытие общей толщиной 2.5 мкм состоящее из восьми чередующихся слоев Ti (играющего роль демпфирующего слоя) и AlTiN с изменяющейся толщиной каждого слоя, выдерживает наибольшую нагрузку и менее подвержено разрушению.

Эффективное сопротивление распространению отслоения может быть временно повышено или понижено за счет термоупругих напряжений, вводимых посредством резкого изменения температуры поверхности или адгезионного слоя. В случае периодического теплового воздействия можно получить инструмент контроля скорости распространения отслоения как в режиме докритического подрастания, так и в закритическом режиме, что может иметь технологические приложения.

При разработке технологической операции осаждения многослойного покрытия монолитных твердосплавных концевых фрез режимы обработки и распределение слоев покрытия на поверхности инструмента во многом определяют стратегию построения технологических переходов. Основные преимущества применения инструмента с покрытием связаны с увеличением скорости резания, значительным периодом стойкости инструмента и повышением точности обработки.

Методика оптимизации архитектуры многослойного износостойкого наноструктурированного покрытия разработана на основе математического анализа механических явлений, сопровождающих процесс резания с применением инструмента с многослойным износостойким покрытием и с учетом свойств покрытий. В результате предложен научно-обоснованный аналитический подход оптимизации нанесения многослойного износостойкого наноструктурированного покрытия монолитных твердосплавных концевых фрез по граничному комплексу отслоения, позволяющий без проведения длительных и трудоемких экспериментальных исследований с высокой степенью достоверности определить основные характеристики процесса синтеза и обеспечить подбор оптимизированного покрытия, для достижения его наибольшей стойкости на инструменте, что дает возможность увеличить количество переточек применяемого инструмента, продлить период стойкости инструмента между переточками и повысить качество обрабатываемой поверхности, используя возможности многослойного износостойкого покрытия и станочного оборудования.


59

СНИЖЕНИЕ СЕБЕСТОИМОСТИ ПРОИЗВОДСТВА ОСНОВНЫХ ДЕТАЛЕЙ СИЛЬФОННОГО КОМПЕНСАТОРА РД ЗА СЧЁТ ПРИМЕНЕНИЯ В

ПОДГОТОВКЕ ЛИТЕЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА ЦИФРОВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ Максимов О. В.

ОАО «НПО Энергомаш» им. академика В. П. Глушко, г. Химки, Московская область, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является сильфонный компенсатор ракетного двигателя (РД), основные детали которого – «вилка» и «кардан» (детали) были изготовлены с применением цифровых технологий.

Целью исследований является снижение себестоимости производства деталей сильфонного компенсатора РД и сокращение сроков подготовки производства за счёт применения в подготовке литейного производства цифровых технологий.

В процессе выполнения конкурсной работы была осуществлена практическая реализация ускоренной подготовки литейного производства деталей за счёт применения цифровых технологий, воплощённых в стереолитографической установке SLA–3500 в комплексе с оптической контрольно-измерительной установкой (ОКИУ) ATOS II 400.

Трудоёмкая и длительная традиционная подготовка литейного производства включает в себя проектирование электронных моделей (ЭМ), изготовление и механическую доработку прессформ для изготовления выплавляемых моделей, а также разработку и отладку управляющих программ для станков ЧПУ, изготавливающих прессформы. Использование цифровых технологий позволило значительно сократить длительность работ от этапа разработки ЭМ отливок деталей в CAD ПО до этапа изготовления отливок деталей методом литья по выжигаемым моделям, за счёт исключения из технологического цикла этапов разработки ЭМ прессформ, разработки и отладки управляющих программ для станков ЧПУ, а также изготовления и механической доработки формообразующих поверхностей прессформ.

Применение цифровых технологий позволило после разработки ЭМ отливок деталей в сжатые сроки изготовить выжигаемые твердотельные модели (ТТМ) отливок деталей, используемые в качестве оснастки для изготовления высокоточных отливок деталей, контролировать фактическую геометрию ТТМ отливок деталей, отливок деталей и непосредственно деталей на предмет соответствия КД, а также точно определить фактические литейные усадки по осям Х, У и Z, которые обязательно учитываются при 3D проектировании в CAD ПО прессформ для подготовки серийного литейного производства.

При подготовке литейного производства деталей с использованием цифровых технологий материалоёмкость снизилась в 3 раза, сроки выполнения работ в 6 раз, трудоёмкость (с учётом трудоёмкости работ по подготовке серийного литейного производства) в 15 раз и соответственно материальные затраты.

При гидроиспытаниях на разрушение опытный сильфонный компенсатор, собранный из деталей, изготовленных с применением цифровых технологий, выдержал нагрузки, превышающие на 30% номинальные.

КОМБИНИРОВАННАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА НА БАЗЕ КИСЛОРОД-ВОДОРОДНОЫХ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ И ГИДРОННОГО

ХИМИЧЕСКОГО ИСТОЧНИКА ТОКА Окорокова Н. С., Пушкин К. В.

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), г. Москва, Россия.

Запасы углеводородного топлива планеты заканчиваются. Что придет им на

замену? Откуда в будущем брать электроэнергию, на каком топливе ездить, чем греться?


60

Сегодня, как серьезная альтернатива углеводородной рассматривается водородная энергетика. Преимущества её в том, что запасы водорода практически неограниченны на планете, в составе водных ресурсов. А водород, как горючее, при реакции с кислородом, как окислителем, имеет очень высокие удельные энергии, и абсолютную экологическую чистоту продуктов реакции – вода.

Среди автономных энергетических установок на водороде наиболее энергоэффективным является кислород-водородный топливный элемент (О2/Н2 ТЭ). Это энергетическая установка (ЭУ) превращающая химическую энергию реакции кислорода с водородом непосредственно в электрическую.

О2/Н2 ТЭ являются самыми высокоэнергетичными и эффективными среди всех известных на сегодняшний день химических источников тока (ХИТ). Высокие удельные энергии реакции кислорода с водородом − 119,0 МДж/кг (33,1 кВт·ч/кг) и высокий термодинамический КПД, 94%, до сих пор обуславливает к ним устойчивый интерес разработчиков из различных индустрий: автомобилестроение и транспорт, портативная электроника и радиотехника, авиационная и космическая техника и др. Другими словами, ЭУ на основе О2/Н2 ТЭ имеют широкий спектр применения: от бытовой техники и электроники до серьезных ЭУ на автотранспорте или космических летательных аппаратах.

Но главная проблема для автономных ЭУ на основе О2/Н2 ТЭ – это проблема хранения водорода.

В работе [1] подробно описаны способы хранения водорода, и произведена оценка эффективности его получения в автономных генераторах водорода, однако следует напомнить о них вкратце.

Существует три возможных способа хранения водорода для автономных ЭУ: газобаллонный, криогенный и так называемый связанный.

При газобаллонном варианте хранения, водород хранится в баллонах под давлением, здесь мы имеем очень высокие давления в системе подачи водорода (от 200 до 350 МПа и выше) и, соответственно, во всей системе автономной ЭУ, и, кроме того, низкие удельные энергомассовые характеристики всей ЭУ в целом – баллоны имеют высокую массу (и габариты), а количество водорода запасенного в них сравнительно мало.

При хранении водорода в сжиженном состоянии (криогенное хранение) система хранения имеет высокую стоимость, обусловленную стоимостью криогенного оборудования, и жёсткие технологические эксплуатационные ограничения, что может быть неудобно при использовании. Кроме того, использование криогенного оборудования ограничивает применение ЭУ на основе О2/Н2 ТЭ в бытовых условиях, делая его нерентабельным и чересчур громоздким.

Оба вышеописанных способа хранения водорода, газобаллонный и криогенный, имеют высокую пожаро- и взрывоопасность, так как имеют дело непосредственно с чистым водородом – малейший дефект в системе хранения и подачи и вероятность получения гремучего газа (кислород-водород), а следовательно и взрыва, резко возрастает.

При «связанном» варианте хранения – водород хранится в составе растворов, например в виде воды и водных растворов, в автономных установках по генерированию водорода и появляется в чистом виде лишь по мере его необходимости для работы О2/Н2 ТЭ. Водород может генерироваться, например, с помощью металлов или других веществ, достаточно энергично выделяющих водород при взаимодействии с водными растворами.

По эффективности генерирования водорода на единицу массы рабочих тел, при восстановлении водорода из воды, одной из самых эффективных является система «алюминий-вода», которая уступает лишь системам «гидрид лития-вода» и «литий-вода» [1]. Преимущество алюминия, по сравнению с другими системами и металлами состоит в том, что это дешёвый, легкодоступный, вырабатываемый в промышленных масштабах материал, экологически чистый, нетоксичный реагент, среди металлов самый


61

распространённый в природе (8 мас.% земной коры). Кроме того, алюминий, являясь амфотерным металлом, вытесняет водород как из воды (при определённых условиях), так и из водных растворов кислот, щелочей и солей.

Данный способ, «связанное» хранение водорода, является самым безопасным среди всех способов хранения, так как чистый водород в системе появляется только по мере его необходимости, и сразу же потребляется в О2/Н2 ТЭ. До этого момента водород хранится в «связанном» состоянии в молекулах воды или других растворов. Такая система хранения является менее требовательной к температурным режимам работы, которые очень актуальны для криогенных систем, точности изготовления и надежности – вода (как и солевой раствор или щёлочной) при утечке не взрывоопасна. Кроме того, в бытовых условиях такой способ может быть гораздо более удобен к применению, нежели криогенный или газобаллонный.

В ходе исследований систем связанного хранения водорода для О2/Н2 ТЭ нами разработан электрохимически-управляемый генератор водорода на основе химического источника тока (ХИТ) с алюминиевым анодом – гидронный ХИТ, с возможностью регулирования скорости выделения водорода в широком диапазоне (гидронным такой ХИТ называют потому, что он образован электрохимической системой металл – вода). Причем, помимо водорода, в результате электрохимической реакции алюминия с водой вырабатывается электроэнергия.

Подробно особенности рабочих процессов в гидронном ХИТ с некоторыми из исследованных систем рабочих тел описаны нами ранее, в работах [1,2,3].

В гидронном ХИТ с алюминиевым анодом расходуемыми веществами являются алюминий и вода, а продуктами реакции – электроэнергия и водород.

Остальные продукты реакции гидронного ХИТ, такие как гидроксид алюминия Al(OH)3, остатки воды и используемого щёлочного раствора (NaOH), являются экологически безопасными. Они могут быть легко утилизированы, переработаны и заново использованы. Или, даже при выбросе в окружающую среду – не нанести ей вред: гидроксид алюминия весьма распространен в земной поверхности и называется, в более простом выражении, белая глина, а используемый тип щёлочного электролита так же экологически безопасен.

В работах [1,2,3] нами показано, что на базе гидронного ХИТ можно создать электрохимически управляемый генератор водорода с широким диапазоном скоростей выделения водорода. Так же в них представлены экспериментально-определённые оптимальные композиции рабочих тел (анод – электролит – катод) для гидронного ХИТ. Кроме того показано, что скорость выделения водорода в гидронном ХИТ практически линейно зависит от протекающего в нём тока разряда, в обоих типах применяемого в нём электролита – щёлочного или солевого, тем самым создавая возможность регулировать скорость выделения водорода. Однако, энергетические характеристики гидронного ХИТ со щёлочным электролитом значительно выше, чем с солевым.

Соединяя гидронный ХИТ с O2/H2 электрохимическим генератором (ЭХГ) электрической коммутацией и водородными каналами, мы получаем комбинированную ЭУ «гидронный ХИТ + O2/H2 ЭХГ», где гидронный ХИТ выполняет функцию электрохимически регулируемого источника водорода и дополнительного источника электроэнергии (патенты РФ на изобретение: № 105528, № 116257) [4,5].

Комбинированная ЭУ «гидронный ХИТ + O2/H2 ЭХГ» состоит из двух источников тока: основного, O2/H2 ЭХГ, и вспомогательного, гидронного ХИТ, основное назначение которого – генерировать необходимое для работы O2/H2 ЭХГ количество водорода.

Регулирование расхода водорода в гидронном ХИТ осуществляется за счёт изменения тока, протекающего в нём. Как сообщалось ранее [1,2,3], скорость выделения водорода в гидронном ХИТ пропорциональна его току разряда, что очень удобно с точки зрения управления процессом.


62

В результате проделанной работы нами показано, что на базе O2/H2 ЭХГ и гидронного ХИТ, как управляемого генератора водорода для него, может быть создана автономная комбинированная ЭУ с высокими удельными энергомассовыми характеристиками.

В работе произведен расчёт и спроектирована конструкция батареи гидронного ХИТ, как генератора водорода для O2/H2 ЭХГ номинальной мощностью 1 кВт.

Произведён проектировочные расчёт и оценка габаритных и энергетических характеристик всей комбинированной ЭУ “O2/H2 ЭХГ (Nном = 1кВт) + гидронный ХИТ”, в результате которого показано, что спроектированный гидронный ХИТ способен на одном комплекте анодов обеспечивать водородом O2/H2 ЭХГ, обеспечивая его стабильную работу на номинальном режиме, в течении, как минимум, 10 часов, с одной сменой электролита и на протяжении практически всего этого времени увеличивать его энергетические характеристики.

Для увеличения продолжительности эффективной работы и энергетических характеристик гидронного ХИТ и всей комбинированной ЭУ в целом, представляется целесообразным проводить поиск, исследование и разработку новых материалов рабочих тел для гидронного ХИТ (анод – электролит – катод).

В представленной работе нами впервые показано, что комбинированная ЭУ «гидронный ХИТ + O2/H2 ЭХГ» является эффективным и безопасным решением проблемы хранения водорода для автономных ЭУ на основе О2/Н2 ТЭ, и, кроме того, такая комбинированная ЭУ является принципиально новым источником тока, что подтверждается патентами, полученными нами в ходе исследований: патенты РФ № 105528, № 116257.

Применение подобных комбинированных ЭУ целесообразно как в наземных условиях, так весьма перспективно и в космических.

ЛИТЕРАТУРА 1. Окорокова Н. С, Пушкин К. В. Управляемый генератор водорода на базе гидронного химического источника тока: электронный журнал «Труды МАИ», выпуск № 51. 2. Окорокова Н. С., Пушкин К. В., Севрук С. Д., Фармаковская А. А. Влияние состава алюминиевого анода гидронного источника тока на эффективность его работы в режиме генератора водорода: Вестник Московского авиационного института, 2011, т. 18, № 3. 3. Кравченко Л. Л., Окорокова Н. С., Пушкин К. В., Севрук С. Д., Фармаковская А. А. Влияние свойств катода гидронного источника тока с алюминиевым анодом на эффективность его работы в режиме генератора водорода: вестник Московского авиационного института, 2011, т. 18, № 3. 4. Н. С. Окорокова, К. В. Пушкин, С. Д. Севрук, А. А. Фармаковская «Комбинированный источник тока» патент на полезную модель № 105528. Приоритет полезной модели от 24 декабря 2010 года. 5. Н. С. Окорокова, К. В. Пушкин, С. Д. Севрук, А. А. Фармаковская «Комбинированный источник тока с параллельным подключением батарей» патент на полезную модель № 116257. Приоритет полезной модели от 07 декабря 2011 года. ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ПЕРВЫХ СТУПЕНЕЙ СЕМИСТУПЕНЧАТОГО

КОМПРЕССОРА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ Попов Г. М., Колмакова Д. А.

Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет), Самара, Россия

В работе рассмотрена оптимизация многоступенчатого компрессора ГТД.

Оптимизация была проведена за счёт изменения углов установки лопаток направляющих аппаратов трёх ступеней. В результате проведённой оптимизации достигнуто повышение КПД компрессора на 0,3% на одном из основных режимов работы.


63

ПОДХОДЫ К ИСКЛЮЧЕНИЮ АНТИВИБРАЦИОННЫХ ПОЛОК РАБОЧИХ КОЛЕС ЛОПАТОК КОМПРЕССОРОВ ГТД

Попов Г. М., Кривцов А. В., Шкловец А. О. Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королева

(национальный исследовательский университет), Самара, Россия

В ряде газотурбинных двигателей в лопатках рабочих колёс (РК) компрессоров, расположенных перед стойками опоры, отмечаются высокие переменные напряжения, приводящие к их поломке. Для борьбы с данными напряжениями используются антивибрационные полки. Однако их применение снижает КПД компрессора, а также ведёт к снижению ресурса узла из-за износа контактных поверхностей. Применение же специализированного профилирования для лопаток РК, например, т.н. профиля Шварова, не всегда позволяет снизить уровень опасных напряжений. При этом необходимо помнить, что их источником является окружная неравномерность потока, вызванная обтеканием массивных стоек опоры. В данной работе исследуются подходы к снижению окружной неравномерности за счёт использования в направляющем аппарате (НА) лопаток с различными углами установки.

Объектом исследования в данной работе является компрессор газотурбинного двигателя с расположенной за ним опорой. 5 НА данного компрессора в штатном исполнении состоит из одинаковых равномерно расположенных по окружности лопаток. Для определения окружной неравномерности потока, вызванной средней опорой, была создана расчётная модель, состоящая из лопаточных венцов четвертого НА, пятого РК и НА пятой ступени компрессора среднего давления (КСД), а также средней опоры и входного направляющего аппарата компрессора высокого давления (КВД). Необходимо отметить, что все лопаточные венцы моделировались не одним межлопаточным каналом, а полной моделью проточной части по окружности. Суммарное количество элементов сетки составило 40 млн.

При моделировании в качестве граничных условий использовались эпюры распределения по высоте проточной части полного давления, полной температуры и углов потока, полученные из расчёта секторной модели КСД. В качестве интерфейса между доменами использовался интерфейс без осреднения параметров потока в окружном направлении.

В результате расчёта были определены поля распределения давления по поверхности всех лопаток 5 РК, которые затем использовались для расчёта переменных напряжений в них, а также построен график изменения давления в окружном направлении на среднем диаметре в сечении за РК5. На данном графике можно чётко выделить 7 пиков давления, которые соответствуют стойкам опоры.

Для снижения окружной неравномерности, вызванной стойками опоры, была проведена серия расчётов, с помощью модели, описанной выше, в которых лопатки 5 НА устанавливались под различными углами для улучшения обтекания стоек опоры. В результате расчётов было получено распределение давления в окружном направлении на среднем диаметре в сечении за РК5.

Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании Постановления Правительства РФ № 218 от 09.04.2010.


64

СТЕНДОВОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПРОВЕРКИ ГЕРМЕТИЧНОСТИ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК

Смирнов Д. С., Поляков В. А., Мухаммедов В. С. ОАО «КОРПОРАЦИЯ МИТ» (Московский Институт Теплотехники), г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе являются двигательные

установки, в процессе сборки которых возникает необходимость проверки герметичности всего узла после установки инициатора (пиропатрона) или других подобных изделий.

Целью работы является разработка стендового устройства, которое позволяло бы проводить испытания на герметичность узла в тех случаях, когда другие известные науке методики не применимы.

Рассмотрены устройства для проверки герметичности как полостей с газом, так и полостей, заполненных жидкостью.

Предложенные методики и конструкции реализованы при работах, связанных с деятельностью ОАО «КОРПОРАЦИЯ МИТ».

ОСОБЕННОСТИ ОТРАБОТКИ КОМБИНИРОВАННОГО РАКЕТНО-

ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ Тихомиров М. А., Шаров М. С.

ОАО «МКБ «Искра», Москва, Россия ФГУП «ЦИАМ», Москва, Россия

Для высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) с внутриатмосферной зоной

эксплуатации перспективными являются комбинированные двигательные установки (КДУ) на основе прямоточных воздушно-реактивных двигателей, в т.ч. ракетно-прямоточные двигатели на твердом топливе (РПДТ).

Наиболее распространенной является схема РПДТ с автономным твердотопливным газогенератором.

Процесс создания РПДТ более сложен и затратен по сравнению с аналогичными РДТТ. Необходима экспериментальная отработка как двигательных агрегатов, таких как стартовый двигатель, газогенератор твердого топлива (ГГ) и камера дожигания маршевого режима, регулятор расхода маршевого топлива, так и комплексные испытания РПДТ в целом. Подобные испытания весьма энергозатратны и дороги. Учитывая данное обстоятельство, часть испытаний приходится проводить на масштабных моделях штатного двигателя.

Проблемой таких испытаний является уменьшенное время работы РПДТ, т. е. невозможность обеспечить исследование всех переходных режимов, протекающих в штатном двигателе. В связи с этим предлагается комплексный метод отработки, сочетающий в себе: а) испытания воздухозаборного устройства в аэродинамической трубе (отдельно и в составе ракеты); б) холодные испытания регулятора, позволяющие оценить передаточные функции динамических процессов и их временные параметры; в) автономные огневые испытания масштабной модели «ГГ-регулятор», с регулированием расхода маршевого топлива в режимах реального времени, позволяющие оценить запасы работоспособности выбранных конструкционных материалов и выявить наиболее критичные режимы работы РПДТ, создать математические модели процессов; г) проведение ограниченного объема стендовых испытаний с присоединенным воздухозаборником штатного РПДТ по циклограммам, сформированным по результатам испытаний модельного двигателя, на наиболее критичных режимах работы, позволяющих определить основные выходные характеристики РПДТ и запасы его работоспособности.

Предложенная комплексная методика испытаний позволит сократить объемы отработки РПДТ и снизить их стоимость.


65

РАЗДВИЖНОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЭЛЕКТРОПРИВОДОМ ВЫДВИЖЕНИЯ НАСАДКА

Федулов В. С. ОАО НПО «Искра», г. Пермь, Россия

В работе рассматривается наиболее оптимальный закон выдвижения конического

насадка для раздвижных сопел ракетных двигателей с помощью управляемого высокоскоростного электропривода. Проведен анализ работы существующих принципиальных схем выдвижения, которые применяются до запуска двигателя. Выявлены их достоинства и недостатки. Предложенная инновационная схема выдвижения насадка позволяет значительно снизить ударные нагрузки на силовые элементы конструкции узла стыка, сохраняя, при этом высокие скоростные характеристики выдвижения насадка.

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ КОНТРОЛЯ ДЕТАЛЕЙ ГТД ПО ИХ

ИНФОРМАЦИОННЫМ МОДЕЛЯМ НА ОСНОВЕ РЕАЛИЗАЦИИ КОНЦЕПЦИИ «ВИРТУАЛЬНАЯ КООРДИНАТНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ МАШИНА»

Чевелева А. О. Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королёва,

г. Самара, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе являются детали газотурбинного двигателя (ГТД).

Предметом исследований является процесс измерения геометрических параметров деталей ГТД с использованием координатно-измерительных машин.

Целью исследований является обеспечение достоверности контроля посредством разработки моделей процесса координатных измерений геометрических параметров и повышение эффективности использования координатно-измерительных машин в процессе измерения деталей ГТД.

В соответствии с целью основными задачами являются: 1) разработка методики моделирования процесса координатных измерений геометрических параметров деталей ГТД; 2) разработка алгоритмов, реализующих методику моделирования процесса координатных измерений; 3) исследование процесса измерения геометрических параметров деталей ГТД и получение оценок погрешностей; 4) формирование рекомендаций по эффективному контролю деталей ГТД.

Научно-практическая новизна заключается в следующем: 1) Предложен новый способ моделирования процесса координатных измерений, отличие которого от существующего заключается в возможности использования координат точек, полученных в результате измерения реальных поверхностей деталей; 2) Предложен аналитический метод «минимума-максимума» выявления предельных значений измеряемых величин и погрешностей их измерения; 3) Предложен метод оценки диаметра через определение длины дуги, описывающей профиль цилиндрической поверхности, без использования метода наименьших квадратов, используемого в программном обеспечении для КИМ; 4) По результатам исследований проведены аппроксимации регрессионных зависимостей, позволяющие решать прямую и обратную метрологическую задачу: нахождения точности контроля, обеспечиваемой при контроле при заданном количестве точек, и нахождения минимально потребного количества точек контроля для обеспечения заданной точности.

Работа выполнена на основе теоретических и экспериментальных исследований. Разработка методических основ пространственных координатных измерений геометрических параметров, анализ неопределенности измерений осуществлялись методами математического моделирования с использованием аппаратов аналитической и дифференциальной геометрии, дифференциального и интегрального исчисления, теории


66

вероятностей и математической статистики путём разработки и реализации программных алгоритмов в пакете MATLAB®. В работе использовались методы имитационного моделирования. Экспериментальные исследования осуществлялись на опытных образцах и серийных деталях ГТД с использованием координатно-измерительных машин в СГАУ и на ОАО «Кузнецов».

Практическая значимость исследовательской работы состоит в том, что полученные результаты позволяют повысить эффективность контроля геометрических параметров деталей ГТД при одновременном условии обеспечения требуемой точности.

В процессе выполнения конкурсной работы проведён обзор научно-технической литературы, посвящённой анализу деталей ГТД как объекта контроля; перспективных средств контроля; разработке моделей процесса координатных измерений и исследованиям погрешностей измерений деталей.

Анализ публикаций показал, что в настоящее время для моделирования процесса измерения широко используется концепция «Виртуальная координатно-измерительная машина», которая реализуется с использованием метода «Монте-Карло». Обзор источников позволил сделать вывод о том, что в двигателестроительной отрасли не проводились исследования, результаты которых позволяют разрабатывать методики измерений геометрических параметров размерных комплексов деталей ГТД.

Работа посвящена в том числе разработке методики моделирования и моделей процесса координатных измерений. Предложен способ моделирования процесса координатных измерений, основанный на воспроизведении процесса выбора измеряемых точек на поверхностях измеряемых деталей. Отличие данного способа моделирования от существующего заключается в том, что выбор координат точек осуществляется по результатам измерения реальных поверхностей. В существующем способе моделирования процесса измерений используются координаты точек поверхностей, являющихся аппроксимированным представлением реальных поверхностей. Применение методики моделирования процесса координатных измерений позволяет получать оценки погрешностей контроля геометрических параметров деталей ГТД.

Отдельное внимание уделяется моделированию выбора точек по поверхности. Рассмотрены стратегии измерения, обеспечивающие наилучшее выявление геометрических параметров вследствие равномерного покрытия поверхности точками контроля: неупорядоченной выборки и «Модифицированная шахматная доска» − для плоскости, стратегии, обеспечивающие несимметричную схему расположения − для линии и окружности. Разработаны алгоритмы в пакете MATLAB®, воспроизводящие данные стратегии.

Приведены результаты исследований погрешностей измерения типовых поверхностей деталей ГТД на примере деталей, контролируемых заменяющими элементом «окружность», соответствующим наиболее часто встречающимся поверхностям в деталях ГТД.

Для маложестких колец разработан метод и алгоритм (MATLAB®) оценки диаметра через определение длины дуги, описывающей профиль цилиндрической поверхности, позволяющий производить измерения с требуемой точностью на КИМ без специального приспособления. Определение длины профиля осуществлялось путем подбора заменяющего контура с использованием аппроксимации и кусочной интерполяции полиномами второй и третьей степени, а также интерполяции кубическими сплайнами, широко применяемыми в CAD и CAM системах.

Проведено исследование погрешностей измерения размерных комплексов на примере выявления геометрических параметров хвостовика лопатки седьмой ступени компрессора ГТД НК-12: угла клина и ширины хвостовика в некотором сечении. Помимо имитационного моделирования, предложен аналитический метод «минимума-максимума», который позволяет оценить крайние границы значений, выявленных при измерении, и погрешностей измерения геометрического параметра по известным


67

величинам полей рассеивания положения заменяющих элементов, которые в свою очередь зависят от инструментальной погрешности и погрешности формы обработанного образца.

Экспериментально установлена зависимость погрешности измерения на координатно-измерительных машинах от параметров методики измерения, к которым относят: правило расположения точек контроля по поверхности, количество точек в выборке, типы используемых заменяющих элементов, схема формирования геометрического параметра. Зависимость носит сложный характер.

Сформированы рекомендации по эффективному контролю деталей ГТД. Установлено, что результаты моделирования, полученные с использованием точек

реальной поверхности и моделируемых поверхностей, отличаются на 10…15%, а в некоторых случаях разница может достигать 100%. Это указывает на то, что существующий способ не учитывает всех особенностей моделирования геометрии поверхностей и поэтому менее достоверен.

ОПТИМИЗАЦИЯ НАЗНАЧЕНИЯ СТАНКОВ С ЧПУ С УЧЕТОМ ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ КОНСТРУКЦИИ ДЕТАЛЕЙ ГТД

Шеховцева Т. В. Рыбинский государственный авиационный технический университет им. П. А. Соловьева,

г. Рыбинск, Ярославская область, Россия

Основная цель работы – определение области эффективного применения станков с ЧПУ, а также рационального использования этого оборудования на основе учета конструктивной сложности и технологичности конструкции деталей ГТД.

В ходе работы выполнены исследования по изучению выбора рационального вида оборудования, основанные на алгоритме отработки на технологичность, обобщенном критерии технологичности и сравнении производительности и себестоимости обработки нескольких видов оборудования.

В настоящее время двигателестроение развивается в условиях большой номенклатуры изделий. Многономенклатурное производство характеризуется специфическими особенностями, связанными с разнообразием и частой сменой объектов изготовления, применением универсального оборудования, переналаживаемой оснастки и инструмента широкой номенклатуры. Эффективность изготовления деталей достигается за счет применения оборудования с программным управлением и современных средств вычислительной техники. В результате анализа конструкций деталей, изготавливаемых на станках с ЧПУ, можно сделать вывод, что технологично изготавливать на станках с ЧПУ детали сложной пространственной формы, с плоским криволинейным контуром, при обработке деталей с более чем по трем сторонам при максимальной концентрации операций за одну установку. На основании системного анализа конструкций деталей ГТД, классификация деталей по технологичности и алгоритм отработки деталей на технологичность позволяют качественно оценить технологичность конструкции детали.

Разработанный обобщенный критерий технологичности, учитывает конструктивную сложность детали, свойства обрабатываемого материала, точность и качество обработки. Обобщенный критерий технологичности позволяет сделать вывод о том, что на качественную оценку технологичности в значительной мере из рассмотренных параметров влияют концентрация операций и унификация конструктивных элементов детали. Результаты анализов и расчетов, выполненных с использованием методики и алгоритмов по определению целесообразного обрабатывающего оборудования, позволили сделать вывод об эффективности обобщенного критерия требуемому качеству и назначения оборудования для разработки современных технологических процессов.

Применение результатов исследований на практике показало, что методика выбора оборудования позволяет определить рациональный вид обрабатывающего оборудования с


68

учетом конструктивной сложности детали и производительности ее обработки. Результаты научно-исследовательской работы приняты ОАО «НПО «Сатурн» (г. Рыбинск) для использования на производстве и Рыбинском государственном авиационном техническом университете имени П. А. Соловьева в учебном процессе.

Предложенная методика выбора рационального оборудования позволяет оценить технологичность детали по конструктивному (по элементам конструкции детали), технологическому (точность обработки, наличие унифицированных элементов и т. д.) и экономическому (расчет производительности и себестоимости) аспектам.

Проведенная апробация показала, что разработанная методика выбора вида оборудования позволяет определить рациональный вид применяемого оборудования с учетом конструктивной сложности детали и производительности ее обработки.


3. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, ИНФОРМАТИКА И ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКА»


70

ПЕРЕДАЧА ИНФОРМАЦИИ ЧАСТОТНОЙ МОДУЛЯЦИЕЙ ПИЛООБРАЗНОЙ НЕСУЩЕЙ ЧАСТОТЫ

Бирюкова К. С. МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Работа началась как чисто техническая – изготовить известное устройство на

микросхеме 74LS04 для глушения радиосигнала. Принципиальная схема содержит три элемента – указанную микросхему, конденсатор для регулирования частоты передаваемого сигнала-шума и источник питания 9В. Микросхема хорошо известна радиолюбителям. В России есть аналогичная микросхема К155ЛН1 в пластмассовом корпусе или КМ155ЛН1 в керамическом корпусе. Эти микросхемы содержат в себе 6 инверторов. Недоумение сразу же вызвали два обстоятельства. Во-первых, ни в литературе, ни на форумах радиолюбителей в Интернете никто не мог сказать, на чём основан принцип действия передатчика, собранного на этой микросхеме. Это LC-контур или RC-контур? Радиолюбители устройство деталей не любят изучать, для них важны характеристики и назначение детали. Вопрос о принципе действия микросхемы в передатчике остался открытым. Во-вторых, насторожило повышенное напряжение питания 9В, тогда как номинальным, штатным является всего 5В. Однако радиолюбители в один голос говорят, что схема не перегорит, выдержит, только будет сильно нагреваться, поэтому её надо установить на радиатор. Отмечен случай подачи на схему напряжения питания даже 12В – выдержала и продолжала работать после остывания. Случаи повышенного напряжения питания радиодеталей известны – это форсированные режимы работы. Повышенные напряжения нагрева катодов и повышенные анодные напряжения применяются для тренировки вакуумных ламп.

Устройство глушения радиосигнала было собрано, испытано на радиоприёмнике «Океан-209» с полностью выдвинутой внешней антенной, однако должный эффект достигнут не был. В частности, автор схемы утверждал, что телевизор от таких помех может перегореть вблизи устройства, а помехи распространяются на расстояние до 250 метров. Реально получился глушитель КВ и УКВ диапазонов в комнате, то есть в радиусе приблизительно 10 метров.

Стали исследовать работу схемы с подключённым осциллографом при различных напряжениях питания – от 0 до 15 вольт. Но каково же было удивление, когда на схему было подано напряжение питания приблизительно 2В! Схема заработала так, как никто не ожидал. На осциллографе появился идеальный пилообразный сигнал. О генераторе шума для глушения радиосигналов сразу же забыли и начали исследовать микросхему 74LS04 как генератор пилообразного напряжения. Оказалось, что пилообразный сигнал возникает на выходе микросхемы только в очень узком диапазоне напряжения питания – от 2,4В до 2,8В. При меньших и при больших напряжениях питания микросхемы пилообразный сигнал на выходе сразу же пропадал. В настоящее время причина этого явления только начинает изучаться. Наверное, это результат шунтирования транзисторов микросхемы обращёнными диодами. Аналогично в этом отношении поведение отечественных микросхем-аналогов К155ЛН1 и КМ155ЛН1, с теми же новыми свойствами при пониженном напряжении питания.

Первое свойство уже отметили – это генератор идеального пилообразного напряжения с очень малым (8% и менее) искажением сигнала на фронте. Пилообразный сигнал на осциллограмме имеет практически вертикальный фронт роста и практически линейный участок спада, после которого сразу начинается вертикальный фронт. Практически это идеальный пилообразный сигнал в диапазоне напряжений питания от 2,4В до 2,8В. Искажения пилообразного сигнала зависят от напряжения питания – при граничных значениях 2,4В и 2,8В эти искажения большие, а в середине указанного диапазона практически отсутствуют.

Второе свойство – полное отсутствие нагревания микросхемы. При уменьшении напряжения питания в 2 раза, выделяемая тепловая мощность снижается в 4 раза. Схему

Системы управления, информатика и электроэнергетика

71

оставляли работать на сутки, потом, не выключая, прикасались к ней термопарой – температура микросхемы не отличалась от комнатной. Можно предположить, что внутри микросхемы управление происходит не за счёт токов, а за счёт напряжений, то есть микросхема работает в полевом режиме при малых напряжениях, а не в токовом.

Третье свойство – ещё интереснее! Это очень сильная зависимость частоты пилообразного сигнала от напряжения питания (пониженного до 2,4−2,8В). Колебание напряжения питания в пределах 400мВ приводит к изменению частоты пилообразного сигнала в тысячи и даже миллионы раз. Это означает сверхчувствительность (30−60дБ) схемы к напряжению питания. Её можно использовать в милливольтметрах, в компараторах, в преобразователях «напряжение-частота». На основе этой микросхемы можно сделать очень чувствительный вольтметр с регистрацией результата измерений на частотомере, который тарирован в вольтах.

Четвёртое свойство – сдвоенный генератор пилообразного напряжения на одной микросхеме с различными частотами. Зависимость от напряжения питания привела к очень простой реализации схемы частотной модуляции пилообразного сигнала, о которой в литературе не удалось найти никакой информации. Это новое явление и новые знания об известных микросхемах. Малые колебания напряжения питания приводят к существенному изменению частоты выходного сигнала – это принцип частотной модуляции. Однако частотная модуляция применяется для гармонических или для прямоугольных сигналов, тогда как для треугольных сигналов аналогичные работы найти не удалось. Это явление привело к необходимости изучить свойства треугольных сигналов. Такая работа запланирована на перспективу. Однако уже сейчас появился один интересный пример, доказанный математически – сумма двух пилообразных сигналов одинаковой частоты, но сдвинутых на половину периода по фазе, есть опять пилообразный сигнал удвоенной частоты с поднятым до половины амплитудным напряжением. Оказывается, что на пилообразном напряжении очень просто реализовать схему умножения частоты сигнала.

Пятое свойство начали изучать практически. Для этого запустили электронно-лучевую трубку (ЭЛТ) 13ЛО37И в режиме свечения точки. В настоящее время работа находится в стадии усиления пилообразного сигнала по напряжению для подачи на отклоняющие пластины ЭЛТ. Это нужно для доказательства технической возможности работы микросхемы в качестве блока строчной развёртки осциллографов и кинескопов.

Практическим применением схемы при очень малых частотах (0,2−0,5Гц) заинтересовались школьные логопеды при отработке правильного дыхания, особенно у заикающихся детей. Правильное дыхание – это резкий вдох и плавный выдох, то есть то, что схема позволяет реализовать зрительно, как это делается в установках с биологической обратной связью. Демонстрационная установка для таких занятий собрана со стрелочным прибором (микроамперметром), показана логопедам, дорабатывается для применения.

Рассматривается вопрос о применение микросхемы с нештатным питанием в медицинском диагностическом приборе для определения критической частоты слияния мерцаний для прогнозирования правильности назначенных процедур лечения.

На основе предложенного режима работы микросхемы удалось изготовить устройство для частотной модуляции пилообразного сигнала несущей частоты. О такой модуляции данных в литературе найти не удалось, потому что модулируются в основном гармонические сигналы или прямоугольные. Оказалось, что включением микрофона в цепь питания микросхемы сразу же получается частотный модулятор. Следующий этап работы – создание демодулятора, после чего можно будет говорить о модеме на пилообразных сигналах.

Таким образом, сверхнизкое напряжение питания, при котором микросхема по паспорту должна «молчать», выявило новые знания, новые свойства, новые возможности и новые практические применения микросхемы в известных приборах.


72

ПОЛУНАТУРНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ СТЕНД ДЛЯ ОЦЕНИВАНИЯ

ХАРАКТЕРИСТИК ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЧЕЛОВЕКА-ОПЕРАТОРА ПРИ УПРАВЛЕНИИ ДПЛА

Бурлак Е. А., Набатчиков А. М. ФГУП «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем»,

г. Москва, Россия В конкурсной работе представлена структура, состав и алгоритмическое

обеспечение программно-аппаратного комплекса для моделирования пространственного движения летательного аппарата. Предлагаемый стенд концептуально отличается от распространенных в настоящее время пилотажных моделирующих стендов, которые, как правило, предназначены для отработки авиационного оборудования или для обучения летного состава (тренажеры). Предлагаемый стенд является исследовательским и предназначен для анализа задач пилотирования и алгоритмов обработки полетных данных. Главная особенность стенда заключается в относительной простоте интерфейса в сочетании с полнотой моделирования динамики дистанционно-пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА). Такая постановка задач позволяет ограничиться относительно простым программным обеспечением, которое разрабатывается самими исследователями. При этом важнейшее преимущество состоит в том, что используемые программы полностью контролируются исследователями и могут оперативно изменяться в зависимости от решаемой задачи. В рассматриваемом варианте стенд реализует полные уравнения пространственного движения ДПЛА, модель аэродинамических коэффициентов и алгоритмов системы дистанционного управления (СДУ) выбранного для моделирования ДПЛА, модели стандартной атмосферы и ветра.

Комплекс имеет упрощённый графический интерфейс, отображающий основные элементы информационного поля кабины и стилизованные органы управления. В качестве аппаратной реализации органов управления может выступать широкий спектр устройств, однако авторы используют имитаторы ручку управления самолетом (РУС) и ручку управления двигателем (РУД) Thrustmaster Hotas Warthog. Эти устройства в ходе экспериментов показали лучшие значения таких характеристик, как максимальная задержка получения данных, средняя задержка получения данных, разрешающая способность, максимальная флуктуация при отсутствии внешнего воздействия, максимальное соотношение сигнал/шум от устройства.

Стенд представляет собой программу, написанную на языке C++ (компилятор GNU GCC Compiler). Визуализация кабины реализована с использованием программных библиотек Xors3d Engine и 3D-моделей в формате B3D. Модульная архитектура программного обеспечения стенда позволяет создавать на его базе расширение для пакета прикладных программ MATLAB. Отсутствие значительных требований к программному и аппаратному обеспечению стенда позволяет разворачивать комплекс на любой современной ПЭВМ.

Программное обеспечение совместимо с ПЭВМ под управлением операционной системы Windows. Несмотря на то, что данная ОС не может работать в режиме реального времени, практика показывает, что введение дополнительных механизмов стабилизации шага интегрирования позволяет добиться приемлемых для данной задачи результатов.

Эффективность стенда апробирована при решении следующих задач: − оценка алгоритма проверки правильности регистрации полетных данных; − оценка алгоритмов определения погрешностей бортовых измерений высотно-

скоростных параметров; − исследование деятельности человека-оператора по управлению ДПЛА при разных

типах решаемой задачи (взлет, полет по маршруту, посадка).


73

РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМОВ КАЛИБРОВКИ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И БЛОКОВ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

НА ПРЕЦИЗИОННОМ ИСПЫТАТЕЛЬНОМ ОБОРУДОВАНИИ Веремеенко К. К. , Галай И. А.


Одним из основных способов повышения точностных характеристик

инерциальных навигационных систем является калибровка первичных измерителей − гироскопов и акселерометров. Под калибровкой понимается процесс определения или уточнения параметров принятой математической модели ошибок датчиков [1, 2, 3]. Для проведения полунатурных испытаний и калибровки необходимы дорогостоящие динамические симуляторы, которые позволяют проводить тестирование различных типов чувствительных элементов, от микромеханических гироскопов и акселерометров низкой точности, до высокоточных гироскопов и акселерометров. Созданная на базе кафедры 305 и Центра спутниковых информационных технологий МАИ «Лаборатория испытаний инерциальных навигационных систем» открывает возможности для определения с высокой точностью ошибок систем, связанных как с погрешностями первичных измерителей, так и с особенностями функциональных алгоритмов, тестирования и калибровки разрабатываемых комплексов ориентации и навигации на различных этапах жизненного цикла изделия. Исследование общих свойств инерциальных систем, их тестирование, анализ погрешностей первичных датчиков и определение параметров их моделей составляют основные задачи созданной лаборатории.

Аппаратную основу лаборатории составляют три стенда − двухосный поворотный стенд ActiDyn ST2356C, оснащенный термокамерой [4, 5], малый одноосный поворотный стенд ActiDyn RT1112, центрифуга ActiDyn C-18 − и имитатор спутниковых навигационных сигналов. Важной частью лаборатории является программно-алгоритмическое обеспечение. В настоящее время приоритетной задачей является разработка алгоритмов и программно-алгоритмического обеспечения (ПМО) для рационального использования имеющегося оборудования.

Одним из основных режимов работы лаборатории является режим имитационного моделирования различных процессов испытаний инерциальных навигационных систем и блоков чувствительных элементов (БЧЭ). В частности, в рамках работ по созданию ПМО лаборатории [6] разработаны методики калибровки гироскопов, акселерометров, блоков чувствительных элементов и инерциальных навигационных систем. Одной из наиболее сложных работ является калибровка бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) в процессе ее штатного функционирования. Методика построена на организации координатных и скоростных измерений и обработке их в оптимальном фильтре Калмана с размерностью вектора состояния от 15 до 21. Создан программный комплекс, реализующий эту методику на двухосном поворотном основании, проведено имитационное моделирование калибровки БИНС, построенной на лазерных гироскопах и маятниковых акселерометрах. Методика испытаний заключалась в установке в определенное положение навигационной системы на поворотный стол, ее начальной выставке, последующем задании вращения поворотного стола и снятии показаний с БИНС и лабораторного оборудования в течении всего времени моделирования, обработке полученной информации, переориентации системы и проведения повторного цикла испытаний. В результате имитационного моделирования такой процедуры получены зависимости ошибки оценок коэффициентов математической модели датчиков от различных факторов. Анализ результатов показывает, что на первом этапе возможна калибровка постоянной составляющей погрешности двух из трех акселерометров блока, процесс оценивания длится около 100 секунд и ошибка оценки устанавливается на уровне 0,0001 м/c2. Таким образом, после первого положения системы оценка постоянных


74

составляющих ошибок двух акселерометров будет откалибрована с достаточной для проведения точностью. Дальнейший анализ результатов имитационного моделирования показывает, что проведение определенного количества переориентаций системы на поворотном стенде и использование разработанного алгоритма и прецизионного лабораторного оборудования, обеспечивают достаточно точную калибровку инструментальных ошибок датчиков первичной информации БИНС. Погрешность оценивания постоянной ошибки акселерометров при этом составляет около 0.001 м/с2, ошибка определения нестабильности масштабного коэффициента акселерометров − 1*10-5. Погрешность оценки постоянной составляющей дрейфов гироскопов − 0.00413 град./час. Точность калибровки коэффициента ошибки гироскопа из-за перегрузки − 1*10-9. Указанные характеристики, полученные имитационным моделированием при полной адекватности моделей и белых шумах, представляют собой оптимистические оценки. При натурных испытаниях характеристики оценивания могут ухудшаться за счет неадекватности моделей, особенностей шумов датчиков и других причин.

При подготовке конкурсной работы с использованием математического пакета MatLab проведено также имитационное моделирование процесса калибровки БЧЭ, построенного на микромеханических гироскопах и акселерометрах с помощью одноосного поворотного основания. В данном случае входной сигнал для алгоритмов калибровки снимался непосредственно с выхода блока гироскопов и блока акселерометров и в дальнейшем проводилась обработка информации с использованием алгоритма метода наименьших квадратов (МНК) с размерностью вектора состояния 15 для блока гироскопов и 6 для блока акселерометров. Методика испытаний заключалась в шести последовательных поворотах БЧЭ относительно планшайбы поворотного основания. Необходимо отметить, что для реализации указанной методики необходима специальная технологическая оснастка, позволяющая закреплять блок в различных положениях на поворотном столе. Для проверки работоспособности методики разработан программный комплекс реализующий все необходимые алгоритмы. Полученные результаты имитационного моделирования позволяют судить о пригодности данной методики для проведения испытаний микромеханических БЧЭ на одноосном поворотном основании.

ЛИТЕРАТУРА 1. Веремеенко К. К., Желтов С. Ю. и др. Современные информационные технологии в задачах навигации и наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов. // М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009 г. 2. Помыкаев И. И., Селезнев В. П., Дмитроченко Л. А. Навигационные приборы и системы. // М.: Машиностроение, 1983 г. 3. Б. С. Алешин, А. А. Афонин, К. К. Веремеенко и др. Ориентация и навигация подвижных объектов: современные информационные технологии. // М.: ФИЗМАТЛИТ, 2006 г. 4. URL: http://www.actidyn.com

5. Галай И. А., Зимин Р. Ю. Анализ характеристик двухосного поворотного стенда компании ActiDyn. // сборник тезисов докладов «Инновации в авиации и космонавтике – 2011», 2011.

6. Галай И. А. Программно-математическое обеспечение лаборатории испытаний интегрированных навигационных систем. // Тезисы докладов Международного научно-технического семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», г. Алушта, 2011 г.

http://www.actidyn.com/


75

ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ

КОСМИЧСЕКОГО АППАРАТА ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОГО ЗАРЯДА ПОВЕРХНОСТИ КА В ОРБИТАЛЬНЫХ

УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ Дорофеев Р. Ю.

ОАО «Российские Космические Системы», г. Москва, Россия

Современные тенденции развития космической отрасли России, связанные с применением создаваемых космических аппаратов (КА), характеризуются необходимостью повышения их ресурса и соответственно надежности бортовой аппаратуры (БРА) и оборудования.

Одним из отрицательных факторов, влияющим на успешность решения данной задачи, является проблема частых отказов системы электропитания в орбитальных условиях эксплуатации. В системе электропитания наиболее типичными нештатными ситуациями являются: дефекты в солнечных батареях, деградация элементов солнечных батарей с течением времени, нераскрытие или частичное раскрытие панелей солнечных батарей после выведения КА на орбиту. Наряду отказами в системе электропитания в ходе эксплуатации КА сталкивается с проблемой электризации поверхности, что так же негативно сказывается на работе всех систем КА. Воздействие статического электричества на КА приводит к его заряжению до потенциалов ~1−20 кВ. Вследствие электризации возникают электрические разряды, создающие интенсивные электромагнитные помехи, приводящие к повреждению элементов аппаратуры. Наличие выше перечисленных факторов приводит к необходимости повышения энергоэффективности системы электропитания и защищенности радиоэлектронных компонентов бортовой аппаратуры от электростатических полей в интересах увеличения сроков эксплуатации КА.

В этой связи возникает достаточно актуальное, технически обоснованное предложение, связанное с возможностью накопления энергии статического электричества и ее использования для дополнительного питания батарей КА, что позволит, с одной стороны, повысить их ресурс и энергоэффективность системы питания в целом, а с другой снизить вредное влияние электризации.

Целью проекта является повышение энергоэффективности системы электропитания космического аппарата за счет использования энергии электростатического заряда поверхности КА в орбитальных условиях эксплуатации.

Достижение цели проекта обеспечивается решением следующих основных задач: − построение электрофизической модели КА и размещение на ее основе аппаратуры сбора электростатического заряда; − создание аппаратуры сбора электростатического заряда на современных технологических принципах пригодной для установки на КА в орбитальных условиях; − внедрение аппаратуры накопления заряда в существующую схему электропитания КА;

Совокупность данных мероприятий по повышению энергоэффективности системы электропитания космического аппарата КА на этапе разработки, позволит в ракетно-космических отраслях РФ решить задачу высокостабильной эксплуатации КА в орбитальных условиях.


76

АНАЛИЗ ИНФОРМАЦИОННОГО ПРОСТРАНСТВА И ИНФОРМАЦИОННЫХ ЗАДАЧ ГРАДООБРАЗУЮЩИХ И МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫХ ПРЕДПРИЯТИЙ

Затуранов М. Н. . ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»,

г. Королёв, Московская область, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является комплексное обоснование информационного пространства машиностроительных предприятий, а также обоснование информационных задач, решаемых на предприятиях данного типа.

Целью исследований является анализ информационного пространства и информационных задач градообразующих и машиностроительных предприятий, с последующей декомпозицией общей схемы представления информационного пространства, а также выявление наиболее зависимых, от информатизации, отделов машиностроительных и градообразующих предприятий.

В процессе выполнения конкурсной работы был проведен анализ информационного пространства исследуемой машиностроительной корпорации, разработана рациональная схема построения информационного пространства предприятий схожего типа, а также предложены основные процессы для дальнейшего исследования существующей проблемы.

Дальнейшее исследование проблемы будет определять структурированность отделов предприятия, нуждающихся в информационных ресурсах.

ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ БЕЗОПАСНОСТИ СТАЦИОНАРНЫХ ОБЪЕКТОВ НА БАЗЕ ТЕХНОЛОГИЙ ГЛОНАСС/GPS

(ИСК БСО) Клетров М. С., Николашин А. А.

ОАО «Российские космические системы», г. Москва, Россия

Сущность инновационного проекта. Разработка предложений по формированию технической политики на уровне интегрированной системы контроля безопасности стационарных объектов, позволяющей обеспечивать согласованную работу датчиковой аппаратуры установленной на стационарных объектах и передачу информации о состоянии объектов на ситуационный центр контроля в рамках развития направлений: − городская территориальная система оказания услуг безопасности населению по обеспечению контроля над квартирами, жилыми домами, офисами, торговыми и служебными помещениями и т. д.; − разработка и реализация проектов защиты объектов городского хозяйства; − единый подход к обеспечению безопасности различных объектов городской сферы (объекты здравоохранения, детские школьные учреждения, учебные заведения и другие социально-значимые объекты).

ИСК БСО предназначена для: − Расширения спектра предоставляемых услуг на базе технологий Глонасс/GPS; − Повышения эффективности применения систем безопасности и жизнеобеспечения; − Оперативного управления при ЧС; − Мониторинга сетей теплоснабжения, газоснабжения, водоснабжения, технического состояния объектов, контроля за электроснабжением и т. д.; − Снижения рисков возникновения ЧС, а так же затраченных средств на их устранение.

Функциональное назначение интегрированной системы в составе Ситуационного Центра Контроля: − Круглосуточная информационная поддержка пользователей системы;


77

− Ведение информационной истории численных показателей уровней датчиковой аппаратуры системы; − Оперативное информирование сил и средств реагирования регионального и федерального уровня в зависимости от реальной ситуации; − Моделирование и прогнозирование развития ситуаций по показаниям уровней датчиковой аппаратуры объектов; − Поддержка функционирования и информационное наполнение интернет-портала для обеспечения доступа к информационным и техническим ресурсам проекта «интегрированная система контроля безопасности стационарных объектов» на базе технологий ГЛОНАСС/GPS; − Формирование статистических и аналитических отчетных форм в интересах федеральных органов исполнительной власти соответствующего уровня.

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА СОЗДАНИЯ КОМПЛЕКТА

ДОКУМЕНТАЦИИ НА ПРАВО ПОВЕРКИ МЕТРОЛОГИЧЕСКОЙ СЛУЖБЫ ОАО «КНААПО»

Маликова Н. А., Костина Н. Л. ОАО «Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение

им. Ю. А. Гагарина», г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

Одним из направлений деятельности ОАО КнААПО является поверка средств измерений. Для реализации требований федерального закона «об обеспечении единства измерений» № 102-Ф3 на предприятии создана и функционирует метрологическая служба. В системе менеджмента качества служба выполняет функцию 7.6 стандарта ИСО9001 «Управление оборудованием для мониторинга и измерений». Основным объемом работ является поверка средств измерений собственными силами. Для выполнения данных работ в структуре службы созданы поверочные лаборатории и обеспеченные всеми необходимыми ресурсами (помещения, документация, оборудования, персонал). Главным требованием законодательства к метрологическим службам юридических лиц является обязательная аккредитация на право поверки. Заявка на аккредитацию подтверждается соответствующими формами с указанием всех видов и групп поверяемых средств измерений и подтверждением наличия всех требуемых ресурсов.

Программа которую мы разработали поможет в частности, объединить прежде независимые, трудносопоставимые системы документов для обеспечения быстрой и качественной поверки средств измерений, такие как: поверочные схемы, методики поверки, перечень средств измерений действующий на ОАО «КнААПО», оперативные документы лабораторий. Программа, которую мы разработали объединяет несколько баз данных:

− Учет Средств Измерений − Нормативные документы − Персонал − Кодификатор В качестве платформы для разработки АСУ КСП выбраны MS SQL Server и MS

Access, как наиболее удовлетворяющие, учитывая количество рабочих мест и объемы записей, на сегодня уже более 2000000 записей.

На основе рекомендаций государственной системы обеспечения единства измерений МИ 2314-2006 «Кодификатор групп средств измерений» была сформирована база данных кодификатора. Согласно кодификатору каждая группа имеет наименование группы СИ, конкретный диапазон измерений СИ и погрешность. На каждую группу указываются методы и средства поверки в соответствии с поверочными схемами. Средства поверки образуют для каждой группы комплект средств поверки, постоянно используемый в дальнейшем для комплектования рабочих мест поверителей. Использование форм при поверке требует проведения их постоянной актуализации.


78

Составления указанных документов и актуализация является весьма трудоемким процессом.

Одним из важнейших факторов роста эффективности производства является снижение накладных расходов. В таких условиях наиболее четко обозначаются проблемы, снижения трудоемкости, снижения ошибок и повышения достоверности информации. Сегодня очень остро стоят следующие вопросы о снижении трудовых затрат и повышении качества документации по аккредитации метрологической службы:

− необходимо автоматизировать составление и актуализацию форм по аккредитации метрологической службы

− необходимо более рациональное использование рабочего времени сотрудников. − необходимо облегчить сотрудникам получение требуемой информации; − необходимо исключить ошибки и повысить достоверность данных. Целью работы явилась разработка автоматизированной системы управления

комплектами средств поверки для подтверждения права поверочной деятельности ОАО «КнААПО», далее АСУ КСП.

В работе ставились и решались следующие задачи: − провести анализ действующей системы оформления и актуализации

документации по аккредитации; − разработать концепцию разработки АСУ КСП, обеспечивающей выполнение

работ с минимальными затратами и обеспечивающими постоянную достоверность данных;

− разработать и внедрить в производство АСУ КСП. Анализ существующей системы оформления и актуализации документации показал

всю несостоятельность ручного формирования комплектов средств поверки и пакета документации на аккредитацию в программах MS Office WORD и MS Excel. Родственные предприятия машиностроительного комплекса, столкнувшись с такими проблемами, вынуждены разрабатывать свое программное обеспечение, т. к. рынок не предлагает достаточно гибких программных решений способных удовлетворить все запросы метрологической службы крупного предприятия.

Связь ранее независимых баз данных позволила получить информационную основу для создания конечного продукта − АСУ КСП. На основе созданных таблиц была сконструирована сводная форма «Комплект средств поверки», в которой группа поверяемых средств измерений связана с соответствующим комплектом средств поверки (включая дополнительное оборудование) и комплектом нормативных документов, на основании которых производится поверка.

Таким образом, данная программа позволит решить все проблемы, связанные c подбором состава поверочного оборудования, позволит решить проблемы поверителей по подбору нормативных документов, используемых при поверке, также с составлением отчетов для формирования пакета документов для аккредитации ОАО «КнААПО» на право поверки средств измерений по установленным формам в максимально короткие сроки.

МАЛОГАБАРИТНАЯ БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА НА МИКРОМЕХАНИЧЕСКИХ ДАТЧИКАХ

Мишин А. Ю., Кирюшин Е. Ю., Обухов А. И., Гурлов Д. В.

ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение» ОАО Арзамасское Научно-производственное Предприятие «ТЕМП-АВИА»,

г. Арзамас, Нижегородская область, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является малогабаритная интегрированная инерциальная навигационная система, выполненная на базе микромеханических датчиков первичной информации и приемника GPS.


79

Целью работы является исследование характеристик малогабаритной интегрированной бесплатформенной навигационной системы, построенной на базе микромеханических датчиков, и оценка возможности повышения точностных характеристик системы за счет компенсации инструментальных погрешностей.

В процессе выполнения конкурсной работы было проведено исследование характеристик микромеханических датчиков первичной информации (ДПИ) и системы в целом, сформированы математические модели погрешностей микромеханических ДПИ, разработаны методики калибровки микромеханических ДПИ в составе системы, проведена проверка и отработка методик калибровки с изготовленными комплектами миниатюрной микромеханической системы с оценкой достижимых характеристик. Испытания инерциальной навигационной системы проводились в составе комплекса наземной отработки. В процессе проведения испытаний проведен ряд проездов на автомобиле, каждый из которых включал участок начальной выставки на неподвижном основании, и участок движения между контрольными точками трассы. Для оценки автономной точности системы имитировались отказы приемника GPS путем расстыковки разъема антенного блока на время до 180 секунд. Погрешность счисления координат оценивалась по данным эталонной БИНС, также комплексированной с приемником GPS.

Результаты проведенных исследований позволяют сделать вывод о возможности применения рассмотренной малогабаритной бесплатформенной инерциальной навигационной системы в качестве БИНС низкой точности. Дальнейшее повышение точностных характеристик инерциальной навигационной системы в горизонтальных каналах может быть достигнуто применением следующих мероприятий: уточнение математических моделей дрейфов датчиков угловых скоростей (ДУС) в части зависимости от температурных воздействий и линейных ускорений, с целью включения данных параметров в состав вектора состояния фильтра комплексной обработки информации; введение в состав вектора состояния фильтра параметров смещения нулевых сигналов горизонтальных акселерометров.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИСТЕМ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ ОПТИМАЛЬНУЮ ТЕХНОЛОГИЧЕСКУЮ ПОДГОТОВКУ ДИСКРЕТНОГО

ПРОИЗВОДСТВА Орлов А. Г.

ОАО «Протон Пермские Моторы» г. Пермь, Пермский край, Россия

С целью обеспечения конкурентных преимуществ выпускаемой продукции необходимо постоянное снижение ее себестоимости. Одним из направлений достижения данной цели является реорганизация существующих процессов технологической подготовки предприятия (ТПП), обеспечивающая сокращение ее сроков. Поэтому объектом исследований в настоящей конкурсной работе является ТПП.

Главной целью исследования стоит задача построения информационной системы технологической подготовки производства на базе современных программных платформ. Системы, обеспечивающей заданные сроки и требуемое качество.

Оптимальная ТПП позволяет значительно снизить затраты на производство продукции. Увеличить качество, как самого изделия, так и технологической документации. Уменьшить время на согласование документации, средствами электронной подписи. Оптимизировать численность рабочих участвующих в подготовке производства. Обеспечить контроль сроков исполнения.

Конкурсная работа выполнялась на предприятии ОАО «Протон-ПМ». Данное предприятие производит жидкостные ракетные двигатели, а также оборудование для газотурбинных электростанций. Производство дискретное с длительными циклами выпуска продукции.


80

В процессе выполнения конкурсной работы проведёно моделирование бизнес-процессов предприятия касающихся ТПП в нотации IDEF0. Составлены модели «As Is». Проведён анализ данных моделей. Основным недостатком существующей системы является слабая автоматизация процесса разработки комплектов документов технологического процесса (КД ТП), а так же значительное время, затрачиваемое на процесс сопровождения производства, после выпуска первой годной детали.

Рассмотрена перспективная схема ТПП при внедрении информационной системы класса PLM, на предприятии выпускающим жидкостные ракетные двигатели. Показано, что при внедрении PLM-системы наиболее эффективной является схема централизованной разработки комплектов документации технологических процессов. Централизованная разработка КД ТП предполагает реорганизацию инженерных служб с выделением отдельного центрального бюро проектирования технологических процессов, основные задачи которого − это проектирование новых технологических процессов (ТП) и первичный запуск их в производство. После полного согласования ТП и отработки изготовления деталей и сборочных единиц (ДСЕ) на опытных партиях, ТП передаётся на сопровождение в технологические бюро (ТБ) цехов, в которых проводятся изменения ТП в случае изменений в конструкторской документации, выпуске новой оснастки и т.д. Разделение функций разработки и сопровождения ТП позволит сократить сроки ТПП за счет более эффективной организации труда технологов.

Рассмотренная перспективная модель ТПП на основе PLM-системы является новым подходом в организации ТПП применительно к российским предприятиям, выпускающим ЖРД.

УНИВЕРСАЛЬНЫЙ СИМУЛЯТОР AD-HOC СЕТЕЙ

Попов С. Н., Ярыгин А. Ю. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),

г. Москва, Россия

Ad-hoc сети − сети с изменяемой децентрализованной инфраструктурой. Основными особенностями ad-hoc сетей являются самоорганизация и адаптивность к изменениям в условиях эксплуатации. Отладка программного кода узлов сетей и работы сети в целом является сложной задачей в силу ряда причин. Процесс работы с симулятором сети заменяет процесс отладки в терминах обычного программирования, поэтому разработчикам ad-hoc сетей важно иметь удобный инструмент для отладки.

Темой данной работы является разработка универсального симулятора ad-hoc сетей. Цель разработки симулятора – предоставить пользователю инструмент для решения широкого спектра задач моделирования и отладки ad-hoc сетей. Основными особенностями данного симулятора являются:

• модульная архитектура, • использование языков сценариев для разработки программ узлов, • наличие удобных средств анализа результатов, • возможность расширения функциональности пользователем.

КОРРЕКЦИЯ ОРБИТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА НА

ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ Протопопов А. П., Богачев А. В., Воробьева Е. А.

ОАО РКК «Энергия» им. С. П. Королева, г. Королёв, Московская область, Россия

Важной задачей управления космическим аппаратом (КА) является задача поддержания постоянной оптимальной орбиты КА. В процессе эксплуатации КА элементы орбиты изменяются под воздействием различных внешних факторов


81

(гравитация планет, силы солнечного давления, работа двигателей КА). Следовательно, со временем необходимо проводить коррекцию орбиты, с целью восстановления заданных параметров орбиты. Для высокоэллиптической орбиты (ВЭО) коррекция обычно бывает двух типов: апогейно-перигейная (с целью изменения эксцентриситета, периода орбиты) и в окрестности точек пересечения орбиты с малой полуосью (с целью изменения наклонения).

Данная работа посвящена разработке алгоритма коррекции орбиты КА на ВЭО окрестности точек пересечения орбиты с малой полуосью электрореактивными двигателями (ЭРД) с минимальным изменением периода орбиты. Предложенный алгоритм разработан применительно к КА с инерционными исполнительными органами (ИИО) для управления движением вокруг центра масс и позволяет управлять кинетическим моментом системы ИИО в ходе выдачи корректирующего импульса.

Задача решена для случая реализации орбитального манёвра при ориентации КА в орбитальной системе координат, которая выбирается в зависимости от расположения орбиты КА относительно Солнца, ограничений по ориентации КА, предъявляемых со стороны СЭП, СОТР и условий работы целевой аппаратуры.

В конкурсной работе рассматривался КА с избыточным количеством ЭРД, жёстко закреплённых на корпусе КА и создающих управляющие воздействия в различных направлениях. Целью представленной работы являлась разработка способа коррекции наклонения орбиты с минимальным изменением периода орбиты на конец коррекции. Одновременно решалась задача управления кинетическим моментом ИИО с целью удержания его в заданной области и минимизации его по концу коррекции. Задача решалась путём выбора двигателей, которыми должна проводиться коррекция, расчета циклограммы их работы и последовательности включений.

На первом этапе выбирались возможные пары двигателей, обеспечивающие формирование корректирующего импульса в заданном направлении. Затем для различных вариантов последовательности их включений определялись продолжительности работы двигателей, обеспечивающие отработку заданного приращения скорости в направлении бинормали при минимальном изменении периода орбиты. Далее проводилась проверка выполнения ограничений по кинетическому моменту ИИО.

В итоге, был создан алгоритм коррекции КА с ИИО на высокоэллиптической орбите с помощью электрореактивных двигателей с целью изменения наклонения орбиты. Предложенный способ позволяет проводить коррекцию без изменения периода орбиты и одновременно уменьшить исходный кинетический момент аппарата, накопленный инерциальными исполнительными органами. Результатами моделирования была подтверждена работоспособность алгоритма при различных начальных условиях.

СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ПРЕЦИЗИОННОГО ГИРОПРИБОРА

Селиверстов М. С. ФГУП «ЦЭНКИ» филиал «НИИ ПМ им. ак. В. И. Кузнецова», г. Москва, Россия

Рассматриваемый гироскопический измеритель вектора угловой скорости является

перспективной разработкой «НИИ ПМ им. ак. В. И. Кузнецова» для использования в спутниковых навигационных системах.

Конструктивно прибор представляет собой моноблок. В качестве чувствительных элементов используются двухстепенные поплавковые интегрирующие гироскопы с газодинамической опорой подвеса ротора.

В данном приборе применена модульная система конструкции и каждый из четырех чувствительных элементов образует отдельный модуль гироблока (МГБ) и измерительный канал.


82

Модуль гироблока представляет собой конструкцию с двухконтурной системой термостатирования (СТС).

Термостатирование 1-го контура осуществляется нагревателями гироблока, 2-го контура при помощи твёрдотельных термоэлектрических охладителей (ОТТ), установленных основание и электрических нагревателей наклеенных на внутреннем кожухе.

Управление системами термостатирования 1-го и 2-го контуров осуществляется независимыми устройствами блока усилителей СТС посредством ШИМ-сигнала подаваемым на исполнительные элементы. Точность поддержания температуры чувствительного элемента составляет ±0,05°С.

В процессе испытаний были проведены исследования по доработке конструкции МГБ и математический эксперимент по расчёту оптимального количества исполнительных элементов СТС. Для проведения исследования конструкции и математического моделирования был разработан пакет прикладных программ позволяющий рассчитывать энергопотребление СТС, время выхода в установившийся тепловой режим, отслеживать динамику изменения температурного поля и имитировать нештатные ситуации.

В результате проведённых исследований конструкция модуля гироблока и состав системы термостатирования были доработаны, что позволило снизить энергопотребление (~31%) и расширить диапазон рабочей температуры (~16%) гироскопического измерителя вектора угловой скорости.

СИНХРОННЫЕ ГЕНЕРАТОРЫ ОБРАЩЕННОЙ КОНСТРУКЦИИ С

ПОСТОЯННЫМИ МАГНИТАМИ ДЛЯ ВЕТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВОК И МАЛОЙ ГИДРОЭНЕРГЕТИКИ

Тулинова Е. Е., Иванов Н. С. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


Задачей исследования является разработка методики расчета и проектирования синхронного генератора на основе постоянных магнитов с обращенной конструкцией для ветроэнергетической установки (ВЭУ) и малой гидроустановки.

В настоящий момент на рынке существует большое количество различных типов генераторов, используемых в ветроэнергетике. Однако, большинство из них является быстроходными с использованием низкоресурсных редукторов (мультипликаторов). Мультипликаторы являются дорогостоящими узлами ВЭУ, являются источником вибраций, шума, требуют сервисного обслуживания и обладают малым ресурсом. Все это сказывается на общей стоимости ВЭУ и длительности эксплуатации установки.

Данная разработка позволит приступить к разработке и внедрению типоразмерного ряда безмультипликаторных генераторов для ветроэнергетики и малой гидроэнергетики.

В работе изложена методика, позволяющая рассчитывать распределения магнитных полей в активной зоне многополюсных генераторов с постоянными магнитами. Выявлена зависимость выходной мощности от толщины постоянных магнитов, количества пар полюсов, величины магнитного зазора. Методика расчета является универсальной и позволяет рассчитывать большое количество различных генераторов обращенной конструкции.

Так же в работе представлен оценочный расчет выбора главных размеров синхронного генератора. В ходе работы был выполнен оценочный расчет СГ с ПМ мощностью 1МВт обращенной конструкции для ВЭУ. В результате получены геометрические размеры активной части генератора, а также основные параметры машины: число пар полюсов, число витков на полюс и фазу, выходное напряжение и ток, размеры пазов цепи якоря.


83

Предложенная разработка позволяет проводить выбор рациональной конструкции генератора в зависимости от заданного диапазона режимов его работы. При этом возможно снижение металлоемкости изделия и повышение КПД генератора за счет использования высококоэрцетивных постоянных магнитов на основе редкоземельных материалов.

Промышленное внедрение конечного продукта возможно, в первую очередь, в отдаленных районах РФ, где представляется нерентабельным строительство отдельных ЛЭП. Результаты, полученные в ходе работы, могут быть применены при проектировании автономных ветроэнергетических установок, а также малых гидроустановок.

РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТОРСКО-ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ ПОЛНОЙ ВЗАИМОСВЯЗИ МЕЖДУ МЕХАНИЧЕСКОЙ И

ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ СОСТАВЛЯЮЩИМИ КОМПЛЕКСНОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА ЯК-130

Чернова М. В., Агапитов И. Н., Субботина Н. В. ОАО «Нижегородский авиастроительный завод «Сокол», г. Нижний Новгород, Россия

На самолете Як-130 установлена электродистанционная система управления.

Механические перемещения командных рычагов в этой системе преобразуются в электросигнал, который передается электропроводкой к рулевому приводу. Однако механическая проводка все же присутствует, и здесь следует обратить внимание на взаимодействие двух частей системы управления: механической и электрической. Электросигнал имеет высокую точность, поэтому из-за сравнительно высоких погрешностей в механической проводке очень сложно связать эти две части одной системы.

При производстве опытной партии самолетов стояла задача отработать монтаж и регулировку системы управления, чтобы увязать механическую и электрическую части для исключения несоответствий данным нивелировочной схемы.

Отработка КСУ и проверка системы управления первых самолетов Як-130 установочной партии выявила высокую трудоемкость работ за счет ее итеративного характера, а также расхождение результатов регулировки механической части системы управления − ходов РУС и педалей (параметры контролировались на соответствие нормам нивелировочной схемы) и электрической - диапазонов перемещений датчиков ДПР-3, т. е. электронных ходов (параметры контролировались на соответствие нормам РЭ на КСУ-130) − от 11 до 21% контролируемых параметров.

В процессе работы была выполнена сквозная проверка технологии изготовления агрегатов системы управления и проведен анализ конструкции системы управления, причин усложнения технологии. После чего были выработаны меры, заключающиеся в уточнении норм (по результатам набора статистики и анализу логики изменения диапазонов ходов датчиков ДПР-3 (электрический сигнал) от ходов органов управления (механическая проводка)), в доработке конструкции системы управления (заменены поводки и тяги, изменена установка поворотных датчиков), позволяющей более точно передать механическое перемещение органов управления на датчики ДПР-3, и, как следствие, преобразовать его в электрический сигнал, соответствующий нормам РЭ на КСУ-130, в отработке методики регулировки системы управления, позволяющей выполнить точную регулировку за один – два захода.

Внедрение этих мер привело − к снижению фактической трудоемкости и стоимости работ по регулировке системы управления на завершающих самолетах на 27,35% по сравнению с первым самолетом. − к уменьшению количества допустимых отклонений (допущенных по техническим запросам, согласованным с ОАО ОКБ им. А. С. Яковлева) на самолетах №№ 5 ÷ 10 в


84

среднем в 2 раза и к полному исключению на самолетах № 11 и 12, а также на самолетах № 1, 2, 3 (повторная регулировка управления была выполнена в строевой части).

Были также предложены меры, позволяющие дополнительно снизить длительность и трудоемкость работ по регулировке управления на завершающих этапах изготовления самолета за счет оптимизации объема и технологии проверочных работ и введения контроля над регулировкой агрегатов системы управления на ранних этапах производства.

МЕТОДЫ ОПТИМАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ РАСХОДОМ ТОПЛИВА

ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Чичерова Е. В., Сумачёв С. А.

ОАО «Климов», г. Санкт-Петербург, Россия

В работе рассматриваются некоторые актуальные вопросы обеспечения динамических характеристик системы автоматического управления (САУ) расходом топлива турбовального двигателя (ТВаД).

В САУ ТВаД управление расходом топлива осуществляется с помощью электронной системы БАРК (Блок Автоматического Регулирования и Контроля) совместно с гидромеханическим регулятором (ГМР). Система является двухконтурной. Внешние контуры выполняют функцию ограничения и поддержания параметров двигателя (например, требуемой частоты вращения ротора турбокомпрессора, температуры газа в камере сгорания, мощности и крутящего момента на свободной турбине), и формируют сигнал требуемого расход топлива. Далее этот расход поступает во внутренний контур. Задачей внутреннего контура является формирование фактического расхода топлива по требуемому расходу [1].

В состав внутреннего контура входит П-регулятор, преобразователь сигналов (ПС), гидроусилитель (ГУ), дозирующий кран (ДК) и датчик угла поворота (ДУП).

Зависимость скорости угла поворота ДК от входного тока является нелинейной функцией с зоной нечувствительности. Наличие зоны нечувствительности может привести к статической ошибке по расходу топлива. В работе показано, что такая система является устойчивой, но положение равновесия может быть достигнуто в любой точке зоны нечувствительности в зависимости от начальных условий [2].

Одним из ранее использовавшихся и отработанных способов устранения статической ошибки по расходу топлива в такой системе является подача на вход сопла-заслонки гармонических колебаний малой амплитуды. Однако этот способ приводит к увеличению времени переходного процесса. Кроме того, искусственно созданные колебания могут отрицательно сказаться на качестве регулирования.

В работе проведён анализ альтернативных методов управления с целью повышения точности, быстродействия и улучшения качества переходных процессов.

В работе рассмотрены следующие регуляторы: • Линейный модифицированный ПИ-регулятор; • Нелинейный оптимальный по быстродействию регулятор [3]; • Регулятор переменной структуры (РПС) [4].

При исследовании работы ПИ-регулятора в системе, содержащей зону нечувствительности, показано, что установившийся режим реализуется без статической ошибки. В ходе исследования было установлено влияние параметров ПИ-регулятора на динамические характеристики внутреннего контура. Исследование показало, что при определённых значениях пропорционального и интегрального коэффициентов усиления, в системе реализуется апериодический переходный процесс без забросов и провалов. При фиксированных значениях пропорционального коэффициента усиления увеличение интегрального коэффициента вначале даёт сокращение времени переходного процесса, но начиная с некоторого его значения, возникает заброс. Дальнейшее увеличение


85

интегрального коэффициента усиления приводит к увеличению заброса и затягиванию времени переходного процесса. Забросы можно устранить, сделав модификацию ПИ-регулятора, которая состоит во введении ограничение на время работы интегратора. Тогда коэффициент усиления может быть значительно увеличен, что придаст системе высокое быстродействие без забросов.

Синтез нелинейного оптимального по быстродействию регулятора проведён с помощью принципа максимума Л. С. Понтрягина [3]. В работе показано, что задача управления нелинейным объектом сводится к линейной задаче оптимального по быстродействию управления, для которой принцип максимума является необходимым и достаточным условием оптимальности. В работе показано, что на оптимальной траектории функция управления имеет не более одного переключения, а её значение принимает только максимум или минимум. Это делает структуру оптимального управления и вид фазовых траекторий инвариантными от вида нелинейности, содержащейся в системе.

Далее в работе рассматривается РПС [4]. Такой регулятор характеризует простота реализации, т. к. закон управления представляет произведение величины ошибки регулирования и коэффициента усиления по току, который определяется одной их двух линейных структур: либо α, либо β. Закон переключения между структурами является комбинацией знаков координаты ошибки регулирования и её производной. В зависимости от знака происходит выбор между структурами. α-структура представляет собой колебательную структуру, а β-структура имеет устойчивое вырожденное движение. Прямая, на которой происходит переключение между двумя структурами, является линией переключения. На этой линии осуществлён так называемый скользящий режим, обеспечивающий устойчивое движение к заданному состоянию.

Благодаря комбинации двух структур удаётся получить не только устойчивость, но и хорошее качество переходных процессов, поскольку за счёт такого комбинирования, получаются новые свойства, которые были недоступны для системы с одной структурой.

Значения коэффициентов α и β могут быть больше, чем в системе с П-регулятором. За счёт этого достигается более высокая статическая точность и повышается быстродействие системы. Однако быстродействие РПС будет ниже, чем у нелинейного оптимального по быстродействию регулятора. Это объясняется тем, что в РПС величина управляющего сигнала уменьшается с уменьшением величины рассогласования, в отличие от нелинейного оптимального по быстродействию регулятора, в котором управляющий сигнал не зависит от величины рассогласования и принимает крайние значения.

Из приведённого исследования следует вывод о том, что наилучшими характеристиками по быстродействию и качеству переходных процессов обладает оптимальный нелинейный регулятор, но с точки зрения практического применения более приемлемым является РПС. По своим характеристикам он незначительно уступает оптимальному регулятору, при этом его линейный закон управления реализовать на практике значительно проще, чем закон управления оптимального регулятора. По отношению к ПИ-регулятору, РПС даёт выигрыш по быстродействию и запасам устойчивости, а статическая ошибка по расходу топлива, которая может возникнуть, очень мала и не выходит за рамки допустимого диапазона [-1, +1] %.

Все рассмотренные выше регуляторы: модифицированный ПИ-регулятор, оптимальный нелинейный регулятор и РПС обеспечивают более высокую статическую точность и быстродействие, чем П-регулятор.

Новизна результатов работы заключается в применении современной теории нелинейных систем автоматического регулирования для анализа и синтеза алгоритмов управления расходом топлива САУ ТВаД, обеспечивающих статическую точность, быстродействие и улучшение качества переходных процессов, и в применении методики


86

исследования нелинейных систем автоматического регулирования по определению запасов устойчивости системы.

При некоторых доработках, связанных со спецификой использования в управлении двигателя цифровых вычислительных систем, результаты работы могут быть внедрены в производство САУ турбовальных двигателей, а так же быть использованы для дальнейших исследований по улучшению качества работы рассматриваемого контура управления, и прочих контуров, имеющих аналогичную структуру.

ЛИТЕРАТУРА 1) Сумачёв С. А. Анализ систем автоматического управления газотурбинных

двигателей. Дис., канд. техн. наук / СПбГУ. СПб., 2002. – 84 с. 2) Методы исследования нелинейных систем автоматического управления / Под

ред. Р. А. Нелепина. – М.: Наука, 1975. – 447 с. 3) Понтрягин Л. С., Болтянский В. Г., Гамкрелидзе Р. В., Мищенко Е. Ф.

Математическая теория оптимальных процессов. – М.: Наука, 1969. – 384 с. 4) Емельянов С. В. Системы автоматического управления с переменной

структурой. – М.: Наука, 1967. – 336с.

ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА СПРАВОЧНИКА СТАНДАРТНЫХ ИЗДЕЛИЙ НА БАЗЕ WEB-ТЕХНОЛОГИЙ НА ОАО «КНААПО»

Шестминцева Т. В., Текжанова М. Г. ОАО «Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение

им. Ю. А. Гагарина», г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

В ходе реализации проекта «Создание корпоративной системы управления нормативно-справочной информацией» в компаниях Группы «Сухой» и в связи с реорганизацией ОАО «Компания «Сухой» путем присоединения ОАО «КнААПО» стал актуальным вопрос ведения справочников стандартных изделий (СИ) ОАО «КнААПО».

Цель данной работы: повысить эффективность процесса ведения справочника СИ. В качестве критериев оценки эффективности были взяты качественные характеристики: возможность консолидации информации на уровне предприятия; обеспечение обмена данными между используемыми информационными системами (ИС); удобство использования; удобство эксплуатации; модифицируемость.

Первым этапом работы являлся анализ системы ведения справочника СИ. Данные о СИ используется в нескольких ИС (Team Center, «Серийная картотека», BAAN IV A&D, Справочник СИ и изделий собственного проектирования службы нормоконтроля и стандартизации). Системы содержат собственные справочники СИ, ведущиеся в рамках конкретной ИС. Таким образом, на предприятии существует несколько справочников СИ, что приводит к следующим недостаткам: наличие разных правил написания обозначений СИ; нахождение свойств об одном объекте в разных справочниках; наличие дублей; ошибки и неточности в записях сопутствующих справочников. Недостатки устраняются путем перехода на использование централизованного нормализованного справочника СИ уровня организации.

Второй этап работы заключался в составлении и реализации технического задания на создание централизованного справочника СИ уровня организации. В качестве СУБД был выбран Oracle, а в качестве среды разработки − Oracle Application Express. Функции справочника: просмотр данных о СИ; ввод СИ в справочник службами через службу нормоконтроля; ввод маршрута, материальной нормы, параметров планирования; ведение перечня на единый заказ; вывод отчетов и справок; ведение состава сборочных нормалей; аудит изменений, формировании справки по объемам данных в справочнике.


87

Результатом выполненной работы является интегрированная система справочника СИ на базе Web-технологий, которая позволила:

1. реализовать консолидацию информации о СИ на уровне предприятия; 2. ускорить обмен данными между используемыми ИС; 3. повысить удобство эксплуатации – вся информация о стандартных изделиях

содержится в одном месте; 4. повысить удобство использования − весь функционал реализован в виде функций и

процедур на языке PL/SQL, что позволяет изменять данные справочника из любой среды (Team Center, «Серийная картотека» и др.) по одинаковому алгоритму;

5. повысить модифицируемость – достигнуто за счет использования среды Oracle Application Express (встроенные средства управления интерфейсом разрабатываемых приложений).

СТЕНД ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ПРИНЦИПА РАБОТЫ ЭЛЕКТРОДИНАМИЧЕСКОГО ПОДВЕСА

Шикштенайте А., Лаврин М., Тимохин Д., Яшукова Е. Гимназия № 1572, г. Москва, Россия

Наша группа занимается разработкой и созданием стенда для изучения принципа

работы электродинамического подвеса. Актуальность нашей работы в том, что в России до сих пор не используется весь потенциал электродинамического подвеса, особенно это нашло бы применение в Российских железных дорогах. Поезда на электродинамическом подвесе позволили бы людям гораздо быстрее и комфортнее передвигаться на большие расстояния. Пронаблюдав положительную тенденцию использования электродинамического подвеса за рубежом, мы решили заняться его детальным изучением, которое в будущем, возможно, позволит применять его и в нашей стране.

Электродинамические подвесы основаны на известном явлении электромагнитной индукции. Если тело, содержащее контур с переменным током, перемещать над проводящей полосой, то по закону индукции в полосе появятся вихревые токи со своим собственным электромагнитным полем. Это поле, взаимодействуя с первичным контуром, создает подъемную силу, направленную вверх, и тормозящую силу, препятствующую движению. С ростом скорости контура растет и подъемная сила, которая является силой отталкивания, а тормозящая сила возрастает и, достигнув максимума на некоторой критической скорости, начинает убывать как квадратный корень из скорости левитирующего тела.

Что касается железных дорог, то в некоторых странах уже давно ходят поезда на ЭДП. В России в основном используется система колесо-рельс. Но для современного общества с его скоростным ритмом жизни и развитием экономики необходимы инновации в железных дорогах. Хотелось бы рассказать о новой системе Maglev , которая разрабатывается в Германии и используется для массового передвижения в Японии.

Во-первых, путевая структура испытывает меньшие эксплуатационные нагрузки. В системе Maglev поезд леветирует, он не касается рельса, в той системе, которая сейчас используется, колесо едет по рельсу, таким образом рельсы требуют частой замены, а это наносит большие убытки.

Во-вторых, безопасность – поезд не может сойти с рельс, он обхватывает рельс с обеих сторон.

В-третьих, шум значительно меньше, чем при движении поезда, основанного на принципе колесо-рельс.

В-четвертых, возможность применять повороты малых радиусов и крутые уклоны при строительстве пути.

В-пятых, отсутствие вредных выбросов в окружающую среду. В-шестых, путевая структура занимает меньше площади, территории под линией

на эстакаде можно использовать.


88

В-седьмых, при левитации поезд поднимается на 1см от рельса, что хорошо в условиях русской зимы.

При всем этом, ЭДП имеет одну важную особенность. Поезд начинает левитировать только при наборе определенной скорости. Из этого мы можем сделать вывод, что данная система удобна только для дальних расстояний.

Мы должны учитывать, что запуск такой системы потребует: новых материалов и технологий; новых специалистов и системы их подготовки (ВУЗы); новых источников энергии и способов ее накопления.

Чтобы на примере изучить работу ЭДП, мы занимаемся проектированием стенда. При создании стенда мы планируем использовать: алюминиевый диск, мотор, который будет приводить диск в движение, магниты и электромагниты, которые будут левитировать над диском, различные измерительные приборы. Мы планируем, что в будущем расчеты и проведенные нами исследования на нашем стенде помогут нам при разработке более масштабных объектов.


4. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ РАДИОЛОКАЦИИ, РАДИОНАВИГАЦИИ И СВЯЗИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ»


90

ИССЛЕДОВАНИЕ ТОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК АЛГОРИТМА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОРИЕНТАЦИИ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ

МАНЕВРЕННОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Баталюк Д. А.

Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

В конкурсной работе предлагается синтез алгоритма определения пространственной ориентации антенной решетки по сигналам глобальной навигационной спутниковой системы ГЛОНАСС и исследование точностных характеристик синтезированного алгоритма в зависимости от маневренности летательного аппарата на основе математического моделирования в математической среде Matlab.

ИССЛЕДОВАНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ВАРИАНТОВ ДИАГРАММООБРАЗУЮЩИХ СХЕМ ДЛЯ ЧЕТЫРЕХЗАХОДНОЙ СПИРАЛЬНОЙ АНТЕННЫ

Бекишев Р. А. ОАО «Центральное конструкторское бюро автоматики»,

г. Омск, Омская область, Россия

Описывается методика выбора диаграммообразующей схемы (ДОС) для четырехзаходной спиральной антенны, работающей в частотном диапазоне 1120−1650 МГц, обеспечивающей сдвиг питающего напряжения на 0, 90, 180 и 270° по каждому из заходов излучателя с равноамплитудным делением мощности.

Приводится 4 этапа выбора схемы ДОС. По завершению первых двух этапов получены значения АЧХ и КСВН для частотного диапазона 1000−1700 МГц. По завершению третьего и четвертого этапов приводятся результаты выбора одного из двух вариантов формирования ДОС. В первом варианте смещение фазы питающего напряжения выполняется по плечам 0 и 180° с последующим смещением по каждому плечу на 0 и 90°. Во втором варианте сперва на 0 и 90° с последующим смещением на 0 и 180°.

По каждому варианту проводилось варьирование параметров для получения лучших характеристик АЧХ и КСВН (основным критерием было получение АЧХ не ниже АЧХ из первых двух этапов при КСВН ниже 1,5). В результате сравнения АЧХ и КСВН был выбран первый вариант исполнения ДОС (смещение фазы питающего напряжения выполняется по плечам 0 и 180° с последующим смещением по каждому плечу на 0 и 90°).

В выбранный вариант ДОС введены дополнительные идеальные элементы, увеличено число варьируемых параметров и проведено моделирование для получения смещения фазы питающего напряжения по каждому плечу с отклонениями фаз 90±10° и отклонениями амплитуд не более 3,46 дБ с КСВН не выше 1,5 на всем диапазоне частот.

Результаты моделирования различных вариантов исполнения ДОС позволяют сделать выбор такого варианта ДОС, который обеспечивает заданное смещение фазы питающего напряжения с практически одинаковой амплитудой питающего напряжения на каждом из выходов ДОС в заданном диапазоне частот. Кроме того определено, что исполнение ДОС по варианту 0−180° с последующим смещением 0-90° является широкополосным, а исполнение ДОС по варианту 0−90° с последующим смещением 0−180° − узкополосным.

Системы радиолокации, радионавигации и связи в аэрокосмической сфере

91

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМА ВЕКТОРНОЙ АППРОКСИМАЦИИ ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ МИКРОВОЛНОВЫХ

УСТРОЙСТВ Валайтите А. А., Садовская Е. В., Шевгунов Т. Я.


Задача проектирования микроволновых устройств привлекает активное внимание

ученых и исследователей в течение нескольких последних десятилетий. Современные системы передачи информации, равно как и радиолокационные системы, имеют тенденцию к расширению полосы частот, используемых для передачи сигналов. Одним из методов проектирования микроволновых компонентов, обладающих требуемыми частотно-избирательными свойствами в широкой полосе частот, являются методы численного моделирования. Такие методы обладают высокой точностью, но, с одной стороны, их реализация требует значительных вычислительных ресурсов, а с другой стороны, получаемые результаты часто нуждаются в качественной интерпретации, проясняющих общие закономерности происходящих физических явлений. Одним из путей решения данной проблемы является использование компактных полюсных моделей [1].

При использовании полюсной модели неизбежно возникает задача оценки её параметров по экспериментальным данным, для решения которой может быть использован метод векторной аппроксимации, впервые описанный в работе [2]. Метод векторной аппроксимации (Vector Fitting), состоит в том, чтобы, во-первых, преобразовать нелинейную задачу оценки параметров полюсной модели в итерационную линейную задачу, а, во-вторых, обеспечить оценку, наилучшую по критерию минимума среднего квадрата ошибки по отношению к экспериментальным данным.

В настоящей работе решается задача оценки параметров полюсной модели, описывающей внешние характеристики микроволновых устройств. Данные устройства моделируются численными методами с помощью программы электродинамического моделирования HFSS Ansoft, а для оценки полюсов их частотных характеристик авторами разработана специализированная программа в системе Matlab. Данная процедура использует пакет расчета набора полюсов [2, 3] на соответствующем интервале частот с использованием итерационной процедуры векторной аппроксимации при известной частотной характеристике.

Авторами был предложен алгоритм построения полюсной модели передаточной функции произвольного микроволнового устройства, состоящий из 4 последовательных этапов: моделирование устройства, формирование частотных характеристик устройства, параметрическая идентификация, верификация передаточной функции.

В качестве примера был выбран микрополосковый фильтр [4] сложной формы, для которого средствами численного моделирования был проведен расчёт коэффициентов матрицы рассеяния в полосе частот от 5 до 15 ГГц. Затем по известным частотным характеристикам производился расчет наборов полюсов для различных значений порядка полюсной модели и проводился выбор минимального порядка, обеспечивающего необходимую точность.

Результат моделирования для изучаемого устройства показал, что полюсная модель, параметры которой оцениваются с помощью метода векторной аппроксимации, позволяет описать частотную характеристику фильтра в заданной полосе частот с высокой точностью: среднеквадратическая ошибка аппроксимации составляет менее 0,1%.

ЛИТЕРАТУРА 1. Шевгунов Т. Я, Параметрическая идентификация сверхширокополосных

микроволновых устройств, Монография. Изд-во: LAP Lambert Academic Publishing, Саарбрюккен, Германия, 2011 ISBN: 978-3-8443-5534-5


92

2. B. Gustavsen and A. Semlyen, Rational approximation of frequency domain responses by vector fitting // IEEE Trans. Power Del., vol. 14, no. 3, pp. 1052–1061, Jul. 1999

3. B. Gustavsen, «Improving the Pole Relocating Properties of Vector Fitting», IEEE Trans. on Power Delivery, Vol. 21, no. 3, pp. 1587–1592, Jul. 2006.

4. Банков С. Е., Курушин А. А, Расчет антенн и СВЧ структур с помощью HFSS Ansoft – М, ЗАО «НПП «РОДНИК», 2009, 256 с.

МОДЕЛИРОВАНИЕ КАСКАДНОГО КОДИРОВАНИЯ В КОСМИЧЕСКИХ

СИСТЕМАХ СВЯЗИ Виноградов К. Е.

«НИИ точных приборов», г. Москва, Россия

В работе приводятся результаты численного моделирования работы аппаратного алгоритма реализации сверточного кода и кода Рида − Соломона в каналах связи с Аддитивным Белым Гауссовским Шумом (АБГШ), приведены результаты моделирования зависимости вероятности битовой ошибки BER от соотношения Eb/N0. Рассмотрена эффективность применения различных модификаций сверточного кода в составе каскадного кода.

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ РАССЕЯНИЯ НА ПРОТЯЖЕННЫХ ЦИЛИНДРИЧЕСКИХ ТЕЛАХ РАЗЛИЧНОГО СЕЧЕНИЯ

Гиголо А. И., Кузнецов Г. Ю. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


В работе рассмотрено решение задачи рассеяния на протяженных цилиндрических металлических телах различного сечения. Результатом решения задачи является определение пространственно-временных выборок рассеянного телами электромагнитного поля, которые, в свою очередь, могут использоваться при восстановлении геометрических и электрофизических параметров в обратных задачах электродинамики, например, в таких приложениях как подповерхностная радиолокация, а также для определения эффективной площади рассеяния (ЭПР) объектов.

Задача рассеяния может быть решена аналитически только для ограниченного числа объектов правильной формы, таких как бесконечно протяженный металлический или диэлектрический цилиндр круглого сечения, сфера [1]. Для тел произвольной формы строгого аналитического решения не существует. В работе представлены результаты численного решения прямой задачи численным методом конечных разностей во временной области (КРВО) (в англоязычном варианте Finite-Difference Time-Domain Method – FDTD) [2,3]. Достоинством этого метода является простота и универсальность реализации. В своей классической постановке метод КРВО основан на простой и элегантной дискретизации уравнений Максвелла, записанных в дифференциальной пространственно-временной формулировке. Сетки для электрического и магнитного полей смещены по отношению друг к другу во времени и пространстве на половину шага дискретизации по каждой из переменных. Конечно-разностные уравнения позволяют определить электрическое и магнитное поля в данный момент времени на основании известных значений полей в предыдущий момент времени, и при заданных начальных условиях вычислительная процедура разворачивает решение во времени от начала отсчета с заданным шагом. Для двумерного случая метод КРВО реализован в программе «Максвелл +» [4].

Тестирование программы проведено для случая рассеяния на двумерном металлическом цилиндре круглого сечения, относительная погрешность вычислений составила порядка 0,19%. Сравнение аналитического и численного решения методом


93

КРВО показало, что данный метод может быть использован для расчета полей рассеяния протяженных цилиндров произвольного сечения. Ряд численных экспериментов, проведенных с цилиндрами различного сечения (квадратного, треугольного, шестиугольного), при их различной ориентации относительно направления падающей волны и электрических размеров (0,5 < L/λ< 5, где L – поперечный размер цилиндра, λ – длина волны), позволил сделать выводы относительно некоторых закономерностей, возникающих при рассеянии. Так, например, направление главного максимума рассеяния в указанном диапазоне длин волн совпадает с направлением падения плоской волны (прямое рассеяние) и составляет порядка 3-7 дБ. Если грань цилиндра, сечение которого представляет собой многоугольник (треугольник или квадрат), расположена перпендикулярно направлению падения волны, возникает существенное обратное рассеяние: для цилиндра квадратного сечения – порядка 5 дБ с и соизмеримое с прямым рассеянием для цилиндра треугольного сечения – 4 дБ. В случае, когда волна падает на угол цилиндра, обратное рассеяние ослабевает и достигает своего минимума (порядка -20 дБ), при этом появляются рассеяния в направлении смежных углов – для цилиндра квадратного сечения порядка 2 дБ в направлении перпендикулярном направлении падения волны и порядка 1 дБ под углом 60 градусов к направлению падения волны для цилиндра треугольного сечения.

Также с помощью программы «Максвелл +» был проведен расчет рассеянного поля от многослойного цилиндра, что позволило промоделировать покрытие металлического цилиндра поглощающими слоями для уменьшения ЭПР.

Данная работа была выполнена в рамках гранта Президента Российской Федерации для государственной поддержки молодых российских ученых – кандидатов наук (МК – 3384.2012.8).

ЛИТЕРАТУРА 1. Никольский В. В., Никольская Т. И. Электродинамика и распространение радиоволн. Учебное пособие. – М.: Наука, 1989. – 544 с. 2. Tavlov A., Hagness S. C. Computational Electrodynamics: The Finite-Difference Time-Domain Method. – Boston, London, Artech House, 2000. 3. Гринев А. Ю. Численные методы решения прикладных задач электродинамики. Учебное пособие. – М.: Радиотехника, 2012. – 336с. 4. Гринев А. Ю., Гиголо А. И. Численное моделирование распространения электромагнитных волн в однородных средах. Учебное пособие. – М.: Вузовская книга, 2012 г. – 84 с.

ЛАБОРАТОРНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ДИАГРАММЫ НАПРАВЛЕННОСТИ АНТЕНН С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РАДИОЛИНИЙ

Еропов С. И. Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

Существует большое множество разновидностей антенн, которые имеют различные

параметры, определяющие применение антенн. Каждая антенна обладает характеристикой направленности, графическое представление которой принято называть диаграммой направленности. Измерения диаграммы направленности являются значимыми при исследовании характеристик той, или иной антенны.

С целью улучшения точности измерений, а так же приводя их к автоматизированному способу, была разработана лабораторная установка для измерения диаграммы направленности антенн с использованием радиоканалов. Достигнутый при этом технический результат – обеспечение более высокой точности измерения параметров диаграммы направленности антенны и удобство бесконтактного управления по радиоканалу поворотом исследуемой антенны. Важным преимуществом лабораторной


94

установки является применение компьютера, позволяющего получать в реальном масштабе времени вид диаграммы направленности и ее параметры.

Для снятия диаграммы направленности исследуемая антенна перемещается в пространстве. Управление перемещением антенны осуществляется с компьютера. Отображение на экране компьютера значений диаграммы направленности и вращение антенны синхронизировано через компьютер. По окончании измерений на экране компьютера отображается диаграмма направленности и вычисляются ее характеристики: ширина диаграммы направленности, уровень боковых лепестков; направление главного максимума. Лабораторная установка позволяет получить высокую точность экспериментальных данных.

ИДЕНТИФИКАЦИЯ ТОЧЕЧНЫХ РАССЕИВАТЕЛЕЙ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ НЕЙРОННЫХ СЕТЕЙ РАДИАЛЬНО-

БАЗИСНЫХ ФУНКЦИЙ Ефимов Е. Н., Шевгунов Т. Я.


В данной работе рассматривается задача повышения детальности

радиолокационных изображений сложных объектов. В пределах размеров таких объектов может укладываться несколько элементов разрешения по дальности. Наблюдения осуществляются в присутствии аддитивного белого шума. При этом считается известной информация о форме зондирующего сигнала и характеристике направленности антенны, которые определяются на практике тактико-техническими характеристиками радара. Для повышения детальности изображения, что может служить шагом к последующему автоматизированному распознаванию целей, необходимо проводить идентификацию эффективных точечных центров рассеяния объекта, при отражении от которых зондирующего сигнала формируются наиболее интенсивные отклики в принятом сигнале. Под идентификацией точечных рассеивателей в первую очередь мы будем понимать определение координат их эффективных геометрических центров.

В работе [1] для решения представленной задачи предложено использовать параметрические методы оценки полюсов в спектральной области, координаты которых на комплексной плоскости могут быть пересчитаны в координаты центров рассеяния. Данный подход обладает рядом преимуществ, например, высокой точностью и доказанной субоптимальностью, однако, он имеет и несколько недостатков, к числу которых можно отнести высокие вычислительные затраты, негибкость модели, а также необходимость предварительной деконволюции (обращении свёртки) РЛ изображения.

Авторами данной работы предлагается альтернативный подход, при котором рассмотренная задача решается при помощи нейронных сетей радиально-базисных функций, составленных из простых адаптивных элементов. В первую очередь выполняется построение искусственной нейронной сети, составленной из элементов на основе радиальных базисных функций. Затем, на основе заданных ограничений по точности, выполняется аппроксимация полученного радиолокационного изображения, после чего параметры каждого рассеивателя могут быть вычислены исходя из синоптических весов нейронов, входящих в состав сети. Для создания нейронов на основе радиальных базисных функций (РБФ-нейронов) использовались простые адаптивные элементы, связанные определенным образом. Данный подход позволяет сохранить смысловое значение синоптических весов нейронов.

Аппроксимация выполняется посредством обучения созданной нейронной сети, используя данные исходного радиолокационного изображения в качестве обучающей выборки. В целом, обучение сети возможно производить несколькими методами в различных режимах. В зависимости от выбранного характера обучения, требуются


95

различные входные данные, различное время, затрачиваемое на обучение, так же различные методы отличаются по стабильности получаемого результата. В данной работе используется обучение с учителем (supervised learning), при котором обучаемой сети последовательно представляется набор примеров из обучающего множества. Используемый режим обучения – пакетный (batch), в качестве методов обучения рассмотрены метод градиентного спуска, применение коэффициента инерции (Momentum), а также метод, известный под названием Delta-Bar-Delta. Для указанных методов рассмотрены различные параметры, в первую очередь, коэффициент скорости обучения.

Иерархическая организация сети в виде системы вложенных адаптивных элементов позволяет осуществить последовательный процесс вычислений, необходимых в процессе обучения, от выхода сети к её входу. В работе [4] было предложено представить этот процесс обратного распространения ошибки с помощью функциональной схемы, которая получила название системной диаграммы представления обратного распространения (backpropagation diagrammatic representation). Такая диаграмма является наглядным средством, позволяющим описать функционирования алгоритма обратного распространения. Однако в своей работе авторы используют её как вспомогательный инструмент для упрощения вывода необходимых выражений при анализе динамических нейронных сетей, предназначенных для обработки сигналов, являющихся функциями времени. Этот инструмент также был заимствован впоследствии другими авторами, например [3, 5], как наглядный способ представления правил обратного распространения при изучении свойств нейросетей.

Для реализации прототипа программного обеспечения в качестве языка программирования выбран высокоуровневый язык программирования общего назначения Python, предоставляющий с одной стороны простую форму записи математических выражений, с другой – широкие возможности в области объектно-ориентированного программирования. Кроме этого данный язык обладает свободной лицензией и большой библиотекой готовых разработок для решения ряда вспомогательных задач моделирования.

Python поддерживает несколько парадигм программирования, в том числе структурное, объектно-ориентированное, функциональное, императивное и аспектно-ориентированное. Основные архитектурные черты — динамическая типизация, автоматическое управление памятью, полная интроспекция, механизм обработки исключений, поддержка многопоточных вычислений и удобные высокоуровневые структуры данных.

Характерной особенностью такого подхода является то, Python изначально является полноценным языком программирования, которые впоследствии использован во множестве проектов, так или иначе связанных с задачи моделирования.

При реализации прототипа программного обеспечения и проведении моделирования стоит отдельно отметить проекты, возможности которых применялись на практике. NumPy — это расширение языка Python, добавляющее поддержку больших многомерных массивов и матриц, вместе с большой библиотекой высокоуровневых математических функций для операций с этими массивами. Sage [8] — система компьютерной алгебры покрывающая много областей математики, включая алгебру, комбинаторику, вычислительную математику и матанализ. Sage представляет собой пакет программ со свободной лицензией, объединённый единым пользовательским и программным интерфейсами. Отметим ещё одно преимущество системы Sage, состоящее в том, что она распространяется под свободной лицензией.

Программная реализация разделена на две части – базовую (neurallib.py) и дополнительную (visualneurallib.py). Базовая часть выполнена в качестве пакета и включает необходимую для работы приложения иерархию классов. Дополнительная часть предназначена для работы в интерактивном режиме в составе Sage. Дополнительная часть


96

использует возможности Sage для ввода и вывода данных: генерация обучающих последовательностей, отображение графов, построение графиков и таблиц.

В качестве операционной системы, в которой проводилось численное моделирование, разработка, проверка и эксплуатация прототипа программного обеспечения выбрана система GNU/Linux. В качестве преимуществ этой системы стоит отметить широкий набор поддерживаемых архитектур процессора. GNU/Linux поставляется в большом количестве дистрибутивов, в которых ядро Linux соединяется с утилитами GNU и другими прикладными программами, что позволяет выбрать наиболее подходящую под конкретные решаемы задачи систему. Ещё одним преимуществом такого выбора является лицензия распространения GPL.

Важно отметить, что компоненты, начиная от операционной системы, заканчивая пользовательским интерфейсом подобраны с учётом GPL или GPL-совместимых лицензий, что позволяет развернуть работу системы на полностью свободном и открытом сервере под управлением GNU/Linux. Интерфейс при этом представляет собой многопользовательский Web-интерфейс, что позволяет сразу нескольким пользователям проводить работу с системой удалённо.

Данная работа содержит результаты численного моделирования по оценке параметров радиолокационной модели, состоящей из трех рассеивателей. Моделирование выполнено при различных отношениях сигнал-шум, так же выполнена оценка точности определения параметров в зависимости от отношения сигнал-шум и расстояния между импульсами. Работа включает в себя описание прототипа созданного программного обеспечения, использованного для численного моделирования. Полученные результаты говорят о достоверности примененного подхода.

ЛИТЕРАТУРА 1. Коновалюк М. А., Горбунова А. А., Кузнецов Ю. В., Баев А. Б., Алгоритм

извлечения информации из комплексного радиолокационного изображения сложной цели, 4-я всероссийская конференция «Радиолокация и радиосвязь», Москва, ИРЭ РАН, дек. 2010 г.

2. K. S. Narendra, K. Parthasarathy, Identification and Control of Dynamical Systems Using Neural Networks // IEEE Transactions on Neural Networks, Vol. 1, No. 1, March 1990, pp. 4–27.

3. С. Хайкин, Нейронные сети: полный курс, 2-е изд., испр.: Пер. с англ. – М.: ООО «И.Д. Вильямс», 2006, 1104 стр.

4. M. T. Hagan, H. B. Demuth, M. H. Beale, Neural Network Design, Martin Hagan, 2002, 736 p.

5. W. A. Stein and others. Sage Mathematics Software (Version 4.7.2). The Sage Development Team, 2012. http://www.sagemath.org.

ИССЛЕДОВАНИЕ РУПОРНО-ЛИНЗОВОЙ ТЕМ-АНТЕННЫ КАК ЭЛЕМЕНТА КОЛЬЦЕВОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ

Ефимова Н. А. Московский технический университет связи и информатики, г. Москва, Россия

Теоретически и экспериментально проведено исследование согласования и

характеристик излучения рупорно-линзовой ТЕМ-антенны в сверхширокой полосе частот. Теоретические результаты получены путем электродинамического моделирования на основе метода конечных элементов. Рассмотрены антенны с различной геометрией линзы. Проведено сравнение результатов численного и физического эксперимента.


97

МЕТОД УЧЕТА РЕФРАКЦИИ АТМОСФЕРЫ ПРИ РЕШЕНИИ ЗАДАЧИ НАВЕДЕНИЯ АНТЕННЫ НА ЦЕЛЬ

Жеребцов С. И., Кобузев А. Н. ОАО «Научно-производственный комплекс научно-исследовательский институт дальней

радиосвязи», г. Москва, Россия В настоящей конкурсной работе представлен метод расчета траектории

распространения радиолуча в атмосфере Земли. На основании этого метода решена задача определения угла места антенны, при наведении ее на цель с известными GPS координатами цели. Для вычисления траектории распространения радиолуча используется градиент коэффициента преломления. Атмосфера представляется не в виде слоев, на границе которых радиолуч преломляется, из-за различных значений коэффициента преломления на границах атмосферы, а в виде сплошной среды, в которой траектория распространения радиолуча представляется в виде дуги, непрерывно изменяющимся радиусом кривизны. В процессе работы было произведено моделирование расчетов траекторий радиолучей для различных дальностей и высот целей с различными значениями зависимостей коэффициента преломления от высоты.

ПОВЫШЕНИЕ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОСТИ ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКИХ

РАДИОЛИНИЙ ЗА СЧЕТ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДОВ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОГО КОДИРОВАНИЯ

Киреев Д. Г., Краснобабцев Ф. Ф., Марутин А. А., Поморцев П. М. ФГУП «Научно-производственное объединение «Техномаш», г. Москва, Россия

В настоящей конкурсной работе объектом исследования являются телеметрические

радиолинии (ТРЛ) перспективного радиотелеметрического комплекса (РТК) с элементами космического базирования.

Целью исследования является обеспечение требуемой помехоустойчивости радиолиний РТК с элементами космического базирования в условиях фиксированных уровня внеполосных излучений и мощности сигнала.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен анализ показателей, характеризующих используемые в настоящее время ТРЛ, ограничений, предъявляемых к космическим радиолиниям; разработана имитационная модель ТРЛ, использующих помехоустойчивое кодирование, получены оценки показателей ТРЛ, использующих помехоустойчивое кодирование при фиксированных мощности сигнала и уровне внеполосных излучений, сформулированы рекомендации по использованию помехоустойчивых кодов в ТРЛ перспективного РТК с элементами космического базирования.

СПОСОБ ОСЛАБЛЕНИЯ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ МОДИФИЦИРОВАННЫМ ВОДЯНЫМ ПАРОМ

Мурлага А. Р. ФГУП «Центральный научно-исследовательский радиотехнический институт

им. академика А. И. Берга» г. Москва, Россия

В настоящее время не теряют актуальности вопросы снижения радиолокационной (РЛ) и инфракрасной (ИК) заметности объектов воздушной и космической техники за счёт изменения свойств окружающей их среды. Так, например, французская фирма «Бертэн» разработала и внедрила на самолете «Мираж-3» систему подавления ИК излучения реактивного двигателя [1], а в «ЦНИРТИ им. академика А. И. Берга» была создана


98

технология ослабления и рассеяния электромагнитного излучения (ЭМИз), основанная на использовании объёмно-распределенных поглощающих образований (ОРПО) [2−3].

В подобных примерах в окружающую защищаемый объект среду внедряют посторонние вещества, что, в числе прочего, влечёт за собой:

− ограничение времени защиты, обусловленное жёсткими требованиями к массе и объёмам расходуемых средств, которые можно взять на борт;

− финансовые затраты, связанные с изготовлением расходуемых средств защиты; − загрязнение окружающей среды.

В данной работе изложен принципиально иной подход к решению проблемы, позволяющий устранить все вышеперечисленные недостатки: получение нужных свойств от среды путём прямого воздействия на неё, не привнося ничего извне. Новый способ ослабления энергии ЭМИз основан на поглощении излучения в парах воды, ионизируемых электромагнитными волнами частотой более Гц14105,7 ⋅ (нижняя граница

ультрафиолетового диапазона) при концентрации водяных паров ~ 3

410см

г− и удельной

мощности ионизации ~31

сммВт . Полученная в ходе модификации водяного пара

поглощающая среда обладает рядом достоинств: − она обеспечивает эффективное (~ 1…2 дБ/м) поглощение ЭМИз в миллиметровом

и сантиметровом диапазоне длин волн; − имеет значительное (~ не менее 10…15 минут) время жизни при отключённом

активаторе. Обнаруженный эффект ослабления энергии ЭМИз модифицированным водяным

паром может быть применён для защиты естественных и искусственных объектов, в т.ч. подвижных и маневренных, от естественных и искусственных излучений миллиметрового – сантиметрового диапазона длин волн. Для реализации концепции защиты на борту объекта необходимо установить только источник рентгеновского излучения. Условие по влажности окружающего воздуха (для работы способа она должна быть не менее 0,01%), как следует из [4], выполняется на всей территории СНГ в любое время года.

ЛИТЕРАТУРА 1. Air et Cosmos, 1990, 10, XI, № 1305, p. 11. 2. В. А. Алексашенко, Б. С. Лобанов, В. П. Солдатов. Технология формирования

объёмно-распределённых поглощающих образований (ОРПО)// Материалы конференции Десятого юбилейного международного форума «Высокие технологии XXI века». М.: ЗАО НПКФ «МаВР», 2009. – с. 9 – 15.

3. В. А. Алексашенко, В. П. Солдатов, А. А. Соловьев. Радиоэлектронная защита вооружения и военной техники сухопутных войск от высокоточного оружия// Обмен опытом в области создания сверхширокополосных радиоэлектронных систем: сборник докладов научно-технической конференции. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2008. – с. 5 – 15.

4. Атмосфера. Справочное издание/ под ред. Ю. С. Седунова и др. − Ленинград: «Гидрометеоиздат», 1991. – 512 с.

МОДЕЛИРОВАНИЕ КАСКАДОВ ПРИЕМНОГО ТРАКТА ДОПЛЕРОВСКОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА В

ЭЛЕКТРОННОЙ ЛАБОРАТОРИИ Романенко И. С.


Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является приемный тракт доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС). Целью исследований является анализ характеристик и параметров каскадов приемного тракта ДИСС ШО-13.


99

ДИСС предназначен для непрерывного автоматического вычисления составляющих вектора путевой скорости и угла сноса, а также пройденного пути в составе навигационного комплекса самолётов и вертолётов. Точность измерения отмеченных навигационных параметров зависит от характеристик ДИСС, достигаемых на этапе разработки данной системы.

Разработка любого радиоэлектронного устройства включает физическое или математическое моделирование. Физическое моделирование связано с большими материальными затратами, так как требует изготовление макетов и их трудоемкое исследование. Иногда чисто физическое моделирование просто невозможно из-за сложности устройства. В этом случае прибегают к математическому моделированию с использованием средств и методов вычислительной техники.

Одной из самых распространенных в мире систем автоматизированного проектирования электронной аппаратуры любого типа (аналоговой, цифровой, цифро-аналоговой) является электронная лаборатория Multisim, разработанная фирмой «NationalInstruments» с торговой маркой «Electronics Workbench». С помощью электронной лаборатории Multisim проведено моделирование каскадов приемного тракта ДИСС ШО-13. Для моделирования была использована принципиальная схема приемного тракта ДИСС ШО-13.

Разработанная модель приемного тракта ДИСС ШО-13 позволяет провести исследования параметров и характеристик каскадов тракта, и может быть использована в учебном процессе на лабораторных работах и практических занятиях при изучении соответствующих дисциплин.

КОГЕРЕНТНОЕ НАКОПЛЕНИЕ СПЕКТРАЛЬНЫХ СОСТАВЛЯЮЩИХ

КВАЗИНЕПРЕРЫВНОГО СИГНАЛА Русаков П. В., Коптелова М. В.

ОАО «ГСКБ «Алмаз-Антей» г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является устройство реализующее вычисление спектра входного сигнала, представленного в цифровом виде, по алгоритму БПФ. Данное устройство содержит процессор быстрого преобразования Фурье, предназначенный для узкополосной доплеровской фильтрации отражённого сигнала на основе цифрового спектрального анализа.

Целью исследований является определение моделированием разности фаз между спектральными составляющими квазинепрерывного сигнала (КНс) для возможности когерентного сложения N-го числа составляющих при приёме сигнала от цели, у которой изменяются дальность и доплеровское смещение.

Указанная цель достигается тем, что в устройство, содержащее процессор, вводится алгоритм вычисления разности фаз спектральных составляющих и их корректировки для когерентного сложения.

ПРОБЛЕМЫ СОЗДАНИЯ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ САНТИМЕТРОВОГО ДИАПАЗОНА

ДЛИН ВОЛН Токмаков Д. И.

ОАО «Радиофизика», г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является технология изготовления и конструктивные особенности системы охлаждения АФАР сантиметрового диапазона на основе каналов из плоских тонкостенных труб из нержавеющей стали 12Х18Н10Т.


100

Целью исследований является изучения возможности изготовления таковой системы охлаждения, поиск технологических и конструктивных решений, которые возможно применить в данной системе.

В процессе исследования были проведены расчеты по достижению требуемого контакта плоской тонкостенной трубы, проведена проверка расчетов на испытательном стенде, отработаны варианты соединений тонкостенных труб с более жесткими участками конструкции, в частности, с коллекторами и проведены испытания на технологических макетах. Приведены результаты расчетов и испытаний.

Так же предложены решения проблем, появившихся во время испытаний. Полученные результаты применяются для доработки конструкции и подготовки к

выпуску рабочего изделия, а так же полученный опыт учитывается при разработке новых систем.

СОВРЕМЕННЫЙ ОБЛИК БОРТОВОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ БЕСПИЛОТНОГО РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ОСНОВЕ

КВАЗИНЕПРЕРЫВНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ Трущинский А. Ю.


В настоящее время повсеместно используются зондирующие импульсы с внутриимпульсной частотной или фазовой модуляцией с последующим сжатием отраженных сигналов за счёт их корреляционной обработки. Однако использование импульсных зондирующих сигналов для расширения круга задач радиовидения обозначило их недостатки:

− сложность работы с высокими импульсными напряжениями на требуемых высотах, характерных для современных беспилотных разведывательных аппаратов (БРА);

− наличие ближней «мертвой зоны», затрудняющей обнаружение близко расположенных целей, которая достигает нескольких км.

Использование непрерывных зондирующих сигналов так же не позволяет в полной мере решить поставленные задачи, что связано с:

− необходимостью использовать две антенны (приёмную и передающую) с очень высокой степенью изоляции от проникновения излучаемого сигнала в приёмный тракт.

− ограничение по дальности в 10 – 20км. Для решения данной задачи предлагается использовать в современных

беспилотных разведывательных аппаратах радиолокационные станции с синтезированием апертуры антенны (РСА), работающие в квазинепрерывном режиме излучения, что обеспечивает отсутствие «мертвой зоны» у РЛС с одной стороны и имеется возможность преодоления ограничения на дальность действия с другой стороны.

В работе предлагается обработку квазинепрерывных сигналов в РСА БРА осуществлять путем комбинации алгоритмов сжатия непрерывного и импульсного сигналов в зависимости от дальности наблюдения, на основе алгоритма согласованной обработки траекторного сигнала. Предложенный в работе метод позволяет на базе существующих цифровых вычислительных систем с ограниченным быстродействием получать радиолокационное изображение (РЛИ) участка местности с детальностью, обеспечивающей решение задачи распознавания объектов картографирования до типа.

При всем многообразии подходов к синтезу системы обработки сигналов РСА процесс синтезирования апертуры антенны (получение сигналов iI ), характеризующих РЛИ элементов разрешения в одном канале дальности, в данном случае сводится к реализации алгоритма TKUI = .


101

Здесь [ ],...1 NII=I

=

NLN

L

UU

UU

............

...

1

111

U – матрица соответствующих амплитуд

отраженных сигналов на выходе смесителя, [ ]LKK ...1=K – матрица комплексных коэффициентов, L – количество элементарных отражателей в элементе разрешения и N – количество элементов разрешения в одном канале дальности.

Режим картографирования беспилотного разведывательного аппарата (λ=2.3см, V=60 м/c, Tc=2c, R=10 км, Fп=1кГц) с разрешением 1=xδ м, требует для получения РЛИ в режиме реального времени, только для осуществления сжатия по азимуту быстродействие БЦВМ сопQ /1043 6⋅≈ . С учетом обработки по дальности, при увеличении зоны обзора, дальности дистанционного зондирования земли, использования когерентного суммирования отчетов и т. д., требования к быстродействию БЦВМ непомерно возрастают. Это является причиной задержки в получении РЛИ того или иного участка местности, а иногда приводит и к полной потере этой информации.

С использованием предложенного алгоритма в зависимости от обстановки можно изменять разрешение получаемого РЛИ, выбирая значения N, L и учитывая быстродействие БЦВМ.

Применение описанного метода обработки траекторного сигнала позволяет получать РЛИ более высокого качества тех участков местности, которые наиболее интересны оператору-дешифровщику.

МОДЕЛИРОВАНИЕ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ В СРЕДЕ MATLAB

Хильченко Р. Г. Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

Одно из важных и перспективных направлений современной радиолокационной

техники связано с освоением активных фазированных антенных решеток (АФАР) и их использования в составе РЛС. Процесс создания АФАР является сложным и трудоемким, поэтому при ее разработки на первое место выходят современные методы моделирования. Такие методы позволяют значительно ускорить и автоматизировать процесс разработки системы, уменьшить объем физического макетирования. В результате моделирования формируется структура системы, и выбираются её основные элементы. Оперируя определённой элементной базой, модель строится с учётом её параметров и характеристик. В работе для моделирования АФАР используется программное обеспечение Matlab.

Основным структурным элементом АФАР является приемо-передающий модуль (ППМ), который включает в себя управляемые аттенюаторы и фазовращатели, усилители сигналов. Для отмеченных элементов разработаны модели в Matlab, на основе которых разработана модель АФАР в целом.

Так как АФАР содержат от сотен до нескольких тысяч модулей, то соответственно возникают вопросы обеспечения надежности функционирования АФАР. Существенная роль в обеспечении надежности отводится системе контроля и калибровки параметров (СККП) ППМ. В работе проведено моделирование СККП в Matlab, при этом разработан алгоритм контроля и калибровки параметров фазовращателей и аттенюаторов.

Проверка работоспособности аттенюаторов состоит в следующем. По сигналам управления включаются поочередно ППМ и сравнивается уровень выходного сигнала с соответствующего аттенюатора с априорными данными. Аттенюаторы, для которых условие сравнения совпадают, считаются исправными и соответствующие им ППМ


102

подвергаются дальнейшей проверке. Если же условие не выполняется, то принимается решение о неисправности ППМ, о чем производится запись в выделенный регистр памяти запоминающего устройства. Поиск неисправных фазовращателей основан на сравнении заведомо исправного фазовращателя с проверяемым фазовращателем.

Разработанные модели в программном пакете Matlab позволяют: исследовать различные алгоритмы формирования и управления диаграммой направленности АФАР; исследовать влияние не идентичности каналов АФАР на ее основные характеристики; использовать результаты моделирования для выбора или изменения элементной базы функциональных узлов АФАР; спроектировать автоматическую систему контроля и калибровки параметров ППМ.

МОДЕЛИРОВАНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ НАПРАВЛЕННЫХ СВОЙСТВ ВЫПУКЛОЙ АКТИВНОЙ ФАЗИРОВАННОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ

Чабаев Я. В. Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является выпуклая

активная фазированная антенная решетка (АФАР), устанавливаемая на борту воздушного судна. Целью исследований является оценить направленные свойства выпуклой АФАР.

В процессе конкурсной работы были получены аналитические соотношения для геометрии излучающего раскрыва и диаграммы направленности (ДН). Математическая модель ДН выпуклой АФАР строится по принципу сложения сигналов излучателей АФАР в дальней зоне. При разработке математической модели необходимо определить амплитуды и фазы сигналов отдельных излучателей АФАР в точке наблюдения с учетом всех известных факторов, связанных с геометрией излучающего раскрыва и со сканированием. К факторам связанных с геометрией излучающего раскрыва относятся положение излучателей и конфигурация раскрыва. К факторам связанных со сканированием относятся фазы питающих сигналов. Предполагается, что ДН излучателя близка к ДН изотропного излучателя. Возбуждение излучателей при остронаправленном излучении обеспечивает синфазное сложение полей в заданном направлении и зависит от положения излучателей в решётке.

На основе математических моделей ДН и излучающего раскрыва были получены графики ДН в азимутальной и угломестной плоскостях. Также были проведены исследования зависимостей ширины ДН и уровня боковых лепестков от угла сканирования в азимутальной плоскости. В результате анализа полученных данных исследований в заключение работы сформулированы выводы по направленным свойствам выпуклой АФАР.

КОММУТИРУЕМЫЕ АНТЕННЫЕ СИСТЕМЫ Х-ДИАПАЗОНА ДЛЯ ПРИМЕНЕНИЯ НА БОРТУ КА

Шаханов А. Е., Рученков В. А., Круть А. В. ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина», г. Химки, Московская область, Россия

Коммутируемые антенные системы (АС) состоят из унифицированных излучателей

различным образом ориентированных в пространстве для возможности обеспечения связи в заданном секторе углов. Перемещение луча диаграммы направленности (ДН) таких антенн осуществляется переключением излучателей, без применения фазирования в каналах. Данные системы в сравнении с системами на основе ФАР (так же осуществляющих перемещения луча электрическим способом) имеют более низкие массогабаритные характеристики, меньшую сложность и стоимость. Кроме этого позволяют осуществлять сканирование в большем секторе углов, в отличии от плоских


103

ФАР угол сканирования которых, как правило не превышает ±60°. Следует отметить что коммутируемые антенны при сеансе связи используют только один излучатель, наилучшим образом ориентированный на наземную станцию (НС), в следствии этого данные антенны уступают по коэффициенту усиления (КУ) АС на основе ФАР, в формировании ДН которых участвуют все излучатели решётки или группа излучателей. Построение коммутируемых АС из унифицированных излучателей позволяет сократить срок создания данных систем.

Коммутируемые антенные системы применяются в авиационных системах связи, работы по созданию таких систем для применения на борту КА в данный момент ведутся в ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина». Потребность появления таких систем вызвана необходимостью повышения качества целевой информации (ЦИ) поступающей с борта КА. КА дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) и астрофизические обсерватории при сеансах наблюдения могут изменять ориентацию в широких угловых диапазонах (±60° и более), поэтому для организации связи, бортовые антенны устанавливаются на привода обеспечивающих перенацеливание антенны в широком секторе углов. При работе таких приводов возникают вибрации, и возмущающие моменты, оказывающие негативное влияние на качество ЦИ, кроме этого применение приводов вызывает необходимость наличия на борту КА дополнительных средств обеспечения теплового режима. В силу этого работы по созданию коммутируемых антенн имеют высокую актуальность.

Так как коммутируемые антенны обеспечивают перекрытие заданного сектора диаграммами нескольких излучателей, и имеют высокий КУ в сравнении с одиночной антенной перекрывающей данный диапазон, это даёт возможность использовать коаксиальный, а не волноводный тракт. Использование коаксиального тракта сокращает массу КА, требует меньших трудозатрат по прокладке данных кабелей по элементам конструкции КА.

В процессе подготовки конкурсной работы были разработаны два варианта коммутируемых антенн, состоящие из 7 и 16 излучателей. Обе антенны могут осуществлять перемещения луча ДН в полусфере углов. Излучатели АС состоящей из 7 излучателей, имеют ширину ДН около 70° и КУ равный 6 дБ. Антенна имеет форму шестигранной усеченной пирамиды, на гранях которой располагаются излучатели. Данная система может быть использована для передачи целевой информации с низкоорбитальных КА и передачи служебной информации с КА находящихся на высокоэнергетических орбитах. Для передачи больших объёмов ЦИ с КА находящихся на высоких орбитах больше подходит АС из 16-ти излучателей, каждый излучатель которой формирует ДН шириной 50° и имеет КУ не менее 10 дБ. Излучатели АС выполнены в микрополосковом исполнении, что предполагает применение большого числа диэлектрических материалов, которые, как правило имеют низкую радиационную стойкость. Учитывая это, должны быть предусмотрены радиопрозрачные средства защиты излучателей от ионизирующего воздействия космического пространства. Или необходимо использовать в конструкции излучателей диэлектрические материалы с высокой радиационной стойкостью (например, в конструкции излучающего элемента АС состоящей из 7 излучателей используется радиационно-стойкий диэлектрик ФАФ-4Д). Радиационная обстановка зависит от параметров орбиты КА и требуемого срока его активного существования (САС), поэтому выбору материалов пригодных для создания излучателей должен предшествовать анализ параметров орбиты КА и САС. Микрополосковые излучатели для излучения в Х-диапазоне частот имеют малые размеры и легко компонуются друг с другом для образования антенной системы.

Важной составной частью данных АС является антенный переключатель (коммутационная система (КС)) надёжность которого определяет надёжность рассматриваемых систем. Переключатели могут быть выполнены в микрополосковом исполнении на основе диодов и ферритов или на основе электромагнитных реле. Оба варианта имеют свои преимущества и недостатки, в первом случае переключатели имеют


104

малые размеры, однако рассчитаны на коммутацию сигналов низких мощностей. Во втором случае переключатели имеют значительную массу (468 гр. для семи позиционного переключателя) и габаритные характеристики, однако могут работать с сигналами высокой мощности до 100 Вт и более. Так же следует отметить, что многопозиционные СВЧ переключатели на основе электромагнитных реле серийно производятся несколькими фирмами (DowKey, Narda Microwave и т. д.) их использование позволяет сократить сроки создания АС, но требует некоторой адаптации переключателя для его применения на борту КА. Переключатели управляются релейными командами.

Результаты, полученные в данной работе, в настоящее время используются в ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина» для создания и изготовления лабораторного образца коммутируемой АС из 7 излучателей.


5. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РОБОТОТЕХНИКА, ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ И АВИАЦИОННОЕ ВООРУЖЕНИЕ»


106

РАСЧЁТ НА БЕЗОПАСНОСТЬ ОТ ФЛАТТЕРА КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ МЕТОДОМ ПОЛИНОМОВ

Благодырёва О. В. ОАО «Корпорация «Тактическое Ракетное Вооружение»,


Флаттером называют незатухающие упругие колебания летательного аппарата (ЛА), возникающие в полёте, если скорость полёта достигает некоторой определённой величины. Эти колебания порождаются аэродинамическими воздействиями и относятся к классу автоколебаний. Опасность флаттера заключается в том, что возникающие при интенсивных колебаниях динамические напряжения могут достигнуть разрушающих, и выход из строя автоматической системы управления может привести к катастрофе ЛА.

Основным критерием, характеризующим флаттер ЛА, является величина критической скорости флаттера. Критической скоростью Vкр называется скорость полёта, при достижении которой возникают незатухающие упругие колебания ЛА. При скоростях больших Vкр колебания нарастают, а при меньших – затухают. Критическая скорость флаттера ЛА зависит от плотности и температуры воздуха, которые для различных высот имеют различные значения.

Основным критерием безопасности от флаттера является соотношение критической скорости флаттера Vкр и максимальной скорости полёта maxV , которую может достигнуть ЛА. Критическая скорость флаттера должна превышать maxV не менее чем в k раз, где

1.3k = – коэффициент запаса. ЛА может быть подвержен разнообразным формам флаттера. В каждой форме

флаттера обычно можно выделить основные «ведущие» степени свободы, изменение связи между которыми приводит к заметному изменению критической скорости. Так, например, для рулевых (элеронных) форм флаттера одной из таких ведущих степеней свободы будет угол отклонения руля (или элерона), другой – деформация поверхности, несущей руль.

При анализе флаттера первой встаёт задача выделения этих «ведущих» степеней свободы. Во многих случаях величина Vкр ЛА обусловлена характеристиками одной какой-нибудь его несущей части (например, крыльев), то есть можно пренебречь взаимодействием колебаний крыльев и остальных частей ЛА и считать крылья изолированными и даже как бы защемлёнными в неподвижную стенку. Задача существенно упрощается.

Расчёт каждой формы флаттера должен быть выполнен для всех режимов полёта (или для всей возможной траектории полёта). Критическая скорость существенно зависит от плотности воздуха (высоты полёта) и его сжимаемости (числа М).

При решении задачи о флаттере, как правило, ограничиваются определением границы устойчивости упругих колебаний конструкции в потоке воздуха. Поэтому рассматривают малые колебания.

Конструкцию ЛА схематизируют девятью типами элементов, которые позволяют описать ЛА или какую-либо из его частей в целом. Этим типам элементов присвоены следующие условные названия: 1) балки, работающие на изгиб; 2) балки, работающие на кручение; 3) панели; 4) ортотропные панели; 5) элероны; 6) линейные части; 7) сосредоточенные массы; 8) пружины; 9) трапеции.

Одним из методов расчёта деформации конструкции при колебаниях является метод полиномов, основанный на методе Ритца. Деформацию ( ), ,w x z t какой-либо несущей поверхности (а также фюзеляжа) представляют в виде степенного ряда по координатам x и z, при этом неизвестные коэффициенты ряда принимают за обобщённые координаты:

Робототехника, интеллектуальные системы и авиационное вооружение

107

( )0

, , ( ) k kp qk

kw x z t u t x z

∞

=

=∑ ,

где x – координата по потоку, z – координата по размаху, t – время, ( )ku t – обобщённая координата. Набор показателей степеней задаётся таблицей. На практике ограничиваются конечным числом N членов ряда, оставляя из младших степенных функций только такие, которые соответствуют характеру граничных условий данной конкретной задачи. Степень полученного многочлена зависит от того, сколько тонов собственных колебаний считается необходимым учитывать при расчёте на флаттер. Она должна быть примерно вдвое больше числа узловых линий, встречающихся на крыле (оперении) соответственно вдоль осей x и z.

Дифференциальные уравнения задачи о малых колебаниях получаются из уравнения Лагранжа второго рода, если за обобщённые координаты выбрать коэффициенты ряда ( )ku t :

, 1,...,kk k

d T Q k Ndt u u ∂ ∂Π

+ = = ∂ ∂ ,

где Π – потенциальная энергия, T – кинетическая энергия, kQ – обобщённые внешние силы. Кинетическую и потенциальную энергию колебаний представляют квадратичными формами от обобщённых скоростей и обобщённых координат, соответственно.

Решениями системы N уравнений Лагранжа являются вектор собственных частот системы и матрица, соответствующая собственным формам в обобщённых координатах. Собственная частота колебаний – это угловая частота колебаний, которая зависит только от параметров системы и не зависит от начальных условий. Конфигурации системы, получающиеся в процессе свободных колебаний и соответствующие собственным частотам, называют собственными формами. С помощью матрицы перехода полученные собственные формы из обобщённых координат преобразуют в физические.

Изучение поведения ЛА при свободных колебаниях помогает характеризовать поведение ЛА в условиях воздействия на него внешних аэродинамических сил.

Для элементов, схематизирующих конструкцию, вычисляют матрицы инерции, жёсткости, аэродинамического демпфирования и аэродинамической жёсткости. Из полученных матриц составляют общую матрицу, собственные значения которой являются собственными частотами аэродинамической системы в потоке воздуха. Среди этих частот находят частоту, при которой возникают незатухающие колебания. Соответствующая этой частоте скорость полёта (при заданных параметрах плотности атмосферы и числа М) и является критической скоростью флаттера.

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ВОЛНОВОГО

ГИДРОДВИГАТЕЛЯ ПО ЕГО ПЕРЕДАТОЧНОЙ ФУНКЦИИ Бобров А. Н.

Военная академия ракетных войск стратегического назначения им. Петра Великого (филиал), г. Серпухов, Московская область, Россия

Для повышения вероятности выполнения поставленной задачи летательный

аппарат должен иметь необходимые аэродинамические, скоростные и габаритно-массовые характеристики. Осуществление маневра на траектории невозможно без применения исполнительных механизмов рулевых приводов. Варианты применения исполнительных механизмов рулевых приводов на борту летательного аппарата могут быть различными, в связи с этим исследование их статических и динамических характеристик является актуальной задачей.

Объектом исследований в настоящей работе является передаточная функция волнового гидродвигателя.


108

Целью исследований является получение статических и динамических характеристик волнового гидродвигателя с помощью системы математического моделирования VisSim для их анализа и формулирования выводов.

В процессе выполнения работы обобщены сведения о системе органов управления как составной части комплекса управления движением летательного аппарата.

Рассмотрены общие положения функционирования исполнительного механизма на основе волнового гидродвигателя.

В процессе математического моделирования получены следующие характеристики волнового гидродвигателя:

1. Зависимость изменения угла поворота выходного вала от возмущающего момента на выходном валу волнового привода.

2. Зависимость изменения угла поворота выходного вала и постоянной времени от жесткости волнового привода.

3. Зависимость изменения времени установления и времени регулирования от передаточного числа волнового привода.

4. Амплитудная и фазовая частотные логарифмические характеристики волнового привода.

Полученные в ходе исследования характеристик передаточной функции волнового привода результаты позволяют использовать их при формировании соответствующих требований к конструкции волнового привода, получать прогнозные показатели параметров двигателей при предварительном моделировании.

Материал исследования также может быть использован при проведении учебных занятий по теме «Исполнительные механизмы летательных аппаратов».

СИСТЕМА ЗАЩИТЫ ОБЪЕКТА ОТ СРЕДСТВ ВОЗДУШНО–КОСМИЧЕСКОГО

НАПАДЕНИЯ Болотин А. А.


Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является система защиты объекта от средств воздушно–космического нападения, содержащая обзорно-прицельную и навигационную систему, бортовую вычислительную систему, определяющую угловые поправки стрельбы, силовые приводы установки, пушечную установку

Целью исследований является повышения эффективности системы защиты объекта на основе повышения точности прицеливания по средствам воздушно-космического нападения.

В процессе выполнения конкурсной работы разработан метод, структура и логика функционирования системы защиты объекта от средств воздушно-космического нападения, приведены результаты моделирования разработанных алгоритмов.

Актуальность работы обусловлена тем, что в настоящее время прицельная подсистема входящая в состав системы защиты объектов от средств воздушно–космического нападения не обеспечивает заданную точность и следовательно эффективность стрельбы по воздушным целям.

Так, например известен способ защиты объекта в виде боевой машины, заключающийся в обнаружении и опознавании цели, визуальном определении скорости, ракурса и дальности до цели, выборе точки визирования на кольцах сетки прицела в соответствии с ракурсной скоростью цели, стрельбе по воздушной цели [1].

Так, например, известна подсистема защиты объекта в виде боевой машины от средств воздушного нападения, включающая коллиматорный прицел наводчика, механизм наведения, крупнокалиберные зенитные пулеметы [1].

Недостатком вышеприведенного способа и реализующей его подсистемы является низкая эффективность стрельбы по воздушным целям, обусловленная большими


109

погрешностями глазомерного способа определения дальности до цели и ракурсной скорости цели.

Известен способ защиты самолетов-бомбардировщиков от атакующих целей, заключающийся в поиске (обнаружении), захвате целей на сопровождение, сопровождении цели прицельно-навигационной системой с выдачей необходимых параметров в бортовой вычислитель, определении угловых поправок стрельбы с отработкой их силовым приводом пулеметной (пушечной) установки (ПУ) и стрельбе по цели [2].

Недостатком приведенного способа является сложность прицельного алгоритма, представляющего собой систему восьми нелинейных уравнений, что приводит к трудностям (или даже невозможности) реализации его даже на современных бортовых цифровых вычислительных машинах (ЦВМ). Предлагаемые там же [2] упрощенные зависимости прицельного алгоритма, предназначенные для реализации на аналоговых вычислителях, вносят большие методические ошибки.

Другим существенным недостатком, возникающим при решении вышеописанной системы нелинейных уравнений, является влияние и взаимовлияние каналов (следящих систем).

Известен способ защиты от средств воздушного нападения, заключающийся в поиске и обнаружении целей, взятии их на сопровождение, сопровождении и определении угловых поправок стрельбы, стрельбе с учетом их по цели [3].

Известна система огневой защиты, которая содержит обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, определяющую угловые поправки стрельбы, силовые приводы установки, пулеметную (пушечную) установку [3].

Однако допущения, сделанные при выводе прицельного алгоритма, приводят к большим систематическим ошибкам в выработке упреждений, а следовательно, и к значительному снижению эффективности стрельбы по средствам воздушного нападения.

Известен способ защиты объекта, заключающейся в обнаружении и опознавании цели, взятии ее на сопровождение, сопровождении, определении скорости сближения цели с носителем, вычисление абсолютной начальной скорости снаряда, нахождении времени полета снаряда и упрежденной дальности до цели, определении угловых поправок стрельбы с учетом их по цели, стрельбе пушечной установки по цели [4].

Известна система защиты объекта от средств воздушного нападения, которая содержит обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, силовые приводы установки, пулеметную (пушечную) установку, при этом бортовая вычислительная система содержит блок формирования угла упреждения в горизонтальной плоскости, блок формирования угла упреждения в вертикальной плоскости, блок формирования упрежденной дальности до цели, блок формирования полетного времени, блок формирования абсолютной начальной скорости, блок формирования скорости сближения [4].

Недостатком данного способа и устройства является недостаточная точность прицеливания, так как при формировании углов упреждения для стволов оружия используются данные о начальной и абсолютной начальной скорости без учета износа канала ствола оружия.

Предлагается способ защиты объекта, заключающейся в обнаружении и опознавании цели, взятии ее на сопровождение, сопровождении цели, определении скорости сближения цели носителем, определении начальной и абсолютной начальной скорости снаряда, нахождении времени полета снаряда и упрежденной дальности до цели, с учетом фактической начальной и абсолютной начальной скорости снаряда, полученной с учетом износа канала ствола оружия, определение углов упреждения на движение цели и носителя.

Реализация предлагаемого способа защиты объекта от средств воздушного нападения осуществляется системой, содержащей обзорно-прицельную, навигационную


110

системы, бортовую вычислительную систему, блок определения начальной скорости снаряда, силовые приводы установки, пушечную установку, первый и второй датчики, при этом выходы обзорно–прицельной системы и навигационной системы соединены соответственно с первой и второй группой входов бортовой вычислительной системы, первый и второй выходы которой соединены с силовыми приводами установки, выходы которых соединены с пушечной установкой, выходы датчиков соединены с первым и вторым входами блока определения начальной скорости, выход которого соединены третьим входом бортовой вычислительной системы.

Блок определения начальной скорости снаряда, содержит дифференцирующую цепь, генератор импульсов, сдвиговый регистр, элемент НЕ, элемент И, первый и второй счетчики импульсов, задатчик сигналов, делитель, блок памяти, которые определенным образом связаны между собой.

В момент начала стрельбы при включении питания обеспечивается подготовка блока определения начальной скорости снаряда к измерению. При этом от источника питания происходить обнуление сдвигового регистра, и счетчиков блока определения начальной скорости снаряда по следующей цепи, источник питания через дифференцирующую цепь на вторые входы сдвигового регистра, первого и второго счетчиков.

Во время стрельбы зенитной пушки на выходах датчиках закрепленных на выходах канала ствола возникают сигналы, которые поступают последовательно на первый и второй входы блока определения начальной скорости снаряда. При этом сигналы поступают соответственно на первый вход сдвигового регистра и вход элемента НЕ, на третий вход сдвигового регистра поступает сигнал с выхода генератора импульсов.

В момент поступления сигнала с выхода первого датчика на первый вход сдвигового регистра, с его выхода сигнал поступает на первый вход первого счетчика и элемента И, на второй и третий входы которого поступают сигналы соответственно с выхода элемента НЕ и выхода генератора импульсов.

С выхода элемента И сигнал поступает на первый вход второго счетчика, с выхода которого поступает на первый вход делителя, на второй вход которого поступает сигнал с выхода задатчика сигналов, а с выхода делителя сигнал поступает на первый вход блока памяти, на второй вход которого поступает сигнал с выхода первого счетчика, выход блока памяти является выходом блока определения начальной скорости снаряда.

В момент поступления сигнала с выхода второго датчика на вход элемента НЕ, сигнал с его выхода и соответственно со второго входа элемента И снимается, тем самым прекращая подсчет импульсов вторым счетчиком.

Таким образом, на выходе блока памяти хранятся сигналы соответствующие количеству произведенных выстрелов и начальной скорости снаряда.

Формирования упрежденной дальности осуществляется следующим образом. По нулевому начальному значению упрежденной дальности определяется нулевое приближенное значение полетного времени. Далее с использованием информации с обзорно-прицельной и навигационной систем вычисляется первое приближение упрежденной дальности, которое поступает на вход алгоритма формирования полетного времени вместе со значением абсолютной начальной скорости с выхода алгоритма формирования абсолютной начальной скорости снаряда, а также относительной плотности воздуха. Вычисляется первое значение полетного времени, которое поступает на вход алгоритма формирования упрежденной дальности, где осуществляется вторая итерация вычислений.

Итерации продолжаются до тех пор, пока модуль разности двух последовательных приближений не будет менее заданной малой величины.

На основе полученных значений упрежденной дальности, времени полета снаряда, начальной и абсолютной начальной скорости снаряда, скорости сближения средств воздушного нападения и объекта защиты происходит определении угловых поправок стрельбы.


111

Далее комбинация выработанных поправок по каждому из каналов поступает на вход силового привода.

Силовые привод, обрабатывая управляющие сигналы с учетом сигнала обратной связи, в каждый момент времени разворачивают стволы пушечной установки в нужном направление и происходит стрельба пушечной установки по цели.

На основе результатов моделирования, можно сделать вывод о повышение точности прицеливание.

ЛИТЕРАТУРА 1 Теория стрельбы из танков / Под ред. Н. И. Романова. − М.: Академия

бронетанковых войск им. маршала Малиновского Р.Я., 1973, с.315-328. 2 Мубарашкин Р. В. и др. Прицельные системы стрельбы, ч.1. − М.: ВВИА

им. проф. Н. Е. Жуковского, 1973, с.78−90, 96,97. 3 Преснухин Л. Н. и др. Основы теории и проектирования приборов

управления. − М.: Оборонгиз, 1960, с.200, 201. 4 Способ защиты боевой машины от средств воздушного нападения и

система для его осуществления, Патент РФ на изобретение № 2087832, Заявка № 95100709/02, опубл. 17.01.1995г, патент опубл. 20.08.1997 г.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ВОЛНОВОЙ

ПЕРЕДАЧИ С ТЕЛАМИ КАЧЕНИЯ НА ЕЁ КИНЕМАТИЧЕСКУЮ ТОЧНОСТЬ Васильев М. А.


Погрешности изготовления механического редуктора исполнительного механизма

электропривода приводят к появлению дополнительной составляющей динамической ошибки и могут существенно ухудшить точность следящей системы. Использование в качестве редуктора волновых передач с телами качения теоретически позволяет увеличить кинематическую точность привода за счет многопарного зацепления в передаче, однако практические оценки влияния погрешностей ее изготовления на точность привода в технической литературе либо отсутствуют, либо связаны с большим количеством допущений при анализе и не могут считаться точными. В данной работе предлагается методика исследования влияния технологических погрешностей при изготовлении волновой передачи с телами качения на ее кинематическую точность, основанная на моделировании в программной среде MSC.Adams.

Кинематическая точность волновых передач с телами качения определяется точностью монтажа и допусками на отклонения от номинальных размеров основных деталей передачи (жесткого колеса, волнообразователя, тел качения, сепаратора, валов), которые в свою очередь определяются технологическими процессами, применяемыми при изготовлении деталей.

На точность изготовления волновой передачи с телами качения влияют следующие факторы: – погрешности кинематических цепей зубонарезных и зубообрабатывающих станков и поверхностей зубообрабатывающего инструмента (вызывают неточность основного шага и профиля жесткого колеса); – погрешности установки заготовки (например, ошибки установки заготовки при производстве жесткого колеса, приводящие к непараллельности направления движения фрезы и оси вращения заготовки, приводит к отклонению направления впадины; перекос заготовки волнообразователя может привести к эллипсности основной окружности и т. д.). – точность установки режущего инструмента – радиальное биение фрезы и осевое биение шпинделя вызывает отклонение профиля жесткого колеса. – точность изготовления и восстановления конструкторских и технологических баз.


112

На кинематическую точность волновой передачи с телами качения влияют допуски на следующие размеры: диаметр тел качения, диаметр диска волнообразователя и его эксцентриситет, диаметр отверстия сепаратора под тело качения, профиль зуба жесткого колеса и равномерное распределение зубьев жесткого колеса по окружности. Кроме того, необходимо учитывать эллипсность поверхности диска волнообразователя, отклонения формы тел качения, отклонение профиля жесткого колеса по периоду и т. д.

В данной работе используется модель одноступенчатой волновой передача с телами качения с остановленным сепаратором, при этом ведущим звеном передачи является вал волнообразователя, ведомым – жесткое колесо. Жесткое колесо имеет 10 периодов, и, таким образом, передаточное число равно 10. Сепаратор имеет 9 отверстий под тела качения – шарики, но в целях сокращения времени машинного эксперимента используются 3 шарика, расположенные в 1-ом, 4-ом и 7-ом отверстиях сепаратора, т.е. расположенные равномерно по окружности сепаратора через 120°. Моделируется единственный вид технологической погрешности – отклонение диаметра диска волнообразователя от номинального значения на 0,08 мм в меньшую сторону.

Кроме того, в работе исследуется также вторая модель, отличающаяся от описанной выше тем, что оси отверстий сепаратора направлены в точку, смещенную относительно центральной оси сепаратора, что соответствует ошибке установки заготовки сепаратора в шпиндель при изготовлении отверстий под тела качения.

Твердотельные модели передач с указанными характеристиками, созданные в SolidWorks, экспортированы в MSC.Adams, где звеньям передачи установлены следующие ограничения на степени свободы:

Joint1 – волнообразователь, представляющий собой вал с закрепленным на нем с эксцентриситетом диском – только вращение относительно оси вала.

Joint2 – жесткое колесо – только вращение относительно собственной оси, совпадающей с осью вращения вала волнообразователя (оси вращения узлов Joint2 и Joint1 совпадают).

Joint3 – сепаратор – полностью зафиксирован. Joint4, Joint5, Joint6 – шарики, находящиеся в 1-ом, 4-ом и 7-ом отверстиях

сепаратора соответственно – принято допущение, что каждый шарик имеет одну степень свободы, дающую возможность поступательного движения вдоль оси отверстия сепаратора, в котором он расположен (в 1-ой модели оси поступательного движения шариков направлены к центральной оси передачи, во 2-ой модели – в точку, смещенную относительно центральной оси).

В результате моделирования в программной среде MSC.Adams были получены следующие результаты.

Для первой модели кинематическая ошибка выходного звена (жесткого колеса) содержит статическую составляющую и следующие периодические составляющие:

1. низкочастотную составляющую, период которой равен периоду одного оборота жесткого колеса.

2. среднечастотную составляющую, период которой равен периоду одного оборота волнообразователя;

3. высокочастотную составляющую, частота которой равна произведению количества шариков на частоту среднечастотной составляющей.

Для второй модели кинематическая ошибка выходного звена имеет тот же характер, что и для первой, но не содержит третью (высокочастотную) из приведенных выше периодических составляющих.

Результаты моделирования, проведенного в данной работе, позволяют сделать вывод о перспективности предложенного подхода для определения влияния производственных погрешностей на кинематическую точность волновой передачи с телами качения.


113

РАЗРАБОТКА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПОДХОДА К ПОЛУЧЕНИЮ МАТЕМАТИЧЕСКОГО ОПИСАНИЯ И ПОСТРОЕНИЮ РЕГУЛИРОВОЧНЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ «ИУМ — ИД» С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СИСТЕМЫ MATHEMATICA

Гущина С. Э. ОАО Научно-производственное объединение «Родина», г. Москва, Россия

При проектировании электро-, гидро- и пневмоприводов современных

авиационных и робототехнических систем необходимо выполнять расчёт динамических, механических, регулировочных и энергетических характеристик, что сопряжено со значительными временными затратами. Разработка автоматизированных подходов к формированию соответствующих характеристик, позволяющих значительно сократить соответствующие этапы проектирования, является актуальной задачей.

В настоящей работе предложен автоматизированный подход к формированию регулировочных характеристик системы привода «импульсный усилитель мощности — исполнительный двигатель» состоящий из следующих этапов: 1) получение для каждого импульсного режима аналитического описания среднего значения напряжения в зависимости от скважности широтно-импульсного сигнала (ШИС); 2) составление для всех интервалов периода ШИС систем дифференциальных и алгебраических уравнений при каждом импульсном режиме; 3) получение аналитических выражения для скорости вращения вала двигателя и её амплитуды пульсации при всех импульсных режимах; 4) получение аналитического описания граничных линий для каждого импульсного режима; 5) объединение соответствующих аналитических описаний импульсных режимов и их граничных линий для получения математического описания регулировочных характеристик метода импульсного управления; 6) создание демонстрационной панели, позволяющей исследовать форму регулировочных характеристик, эпюры напряжения и скорости в течение ШИС. Автоматизация получения математического описания выполнена с помощью системы Mathematica, позволяющей работать с символьными данными.

Предложенный подход был применён для получения математического описания регулировочных характеристик всех пяти импульсных режимов и одиннадцати методов импульсного управления. С использованием языка Mathematica создана демонстрационная панель, которая позволяет задавать значения параметров двигателя и напряжения питания, изменять частоту ШИС и для всех методов импульсного управления автоматизировать построение регулировочных характеристик, а для текущей точки — отобразить на периоде ШИС эпюры напряжения на якорной обмотке и угловой скорости ротора двигателя и вычислить значение амплитуды пульсации угловой скорости.

Разработанный автоматизированный подход к формирования регулировочных характеристик позволяет значительно сократить соответствующий этап проектирования современных приводных систем космической, авиационной, автомобильной, офисной и бытовой техники.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 12-08-01045а.

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ РАБОТЫ РЕГУЛЯТОРА ДАВЛЕНИЯ Дон Д. С., Борисов В. Н., Поляков В. А.

ОАО «Корпорация «МИТ», г. Москва, Россия

Материальные затраты на их экспериментальную отработку современной техники могут быть снижены увеличением доли численных экспериментов. С этой целью была разработана представленная в данной работе специальная методика математического


114

моделирования работы РД (регулятора давления). Математическая модель воспроизводит характер функционирования регулятора давления в составе объекта регулирования на различных режимах, учитывая его конструктивные особенности.

Исходя из предъявляемых к модели требований, для расчёта газодинамических параметров внутри РД принимается модель одномерного течения газа. При этом неравномерность полей скоростей в расчётных сечениях учитывается газодинамическими коэффициентами μ, принимаемыми на основе опытных данных. Это позволяет значительно сэкономить вычислительные ресурсы, сохраняя приемлемую точность моделирования. Таким образом, требования модели к вычислительным ресурсам приемлемы для проведения численных экспериментов (в том числе в составе других математических моделей) средствами современной рабочей станции.

Точность созданной модели была оценена по погрешности воспроизведения серии телеметрий регулируемого давления при пневмоиспытаниях. По результатам оценки установлена погрешность математического моделирования сравнимая с погрешностью измерений при проведении физических экспериментов, при этом характер моделируемой работы регулятора соответствует действительному. В связи с этим допускается использование разработанной математической модели регулятора давления для замены части физических экспериментов численным моделированием. Увеличение доли численных экспериментов позволит уменьшить количество мат. части, стендовой оснастки и другого оборудования и материалов требующихся для проведения экспериментальной отработки.

СТЕНД ДЛЯ ОТРАБОТКИ МЕХАНИЗМА РАСКЛАДЫВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ И ПРОВЕРКИ НА СТАТИЧЕСКУЮ ПРОЧНОСТЬ КОРПУСА ПОД ВОЗДЕЙСТВИЕМ МЕХАНИЧЕСКИХ НАГРУЗОК

Качаев И. В. ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»,


Рассмотрены два стенда для отработки механизма раскладывания аэродинамических поверхностей и проверки на статическую прочность корпуса объекта под воздействием механических нагрузок, действующих в полете.

МОДИФИКАЦИЯ АЛГОРИТМОВ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОЙ ИНТЕГРИРОВАННОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ АВТОНОМНОГО

КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Кружков Д. М., Ким Р. В.


В настоящей работе описывается модернизация разработанной ранее астро-

спутниковой навигационной системы, построенной по глубокоинтегрированной схеме комплексирования различных навигационных приборов. В состав системы входит ГНСС – приемник и астро-датчики. Целью модернизации является повышение устойчивости и точности вырабатываемого навигационного решения. Достигнуть этой цели предполагается внедрением в систему следующих доработок:

• Увеличение числа обрабатываемых в интегральном фильтре измерений за счет применения межспутниковых измерений взаимных дальностей;

• Использование фазовых измерений в процессе выработки навигационного решения;


115

• Включение в состав бортового комплекса дополнительной ГНСС – антенны, ориентированной в направлении от Земли, для целевого космического аппарата на высокоэллиптической орбите;

• Формирование вида диаграммы направленности с максимальным качеством приема полезного навигационного сигнала от спутников СНС и одновременно удовлетворяющего условиям минимизации влияния помехи; В связи с расширением набора моделируемых процессов состав программного

комплекса – имитатора потребовалось дополнить следующими моделями, описанными в настоящей работе:

• Фазовых измерений ГЛОНАСС/GPS приемника. • Определения углов ориентации КА на основе измерений ГЛОНАСС/GPS

приемника, оснащенного многоантенной системой и функционирующего в режиме фазовых измерений.

• Беззапросных межспутниковых измерений. • Формирования радионавигационных параметров с учетом особенностей приема

сигналов двусторонней антенной системой ГЛОНАСС/GPS приемника КА на высокоэллиптических орбитах. Также были реализованы перечисленные ниже алгоритмы:

• Модернизированной интеграции данных астроприборов, измерений радионавигационных параметров ГЛОНАСС/GPS приемника и результатов межспутниковых измерений с использованием интегрального фильтра Калмана;

• Адаптивный алгоритм проведения коррекций интегрального фильтра в зависимости от условий наблюдаемости источников навигационной информации;

• Формирования требований к апертуре активной фазированной антенной решетки ГНСС целевого КА, обеспечивающей с одной стороны высокую чувствительность к сигналам ГНСС и эффективное подавление действия помех с другой. В работе приведены результаты имитационного моделирования процесса

функционирования модернизированной астро-спутниковой навигационной системы. Произведен их анализ и показана эффективность проведенной модификации навигационного комплекса. Получены количественные характеристики точности вырабатываемого системой навигационного решения, которая составляет в установившемся режиме работы интегрального фильтра не более 10 м (среднеквадратическое отклонение) для ЦКА на ГСО и не более 20 м для ЦКА на ВЭО.

ПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГО-БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ РАКЕТ БЛИЖНЕЙ ТАКТИЧЕСКОЙ ЗОНЫ

Курчанов М. В. ФГБОУ ВПО «Тульский государственный университет», Институт высокоточных

систем им. В. П. Грязева, г. Тула, Тульская область, Россия

Современные комплексы высокоточного оружия (ВТО), давно перестали являться средством устрашения предполагаемого противника, в настоящее время это симбиоз научно-технической мысли человека, производственных и технологических возможностей изготовителя. По ТТХ вооружения, можно судить о состоянии научно-технической базы, современных технологиях, которыми владеет страна изготовитель. Все современные достижения в науке моментально находят применение в комплексах ВТО.

В Российской федерации в течение последних двух десятков лет развитие систем вооружения сосредоточенно на экстенсивном направлении. В связи с этим в развитии высокоточных ракетных систем образовалось направление по совершенствованию, как конструкционно-технологических параметров, так и энерго-баллистической эффективности летательного аппарата. В рамках данного направления для


116

малогабаритных управляемых ракет существует возможность повысить их летные характеристики посредством представленных трех различных способов, а именно: разгонно-поражающая двигательная установка, адаптивные органы управления и создание крутящего момента с помощью нарезных канавок на корпусе управляемой ракеты.

АЛГОРИТМ РАСПОЗНАВАНИЯ ВИЗУАЛЬНЫХ ОБРАЗОВ

Лясота Д. В. ГП «КБ Южное», г. Днепропетровск, Украина

Объектом исследования в данной работе является алгоритм распознавания

объектов по их изображениям – визуальным образам. Целью исследования является разработка алгоритма, способного распознавать и

классифицировать объекты различного рода по их двумерным изображениям, которые получены с помощью различного типа аппаратуры.

В процессе выполнения конкурсной работы был разработан алгоритм, способный распознавать объекты по их двумерным изображениям. Описан алгоритм отделения объекта от фона, выделение его контура, сведения к его вектору энергетических признаков с помощью адаптивного вейвлет-пакетного преобразования. С помощью лог-полярного преобразования с последующей корреляцией с опорным двумерным сигналом устранён поворот объекта на априори неизвестный угол. На примере распознавания плоских геометрических фигур доказана работоспособность и устойчивость алгоритма.

Описана возможность применения данного метода в различных отраслях науки и техники для анализа изображений объектов произвольной природы. Указана возможность адаптации алгоритма для широкого спектра задач.

КОНСТРУКЦИЯ БЛА ПЕРЕХВАТА МАЛОВЫСОТНЫХ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ В ГОРНОЙ МЕСТНОСТИ

Московкин А. Ю. Военный авиационный инженерный университет, г. Воронеж, Россия

Актуальность работы в использовании естественных складок рельефа местности в

поймах рек, горной, холмистой местности для скрытия боевого применения маловысотных крылатых ракет (МКР). С большей вероятностью можно определить места, где невозможно расположить стационарные и мобильные комплексы ПВО для нормальной работы. С большой вероятностью прокладку маршрута МКР противника следует ожидать именно в этих местах. Случайное кратковременное обнаружение прохода крылатых ракет противника стационарными комплексами ПВО между сопками не дает полноценной информации для их перехвата.

Поэтому, проблема, разрешаемая в данной работе определяется тем, что в условиях горной, холмистой местности, в поймах рек, местности с глубокими каньонами, с другими складками местности существующие стационарные комплексы ПВО не всегда обладают достаточной эффективностью при перехвате МКР.

Одним из способов в интересах повышения эффективности ПВО при перехвате маловысотных крылатых ракет является использование БЛА с ракетами класса «воздух-воздух».

Цель работы − повысить эффективность существующих стационарных и мобильных комплексов ПВО при перехвате крылатых ракет, использующих маловысотные траектории, путем разработки конструкции БЛА ПВО в интересах патрулирования беспилотным летательным аппаратом необозреваемых областей со сложным рельефом местности, обнаружения таких целей, раннего целеуказания и их уничтожения.


117

Применение такого БЛА осуществляется в составе комплекса ПВО путем патрулирования областей обозначенного пространства от 30 до 300 км, с выполнением поиска радиолокационном и оптическом диапазонах, обнаружения и распознавания МКР и их уничтожения носимыми ракетами класса «воздух-воздух», а так же путем выдачи целеуказания комплексам ПВО защищаемых объектов.

Практическая ценность конкурсной работы: − в обосновании использования БЛА ПВО для патрулирования в горной местности; − разработке способа его боевого применения; − выборе ракет класса «воздух-воздух», соответствующих данной задаче; − разработке способа отделения ракет класса «воздух-воздух»; − разработке аэродинамической и конструктивной компоновки БЛА. Работа состоит из аннотации, трех глав, заключения, пристатейного

библиографического списка и двух приложений. В первой части работы обосновании использование БЛА ПВО для патрулирования

в горной местности и местности со сложным рельефом. Вторая часть посвящена разработке способа боевого применения БЛА ПВО. В третьей части произведен выбор аэродинамической компоновки и разработка конструкции БЛА.

Научная ценность в определении конструкции статически устойчивого БЛА, как до пуска ракет класса «воздух-воздух», так и после без ракет.

Работа может быть реализована при разработке перспективных БЛА в интересах ПВО, в учебном процессе ВУЗов, изучающих конструкцию летательных аппаратов при изучении возможных способов отделения ракет, способов боевого применения БЛА, его конструктивную и аэродинамическую компоновку.

ДВУХКРИТЕРИАЛЬНАЯ ОПТИМИЗАЦИЯ ДИСКРЕТНОГО РЕАКТИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ СНАРЯДОМ ЗААТМОСФЕРНОГО ПЕРЕХВАТА

Мынкин В. А., Андрюшин А. В. ОАО «ГосМКБ «Вымпел» им. И. И. Торопова», г. Москва, Россия

Объектом исследования в данной работе является гипотетический реактивный

снаряд заатмосферного действия, оснащённый многофункциональным реактивным двигателем на жидком топливе и системой наведения, позволяющими осуществлять наведение на баллистические объекты в заатмосферном пространстве.

В работе рассмотрен способ экономии маршевого топлива снаряда, сопряжённый с выполнением требования по обеспечению заданной точности, за счёт алгоритмического сокращения знакопеременных управляющих воздействий посредством допуска ошибки наведения, пропорциональной оставшемуся полётному времени.

В целом, работа посвящена вопросу расширения границ достижимости снаряда, перехватывающего баллистические объекты в заатмосферном пространстве, и увеличения скоротечности или эффективности перехвата.

Результатом проведенной работы являются два алгоритмических решения в части реализации газодинамического управления: 1. Функция кинематических параметров относительного движения, определяющая пороговое значение потребной поперечной перегрузки наведения (отвечающей принципам «параллельного сближения»), по достижении которого выполняется коррекция курса посредством дискретных газодинамических импульсов коррекции. 2. Условия включения и выключения продольных газодинамических импульсов доразгона непосредственно перед встречей снаряда и объекта, определяющие дожигание неизрасходованных (сэкономленных) запасов топлива для увеличения конечной скорости сближения.


118

Задача 1 решена итеративно-аппроксимационным способом с помощью моделирования набора характерных траекторий перехвата с вариацией пороговых уровней перегрузки на локальных участках относительного полётного времени. Выборка наилучших уровней для каждого участка определялась двумя условиями: факт попадания и максимальное значение оставшегося топлива.

Задача 2 решена аналитически и теоретически гарантирует дожигание исключительно избыточного запаса топлива, исключая ситуацию отсутствия возможности поперечного управления при встрече снаряда и объекта из-за исчерпывания запасов топлива.

Полученные алгоритмические решения имеют обобщённый вид, универсальный к условиям применения, что подтверждается в работе контрольным моделированием. Решение этих задач имеет прикладное значение в материалах диссертационного исследования, касающихся вопросов максимизации тактико-технических характеристик снарядов-перехватчиков заатмосферного назначения.

Перспектива исследования возможностей применения снарядов по баллистическим объектам с учётом этих алгоритмических решений может дать представление рациональном перераспределении (увеличении) маршевого топлива, рассчитанного на его первичный разгон, для увеличения скоротечности перехвата в целом, т. к. сэкономленное топливо по данной методике в большинстве случаев достигает существенных значений.

В материалах работы приведены аналитические зависимости: − нестационарного коэффициента порогового значения дискретного наведения; − функции перегрузки, отвечающей методу «параллельного сближения»; − системы функций для оценки значения оставшегося времени полёта; − условий начала и окончания дожигания избыточного топлива на вторичный

доразгон снаряда перед встречей с объектом. В работе использованы материалы из 6-ти источников, указанных в

библиографическом списке. По результатам работы сформулировано 5 основополагающих выводов по тематике рассмотренных вопросов.

РАЗРАБОТКА ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ДЛЯ РАСЧЁТА СТАТИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ИСПОЛНИТЕЛЬНОГО МЕХАНИЗМА

ПРИВОДА НА БАЗЕ MATLAB И SIMULINK С ПРИМЕНЕНИЕМ ПАРАЛЛЕЛЬНЫХ ВЫЧИСЛЕНИЙ

Олисова И. И.1, Чернышова А. С.2

1Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), г. Москва, Россия

2ОАО «Российская самолётостроительная корпорация ''МиГ''», г. Москва, Россия

Одним из основных направлений развития современных приводных систем является разработка быстродействующих и энергосберегающих цифровых алгоритмов управления, позволяющих повысить КПД и увеличить время работы устройства в автономном режиме и его срок службы. Разработка цифровых алгоритмов сопряжена с исследованием физических процессов, протекающих в исполнительных механизмах, а также с построением динамических, статических и энергетических характеристик, расчёт которых требует больших временных затрат.

С целью сокращения времени, затрачиваемого на проектирование цифрового привода, на базе системы компьютерной математики Matlab, системы моделирования Simulink и пакета расширения Parallel Computing Toolbox был разработан программный комплекс для расчёта статических и энергетических характеристик исполнительного механизма привода при произвольном методе импульсного управления.


119

Программный комплекс состоит из компьютерной модели мехатронного модуля, где реализовано цифровое управление исполнительным механизмом, модуля автоматизации цикла расчёта, модуля отображения результатов расчёта и структуры (банка) данных, содержащей информацию о исходных данных, параметрах модели и результатах расчёта. Компьютерная модель включает в себя математическую модель разрабатываемого устройства, рабочую область, где размещаются параметры модели, значения которых задаются перед началом расчёта с помощью внешних функций, и настраиваемые (tunable) параметры, используемые для организации параллельных вычислений, т. е. одновременного запуска нескольких экземпляров модели на свободных ядрах процессора с различными исходными данными. Модуль автоматизации цикла расчёта включает блок настройки, блок запуска расчёта и контроля за ходом его выполнения, а также сервисную функцию, обеспечивающую последовательный вызов соответствующих блоков при выполнении цикла расчёта. Результаты расчёта помещаются в структуру данных и сохраняются в файле. В случае расчёта характеристик на обычном компьютере в состав модуля автоматизации может входить блок графического интерфейса пользователя, позволяющий организовать задание и изменение исходных данных в наглядном виде. Модуль отображения результатов расчёта состоит из блока обработки результатов расчёта и формирования статических и энергетических характеристик, а также блока графического интерфейса пользователя, предназначенного для отображения результатов расчёта в текстовом и графическом видах. Модули являются независимыми компонентами программного комплекса и могут размещаться на разных компьютерах при использовании удалённых вычислительных ресурсов (например, с привлечением суперкомпьютера). Модуль отображения результатов расчёта может вызываться из Matlab либо запускаться как отдельный исполняемый файл.

Разработанный программный комплекс, позволяет значительно сократить этап расчёта статических и энергетических характеристик при проектировании цифровых приводов современных авиационных и робототехнических систем.

РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ И АЛГОРИТМОВ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ ШАГАЮЩЕГО АППАРАТА

Семцов А. С., Гаревская Н. В., Сабодырь А. М. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


Создание промышленных роботов-манипуляторов, способных заменить человека на многих участках современного производства, а также автоматических систем, которые могут быть использованы в условиях, опасных для человека, является актуальной научной и технической проблемой. Одним из важных классов робототехнических систем являются шагающие роботы, предназначенные для перемещения по труднопроходимой местности.

Изучению шагающих аппаратов посвящено множество работ. Актуальность этих исследований обусловлена тем, что существует ряд областей практического применения мобильных платформ с шагающим шасси, в которых проходимости колесных и гусеничных машин недостаточно.

Принципиальное конструктивное отличие шагающих машин от колёсных и гусеничных состоит в движителе, обеспечивающем перемещение машины за счёт дискретного взаимодействия опорного звена (ноги) с грунтом. Главное эксплуатационное преимущество – проходимость в тех ситуациях, где колёсные и гусеничные машины не в состоянии передвигаться или наносят непоправимый экологический вред.

Преимущества шагающего аппарата определяют его высокую сложность. Большое число управляемых степеней свободы аппарата требует сложной компоновки, разработки высокоэффективных приводов, специальной организации стоп, рассеивающих энергию


120

удара, и т. д. Система управления должна обеспечить переработку информации о местности, принятие решений о характере движения и контроль за их реализацией. Именно создание системы управления аппаратом является центральной проблемой, так как опыт создания даже самых сложных систем автоматического управления невозможно непосредственно использовать для построения системы управления аппаратами подобного класса.

В работе рассмотрена концепция совместного инженерного и биологического подхода к построению шагающих роботов. Эта концепция сходна с физиологическими моделями управления движением в живых организмах. Сходство это основано на исследованиях российских ученых, проводимых в Институте Проблем Передачи Информации и последних исследованиях в области аранеологии. Поэтому, можно полагать, что композиционная концепция является биологическим подходом в робототехнике.

В соответствии с этой концепцией управление локомоционным процессом может быть представлено как иерархическая структура. На самом верхнем уровне находится блок принятия решений, так называемый «центральный мозг», в который стекается информация с блоков, стоящих на уровень ниже. Следующий уровень включает блок управления движениями (спинной мозг), блок обработки видеоизображения (техническое зрение) и блок обработки периферийной информации, поступающей с датчиков, набор которых зависит от конкретного технического предназначения аппарата. На предпоследнем уровне располагаются блоки управления каждой конечностью в отдельности, где формируются команды для каждого блока управления приводом сустава, стоящей на самом нижнем уровне. Горизонтальные связи внутри иерархического уровня отсутствуют. Иными словами, шагающий робот как единое целое может быть представлен композицией некоторого количества элементарных независимо функционирующих элементов, а локомоционный процесс результатом совместного действия этих элементов. Каждый элемент решает свою собственную задачу и таким путем вносит свой вклад в формирование локомоционного процесса.

Влияние на отдельный элемент такой системы действий остальных элементов представляется как возмущающее воздействие внешней среды. Цель элемента (в данном случае блока управления приводом сустава) состоит в компенсации этих возмущений. Выходной сигнал с датчика обратной связи блока управления приводом косвенным образом содержит в себе также и информацию о возмущениях, создаваемых другими суставами, следовательно, каналы связи между подобными блоками не требуются. В этом случае любые случайные возмущения внешней среды будут отработаны и учтены уже на самом низком уровне.

Такая концепция является наиболее эффективной с точки зрения разработки (можно вести исследования различных иерархических уровней параллельно), живучести (при выходе из строя одного элемента остальные продолжают функционировать) и ремонтопригодности аппарата (уменьшается время ремонта, его сложность и стоимость).

Отсутствие универсальных методов и алгоритмов построения движения шагающих роботов в произвольной среде и взаимодействия приводов, датчиков и системы управления, реализующей сложные адаптивные алгоритмы управления, приводит к тому, что современные шагающие машины обеспечивают запас статической устойчивости лишь при движении по горизонтальной плоскости или по опорной поверхности небольшого наклона (до 25 градусов) со сравнительно малыми неровностями, при этом приемлемая высота препятствий оказывается сравнимой с высотой дорожного просвета машины.

В ходе формирования облика выбран комбинированный – арахно-инсектоморфный тип кинематической схемы движителя, основанный на строении насекомых и пауков, что позволило повысить свойства проходимости аппарата, без потери статической и динамической устойчивости.


121

Конструкция данного шагающего аппарата представляет собой мобильную платформу с шестиногим шагающим шасси. К боковым сторонам несущего корпуса крепятся шесть одинаковых трёхзвенных ног симметрично по три с каждой стороны корпуса.

Каждая нога имеет пять степеней свободы, относительные перемещения в которых осуществляются электромеханическими приводами с обратными связями, позволяющими контролировать положение, скорость и момент на выходном валу, а так же температуру электромотора, что существенно понижает вероятность выхода из строя и дает широкие возможности для контроля и управления. В нижней части ноги находится контактный датчик касания поверхности, являющийся аналоговым триггером и набор тензометрических датчиков усилия, позволяющих определить силу взаимного влияния аппарата и окружающей среды в задаче преодоления сложных единичных препятствий.

В передней верхней, а так же задней верхней частях корпуса расположены двухстепенная обзорная платформа, на которых крепятся камеры тактического обзора передней и задней полусфер. На верхней панели корпуса расположен многофункциональный двухзвенный манипулятор со сменной головной частью, имеющий 3 степени свободы. На конце свободного звена крепится система видеонаблюдения оперативно – тактического обзора. Сменные головные части представляют собой комплект независимых робототехнических систем, предназначенных для выполнения конкретной задачи (поднятие груза, сверление отверстий, обезвреживание детонаторов взрывных устройств и т. д.).

Внутри корпуса расположены: блок системы ведения огня, система управления вооружением, батарейный отсек, блок периферийных датчиков (оперативное зрение) и центральный контроллер, отвечающий за локомоционные процессы, навигацию, принятие независимых решений и связь с оператором, блок радиосвязи.

Кроме разработки конструкции шагающего аппарата в данной работе создана математическая модель, в полной мере отражающая динамику шагающего аппарата и учитывающая все внутренние механические процессы. Созданы алгоритмы управления шагающего аппарата и программное обеспечение для человека-оператора, управляющего аппаратом. Приведенные результаты позволяют разработать модульную универсальную вычислительную систему для шагающих аппаратов.

По результатам работы можно сделать следующие выводы: 1. Рассмотрены общие проблемы формирования облика и проектирования

шагающих аппаратов для технического обслуживания авиационных комплексов, а так же задачи, стоящие при построении математических моделей и численном моделировании алгоритмов движения шагающих платформ.

2. Определена концепция построения распределенной системы управления многозвенными механизмами.

3. В рамках определения облика системы выбран тип кинематической схемы в виде комбинированного – арахно-инсектоморфного движителя, что позволило повысить свойства проходимости аппарата без потери статической и динамической устойчивости.

4. Изучены и представлены основные характеристики их движения. 5. Построен макет шагающего аппарата.

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ ЦИФРОВОГО УСТРОЙСТВА УПРАВЛЕНИЯ МЕХАТРОННОГО МОДУЛЯ С ТРЁХФАЗНЫМ ВЕНТИЛЬНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Ситникова А. В. ОАО «Корпорация «Иркут», г.Воронеж, Россия

Одной из основных задач при проектировании авиационных систем нового

поколения является разработка быстродействующих цифровых алгоритмов управления силовыми агрегатами на основе современных электрических двигателей, которые


122

обеспечивают предъявляемые к системе требования и позволяют повысить надёжность и снизить потребляемую энергию по сравнению с устройствами предыдущих поколений.

В работе приводится математическое описание цифрового устройства управления мехатронного модуля с трёхфазным вентильным двигателем, использование которого позволит повысить надёжность современных систем управления летательными аппаратами и увеличить продолжительность их полёта в автоматическом режиме.

Наряду с математическим описанием, которое состоит из описания входных, внутренних и выходных сигналов устройства управления, приводится основанная на модульном принципе структура, составные элементы которой могут включаться в конечную реализацию в зависимости от предъявляемых требований.

Математическое описание учитывает произвольную разрядность управляющего сигнала, содержащего желаемое направление и скорость поворота выходного вала, позволяет реализовать несколько типов широтно-импульсного сигнала, даёт возможность выбирать наиболее подходящий метод коммутации, который может учитывать равномерную загрузку по току силовых элементов, наличие паузы при их переключении для исключения возможности появления сквозных токов и возникновение прерывистых токов, приводящих к появлению в плоскости механических и регулировочных характеристик нелинейных областей и увеличению времени переходного процесса.

Полученное математическое описание может быть взято за основу при реализации модели мехатронного модуля в современных системах моделирования (например, Simulink, MapleSim, SystemModeler и т. д.), а также при реализации цифровых алгоритмов управления на базе современных программируемых интегральных схем с использованием высокоуровневых языков описания цифровой аппаратуры (например, VHDL, Verilog, SystemC и т. д.).

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ в рамках научного проекта № 12-08-31121-мол_а.


6. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РАКЕТНАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА»


124

ПРЕЦИЗИОННЫЙ ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ ВЕКТОРА

УГЛОВОЙ СКОРОСТИ Бордачев Д. А., Шустов И. Е.

ФГУП «ЦЭНКИ» филиал «НИИ ПМ им. академика В. И. Кузнецова», г. Москва, Россия

Актуальной задачей в современной космонавтике является дистанционное

зондирование Земли (ДЗЗ). Для космических аппаратов (КА), осуществляющих ДЗЗ, наряду с возможностью обеспечения точной угловой ориентации в пространстве, очень важно иметь способность к высокоточной стабилизации угловой скорости КА, которая необходима для того, чтобы избежать угловых смазов в момент экспозиции наземных объектов. Решение этих задач наилучшим способом достигается путем применения гироскопического измерителя вектора угловой скорости (ГИВУС).

Научно-исследовательский институт прикладной механики им. академика В. И. Кузнецова (НИИ ПМ) с середины 80-х годов ведет разработки приборов ГИВУС. В настоящее время прецизионные ГИВУСы КИНД34-020 и КИНД34-027 разработки НИИ ПМ работают в составе КА «Ямал», «Экспресс-АМ», «Sesat», российском модуле МКС и других.

Однако их применение в КА ДЗЗ ограничено недостаточностью диапазона измерения угловой скорости и тем, что дискретность выходной информации не позволяет вести измерение приращения угловой скорости точнее 10-5º/с.

В настоящее время НИИ ПМ разрабатывает новый прибора типа ГИВУС с улучшенными точностными характеристиками, которому посвящена данная конкурсная работа. Эта модификация прибора рассчитана на использование на космических аппаратах для ДЗЗ.

Новый ГИВУС, как и его предшественники КИНД34-020 и КИНД34-027, построен на базе двухстепенного поплавкового интегрирующего гироскопа разработки НИИ ПМ с газодинамической опорой ротора и магнитным центрированием поплавка. Данный чувствительный элемент обладает высоким ресурсом и малым значением собственного дрейфа.

Прибор имеет ряд существенных улучшений по сравнению с предыдущими моделями ГИВУС:

1) Существенно расширен диапазон измеряемой угловой скорости и уменьшена цена единицы выходной информации благодаря введению двухотсчетной системы измерения;

2) Снижен уровень собственных шумов прибора по выходной информации путем понижения полосы пропускания системы обратной связи измерительных каналов прибора, перевода системы термостатирования в линейный режим работы и температурной развязки гироблоков;

3) Уменьшена масса и улучшены тепловые режимы работы ГИВУС за счет применения принципа модульности конструкции;

4) Ресурс ГИВУС – 15 лет за счет применения гироскопа с газодинамической опорой ротора и высоконадежных отечественных и импортных ЭРИ, работающих в облегченных режимах.

В настоящей конкурсной работе приведены основные конструктивные особенности ГИВУС, принцип построения и работы двухотсчётной измерительной системы.

Ракетная и космическая техника

125

УПРОЩЁННЫЕ ДИАГНОСТИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ ОЦЕНКИ ЗДОРОВЬЯ И САМОЧУВСТВИЯ ПИЛОТОВ

Боровская Ж. В. МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Предварительную оценку самочувствия пилота, как и любого человека, можно

получить на основе измерений критической частоты слияния мерцаний. Суть этого метода заключается в преобладании потока зрительной информации для человека над другими потоками. Световые воздействия соединены с мозгом наиболее короткими связями. Последние разработки рефлексотерапии выявили особенности восприятия человеком световых мерцаний различной частоты. Световые мерцания частотой более 50−70Гц перестают восприниматься зрением среднестатистического человека как стробоскопический эффект, они сливаются в единое свечение источника света. Световые мерцания частотой менее 20Гц ещё мало изучены с позиции воздействия на человека. Однако многие врачи отмечают опасность таких воздействий. В частности, низкочастотные световые мерцания с частотой менее 20Гц могут стать причиной пускового механизма эпилептических припадков, если организм человека был к этому предрасположен. Запустить такой механизм можно, однако остановить его медицина пока бессильна.

На основе сказанного в рефлексотерапии принято, что безопасными, хотя и вызывающими утомление, для организма человека являются световые мерцания с частотами 30−70Гц.

В рефлексотерапии выявлена закономерность восприятия человеком световых мерцаний. Оказывается, что частота, при которой световые мерцания сливаются и начинают восприниматься как непрерывно действующий источник света, у каждого человека индивидуальная. Эта частота в рефлексотерапии называется критической частотой слияния мерцаний (КЧСМ). Она исследовалась в работах И. А.Боброва, Ю. В. Готовского, К. М. Мхитаряна, А. И. Богословского, К. В. Голубцова и др. Имеется ряд патентов по этой тематике в медицинской практике.

Суть метода диагностики на основе КЧСМ заключается в том, что этот показатель у каждого человека индивидуален, причём сравнительно устойчив во времени. Если же на организм человека произведено вмешательство, например, терапевтическое, то КЧСМ может измениться. Если это вмешательство не является вредным, нежелательным для организма, то очень быстро, буквально в течение ближайших часов, максимум, одних суток, величина КЧСМ возвращается к исходному уровню и сохраняется даже при продолжении указанного воздействия на организм человека. Совершенно другая картина наблюдается, если вмешательство является вредным, нежелательным для организма. В этом случае КЧСМ изменяется и не возвращается к постоянному значению, а начинает колебаться во времени в процессе продолжения воздействия. Колебания величины КЧСМ позволяют специалисту сделать вывод о неправильном назначении медицинских воздействий на человека. Например, колебания КЧСМ помогают врачу принять решение об изменении процедуры лечения пациента.

Из сказанного следует, что применение метода на основе измерения КЧСМ требует постоянного слежения за пациентом. В медицине говорят, что болезнь проще предотвратить, чем лечить. В связи с этим возникает предложение постоянно измерять КЧСМ у тех людей, которые выполняют ответственные задания. Конечно, идеальный случай – это поголовное измерение КЧСМ, однако это и дорого, и практически нереально. Но вполне реально, например, два раза в сутки измерять КЧСМ у пилотов. Если же пилот выполняет много вылетов, или в случае опасных, испытательных полётов, измерять КЧСМ можно чаще, 3−4 раза в сутки. Один-два скачка КЧСМ не могут явиться причиной для отстранения пилотов от работы. Однако при неустановившейся КЧСМ на длительном периоде времени, более одних-двух суток, вполне можно говорить о необходимости


126

временного отстранения пилота от работы для более детального и подробного медицинского обследования, на основе которого принимается окончательное решение.

В приборе-стробоскопе для измерения КЧСМ требуется получить световые колебания-меандр. Для получения меандра была собрана известная электронная схема. В её основу положена микросхема К155ЛА3. Собранное устройство представляет мультивибратор, который генерирует прямоугольные импульсы со скважностью 2. Прямоугольные импульсы со скважностью 2 в радиотехнике называются меандром.

В предложенном устройстве для получения меандра задействованы только два логических блока «2И-НЕ» микросхемы К155ЛА3 из четырёх имеющихся – это выводы «1-2-3» и «4-5-6» микросхемы К155ЛА3. По сути это два инвертора, на которых построен мультивибратор повышенной стабильности.

Грубая регулировка диапазона частоты меандра выполняется отвёрткой, потому что необходима в очень редких случаях. На практике регулировка частоты меандра реостатом выполнялась один раз с целью установки нижней частоты 30Гц и верхней частоты 70Гц. Более низкие частоты, световых мерцаний, ниже 30Гц, применять категорически запрещено из-за возможности эпилептических сдвигов у предрасположенных к этому людей. Более высокие частоты, более 70Гц, ни один человек на опыте не воспринимал как мерцания, а воспринимал как непрерывное свечение источника света в виде маломощного светодиода. Второй реостат предназначен для точной регулировки частоты меандра. Этот реостат снабжён большой ручкой для удобного изменения частоты световых мерцаний непосредственно пациентом. Пациент может изменять частоту световых мерцаний в пределах, определённых первым, «грубым» реостатом, то есть обычно от 30Гц до 70Гц. Как только пациент зафиксирует слияние мерцаний светодиода в непрерывное его свечение, он сообщает об этом врачу. Врач фиксирует это значение КЧСМ и просит повторить эти же действия 5−10 раз.

Светодиод анодом подключён к выводу 6 микросхемы К155ЛА3. Он будет загораться при сигнале высокого уровня на этом выводе и гаснуть при сигнале низкого уровня. Ограничительный резистор номиналом ограничивает ток светодиода до номинального значения, не более 10−20мА для светодиодов типа АЛ307.

Питание схемы выполняется через интегральный стабилизатор напряжения КА7805, который обеспечивает напряжение на питающих микросхему выводах точно 5В, при этом на вывод 14 подаётся положительное напряжение питания. Конденсаторы в блоке стабилизации напряжения имеют электроёмкости по 680мкФ, что с избытком достаточно для обеспечения устойчивой работы схемы. Конечно, такие электроёмкости конденсаторов излишне велики, выбраны с громадным запасом для компенсации пульсаций напряжения питания микросхемы К155ЛА3. Реально будет вполне достаточно электроёмкостей приблизительно 50мкФ из эмпирического правила радиотехники фильтров «1мкФ электроёмкости фильтра на 1мА стабилизированного тока». Микросхема К155ЛА3 потребляет ток приблизительно 50мА, поэтому достаточно электроёмкостей фильтров приблизительно 50мкФ.

Электронный USB-осциллограф (приставка В8020) от компьютера-ноутбука подключается к изготовленному стробоскопу. Он позволяет запоминать, записывать, анализировать низкочастотный сигнал меандра.

Аппаратная часть комплекса дополнена программным обеспечением. Программа обработки результатов позволяет по 5−10 измерениям КЧСМ в одном сеансе определить среднее значение КЧСМ, среднюю абсолютную ошибку методом наименьших квадратов и среднюю относительную ошибку измерений. На основе относительной ошибки измерений КЧСМ врач принимает решение о достоверности полученных результатов. В частности, результаты можно предполагать достоверными при относительной ошибке измерений КЧСМ в одном сеансе менее 0,02, то есть менее 2%, что соответствует точности приборов лабораторного типа.

Измеренные величины КЧСМ для каждого пациента записываются как история и выводятся на экран в виде временного графика. Этот график иллюстративно сразу же


127

покажет колебания КЧСМ при нежелательных воздействиях на организм или при болезни пациента.

Демонстрационный прибор для измерения величины КЧСМ собран, апробирован. В настоящее время проводится его доработка с эргономических позиций, а также с позиций соответствия Санитарным нормам и правилам.

СТРАТОСФЕРНЫЙ КОСМОПОРТ Браун А., Григорьев И.

ГБОУ Школа № 1225, г. Москва, Россия

Обсуждая причины авиакатастроф, мы пришли к выводу: максимальную опасность представляют нелётная погода и наземные препятствия. Т. к. изменить погоду и устранить все препятствия мы пока не можем, то было решено переместить аэропорт в зону стабильно лётной погоды и отсутствие любых препятствий – за облака. Такое размещение аэропорта кроме безопасности полётов обычных самолётов обеспечивает дополнительные удобства для полётов ВКС (воздушно-космических самолётов) и планеров.

Энергосистема космопорта обеспечивается электроэнергией от ветряных генераторов и солнечных батарей.

Цель проекта: создание модели «Стратосферного космопорта». Разработка и создание основных конструктивных элементов, технологии изготовления и эксплуатации космодромов (аэродромов) надземного базирования.

Задачи проекта: − ознакомиться с законами воздухоплавания, строением земной атмосферы, конструкциями воздухоплавательных объектов и их техническими достижениями. − приобрести знания о материалах, применяемых в космической и авиационной технике. − в процессе изготовления макета закрепить полученные ранее и приобрести дополнительные знания и навыки в области технологии обработки материалов.

«Стратосферный космопорт» это надземный аэропорт (высота базирования − около 15км). Он предназначен для взлёта-посадки воздушных судов любого типа. Подъёмная сила конструкции создаётся за счёт заполнения гелием ячеистой структуры корпуса. На верхней поверхности, конструкции расположены ВПП (взлётно-посадочные полосы), во внутреннем пространстве конструкции размещается пассажирская зона и технические службы. Доставка пассажиров и грузов осуществляется при помощи фуникулёров, движущихся по тоннелям-растяжкам, удерживающим космопорт неподвижно над земной поверхностью.

Работа над проектом. В начале работы над проектом, надо было больше узнать о таких воздухоплавательных объектах, как аэростаты, дирижабли, стратостаты: конструкции и материалы, технические возможности и достижения. Изучив полученную информацию, сделали вывод – создание надземного модуля космопорта возможно уже сегодня.

Наиболее сложным представлялось создание системы удержания надземного модуля в неподвижном состоянии – тросы такой длины (около 20 км) рвутся под собственным весом.

Для решения этой проблемы нами был придуман «Летающий трос» − газонепроницаемая оболочка, армированная зайлоном и заполненная гелием.

На основании анализа информации о различных источниках энергии решили использовать ветряные генераторы и солнечные батареи.

Вывод: постройка «Стратосферного космопорта» технически осуществима.


128

ПРОЕКТНЫЙ ОБЛИК ПЕРСПЕКТИВНОГО МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С МАРШЕВОЙ ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ

УСТАНОВКОЙ Власенков Е. В., Комбаев Т. Ш., Крайнов А. М., Черников П. С., Шаханов А. Е.

ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина», г. Химки, Московская область, Россия

В условиях быстрого развития микроэлектроники сфера задач решаемых малыми космических аппаратов растёт с каждым днём. В настоящее время малые космические аппараты (МКА) решают различные научные и прикладные задачи, используются они и в качестве межпланетных научных космических аппаратов (КА) – малая масса позволяет вывести их на высокоэнергетические орбиты и использовать в качестве маршевых двигательных установок двигатели малой тяги (электроракетные двигательные установки (ЭРДУ)).

С самого начала космической эры использование маршевых ЭРДУ на межпланетных КА широко исследовалось. Множество теоретических работ посвящено баллистическим исследованиям доказывающим эффективность ЭРДУ в сравнении с двигательными установками других типов при решении определённого круга задач. В современной космонавтике ЭРДУ нашли широкое применение в системах коррекции ориентации КА, преимущественно они используются на КА большой массы с мощной системой электроснабжения. Лидером по применению ЭРДУ на КА в нашей стране является ОАО «ИСС им. М. Ф. Решетнёва». В настоящее время актуальность создания малой платформы с маршевой ЭРДУ приобретает всё большую значимость, поскольку современные научные аппараты создаются для решения широкого круга задач. Данную платформу можно использовать не только в качестве базового модуля межпланетных МКА, но и для околоземных МКА, назначение которых предполагает работу на различных орбитах.

В данной работе определен проектный облик МКА с ЭРДУ, оценены параметры служебных систем, предложен возможный состав научной аппаратуры для МКА, а так же выявлены первостепенные проблемы, с которыми столкнутся разработчики такого КА. Стоит отметить, что МКА прорабатывался с учётом попутного выведения, а в качестве конечной цели перелёта с ЭРДУ выбрана Луна. На аппарате предполагается провести отработку ряда новых решений и при этом обеспечить выполнение актуальной научной задачи.

В качестве комплекса научной аппаратуры (КНА) выбран длинноволновый радиолокатор (35-40 МГц) глубинного зондирования лунного грунта методом активной радиолокации с глубиной проникновения в сотни метров. Конструкция двух лепестковой антенны выполнена в виде мелкоячеистой сетки на тыльной стороне солнечных батарей. Так же в состав КНА входит базовый бортовой сенсор накопленной дозы для изучения изменения ионизирующего фона близ МКА и спектрометр галактических космических лучей ГАЛС-ВО для изучения потоков протонов энергией более 600 Мэв.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МАГНИТНО-ИМПУЛЬСНОГО ПРИВОДА ДЛЯ УПРАВЛЯЕМОГО ОТДЕЛЕНИЯ

НАНОСПУТНИКОВ Гимранов З. И.

ФГБОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)» (СГАУ),


В настоящее время многие отечественные и зарубежные инновационные компании и университеты активно занимаются разработкой и созданием научно-образовательных наноспутников. Такие спутники приобрели популярность благодаря тому, что их создание


129

не требует значительных финансовых затрат по сравнению с традиционными спутниками. Кроме того, возникла возможность обучения студентов через их участие в практической работе, содержащей все основные этапы реального проектирования наноспутников, в том числе и запуск уже готового аппарата. В связи с этим, возникает проблема вывода наноспутников на орбиту, которая может быть решена попутным выводом с основной полезной нагрузкой. В этом случае требуются минимальные финансовые затраты и для его осуществления требуется лишь создание устройства отделения для вывода НС на орбиту. Под попутным запуском в данной работе понимается вывод наноспутника на орбиту из переходного отсека третьей (орбитальной) ступени ракеты-носителя после отделения основной полезной нагрузки. В связи с этим возникает вопрос об управляемом процессе отделения, для достижения необходимых параметров.

Таким образом, объектом исследований в настоящей конкурсной работе является процесс отделения наноспутника за счёт создания импульсного магнитного поля.

Целью исследований является исследование возможности отделения наноспутника с заданной скоростью и в требуемом направлении устройством, использующим магнитно-импульсный привод.

В процессе выполнения конкурсной работы получены результаты исследования, которые позволяют оценить возможность создания нового устройства отделения, работающего на основе принципа бесконтактного воздействия на объект и позволяющего управлять параметрами отделения, выбрана схема построения и параметры нового типа устройства отделения, а так же изготовлен и отработан макет данного устройства.

По результатам проведенных работ написана заявка на патент и получен положительный отзыв от экспертной комиссии.

РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТЕЙ В НЕНЬЮТОНОВСКОЙ ЖИДКОСТИ ПРИ ВРАЩЕНИИ

Денякова М. Н.1, Светиков Р. С.2 1Московский государственный строительный университет (НИУ), г. Москва, Россия

2МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Процесс перемешивания вязких жидкостей связан с относительным сдвигом слоёв. Механизмы перемешивания жидкостей могут быть различными. Рассмотрим упрощённую схему такого механизма, состоящего из двух цилиндров. Внешний цилиндр неподвижен, имеет радиус R . Внешний цилиндр – это неподвижный стакан, в который наливается вязкая жидкость. Внутренний цилиндр имеет меньший радиус r R< и располагается внутри внешнего цилиндра. Оба цилиндра коаксиальны, то есть имеют общую ось. Внутренний цилиндр вращается с угловой скоростью 0ω , размешивая жидкость между цилиндрами. На цилиндрах угловые скорости жидкости такие же, как у цилиндров, то есть выполняется условие «прилипания» жидкости к стенкам цилиндров. Свободная поверхность жидкости при вращении изогнётся, станет отличной от горизонтальной. Однако в этой работе исследовать форму свободной поверхности вращающейся жидкости не будем.

Целью работы является определение закона распределения угловых скоростей слоёв вязкой вращающейся жидкости между двумя цилиндрами.

Актуальность работы заключается в повышении качества перемешивания неньютоновских жидкостей новыми механизмами в различных технологических процессах.

Практическая значимость работы состоит в возможности создания новых более эффективных механизмов перемешивания различных вязких жидкостей во многих технологических процессах, от размягчённых пластмасс до строительных растворов и криогенных компонентов.


130

Новизна работы заключается в предложенной новой реологической формуле и в выявлении новых свойств вращающихся жидкостей, необходимых для практического использования.

Как распределены угловые скорости частиц жидкости между вращающимся цилиндром и неподвижным?

Касательные напряжения τ в движущейся жидкости подчиняются реологическому

закону dvd

α

τ ηρ

=

, где v ωρ= – линейная скорость частицы жидкой среды (м/с); ω –

угловая скорость вращения частицы жидкой среды (1/с); ρ – радиус вращения частицы жидкой среды (м); α − реологический коэффициент (безразмерный); η − вязкость

жидкости ( Па сα⋅ ). В случае жидкости Ньютона 1α = , поэтому dvd

τ ηρ

= . В общем случае

неньютоновской жидкости 1α ≠ , поэтому ( )ddv dd d d

αα αωρ ωτ η η η ρ ωρ ρ ρ

= = = +

.

Получили линейное неоднородное дифференциальное уравнение 2d A

dαω ρ ω ρ

ρ

−

+ = . Решаем это дифференциальное уравнение методом Лагранжа. Две

постоянные интегрирования для дифференциального уравнения первого порядка определяются из двух граничных условий для угловой скорости ω на вращающемся и на

неподвижном цилиндрах: ( )( )

0 ;0 .

rR

ω ωω

= =

Получили закон распределения угловых скоростей в случае 2α = в виде

следующей формулы: ( ) 0 1 lnln

r RRr

ωω ρρ ρ

= ⋅ ⋅ .

Получили закон распределения угловых скоростей в случае 2α ≠ в виде следующей

формулы: ( )

2

02

1

1

r R

rR

αα

αα

ρωω ρρ

−

−

− = ⋅

−

.

При α → +∞ , то есть для «сверхвязких» жидкостей получаем следующий закон

передачи угловой скорости вращения слоёв жидкости: ( ) 0 1 11 1 Rr R

ωω ρρ

= ⋅ −

−.

Последняя формула – это предельный случай возможной раскрутки жидкости, верхняя граница угловых скоростей вращения слоёв неньютоновской жидкости. Быстрее этих скоростей вязкая жидкость раскручена быть не может. Это надо учитывать при создании механизмов перемешивания жидкостей.

Выводы. 1. Предложена новая реологическая формула для касательных напряжений в вязкой неньютоновской жидкости, которая лучше описывает строительные растворы. 2. Получен закон изменения угловой скорости вращения неньютоновской жидкости от радиуса между двумя цилиндрами – неподвижным внешним и вращающимся внутренним. 3. Получена асимптотика распределения угловой скорости вращения неньютоновской жидкости при больших показателях степени реологического коэффициента, которая


131

является верхним пределом достижимых скоростей вращения жидкости в рассматриваемом простейшем механизме. 4. Показано, что ньютоновские жидкости в смысле реологического показателя степени близки к предельным. 5. Мало исследованы неньютоновские жидкости с малыми значениями показателя реологического коэффициента.

БОРТОВАЯ АППАРАТУРА СЛУЖЕБНОЙ ПЛАТФОРМЫ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (НА ПРИМЕРАХ КА «УНИВЕРСИТЕТСКИЙ

ТАТЬЯНА-2» И КА «ИОНОСФЕРА») Запорожцев А. Н., Степакин А. С., Шадян А. В., Юрьев М. Ю.

ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», г. Москва, Россия

В работе рассмотрены особенности создания бортовой аппаратуры служебной платформы (БА СП) малых КА (на примерах КА «Университетский Татьяна-2» и КА «Ионосфера»).

В первой части работы приведены состав, краткая характеристика и назначение БА СП, показана ее 3D-модель в составе КА «Университетский Татьяна-2» и КА «Ионосфера». Во второй части работы рассмотрены вопросы взаимодействия блоков БА СП между собой и с другими подсистемами КА, включая организацию информационного обмена при управлении КА.

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ЭТАПОВ СОЗДАНИЯ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Клетров М. С., Николашин А. А. ОАО «Российские космические системы», г. Москва, Россия

В настоящее время международный рынок космической продукции

характеризуется все более жесткими условиями конкуренции, повышением сложности и наукоемкости аппаратуры, усложнения инженерно-технических проектов, программ разработки новой продукции, и т. д. Для конкурентоспособности в таких условиях предприятия должны эффективно решать такие проблемы как:

− ПОВЫШЕНИЕ КАЧЕСТВА ПРОЦЕССОВ проектирования и производства; − ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОГО эксплуатационного обслуживания; − СНИЖЕНИЕ ВСЕХ ВИДОВ ЗАТРАТ, связанных с созданием и

сопровождением продукции; − СООТВЕТСТВИЕ МЕЖДУНАРОДНЫМ СТАНДАРТАМ качества продукции; − СОБЛЮДЕНИЕ СРОКОВ СОЗДАНИЯ изделия;

Стоимость создания бортовых информационных систем устанавливаемых на КА различного назначения, в основном определяется этапностью работ, предусмотренной руководящими документами (РК-98-КТ и др.), количеством образцов, стоимостью элементной базы и ее сертификации, а также сложностью изготовления и испытаний.

Каждый цикл создания аппаратуры подкрепляется выпуском большого количества различных видов документации, требующих высокого уровня контроля, тщательных технических проработок, полноты содержания, соответствие нормативным документам (ГОСТ, ОСТ и др.). Что зачастую приводит к перераспределению параллельного цикла ведения работы по разработке аппаратуры и выпуску различных видов документации, различным сотрудникам подразделений. Что в свою очередь увеличивает процент допуска «ошибочных значений».


132

В настоящее время предложение по внедрению «автоматизированной системы контроля поэтапного создания аппаратуры космического назначения» позволит осуществлять сквозную поддержку сложной наукоемкой продукции на всех этапах ее жизненного цикла.

Основной идеей такого решения является организация данных подразделений а в дальнейшем и предприятия в общей информационной базе контроля поэтапного создания аппаратуры космического назначения, где за счет обеспечения коллективного доступа будет возможно существенно сократить сроки выполнения этапов жизненного цикла создаваемой продукции, повысить производительность труда, оптимизировать процесс производства, а так же обеспечить заданную надежность аппаратуры.

ТЕПЛОВОЙ НАНОСТРУКТУРНЫЙ АККУМУЛЯТОР НА ФРАКТАЛАХ КОХА Коровянская А. Д.

МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

В 1635 году французский философ и математик Рене Декарт писал, что снежинки похожи на розочки с шестью зубцами. Великий астроном Иоганн Кеплер в своём трактате «Новогодний дар. О шестиугольных снежинках» объяснил форму кристаллов волей Божьей. Все авторы отмечают гексагональную форму снежинок. В лаборатории профессора Кеннета Либбрехта из Калифорнийского технологического института искусственно выращивают снежинки тоже шестиугольной формы. При этом автор пишет: «Я пытаюсь выяснить динамику формирования кристаллов на молекулярном уровне. Это непростая задача, и ледяные кристаллы скрывают множество секретов». Форме снежинок посвящено много рефератов и учебных презентаций, в которых содержится проблематичный вопрос о природе гексагональной формы снежинок. Так ли проблематичен этот вопрос, чтобы подменять физическую сущность явления «волей Божьей»? Ответ на этот вопрос порождает множество других задач. Например, какую форму имеют кристаллы других веществ? Как располагаются частицы в кристаллах? Изменяются ли свойства частиц и кристаллов при изменении внешних условий? Вопросов много.

Последние исследования показали, что вода и многие другие вещества имеют фрактально-кластерные структуры с характерными размерами нанометры. Наноструктуры определяют макроскопические свойства вещества. Сразу же появился ещё один вопрос: при каких условиях наноструктуры воды устойчивы?

Оказывается, что первое приближение реальной формы снежинок можно получить, пользуясь формулой для потенциальной энергии системы заряженных частиц из общего курса физики 9-го класса.

Математическим аппаратом работы является формула для потенциальной энергии взаимодействия системы зарядов. Принятые в настоящее время фрактально-кластерные гипотезы строения ряда веществ приходят к некоторым противоречиям с практикой. В частности, фрактал с математической точки зрения может «дробиться» бесконечно, однако атомы в веществе являются неделимыми частицами. В работе рассматривается вопрос о пределе дробления фрактальных структур. В основном рассматривается вода или вещества, сходные с водой по кристаллической решётке и строению в жидкой и в твёрдой фазах.

Методом математического моделирования исследована потенциальная энергия взаимодействия диполей воды на фрактальной структуре звена кривой Коха. Доказано существование двух потенциальных ям наноструктур, которые соответствуют устойчивым состояниям системы диполей. Одна потенциальная яма – это близкие к нам физические условия, а другая – нетрадиционная, возможна при абсолютной температуре, вплотную приближенной к абсолютному нулю. Именно во втором случае достигается минимально возможный размер наночастиц воды, соизмеримый с размерами одной


133

молекулы. Компьютерное моделирование проведено с применением программы Mathcad-14.

Для доказательства правильности полученных результатов рассмотрены более простые структуры. Доказано, что расположение диполей воды на фрактале типа «снежинка Коха» приводит к углам в кристаллической решётке 60 или 120 градусов, что полностью подтверждается практическими данными. Начато исследование структур диполей на квадрате.

Цель работы: определить характерные размеры устойчивых наночастиц воды в кристаллическом состоянии, условия их существования и свойства структур.

Актуальность работы: ускоренное развитие нанотехнологий и их применений в практике на основе новых выявленных свойств.

Новизна работы: выяснение физических условий, при которых наночастицы могут существовать с принципиально новыми свойствами структур.

Практическая значимость работы: рекомендации для сканирующе-зондирующей аппаратуры (СЗА) с целью обнаружения наночастиц, выявления новых свойств материалов и создания новых источников энергии.

Фрактал – это геометрическая фигура, которая обладает свойством самоподобия. Фрактал можно получить, если определённым образом по заданной закономерности уменьшать часть фигуры в одно и то же число раз и заменять уменьшенным результатом часть исходной фигуры. Получается бесконечное уменьшенное ветвление геометрической фигуры. Математически такое ветвление с уменьшением размера вполне возможно. Однако с физической точки зрения существует предел уменьшения размера фигуры. Например, невозможно получить молекулярную структуру с характерным размером менее размера одной молекулы. Точно также нельзя составить цепочку из атомов с размерами менее размера атома. Это означает, что в физике при уменьшении размера существует некоторый предел дробления фрактала. Физика приходит к противоречию с математикой, которая требует продолжать процесс дробления бесконечно. Следовательно, математика предлагает идеальный метод построения фрактальной структуры, а физика накладывает ограничения на применения этого метода. Отмеченное ограничение как нельзя лучше вписывается в физику наноструктур. Могут ли в наномире существовать фрактальные структуры? Какой нижний предел размеров имеют фракталы в наномире и в молекулярной физике? Рассмотрен пример ограничения дробления фрактала с математической точки зрения, но с физическими ограничениями.

Вода – самое распространённое и самое удивительное вещество на Земле. Работа по исследованию воды была начата в 7-м классе при изучении силы Архимеда. Были предложены приборы для определения содержания воды в строительных материалах. Однако постепенно всё более часто стали появляться вопросы о внутреннем строении воды, которые привели и к фракталам, и к электростатике, и к криогенной технике. Для реализации исследований потребовалось освоить компьютерную программу Mathcad-14. Создана модель звена кривой Коха с диполями в виде поворачивающихся отрезков с магнитами.

Практическое применение полученных знаний – это новые свойства материалов при сверхнизких температурах. Обнаруженная потенциальная яма может рассматриваться как новый альтернативный источник энергии. Это метастабильное, квазистабильное состояние вещества в смысле локального минимума потенциальной энергии. Однако этот локальный минимум потенциальной энергии располагается существенно выше минимума при обычных условиях. Если создать структуры в этой «верхней» потенциальной яме и обеспечить условия их существования в виде малых колебаний, не выходящих за уровень энергетического барьера потенциальной ямы, то структуры будут устойчивыми. Однако при малом нагревании они преодолеют потенциальный барьер, «скатятся» в традиционную потенциальную яму, что приведёт к выделению тепловой энергии. Следовательно, такие структуры являются аккумуляторами тепловой энергии, которая


134

может быть освобождена при слабом нагревании вещества. Конечно, найденная потенциальная яма очень мелкая. Устойчивое существование частиц в ней возможно при температурах порядка 10-7К, тогда как в удалённом космосе температура остаточного реликтового излучения соответствует приблизительно 2К. Но работа по выявлению новых свойств структур с учётом фактора размерности только начинается, при этом показана возможность открытия новых свойств веществ по накоплению тепловой энергии.

УСТАНОВКА ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ПЕРЕХОДА МНОГОСРЕДНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ ОДНОЙ СРЕДЫ В ДРУГУЮ

Коровянская А. Д. МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Цель работы заключается в создании установки для имитации быстро

протекающих процессов при переходе многосредного летательного аппарата из одной среды в другую. В школах нет аэрогидродинамических труб, ударных установок и т. д. Однако современность требует знакомить учащихся с принципами обработки информации, полученной в быстро протекающем процессе на современных образцах техники.

Научная новизна работы заключается в имитации недоступных для школы процессов сравнительно несложным движением тел в поле тяжести Земли в воздухе, в воде или в других доступных и безопасных средах. В частности, растворением поваренной соли в воде до насыщения раствора удаётся получить жидкую среду с плотностью 1200 кг/м3 и изучать движение тел в этой среде. В условиях школы недорогим методом можно получать данные о движении ускоренных или замедленных тел, позволяющие определять характеристики движения и нагрузки этих тел.

Для достижения поставленной цели были сформулированы две задачи исследований по созданию установки. Во-первых, изготовить установку-ускоритель тела в поле тяжести Земли, а также систему датчиков, и доказать, что созданная установка работает правильно с удовлетворительной погрешностью измерений. Во-вторых, доказать, что установка позволяет изучать не только равноускоренное движение при свободном падении тела, но и моделировать, например, ускоритель элементарных частиц, аэродинамическую трубу, гидродинамическую трубу, ударную трубу – устройства, связанные с быстро протекающими процессами. При этом вторая задача связана не только с демонстрационными опытами, а с конкретными количественными измерениями физических величин за сравнительно небольшие интервалы времени – от 5 мкс (даже от 1 мкс) до 200−500 мс.

Первая задача была решена созданием традиционной установки с нетрадиционной системой датчиков. Известная в школьном курсе физики установка – это труба или жёлоб с движущимся телом. Особенность установки – большое количество датчиков положения тела. В частности, на метровой трубе были установлены 16 датчиков, а на двухметровой − 20. Сначала датчики положения тела сделали оптическими на основе фотодиодов. Однако после ряда опытов остановились на индукционных датчиках положения тела – это плоские катушки индуктивности, каждая из которых содержит 200 витков провода ПЭЛ-0,21. Падающее тело содержит в себе магнит. Сигнал поступает на усилитель напряжения на транзисторе КТ203Б с коэффициентом усиления 100−200. Число витков индукционных датчиков подбирали опытным путём, чтобы обеспечить выходной сигнал не менее 5−10 мВ. Изготовили специальный усилитель напряжения от датчиков. Выходной сигнал усилителя подаётся на записывающий USB-осциллограф ВМ8020 – приставку к компьютеру. В результате отработки установки была доказана её пригодность для решения более сложных задач. В частности, измерялось ускорение свободного падения тела, при этом ошибка колебалась в пределах 3−7%. Во время эксперимента измерение проводилось не по одному-двум положениям тела, как на простейшей


135

школьной лабораторной работе, а по максимальной информации – все 16 или 20 датчиков были задействованы. Потом полученные результаты обрабатывались статистически для выявления ошибки измерений и оценки точности установки.

Вторая задача – это инициатива каждого желающего работать с установкой. Один пример такой инициативы связан с трением тела о стенки во время падения. Тело замедляет движение при трении о стенку, регистрируется уменьшение скорости тела и его кинетической энергии – это моделирование рождения кванта энергии. В этой же работе вычисляли работу силы трения при случайных кратковременных трениях о стенку. Другой пример – регистрация невидимых частиц, которые моделируются телами без магнитов. Индукционные датчики могут отследить только движение «видимых» частиц – магнитов, которые сталкиваются с «невидимыми». По отслеженным сигналам можно восстановить характеристики «невидимых» частиц, например, их массы. Такая работа моделирует рождение таких трудно уловимых частиц как нейтрино. Третий пример – исследование сопротивления воздуха. Можно бросать тела различной формы и по записанным сигналам изучать величину силы сопротивления воздуха при ускоренном движении тела. Четвёртый пример был предложен учениками после знакомства с корпорацией «Тактические вооружения» и двухсредной ракетой «Шквал», которая может нырять из воздуха под воду. Было предложено часть трубы с датчиками опустить в ёмкость с водой. Тело с магнитом падает сначала в воздухе, а потом в воде. При этом исследуется переходный процесс движения между средами. Фронтальный демонстрационный опыт падения тела в воду позволяет доказать существенные перегрузки, которым подвергается конструкция при переходном процессе. В частности, конструкция цилиндрической формы может испытывать продольную перегрузку до 17 единиц. Движение тел различной формы позволяет выявить зависимость продольной перегрузки от формы конструкции. На метровой трубе можно получить только качественную картину переходного процесса, потому что скорость входа тела в воду составляет всего 4−5 м/с. На двухметровой трубе скорость входа тела в воду удалось увеличить до 6−7 м/с. Для существенного увеличения скорости входа тела в воду длина части трубы без датчиков была увеличена до 10 метров, то есть до потолка третьего этажа. При этом удалось получить входную скорость13−14 м/с. Дальнейшее увеличение скорости планируется проводить двумя способами. Во-первых, сообщением телу некоторой начальной скорости. Во-вторых, размещением лёгкой модели вблизи поверхности воды и ударом по ней падающего массивного тела. В соответствие с принципом Галилея для сложения скоростей лёгкая модель при таком ударе получит удвоенную скорость тяжёлого тела.

Ближайшей целью работы является получение и изучение кавитационных явлений при быстром переходе тела из воздуха в воду.

Последнее применение установки – изучение свойств магнитной системы аварийного спасения людей с высотных зданий и сооружений. Работа по созданию системы аварийного спасения людей с высотных сооружений началась с анализа стартовых комплексов ракет-носителей. Заключительным этапом наземной подготовки космического аппарата к запуску является заправка ракеты-носителя компонентами топлива. При аварийной ситуации положение людей на стартовом комплексе становится чрезвычайно опасным. Особенно опасными являются зоны работ на высоте, на фермах обслуживания. В случае пилотируемых запусков опасности подвергаются космонавты до момента задействования бортовой системы аварийного спасения на пороховых двигателях. Актуальной является задача быстрого покидания опасной зоны. Для решения этой задачи потребовалось создать не только трубку из меди или алюминия, но и систему регистрации положения тела в трубе, которая позволит определить характер изменения скорости. Оказалось, что такая система регистрации уже создана в школьных условиях, требуется её немного доработать для изучения свойств конкретной системы спасения. Цель работы заключается в создании установки для имитации движения человека с


136

магнитами в рукаве. Научная новизна работы заключается в имитации сложных процессов с токами Фуко сравнительно несложным движением тел в поле тяжести Земли в воздухе. Достоинством предлагаемой системы аварийного спасения является возможность её применения для раненых и потерявших сознание людей. Для нормальных людей в этой системе практически полностью исключается фактор страха высоты. Система аварийного спасения не содержит никаких тросов и верёвок, которые могут перепутаться в панике при чрезвычайной ситуации.

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОЙ ТРАЕКТОРИИ ПЕРЕЛЕТА С МАЛОЙ ТЯГОЙ МЕЖДУ ОКОЛОЗЕМНОЙ И ОКОЛОЛУННОЙ ОРБИТАМИ

Кувшинова Е. Ю. ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», г. Москва, Россия

В работе рассматривается задача перелёта космического аппарата с

электроракетной двигательной установкой между околоземной и окололунной орбитами за минимальное время.

Целью работы являлась разработка методики для определения оптимальной траектории межорбитального перелёта между околоземной и окололунной орбитами с малой тягой в ограниченной задаче трёх тел. Определение программы управления вектором тяги проводилось согласно принципу максимума Понтрягина. Для записи уравнений движения использовались селеноцентрические и геоцентрические равноденственные элементы.

Одной из особенностей представленной методики является расчёт оптимальной траектории перелёта без разбиения на участки, соответствующие сферам действия, и связанных с этим методическими погрешностями. Другие особенности заключаются в использовании точных эфемерид Луны EPM 2008 и в постановке краевой задачи с учётом неединственности ее решения.

ОПТИМИЗАЦИЯ КОНСТРУКЦИИ ЛИТНИКОВО-ПИТАЮЩЕЙ СИСТЕМЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЭВМ

Ларичев Н. С.1,2, Домрачев Г. М.1, Кривенко Г. Г.1, Ефимов А. А.1 1«НПО «Техномаш», г. Москва, Россия

2Московский Государственный Технический Университет им. Н. Э. Баумана, г. Москва, Россия

Рассматривается применение компьютерного моделирования в пакете программ

ProCast для оценки разработанной технологии изготовления отливок с повышенными эксплуатационными требованиями при литье по выплавляемым моделям. Проведен анализ питающей системы с целью ее оптимизации.

МАГНИТНАЯ СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ ЛЮДЕЙ С ВЫСОТНЫХ СООРУЖЕНИЙ СТАРТОВЫХ КОМПЛЕКСОВ

Мельничук А. В. МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Цель работы заключается в создании системы аварийного спасения людей с

высотных сооружений, в частности, с ферм обслуживания стартовых комплексов ракет-носителей.


137

Предметом исследования является магнитный принцип замедления движения падающего тела, снабжённого постоянным магнитом, на основе взаимодействия с токами Фуко.

Стартовый комплекс ракет-носителей предполагает концентрацию большого количества людей на ограниченной площади или в ограниченном пространстве. Аналогичной ситуацией обладают большие города с плотной застройкой высотными зданиями и сооружениями. Однако при таком сгущении людей возрастает риск поражения в чрезвычайных ситуациях – пожарах, взрывах, обвалах, разрушениях и т. д. Специалисты из МЧС придут на помощь, но через некоторое время. Нельзя ли это время использовать для спасения людей собственными средствами? Смогут ли спасаемые люди преодолеть страх, психологический барьер экстремальной ситуации? Как уменьшить страх людей во время спасательной операции? В работе предлагается система аварийного спасения людей с высотных зданий и сооружений, которая очень хорошо вписывается в структуру стартовых комплексов ракет-носителей.

Принцип действия системы аварийного спасения основан на законе Фарадея для электромагнитной индукции и на правиле Ленца взаимодействия движущегося магнита с замкнутым проводящим контуром. Система представляет электропроводящий жёсткий или гибкий рукав, в котором на магнитной подставке размещается спасаемый человек. Система позволяет спасать раненых людей, устраняет страх высоты.

Работа по созданию системы аварийного спасения людей с высотных сооружений началась с анализа стартовых комплексов ракет-носителей. Запуску космических аппаратов предшествует длительный период наземной подготовки. Заключительным этапом наземной подготовки космического аппарата к запуску является заправка ракеты-носителя компонентами топлива. При аварийной ситуации положение людей на стартовом комплексе становится чрезвычайно опасным. Особенно опасными являются зоны работ на высоте, на фермах обслуживания. В случае пилотируемых запусков опасности подвергаются космонавты до момента задействования бортовой системы аварийного спасения на пороховых двигателях.

Актуальной является задача быстрого покидания опасной зоны. Для этого существуют специальные системы и устройства. Например, на стартовом комплексе ракет-носителей типа «Союз», «Восток» и «Молния» предусмотрены специальные люки с вертикальной трубой большого диаметра посередине, по которой можно быстро покинуть опасную зону и добраться до защищённого прохода. Эта система заимствована из дежурных частей пожарных команд. На стартовом комплексе ракеты-носителя «Энергия-Буран» был предложен нейлоновый рукав, через который космонавты с большой высоты падали в специальную обитую мягким поролоном комнату на безопасном отдалении и заглублении от старта. Это предложение не было реализовано, потому что пилотируемые запуски этой космической системы не состоялись, а программа по её развитию была закрыта. Закономерен вопрос о применении передовых знаний в области аварийного спасения людей с высотных зданий и сооружений как в специальных областях, так и в гражданском строительстве.

Изучив опыт Ленца по электромагнитной индукции, появилось предложение отказаться от трения между человеком и спасательным рукавом. Трение приводит к электризации, в результате которой в момент касания спасаемого человека поролона-земли происходит электрический разряд и удар током, хотя и не опасный, но очень неприятный. Предложено рукав выполнить металлическим, из металла, который не притягивается магнитом, и поместить в него постоянный магнит. Не обязательно выполнять рукав из цельного листа металла, достаточно сделать его сплетённым из тонких проволок, хорошо проводящих электрический ток. Можно в тот же нейлоновый рукав вплести тонкие медные или алюминиевые провода. При аварийной ситуации человек встаёт, или садится, или ложится на специальную подставку с постоянным магнитом с достаточно сильным магнитным полем, и выдёргивает чеку. Подставка


138

начинает падать. Однако правило Ленца говорит, что в металлической обмотке рукава возникнет электрический ток, который создаст собственное магнитное поле рукава, которое будет противодействовать изменению внешнего магнитного поля, то есть магнитного поля подставки с постоянным магнитом. Это означает, что подставка будет затормаживаться при падении, не будет падать очень быстро. Скорость падения подставки зависит от силы постоянного магнита, от диаметра рукава и от общей падающей массы. Перечисленные характеристики выбираются такими, чтобы обеспечить безопасную скорость приземления человека на подставке в безопасном месте.

Преимуществом предлагаемой системы аварийного спасения людей с высотных сооружений является возможность регулирования закона падения с опасной высоты. Например, если на высоте начался пожар, возникла взрывоопасная ситуация, то человек быстро садится на подставку, выдёргивает чеку и начинает быстро падать, потому что в верхней части рукава вплетено мало металлических проводов. Человек быстро покидает опасную зону. По мере движения вниз падение постепенно замедляется, потому что ниже в рукаве вплетено больше металлических проводов. Наименьшая скорость падения 1−3 м/с достигается при выходе человека с подставкой из рукава. Эта скорость не должна превышать скорости приземления парашютиста 5 м/с даже в экстренных ситуациях.

Достоинством такой системы спасения является возможность одновременного использования множеством людей. Как только одна подставка с человеком ушла вниз, моментально готова к приёму очередного человека следующая подставка. Скорость спасения определяется только скоростью посадки человека на подставку. Количество спасаемых людей определяется числом подставок. Другое достоинство – возможность спасения больных и пострадавших людей, потерявших возможность самостоятельно двигаться. Достаточно положить больного на подставку, выдернуть чеку, как тот будет доставлен с высоты вниз и принят спасателями. С помощью этой системы можно спасать людей, потерявших сознание.

Предлагаемая система аварийного спасения может быть применена не только на стартовых комплексах ракет-носителей, но и в любых высотных зданиях гражданского назначения. Эта система выгодно отличается от известных тросовых систем спасения, в которых у человека возникает страх, психологический барьер высоты. В рукаве спасаемый человек не ощущает высоту, он видит перед собой только подставку, которая плавно доставит его вниз, как лифт.

Предлагаемая система аварийного спасения людей является массовой. Как только первый человек «ушёл» в неё, тут же готова вторая подставка для другого человека. Это отличает предлагаемую систему, например, от тросовых систем типа «Шанс-1», «Удача», «Самоспас», IC-301, самоспасатель Бобровских. Тросовая система является строго индивидуальной. Даже два троса могут запутаться в суматохе пожара или другой экстренной ситуации. Жёсткий рукав никогда ни с чем не перепутается, а гибкие рукава можно размещать так, чтобы они даже не соприкасались друг с другом.

Предлагаемая система в гибком исполнении легко размещается на перилах ограждений крыш или балконов. Она может быть свёрнута, как сворачиваются пожарные рукава. Разворачивание системы происходит практически мгновенно. Жёсткая система – это металлическая труба. В принципе, под неё можно приспособить даже мусоропровод, проходящий от самого верха здания до самого низа. Лишь бы этот мусоропровод не был забит мусором.

Предлагаемая система аварийного спасения может быть не единственным средством аварийного спасения людей. Она может использоваться совместно с другими системами, что повышает надёжность общей системы и безопасность людей на высоте. Предлагаемая система может рассматриваться и как основная, и как дублирующая, в зависимости от конкретной обстановки и от назначения высотного здания или сооружения.


139

Таким образом, предлагаемая система аварийного спасения имеет ряд преимуществ перед известными системами. Кроме того, она является достаточно дешёвой, поэтому может найти широкое применение. В этой системе практически полностью отсутствует понятие страха высоты, снят психологический барьер экстремальной ситуации.

ТИРИСТОРНЫЙ ДЕТЕКТОР ВЫСОКОЧАСТОТНОГО СИГНАЛА Мудрик Д. С.

МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

Окончание этого учебного года, а также всех прошлых лет, с момента внедрения ЕГЭ сопровождалось громадными скандалами вокруг вопроса использования сотовых телефонов. До сих пор эта проблема не нашла решения, потому что глушение сигнала является противозаконным, как и обыски экзаменуемых перед экзаменом. Однако вполне законной является регистрация сигнала сотового телефона в аудитории, где проводится экзамен или другое испытание (олимпиада, конкурс и т. д.).

На самом деле проблема регистрации высокочастотного сигнала является более широкой. В частности, радиолокация различных объектов выполняется с помощью радиоволн высокой частоты. При этом возможно обнаружить только те объекты, размеры которых сравнимы с длиной волны радиолокационного сигнала. Следовательно, чем больше частота радиолокационного сигнала, тем более мелкие объекты можно обнаружить радиолокационным способом.

Сначала были проведены опыты по созданию простейших регистрирующих систем, которые подробно описаны в Интернете. Одна система (с антенной-бабочкой) была собрана без изменений, а три другие – с некоторыми авторскими доработками. Суть этих систем сводилась к индикации, в основном к загоранию красного светодиода, при срабатывании сотового телефона в радиусе 1−3 метров. Недостатки схем связаны со слабым сигналом сотового телефона, а также с возможным кратковременным включением, например при нелегальной передаче экзаменуемому SMS-сообщения. При таком сообщении светодиод кратко мигнёт, что никем не будет замечено. Во время разговора по телефону сигнал тоже слабый. Казалось, что работа зашла в тупик.

Однако было замечено, что включение сотового телефона на передачу сопровождается очень коротким, но мощным импульсом. Этот импульс многие слышали, когда работали в наушниках на компьютере, а рядом срабатывал сотовый телефон. Сразу было предложено регистрировать этот мощный импульс известными схемами, положенными в основу четырёх созданных и тупиковых схем, но при этом короткий мощный сигнал о включении сотового телефона передавать на управляющий вход тиристора.

Тиристор – это основа предлагаемого технического решения в системе регистрации сотовой связи, которая не встречалась ни в какой прочитанной литературе. Малый интерес к тиристорным схемам в этой области вызван тем, что тиристор открывается кратковременным импульсом тока на управляющий электрод (продолжительность импульса иногда измеряется наносекундами) малой амплитуды (микроамперы), но после срабатывания тиристор не закрывается даже после прекращения этого короткого слабого импульса. Это означает, что лампочка на выходе тиристора загорится от короткого сигнального импульса, но не погаснет при уменьшении сигнала или даже после выключения сотового телефона. Это и есть основная идея предлагаемого инновационного проекта. Срабатывание телефона зажжёт лампочку, которую ничем не погасить. Закрыть тиристор можно только снятием питания или шунтированием проводом катода и анода, то есть снятием напряжения между катодом и анодом. Если схему заключить в корпус, то экзаменуемый не будет иметь доступа к его внутренней части.


140

Реально схему можно разместить на копеечной монете, потому что самый большой элемент – это источник питания. Экзаменуемый выполняет задание, а схема жёстко закреплена на экзаменационном листе в виде чипа, зашита в лист. После выполнения задания он сдаёт результаты комиссии, если на схеме горит красный светодиод, то результаты экзамена сразу аннулируются. Если нет доверия экзаменационной комиссии, то экзаменационный лист с таким встроенным чипом-регистратором можно отправлять непосредственно в РЦОИ ЕГЭ, экранировав его во время транспортировки.

Система допускает также не микроисполнение, а макроисполнение, что тоже важно для практики проведения ЕГЭ и олимпиад. Пусть схема будет сравнительно большой, размером с поллитровую банку. Но в этой схеме вместо светодиода или лампочки будет установлена сирена от охранной сигнализации автомобиля. Система с сиреной устанавливается в центре аудитории, причём экзаменуемым демонстрируется её действие. При срабатывании сирены требуют добровольной сдачи телефона, при отказе в такой сдаче производится обыск с помощью рамки-металлоискателя, но нарушитель категорично будет лишён права участия во второй волне ЕГЭ при обнаружении телефона. Достоинство сирены в том, что её могут слышать общественные наблюдатели, которым запрещается входить в аудитории во время экзамена.

Проведено экономическое обоснование проекта. Приблизительно 600 тысяч учащихся ежегодно сдают 4−5 ЕГЭ. Для регистрации сотового телефона понадобится 3−4 млн. листов с чипами. Себестоимость чипа – копеечная при массовом производстве, пусть даже 1 рубль. Это означает, что 3−4 млн. рублей ежегодно гарантируют исключение скандалов вокруг сотовых телефонов на ЕГЭ.

Достоинством применения тиристорных схем на авиационной и на ракетной технике заключается в возможности регистрации очень кратковременных сигналов. Другие системы могут не уловить такой сигнал из-за малой его продолжительности. Тиристорная схема позволяет обнаружить даже короткий импульс высокочастотного сигнала.

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СХЕМ ВЫВЕДЕНИЯ НА ГСО

Ошкин А. Е. ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева», г. Москва, Россия

В работе исследуется задача выбора оптимальных баллистических схем выведения

КА на геостационарную орбиту (ГСО) с использованием двигателей большой и малой тяги. Предлагается схема решения многокритериальной задачи оптимизации выведения на ГСО, в качестве главных критериев рассматриваются массы выводимых основной и попутной нагрузок и продолжительность выведения. Рассмотрены три основных схемы выведения КА с геопереходной орбиты (ГПО) на ГСО, в том числе, с использованием электроракетных двигательных установок (ЭРДУ).

При выборе оптимальной схемы выведения в качестве главных критериев принимались массы основного КА, попутного КА, время перелета и ΔМ – величина, характеризующая необходимое увеличение массы основного КА, которая обеспечивает перелет по данной схеме. В нее входят массы дополнительного топлива и конструкции (баки, ДУ, оборудование).

При использовании в качестве главного критерия времени выведения лучшей является схема с использованием только РБ, однако при этом выигрыш по массе попутного КА минимален.

При выборе в качестве главного критерия массы попутного спутника, выводимого на ГПО, лучшей является схема комбинированного выведения с помощью РБ и ЭРДУ. Варьируя временем выведения основного КА, можно увеличить массу попутного КА до 20%.


141

При выборе схемы выведения с использованием РБ и собственной ХДУ КА необходимо учитывать, что в процессе штатного функционирования КА ХДУ не нужна, в то же время ее установка на КА предполагает существенные изменения в конструкции и алгоритмах управления КА.

АНОМАЛОСКОП (ПРИБОР ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ КРИТИЧЕСКОЙ ЧАСТОТЫ

СВЕТОВЫХ МИГАНИЙ) Плыкина Е.

Гимназия № 1, г. Тула, Россия Клуб НТТМ «Электрон», г. Тула, Россия

Прибор разработан в клубе НТТМ «Электрон» для определения степени утомления

организма человека после физических и умственных нагрузок. Утомление − это физиологическое состояние человека, наступающее вследствие

напряженной или длительной работы, которое связывают с ухудшением функционального состояния нервной ткани, подвижность которой определяется наибольшим числом волн возбуждения, проводимых нервной тканью за единицу времени с точным соответствием с задаваемым ритмом раздражения. В данном приборе раздражителями являются вспышки света светодиода, каждая вспышка которого раздражает сетчатку глаза. Сетчатка преобразует импульс света в электрохимический импульс, который, распространяясь с определенной скоростью по нервным волокнам, доходит до зрительного участка коры головного мозга, раздражая его. В результате, появляется ощущение вспышки света. Чем лучше функциональное состояние нервной системы, тем больше число различимых раздельно вспышек света в секунду. При увеличении частоты вспышек до определенного критического уровня, ощущение мигания света исчезает. Создается впечатление того, что вспышки пропали. Нервная ткань не успевает раздельно проводить импульсы с частотой, равной или превышающей критическую. Критическую частоту можно использовать в качестве меры функциональной подвижности нервной системы и судить о степени утомления человека, что особо важно для контроля людей, работающих в экстремальных условиях и качественно выполняющих задания.

Схема прибора представляет автоколебательный генератор, выдающий импульсы большой скважности и регулировкой частоты в широком диапазоне от 20 до 50 Гц. Генератор нагружен на светодиод и собран на высокочастотных транзисторах с большим коэффициентом усиления.

Исследования начинаются с выдачи испытуемому световых сигналов низкой частоты. Затем с помощью потенциометра частота следования сигналов постепенно увеличивается поворотом ручки по часовой стрелке до тех пор, пока испытуемый не отметит момент исчезания отдельных световых миганий. Необходимо зафиксировать этот момент. Измерения проводятся несколько раз. В качестве показателя берётся средняя величина всех измерений. Она и является критической частотой световых миганий для данного человека.

Данный прибор использовался в оздоровительных лагерях, работающих по космической тематике. В качестве испытуемых приглашали спортсменов, занимающихся в различных секциях. В назначенное время спортсмены проходили определённое тестирование, в том числе и на аномалоскопе. Результаты анализировались тренерами и врачами. Принимались определённые решения, которые в дальнейшем влияли на эффективность тренировок.

Прибор может служить для наблюдений за степенью усталости лётного состава во время длительных полётов. Результаты исследований могут предотвратить количество аварий.


142

МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ

КРУПНОРАЗМЕРНОЙ ВОЗВРАЩАЕМОЙ КАПСУЛЫ КАК СРЕДСТВА ДОСТАВКИ ГРУЗОВ С ОРБИТЫ

Решетников М. Н. ОАО РКК «Энергия» им. С. П. Королева, г. Королёв, Московская область, Россия

Развернутые на околоземной орбите постоянно действующие станции и комплексы

являются базовой платформой для проведения широкого спектра научно – прикладных исследований. В большинстве случаев программа таких исследований связана с обязательным возвращением результатов экспериментов и различных грузов на Землю. Использование крупных космических транспортных систем не всегда оказывается оправданным, как с технической, так и с экономической точки зрения. В связи с этим для надежного возвращения на Землю результатов экспериментов и грузов целесообразно использовать малоразмерные космические аппараты (капсулы), способные преодолеть интенсивный нагрев поверхности на атмосферном участке полета за счет специального покрытия.

Наиболее успешными в этом направлении были проекты, реализованные в России (СССР) и США (ВБК «Радуга», «Янтарь–2К», «Discoverer»(«CORONA», «Stardust»), что позволяет рассматривать данное направление не просто как перспективные исследования, но как реалистичный, проверенный на практике способ возвращения полезных грузов и результатов экспериментов.

Интенсивная разработка капсул в России началась в связи с резким расширением научных и прикладных программ исследования околоземного космического пространства. Возвращение полезных нагрузок до этого осуществлялось транспортными пилотируемыми кораблями «Союз» («Союз–Т», «Союз–ТМ»). Однако ограничения по массе и габаритам возвращаемого полезного груза и интенсивности полетов кораблей «Союз» не могли обеспечить в полной мере решение задачи грузовозвращения с орбиты. В данных условиях наиболее приемлемой системой возвращения грузов с орбиты была выбрана транспортная система «ТГК «Прогресс» – ВБК «Радуга». Итогом проведения большого объема проектно – конструкторских и расчетных исследований стал успешный пуск первой капсулы в 1990 году.

В настоящее время сложившаяся транспортная программа снабжения орбитального комплекса, предусматривающая запуск четырех – шести транспортных грузовых кораблей «Прогресс» в год, позволяет разработать программу доставки на орбитальную станцию возвращаемых капсул и проведения широкого ряда исследований на борту станции, требующих возвращения результатов на Землю.

Однако в условиях увеличения интенсивности эксплуатации орбитальной станции (увеличение численности экипажа, количества проводимых экспериментов) существует острая потребность в разработке методологии проектно – конструкторского анализа крупноразмерных ВБК. Такая методология (анализ проектно – конструкторских и расчетных параметров) даст возможность разработать рекомендации для выбора характеристик капсулы при проектировании новых малых космических аппаратов и использовании их с помощью различных грузовых кораблей, как существующих, так и находящихся на стадии разработки.

Опираясь на накопленный опыт разработки и создания в РКК «Энергия» возвращаемых аппаратов различных классов, одним из путей решения проблемы возвращения грузов с орбиты может быть применение крупноразмерной возвращаемой баллистической капсулы с использованием максимальных массово – габаритных возможностей ТГК «Прогресс».

В условиях ежегодно увеличивающегося грузопотока с орбиты Земли целесообразным является использование транспортной системы типа ТГК «Прогресс» –


143

крупноразмерная ВБК. В дальнейшем, платформой для использования крупноразмерных возвращаемых капсул мог бы стать транспортный грузовой корабль, построенный на базе транспортного пилотируемого корабля нового поколения. РАЗРАБОТКА УНИФИЦИРОВАННОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО РАБОЧЕГО

МЕСТА НАСТРОЙКИ И ПРОВЕРКИ ИЗДЕЛИЙ ПРОИЗВОДСТВА ОАО «КОРПОРАЦИЯ «ТАКТИЧЕСКОЕ РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ» В РУЧНОМ

РЕЖИМЕ Сергеев Г. Н., Русаленко А. А., Паникарова Ю. В.

ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение», г. Королёв, Московская область, Россия

Целью представленной работы является замена существующих комплектов ручной

аппаратуры контроля различных типов изделий производства ОАО «КТРВ» на единый унифицированный комплект автоматизированного рабочего места (АРМ). В ходе выполнения работы проводится анализ рынка аппаратуры контроля, по критерию стоимость/сложность сопровождения/трудоемкость изготовления осуществляется выбор типа оборудования. ЭЛЕКТРОЁМКОСТНАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ УРОВНЯ ЖИДКОСТИ В БАКАХ

Середнёв М. Н.1, Хохлова А. Д.2 1МОУ «Гимназия № 5», г. Юбилейный, Московская область, Россия

2Национальный исследовательский ядерный университет – Московский инженерно-физический институт (НИЯУ МИФИ), г. Москва, Россия

Известны механические системы контроля уровня жидкости в различных ёмкостях,

основанные на поплавковом принципе действия. В строительстве такие системы применяют в схемах водоснабжения зданий и сооружений. Такие системы до сих пор широко применяются в автомобильной технике для контроля уровня топлива в баке. До недавнего времени эти системы применялись также в поплавковых камерах карбюраторов. Однако на подвижных объектах (самолётах и ракетах) применение этих систем затруднено из-за колебаний уровня жидкости. В принципе можно было бы создать многопоплавковые системы, но вряд ли это целесообразно: возрастает сложность, масса, уменьшается надёжность, усложняется обработка сигналов датчиков и т. д. В авиационной и ракетной технике поплавковые системы не способны работать из-за манёвров летательных аппаратов. В результате конструкторы вынуждены увеличивать гарантийные остатки топлива, которые не вырабатываются при решении целевой задачи, но обеспечивают надёжность выполнения задания и безопасность полёта.

Актуальной является задача разработки системы контроля уровня топлива с повышенной точностью, а главное с независимостью ориентации объекта (бака, баллона, ёмкости) в пространстве. Всем хорошо знакомо ложное срабатывание датчика уровня бензина в баке автомобиля из-за неровностей дорог, особенно в России. Знаком также сигнал предупреждения о скором опорожнении бака. Если сформулированная задача будет решена, то ложных срабатываний либо не будет совсем, либо они будут сведены к минимуму. Актуальность работы подтверждается падением ракеты-носителя «Протон» 5 декабря 2010 года из-за перезаправки топливом на 1 тонну, то есть из-за сбоя работы и организации системы заправки и контроля уровня топлива.

Для решения сформулированной задачи потребовалось провести сравнительный анализ существующих методов контроля уровня жидкости. После этого был выбран электроёмкостной метод, на основе измерения электроёмкости системы «топливо-бак».


144

Однако электроёмкость конденсаторной системы очень сильно зависит от сторонних факторов. Например, ту же охранную сигнализацию автомобиля можно настроить на присутствие мухи в салоне. Дело в том, что основным звеном измерительной системы является тактовый генератор компьютера, процессора, контроллера или другой схемы. Тактовый генератор задаёт сигнал определённой частоты, под который подстраивается вся компьютерная периферия. Например, если в компьютере тактовый генератор задаёт частоту 2700Мгц, то ничем её изменить уже нельзя, но всё оборудование настроено под неё как аппаратно (адаптерами и контроллерами), так и программно (драйверами). Метод работоспособен, но предлагается применять его по-другому, в предположении изменяемой частоты тактового генератора.

Новизна работы заключается в отказе от постоянства тактовой частоты генератора и к переходу к адаптивной системе контроля объёма топлива.

Метод решения задачи основан на изменении частоты тактового генератора. При таком подходе к решению задачи не система подстраивается под компьютер, а наоборот, компьютер настраивается на внешние условия.

Для практической проверки работоспособности предложенной системы была собрана электрическая схема с двумя мультивибраторами повышенной стабильности на микросхеме К155ЛА3, но задающие частоту конденсаторы были из неё исключены. Одновременно эта установка стала применяться в спецкурсе школьного лабораторного практикума в лабораторной работе «Изучение свойств RC-контура». Работа была дополнена макетами микросхем К155ЛН1 и К155ЛА3, которые использовались для создания установки. Для защиты установки от перенапряжения и от обратной полярности применена стабилизирующая микросхема КА7805 и кремниевый диод соответственно. Свободные выводы конденсатора соединяются с электроёмкостным датчиком в баке. Выходной сигнал регистрируется осциллографом и частотомером. Очень хорошим для измерений оказался записывающий USB-осциллограф ВМ8020.

Сложность создания системы заключалась в разработке электроёмкостных датчиков-конденсаторов, электроёмкость которых изменяется при изменении уровня воды. Сначала была попытка оклеить изолированную ёмкость фольгой, но эффект оказался слабым. Лучшее на данный момент решение – пищевая фольга, заклеенная в файл. Одна обкладка конденсатора – фольга в тонком полиэтиленовом файле, другая обкладка – вода, которая касается файла с другой стороны, но не касается фольги. Свободный разъём от конденсатора мультивибратора подключается к фольге и к воде в баке. Стандартный файл с такой фольгой, помещённый в воду, имеет электроёмкость 0−50нФ в зависимости от глубины погружения. Справка: подстроечные конденсаторы редко превосходят электроёмкость 100пФ – в 500 раз меньше! Таких листов может быть несколько – электроёмкость возрастает, устраняя внешние помехи.

После создания датчиков была проведена тарировка системы «электроёмкость – частота мультивибратора» и «объём жидкости – частота». Построенные зависимости доказывают работоспособность системы.

Для визуальной регистрации уровня жидкости был собран усилитель по схеме с общим эмиттером и с С-фильтром на базовом входе. Электроёмкостной С-фильтр отсекает низкочастотные сигналы – большой объём жидкости. В этом отношении он играет роль датчика опорожнения бака, выдавая сигнал «мало топлива».

Для звуковой регистрации был собран делитель частоты, позволяющий связать уровень топлива в баке с частотой звукового сигнала, воспринимаемого слухом человека.

Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы. 1. Обычный частотомер может служить индикатором объёма топлива в баке, если он тарирован по схеме «объём-частота». 2. Тактовый генератор самостоятельно настраивается на текущий объём топлива, упрощая обработку выходного сигнала, например, С-фильтром или делитетелем частоты. 3. Созданные электроёмкостные датчики объёма топлива позволяют гарантированно ликвидировать внешние помехи.


145

4. Ориентация датчика не зависит от направления гравитации или инерции, как в случае поплавковых систем. 5. Дешевизна датчиков и системы не вызывает сомнений, потому что индикаторный прибор (частотомер) оказывается самым дорогим.

Нерешённые вопросы. 1. Как будет работать система в случае непроводящей жидкости? Опыты с бензином, керосином, маслами, даже с глицерином не проводились. А воду можно даже не подсаливать – её естественная электропроводность вполне достаточна для работы системы. 2. Как ориентировать системы датчиков для взаимодействия?

ЭЛЕМЕНТ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ Тепляков О. А.

ГБОУ межшкольный учебный комбинат № 25 «Центральный», г. Москва, Россия

Цель проекта. Разработка и создание модели нового элемента теплозащиты для воздушно-космического самолёта (ВКС) «Дедал».

Актуальность. Ввиду отсутствия в настоящее время воздушно-космических самолётов многоразового использования, мы поставили перед собой техническую задачу по созданию легкозаменяемого и работающего длительное время в диапазоне высоких температур элемента теплозащиты. Новый элемент тепловой защиты – наш весомый вклад в научно-технический прогресс.

Применение результатов исследования. Разработанный элемент тепловой защиты (плиточка) является новым вариантом теплозащитного покрытия, так как сочетание керамики и аморфного тела еще не применялось. Результаты теоретического исследования могут быть полезны на стадии начального проектирования авиа-космической техники.

Основные идеи проекта. В основу решения технической задачи были положены следующие идеи:

• Первая идея: транспирационное охлаждение («выпотевание») для каждого элемента теплозащиты с автоматизированной подачей аморфного тела.

• Вторая идея: применение гибридной формы для элемента тепловой защиты в виде гексагональной призмы Е. С. Федорова. В исследование были включены: сравнительный анализ и обоснованный выбор

используемых материалов, расчеты по габаритным размерам велись на основе математической модели вибрирующей пластинки, термодинамические расчёты проводились для диатермической стенки с предельными значениями температуры в условиях термического удара.

Перспективы проекта. Проект имеет перспективное значение для аэрокосмического комплекса России. Применение разработанных плиточек, в качестве тепловой защиты от интенсивных тепловых потоков при больших скоростях, будет для ВКС единственным способом защиты. При усовершенствовании технологии производства, уменьшении себестоимости и обеспечении поточного производства элементов теплозащиты приоритет России на рынке производства авиакосмической техники будет обеспечен


146

МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ В ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ КАМЕРАХ

Титова А. С., Карабин А. Е., Денисова А. С. ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов», г. Москва, Россия

Тепловакуумные испытания малогабаритной бортовой аппаратуры (МБА),

размещаемой в открытом космосе и негерметичных отсеках космического аппарата (КА), должны проводиться в камерах, моделирующих условия штатной эксплуатации на орбите полета. Однако, во многих камерах, особенно малоразмерных (менее 2м3) отсутствуют устройства, имитирующие с необходимой точностью лучистые тепловые потоки от Солнца, Земли и теплового воздействия от струй двигателей ориентации или разгонного блока, а также температуры поверхностей посадочных мест, на которых устанавливают МБА. Это не позволяет проводить конструкторско-доводочные испытания (КДИ) МБА и их составных частей в условиях, близких к условиям открытого космоса.

Создание методологии испытаний и разработка усовершенствованной тепловакуумной камеры (ТВК) на экспериментальной базе ОАО «НИИ ТП» должна устранить недостатки в имитации внешних тепловых воздействий и повысить качество и надежность отработки МБА.

В результате проведенной работы были разработаны рекомендации по совершенствованию рабочей тепловакуумной камеры (ТВК) в части дооснащения камеры имитатором внешней тепловой нагрузки (ВТН) на основе совместного использования галогенных ламп и керамических нагревателей, доработки азотных криогенных экранов, системы управления имитатором ВТН, теплового имитатора приборно-агрегатного оборудования (ПАО), окружающего объект испытаний в условиях полета, использования безмасляной системы вакуумирования. Кроме того, разработаны программно-математическое обеспечение по определению параметров лучистого поля от имитатора ВТН и методология проведения испытаний на усовершенствованной ТВК. Методология лабораторных, конструкторско-доводочных испытаний основывается на математическом моделировании внешней тепловой нагрузки, действующей на МБА при полете КА и физическое моделирование этой нагрузки с помощью ИК-имитаторов. С этой целью разработан метод расчета лучистого теплообмена МБА в условиях орбитального полета и для условий испытаний МБА в ТВК. В последнем случае в систему расчетных узлов наряду с конструкцией ОИ включается также элементы стенок камеры (криоэкраны), которые имеют фиксированную температуру и заданное значение оптических свойств. Метод расчета лучистого теплообмена МБА учитывает многократные переотражения и экранирование как между элементами МБА, так и ограничивающей внутренней поверхностью камеры. Для выбора оптимальных параметров ИК-имитаторов разработаны аналитический и численный методы расчета лучистого поля имитатора ВТН на основе кварцевой галогенной трубки (галогенной лампы) с отражателем и малогабаритных керамических нагревателей. Для построения математической модели имитатора проведены экспериментальные исследования распределения плотности освещенности от единичного источника облучения. Применительно к типовой МБА разработки ОАО «НИИ ТП» – антенно-приборного блока высокоскоростной радиолинии составлена ее математическая модель. В режиме переохлаждения (минимальная внешняя тепловая нагрузка), как наиболее критичном, оценено влияние лучистого теплообмена от термостатируемой платы блока к поворотным механизмам рефлектора антенны, а для режима перегрева определены внешние тепловые потоки к МБА на освещенном участке орбиты с учетом взаимного экранирования элементов конструкции. Проведенная отработка параметров усовершенствованной тепловакуумной камеры позволяет отрабатывать МБА, размещаемой как внутри гермоотсека КА, так и в открытом космосе.


147

СВЕРХТЕКУЧИЙ КВАНТОВЫЙ ИНТЕРФЕРОМЕТР НА СТАЦИОНАРНОМ ЭФФЕКТЕ ДЖОЗЕФСОНА В 4НЕ

Черниченко В. С., Биденко А. И., Кробка Н. И., Трибулев Н. В. Московский Государственный Технический Университет им. Н. Э. Баумана,

г. Москва, Россия ФГУП «ЦЭНКИ» филиал «НИИ ПМ им. ак. В. И. Кузнецова», г. Москва, Россия

В работе описывается сверхтекучий квантовый интерферометр (СКИ),

разработанный в Беркли (Department of Physics, University of California at Berkeley, USA) в 2006 году, являющийся аналогом сверхпроводящего квантового интерферометра на стационарном эффекте Джозефсона (Superconducting QUantum Interference Device, dc-SQUID). В 2005 году было открыто, что 4Не, проходя через матрицу наноразмерных отверстий (диаметром ~90 нм каждое) в тонкой Si3N4 мембране, при определенных термодинамических условиях осциллирует с частотой Джозефсона. Интерференционная картина появляется при вращении оси чувствительности СКИ относительно оси вращения Земли. Прибор работает при температуре, на несколько мкК ниже λ-точки в 4Не (Tλ ~ 2,17К), которая достижима коммерчески доступными криостатами и может поддерживаться в течение нескольких дней с очень высокой стабильностью. Минимально детектируемая угловая скорость была продемонстрирована Ω≈2×10-7рад/с. ФГУП «ЦЭНКИ» НИИ прикладной механики им. В. И. Кузнецова» планирует разработать собственный экспериментальный образец такого типа прибора.

КИНЕМАТИКО-ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО МАНИПУЛЯТОРА ДЛЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СТЫКОВОЧНОГО МЕХАНИЗМА

Чернышев И. Е. ОАО РКК «Энергия» им. С. П. Королева, г. Королёв, Московская область, Россия Для механического соединения космических аппаратов применяются стыковочные

механизмы центрального и периферийного типов [1]. В настоящее время в космических полетах используются российские и китайские периферийные стыковочные механизмы, которые ограничивают относительное движение и самого механизма и космических аппаратов за счет дифференциальных связей и внутренних механических упоров в элементах амортизации.

Существенным недостатком таких механизмов является их значительная конструктивная сложность. При использовании в многоразовых космических кораблях этот фактор не имел большого значения, однако в новых космических программах предусматривается использование только одноразовых кораблей относительно небольшой массы (до 25 тонн) симметричных относительно своей продольной оси (оси сближения). Поэтому актуальной является задача разработки более простой конструкции периферийного стыковочного механизма при сохранении его надежности, основанной на использовании пассивной механической системы амортизации.

Отталкиваясь от опыта, полученного при разработке систем стыковки для программы «Союз-Аполлон» [2], сотрудниками ОАО «РКК «Энергия» Е. Г. Бобровым и А. В. Яскевичем была предложена кинематическая схема периферийного стыковочного механизма без дифференциальных связей. Из-за отсутствия дифференциальных связей и внутренних механических упоров ограничение рабочего пространства такого механизма в общем случае не гарантировано и может быть обеспечено подбором его геометрических и силовых параметров для определенного диапазона начальных условий стыковки.

В настоящее время разрабатывается автоматизированная методика целенаправленного выбора таких параметров. В ее основе лежит математическая


148

кинематико-геометрическая модель стыковочного механизма, рассматриваемая в данной работе.

Кинематико-геометрическая модель является результатом комбинации кинематической и контактной (геометрической) моделей и воспроизводит движение стыковочного механизма на этапах сцепки, поглощения энергии относительного движения и стягивания космических аппаратов, поскольку именно на этих этапах механизм совершает наибольшие отклонения от своего исходного положения и испытывает максимальные нагрузки. И именно на этих этапах возможен нежелательный контакт звеньев стыковочного механизма между собой.

Одним из основных критериев выбора параметров стыковочного механизма является отсутствие в его рабочем пространстве контактов звеньев. Кинематико-геометрическая модель решает задачу их нахождения. Для этого контактная модель, отталкивающиеся от данных о кинематических параметрах стыковочного механизма, находящегося в заданной конфигурации, рассчитывает точки возможного контакта звеньев (при этом учитывается их форма и объем).

Кинематическая модель оперирует только линейными и угловыми перемещениями, при этом решается обратная кинематическая задача, поскольку на указанных выше, этапах стыковки ведущим звеном считается стыковочное кольцо. Для расчета кинематических параметров используется «каркасная» модель, т.е. описание конструкции и конфигурации стыковочного механизма через относительные положения систем координат его звеньев.

Контактная модель предназначена для определения точек контакта звеньев стыковочного механизма. Принципы моделирования контактного взаимодействия подробно рассмотрены в [3]. Тремя основными отличиями от указанных принципов при разработке контактной модели для автоматизированной методики выбора параметров периферийного стыковочного механизма явились:

1. Аналитические выражения для условий и геометрических параметров контакта разработаны для произвольного относительного положения звеньев. При этом геометрические размеры звеньев задаются параметрически.

2. Введен новый тип контактного взаимодействия «цилиндр-цилиндр». Для цилиндрических объектов (поршни и цилиндры штанг, тросы системы стягивания), имеющих возможность контактировать между собой внешней поверхностью, предложен аналитический метод расчета условий и геометрических параметров контакта. Применение этого метода может быть расширено на тип контактного взаимодействия «отрезок-цилиндр».

3. Отсутствуют ограничения на величину максимального контактного внедрения. Как следствие из отличий 1 и 3 возникает проблема нахождения геометрических

параметров контакта стыковочного кольца и основания стыковочного механизма (при произвольном их относительном положении и больших величинах внедрения). Для решения контактной задачи поверхность кольца представляется набором отрезков, а основание – плоскостью стыка, цилиндрической поверхностью переходного тоннеля и ребром между тоннелем и плоскостью стыка. Контакт отрезка с каждым из этих геометрических примитивов отличается точкой контакта, величиной внедрения и (в общем случае) направлением силы контактной реакции, но актуальным является только один набор этих параметров. Основным критерием, позволяющим сделать выбор между несколькими наборами, является величина внедрения: контактирует та пара примитивов, где его значение меньше.

Для каждого примитива (отрезка), моделирующего поверхность стыковочного кольца, определяется величина его внедрения в основание. Но только максимальное значение из полученного набора характеризует заданную конфигурацию периферийного стыковочного механизма с точки зрения контактной ситуации, возникающей при взаимодействии стыковочного кольца и основания. Максимальное значение внедрения из рассчитанных для всех звеньев характеризует данную конфигурацию механизма, а


149

максимальное, найденное для всего рабочего пространства – набор параметров данного стыковочного механизма.

Кинематико-геометрическая модель периферийного стыковочного механизма позволяет учитывать объем и форму его звеньев, позволяет производить анализ влияния выбранного параметра (или группы параметров) на контактную ситуацию на этапах сцепки, демпфирования относительного движения и стягивания космических аппаратов.

Объединение кинематико-геомерической модели с алгоритмом перебора его конфигураций позволяет определять характеристики стыковочного механизма во всем рабочем пространстве. При этом в качестве ограничений могут служить как кинематические параметры, так и контактная ситуация.

Работа кинематико-геометрической модели является одним из этапов целенаправленного выбора параметров периферийного стыковочного механизма, которые обеспечивают ограничение его движения.

ЛИТЕРАТУРА 1. В. С. Сыромятников Стыковочные устройства космических аппаратов. – М.:

Машиностроение, 1984. С. 8−46. С. 57−72. 2. В. С. Сыромятников Стыковочные устройства космических аппаратов. С. 40−42. 3. А. В. Яскевич Математические модели контактного взаимодействия при

стыковке космических аппаратов. – В сб. «Избранные труды Международной конференции по механике «6-е Поляховские чтения», Санкт-Петербург, 31 января – 3 февраля 2012 г.», в печати (точные выходные данные будут известны в начале июля).


7. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ»

Математические методы в аэрокосмической сфере

151

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДА DOAS ДЛЯ

ПЕРСПЕКТИВНОЙ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ Вороков А. В.

ОАО «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» им. А. Г. Иосифьяна»

ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», г. Москва, Россия Задача измерения состава и характеристик атмосферы Земли является одной из

приоритетных для целого ряда наук и сфер человеческой деятельности. Особенно актуальной она является для экологии (определение количества вредных выбросов антропогенного происхождения, контроль состояния озонового слоя и т. д.) и метеорологии (характеристики облаков). Отечественных приборов, проводящих такие измерения на данный момент не существует. Данных только с зарубежной научной аппаратуры недостаточно для решения задачи контроля газового состава атмосферы на отдельных локальных участках поверхности Земли (например, на всей территории России).

Данная работа посвящена актуальной проблеме – исследованию возможности использования метода DOAS (Differential Optical Absorption Spectroscopy) для восстановления содержания малых газовых составляющих (МГС) атмосферы Земли. В настоящее время в ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ» ведутся работы по созданию космического аппарата (КА) «Метеор-МП» № 1, в состав которого входит перспективная научная аппаратура – спектрометр для определения газового состава атмосферы СА-МП, работающий в ультрафиолетовом (УФ), видимом и ближнем инфракрасном (БИК) диапазонах спектра.

Высокая разрешающая способность аппаратуры СА-МП позволит обнаружить следы газовых компонент атмосферы на уровне пикселя, при этом её можно использовать для измерений концентрациий МГС как естественного, так и антропогенного происхождения.

Использование метода DOAS при обработке данных с СА-МП позволит с высокой точностью определять количественное содержание газов и аэрозолей в атмосфере Земли, характеристики облаков. В данной работе рассмотрены некоторые проблемы его использования и математические методы их устранения.

ДИСТАНЦИОННОЕ УПРАВЛЕНИЕ МОДЕЛЬЮ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Казанин Д. К.

ОАО «Арзамасское научно-производственное предприятие «ТЕМП-АВИА», г. Арзамас, Нижегородская область, Россия

В настоящее время одним из перспективных направлений развития современной

техники является создание информационных средств, входящих в состав автоматизированных систем контроля, разведки и управления. Указанные системы также включают в себя системы сбора, обработки и анализа данных.

Одним из основных вопросов при разработке бортовых систем управления (БСУ) подвижными объектами с малым временем непрерывной работы является обеспечение системы управления точной и достоверной навигационной информацией о местоположении и параметрах движения летательного аппарата (ЛА). Указанная задача решается применением в составе БСУ информационно-измерительных систем (ИИС) и навигационных комплексов. Наиболее перспективные ИИС строятся на базе бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), обеспечивающих решение задач навигации объектов, движущихся по поверхности Земли и в околоземном пространстве в широких диапазонах линейных и угловых скоростей.


152

В БИНС источники первичной информации (датчики угловых скоростей (ДУС), акселерометры) непосредственно связанны с корпусом объекта, навигационные параметры которого необходимо определять. Показания этих источников передаются в навигационный вычислитель, который выдает данные о местоположении, скорости и угловой ориентации объекта.

Такие достоинства БИНС, как автономность, помехоустойчивость, непрерывность информации (высокая скорость получения навигационных данных) и малое время готовности позволяют существенно повысить технические характеристики навигационных систем ЛА.

Функционально БИНС представляет собой блок чувствительных элементов (БЧЭ), состоящий из трех акселерометров и трех ДУСов, и навигационного вычислителя.

Одним из вариантов проектирования БИНС может стать использование миниатюрных чувствительных элементов входящих в состав БЧЭ, что позволяет получить недорогие и компактные системы с малой точностью достаточной для решения ряда задач.

Цель данной работы заключается в следующем: разработать математический аппарат и программное обеспечение, которое позволяло бы формировать команды органам управления ЛА на основе данных, поступающих от блока датчиков первичной информации (ДПИ).

В системе присутствуют приёмник XBee и микроконтроллер (МК). Задачей первого является организация информационного взаимодействия с блоком датчиков первичной информации (IMU). Задача МК заключается в организации интерфейса, позволяющего производить удаленное программное управление ЛА при помощи стандартного пульта управления и приемника радиосигнала. Беспроводная камера предоставляет информацию, необходимую для удержания ЛА в заданной точке.

Требовалось разработать программное обеспечение, которое позволяло бы формировать команды органам управления ЛА на основе данных, поступающих от блока датчиков первичной информации.

Т.е. необходимо составить две программы: • первая программа должна обладать графическим интерфейсом пользователя; в её

задачи входит обработка данных, поступаемых с БЧЭ, и формирование команд органам управления ЛА; эта программа должна функционировать на ПК;

• вторая программа выполняется в МК; её основной задачей является формирование режимов работы органов управления ЛА.

Для точного определения пространственной ориентации ЛА, была произведена калибровка ДПИ.

Программа для ПК реализует приём данных с БЧЭ по интерфейсу ZigBee. Эти данные представляют собой показания ДУСов и акселерометров. Зная их, можно определить ориентацию ЛА в пространстве, т.е. найти углы курса, крена, тангажа.

Одной из задач МК является прием информации от ПК по интерфейсу RS-232C. Эта задача была решена с использованием механизма прерываний. Второй задачей МК является формирование диаграммы информационного обмена с приемником. Для решения этой задачи использовался один из таймеров МК.

Для данного проекта была разработана возможность приёма данных по радиоканалу от беспроводной аналоговой видеокамеры, прикрепленной к основанию летательного аппарата. При подъёме этого аппарата камера осуществляет захват видео с некоторым рисунком, расположенным в основании подъёма, и передает его на определенной частоте.

В данном случае имеется возможность по видеоданным определять центр масс некоторого объекта и, тем самым, при помощи специального маркера отслеживать его перемещение.

Программное обеспечение было разработано по технологии DirectShow.


153

В скором времени предполагается установка ультразвукового сонара для определения высоты полёта летательного аппарата. Также рассматривается возможность оценки этого параметра по получаемым видеоданным.

Решение задачи стабилизации ЛА состоит из множества пунктов. Один из самых важных заключается в разработке системы управления. Сложность здесь состоит в выделении полезных сигналов с ДПИ и в оценке их погрешностей. Для этой цели потребуется применение фильтра Калмана. Сигналы, прошедшие фильтрацию, будут использованы в алгоритме управления совместно с информацией, принимаемой с видеосенсора. Этот алгоритм формирует управляющие сигналы на рулевые машины.

В этом проекте был смоделирован фильтр Калмана для стохастической линейной системы, в рамках которой в качестве модели ошибок для случайных процессов принята гауссовская модель.

По итогам моделирования следует отметить, что разработанный фильтр Калмана может быть успешно использован в качестве алгоритма обработки поступаемых данных с сенсоров в реальном времени. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТРЕБУЕМОЙ ТОЧНОСТИ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПРЕЦИЗИОННЫХ

ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ И РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ ПУТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРНЫМИ ДЕФОРМАЦИЯМИ СТАНКОВ С ЧПУ

Марусич К. В. ФГБОУ ВПО «Оренбургский государственный университет»,

г. Оренбург, Оренбургская область, Россия

Основным направлением повышения точности изготовления прецизионных изделий авиационной и ракетной техники является улучшение качества используемого станочного оборудования. При этом определяющими показателями качества выступают производительность, точность и надежность. Эти показатели тесно связаны с протекающими в станке тепловыми процессами.

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является разработка автоматизированной системы управления исполнительными органами станка, позволяющей компенсировать температурную деформацию.

Целью исследования является повышение точности обработки на металлорежущих станках на основе управления исполнительными органами по результатам прогнозирования тепловых перемещений.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен ряд натурных экспериментов и выявлены закономерности изменения тепловых характеристик станка в зависимости от режимов его работы. Предложен метод прогнозирования, позволяющий формировать тепловые характеристики металлорежущих станков. Разработана методика управления термодеформационным состоянием станка на основе автоматизации прогнозирования температурных перемещений исполнительных органов. Определены возможные пределы достижения точности механической обработки на станках, использующих разработанный алгоритм компенсации температурной деформации.

В данной работе изложены научно обоснованные технологические решения в области повышения точности обработки на металлорежущих станках, имеющие существенное значение для развития отечественного станкостроения. Разработанный алгоритм компенсации температурных деформаций станков с ЧПУ на основе использования прогнозных математических моделей позволяет обеспечить тепловые смещения вдоль оси шпинделя в пределах 10 мкм, независимо от продолжительности технологической операции, выполняемой на данном станке.


154

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВИХРЯ, СХОДЯЩЕГО С КОРНЕВОГО НАПЛЫВА КРЫЛА С ЗАМЫКАЮЩИМ СКАЧКОМ

УПЛОТНЕНИЯ Меньщиков А. М.

Московский физико-технический институт, г. Москва, Россия

Как известно, вихрь, сходящий с корневого наплыва крыла, оказывает существенное влияние на ЛТХ самолёта. Среди положительных эффектов – улучшение путевой устойчивости истребителя на дозвуковых скоростях. Однако, как известно из практики, при высоких дозвуковых и трансзвуковых скоростях образуется скачок уплотнения, который разрушает корневые вихри, что приводит к заметному снижению путевой устойчивости. Данный эффект отмечается пилотами отечественных истребителей 4-го поколения. Таким образом, данная задача является актуальной.

Целью данной работы явилось «Численное моделирование взаимодействия вихря, сходящего корневого наплыва крыла, с замыкающим скачком уплотнения». Для достижения поставленной цели использовались программные пакеты Unigraphics NX 8.0 и ANSYS 12.0. Были построены геометрия, расчётная сетка и проведен численный расчет на 12 режимах, каждый из которых был проведен при том или ином значении скорости и угла атаки, взятых из диапазонов: М = 0,15; 0,6; 0,8; 0,85. α = 0о; 8о; 14о.

В результате численного исследования удалось установить, что достаточно мощный и стабильный вихрь образуется при угле атаки в 14о и скоростях 0,15 М и 0,6 М. Однако при скорости 0,8 М вихрь становится заметно слабее, а при 0,85 М и вовсе разрушается после прохождения области, в которой предположительно находится скачок уплотнения. В результате анализа взаимного расположения изоповерхностей, со значением Cp = -0,9 и М = 1, а также поля скоростей внутри скачка уплотнения и сразу за скачком, удалось подтвердить гипотезу о том, что вихри, сходящие с корневого наплыва крыла, разрушаются в результате взаимодействия со скачком уплотнения.

В результате НИР были сделаны следующие выводы: 1. На базе решения уравнения Рейнольдса с моделью турбулентности SST (Shared

Stress Transport) численно исследована структура вихревого течения над крылом умеренного удлинения с корневым наплывом при до- и околозвуковых скоростях потока.

2. Показано, что на углах атаки свыше 8о над наплывом формируется вихрь, который создаёт дополнительное разрежение на поверхности модели.

3. Показано, что на режимах околозвукового обтекания замыкающий скачок уплотнения приводит к разрушению вихря.

МОДЕРНИЗАЦИЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА ДЛЯ ПЕРЕВОЗКИ КРУПНОГАБАРИТНЫХ ТЯЖЕЛОВЕСНЫХ ГРУЗОВ

Мишин П. П. Филиал ФГУП «ЦЭНКИ» НИИСК им. В. П. Бармина, г. Москва, Россия

Современное развитие промышленности требует быстрого решения задач,

возникающих при проектировании конструкций и агрегатов. В связи с этим широкое распространение получили методы математического моделирования и в частности метод конечных элементов (МКЭ). Являясь общепризнанным стандартом при проведении различных расчетов, МКЭ позволяет решать задачи с различными комбинациями как граничных условий, так и параметров исследуемых конструкций.

В качестве примера использования МКЭ в аэрокосмической сфере в данной работе рассмотрена задача о модернизации транспортного средства для перевозки крупногабаритных тяжеловесных грузов.


155

Транспортировка грузов − довольно сложный процесс, в котором особый интерес представляет техника, осуществляющая доставку оборудования большой массы и габаритов. Зачастую несущие системы таких агрегатов для перестраховки проектируют с избыточным запасом прочности, что ведет к увеличению массы всей транспортной системы.

В современных условиях целесообразнее либо проектировать универсальное транспортное средство под широкий круг перевозимых изделий, либо модифицировать раннее спроектированные и изготовленные для испытаний транспортные средства для более широкого круга перевозимых грузов и условий эксплуатации. Последнего можно добиться, прежде всего, за счет снижения массы самого транспортного средства. При этом необходимо отказаться от первоначально заложенных избытков прочности, а также учесть тот факт, что изменяемые дорожные условия приводят к повышенным динамическим воздействиям.

В работе рассматривается модификация рамы транспортировочного агрегата, предназначенного для перевозки длинномерных (от 4 до 10 метров) грузов большой массы (до 10,5 тонн). Усовершенствование осуществляется путем варьирования жесткостными параметрами несущих элементов рамы для уменьшения ее массы при сохранении вполне приемлемых показателей прочности, жесткости и долговечности. Задача решается посредством исследования прочности рамы как целостного объекта при ее статическом и динамическом нагружении. При этом в основе решения лежит разработка уникальной математической модели конструкции по методу конечных элементов.

В результате проведенных модификаций рамы получены адекватные многократным испытаниям аналогичных изделий результаты: значения интенсивностей напряжений, перемещения для всех узловых точек. Также были вскрыты значительные резервы прочности и жесткости во всех элементах конструкции. Предложенные модификации способствуют уменьшению массы рамы транспортного устройства более чем в 2 раза при сохранении его прочностных и жесткостных показателей.

ИНТЕРВАЛЬНЫЕ АЛГОРИТМЫ НАХОЖДЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ПРОГРАММНОГО УПРАВЛЕНИЯ ДЕТЕРМИНИРОВАННЫМИ СИСТЕМАМИ

Пановский В. Н. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


В данной конкурсной работе рассматривается задача нахождения оптимального программного управления дискретными и непрерывными детерминированными системами. Актуальность данной задачи заключается в том, что необходимость автоматического управления тем или иным объектом с каждым годом все повышается. Искомое управление выбирается из условия достижения экстремума некоторого критерия качества. Все это в совокупности делает задачу поиска оптимального управления крайне важной для решения.

Целью исследований является разработка численных методов нахождения оптимального программного управления на основе интервальных методов поиска условного экстремума, а также формирование соответствующего программного обеспечения.

В работе сформированы алгоритмы нахождения оптимального программного управления дискретными и непрерывными детерминированными системами на основе интервального анализа, приведено решение модельных примеров, на которых продемонстрирована эффективность.


156

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ КОНВЕКТИВНОГО ТЕПЛООБМЕНА В НАКЛОННОМ ПРОДОЛЬНОМ СЛОЕ ВОЗДУХА

Пивоваров Д. Е. Институт проблем механики им. А. Ю. Ишлинского РАН, г.Москва, Россия

В работе представлены результаты 3-мерного численного моделирования

конвективных течений при тепловой гравитационной конвекции в продольном слое жидкости с произвольной ориентацией потока тепла к силе тяжести.

Под слоем жидкости понимается замкнутая область пространства, ограниченная двумя параллельными поверхностями с различной темперутарой, вследствии чего может возникать конвективное течение. При различных ориентациях поверхности нагрева к силе тяжести различают два механизма конвекции. Первый вызван неустойчивым положением равновесия нагретой жидкости при подогреве снизу (горизонтальный слой жидкости), а второй вызван отсутствием равновесия при боковом подводе тепла (вертикальный слой жидкости). При произвольной ориентации поверхности оба механизма вступают во взаимодействие между собой, формируя ту или иную картину течения. С подобными явлениями встречаются в энергетической и аэрокосмической отраслях, а именно, при проектировании солнечных коллекторов, систем охлаждения ядерных реакторов, хранения низкотемпературных компонент топлива и др. [1].

В экспериментальной работе [2] слои подразделяются на два класса: поперечные и продольные. В первом случае слой поворачивается вокруг длинный стороны, т.е. глубина его велика по сравнению с расстоянием между изотермическими поверхностями. Во втором случае изменение угла наклона происходит вокруг короткой стороны, но не просто короткой по сравнению с длиной, а меньшей по сравнению с расстоянием между изотермическими поверхностями. В работе [2] впервые экспериментально изучались имено продольные слои. Настоящая работа продольжает изучение продольных слоев методом численного модоелирования.

Для решения задачи используется численная схема [3, 4], которая успешно применялась для прямого моделирования изотермических течений в ортогональных системах координат, в частности, для расчета изотермических течений в эллиптических трубах [5]. Данная схема обладает свойством консервативности и расширена на случай неизотермических течений, где дополнительно решается уравнение переноса тепла в жидкости [6].

Задача решается на разнесенных сетках. Пространственные производные аппроксимируются центральными разностями со вторым порядком точности, интегрирование по времени ведется методом Рунге − Кутты третьего порядка. Относительно вязких членов интегрирование ведется неявно. Шаг по времени выбирается автоматически с проверкой выполнимости условия Куранта.

Расчеты проводились в ограниченной твердыми стенками прямоугольной полости с соотношением сторон 10.54 ×× , подогреваемой снизу, при ламинарном режиме конвекции 53 1010= −Ra . Полость, заполненная воздухом ( 0.72=Pr ), поворачивалась вокруг короткой стороны, что соответствует продольной конфигурации, отличной от поперечной, рассматриваемой в ряде работ, где вращение осуществляется вокруг длинной стороны. Угол наклона полости изменялся в различных направлениях между горизонтальным и вертикальным положениями слоя для изучения влияния начальных условий на конвекцию.

Установлено, что конвективное взаимодействие проявляется по-разному в зависимости от направления угла наклона слоя и числа Рэлея. Конветивные течения, вызванные разными механизмами, могут как подавлять друг друга, так и вносить общий вклад в конветивный теплообмен. Существуют случаи, когда при подъеме слоя подъемно-опускное течение перестраивает ячейки таким образом, что их вклад в конвекцию увеличивается.


157

Найдены характеристики среднего теплообмена, по которым построены карты конвективных режимов при различных сценариях поворота слоя. По построенным картам исследовано явление гистерезиса, которое возникает вследствие различной устойчивости той или иной формы установившегося течения. Показано, что наиболее устойчивым многоячейковым течением является то, которое устанавливается перед последней бифуркацией при положительном изменении угла. При фиксированном угле и варьировании числа Рэлея гистерезис не наблюдался.

Показано, что для рассмотренной геометрии невозможно двумерное приближение. Автор работы выражает благодарность В. И. Полежаеву за обсуждение

выполненной работы и Н. В. Никитину за консультацию по методике расчета. Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант 12-08-000034).

ЛИТЕРАТРА 1. Polezhaev V. I., Myakshina M. N., Nikitin S.A. Heat transfer due to buoyancy-driven convective interaction in enclosures: Fundamentals and applications // International Journal of Heat and Mass Transfer. 2012. V. 55. 1–3. P. 156–165. 2. Symons J. G., Peck M. K. Natural Convection Heat Transfer Through Inclined Longitudinal Slots // Journal of Heat Transfer. 1984. V. 106. 4. P. 824–829 = Симонс, Пек Теплоотдача при свободной конвекции через наклонные продольные щели // Теплопередача. 1984. T. 106. 4. C. 131–137. 3. Nikitin N. Third-order-accurate semi-implicit runge-kutta scheme for incompressible navier-stokes equations // International Journal for Numerical Methods in Fluids. 2006. V. 51. 2. P. 221–233. 4. Nikitin N. Finite-difference method for incompressible Navier–Stokes equations in arbitrary orthogonal curvilinear coordinates // Journal of Computational Physics. 2006. V. 217. 2. P. 759–781. 5. Никитин Н. В. Прямой расчет турбулентных течений в эксцентрических трубах // Журнал вычислительной математики и математической физики. 2006. Т. 46. 3. С. 509–525. 6. Пивоваров Д. Е., Пунтус А. А. Алгоритм численного решения уравнений Навье − Стокса для задач конвективного теплообмена // Модернизация и инновации в авиации и космонавтике. М.: МАИ-ПРИНТ, 2010. С. 310–316.

СОВРЕМЕННЫЕ РАСЧЕТНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ ОБОСНОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК ЯЭДУ В ПРОЕКТНЫХ РАБОТАХ СОЗДАНИЯ

ТЕРМОЭМИССИОННЫХ КЯЭУ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ Полоус М. А., Алексеев П. А., Ехлаков И. А.

ГНЦ РФ – Физико-энергетический институт им. А. И. Лейпунского, г. Обнинск, Калужская область, Россия

Задачу обоснования характеристик ЯЭДУ в проектных работах по созданию

термоэмиссионных космических ЯЭУ (КЯЭУ) нового поколения можно разделить на несколько достаточно независимых частей, каждая из которых впоследствии решается в отдельности. Наиболее важными среди них являются три: расчет выходных характеристик электрогенерирующих каналов (ЭГК), расчет нейтронно-физических характеристик термоэмиссионного реактора-преобразователя (ТРП) и оптимизация массогабаритных характеристик радиационной защиты. Ниже последовательно рассматриваются актуальные методы решения этих задач с применением современных расчетных технологий.

На первом этапе работы был проведен численный расчет выходных электрических и тепловых характеристик многоэлементного термоэмиссионного ЭГК с помощью модифицированного программного комплекса конечно-элементного анализа Comsol для


158

обоснования проектных решений термоэмиссионных КЯЭУ нового поколения. Использование модифицированного программного комплекса Comsol с созданным авторами численным решателем, позволяющим моделировать термоэмиссионную задачу в трехмерной постановке с использованием экспериментальных вольтамперных характеристик термоэмиссионных преобразователей, показало достаточную гибкость и эффективность данного подхода для выполнения массовых вариантных расчетов ЭГК и термоэмиссионных электрогенерирующих систем со сложной геометрической структурой. Результаты расчетов подтвердили существенное влияние на выходные характеристики ЭГК пространственных эффектов, которые не могли быть учтены в полной мере в рамках одномерных моделей. Следует также отметить, в ходе работы были впервые получены расчетные данные об электростатике и сопряженном теплообмене в трехмерной геометрии внутри коммутационного пространства ЭГК.

Следующий этап работы состоял в решении задачи нейтронно-физического расчета реактора с целью обеспечения условий нормального протекания цепной ядерной реакции деления. Была проведена оптимизация на основе имитационного моделирования, заключающаяся в совместном использовании имитационной модели (ИМ) сложной системы и алгоритма оптимизации. С помощью метамодели были рассчитаны значения отклика системы для различных комбинаций значений ее параметров, которые предлагает алгоритм оптимизации. В качестве алгоритма оптимизации используется генетический алгоритм, который устойчив к попаданию в локальные оптимумы и имеет ряд других преимуществ перед классическими численными методами.

Применение данной методики позволяет получить оптимальные нейтронно-физические характеристики реактора. Простая и с то же время эффективная методика обоснования нейтронно-физических характеристик ТРП позволяет интегрировать ее в код «сквозного» расчета КЯЭУ.

На заключительном этапе работы рассматривалась задача оптимизации радиационной защиты КЯЭУ, которая заключается в минимизации ее массогабаритных характеристик при обеспечении допустимых радиационных нагрузок на всех защищаемых объектах. Из трех основных подзадач, на которые разбивается эта задача, для подробного рассмотрения была выбрана одна – профилирование защитных слоев блока радиационной защиты. Ее специфика состоит в необходимости решения сложной интерполяционной задачи на одном из этапов оптимизации. Эта проблема решалась применением высокоскоростного и высоконадежного алгоритма Флоатера и Хорманна построения рациональной интерполирующей функции, а также с помощью искусственной нейронной сети. Непосредственно поиск глобальных оптимумов проводился с помощью новейшего алгоритма из класса интеллектуальных мультиагентных методов (методов роевого интеллекта) – алгоритма искусственной пчелиной колонии. Этот алгоритм отличается замечательной устойчивостью, высокой скоростью работы и точностью конечного результата. Другое его достоинство состоит в том, что он требует лишь возможности вычислить значение исследуемого функционала в любой точке из области, в которой ищется глобальный экстремум, что существенно расширяет возможности его применения.

Использование рассмотренных алгоритмов обработки данных позволило унифицировать процесс оптимизации, повысить скорость и эффективность расчетов, что в свою очередь привело к дополнительному снижению массы радиационной защиты при соблюдении. Надежность их работы позволила автоматизировать отдельные этапы процесса оптимизации радиационной защиты и поставить задачу о его полной программной автоматизации.


159

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ ПАЛУБНОГО АВИАФИНИШЁРА

Рыбин А. В., Воронцов А. Н. Национальный исследовательский университет Московский Энергетический Институт,


Целью данной работы являлось численное моделирование динамического поведения системы приёмный трос – гидравлический демпфер (являющихся основными рабочими элементами авиафинишёра) с помощью математической модели, основанной на методе дискретизации масс. Представление каната в виде связанных упругими элементами сосредоточенных масс и учёт изменения геометрии приёмного троса в процессе торможения позволили создать алгоритм, учитывающий все особенности работы системы, и получить практические оценки прочности каната. Также в настоящей работе учтена витая конструкция каната, вследствие чего приёмный трос дополнительно испытывает закручивание.

Смоделирован полный процесс торможения самолёта Су-33. Произведён сравнительный расчёт приёмного троса, изготовленного из каната 6×36WS-FC фирмы PFIFER, для двух диаметров поперечного сечения. Получены графики зависимости скорости самолёта, перегрузки, действующей на лётчика, и усилий в тросе от времени. Рассчитано значение коэффициента запаса прочности приёмного троса по отношению к сертифицированному разрывному усилию используемого каната.

РЕШЕНИЕ ТЕРМИНАЛЬНОЙ ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ДВИГАТЕЛЕЙ С НЕРЕГУЛИРУЕМОЙ ТЯГОЙ

Рыжиков И. С. Сибирский государственный аэрокосмический университет им. академика М. Ф. Решетнева,

г. Красноярск, Россия

В данной работе рассматривается задача терминального управления динамическими системами, у которых исполнительный механизм представлен двигателем нерегулируемой тяги. Особенности функционирования исполнительного механизма задают особую структуру функции управления, что позволяет свести задачу управления к задаче вещественной глобальной оптимизации или задаче глобальной оптимизации на пространстве действительных и натуральных чисел. Для нахождения экстремума был предложен гибридный модифицированный алгоритм стохастического поиска, учитывающий особенности решаемой задачи.

Терминальная задача управления является частным случаем задачи оптимального управления и предполагает нахождение такого управляющего воздействия, которое бы переводило систему из заданного начального состояния в желаемое конечное состояние за конечное время работы системы. Аналогично, можно сказать, что терминальная задача является частным случаем краевой двухточечной задачи.

Как известно, существует множество как классических, так и новых методов решения двухточечной задачи или задачи оптимального управления. В работе показано, что множество из них подходят только для определенных систем или требуют гладкости функции управления. Но часто на практике необходимо найти программное управление в случае, когда динамическая система является нелинейной, а исполнительный механизм представлен двигателем нерегулируемой тяги, то есть работает в заранее определенных режимах. Такие задачи характерны для аэрокосмической сферы, где многие космические аппараты снабжены двигателями, мощность которых фиксирована.

Одним из возможных вариантов решения терминальной задачи является линеаризация системы с последующим нахождением оптимального управления,


160

например, методом моментов. Но, этот подход применим для частных случаев, когда реакция линеаризованной системы сходна с реакцией системы нелинейной. Тем не менее, даже для линеаризованной системы нет универсального метода нахождения многоуровневого управления.

Ограничение, которое накладывается на функцию управления или, аналогично, множество значений, которое может принимать функция управления, делают применение общеизвестных методов невозможным. Управление в таких задачах представляется, как правило, в виде идеального реле или многоуровневого реле, когда двигатель может работать, например, в трех режимах: двигатель включен в первом режиме, во втором режиме или выключен.

Исходная задача терминального управления при различных ее постановках, как уже было сказано выше, была сведена к задаче оптимизации на многомерных пространствах действительных чисел или, для многоуровневого реле, на многомерных пространствах действительных и натуральных чисел. Для решения обозначенных задач был предложен и апробирован модифицированный метод эволюционных стратегий. Представленный подход может быть использован для решения терминальной задачи и в том случае, если модель не представима в аналитическом виде, но представима при численном моделировании.

В качестве алгоритмов решения сложных задач глобальной оптимизации хорошо зарекомендовали себя эволюционные методы. В качестве метода решения оптимизационной задачи был выбран эволюционный метод, работающий с действительными числами – метод эволюционных стратегий, который был расширен до работы с качественными переменными и адаптирован к особенностям решаемой задачи. Для предложенного алгоритма были предложены настройки, которые были выявлены при тестировании на ряде задач.

В работе представлены приложения к поиску программного управления для перевода космического аппарата с одной орбиты на другую. Модель аппарата представлена системой нелинейных дифференциальных управлений, задача перевода – терминальной задачей управления. Демонстрируются решения для нескольких различных постановок задачи. Представленный метод решения задачи терминального управления позволяет автоматически найти программу управления через решение частично параметризованной задачи идентификации структуры и параметров функции управления.

ВЫБОР ЭФФЕКТИВНОГО ВАРИАНТА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА АДАПТИВНЫМ ГЕНЕТИЧЕСКИМ

АЛГОРИТМОМ Семенкина М. Е.

Сибирский государственный аэрокосмический университет им. академика М. Ф. Решетнева, г. Красноярск, Россия

В настоящее время усилия разработчиков космических аппаратов сосредоточены

на повышении эффективности использования существующих систем космического корабля и совершенствования разработки и проектирования новых. Одним из способов достижения этих целей является рациональный выбор эффективных вариантов развития систем. Это требует применения адекватных моделей, эффективных алгоритмических средств и мощных компьютеров.

Одной из самых сложных и недостаточно изученных проблем является синтез систем управления космического корабля. В настоящее время эта задача решается эмпирическими методами, а не при помощи формализованных математических инструментов. Как правило, разработка систем управления космическими аппаратами представляет собой сложный процесс, включающий в себя сотрудничество


161

многочисленных экспертов и ведомств, каждое из которых имеет свои собственные цели и ограничения. Тем не менее, можно математически моделировать некоторые подзадачи и получать некоторые качественные результаты расчетов и тенденции, которые могут предоставлять собой интересную информацию для специалистов. Данная ситуация является промежуточным положением, когда математические модели являются «строгими», но очень сложны для анализа, поэтому лучшим решением является внедрение системы поддержки принятия решений для выбора эффективных вариантов. Однако возникающие оптимизационные проблемы неразрешимы для большинства известных алгоритмов.

Моделирование процесса управления космического аппарата (КА) производится при помощи цепей Маркова. При этом возникают вычислительно сложные модели большой размерности с разношкальными параметрами. Тогда задача выбора эффективного варианта для системы управления космического аппарата формулируется как многомерная задача оптимизации с алгоритмически заданными функциями смешанных переменных. При достаточно глубоком уровне детализации подсистемы задача становится трудно-решаемой не только в связи с большой размерностью, но и по более серьезным причинам: разношкальные переменные, алгоритмически задаваемые вычислительно сложные функции и др. Такие задачи не решаются с помощью классических оптимизационных подходов и требуют более универсальных подходов, например генетических алгоритмов (ГА).

Хотя ГА успешно применяются при решении многих практических задач оптимизации и моделирования, существенная зависимость их эффективности от выбора настроек и параметров создает серьезные трудности для дальнейшего расширения возможности их применения. Более того, выбор настроек и подстройка параметров ЭА представляют собой сложную и трудоемкую задачу, требующую существенных интеллектуальных усилий экспертов в области эволюционного моделирования и оптимизации и значительных вычислительных затрат. В этой связи многие исследователи прилагают усилия для решения данной проблемы. Некоторые из них пытаются определить подходящие настройки, проводя численные эксперименты на множестве общепринятых тестовых функций или с помощью теоретического анализа. Другие развивают подходы, обычно называемые самоадаптивными, т.е. стараются устранить процесс выбора настроек за счет их адаптации в ходе работы алгоритма.

В данной работе для решения сложных задач оптимизации применяется самоконфигурируемый генетический алгоритм. Данный алгоритм использует динамическую адаптацию на уровне популяции в ходе решения задачи и централизованную форму управления процессом настройки параметров, хотя и несколько отличную от обычных подходов. Вероятности для операторов быть выбранными для порождения очередного потомка адаптируются, исходя из успешности этих операторов на последнем поколении независимо от предыдущих результатов работы. Таким образом снимается типичная для централизованных подходов проблема больших затрат памяти. Вероятности применения операторов не включены в хромосому и не являются объектом эволюции. Все операторы могут быть использованы в течение одного поколения для создания потомков. Время выполнения операторов не возрастает от поколения к поколению, но увеличивается вместе с размером популяции.

Для того, чтобы избежать трудоемкого регулирования значений вещественных параметров, используется дискретное множество вариантов настроек алгоритма – операторов селекции и скрещивания, уровней мутации (высокая, средняя, низкая) и т. п. Каждый из видов операторов имеет свое распределение вероятностей.

Для повышения гибкости алгоритма были разработаны 3 новых оператора скрещивания, обладающие свойством селективного давления на этапе рекомбинации.

По результатам оценки эффективности на тестовых задачах был сделан вывод, что предложенный самоконфигурируемый генетический алгоритм (SelfCGA), заключающийся


162

в случайном выборе генетических операторов в соответствии с адаптивно настраивающимся распределением вероятностей, может быть рекомендован к использованию вместо стандартного генетического алгоритма, так как демонстрирует более высокую надежность и сопоставимую скорость работы, не требуя затрат на выбор комбинации настроек. По результатам исследования алгоритма на практических задачах был сделан вывод, что предложенный способ самоконфигурирования не только позволяет сэкономить время и ресурсы на нахождении лучшей настройки, но также может повысить эффективность алгоритма даже в сравнении с лучшими известными настройками обычного ГА. Предложенный генетический алгоритм с самоконфигурированием снимает большинство трудностей для неспециалистов в области эволюционной оптимизации при работе с ним, не создавая при этом новых.

Самоконфигурируемый генетический алгоритм является эффективным методом для решения задач выбора эффективных вариантов системы управления КА, что и было продемонстрировано на примере решения практических задач высокой размерности.

При наличии СППР при математическом моделировании систем управления космических аппаратов, которая позволяет инженеру-проектировщику, не владеющему технологией моделирования с помощью Марковских процессов, получать адекватное описание процесса функционирования, основной сложностью при выборе эффективного варианта системы управления КА является оптимизация. Рекомендуется использовать самоконфигурируемый генетический алгоритм для выбора эффективных вариантов систем управления космическими аппаратами, так как это очень надежный метод, который может эффективно применяться инженерами-проектировщиками КА, не имеющими специальных знаний в области эволюционной оптимизации. Таким образом были автоматизированы как процесс моделирования, так и процесс оптимизации.

Результаты исследований опубликованы в нескольких статьях как в Российской, так и в зарубежной научной печати, разработанный алгоритм реализован в виде современной программной системы, представленной к регистрации в Роспатенте.

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМОВ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ФОРМИРОВАНИЯ НЕЧЕТКИХ КЛАССИФИКАТОРОВ В ЗАДАЧАХ АНАЛИЗА РЕЗУЛЬТАТОВ

ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ Сергиенко Р. Б.

Сибирский государственный аэрокосмический университет им. академика М. Ф. Решетнева, г. Красноярск, Россия

Нечеткий классификатор [1] − алгоритм классификации, основанный на

извлечении нечетких правил из массивов данных. Преимуществом данного подхода является возможность явной интерпретации причинно-следственных закономерностей, приводящих к отнесения объекта классификации к различным классам.

В [2] разработан и исследован новый подход к формированию нечетких классификаторов, использующий самонастраивающиеся коэволюционные алгоритмы и гибридизирующий основные подходы к формированию нечетких систем генетическими алгоритмами – Питтсбургский и Мичиганский. Процедура состоит из следующих основных этапов:

1) Формирование начальной популяции для Мичиганского этапа. Данная операция очень важна, т. к. случайное генерирование правил для начального заполнения популяции неприемлемо – при значительном числе информативных признаков в задаче классификации вероятность случайной генерации правила, которому соответствовал хотя бы один элемент из обучающей выборки, становится крайне малой. Эта проблема становится существенной уже при размерности четыре и выше. Поэтому необходимо использовать априорную информацию из обучающей выборки.


163

2) Мичиганский этап генерирования нечеткого классификатора. Индивиды представляют собой отдельные нечеткие правила. Длина хромосомы равна числу информативных признаков, каждый ген – число от 1 до 6, соответствующее нечеткому числу. Функция пригодности индивидов – доверительный уровень правила, вычисляемая по обучающей выборке. Используется коэволюционный генетический алгоритм безусловной оптимизации. Популяция с наибольшей точностью классификации используется на следующей стадии генерирования нечеткого классификатора.

3) Питтсбургский этап генерирования нечеткого классификатора. Индивиды представляют собой базу нечетких правил целиком. Длина хромосомы равна числу правил, найденных на Мичиганском этапе. Хромосомы бинарные, бит «1» означает использование соответствующего нечеткого правила, найденного на предыдущем этапе, бит «0» − исключение правила из базы. Пригодность – точность классификации базы правил. Вводится ограничение на максимально допустимое число правил, используемых в базе. Используется коэволюционный генетический алгоритм условной оптимизации [3].

Следует отметить, что в основу работы метода положены стохастические алгоритмы оптимизации. Несмотря на статистическую устойчивость метода, разброс в показателях эффективности получаемых нечетких классификаторов при увеличении сложности решаемых задач классификации (увеличение числа классов и/или числа признаков) и ограниченности вычислительных ресурсов возрастает. Показательной является ситуация, когда в обучающей выборке некоторые классы представлены ограниченным числом элементов. При различных запусках автоматизированной процедуры формирования нечетких классификаторов могут получаться базы правил примерно одного уровня точности классификации в целом, но при этом в одной базе правил имеются характерные правила для одних «редких» классов и отсутствуют для других, в другой же ситуация аналогична, но для иных классов. Интуитивно понятно, что подобные нечеткие классификаторы могли бы «взаимно дополнять» друг друга, существенно повышая точность классификации в целом. Поэтому возникла идея разработки метода коллективов нечетких классификаторов.

Здесь можно рассмотреть несколько подходов. Тривиальным является объединение нескольких баз правил в одну большую базу. Однако при этом теряется свойство компактности нечеткого классификатора, важное для простоты интерпретируемости алгоритма экспертами в соответствующей проблемной области. Кроме того, исследования в [2] показали, что увеличение числа используемых правил может приводить к существенному снижению точности классификации. Разнообразные методы голосования в коллективах решающих правил также не лишены указанных недостатков.

Поэтому предлагается на основе нескольких сгенерированных баз нечетких правил формировать новую базу нечетких правил ограниченного объёма путём отбора определенных правил из исходных баз правил. По сути, в модифицированном виде повторно реализуется Питтсбургский этап формирования нечеткого классификатора. Аналогом множества правил, полученного на Мичиганском этапе, является множество правил из всех исходных нечетких классификаторов, сгруппированных в единый массив. Целевая функция – точность классификации базой нечетких правил, вводится ограничение на число используемых правил, используется коэволюционный алгоритм условной оптимизации. Данный метод должен позволить генерировать компактные базы правил «повышенной точности», обладающие преимуществами нескольких исходных нечетких классификаторов.

Планируется апробация данного метода при решении задач обработки данных дистанционного зондирования Земли, в частности, в рамках проекта «Малые космические аппараты СибГАУ». В декабре 2011 г. планируется запуск МКА «Юбилейный-2», оснащенного оборудованием для ДЗЗ. Алгоритм обработки данных ДЗЗ на основе метода коллектива нечетких классификаторов может стать важным программным инструментом для использования Студенческим центров управления полётами СибГАУ.


164

ЛИТАРАТУРА 1. H. Ishibuchi, T. Nakashima, and T. Murata. Performance Evaluation of Fuzzy Classifier

Systems for Multidimensional Pattern Classification Problems // IEEE Trans. on Systems, Man, and Cybernetics, vol.29, May 1999, pp. 601−618.

2. R. B. Sergienko, E. S. Semenkin, and V. V. Bukhtoyarov. Michigan and Pittsburgh Methods Combining for Fuzzy Classifier Generating with Coevolutionary Algorithm for Strategy Adaptation // 2011 IEEE Congress on Evolutionary Computation, June 5−8, 2011, New Orleans, LA, USA.

3. R. B. Sergienko and E. S. Semenkin. Competitive Cooperation for Strategy Adaptation in Coevolutionary Genetic Algorithm for Constrained Optimization // WCCI 2010 IEEE World Congress on Computational Intelligence. − CCIB, Barcelona, Spain, July, 18−23, 2010. – pp. 1626−1631. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ РАСЧЕТА ЕСТЕСТВЕННОЙ КОНВЕКЦИИ ПРИ

НОРМАЛЬНОЙ И ПОНИЖЕННОЙ ГРАВИТАЦИИ Хан Ю. О.


Данная работа посвящена освоению гидродинамического комплекса программ

Fluent и построителя геометрии и сеток Gambit на примере решения тестовой задачи о конвекции в квадратной полости, подогреваемой сбоку.

Целью работы является построение математической модели для расчета тепловой конвекции в безразмерных переменных при различных числах Рэлея с использованием комплекса программ Fluent, предназначенного для решения задач гидродинамики в размерных переменных. При этом необходимо произвести тестирование результатов численного расчета. Также решение более сложной задачи: рассмотрение концентрационной и термоконцентрационной конвекции.

В работе приводится математическая модель тепловой конвекции на основе решения двумерных уравнений Навье − Стокса в безразмерных переменных.

В результате научной работы создана исследуемая математическая модель и с помощью программы Gambit воспроизведены геометрическая модель и неравномерная расчетная сетка. Далее с помощью программы Fluent проведены параметрические расчёты и проведено сравнение полученных результатов с «эталонным» решением. При этом проведено сравнение результатов численного моделирования с «эталонным» решением для разных чисел Релея, которое показало хорошую точность расчётов.

Также рассмотрена концентрационная конвекция. Сделан вывод что она перекрывается тепловой конвекцией при больших числах Рэлея.

Рассмотрена зависимость от изменений чисел Прандтля и Шмидта.


8. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕРИАЛЫ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ»


166

ЛОКАЛЬНЫЙ РЕМОНТ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ПКМ С ПРИМЕНЕНИЕМ ПОРТАТИВНОЙ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ HOT BONDer Бажеряну В. В., Басынина Е. А.

ОАО «Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение им. Ю. А. Гагарина», г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является процессы

ремонта деталей из полимерных композиционных материалов с применением локального нагревательного элемента.

Целью исследований является разработка технологии, подбор оборудования для ремонта деталей и агрегатов из полимерных композиционных материалов с применением локального нагревательного элемента и источника вакуума вне производственного участка, в составе летательного аппарата.

В процессе выполнения конкурсной работы был проведен анализ и обзор имеющегося оборудования для локального ремонта деталей из ПКМ. Произведено опробование оборудование для локального ремонта собственного и импортного производства. По результатам опробования и анализа рынка оборудования подобрано оборудование, удовлетворяющее требованиям НД для изготовления деталей из ПКМ. Разработан тех. процесс ремонта деталей с применением локального нагревательного элемента и прибора для горячей склейки.

По результатам акустических и механических испытаний образцов, а также после технологической отработки ремонта непосредственно на изделии можно сделать следующие выводы, что технология ремонта деталей ПКМ с применение портативной системы управления:

− обеспечивает требуемые согласно КД прочностные характеристики деталей из ПКМ после проведения локального ремонта;

− позволяет использовать при ремонте материалы, применяемые в данной конструкции деталей из ПКМ или с температурой эксплуатации соответствующей температура эксплуатации агрегатов с деталями из ПКМ;

− позволяет проводить «горячий» ремонт непосредственно на изделии, − не вызывает поводок и короблений ремонтируемой детали или агрегата после

ремонта; − позволяет снизить затраты на электроэнергию при склеивании без

использования энергозатратного оборудования: автоклава «Шольц» и вакуумных термопечей.

Общий экономический эффект при сокращении режимов формовании деталей из клеевых препрегов на одно изделие составит 86062,50 руб. При сохранении программы производства изделий до 2020 г. экономический эффект − 3 681 774,00 руб.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ДАВЛЕНИЯ ГАЗА НА СКОРОСТЬ ОСАЖДЕНИЯ УПРОЧНЯЮЩИХ ПОКРЫТИЙ

Дружков С. С. ФГБОУ ВПО «Рыбинский государственный авиационный технический университет

им. П. А. Соловьева», г. Рыбинск, Ярославская область, Россия

Объектом исследования в данной конкурсной работе являются физические взаимосвязи параметров процесса магнетронного напыления упрочняющих покрытий металлорежущего инструмента.

Магнетронное напыление в настоящее время считается перспективным методом нанесения упрочняющих покрытий металлорежущего инструмента, однако низкая

Материалы аэрокосмического применения

167

скорость осаждения покрытия в данном способе препятствует его применению в промышленных масштабах, что ограничивает полноценное использование его возможностей для металлообрабатывающего производства. В связи с этим, актуальной научной задачей является поиск способов повышения производительности оборудования для магнетронного напыления. В ходе исследований автором было установлено, что рабочее давление газа в процессе магнетронного напыления играет важную роль: данный параметр является количественным выражением действующего комплекса качественных условий процесса, и в то же время находится в динамической взаимосвязи с другими технологическими параметрами процесса (разрядным током и напряжением разряда, током и напряжением смещения, концентрацией реактивного газа, скоростью прокачки рабочего газа). Следовательно, путём целенаправленной манипуляции давлением газа можно эффективно повлиять на ход процесса напыления и качество получаемых покрытий.

В связи с вышесказанным, автором работы предлагается способ повышения производительности процесса магнетронного напыления путём оптимизации давления в вакуумной камере по скорости осаждения. Сущность предлагаемого способа заключается в том, что контроль системой управления установки значений основных параметров, определяющих ход процесса напыления, сопровождается дополнительным расчётом оптимальной величины давления газа по параметру скорости осаждения покрытия. Рассчитанное значение давления сопоставляется с действующим, в результате чего системе управления сообщается управляющий сигнал для корректировки давления. Таким образом, обеспечивается поддержание процесса нанесения покрытия на повышенной (относительно базового варианта) скорости, благодаря чему сокращаются затраты времени, при этом характеристики получаемых покрытий остаются на прежнем уровне.

В представляемой работе рассматривается формирование целевой функции для осуществления оптимизации. Выявлены основные составляющие параметра скорости осаждения покрытия при магнетронном напылении, выполнен подбор определяющих их математических моделей. Составлена функциональная зависимость скорости осаждения от давления газа в вакуумной камере в процессе магнетронного напыления.

Апробация модели для конкретных практических условий процесса магнетронного напыления с помощью среды MathCAD установила соответствие результатов расчёта области реальных значений. Таким образом, была доказана пригодность полученной модели для осуществления поиска оптимального значения давления в условиях процесса магнетронного напыления. ИССЛЕДОВАНИЕ ХИМИЧЕСКОГО СОСТАВА, МЕХАНИЗМОВ ОБРАЗОВАНИЯ

ПАРАЗИТНЫХ ПЛЕНОК НА ОПТИЧЕСКИХ ПОВЕРХНОСТЯХ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И ИЗМЕНЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТА

СВЕТОПРОПУСКАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ОПТИКИ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ТОЛЩИНЫ ПАРАЗИТНОЙ ПЛЕНКИ

Дюгаева Н. А. ОАО «Корпорация космических систем специального назначения «Комета»,


Для решения основной задачи − практического подтверждения изменения светопропускания оптики в течение всего срока эксплуатации космического аппарата проведен комплекс работ, направленный на изучение кинетики деструкции некоторых конструкционных материалов, применяемых в КА, и состава летучих конденсирующихся веществ.

Целями работы являлись: − исследование процессов деструкции конструкционных материалов КА,

подвергающихся воздействию ФКП;


168

− исследование состава летучих конденсирующихся веществ на конденсационных пластинах;

− исследование структуры и физико-химических характеристик паразитных пленок − исследование зависимости коэффициента светопропускания от толщины пленки. Деструкция конструкционных материалов КА и, как следствие, интенсивное

газовыделение и конденсация продуктов СВА на поверхностях КА представляет серьёзную опасность для КА в целом, а при длительных сроках эксплуатации может приводить к отказу бортового оборудования КА или изменению его функциональных характеристик.

При исследовании деструкции материалов КА под воздействием ФКП нами был сделан акцент на исследовании продуктов их разрушения, попадающих в космическое пространство и становящихся компонентами СВА КА под воздействием температуры и глубокого вакуума.

Как известно, в состав собственной внешней атмосферы КА входят твёрдые частицы, отрывающиеся от поверхности аппарата, продукты выхлопа двигателей, газы и частицы, попадающие в космическое пространство из внутренних отсеков космического аппарата за счет утечек, при шлюзовании и пр.

Под действием факторов космического пространства компоненты СВА (продукты деструкции материалов) конденсируются на поверхностях КА с образованием пространственных структур. Такие структуры в первую очередь затрудняют работу оптических приборов КА и прочих устройств. Для решения задачи предотвращения пленкообразования на поверхностях КА (или борьбы с пленкообразованием) первостепенными проблемами являются определение химического состава СВА, определение механизмов пленкообразования на поверхностях КА, а также вклада продуктов газовыделения (деструкции) материалов в состав СВА.

Исследования проводились в двух основных направлениях: 1. Исследование процессов термовакуумного воздействия на полимерные

материалы и связанных с этим воздействием процессов деструкции и окисления полимерных материалов.

2. Исследование неразрывно связанного с испарением процесса пленкообразования продуктов газовыделения на различных поверхностях.

Исследование динамики процесса газовыделения отдельных полимерных материалов, химического состава продуктов деструкции и механизма пленкообразования осуществлялось на современном оборудовании с применением методик: термогравиметрического анализа и термовакуумной обработки материалов, метода хромато-масс-спектрометрии, методов оптической микроскопии, сканирующей электронной микроскопии и атомно-силовой микроскопии.

Анализ экспериментальных данных позволил установить, что механизм роста паразитной пленки из продуктов газовыделения материала Радпласт Т2 − островковый. Исследуемыми параметрами являлись высота и форма зародышей и особенности постепенного их роста. В случае остальных материалов превалирующим также является островковый механизм образования пленок.

На основе полученных экспериментальных данных была разработана упрощенная математическая модель роста паразитных пленок.

Для решения задачи предотвращения пленкообразования на поверхностях космического аппарата (КА), работающих вне гермообъемов, первостепенными проблемами являются определение химического состава собственной внешней атмосферы (СВА) КА, химического состава продуктов, сконденсировавшихся на поверхностях КА, и механизмов пленкообразования на поверхностях КА, а также оценки вклада продуктов газовыделения (деструкции) материалов в состав СВА.

Стойкость неметаллических (полимерных) материалов к ФКП определяется в первую очередь химической природой полимера. Изменение химической структуры полимера вызывает изменение физических свойств материала.


169

Определение химического состава паразитных пленок, полученных на кварцевых конденсационных пластинах проводили с использованием современного лабораторного оборудования – хромато-масс-спектрометр FOCUS DSQ II фирмы ThermoFisher Scientific, позволяющего хроматографически идентифицировать индивидуальные компоненты и определять их масс-спектральные характеристики.

Для исследования было выбрано 14 конструкционных материалов, применяемых на борту КА. Основной интерес представляют следующие материалы: лак ЭП-730, стеклотекстолит ЭФ-32-301, лента ЛЭТСАР КП, трубка термоусаживаемая Радпласт Т-2, эмаль ЭКОМ-1, так как данные материалы имеют высокие величины ПМ и ЛКВ.

Для оценки влияния толщины паразитной пленки на изменение коэффициента светопропускания элементов оптики были экспериментально получены пленки в результате имитации воздействия факторов космического пространства на образцы покрытия ЭКОМ-1 (черная). Пленки были получены на образцах элементов оптики, имитирующих реальные оптические элементы КА. В результате проведенной работы были сделаны следующие выводы: 1. При исследовании структуры осадков легкоконденсирующихся веществ было установлено, что на оптических поверхностях превалирует островковый механизм образования паразитных пленок. 2. Исследование структуры пленок, полученных на кварцевых и стальных пластинах, показало различие в механизмах пленкообразования в зависимости материала поверхности конденсации. 3. Разработана модель пленкообразования, позволяющая рассчитывать кинетику и физико-механические свойства пленок, осаждающихся на кварцевых оптических элементах 4. Хромато-масс-спектрометрические исследования показали, что продуктами деструкции полимерных материалов являются главным образом пластификаторы, остатки катализаторов, фрагменты цепи полимера, антипирены и наполнители. 5. В результате спектрометрических исследований выявлено, что некоторые материалы имеют определенный химический состав, который позволяет идентифицировать их по продуктам их деструкции под действием глубокого вакуума и температуры. 6. По результатам измерения оптических характеристик до и после эксперимента в установке по имитации факторов космического пространства спектральный коэффициент отражения во всех областях спектра снизился приблизительно на 10−15%, в то время как допустимое значение снижения спектрального коэффициента отражения образца по ТЗ на изготовление зеркала диагонального должно составлять не более 5%.

Результаты проведенной работы являются основой для создания комплексной методики для подтверждения изменения значений светопропускания ИК оптики, работающей в условиях открытого космоса, при длительных сроках эксплуатации КА в негерметичном исполнении.

АКТИВНАЯ ТЕРМОЭМИССИОННАЯ ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА ЭЛЕМЕНТОВ

КОНСТРУКЦИИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ НАГРЕВЕ И ГРАНИЦЫ ЕЁ ПРИМЕНИМОСТИ

Керножицкий В. А., Колычев А. В. БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, г. Санкт-Петербург, Россия

Целью данной работы является определение границ применимости активной

термоэмиссионной тепловой защиты (АТТЗ) элементов конструкции гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) при их аэродинамическом нагреве, а также проработка структуры конструктивного облика элементов конструкций ГЛА с АТТЗ. Суть проблемы, которую решает АТТЗ, заключается в том, что летательные аппараты (ЛА), летящие в атмосфере с высокими (гиперзвуковыми) скоростями, очень сильно нагреваются, особенно выступающие вперед их элементы (крылья, носы и др.).


170

Такой нагрев может привести к разрушению ЛА, частичной или полной потери технических характеристик, чего допускать нельзя. Проблема носит название «тепловой барьер». Существует множество способов борьбы с «тепловым барьером» − тепловой защиты, которые условно можно разделить на активные и пассивные. Однако, о создании однозначно эффективного, надежного и относительно недорого способа тепловой защиты пока не сообщается. В данной работе предлагается принципиально новое решения проблемы «теплового барьера». Суть решения заключается в том, что тепловая энергия аэродинамического нагрева напрямую передается электронам, находящимся в защищаемом элементе конструкции ГЛА. То есть реализуется явление термоэлектронной эмиссии. Получая энергию, электроны выходят из металла, в результате чего металл охлаждается, далее электроны осаждаются на аноде и, возвращаясь на катод через электрическую нагрузку, на которой совершают полезную работу. Величина отводимой электронами энергии может составлять от 35% до 50% от подводимой тепловой энергии аэродинамического, КПД преобразования может достигать 5−25% (525% процентов разрушающей тепловой энергии превращается в электричество, электронное охлаждение напрямую связано с получением электричества). Удельная электрическая мощность, снимаемая с единицы внутренней поверхности защищаемого ЭК ГЛА – может достигать 5−25Вт/см2 (то есть с одного квадратного метра внутренней поверхности можно снимать от 50 до 250 кВт электрической энергии, что также говорит о высокой эффективности электронного охлаждения). В процессе выполнения данной работы была разработана методика оценки величины тепловых потоков, при которых возможно функционирование АТТЗ в течение длительного промежутка времени при многократном использовании в составе ГЛА различных типов. С помощью данной методики можно соотнести возможности выполнения АТТЗ своих функций с уровнем испытываемого теплового нагрева конкретного ГЛА и различных его элементов конструкции. При этом отсутствует необходимость в применении существующих алгоритмов расчета величин подводимых тепловых потоков аэродинамического нагрева при известном уровне теплового нагрева подобных ГЛА. На основе анализа результатов предлагается новый способ движения в атмосфере ГЛА и средств выведения полезного груза на орбиту. Выявлены аспекты функционирования ГЛА с АТТЗ на старте и на начальном этапе полета. Введено понятие «порог электрификации». Также в работе описывается предполагаемая структура построения облика ГЛА различных типов и назначений, оснащаемых АТТЗ. РАЗРАБОТКА НАНОСТРУКТУРИРОВАННЫХ ТЕРМОБАРЬЕРНЫХ ПОКРЫТИЙ

ЛОПАТОК ТУРБИН ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ ИХ ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК И РЕСУРСА

Кожина Т. Д., Сасарин А. М. ФГБОУ ВПО Рыбинский государственный авиационный технический университет

им. П. А.Соловьева, г. Рыбинск, Ярославская область, Россия Объектом исследований в настоящей конкурсной работе являются термобарьерные

покрытия лопаток турбин авиационных газотурбинных двигателей, рассматриваются этапы создания различных покрытий лопаток турбин. Приведены результаты изучения характера и последовательности изменения свойств и начала разрушения термобарьерных покрытий в условиях эксплуатации газотурбинного двигателя. На основании анализа требований, предъявляемым к лопаткам турбин современных двигателей новых поколений, сформулированы требования к термобарьерным покрытиям лопаток. Предложены методы увеличения ресурса и защитных свойств термобарьерных покрытий


171

лопаток турбин ГТД применением наноструктурированных термобарьерных покрытий. Рассмотрены методы и оборудование для исследования наноструктурированных термобарьерных покрытий лопаток турбин авиационных газотурбинных двигателей. Предложен оптимальный вариант контроля наноструктур термобарьерных покрытий лопаток турбин ГТД.

Целью исследований является разработка и совершенствование технологий термобарьерных покрытий лопаток турбин в обеспечение повышения технических характеристик и ресурса газотурбинных двигателей.

Современный газотурбинный двигатель является высокотехнологичным оборудованием, в котором применяются различные материалы, повышающие надежность, ресурс, снижающие эксплуатационные расходы. Особенно важной задачей представляется разработка термобарьерных покрытий лопаток турбин для защиты от разрушения и продления их ресурса, а следовательно и самих ГТД, применяющихся в различных отраслях, от авиации до энергетики (газотурбинные установки на компрессорных станциях магистральных газопроводов и др.).

Создание тонких пленок и покрытий на поверхности материала позволяет значительно изменить его свойства, не затрагивая объема, или объединить свойства двух и более материалов. Наноструктурированные покрытия и тонкие пленки наносят с такими целями как:

− повышение термо- и коррозионной устойчивости материалов лопаток; − создание поглотителей, сепараторов газовых смесей.. В рамках данного направления выполняются работы по разработке

наноструктурированных покрытий, созданию эффективной наноструктурной подложки под теплозащитные покрытия, использование микролегирующих элементов, а также формирование покрытия под воздействием высокоэнергетических ионов.

Рабочие лопатки турбины являются наиболее тяжелонагруженными и ответственными деталями ГТД. Последствия разрушения лопаток являются очень тяжелыми для двигателя, вызывая выход ГТД из строя. Лопатки турбины ГТД, работают в критических условиях: высокая температура, окисляющий поток горячих газов, высокие нагрузки. Основным способом защиты лопаток является нанесение теплозащитного покрытия на лопатку, при этом нужно решить главную задачу – правильно подобрать материал, способ нанесения и толщину покрытия.

Повышение рабочих температур газовых турбин делает остро актуальной задачу внедрения новых высокоэффективных термобарьерных покрытий.

Согласно многочисленным исследованиям, слабым звеном термобарьерного покрытия является граница между керамическим слоем и жаростойким подслоем [5]. В процессе высокотемперaтyрных испытаний или эксплуатации лопаток кислород из окислительной среды (воздух, продукты сгорания топлива) проникает к границе «керамика – подслой». Его проникновение к поверхности подслоя происходит двумя путями − путем газового переноса через открытую пористость керамического слоя и путем диффузионного перемещения кислородных ионов в решетке диоксида циркония.

Проникновение кислорода через керамический слой приводит к окислению металлического жаростойкого подслоя. На его поверхности образуются оксиды, состав и структура которых зависит от количества поступающего к поверхности кислорода и состава подслоя. Образование и рост оксидов на границе «керамика – подслой» создает дополнительные напряжения, уменьшает адгезию керамического слоя и в конечном итоге приводит к его скалыванию. После определенного времени эксплуатации при высокой температуре скалывание керамического слоя происходит даже при полном отсутствии напряжений от внешних сил.

Скалывание керамического слоя вызывается напряжениями отрыва, возникающими в нем на выпуклых поверхностях лопаток. Их появление связано с тем, что коэффициент термического расширения керамики значительно меньше коэффициента термического


172

расширения жаропрочного сплава. Максимальных значений напряжения отрыва керамического слоя достигают при охлаждении лопаток.

Из проведенного анализа воздействия на термобарьерное покрытие сформулированы основные разрушающие факторы: рост оксидной пленки (основа оксид алюминия – Аl2О3) на поверхности жаростойкого подслоя; значительное различие коэффициентов термического расширения материалов лопатки и покрытия.

Методы, противодействующие разрушению термобарьерных покрытий турбинных лопаток, следовательно, нужно направить на создание более совершенного жаростойкого подслоя, способного длительное время сохранять свои защитные свойства. Для проведенного выше исследования и описания работы термобарьерного покрытия в реальных условиях работы двигателя, в качестве жаростойкого покрытия (подслоя), был использован состав кобальт-хром алюминидного покрытия (CoCrAlY) толщиной 30−50мкм, а в качестве керамического слоя, наиболее зарекомендовавший себя на протяжении 20-ти лет использования в авиационной промышленности – диоксид циркония (ZrO2), стабилизированный 8% оксида иттрия (Y2O3), толщиной 60−80 мкм.

Проведенными практическими испытаниями были подтверждены теоретические предположения об основных причинах разрушения термобарьерных покрытий, а также подтверждены основные направления работы по оптимизации технологического процесса их нанесения – создание эффективной наноструктурированной подложки, блокирующей рост оксидного слоя под керамическим теплозащитным покрытием, использование микролегирующих элементов.

Авторами предложен вариант термобарьерного покрытия, которое возможно получить следующим образом: на лопатку турбины, предварительно прошедшую газоциркуляционное алитирование, термовакуумную обработку и пескоструйную обработку, нанести наноструктурированный жаростойкий подслой системы Ме-Cr-Al-Y ионно-плазменным методом с внедрением легирующих элементов (например - Si, Cr, Hf).

Разработка и применение новых термобарьерных покрытий в настоящее время невозможна без применения новейших методов их исследования и контроля. Высокотехнологичные и высокоточные методы исследований позволяют изучать существующие и вновь разрабатываемые материалы и технологии с новых позиций качества, масштабов измерений, открывать новые пути решения вопросов надежности и качества продукции.

В результате проведенного анализа основных факторов, влияющих на формирование наноструктурированного покрытия, сформулированы требуемые контролируемые параметры и определены основные участки исследуемой лопатки:

Контролю и исследованию подлежат следующие параметры покрытия лопатки турбины ГТД.

1. микроструктура поверхностей слоев покрытия; 2. микроструктура границ слоев; 3. фазовый состав границ слоев покрытия; 4. определение примесей и дефектов в термобарьерном покрытии; 5. поэлементное распределение химического состава по глубине слоев покрытия.

Решением основных задач в области разработки материалов и технологий покрытий является создание принципиально новых покрытий, которые не имели бы недостатков применяемых способов, а по характеристикам превосходили существующие. Основными направлениями в решении данных задач являются: исключение использования хлоридов в качестве переносчиков элементов покрытия при газоциркуляционном алитировании; уменьшение отходов от процесса в десятки-сотни раз; уменьшение потребления электроэнергии; возможность осуществления, как в условиях производства, так и ремонта ГТД; упрощение технологических процессов: возможность их осуществления, как в атмосфере вакуума, аргона, так и воздуха.

Эффективные защитные покрытия должны соответствовать основным требованиям:


173

1. Высокая жаростойкость в конкретных условиях воздействия газовой среды. Это требование удовлетворяется способностью материала покрытия к образованию тонкой защитной оксидной пленки с хорошей адгезией к металлу и минимальной диффузионной проницаемостью.

2. Высокая фазовая и структурная стабильность защитного покрытия. Покрытие должно обладать низкой скоростью диффузионного взаимодействия с защищенным материалом, быть достаточно инертным, стабильным по толщине в течение всего срока его эксплуатации.

3. Достаточные прочность, вязкость и пластичность слоя покрытия, предотвращающие возможность преждевременного разрушения под действием термомеханических циклических нагрузок.

4. Высокая технологичность, возможность защиты деталей сложной конфигурации, таких как лопатки турбин ГТД.

5. Однородность химического состава и структуры, равномерность по толщине, отсутствие технологических дефектов. Покрытия не должны образовывать хрупких соединений со сплавами в процессе эксплуатации, которые отрицательно сказываются на механических свойствах деталей. Физико-механические характеристики покрытий не должны оказывать неблагоприятного влияния на механические свойства сплавов.

Для традиционных покрытий, имеющих микрокристаллическую структуру указанные комплексы свойств практически не реализуются.

На сегодняшний день указанная выше многофункциональность может быть обеспечена за счет нанокомпозитных (НК) покрытий. Особая структура покрытий, позволяет обеспечивать сочетания высоких механических и химических свойств, которые не возможны для покрытий с традиционной поликристаллической или аморфной структурой.

Таким образом, проанализировав существующие и используемые в производстве турбинных лопаток ГТД технологические процессы термобарьерных покрытий, сформулированы основные направления их оптимизации для повышения эксплуатационных характеристик покрытий:

− оптимизация состава покрытия для выбора достаточных прочности, вязкости, пластичности;

− дифференциация покрытий по толщине в разных сечениях лопатки; − сочетание различных методов получения покрытий; − возможность введения в покрытие элементов, повышающих адгезию; − отработка различных режимов покрытия; − модернизация оборудования; − совершенствование методов очистки и подготовки поверхности под покрытие; − выбор оптимальных (неразрушающих) методов контроля конечной продукции,

позволяющих подтверждать полученные характеристики покрытия.

ИССЛЕДОВАНИЕ КОНТАКТНЫХ НАПРЯЖЕНИЙ ПРИ ВОЛОЧЕНИИ КРУГЛЫХ ИЗДЕЛИЙ

Колесникова С. Ю., Сергеев Ю. А., Каргин Б. В. ФГБОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет

им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)», г. Самара, Россия

1. Цель работы: Провести компьютерное моделирование распределения

контактных напряжений при волочении круглых изделий в конические волоки с помощью метода конечных элементов в программном комплексе DEFORM-2D для выявления их влияния на стойкость деформирующего инструмента

Задачи исследования:


174

1. Получить эпюры распределения контактных напряжений в зоне контакта заготовка – волока 2. Изучить влияние угла обжимной зоны, коэффициента вытяжки и коэффициента трения на распределение нормального давления и касательных напряжений 3. Провести металлографическое исследование износа канала волоки

2. Актуальность работы. Современное состояние исследований в данной области науки. Работа написана на актуальную тему, так как посвящена производству холоднотянутых изделий, широко используемых в качестве заготовок в авиастроении, ракетостроении, двигателестроении. В отечественной и зарубежной практике для их изготовления часто применяют волочение в конические волоки, что позволяет получать прутки, проволоку с точными размерами по диаметру и повышенным уровнем физико-механических свойств.

Проведённый обзор научно-технической литературы показал, что узким местом при протягивании круглых изделий является стойкость волок, преобладающим видом разрушения которых является кольцевой износ. Кольцо износа имеет вид ступеньки, которая искажает первоначальную геометрию канала, резко ухудшает условия смазки. Экспериментальными и теоретическими исследованиями установлено, что величина износа зависит, прежде всего, от уровня контактных напряжений, которые в свою очередь зависят от основных параметров процесса и геометрии канала волоки. Таким образом практический интерес представляет дальнейшее изучение распределения нормальных и касательных напряжений на контактной поверхности при волочении круглых изделий с целью выявления их влияния на инструмент.

3. Использованные методы исследования. Выполнено компьютерное моделирование процесса волочения круглого изделия в программном комплексе DEFORM-2D для сплава АМг6 при заданных условиях, что позволило получить новые данные о распределении не только нормальных, но и касательных напряжений на границе заготовка − волока в зависимости от основных параметров процесса и геометрии волоки.

4. Основные результаты научной работы, их анализ и обобщение. Получены эпюры распределения зависимости нормальных и касательных напряжений в зоне контакта заготовка – волока от угла обжимной зоны, коэффициента вытяжки и коэффициента трения, проведен их анализ.

Результаты расчётов при компьютерном моделировании показывают, что распределение нормальных и касательных напряжений по длине обжимной зоны крайне неравномерное. Подтверждается наличие двух экстремумов нормального давления в местах начала деформации в обжимной зоне волоки и при переходе обжимной зоны в калибрующий поясок, что связано с резким изменением траектории течения металла при волочении. Как показали расчеты, положение области максимальных значений нормальных давлений и величина седловин на эпюрах зависят в большей степени от коэффициента вытяжки и угла обжимной зоны волоки, и в меньшей степени от коэффициента трения.

Экспериментальное исследование канала волоки после эксплуатации выявило наличие не одного, а двух колец износа на входе и выходе из обжимной зоны. Глубина выходного кольца износа меньше входного в два раза. Расположение колец износа совпадает с экстремумами нормальных давлений в канале волоки, полученными в процессе моделирования.

Даны рекомендации для упрочнения данных зон и повышения эксплуатационных свойств инструмента.

5. Области возможного применения результатов работы. Работа представляет интерес, как в научном, так и в практическом плане для специалистов в области производства круглых изделий методом волочения. Результаты моделирования могут быть использованы для анализа действующих и проектирования рациональных режимов волочения в условиях производства.


175

КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ПОЛУЧЕНИЯ КРУГЛЫХ

ИЗДЕЛИЙ МЕТОДОМ ВОЛОЧЕНИЯ Колесникова С. Ю., Сергеев Ю. А., Каргин Б. В.

ФГБОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)»,


1. Цель работы: Проведение компьютерного моделирования процесса волочения круглого сплошного изделия из алюминиевого сплава АМг6 с помощью метода конечных элементов в специализированном программном комплексе DEFORM-2D

Задачи исследования: 1. Получение информации о напряженном состоянии изделия в процессе

деформирования 2. Изучение влияния угла обжимной зоны, коэффициента вытяжки и длины

калибрующей зоны на процесс волочения 3. Анализ влияния угла заострения заготовки на производительность процесса

2. Актуальность работы. Современное состояние исследований в данной области науки. Работа написана на актуальную тему, так как посвящена производству холоднотянутых изделий, широко используемых в качестве заготовок в авиастроении, ракетостроении, двигателестроении. В отечественной и зарубежной практике для их изготовления часто применяют волочение в конические волоки, что позволяет получать прутки, проволоку с точными размерами по диаметру и повышенным уровнем физико-механических свойств. Данным способом получают проволоку всех видов, калиброванные прутки с высокой точностью поперечных размеров и трубы разнообразных сечений. Однако проектирование технологического процесса традиционными методами становится не рациональным с точки зрения времени и стоимости. Большой объем графических построений и математических операций, необходимый при расчете, может быть быстро выполнен с использованием специально разработанных компьютерных программ.

Процесс волочения характеризуется неравномерностью пластического течения поверхностных и центральных слоев металла в очаге деформации, что определяет особенности распределения деформаций и напряжений по сечению обрабатываемых профилей. Таким образом одним из резервов повышения качества выпускаемой продукции является изучение напряженного состояния в очаге деформации.

Несмотря на большое количество экспериментальных и теоретических исследований, вопросы задания оптимальных параметров процесса и геометрии деформирующего инструмента остаются актуальными и настоящее время. Практический интерес представляет дальнейшее изучение влияния основных технологических параметров на протекание данного процесса.

3. Использованные методы исследования. В данной работе проведено компьютерное моделирование процесса волочения круглых сплошных изделий из сплава АМг6 в конические волоки с помощью метода конечных элементов в специализированном программном комплексе DEFORM-2D для получения данных об основных параметрах процесса.

4. Основные результаты научной работы, их анализ и обобщение. Решение задачи методом конечных элементов позволило получить зависимость усилия волочения от коэффициента вытяжки, которая показывает рост усилия волочения по нелинейному закону.

Установлена зона оптимальных углов рабочего конуса волоки при заданных параметрах процесса, которая находится в интервале от 9˚ до 12˚, где усилие минимально.

По результатам моделирования получено уравнение зависимости усилия волочения от длины калибрующего пояска, которая носит линейный характер. Выявлено, что


176

влияние длины калибрующей зоны на усилие волочения наиболее значительно при малых вытяжках.

Анализ геометрии заострения заготовки показал, что использование заготовки с углом заострения, равным углу конуса рабочей зоны волоки позволяет повысить производительность процесса моделирования, а угол заострения, меньший угла рабочей зоны волоки, позволяет снизить вероятность обрыва в момент захвата в условиях реального производства.

Представлены эпюры распределения осевых, радиальных, окружных и касательных напряжений и проведен их анализ. Выявлено, что при заданных параметрах преобладающей является схема с одним растягивающим и двумя сжимающими напряжениями. Однако при входе в зону деформации в месте контакта заготовки и волоки наблюдается схема всестороннего сжатия, а в центральных слоях − всестороннего растяжения, что является неблагоприятным, так как может привести к снижению сопротивления металла разрушению, понижению твердости во внутренней области изделия и явлению эффекта «разрыхления», что может способствовать появлению внутренних разрывов заготовки.

5. Области возможного применения результатов работы. Результаты моделирования могут быть использованы для анализа действующих и проектирования рациональных режимов волочения в условиях производства, как для готовых круглых изделий (прутки, проволока), так и для заготовок в авиационной, автомобильной, судостроительной и других отраслях машиностроения..

ПОВЫШЕНИЕ ПРОЧНОСТНЫХ СВОЙСТВ СПЛАВА ВТ6 ЭЛЕКТРОПЛАСТИЧЕСКОЙ ПРОКАТКОЙ

Меденцов В. Э. НПО Сатурн филиал ЛМЗ, г. Лыткарино, Московская область, Россия

Институт машиноведения им. А. А. Благонравова РАН, г. Москва, Россия

В последние два десятилетия значительное внимание исследователей посвящено получению объемных наноматериалов методами интенсивной пластической деформации [1], такими как равноканальное угловое прессование [2, 3], кручение под давлением [4], всесторонняя изотермическая ковка [5] и др., среди которых практический интерес вызывает метод электропластической прокатки (ЭПП) [6]. Преимуществом метода ЭПП является интенсификация процесса прокатки с помощью введения импульсного тока в зону деформации, а также возможность формировать ультрамелкозернистую (УМЗ) структуру и получать длинномерные материалы с высокими прочностными свойствами [7].

Выбор двухфазного (α+β)-сплава ВТ6 в качестве объекта исследования обусловлен его широким промышленным применением и одновременно низкой деформируемостью в процессе теплой и особенно холодной прокатки. Вместе с тем ЭПП труднодеформируемого сплава ВТ6 представляет также и особый научный интерес, поскольку в литературе отсутствуют данные по ЭПП многофазных сплавов. Роль в формировании конечной структуры и механических свойств полуфабрикатов из сплава ВТ6 является особенно важной задачей для его дальнейшего применения в промышленности.

В работе c помощью световой микроскопии, просвечивающей микроскопии, измерения микротвердости показано влияние степени деформации на микротвердость, структуру и фазовый состав сплава ВТ6. Предложены параметры электропластической прокатки сплава ВТ6 с целью повышения прочностных свойств.

Установленно: 1. ЭПП при исследованных режимах импульсного тока и деформации формирует субмикрокристаллическую структуру с размером зерен (фрагментов) d<500 нм и


177

повышает микротвердость, пределы прочности и текучести, соответственно, до 4850 МПа, 1420 МПа и 1340 МПа. 2. В процессе ЭПП с увеличением деформации сплав подвергается как упрочнению, так и разупрочнению, вызываемым фрагментацией структуры или динамической рекристаллизацией, соответственно. 3. ЭПП в 4 раза повышает деформируемость высокопрочного α/β сплава ВТ6 по сравнению с прокаткой без тока.

ЛИТЕРАТУРА 1. Валиев Р. З., Александров И. В. «Объемные наноструктурные материалы: получение, структура и свойства». – М.: ИКЦ «Академкнига», 2007. 398 с. 2. Сегал В. М., Резников В. И., Дробышевский А. Е., Копылов В. И., Пластическая обработка металлов простым сдвигом// Известия АН СССР. Металлы, 1981. № 1. С. 115. 3. Рааб Г. И., Валиев Р. З Равноканальное угловое прессование длинномерных заготовок // Цветная металлургия. 2000. № 5. С. 50−53 4. Жорин В. А., Шашкин Д. П., Еникопян Н. С., Дробление кристаллов в процессе пластического течения при высоком давлении // Доклады АН СССР, 1984. Т. 278. С. 144. 5. Zherebtsov S. V., Salishchev G. A., Galeyev R. M., Valiakhmetov O. R., Mironov S. Yu., Semiatin S. L., Production of submicrocrystalline structure in large-scale Ti–6Al–4V billet by warm severe deformation processing, Scripta Materialia 51 (2004) 1147–1151. 6. Спицын В. И., Троицкий О. А., Электропластическая деформация металлов // М.: Наука, 1985. – C. 160. 7. Столяров В. В., Угурчиев У. Х., Трубицына И. Б., Прокошкин С. Д., Прокофьев Е. А., Интенсивная электропластическая деформация сплава TiNi, ФТВД, 4, 16 (2006) 48−51. ИССЛЕДОВАНИЕ УПРУГИХ СВОЙСТВ ШТАМПОВОЙ ОСНАСТКИ ПРИ ОПЕ-

РАЦИИ ДВУХУГЛОВОЙ ГИБКИ В ШТАМПЕ С УПРУГОЙ ПЛАНКОЙ Нестеренко Е. С., Кузин А. О.

СГАУ им. академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет), г. Самара, Россия

В данной работе предложена новая схема процесса двухугловой гибки в штампе с

упругой планкой. Данная схема позволит снизить упругое пружинение, за счет формы упругой планки и формы пуансона, повысить качество детали, исключить из технологического процесса операцию калибровки. В работе определены технологические параметры процесса, такие как изгибающее усилие гибки, угол пружинения, для разных толщин заготовки. Определены геометрические параметры, напряженно – деформированное состояние упругой планки и заготовки. Смоделирован процесс деформации упругой планки и процесс двухугловой гибки с упругой планкой в программном комплексе DEFORM – 2D. Проведен анализ результатов полученных в программном комплексе DEFORM – 2D. Разработанная модель штамповой оснастки с упругой планкой показала перспективность технологического процесса и рекомендована к внедрению в производство.

ИССЛЕДОВАНИЕ ПОРИСТОСТИ МДО ПОКРЫТИЙ НА АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВАХ

Орлова Д. В., Трушкина Т. В., Вахтеев Е. В., Алякрецкий Р. В. Сибирский государственный аэрокосмический университет М. Ф. Решетнева,

г. Красноярск, Россия

Алюминиевые сплавы широко применяются в машиностроительном производстве и производстве ракетно-космической техники. Это связано с высокими удельными характеристиками алюминиевых сплавов. На безотказную работу элементов,


178

выполненных из алюминиевых сплавов, значительное влияние оказывает коррозионная стойкость металла, которое зависит от условий эксплуатации. Для защиты алюминиевых сплавов от коррозии на поверхности деталей формируют различные покрытия в виде оксидных пленок, которые наносят электрохимическими методами.

Одним из перспективных методов нанесения защитных покрытий на алюминиевые сплавы является микродуговое оксидирование (МДО).

МДО покрытия находят широкое применение в промышленности, так как обладают высокой износостойкостью, коррозионной стойкостью, а также электроизоляционными и декоративными свойствами. Коррозионная стойкость, электроизоляционные и другие свойства покрытий в значительной степени зависят от пористости. Поэтому при оценке свойств покрытий определение пористости имеет большое значение.

Исследованию пористости посвящено достаточное количество работ, но причины влияния технологических режимов МДО на пористость покрытий находятся в начальной стадии изучения.

В работе были проведены исследования пористости покрытия и фазового состава МДО-покрытия. Поскольку от пористости зависит коррозионная стойкость покрытий в работе так же были проведены экспресс испытания покрытий на коррозионную стойкость.

АВТОМАТИЗАЦИЯ В ПРОМЫШЛЕННОСТИ С ПОМОЩЬЮ ТЕХНОЛОГИИ РАДИОЧАСТОТНОЙ ИДЕНТИФИКАЦИИ (RFID) С ЦЕЛЬЮ ПОВЫШЕНИЯ КАЧЕСТВА ПРОИЗВОДСТВА ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОЙ ПРОДУКЦИИ

Сафина Н. Р. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


Автоматизация промышленных процессов представляет собой внедрение комплекса мер на раннем этапе производства высокотехнологичной продукции с целью отслеживания, идентификации и анализа движения каждой сборочной промышленной единицы и всего изделия на протяжении всего жизненного цикла.

Промышленность заинтересована в отслеживании потока производства (движение сборочных деталей с целью устранения заторов в производственном процессе, установке уникальности промышленной единицы с целью избежать ошибки при сборке). Заказчики и поставщики заинтересованы в том, чтобы сделать процесс от производства до начала поставок наглядным и доступным.

Актуальной для этих целей на сегодня представляется технология радиочастотной идентификации (РЧИ), позволяющая надежно идентифицировать детали в процессе производства и осуществляющая возможность отслеживания перемещений производственных потоков.

С одного конвейера могут сходить промышленные единицы разных модификаций и для этого необходимо, чтобы не было никаких сбоев в работе и не происходило путаницы деталей, предназначенных для разных изделий. Так как детали могут быть внешне похожи, но при этом иметь отличия в различных технических характеристиках.

Методы автоматизации РЧИ позволяют с помощью одних и тех же меток (транспондеров) осуществлять: − отслеживание производственных единиц; − установление уникальности; − управление доступом автомобилей, рабочих; − возможность формирования технологического паспорта изделия.

В основе РЧИ лежит физический процесс передачи с помощью радиоволн информации, необходимой для распознавания (идентификации) объектов, на которых


179

закреплены специальные метки (транспондеры), несущие как идентификационную, так и пользовательскую информацию.

Перед началом работы системы метка должна быть нанесена или закреплена на объект, который необходимо контролировать. Этот объект с меткой должен пройти первичную регистрацию в системе с помощью стационарного или переносного считывателя. В контрольных точках учета перемещения объекта необходимо разместить считыватели с антеннами. На этом подготовительная фаза завершена.

Контроль над перемещением объекта будет заключаться в чтении данных метки в контрольных точках, для чего метке достаточно попасть в электромагнитное поле, создаваемое антенной, подключенной к считывателю. Информация из считывателя передается в систему управления и далее в учетную систему, на основании которой формируется учетный документ. При групповом чтении меток данные всех прочитанных меток попадают в один учетный документ, фиксирующий перемещение объектов.

Так как метка может нести в себе какой-то ограниченный объем информации, которой может быть кроме серийного идентификационного номера информация, дающая полное представление обо всех технологических стадиях производства конкретного образца и гарантия того, что изделие будет собрано из тех деталей, которые на самом деле предназначены для этого, то есть технологический паспорт.

По причине работы на производстве с большим количеством деталей с метками, в технологии предусмотрен механизм антиколлизии, который обеспечивает выборочную поочередную работу с несколькими идентификаторами, одновременно находящимися в поле считывателя. Без такого механизма сигналы транспондеров могут «наложиться» друг на друга. В процессе антиколлизии считыватель определяет все идентификаторы по их уникальным серийным номерам, а затем поочередно обрабатывает.

Несмотря на то, что на производстве могут быть использованы металлические предметы и объекты, при правильной конфигурации системы и корректном выборе транспондеров, система точно идентифицирует сборочные единицы приближаясь к точности 99,9%. При этом конвейер и этап производства не останавливается. С помощью таких систем становится возможным контролировать все этапы сборки.

Одним из вариантов автоматизации процессов на производстве в настоящее время являются штрих-коды. РЧИ имеет ряд преимуществ по сравнению с этим способом и имеет возможность применения для решения сразу нескольких задач.

Таблица 1. Сравнение РЧИ и штрих-кода по определенным характеристикам

Характеристика РЧИ Штрих-код Идентификация объекта без прямого контакта Да Нет Возможность повторного записывания данных и многократного использования хранителя информации

Да Нет

Одновременная идентификация нескольких объектов Да Нет Устойчивость к механическим воздействиям и использование в агрессивных средах

Да Нет

Идентификация движущихся объектов Да Нет Отслеживание перемещений Да Нет Долговечность Да Нет

Технология РЧИ предоставляет уникальные возможности производству,

автоматизируя и тем самым оптимизируя его работу, позволяя оперативно получать данные по товару на всех стадиях, начиная с поступления сборочных единиц в сборочный цех, и заканчивая поставки изделия заказчику. Кроме того, система дает возможность снизить затраты на рабочую силу и уменьшить вероятность производственных ошибок, в том числе на сборочных линиях.


180

ПРИБОР «РЕЖИМ-1» ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕПЛОФИЗИЧЕСКИХ СВОЙСТВ РАЗЛИЧНЫХ ВЕЩЕСТВ И МАТЕРИАЛОВ

Симанков Д. С. Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),


В рамках программы УМНИК мною создаётся прибор для измерения теплофизических характеристик различных веществ названный «Режим-1». В основе прибора лежит метод не стационарного нагрева, а именно иррегулярный тепловой режим или метод горячей нити. Данный метод регламентирован стандартом американским ASTM C 1113 (2009г), российского стандарта нет. Главное преимущество метода – возможность проводить измерения не искажённые радиационным переносом, а так же минимальное время проведения эксперимента не нарушая его целостности (in vivo). Стоимость разработки этого оборудования составляет минимум 650 000 рублей. Конечным результатом выполнения НИОКР станет сам прибор, датчики и программный комплекс к нему, который позволит строить графики зависимостей температуры от времени, теплопроводности от температуры, тепловой активности от температуры, тепловых потоков от времени, термического сопротивления от температуры, объёмной теплоёмкости от температуры (при неизменяющейся плотности тела), кинематической (динамической) вязкости жидкостей от температуры, а так же возможно измерение молекулярной массы полимерных и полимеризующихся жидкостей. Кроме того, можно будет определять температуры гомогкенной нуклеации органических жидкостей в метастабильном состоянии. Самой ближайшей, но аналоговой установкой такого типа является установка Габитова Ф. Р. в Казанском государственном техническом университете, кафедра «Теоретических основ теплотехники» (патенты РФ: МКИ G01 N25/00, 11/00 «Способ для определения свойств жидкости или газа и устройство для осуществления способа», № 2209417, 2001; МКИ G01 N25/18 «Способ для определения свойств жидкости или газа и устройство для осуществления способа», № 2233440, 2002 ) и установка Спирина Г.Г. в Московском авиационном институте, кафедра «Физика». Обе эти установки используются в научных целях и похожи конструктивно. Коммерческие продукты - Untherm 3141 и QuickLine-30 от компании «Экофарм» выполнены как не портативные приборы и их погрешность измерения около 7% и воспроизводимостью измерений 5%. Аналогичным другим примером является зарубежный коммерческий продукт немецкой фирмы NETZSCH, где данный метод выполнен как опция в приборах LFA 427 (2800°C). Основным отличием создаваемого прибора «Режим-1» от данных установок то, что он является прибором с заявленной аппаратной погрешностью 1% и меньшим процентом по воспроизводимости результатов, способный проводить измерения по 5 каналам одновременно. Создаваемый прибор отличается ещё тем, что может проводить измерения при динамически изменяющейся температуре исследуемого вещества, а веществом может быть как твёрдые тела, так и жидкости, газы, биоматериалы, пластичные материалы, магнитные и метастабильные жидкости и другие, кроме порошкообразных и гранулированных, проводников. Комплекс научных задач расширен ещё таким важным нововведением как исследование теплофизических характеристик в переменных и постоянных электромагнитных полях.

Приборы российских производителей промышленно выпускаемые в своей основе измерений используют другие методы изучения теплофизических характеристик. Так, исторически сложилось что на смену метода горячей нити пришёл интегральный метод горячей нити, сущность которого заключается лишь в том, что подаётся серия заданных импульсов разогрева проволоки и измеряется сопротивление только в 2 точках – в начале первого импульса и в конце последнего импульса. С точки зрения промышленности он более перспективный и тоже давно развивался. На высоком уровне изложены результаты работ Селивановой З. М. в монографии её «Интеллектуализация информационно-измерительных систем неразрушающего контроля теплофизических свойств твёрдых


181

материалов» и в монографии Н. П. Жукова, Н. Ф. Майникова «Многомодельные методы и средства неразрушающего контроля теплофизических свойств материалов и изделий». У каждой этой школы есть свой прибор, который они всесторонне изучали. Коммерческие продукты таких изделий существуют, например, от компании ОВЕН. На интегральном методе основан прибор ОВЕН УКТ38-В, который использует стандартные датчики. По интегральному методу можно за один опыт получить больше измеряемых величин, чем по методу горячей нити. Поэтому для промышленного применения более перспективна установка на интегральном методе горячей нити, однако для научных исследований более привлекательной является метод иррегулярного нагрева, позволяющий определять молекулярную теплопроводность и тепловую активность более точно. Для примера рассмотрим метастабильную органическую жидкость, в которой требуется определить температуру спонтанной нуклеации. Интегральный метод здесь не применим, поскольку он не может делать такие исследования, а метод иррегулярного теплового режима прекрасно подходит за счёт своего малого времени проведения эксперимента порядка 10-4 с. Другой пример может быть приведён из области медицины – теплопроводность биоткани от -20 °С до 0°С очень не линейна, следовательно чем больше точек можем дать из эксперимента, тем более точным будет результирующий аппроксимирующий график теплопроводности от температуры. Прибор «Режим-1», создаваемый по программе УМНИК рассчитан на различные временные интервалы длительности импульса. По факту это говорит о различной мощности. Варьируя этим параметром (мощностью импульса) можно использовать один и тот же датчик как для измерения теплопроводности (линейный источник тепла), так и для измерения тепловой активности (поверхностный источник тепла). Благодаря особой методике расчёта можно за один импульс измерять и теплопроводность и тепловую активность при одинаковой мощности, но для этого используется плоский датчик без подложки. Прибором создаваемым нельзя исследовать проводники, полупроводники в определённом диапазоне температур, сыпучие и порошкообразные вещества. Диапазон измеряемых температур зависит от датчиков и в среднем находится от -200 °С до +200 °С, однако при соответствующих датчиках верхний предел может достигать +1600 °С.

При многостороннем использовании прибора «Режим - 1» его можно задействовать для измерения тепловых потоков. Ближайший отечественный аналог - совместная разработка ОАО НПП «Эталон» (Омск) и ВНИИМ им. Д. И, Менделеева (Москва) многоканальный измеритель теплопроводности ИТ-2. Специально под эту аппаратуру организовано более десяти новых центров испытаний ограждающих конструкций зданий и сооружений в Москве, С-Петербурге, Краснодаре, Нальчике с возможностью передавать размер единицы прецизионным РСИ непосредственно от первичного эталона. В приборе «Режим-1» это дополнительная функция и она не превосходит параметры прибора ИТ-2.

Прецизионно измерять температуру умеют уже давно и таких автоматизированных станций многоканальных довольно много. Примером может быть серия приборов под общим названием МИТ 8. В качестве первичных преобразователей температуры могут применяться: термометры сопротивления платиновые эталонные по ГОСТ Р 51233-98, преобразователи термоэлектрические платинородий-платиновые и платинородий-платинородиевые эталонные по ГОСТ Р 52314-2005, термопреобразователи сопротивления с номинальными статическими характеристиками преобразования (НСХ) по ГОСТ 6651-2009 (ГОСТ Р 8.625-2006), преобразователи термоэлектрические с НСХ по ГОСТ Р 8.585-2001, а также нестандартные ТС и ТП сопротивление (термоЭДС), которых укладывается в диапазон измерений МИТ 8. Для прибора «Режим-1» в приоритете использование платиновых резистивных датчиков с гостированными параметрами, либо никелевых. Сделанные датчики являются нестандартными.

Теоретически оценочно можно дать анализ потребности в приборе «Режим-1». Оценка рынка потребностей может быть выполнена с учётом того, что в России насчитывается около 3,5 тыс. организаций, занимающихся научными исследованиями и


182

разработками. Около 70% этих организаций принадлежат государству. Допустим, что разрабатываемая установка будет полезна для менее 1% от этих организаций, что составит около 25 штук. Для оценки лабораторного практикума и демонстрационных кабинетов можно считать, что все 275 технических вузов России приобретут хотя бы 1 установку. В итоге получаем около 300 штук потребности в приборах «Режим-1». Однако, более реалистические цифры будут ниже и ориентировочно составят 25% от теоретически рассчитанного, то есть максимум удастся продать в РФ только 75 установок. Мировой рынок пока не исследовался, однако для стран СНГ или других развивающихся создаваемая установка моя будет привлекательна как в научной деятельности, так и в промышленности (строительный сектор). Объём рынка оценён в 75 штук, но надо учесть, что он заполнен на некоторую часть. Для коммерческого успеха нужны конкурентные преимущества. Для прибора «Режим-1» я выделил следующие преимущества: портативность, многоканальные измерения, минимальная на рынке аппаратная погрешность (1%) и воспроизводимость результатов. Коммерческий успех возможен в течении года (окупаемость средств на НИОК и производство и др.) при успешной реализации 10 приборов по цене 250 тыс. рублей.

На данный момент (25.06.2012) согласно моему генеральному календарному плану развития всё идёт по расписанию. К концу июля произойдёт сборка прибора (первый опытный образец). К концу июля будут написана программа управления прибором и протестирована как сама программа, так и работоспособность прибора, его месячный дрейф показателей. В рамках действующих нормативных документов написаны прототипы программ и методик испытаний (предварительные, приемочные, квалификационные) для прибора. Созданы прототипы комплекта эксплуатационной документации: руководство по эксплуатации, паспорт, этикетка; инструкция по монтажу, пуску, регулированию прибора. Составлены технических условий (ТУ) на прибор. Проведены патентных исследований в соответствии с требованиями государственных стандартов: исследование технического уровня разработки, исследование патентной чистоты объектов техники, обоснование целесообразности правовой охраны объектов интеллектуальной собственности в стране и за рубежом. Результатом этого явилось написание заявки на патент (изобретение). Для коммерциализации проекта необходимо так же пройти этапы испытаний и аккредитаций в соответствии с ФЗ «ОБ ОБЕСПЕЧЕНИИ ЕДИНСТВА ИЗМЕРЕНИЙ»: сначала в Федеральном агентстве по техническому регулированию и метрологии (Росстандарт), далее в ФГУП «ВНИИМС» и ФГАНУ «Центр информационных технологий и систем органов исполнительной власти – ЦИТиС».

Начаты переговоры и заключения договоров намерений с потенциальными заказчиками. Это необходимо так же и для участия в программе «УМНИК на СТАРТ», поскольку основная научная задача будет написания программ расчета экспериментальных данных по известным методикам и вновь создающимися. ПЕРСПЕКТИВА ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СИЛОПРИВОДОВ С ПАМЯТЬЮ ФОРМЫ В

УСТРОЙСТВАХ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Слухай А. Ю., Абрамян А. Г., Синицина А. П.

ФГБОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С. П. Королева (национальный исследовательский университет)» (СГАУ),


На материалы в космосе воздействует целый ряд факторов космической среды, которые, действуя в различных сочетаниях и временной последовательности, изменяют или ухудшают качество материалов, приводя к изменению их механических свойств. На данный момент основное изучение воздействия факторов космического пространства на


183

материал производится в лабораторных условиях. Существующие же эксперименты, проводимые в космосе по изучению механических свойств материалов, малочисленны и не универсальны.

Одним из перспективных направлений в создании спецтехники является применение в них силоприводов из материалов с памятью формы (МПФ).

В данной работе проведено исследование материала с эффектом памяти формы, его мартенситных превращений и структурных преобразований, происходящих при нагреве и охлаждении. Наиболее приемлемым для исследований является сплав никелида титана (нитинол), имеющий более низкие температуры мартенситного превращения.

Проведен патентно-литературный обзор по использованию сплава с эффектом памяти формы в качестве силоприводов. В результате обзора выявлены силоприводы, имеющие в основе стержневые конструкции. Основные недостатки таких конструкций: неравномерность нагрева, затянутый производственный цикл, большие габаритные размеры. Проведенные исследования по расчету силопривода из стержня сплава никелида титана позволили разработать техническое предложение по созданию прибора измерения твердости с силоприводом из материала с памятью формы, преимущества которого заключаются в следующем: малые габаритные размеры, малый вес, отсутствие инерции при работе, малое энергопотребление. Благодаря своим характеристикам прибор может использоваться для испытаний материалов в условиях космического пространства. Предложены методики испытаний материалов с использованием разработанного силопривода.

СВОЙСТВА КОМПОЗИТОВ НА ОСНОВЕ СВЕРХВЫСОКОМОЛЕКУЛЯРНОГО ПОЛИЭТИЛЕНА, МОДИФИЦИРОВАННОГО НАНОДИСПЕРСНЫМИ

ОКСИДАМИ Филатова Т. Н.

ОАО «Центральное конструкторское бюро автоматики», г. Омск, Россия В настоящее время одним из важнейших направлений развития материаловедения

является создание новых композиционных материалов, в состав которых входят наноразмерные компоненты. Объемное модифицирование полимеров наночастицами повышает физико-механические и эксплуатационные свойства исходных материалов. При этом количество вводимого в полимер нанонаполнителя исчисляется не десятками массовых процентов, как в случае макронаполнителя, а гораздо меньшим.

В работе рассмотрено влияние нанодисперсных SiO2 и TiO2 на ударную прочность, твердость, диэлектрические свойства и стойкость к окислению композиционных материалов на основе сверхвысокомолекулярного полиэтилена. Введение нанодисперсных наполнителей в полимер в количестве до 5% позволило повысить ударную вязкость композиционных материалов на 50−100%, твердость – на 10−35%, при этом показатели диэлектрической проницаемости существенно не изменились, а показатели тангенса угла диэлектрических потерь возросли. Проведенный термографический анализ показал большую стойкость к окислению нанонаполненных композиционных материалов по сравнению с ненаполненным полимером.

Полученные результаты позволили определить оптимальное содержание нанодисперсных оксидов в полимерной матрице, при котором наблюдается наибольший рост физико-механических показателей и наибольшая стойкость к окислению.


184

ОСОБЕННОСТИ СТРУКТУРЫ АРАМИДНЫХ ВОЛОКОН И ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ СО СВЯЗУЮЩИМИ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

Шайдурова Г. И., Лобковский С. А., Федосеев М. С., Лобковский Д. С. ОАО НПО «Искра», г. Пермь, Россия

Арамидные органопластики на основе волокон Русар и Армос в настоящее время

привлекают внимание исследователей, как перспективные и реально применяемые конструкционные материалы для использования в различных областях техники, промышленности и строительстве. Технология получения этих материалов, их механические и физико-химические свойства и, особенно, стойкость к старению в составе композита в различных условиях эксплуатации являются предметом интенсивного изучения.


9. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ЭКОНОМИКА И МЕНЕДЖМЕНТ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ»


186

ИССЛЕДОВАНИЕ УДОВЛЕТВОРЕННОСТИ ПЕРСОНАЛА СВОИМ ТРУДОМ НА ПРЕДПРИЯТИИ АВИАЦИОННОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ (НА ПРИМЕРЕ

ОАО «КНААПО») Артёмов А. А.

ОАО «Комсомольское-на-Амуре авиационное производственное объединение им. Ю. А. Гагарина», г. Комсомольск-на-Амуре, Хабаровский край, Россия

Целью данного исследования является анализ уровня удовлетворенности персонала

своим трудом относительно фактического положения дел в производственном процессе на предприятии авиационного машиностроения (на примере ОАО «КнААПО»).

В достижении поставленной цели был проведен сравнительный анализ и показана динамика изменения уровня удовлетворенности персонала, работающего в штампо-заготовительном, механообрабатывающем и агрегатно-сборочном производствах, в зависимости от основных направлений производственного процесса на протяжении 2008−2011 гг., а также раскрыты практические аспекты повышения уровня удовлетворенности.

В результате исследования были получены данные о степени соответствия существующих в объединении условий организации производства, условий труда и заработной платы ожиданиям и потребностям работников опрошенных цехов, а также изложены их замечания и предложения по улучшению производственного процесса в цехе.

Сравнительный анализ полученных в течение 2008−2011 гг. данных показал, что работники имеют различные уровни удовлетворенности по следующим направлениям производственного процесса: управление персоналом, организация производства, качество выполняемой работы, информированность о затратах, охрана труда и оплата труда.

В силу практического значения и актуальности данного исследования его результаты представляют большой интерес при разработке мероприятий, направленных на улучшение и совершенствование системы мотивации и стимулирования с учетом фактической удовлетворенности работников.

Данное исследование удовлетворенности персонала может использоваться в организациях и предприятиях как полезный инструмент диагностики в определении уровня вовлеченности человеческих ресурсов в производственный процесс.

ПУТИ ИССЛЕДОВАНИЯ УРОВНЯ МОТИВАЦИИ И АДАПТАЦИИ СОТРУДНИКОВ ПРИ ВНЕДРЕНИИ СПЕЦИАЛИЗИРОВАННОГО

ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ Барабаш Ж. А., Молчанский А. В.

ОАО «ВПК « НПО «Машиностроение», г. Реутов Московская область, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является степень мотивации и адаптации трудового коллектива при внедрении специализированного программного обеспечения для автоматизации производства (завода, цеха, участка).

Целью исследований является разработка методики оценки уровня сотрудников, позволяющей определить возможность эффективного внедрения выбранного программного обеспечения.

В процессе выполнения конкурсной работы были решены следующие задачи: 1. Оценка апостериорного риска принудительного внедрения выбранного

программного обеспечения до проведения дальнейших исследований. 2. Определение оптимального количества сотрудников, участвующих в исследовании.

Экономика и менеджмент в аэрокосмической сфере

187

3. Определение уровня мотивации и адаптации сотрудников по отношению к внедряемому программному продукту.

4. Разработка рекомендаций по внедрению специализированного программного обеспечения для руководителя в зависимости от результатов исследований.

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ОЦЕНКИ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ ПРОМЫШЛЕННОГО ПРЕДПРИЯТИЯ - ПРОИЗВОДИТЕЛЯ РАКЕТНО-

КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Кирилина Е. В.

ФГУП «ГНПРКЦ «ЦСКБ - Прогресс» г. Самара, Самарская область, Россия

В настоящее время в условиях современной рыночной экономики большинство промышленных предприятий, обладающих уникальными технологиями, располагающих значительной материально-технической базой, становятся не только не конкурентоспособными в современной рыночной экономике, но и теряют накопленный интеллектуальный и инновационный потенциал.

Сегодня, чтобы быть конкурентоспособным на рынке, недостаточно иметь только высокое качество поставляемого на рынок товара. Наряду с высоким качеством для потребителей существенную роль играют такие факторы, как конкурентоспособность товара в целом, высокий технический уровень производства и управления, репутация предприятия, товарно-сбытовые возможности предприятия. Это связано с тем, что в последние годы, начиная, примерно, с шестидесятых годов двадцатого века, потребители часто отдают предпочтение не столько качеству товара, особенно наукоемкого, и не только его конкурентоспособности, сколько конкурентоспособности предприятия, изготовившему этот товар.

Вступив на мировой космический рынок, промышленные предприятия, выпускающие ракетно-космическую технику, а также заказчики ракетно-космической техники и услуг, связанных с космической деятельностью, столкнулись с проблемой конкуренции и необходимостью оценки конкурентных позиций предприятий. Существующие квалиметрические методы оценки конкурентоспособности требуют солидный объем ретро-информации, которой предприятия или заказчики не обладают в силу новых для них экономических условий. Многие маркетинговые методы, предлагаемые иностранными и российскими авторами, не учитывают специфику предприятий ракетно-космической отрасли РФ. В этой связи повышенной актуальностью характеризуются научные и практические задачи по разработке методологии оценки конкурентоспособности предприятий − производителей ракетно-космической техники.

Проблемам оценки конкурентоспособности предприятия посвящены работы как зарубежных, так и отечественных авторов. Однако, несмотря на множество методик связанных с оценкой конкурентоспособности предприятий, недостаточно методов применительно к промышленным предприятиям, выпускающим ракетно-космическую технику, что обусловливает необходимость дальнейших исследований по разработке методики оценки уровня конкурентоспособности предприятия − производителя ракетно-космической техники в современных экономических условиях.

Целью настоящей конкурсной работы является повышение эффективности функционирования предприятий ракетно-космического комплекса за счет разработки и внедрения методики оценки их конкурентоспособности, и обеспечивающей решение задач управления развития предприятия.

Объектом исследования являются промышленные предприятия ракетно-космической отрасли, функционирующие в современных рыночных условиях, в том числе их конкурентоспособность.

В процессе выполнения конкурсной работы выявлена специфика предприятий ракетно-космической отрасли России, проведен анализ мирового космического рынка. Также в работе адаптирован метод определения репутации для предприятия −


188

производителя ракетно-космической техники с точки зрения потребителя, предложена методика оценки конкурентоспособности предприятий − производителей ракетно-космической техники, учитывающая уровень его репутации и позволяющая исключить процедуры экспертизы в результате проведения расчетов, которые основаны на доступной информации о деятельности предприятия, а также сформирован алгоритм оценки конкурентоспособности предприятий, выпускающих ракетно-космическую технику, позволяющий определить оптимальный уровень инвестиций, направленных на повышение их конкурентоспособности.

Разработанная методика и предложенный алгоритм оценки конкурентоспособности предприятия могут быть использованы: − заказчиками для самостоятельной экономической оценки конкурентоспособности предполагаемых поставщиков ракетно-космической техники и наиболее эффективно размещать свои заказы на услуги, связанные с космической деятельностью, а в частности на пусковые услуги; − прочими инвесторами, которых интересует инвестирование перспективных программ; − исполнителями, которые заинтересованы в создании конкурентоспособной продукции под заказ потребителя.

Разработанная методика оценки конкурентоспособности промышленного предприятия, выпускающего ракетно-космическую технику, позволяет определить соотношение сил на мировом космическом рынке и выявить маркетинговые задачи по позиционированию предприятия, а также наметить рекомендации по повышению конкурентоспособности на выбранных бизнес-направлениях и предприятия в целом.

СТРАТЕГИЯ АНАЛИЗА И ПРОГНОЗА ТРУДОВЫХ РЕСУРСОВ С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ КРИЗИСА ЭКОНОМИКИ НА ДЕЯТЕЛЬНОСТЬ ПРЕДПРИЯТИЙ

АВИАСТРОИТЕЛЬНОЙ ОТРАСЛИ ПРОМЫШЛЕННОСТИ (НА ПРИМЕРЕ ОАО «ААК «ПРОГРЕСС»)

Козлов А. Е. Филиал ФГАОУ ВПО «Дальневосточный федеральный университет» в г. Арсеньев,

ОАО «Арсеньевская авиационная компания «ПРОГРЕСС» им. Н. И. Сазыкина», г. Арсеньев, Приморский край, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является прогноз

численности персонала одного из предприятий авиастроительной отрасли – ОАО «ААК «ПРОГРЕСС».

Целью конкурсной работы является теоретико-методическое исследование прогнозирования персонала предприятия, обоснование необходимости для предприятия осуществления прогнозов такого рода. В соответствии с поставленной целью определены следующие задачи:

1) Систематизировать, сопоставить и уточнить аспекты прогнозирования численности персонала;

2) исследовать специфику изменения численности трудовых ресурсов предприятия в зависимости от производственной программы предприятия и фактического выпуска продукции;

3) проанализировать динамику и уровень основных показателей деятельности предприятия;

4) оценить современное состояние структуры персонала предприятия; 5) изучить качественный и количественный состав трудовых ресурсов

предприятия; 6) осуществить прогноз численности работников предприятия несколькими

методиками и дать заключение о наиболее подходящей методике прогнозирования с учетом специфики предприятия и адекватности результатов прогнозов составленных моделей;


189

7) осуществить прогноз по наиболее адекватной модели и с учетом ежегодного выбытия персонала распределить данные прогноза по категориям персонала и профессиям (должностям).

Предметом исследования являются организационно-экономические отношения и процессы, связанные с планированием и прогнозированием уровня трудовых ресурсов предприятия.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен анализ имеющихся методов прогнозирования и математических моделей среднесрочного прогнозирования динамики, проведен анализ динамики изменения экономических показателей деятельности предприятия (на примере авиастроительной компании «Прогресс»), характеризующих как социальное, так и экономическое положение предприятия, на основе методов множественной регрессии, метода наименьших квадратов, через производственную функцию Кобба − Дугласа и метод расчетов исходя из производственной программы предприятия. Далее были рассчитаны вышеуказанные модели, основанные на зависимости между социально-экономическими явлениями, и в конечном итоге построена сводная сравнительная таблица, делая вывод из которой, можно отметить, что наиболее эффективным методом прогнозирования является метод множественной регрессии, иные же методы использовать в прогнозировании численности трудовых ресурсов предприятия нецелесообразно, так как они не могут дать точных и актуальных расчетов в условиях кризиса и, как следствие, непостоянства работы предприятия (недозагрузки оборудования и изменений уровня выработки продукции).

ОРГАНИЗАЦИЯ ЭКОНОМИЧЕСКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ АВИАПЕРЕВОЗЧИКА И АЭРОПОРТОВЫХ СТРУКТУР ПРИ НАЗЕМНОЙ

ПОДГОТОВКЕ РЕЙСА Кропивенцева С. А.


г. Самара, Самарская область,Россия Объектом исследования является процесс наземного обслуживания воздушных

перевозок, который выполняется в течение заданного времени. В комплекс предполетной подготовки воздушного судна первого класса включено в среднем 30—32 операции. На выполнение каждой операции по наземному обслуживанию отведено вполне определенное время, ряд операций выполняется в строго заданной очередности, некоторые из них являются определяющими для события «Выпуск воздушного судна».

Реорганизационные процессы, затронувшие аэропорт, породили новые хозяйственные объединения, и теперь в технологическом процессе, коим является процесс предполетной подготовки ВС, участвуют не только подразделения аэропорта, но и независимые обслуживающие компании. Таким образом, задача оптимизации процесса наземной подготовки еще больше усложнилась.

Целью работы является построить модель экономического взаимодействия авиаперевозчика и аэропорта вместе с обслуживающими компаниями, силами которых и выполняется наземное обслуживание воздушных перевозок.

В работе рассмотрены виды работ, выполняемые при наземном обслуживании авиационных перевозок; приведены организационные схемы взаимодействия авиаперевозчика и аэропортовых структур, показан пример технологического графика обслуживания самолета А—319 в транзитном аэропорту, определено качество выполнения операции. Приводится механизм согласованного взаимодействия авиаперевозчика, аэропорта и обслуживающих компаний.

На основе целевых функций авиаперевозчика, желающего минимизировать собственные затраты на наземную подготовку и целевой функции обслуживающей


190

компании, построена суммарная целевая функция, описывающая взаимодействие авиаперевозчика, аэропорта и обслуживающих компаний. Указанная модель позволяет определять размер выплат обслуживающих компаний аэропорту в случае некачественного обслуживания. Кроме того, в конкурентных условиях актуальным является определение оптимального количества участников процесса наземного обслуживания, предоставляющих одинаковые услуги.

Работа базируется на результатах диссертационной работы «Модели и методы повышения эффективности экономического взаимодействия авиаперевозчиков и топливозаправочных компаний», защищенной в 2010 году. Результаты работы послужат основой для оптимизации параметров экономического взаимодействия участников процесса наземной подготовки авиационных перевозок. АНАЛИЗ СТРАТЕГИЧЕСКИХ МЕТОДОВ ОЦЕНКИ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ

ПРОДУКЦИИ КОСМИЧЕСКОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ Ловчинская М. В., Побирухина Е. В.


Проблема исследования в работе является актуальной для современной космической

отрасли, так как отечественная ракетно-космическая промышленность находится в тяжелом состоянии.

Необходимо уделять большое внимание конкурентоспособности продукции, поскольку она является основным условием обеспечения конкурентных преимуществ, как предприятий, так и государства в целом. Для коммерческого успеха космических проектов и программ на внутреннем и внешнем рынках имеет особое значение качественная проработка задач оценки и управления конкурентоспособностью продукции.

Целью исследования в работе является повышение конкурентоспособности российской продукции ракетно-космической промышленности на отечественных и зарубежных рынках посредством методов оценки текущей и стратегической конкурентоспособности. Для достижения поставленной цели были сформулированы и решены следующие задачи:

• анализ методов оценки качества при анализе конкурентоспособности продукции космической деятельности;

• анализ и систематизация существующих методов оценки конкурентоспособности в текущем и долгосрочном аспектах;

• оценка текущей конкурентоспособности космических проектов ведущих предприятий, применяя стратегические методы оценки конкурентоспособности. Существующая теория и практика оценки конкурентоспособности достаточно глубоко

проработана. Но при переходе к рассмотрению конкурентоспособности со стратегических позиций возникает ряд проблем, связанных с оценкой стратегической конкурентоспособности, особенно продукции космической деятельности.

РАЗРАБОТКА В АВИАКОМПАНИИ СИСТЕМЫ МЕНЕДЖМЕНТА РИСКОВ В ОТНОШЕНИИ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ

Макаров В. П. МГТУ ГА, г. Москва, Россия

ООО «Авиакомпания Волга-Днепр», г. Ульяновск, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является система управления рисками в отношении безопасности полетов в авиакомпании «Волга-Днепр».

Целью исследований является разработка методики прогнозирования и предотвращения авиационных происшествий при выполнении полетов в авиакомпании, как основного инструмента снижения рисков для безопасности полетов .


191

В процессе исследований разработана методика прогнозирования вероятностей типов авиационных происшествий, основанная на моделировании возможных сценариев развития событий и разработке алгоритмов расчета вероятности проявления факторов опасности в предстоящем полете по статистическим эксплуатационным данным авиакомпании и ожидаемым условиям выполнения полетов. Разработана прогностическая модель одного из возможных сценариев выкатывания самолета за пределы взлетно-посадочной полосы. Разработан алгоритм оценки вероятности выходов параметров полета за ограничения и алгоритм оценки точности прогноза скорости ветра.

Основные результаты исследований использованы в комплексном проекте «Разработка автоматизированной системы прогнозирования и предотвращения авиационных происшествий при организации и производстве воздушных перевозок», реализуемом авиакомпанией «Волга-Днепр» совместно с Ульяновским государственным университетом на основании Постановления Правительства РФ № 218 от 09.04.2010 г.

РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ ГРАДИЕНТНОГО МЕТОДА МИНИМИЗАЦИИ УБЫТКОВ САМАРСКОГО НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА Миронова Ю. В.


г. Самара, Самарская область, Россия

Проблема выживаемости и обеспечения непрерывности развития является основной проблемой для любой организации, действующей в условиях рынка. В зависимости от складывающихся условий и обстоятельств, эта проблема решается различными организациями по-разному.

В соответствии с законодательством РФ все предприятия составляют ежеквартальные балансы и отчеты о прибылях и убытках. Эти документы являются стандартными, требуют большого количества времени для их оформления, но практически не используются руководством для прогнозирования дальнейшей деятельности предприятия. Поэтому проблема разработки универсального метода управления экономикой убыточного предприятия является актуальной и требует рассмотрения.

Цель исследования – обеспечить минимизацию функции убытков Самарского научно-технического комплекса на основе эконометрического анализа за счет использования метода градиентного спуска.

Реализация поставленной цели потребовала решения следующих исследовательских задач:

1) рассмотреть теоретические основы исследования, выбрать целевую функцию и критерий оптимизации, собрать базу исходных данных;

2) провести исследование сильных и слабых сторон организации, мониторинг внутренней и внешней среды;

3) рассмотреть факторы, оказывающие наиболее сильное влияние на целевую функцию убытков, которые должны составить основу построения успешной стратегии, оценить влияние внешних и внутренних факторов на деятельность Самарского научно-технического комплекса;

4) построить эконометрическую модель целевой функции и выбрать наилучший математический метод оптимизации;

5) выполнить основные этапы работы с оптимизационной задачей; 6) выработать мероприятия по обеспечению режима благоприятствования

внедрения и использования предлагаемой стратегии;


192

7) осуществить апробацию градиентного метода минимизации убытков Самарского научно-технического комплекса.

Научная новизна исследования состоит в том, что: 1) получена оценка кризисного состояния Самарского научно-технического

комплекса; 2) выбран наилучший математический метод оптимизации целевой функции

исследования – метод наискорейшего градиентного спуска Коши; 3) с помощью табличного процессора Microsoft Excel и его процедуры «Анализ

данных» (корреляция, регрессия) эконометрически обоснован выбор факторов, оказывающих действие на нелинейную функцию убытков;

4) выполнены основные этапы работы с оптимизационной задачей на общепринятой базе данных прибылей и убытков Самарского научно-технического комплекса;

5) при помощи процедуры «Поиск решения» табличного процессора Microsoft Excel и метода сопряженных градиентов организовано численное решение оптимизационной задачи.

Градиентный метод минимизации убытков научно-технического комплекса разработан на основе эконометрического анализа и системы управления качеством «Шесть сигм» («6σ»). Научное исследование представлено в виде процесса, который осуществляется с помощью формулировки факторного пространства и целевой функции, проведения измерений выбранных величин, анализа этих измерений, совершенствования целевой функции и ее контроля. Коротко поэтапный процесс формулируется как DMAIC: формулируйте – измеряйте – анализируйте – совершенствуйте – контролируйте.

На этапе формулирования выбираются целевая функция убытков или прибыли и 16 обобщенных факторов баланса научно-технического комплекса. На этапе измерения составляется база данных баланса, включающая, как минимум, пятилетний период. Этап анализа включает в себя составление корреляционной таблицы и выбор основных факторов, наиболее сильно влияющих на линейную целевую функцию, а также построение многомерной линейной целевой функции с помощью регрессионного анализа и выведение уравнения нелинейной регрессии.

Этап совершенствования целевой функции осуществляется с помощью метода наискорейшего градиентного спуска Коши, производится поиск оптимального управленческого решения стратегического менеджмента научно-технического комплекса. Для минимизации целевой функции убытков метод сопряженных градиентов является наилучшим, так как позволяет быстрее достичь минимума за наименьшее количество шагов.

Контроль целевой функции предполагает изменение факторов баланса научно-технического комплекса в результате его дальнейшей деятельности. По истечении следующего квартала необходимо провести мониторинг полученных данных нового бухгалтерского баланса в соответствии с предложенным методом минимизации убытков Самарского научно-технического комплекса. Затем построить новую модель и определить другие факторы, оказывающие наиболее сильное влияние на прибыль организации, и провести повторную минимизацию целевой функции убытков с помощью метода сопряженных градиентов.

Важным направлением является создание режима благоприятствования внедрения и использования предлагаемого градиентного метода в организации. Этот шаг часто оказывается самым трудным – внедрение новаций нередко сталкивается с незаинтересованностью персонала и даже сопротивлением. Поэтому обучение персонала, реклама, качество подготавливаемой документации и учет разнообразия поведенческих мотивов людей играют здесь решающую роль. Здесь могут использоваться новые технологии, в применении которых необходимо задействовать подготовленный персонал и высококвалифицированных специалистов.


193

Градиентный метод минимизации убытков является эффективным, удобным в использовании на любом предприятии и понятным любому менеджеру, что имеет важное социально-экономическое и практическое значение.

Практическая значимость исследования заключается в том, что в нем предложены подходы к моделированию функции убытков. Процесс вывода научно-технического комплекса из убыточного состояния снабжен количественными рекомендациями по изменению величин запасов, займов, кредитов и других долгосрочных обязательств. Результаты исследования могут быть использованы при разработке в общедоступной среде Microsoft Excel программ выхода промышленных предприятий из кризисного состояния.

Апробация градиентного метода минимизации убытков осуществлялась путем представления результатов исследования на конференциях и конкурсах различного уровня, которые неоднократно были отмечены призовыми местами. Исходя из результатов проведенного исследования, были предложены рекомендации по использованию градиентного метода минимизации убытков в реальных условиях в Самарском научно-техническом комплексе.

Предложенный метод минимизации убытков позволяет вывести предприятие из убыточного состояния, является универсальным, так как может быть использован для предприятий любых видов отраслей.


УЧАСТНИКИ КОНКУРСА

Абрамян А. Г., 182 Агапитов И. Н., 83 Агеев Н. Д., 24 Алексеев П. А., 51, 157 Алякрецкий Р. В., 177 Андрюшин А. В., 117 Артёмов А. А., 186 Бабулин А. А., 25 Бажеряну В. В., 166 Барабаш Ж. А., 186 Басынина Е. А., 166 Баталюк Д. А., 90 Бекишев Р. А., 90 Белова Ю. Н., 52 Биденко А. И., 147 Бирюкова К. С., 70 Благодырёва О. В., 106 Бобров А. Н., 107 Богачев А. В., 80 Богданов В. И., 52 Болотин А. А., 108 Бордачев Д. А., 124 Борисов В. Н., 113 Боровская Ж. В., 125 Браун А., 127 Буканов В. Т., 52 Бурлак Е. А., 72 Валайтите А. А., 91 Ванский С. В., 26 Васильев М. А., 111 Вахтеев Е. В., 177 Веремеенко К. К., 73 Виноградов К. Е., 92 Власенков Е. В., 128 Волков Е. Н., 27 Воробьева Е. А., 80 Вороков А. В., 151 Воронцов А. Н., 159 Галай И. А., 73 Гаревская Н. В., 119 Гиголо А. И., 92 Гимранов З. И., 128 Горбунов А. А., 28 Григорьев И., 127 Губский В. В., 28 Гуревич А. С., 30 Гурлов Д. В., 78

Гущина С. Э., 113 Денисова А. С., 146 Денякова М. Н., 129 Дешин В. О., 31 Дикшев А. И., 53 Долматова В. Н., 40 Домрачев Г. М., 136 Дон Д. С., 113 Дорофеев Р. Ю., 75 Дорош Н. С., 54 Дружков С. С., 166 Дюгаева Н. А., 167 Ежиков В. В., 55 Еропов С. И., 93 Ефимов А. А., 136 Ефимов Е. Н., 94 Ефимова Н. А., 96 Ехлаков И. А., 51, 157 Жеребцов С. И., 97 Журавский Н. А., 56 Запорожцев А. Н., 131 Затуранов М. Н., 76 Звездочкин К. В., 55 Зледенный Н. П., 56 Иванов Н. С., 82 Ивчин В. А., 30, 31 Казанин Д. К., 151 Каковская И. А., 32 Карабин А. Е., 146 Каргин Б. В., 173, 175 Качаев И. В., 114 Керножицкий В. А., 169 Ким Р. В., 114 Киреев Д. Г., 97 Кирилина Е. В., 187 Кирюшин Е. Ю., 78 Клеванцев И. И., 31 Клетров М. С., 76, 131 Кобузев А. Н., 97 Кожина Т. Д., 57 Кожина Т. Д., 170 Козлов А. Е., 188 Козлова О. А., 34 Колесникова С. Ю., 173, 175


195

Колмакова Д. А., 62 Колычев А. В., 169 Комбаев Т. Ш., 128 Комков В. С., 35 Коптелова М. В., 99 Коробкин Н. А., 52 Коровянская А. Д., 132, 134 Косицин А. А., 25 Костина Н. Л., 77 Костяной Е. М., 53 Крайнов А. М., 128 Краснобабцев Ф. Ф., 97 Кривенко Г. Г., 136 Кривенок А. А., 35 Кривцов А. В., 63 Кробка Н. И., 147 Кропивенцева С. А., 189 Кружков Д. М., 114 Крупский Р. Ф., 35 Круть А. В., 102 Кувшинова Е. Ю., 136 Кузин А. О., 177 Кузнецов Г. Ю., 92 Курочкин А. В., 57 Курчанов М. В., 115 Лаврин М., 87 Ларичев Н. С., 136 Лисейцев Н. К., 37 Лисицин А. Н., 52 Лобковский Д. С., 184 Лобковский С. А., 184 Ловчинская М. В., 190 Лясота Д. В., 116 Макаров В. П., 190 Максименков В. И., 39 Максимов О. В., 59 Маликова Н. А., 77 Мартиросов Д. С., 52 Марусич К. В., 153 Марутин А. А., 97 Меденцов В. Э., 176 Мельничук А. В., 136 Меньщиков А. М., 154 Миронова Ю. В., 191 Мишагин В. А., 40 Мишин А. Ю., 78 Мишин П. П., 154 Молод М. В., 40 Молчанский А. В., 186 Московкин А. Ю., 116

Мудрик Д. С., 139 Мурлага А. Р., 97 Мухаммедов В. С., 64 Мынкин В. А., 117 Набатчиков А. М., 72 Недбай А. Я., 27 Нестеренко Е. С., 177 Николашин А. А., 76, 131 Новикова А. С., 48 Обухов А. И., 78 Окорокова Н. С., 59 Олисова И. И., 118 Ордин А. В., 41 Орлов А. Г., 79 Орлова Д. В., 177 Ошкин А. Е., 140 Панасюченко П. С., 41 Паникарова Ю. В., 143 Пановский В. Н., 155 Пивоваров Д. Е., 156 Писков И. Г., 30 Плыкина Е., 141 Побирухина Е. В., 190 Погарцева М. М., 42 Полоус М. А., 157 Поляков В. А., 64, 113 Поморцев П. М., 97 Попов Г. М., 62, 63 Попов И. С., 42 Попов С. Н., 80 Порунов А. А., 34 Проскуряков А. Н., 55 Протопопов А. П., 80 Пушкин К. В., 59 Пшеничный В. В., 43 Редькина К. В., 43 Решетников М. Н., 142 Рипа А. В., 45 Рипецкий А. В., 41 Романенко И. С., 98 Русаков П. В., 99 Русаленко А. А., 143 Рученков В. А., 102 Рыбин А. В., 159 Рыжиков И. С., 159 Сабодырь А. М., 119 Садовская Е. В., 91


196

Самойловский А. А., 37 Самохвалов В. В., 42 Самсонов К. Ю., 30, 31 Сасарин А. М., 170 Сафина Н. Р., 178 Светиков Р. С., 129 Селиверстов М. С., 81 Семенкина М. Е., 160 Семцов А. С., 119 Сергеев Г. Н., 143 Сергеев Ю. А., 173, 175 Сергиенко Р. Б., 162 Середнёв М. Н., 143 Симанков Д. С., 180 Синицина А. П., 182 Ситникова А. В., 121 Слухай А. Ю., 182 Смирнов Д. С., 64 Смородинов М. И., 42 Соловьёв Н. А., 31 Солошенко В. Н., 46 Степакин А. С., 131 Субботина Н. В., 83 Сумачёв С. А., 84 Текжанова М. Г., 86 Тепляков О. А., 145 Тимохин Д., 87 Титова А. С., 146 Тихомиров М. А., 64 Токмаков Д. И., 99 Толмачёв К., 47 Трибулев Н. В., 147 Трушкина Т. В., 177 Трущинский А. Ю., 100 Тулинова Е. Е., 82 Тюрина М. М., 34

Федосеев В. И., 39 Федосеев М. С., 184 Федулов В. С., 65 Филатова Т. Н., 183 Хан Ю. О., 164 Хильченко Р. Г., 101 Хохлова А. Д., 143 Чабаев Я. В., 102 Чевелева А. О., 65 Чеглаков Д. И., 47 Черников П. С., 128 Черниченко В. С., 147 Чернова М. В., 83 Чернухин Р. В., 48 Чернышев И. Е., 147 Чернышова А. С., 118 Чичерова Е. В., 84 Шадян А. В., 131 Шайдурова Г. И., 184 Шарапов Д. С., 48 Шаров М. С., 64 Шаханов А. Е., 102, 128 Шевгунов Т. Я., 91, 94 Шевченко О. И., 39 Шестминцева Т. В., 86 Шеховцева Т. В., 67 Шикштенайте А., 87 Шкловец А. О., 63 Шустов И. Е., 124 Юрьев М. Ю., 131 Ярыгин А. Ю., 80 Яшукова Е., 87

Организаторы и партнёры

Федеральное космическое агентство

ОАО «МегаФон»

ОАО «Объединённая авиастроительная корпорация»

ОАО «Корпорация “Тактическое ракетное вооружение“»

Минобрнауки России

ГУП МЦВДНТ «Москва»

ОАО «НИИ точных приборов»

ФГУП «ЦНИИ “Комета“»

ОАО «Радиофизика»

ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина»

ОАО «Российские космические системы»

Журнал «Линия полёта»

ОАО «ВПК “НПО машиностроения“»

ОАО «ГСКБ “Алмаз-Антей“»

ОАО «Ракетно-космическая корпорация “Энергия“ имени С. П. Королёва»

Клуб выпускников МАИ

ФГУП «ЦНИРТИ им. академика А. И. Берга»

ОАО «Вертолётный завод имени М. Л. Миля»

ОАО АФК «Система»

Documents

MOCKBA 2012 - mai.ru · Сегодня отечественная промышленность остро нуждается в молодых ученых и конструкторах,