MOCK

BA 20

14

Конкурс научно-технических работ и проектов

Сборник аннотаций

17—21 ноябряМАИ (НИУ)

Конкурс научно-технических работ и проектов «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики». Аннотации работ.

УДК 629.7ББК 94.3 39.52 39.62ISBN 978-5-206-00928-6

В сборник включены аннотации работ, представленных в организационный комитет конкурса. Аннотации работ расположены в соответствии с направлениями конкурса.

© Московский авиационный институт(национальный исследовательский университет), 2014

Конкурс научно-технических работ и проектов

«Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

Аннотации работ

Москва, 2014

3

Участникам и гостям Международной недели авиакосмических технологий

«Aerospace Science Week» От имени Российской академии наук приветствую

участников гостей Международной недели авиакосмических технологий «Aerospace Science Week»!

Данное мероприятие объединило в себе два крупных научных мероприятия авиакосмической индустрии: Международную конференцию «Авиация и космонавтика» и Межотраслевой конкурс научно-технических работ и проектов «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики». В рамках секционных заседаний пройдет обсуждение научных работ и проектов как молодого поколения, так и опытных специалистов и заслуженных деятелей науки, что непременно даст новый толчок развития научной мысли на авиационно-космических предприятиях и профильных университетах.

Российская академия наук придаёт большое значение задачам развития науки в России, повышения её интеллектуального потенциала, необходимости выработки механизмов эффективного взаимодействия науки и промышленности, максимального включения науки в процессы модернизации и инновационного развития.

Я убеждён, что вопросы, затронутые на площадках Aerospace Science Week, будут иметь большое значение для развития нашей страны.

Желаю всем участникам и гостям Международной недели авиакосмических технологий «Aerospace Science Week» успешного осуществления задуманных проектов, внедрения решений, идей и разработок в интересах общего дела – российской науки!

Президент Российской академии наук, академик В.Е. Фортов

4

Обращение ректора Московского авиационного института (национального исследовательского университета)

к участникам и гостям Международной недели авиакосмических технологий «Aerospace Science Week»

Дорогие друзья! Искренне рад приветствовать вас на Международной неделе авиакосмических технологий «Aerospace Science Week», которая в этом году собирает научную элиту авиационно-космической отрасли!

Международная неделя авиакосмических технологий объединила в себе учёных и специалистов, стоящих на разных этапах своего научного пути: от студентов и молодых специалистов до признанных учёных и ведущих экспертов-практиков авиакосмической отрасли. Направления работы Aerospace Science Week охватывают широчайший спектр актуальных вопросов авиационно-космической науки и промышленности, а деловая и конкурсная программа идеально дополняют широкую научную программу мероприятия. Приятно осознавать, что наш университет является такой мощной объединяющей силой для увлечённых и талантливых учёных, ведущих научную деятельность в интересах авиации и космонавтики.

Уверен, что Международная неделя авиакосмических технологий «Aerospace Science Week» станет эффективной площадкой и очередной ступенью к выполнению поставленной руководством нашей страны задачи – создании высокотехнологичной и наукоёмкой державы.

Желаю вам плодотворной работы, успехов в реализации ваших творческих задумок и никогда не останавливаться на достигнутом!

Ректор МАИ, д.т.н., профессор А. Н. Геращенко

5

ОГЛАВЛЕНИЕ

1. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА» 22 МЕТОДИКА РАСЧЕТА ОСЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО

ЛЕПЕСТКОВОГО ПОДШИПНИКА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МОМЕНТНОЙ ТЕОРИИ ОБОЛОЧЕК ..................................................... 23

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ .................................................... 24

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ РЕНТГЕНОВСКОГО МЕТОДА НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ МНОГОСЛОЙНЫХ ДЕТАЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ ........................... 26

ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНАЯ КРУПНОМАСШТАБНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ДЛЯ СТЕНДА С ТРЕМЯ СТЕПЕНЯМИ СВОБОДЫ В АДТ Т−104 ................................................. 26

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ КРУПНОМАСШТАБНЫХ МОДЕЛЕЙ САМОЛЁТОВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ НА ПРИМЕРЕ ТИПОВОЙ МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЁТА ......................................... 27

ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ НАДЕЖНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА .............................................. 29

РАЗВИТИЕ ВЕРТОЛЁТНЫХ ПАССАЖИРОПЕРЕВОЗОК«UVLINES»- УРАЛЬСКИЕ ВЕРТОЛЁТНЫЕ АВИАЛИНИИ ............................................................... 30

ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ANSYS ДЛЯ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ «САМОЛЕТ – АСП» .................................................................................. 31

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УВОДА ОТ ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ С ПРОГНОЗИРОВАНИЕМ ВЫСОТЫ ЗАВЕРШЕНИЯ МАНЕВРА ................................................................................................... 32

УСТРОЙСТВО ЗАГРУЗОЧНОЕ ........................................................... 34 ПРОГРАММНО-МОДЕЛИРУЮЩИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ

ПОЛУНАТУРНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА .............................................................. 34

6

МЕТОДОЛОГИЯ АНАЛИЗА СРЕДЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАПРАВЛЕНИЙ ОПТИМИЗАЦИИ ОБЛИКА АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМ .................................................................... 35

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ДЕТЕКТИРОВАНИЯ И АНАЛИЗА ГРУБЫХ ПОСАДОК САМОЛЁТА НА ОСНОВЕ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОИСШЕСТВИЯ................................................ 36

РАСЧЕТ ФЛАТТЕРА КРЫЛА БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПАКЕТАКОНЕЧНОЭЛЕМЕНТНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ .................................................................................. 37

ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММНОГО ИМИТАТОРА КОМПЛЕКСА БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ДЛЯ ОБУЧЕНИЯ СТУДЕНТОВ АВИАЦИОННЫХ ВУЗОВ И РАЗРАБОТЧИКОВ ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ДЛЯ ВСТРОЕННЫХ СИСТЕМ ................................. 39

ЗАДЕЛКА ВЫВОДОВ МЕТАЛЛИЗАЦИИ ЭКРАНИРОВАННЫХ ПРОВОДОВ ПРИПОЕЧНЫМИ МУФТАМИ ......................................... 40

УПРАВЛЕНИЕ ТЕЧЕНИЯМИ В МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЦЕНТРОБЕЖНЫХ НАСОСАХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ПОМОЩЬЮ ИСКУССТВЕННОГО ПОДПОРА ПОТОКА ................... 41

ТЕХНОЛОГИЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЕ ОСНАЩЕНИЕ ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ОБТЕКАТЕЛЕЙ РЕЛЬС МЕХАНИЗМОВ ЗАКРЫЛКОВ СРЕДНЕМАГИСТРАЛЬНОГО ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА МЕТОДОМ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ ВЫКЛАДКИ 43

ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО СВОИМИ РУКАМИ ....................................... 44 ОЦЕНКА ИНДИКАТРИСЫ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫМИ СИСТЕМАМИ В НАЗЕМНЫХ И ЛЁТНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТАХ .................................................................................. 45

ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ПРЕДЕЛА ВЫНОСЛИВОСТИ УПРОЧНЁННЫХ ДЕТАЛЕЙ СЛОЖНОЙ ФОРМЫ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ИССЛЕДОВАНИЙ ОБРАЗЦА-СВИДЕТЕЛЯ ........... 47

ВЛИЯНИЕ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТА ................................................ 48

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СПУТНОГО СЛЕДА ВИНТА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ................................................................ 49

ВЛИЯНИЕ ЭРГОНОМИКИ КАБИНЫ ЭКИПАЖА НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТА...................................................................... 50

7

ВЛИЯНИЕ МАХОВЫХ ДВИЖЕНИЙ ЖЕСТКОЙ ЛОПАСТИ С УПРУГОЙ ВТУЛКОЙ НА ДИНАМИЧЕСКУЮ УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ .......................................................................... 51

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ МЕЖДУ НЕСУЩИМИ ЭЛЕМЕНТАМИ ВЕРТОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА ......................... 51

МОДЕЛИРОВАНИЕ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА В ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ LMS AMESIM ........... 52

РАЗРАБОТКА ЛОГИКИ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМЫ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ РАЗВЕДКИ НА САМОЛЕТАХ МИГ-29М/М2 ......... 53

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ФЛАПЕРОНА ПЕРСПЕКТИВНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ .................................................... 54

ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА НИВЕЛИРОВКИ САМОЛЕТА С ПОМОЩЬЮ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЛАЗЕРНОГО ТРЕКЕРА ................. 55

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТОЧНОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МАГНИТНОЙ НАШЛЕМНОЙ СИСТЕМЫ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ «TOPSIGHT-E» НА САМОЛЕТАХ ТИПА МИГ-29К/КУБ .................... 56

УСТАНОВКА ПОДВЕСНОГО ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОГО КОНТЕЙНЕРА НА САМОЛЕТАХ ТИПА МИГ-29 ................................ 57

АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДЛЯ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ ПЕРЕЛЕТОВ ........................................... 58

УДАРНЫЙ ЭКРАНОПЛАН ОГНЕВОЙ ПОДДЕРЖКИ ОПЕРАЦИЙ ПО ФОРСИРОВАНИЮ РЕК И ВЫСАДКЕ МОРСКИХ ДЕСАНТОВ ................................................................................................. 59

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВОЗОБНОВЛЯЕМЫМ ИСТОЧНИКОМ ЭНЕРГИИ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ РАЗЪЁМА КРЫЛЬЕВ ............................................ 60 2. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ДВИГАТЕЛИ И

ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ» .............................................................................................. 62

РАЗРАБОТКА ГИБРИДНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ГЛУБОКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ДЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ, ЗАПУСКАЕМОЙ С ПОМОЩЬЮ ВОЗДУШНОГО СТАРТА .......................................................................... 63

ДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ КОЛЕБАТЕЛЬНЫХ ПРОЦЕССОВ В РДТТ ......................................................................................................... 66

8

ТЕПЛОВАЯ ДИАГНОСТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПОДШИПНИКОВ И МАСЛОСИСТЕМЫ ГТД ....................................................................... 67

МНОГОГОРЕЛОЧНАЯ МАЛОЭМИССИОННАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ ................................................................................................ 71

ВЛИЯНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПОДВОДЯЩИХ И ОТВОДЯЩИХ МАГИСТРАЛЕЙ НА СТАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И РАБОТОСПОСОБНОСТЬ СТАБИЛИЗАТОРА ДАВЛЕНИЯ ЖРД ................................................... 72

ОПТИМИЗАЦИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗОВОГО ЭЖЕКТОРНОГО УСТРОЙСТВА БЕЗ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ ПАССИВНОГО ПОТОКА .................................................. 75

ИЗМЕРЕНИЕ ПОЛЯ ДАВЛЕНИЯ ЗА ШНЕКОМ ПРИ ИССЛЕДОВАНИИ ТЕЧЕНИЯ В БУСТЕРНЫХ ТНА ЖРД .................. 77

ПРОЕКТИРОВАНИЕ УПРУГОГО ПОДВЕСА ДЛЯ ВКЛАДЫШЕЙ МАЛОРАСХОДНОГО ПОДШИПНИКА СКОЛЬЖЕНИЯ .................... 78

СПОСОБ СПАСЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД191 ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТОНОСИТЕЛЯ «АНГАРА» С ЦЕЛЬЮ ЕГО МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ............................................... 82

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ РЕЖИМОВ ОТЖИГА НА СТРУКТУРУ И ФАЗОВЫЙ СОСТАВ ШТАМПОВОК ИЗ СПЛАВА ВТ8-1 ДЛЯ МОНОКОЛЕС ГТД ............................................................... 84

КЛАССИФИКАЦИЯ ЛОПАТОК С ДВУМЯ ХВОСТОВИКАМИ, КАК ОБЪЕКТА ИССЛЕДОВАНИЯ ........................................................ 85

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ГОРЕНИЯ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ ................................. 87

РАЗРАБОТКА КОМПАКНЫХ ЛАЗЕРНЫХ МОДУЛЕЙ ДЛЯ ЗАЖИГАНИЯ ТОПЛИВА В ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ ........................................................................................... 89

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ НЕДОСТАТОЧНОСТИ ЗНАНИЯ ИСХОДНЫХ ДАННЫХ НА РЕЗУЛЬТАТЫ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛОПАТОЧНОМ ВЕНЦЕ ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ ................................................................... 91

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ СТАТИКИ И ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В КОНТАКТНЫХ УЗЛАХ СОВРЕМЕННЫХ ЭНЕРГОУСТАНОВОК .............................................................................. 93

9

ПОЛУЧЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОСЕВЫХ ТУРБИН МЕТОДАМИ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ ГАЗОВОЙ ДИНАМИКИ ............................................................................................... 94

ИЗГОТОВЛЕНИЕ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ И РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ИЗ ЗАГОТОВОК, ПОЛУЧЕННЫХ МЕТОДОМ ГОРЯЧЕГО ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ВЫДАВЛИВАНИЯ ............. 95

ИССЛЕДОВАНИЕ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ СТАЦИОНАРНОЙ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ ............................................................................................. 96

ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНАЯ СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ КАЧЕСТВА ПРИ ПРОИЗВОДСТВЕ ЛОПАТОК АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ........................................................... 98

ТЕМПЕРАТУРНОЕ СОСТОЯНИЕ ПОРИСТОЙ ПЛАСТИНЫ С УЧЕТОМ ВЯЗКОСТНОЙ ДИССИПАЦИИ И РАСХОДА ТЕПЛОНОСИТЕЛЯ ................................................................................. 100

ИССЛЕДОВАНИЕ НА ГАЗОПРОНИЦАЕМОСТЬ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ ................... 101

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГЛУШИТЕЛЯ ШУМА НА ОСНОВЕ ПСЕВДОКИПЯЩЕГО СЛОЯ ........................... 102

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ .................................................................... 102

ШУМОГЛУШАЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО СТЕНДА ИСПЫТАНИЯ МАЛОГАБАРИТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ .............. 105 3. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ,

ИНФОРМАТИКА И ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКА» ................................. 108 АВТОМАТИЗАЦИЯ РАЗРАБОТКИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ

ДОКУМЕНТАЦИИ ОПЫТНОГО ПРОИЗВОДСТВА АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ ................................................................. 109

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ АЛГОРИТМОВ НЕЧЁТКОЙ ЛОГИКИ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ЧАСТОТОЙ ВРАЩЕНИЯ СИЛОВОЙ ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ....................................................... 110

ТЕРМОИНВАРИАНТНЫЙ ДАТЧИК УГЛОВОЙ СКОРОСТИ С ЦИФРОВОЙ ОБРАТНОЙ СВЯЗЬЮ ...................................................... 112

УПРАВЛЕНИЕ ИНФОРМАЦИОННЫМ ПОЛЕМ ЭКИПАЖА ВОЗДУШНОГО СУДНА В НЕШТАТНЫХ СИТУАЦИЯХ ................. 113

10

ПЕРСПЕКТИВНОЕ МНОГОФАЗНОЕ ВЫПРЯМИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВИАЦИОННОЙ ВТОРИЧНОЙ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ......................................................................... 113

МЕТОД ВИБРОДИАГНОСТИКИ ПОДШИПНИКОВ КАЧЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ......................................................... 115

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ ОЦЕНКА УЯЗВИМОСТЕЙ ЭЛЕМЕНТОВ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИСТЕМ НАЗЕМНЫХ КОМПЛЕКСОВ УПРАВЛЕНИЯ ............................................................ 118

МОДЕЛЬ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЙ О ПЕРЕХОДЕ ИТ-ПРИЛОЖЕНИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЫ В ОБЛАЧНУЮ СРЕДУ ....................................................................................................... 120

МОБИЛЬНАЯ МНОГОКАНАЛЬНАЯ СИСТЕМА СБОРА И ОБРАБОТКИ ДАННЫХ ДЛЯ МОНИТОРИНГА СОСТОЯНИЯ РАДИОТЕХНИЧЕСКОЙ АППАРАТУРЫ ............................................ 122

МОДУЛЬНОЕ АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ФУНКЦИОНАЛЬНОГО КОНТРОЛЯ ПРОМЫШЛЕННЫХ КОНТРОЛЛЕРОВ .................................................................................... 124

ИССЛЕДОВАНИЕ БЫСТРОДЕЙСТВИЯ КЛАПАНОВ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ГТД С МАЛОЭМИССИОННОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ .......................................................................... 125

РАЗРАБОТКА МАЛОГАБАРИТНОГО УПРАВЛЯЮЩЕГО ВЫЧИСЛИТЕЛЯ НА ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ЭЛЕМЕНТНОЙ БАЗЕ ДЛЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ ....... 126

СИНЕРГЕТИЧЕСКИЙ СИНТЕЗ СИСТЕМ ОРБИТАЛЬНОГО МАНЕВРИРОВАНИЯ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ 127

ПРИМЕНЕНИЕ ШАБЛОНОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ В ПРОГРАММНОМ ОБЕСПЕЧЕНИИ СИСТЕМЫ ПЛАНИРОВАНИЯ ПОЛЕТНЫХ ЗАДАНИЙ ......................................................................... 129

АЛГОРИТМ КОМБИНИРОВАННОГО ВИДЕНИЯ НА ОСНОВЕ ФОТОГРАММЕТРИЧЕСКОГО МЕТОДА ............................................ 131

ПРОГРАММНО-АППАРАТНЫЙ КОМПЛЕКС ОТОБРАЖЕНИЯ СОСТОЯНИЯ СРЕДСТВ И ОРБИТАЛЬНОЙ ГРУППИРОВКИ СПУТНИКОВЫХ СИСТЕМ СВЯЗИ ..................................................... 133

РАЗРАБОТКА МЕТОДА И УСТРОЙСТВА ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ДИАГНОСТИЧЕСКОГО КОНТРОЛЯ СОЕДИНЕНИЙ В ЭЛЕКТРОННЫХ СХЕМАХ.................................................................... 134

11

ТЕХНОЛОГИЯ ОЦЕНКИ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ И МОДУЛЕЙ НОВЫХ ОБРАЗЦОВ ПЕРСПЕКТИВНОЙ СПЕЦИАЛЬНОЙ И НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ДЛИТЕЛЬНОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ .............. 136

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ КОНЦЕПЦИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ В КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ.................................................................................................. 137

КОНТРОЛИРУЕМАЯ РАЗРАБОТКА ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ДЛЯ НУЖД ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ПРЕДПРИЯТИЯ НА ОСНОВЕ ОТКРЫТЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ............ 139

СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ТЕМПЕРАТУРЫ НА БАЗЕ АКУСТОЭЛЕКТРОННЫХ ДАТЧИКОВ ............................................... 140

АНАЛИЗ ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ БЕСПИЛОТНОГО АВТОЖИРА ДЛЯ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ НУЖД ........................................................................................................ 143

ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ СЛЕДОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЗРЫВЧАТЫХ И НАРКОТИЧЕСКИХ ВЕЩЕСТВ В АЭРОПОРТАХ .................................................................. 144

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СРЕДЫ MATLAB-SIMULINK ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ АЛГОРИТМОВ В ЦЕЛОЧИСЛЕННЫХ МИКРОПРОЦЕССОРНЫХ СИСТЕМАХ ......... 145

СУБОПТИМАЛЬНАЯ АВТОМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ НАПРЯЖЕНИЯ АВИАЦИОННОГО СИНХРОННОГО ГЕНЕРАТОРА ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ........................................................................... 146

ПРИМЕНЕНИЕ ЛИНЕЙНЫХ ОПТИМАЛЬНЫХ СИСТЕМ С ТРЕБУЕМЫМИ ПАРАМЕТРАМИ ПЕРЕХОДНОГО ПРОЦЕССА В АЛГОРИТМАХ ФИЛЬТРАЦИИИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ ........................................................... 147

ПРИМЕРЫ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ УПРАВЛЕНЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ .......................................................... 150

РАЗРАБОТКА ПРОГРАММНОГО МОДУЛЯ ПРЕДПУСКОВОЙ ПОДГОТОВКИ ЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ .................................................................................................... 151

ИНФОРМАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ УСТОЙЧИВОГО МОНИТОРИНГА ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОЙ АКТИВНОСТИ ПРИЗЕМНЫХ СЛОЕВ АТМОСФЕРЫ ...................... 152

12

АНАЛИЗ РАЗРАБОТОК В ОБЛАСТИ ЛАЗЕРНЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ НА ПРИМЕРЕ NESLIE/DANIELA ....... 154 4. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «СИСТЕМЫ

РАДИОЛОКАЦИИ, РАДИОНАВИГАЦИИ И СВЯЗИ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» .......................................................... 156

ОПТИМИЗАЦИЯ УПРАВЛЕНИЯ РИСКАМИ В ПРОЕКТИРОВАНИИ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ ...... 157

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ МОДЕЛЬ ОСЛАБЛЕНИЯ ИК, ВИДИМОГО И УФ ИЗЛУЧЕНИЯ РЫХЛЫМИ СРЕДАМИ НА ОСНОВЕ ТЕХНИЧЕСКОГО УГЛЕРОДА ............................................. 158

РАЗРАБОТКА ИЗЛУЧАЮЩЕЙ СТРУКТУРЫ ДЛЯ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ КА-ДИАПАЗОНА НА ОСНОВЕ ПЕЧАТНОЙ ВОЛНОВОДНОЙ СТРУКТУРЫ .................... 159

МЕТОД ДВУХТАКТНОЙ СПЕКТРАЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ ДОПОЛНИТЕЛЬНЫХ СИГНАЛОВ ...................................................... 160

МОДЕЛИРОВАНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК НАПРАВЛЕННОСТИ ТЕТРАЭДРАЛЬНОЙ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ БОРТОВОЙ СПУТНИКОВОЙ РАДИОСТАНЦИИ ............................. 162

ИЗМЕРЕНИЕ ЭКВИДИСТАНТНЫХ ДОПЛЕРОВСКИХ СИГНАЛОВ .............................................................................................. 163

НАПРАВЛЕННЫЙ ОТВЕТВИТЕЛЬ С ЛИЦЕВОЙ СВЯЗЬЮ СО СМЕЩЕНИЕМ ПОЛОСОК..................................................................... 163

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ СКОРОСТИ КОРРЕЛЯЦИОННОГО ТИПА ПУТЁМ ОЦЕНКИ ИСТИННОГО ПОЛОЖЕНИЯ ФАЗОВЫХ ЦЕНТРОВ АНТЕНН ................................................................................ 164

РАСКРЫВАЮЩАЯСЯ ФЕРМА ДЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ НА ОСНОВЕ КОМПОЗИТНЫХ СТЕРЖНЕЙ ......... 165

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕТОДА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ РАЗМЫТИЯ ИСКАЖЕННЫХ СМАЗОМ ПАНХРОМАТИЧЕСКИХ КОСМИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ ...................................................... 166

СТРУКТУРЫ НА ОСНОВЕ МАГНОННЫХ КРИСТАЛЛОВ ДЛЯ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИГНАЛОВ В СВЧ ДИАПАЗОНЕ ........................................................................................... 167

АНТЕННА С КОНТУРНОЙ ДИАГРАММОЙ НАПРАВЛЕННОСТИ ПРОИЗВОДСТВА ОАО «ИСС» ...................... 169

13

СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ФАЗОВЫХ ШУМОВ В ЦИФРОВЫХ СИНТЕЗАТОРАХ ЧАСТОТ .................................................................... 170

ШИРОКОПОЛОСНАЯ СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ ПОВЫШЕННОЙ СКОРОСТИ ПЕРЕДАЧИ ИНФОРМАЦИИ ............ 170

ОПТИМИЗАЦИЯ ВЫБОРА ЧАСТОТ ПОВТОРЕНИЯ ЗОНДИРУЮЩЕГО СИГНАЛА В ИМПУЛЬСНО-ДОППЛЕРОВСКОЙ БРЛС В РЕЖИМЕ СОПРОВОЖДЕНИЯ НА ПРОХОДЕ ................................................................................................. 173

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ТЕМПЕРАТУРНЫЕ ДЕФОРМАЦИИ В ИНТЕГРАЛЬНЫХ КОНСТРУКЦИЯХ ОТКРЫТОГО ТИПА.............. 174

НАУЧНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ПОЛУНАТУРНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОЦЕССОВ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОГО РАДИОЭЛЕКТРОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ .................................................................................... 175 5. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РОБОТОТЕХНИКА,

ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ И АВИАЦИОННОЕ ВООРУЖЕНИЕ»......................................................................................... 177

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННЫХ БОЕПРИПАСОВ НА ОСНОВЕ АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЦЕССОВ СБОРА И ОБРАБОТКИ ДАННЫХ .......................................................................... 178

ШАГАЮЩАЯ ПЛАТФОРМА ДЛЯ СТАРТОВЫХ КОМПЛЕКСОВ179 СОВРЕМЕННЫЙ ПОДХОД К СОЗДАНИЮ

АНТРОПОМОРФНОЙ МАШИНЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОНТРОЛЕРОВ ДИСТАНЦИОННОГО НАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ ......................................................................................... 184

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНО – ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ВОЗМОЖНЫХ СПОСОБОВ ПОСТРОЕНИЯ РОБОТА – КЛИНЕРА 185

СПОСОБ АДАПТАЦИИ БОЕВОГО СНАРЯЖЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ К УСЛОВИЯМ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ ..................................................................... 186

ПРИМЕНЕНИЕ НЕЙРОННЫХ СЕТЕЙ В СШИВКЕ ПЕРЕКРЫВАЮЩИХСЯ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ188

МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ИНИЦИИРУЮЩЕГО ДЕЙСТВИЯ АВИАЦИОННЫХ БОЕПРИПАСОВ ...................................................... 188

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССА ОТДЕЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ ОТСЕКА ВООРУЖЕНИЯ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ ....................................................................... 190

14

АКУСТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ .............. 192 СИСТЕМА ОЦЕНКИ ЭМОЦИОНАЛЬНОГО СОСТОЯНИЯ

ДИСПЕТЧЕРА ЦЕНТРА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТАМИ ...................... 192 ОБОСНОВАНИЕ НАПРАВЛЕНИЙ СИСТЕМНОЙ ИНТЕГРАЦИИ

ЭЛЕМЕНТОВ ИНТЕЛЛЕКТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ КОНЦЕПЦИИ «INTELLIGENCE, SURVEILLANCE AND RECONNAISSANCE» В РАЗВИТИИ ИДЕИ «JOINT WARFARE SYSTEM» .............................. 194

ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ИЗЛУЧЕНИЯ НАЗЕМНОЙ ОБЪЕКТОВОЙ ОБСТАНОВКИ АВИАЦИОННЫХ ТЕПЛОВИЗИОННЫХ СИСТЕМ КОНЕЧНОГО НАВЕДЕНИЯ ......... 196

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ЛОГИКЕ ВЕРХНЕГО УРОВНЯ БОЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНЫМ БЕСПИЛОТНЫМ АВИАЦИОННЫМ КОМПЛЕКСОМ ..................................................... 197

ОПТИМАЛЬНАЯ СТРУКТУРА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ РЕШЕНИИ ЗАДАЧИ ПРЕОДОЛЕНИЯ ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ ОБОРОНЫ .................... 199

ИССЛЕДОВАНИЕ ТРАЕКТОРНЫХ МАНЕВРОВ САМОЛЕТА С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ И СПОСОБЫ ИХ РАСЧЕТА 200

РАСЧЕТ ИНТЕРФЕРЕНЦИОННЫХ И ИЗОЛИРОВАННЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГРУЗОВ, ОТДЕЛЯЕМЫХ ОТ САМОЛЕТА .......................................................... 202 6. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РАКЕТНАЯ И

КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА» ................................................................ 203 ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ПЕРЕХВАТА

КОСМИЧЕСКИХ ТЕЛ ЕСТЕСТВЕННОГО ПРОИСХОЖДЕНИЯ .... 204 СРАВНЕНИЕ АНАЛИТИЧЕСКИХ МЕТОДИК

АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДОЗВУКОВЫХ ПОРАЖАЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ СО СТАНДАРТОМ ARROW ........ 205

РАЗРАБОТКА ТЕПЛОПЕРЕДАЮЩЕГО УСТРОЙСТВА ДЛЯ АЛЬТЕРНАТИВНОГО СПОСОБА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ СОТР КА .............................................................................................................. 207

ОБОСНОВАНИЕ СОЗДАНИЯ МНОГОКООРДИНАТНОГО УЛЬТРАЗВУКОВОГО СТАНКА ДЛЯ ОБРАБОТКИ КОМПОЗИЦИОННЫХ И ХРУПКИХ МАТЕРИАЛОВ ....................... 211

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ В СИСТЕМАХ МЕДИЦИНСКОГО И ПРОСТРАНСТВЕННОГО КОНТРОЛЯ КОСМОНАВТА ПРИ АВАРИИ НА СТАРТЕ....................................... 214

15

РАЗРАБОТКА МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ .............................. 215

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СПЛАВОВ СИСТЕМЫ AL-MG-SI В ОБЛАСТИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ .......................... 217

СЕТЧАТАЯ КОНСТРУКЦИЯ ПОВЫШЕННОЙ ЖЁСТКОСТИ ДЛЯ АДАПТЕРА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ............................. 218

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ТЕХНОЛОГИИ ПНЕВМОТЕРМИЧЕСКОЙ ФОРМОВКИ НА ПРОИЗВОДСТВЕ ....... 219

ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДИКИ ГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОСТЕЙ В РАЙОНАХ ПАДЕНИЯ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ ......................................... 219

АДАПТИВНАЯ НАПЛАНЕТНАЯ МОБИЛЬНАЯ ПЛАТФОРМА ПОВЫШЕННОЙ ПРОХОДИМОСТИ С СИСТЕМОЙ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ .................................................................... 220

МЕТОДИКА АНАЛИЗА НАЧАЛЬНОЙ ПАРАМЕТРИЧЕСКОЙ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕКТРОПНЕВМОКЛАПАНОВ СИСТЕМ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ ..................................... 222

ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА «АЛДАН» С ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКОЙ ДО 100 КГ НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ БЕЗОПАСНЫХ ТОПЛИВНЫХ КОМПОНЕНТАХ .............................. 225

УНИВЕРСАЛЬНЫЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ............................................................................................ 226

РАДИАЦИОННЫЕ УСЛОВИЯ НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ В ПЕРИОД МИНИМУМА СОЛНЕЧНОЙ АКТИВНОСТИ . 228

ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ ДЛЯ УДАРНЫХ ИСПЫТАНИЙ ОБЕЧАЕК ................ 230

РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ЭЛЕКТРОННО-ЛУЧЕВОЙ СВАРКИ СОСТАВНЫХ ШПАНГОУТОВ ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ ................................................................................................. 231

ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ПРОВЕРКИ МЕХАНИЧЕСКОЙ ПРЕОБРАЗУЮЩЕЙ СИСТЕМЫ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОГО ДАТЧИКА ДАВЛЕНИЯ ............................................ 232

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ КОНТРОЛЬ КАЧЕСТВА МОДУЛЕЙ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ МЕТОДОМ ПОЛУНАТУРНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА ВТОРОГО ВИДА ................ 233

16

ПРИМЕНЕНИЕ НЕЧЕТКОЙ ЛОГИКИ ДЛЯ МНОГОКРИТЕРИАЛЬНОГО ВЫБОРА ТИПА СИСТЕМЫ ИНИЦИИРОВАНИЯ ПИРОСРЕДСТВ РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА 234

БЕСКОНТАКТНАЯ РЕГИСТРАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ МИКРОМЕТЕОРОИДОВ ........................................................................ 236

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ ВЗАИМНОГО РАСПОЛОЖЕНИЯ ПОВЕРХНОСТЕЙ НЕЖЕСТКИХ ДЕТАЛЕЙ ПРИ ИХ ИЗГОТОВЛЕНИИ .................................................................................... 238

ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЦЕССАГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОСТИ В ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ МОДЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ .................. 240

РАЗРАБОТКА ЛАБОРАТОРНОГО ПРАКТИКУМА ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ДИСЦИПЛИН РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ ................................................................................................ 242

УЛУЧШЕНИЕ МЕТОДИКИ ИСПЫТАНИЙ МЕХАНИЧЕСКИХ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ .......................................... 243

НАДЕЖНОСТЬ ТЕРМОРЕЗИСТОРНОГО УРОВНЕМЕРА СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ ЗАПРАВКИ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ....... 245

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ИЗДЕЛИЙ С УЧЕТОМ ОРГАНИЗАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ДИСКРЕТНОГО МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРОИЗВОДСТВА. 246

КОСМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО СЛИЧЕНИЮ ШКАЛ ВРЕМЕНИ СРЕДСТВАМИ ОПТИЧЕСКОЙ ЛАЗЕРНОЙ ЛОКАЦИИ248

ВОЗМОЖНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ПРОГРАММНОГО ПАКЕТА ANSYS ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ......................................................................................................... 250

ИССЛЕДОВАНИЕ УДАРНО-ПРОНИКАЮЩЕГО ДЕЙСТВИЯ ЗЕНИТНЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ ПО ВОЗДУШНЫМ И НАДВОДНЫМ ЦЕЛЯМ .......................................................................... 251

КОСМИЧЕСКИЙ МУСОР: ПРОБЛЕМЫ, ОПАСНОСТИ, УБОРКА252 7. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕМАТИЧЕСКИЕ

МЕТОДЫ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» ................................... 254 ДЕЛЕНИЕ НА НОЛЬ – ОТСУТСТВИЕ СВЯЗИ ............................... 255 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВЫХ

РЕЖИМОВ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ПРИ НАЗЕМНЫХ ИСПЫТАНИЯХ ....................................................................................... 256

17

КОМПЛЕКС АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ ПРИВЯЗКИ ДАННЫХ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ .............................. 258

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕТОДА СЖАТИЯ ИЗОБРАЖЕНИЙ БЕЗ ПОТЕРЬ НА ОСНОВЕ ДВУМЕРНОЙ ЦЕПИ МАРКОВА .................. 259

РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВОЛНОВОДОВ С УЛУЧШЕННЫМИ ФУНКЦИОНАЛЬНО-ЭКСПЛУАТАЦИОННЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ....................... 260

КОМПЛЕКС ПРОГРАММ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ И АНАЛИЗА СТРУКТУРЫ ГЕТЕРОГЕННЫХ КОНДЕНСИРОВАННЫХ СМЕСЕЙ265

ПРИМЕНЕНИЕ ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДЛЯ ОЦЕНКИ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЁТОВ ............................................... 266

ПАССИВНОСТЬ И СТАБИЛИЗАЦИЯ НЕЛИНЕЙНЫХ ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫХ ПОВТОРЯЮЩИХСЯ ПРОЦЕССОВ ........ 268

ТЕНЗОРНОЕ РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ДИРИХЛЕ ДЛЯ УРАВНЕНИЯ ПУАССОНА В ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБЛАСТИ ............................... 271

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМА SOIBCEA ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ АВТОНОМНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ........................................................................................... 272

К ВОПРОСУ ОБОСНОВАНИЯ ОПТИМИЗАЦИИ СТРУКТУРЫ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ................................................................................................ 273

ФЛАТТЕР УПРУГОЙ ПОЛОСЫ В ПОТОКЕ ГАЗА С МАЛОЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТЬЮ ........................................................ 274

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ МАСС И МАССОВЫХ МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ НА ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫЙ ФЛАТТЕР КРЫЛА ...................................................................................................... 275

РАЗРАБОТКА ГЕНЕТИЧЕСКОГО АЛГОРИТМА ДЛЯ ИНДИВИДУАЛЬНО-АДАПТИРОВАННОГО ПОДХОДА К ПЛАНИРОВАНИЮ ЛЕТНЫХ РАБОТ .................................................. 277

ОПТИМИЗАЦИЯ ГЕОМЕТРИИ ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ В СРЕДЕ CAE ABAQUS .................................................................................................... 280

ИССЛЕДОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ЦИФРОВЫХ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ СНИМКОВ .............................. 280

18

МОДЕЛЬ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ОДНОГО ИЗ КЛАССОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С УЧЕТОМ УПРУГОСТИ КОНСТРУКЦИИ ...................................................................................... 281

ЭКСПРЕСС-ОЦЕНКА ПОТЕРЬ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОЙ ВОЛНЫ ПРИ ОТРАЖЕНИИ ОТ ГУСТОГО СЕТЕПОЛОТНА ...................................................................................... 282

ОЦЕНКА ПРОХОЖДЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ СИГНАЛОВ НА БОРТ РАКЕТЫ ПРИ РАБОТАЮЩЕМ МНОГОСОПЛОВОМ ДВИГАТЕЛЕ ............................................................................................ 282

СТЕНД ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ЭЛЕКТРОФИЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ РАДИОПОГЛОЩАЮЩИХ МАТЕРИАЛОВ И ПОКРЫТИЙ ПРИМЕНЯЕМЫХ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ЗАМЕТНОСТИ АВИАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ ........................................................................................ 283

ЛОКАЛИЗАЦИЯ ОПТИЧЕСКИХ И ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛОВ ИЗДЕЛИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ ............................................................................. 285

МОДЕЛИ ДЛЯ ОЦЕНКИ ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТИ МОНОСКОПИЧЕСКОЙ СТЕРЕОСЪЁМКИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ С УЧЁТОМ НАДЁЖНОСТИ БОРТОВЫХ СИСТЕМ .............................. 289

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ КОМАНДНОЙ НАВИГАЦИИ С ПОМОЩЬЮ АЛГОРИТМА BPIMA ...................................................... 289 8.НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕРИАЛЫ

АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ» ........................................ 291 ПРИМЕНЕНИЕ ЛАЗЕРНОГО ТРЕКЕРА API НА

АВИАСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ ........................................................ 292 ПРИМЕНЕНИЕ СПЕЦИАЛЬНОЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ

ОСНАСТКИ И ГИБКИХ СВЕРЛИЛЬНЫХ ШАБЛОНОВ ДЛЯ СВЕРЛИЛЬНЫХ МАШИН С АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОДАЧЕЙ РЕЖУЩЕГО ИНСТРУМЕНТА .............................................................. 292

ПЕРЕРАБОТКА И ВТОРИЧНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В АВИАЦИОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ ........................................................................... 294

РАЗРАБОТКА КЕРАМИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ ДЛЯ ПОЛУЧЕНИЯ ОТЛИВОК ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ СПОСОБОМ ЛВМ ... 295

19

МЕТОД РАСШИРЕНИЯ ПОЛОСЫ РАБОТЫ МЕТАМАТЕРИАЛОВ ............................................................................. 296

РАЗРАБОТКА РАДИАЦИОННО-ЗАЩИТНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА ОСНОВЕ СТЕКЛОМАТРИЦЫ ............................ 298

АППАРАТНО-ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ АВИАЦИОННЫХ ДЕТАЛЕЙ .. 301

ИССЛЕДОВАНИЯ ВЫПУСКНОГО КЛАПАНА, С ПРИМЕНЕНИЕМ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ, СИСТЕМЫ ВОЗДУХООБМЕНА НА ТРАНСПОРТЕ .......................... 302

ИССЛЕДОВАНИЕ МИКРОСТРУКТУРЫ КОМПОЗИЦИОННОГО КОНСТРУКЦИОННОГО МАТЕРИАЛА НА ЭТАПЕ ПОЛУЧЕНИЯ УГЛЕПЛАСТИКА .................................................................................... 303

ИССЛЕДОВАНИЕ МИКРОСТРУКТУРЫ КОНСТРУКЦИОННОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА НА ЭТАПЕ ПОЛУЧЕНИЯ УГЛЕРОД – УГЛЕРОДНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА304

ИССЛЕДОВАНИЕ РЕЗЕРВА ШТАМПУЕМОСТИ ЛИСТОВ ИЗ СПЛАВА Д16 ............................................................................................ 305

ВАКУУМНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПРЕПРЕГОВ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ ......................................................... 306

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ И ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ СЕКТОРА ЦЕНТРАЛЬНОГО ЗЕРКАЛА КОСМИЧЕСКОЙ ОБСЕРВАТОРИИ «МИЛЛИМЕТРОН» ................. 307

ПРЯМОЕ ИЗГОТОВЛЕНИЕ ТРЁХМЕРНЫХ ИЗДЕЛИЙ ИЗ АЛЮМИНИДА НИКЕЛЯ МЕТОДОМ ПОСЛОЙНОЙ ЛАЗЕРНОЙ НАПЛАВКИ .............................................................................................. 309

ЧИСЛЕННЫЕ ОЦЕНКИ ТЕПЛОВЫХ ПАРАМЕТРОВ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ТЕРМОЭМИССИОННОЙ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТОЙ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ АНОМАЛЬНОГО ПОДВОДА ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В ПОЛЕТЕ .................................. 314

ОСОБЕННОСТИ СОЗДАНИЯ ДЕТАЛЕЙ ИЗ УГЛЕПЛАСТИКА С ВНЕДРЕННЫМИ ОПТОВОЛОКОННЫМИ ДАТЧИКАМИ ............... 315 9. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ЭКОНОМИКА И

МЕНЕДЖМЕНТ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ» ....................... 317

20

ИНТЕГРИРОВАНИЕ КАДРОВОЙ ПРАКТИКИ НА ПРЕДПРИЯТИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ НА ПРИМЕРЕ ОРГАНИЗАЦИИ ОПЛАТЫ ТРУДА ................................... 318

СНИЖЕНИЕ ВОЗМОЖНЫХ РИСКОВ В УПРАВЛЕНИИ ПЕРСОНАЛОМ НА ПРЕДПРИЯТИЯХ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ ........................................................................... 319

ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА ТЕХНОЛОГИИ НИЗКОТЕМПЕРАТУРНОЙ КЕРАМИКИ В ОАО «НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ТОЧНЫХ ПРИБОРОВ» ............................................................................................. 321

ВАРИАНТЫ ПРИМЕНЕНИЯ ИТ СИСТЕМ С ОТКРЫТЫМ ИСХОДНЫМ КОДОМ ДЛЯ АВТОМАТИЗАЦИИ БИЗНЕС-ПРОЦЕССОВ В СРЕДЕ ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОГО МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРЕДПРИЯТИЯ ................................. 322

ОЦЕНОЧНО-ОБУЧАЮЩИЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО НОРМАТИВНЫМ ДОКУМЕНТАМ ...................................................... 323

ПОВЫШЕНИЕ УРОВНЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО РАЗВИТИЯ ВЕРТОЛЕТОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРОИЗВОДСТВА .......................... 325

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПЛАНА ПОТРЕБНОГО ФИНАНСИРОВАНИЯ ГОСУДАРСТВЕННОГО ОБОРОННОГО ЗАКАЗА .................................................................................................... 328

МОНИТОРИНГ СОГЛАСОВАНИЯ КОНСТРУКТОРСКОЙ ДОКУМЕНТАЦИИ В СИСТЕМЕ ЭЛЕКТРОННОГО ДОКУМЕНТООБОРОТА SEARCH........................................................ 328

ЭКСПРЕСС-МЕТОДИКА ОЦЕНКИ СОСТОЯНИЯ ИННОВАЦИОННОГО ПОТЕНЦИАЛА ПРЕДПРИЯТИЯ .................. 329

ИНСТРУМЕНТАРИЙ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СТРАТЕГИИ КОМПАНИИ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ ............................... 330

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ АУДИТ НА ПРЕДПРИЯТИЯХ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ. ОЦЕНКА ТЕХНИЧЕСКОГО УРОВНЯ ПРОИЗВОДСТВА. ................................. 332

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ТРУДОВЫХ РЕСУРСОВ ........................................................................ 333

УПРАВЛЕНИЕ ПРОЦЕССАМИ ОСВОЕНИЯ НОВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ В МАШИНОСТРОЕНИИ В УСЛОВИЯХ ДОЛГОСРОЧНОГО ПЛАНИРОВАНИЯ ПРОИЗВОДСТВА .............. 334

21

КОНЦЕПЦИЯ СОЗДАНИЯ ИНЖИНИРИНГОВОГО НАУЧНО-ОБРАЗОВАТЕЛЬНОГО ЦЕНТРА НА ГОЛОВНОМ ПЕРЕДПРИЯТИИ ОАО «КТРВ» ............................................................ 335

ПРЕДПОСЫЛКИ ВНЕДРЕНИЯ ПРИНЦИПОВ ОТКРЫТЫХ ИННОВАЦИЙ В ОРГАНИЗАЦИЯХРАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ............................................................................ 336 УЧАСТНИКИ КОНКУРСА .................................................................. 341

22

1. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА»

23

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ОСЕВОГО ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ЛЕПЕСТКОВОГО ПОДШИПНИКА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ

МОМЕНТНОЙ ТЕОРИИ ОБОЛОЧЕК Ремская И.В.

ОАО НПО «Наука», г. Москва, Россия

В настоящее время во всех зарубежных самолетах и части отечественных, таких как Ту–334, Ту–204, Ту–214, используются системы кондиционирования воздуха с турбомашинами на газодинамических лепестковых опорах.

Известно много разнообразных конструкций осевых лепестковых подшипников, однако наибольшее распространение имеет подшипник с неперекрывающимися лепестками, так как он обладает большей несущей способностью по сравнению с другими.

Литературно-патентный обзор показал, что на сегодняшний момент существует две методики расчета осевых лепестковых подшипников [1] и [2]. Методика [2] посвящена расчету лепесткового подпятника с перекрывающимися лепестками без дополнительных упругих элементов, методика [1] также моделирует подпятник с перекрывающимися лепестками, но с пружинами арочного типа. Таким образом, данные методики невозможно применить к подпятнику с неперекрывающимися лепестками, поскольку в такой конструкции лепестки друг с другом не взаимодействуют. Еще одним существенным недостатком этих методик является то, что перемещения лепестка определяются как перемещения упругой балки, то есть рассматривается плоская задача. Многочисленные экспериментальные исследования показали, что в осевом газодинамическом лепестковом подшипнике после приложения объемной нагрузки рабочая поверхность лепестка приобретает «ложкообразную» форму, следовательно, необходимо рассматривать объемную задачу.

Основной характеристикой газодинамического подшипника является его несущая способность, для определения которой необходимо знать распределение текущего давления в смазочном слое.

Для определения текущего давления в смазочном слое необходимо решить задачу ламинарного движения вязкого сжимаемого газа в профилированном канале, одна из границ которого является упругой. Данная задача решается методом итераций, состоящим из двух этапов: определение поля давления и определение перемещений лепестка под действием этого давления.

Распределение давления в смазочном слое описывает стационарное уравнение Рейнольдса.

В осевом подшипнике область течения газа в плане имеет форму сектора. Однако решение уравнения Рейнольдса в декартовых

24

координатах менее трудоемко, чем в полярных, также удобнее пользоваться прямоугольной областью распределения давления, чем областью в виде сектора при расчете перемещений лепестка. Методика перехода от сектора к прямоугольной области изложена в работе [1] и заключается в замене числа сжимаемости эквивалентным.

Уравнение Рейнольдса наиболее часто решается при помощи численных методов, широко описанных в литературе.

Высота смазочного слоя, входящая в уравнение Рейнольдса, определяется двумя составляющими: начальным зазором между пятой и лепестком при невращающемся вале и величиной прогиба лепестка после приложения объемной нагрузки (давление газа).

Лепесток можно описать как цилиндрическую поверхность шириной равной ширине лепестка по среднему радиусу и длиной, равной длине лепестка.

Для определения прогиба лепестка применим моментную теорию расчета открытых цилиндрических оболочек. Исходную систему уравнений, содержащую уравнения равновесия, геометрические и физические уравнения, можно преобразовать таким образом, чтобы в качестве неизвестных выступали перемещения вдоль осей координат. В результате решения полученной системы уравнений совместно с граничными условиями получаем значения прогибов лепестка.

Таким образом, при решении методом итераций уравнения Рейнольдса и уравнения высоты смазочного слоя, включающем систему уравнений для определения прогибов лепестка, можно определить поле давления в смазочном слое и несущую способность осевого газодинамического лепесткового подшипника.

ЛИТЕРАТУРА [1] Ю. И. Ермилов. Теоретическое и экспериментальное определение

предельной несущей способности осевых лепестковых газодинамических подшипников. Дис. к.т.н., Москва, 2005.

[2] А. И. Самсонов. Подшипники с газовой смазкой для турбомашин: Учеб. пособие. – Владивосток: Изд-во ДВГТУ, 1996. – 112 с.

[3] Н. В. Колкунов. Основы расчета упругих оболочек. – М.: Высшая школа, 1963. – 278 с.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Агаев Р.Н., Агаев З.Н., Орлов И.И. ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и

Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является создание беспилотного летательного аппарата (БПЛА) стратегического

25

назначения с большой продолжительностью полета, который в свою очередь включает два основных подкласса летательных аппаратов (ЛА) – средневысотные и высотные БПЛА.

Целью работы является разработка БПЛА для ВВС позволяющего осуществлять разведывательные операции на больших удалениях от аэродрома базирования, как в мирное, так и военное время, а также выполнять следующие задачи:

1. Разведывательные: – рекогносцировка местности; – ведение воздушной разведки; – получение оперативной информации о положении и передвижений

противника в ходе боевых действий; – мониторинг мест нахождения мобильных террористических групп и

маршрутов их передвижения. 2. Планирования и проведения ударных операций: – уничтожения танков и мотопехоты противника на марше и в районе

ее сосредоточения; – лазерная подсветка цели; – определение координат баз боевиков, скопление живой силы и

техники и их уничтожение. 3. Выполнение специальных задач: – подавление электронных систем зашиты; – обнаружение запасов отравляющих веществ, радиационных

материалов и минных полей; – ретрансляция связи; – участие в геологических исследованиях; – предупреждение лесных пожаров; – контроль за состоянием нефтепроводов и газопроводов с

применением специальных сенсоров для обнаружения утечек. В работе рассмотрен комплекс стратегического БПЛА функционально

состоящий из взаимосвязанных элементов, таких как инженерно-авиационное обеспечение (ИАО), аэродромно-техническое обеспечение (АТО), наземная система управления (НСУ) и ЛА. В отношении НСУ предлагается в состав наземного комплекса БПЛА включить: наземные пункты управления (НПУ) и обработки информации, пункт обеспечения взлета и посадки (ПВП), а также оборудование для технического обслуживания БПЛА.

Также в работе рассмотрены варианты полезной нагрузки БПЛА (фото и видеооборудование и авиационные средства поражения) и система технической эксплуатации беспилотного ЛА (организационно-штатная структура авиационной эскадрильи).

26

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ РЕНТГЕНОВСКОГО МЕТОДА НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ

МНОГОСЛОЙНЫХ ДЕТАЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Заец Н.П., Крылов А.А. ВУНЦ ВВС «ВВА», г. Воронеж, Россия

Научная работа «Повышение эффективности рентгеновского метода неразрушающего контроля при определении технического состояния многослойных деталей воздушных судов военного назначения» выполнена на20 страницах. В работе имеются: 6 рисунков,ссылки на 4 источника информации.

В работе дан обзор и краткая характеристика особенностей применения методов неразрушающего контроля при техническом обслуживании и ремонте многослойных деталей воздушных судов военного назначения на примере самолёта МиГ-29.Отдельно рассмотрены их достоинства и недостатки.

Выполнен анализ особенностей конструкции планера самолёта МиГ-29, а именно руля направления, стабилизатора, элерона и закрылка.

Основной частью научной работы «Повышение эффективности рентгеновского метода неразрушающего контроля при определении технического состояния многослойных деталей воздушных судов военного назначения» является разработка методики рентгеноскопического контроля деталей с сотовым заполнителем самолета Миг-29 с использованием установки «Норка» и рекомендации по выполнению неразрушающего (рентгеноскопического) контроля деталей с сотовым заполнителем самолета МиГ-29.

ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНАЯ КРУПНОМАСШТАБНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ДЛЯ СТЕНДА С ТРЕМЯ

СТЕПЕНЯМИ СВОБОДЫ В АДТ Т−104 Акимов Н.Б., Григорьев И.В., Копылов А.А., Левицкий А.В., Розин И.В.,

Руденко Д.С., Севостьянов С.Я. ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт им.

Н.Е. Жуковского», г. Жуковский, Россия

К современным самолетам предъявляются высокие требования по устойчивости и управляемости на больших углах атаки. Такие режимы полета самолета близки к предельным, и здесь происходит значительное ухудшение устойчивости и управляемости, из-за срывов потока на планере.

27

В этой связи возникает необходимость создания и отладки алгоритмов улучшения устойчивости и управляемости движения самолета на больших углах атаки. В настоящее время ведется работа в данном направлении. Частью работы является проведение испытаний в аэродинамической трубе Т−104 динамически подобной крупномасштабной аэродинамической модели самолета. Модель предназначена для испытаний в аэродинамической трубе АДТ Т−104 в диапазоне чисел Маха от М = 0 до М = 0,15.

Модель устанавливается на трехстепенной шарнир, расположенный в рабочей части трубы, который позволяет свободно вращаться модели вокруг трех осей на заданные углы. Для вывода модели на заданные углы во время испытаний, оператор отклоняет рулевые поверхности модели при помощи системы дистанционного управления.

Модель спроектирована в масштабе М 1:5 с учетом соблюдения аэродинамического и динамического подобия моделируемому самолету. Для этого значения моментов инерции модели относительно трех осей, не отличаются больше чем на 5 % от заданных, центр масс модели совпадает с центром вращения шарнира и находится в определенном месте модели подобно расположению центра масс натурного самолета с учетом масштабного фактора. Значение массы модели находится в заданных пределах. Модель оборудуется внутримодельной инерциальной измерительной управляющей системой. Отклонение рулевых поверхностей осуществляется сервоприводами. Рулевые поверхности соединены с сервоприводами посредством трансмиссии.

Таким образом, испытания на модели динамически подобной моделируемому самолету решаются задачи по созданию и отладки алгоритмов улучшения устойчивости и управляемости самолета. Это позволяет получить новые, более эффективные методы пилотирования самолета на больших углах атаки.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ КРУПНОМАСШТАБНЫХ МОДЕЛЕЙ САМОЛЁТОВ ДЛЯ

ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ НА ПРИМЕРЕ ТИПОВОЙ

МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЁТА Григорьев И.В., Громышков А.Д., Жирихин, К.В., Левицкий А.В.,

Руденко Д.С., Шардин А.О., Юстус А.А. ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт им.

Н.Е. Жуковского», г. Жуковский, Россия

При создании пассажирского самолета необходимым требованием является проведение многочисленных стендовых испытаний для отработки всех систем самолёта. Наряду с ресурсными, предполётными

28

и полётными испытаниями готовых опытных образцов самолётов, предварительно, на всех этапах от формирования облика будущего самолёта и до ввода его в эксплуатацию, силами ЦАГИ проводятся циклы аэродинамических испытаний на моделях разрабатываемого самолёта. Основная цель аэродинамических испытаний состоит в оценке аэродинамической компоновки самолета путём определения его аэродинамических характеристик. Данные испытания проводятся в аэродинамических трубах. Для всестороннего исследования требуется провести широкий спектр различных видов испытаний, для чего приходится создавать ряд аэродинамических моделей самолёта, существенно отличающихся между собой как по масштабу, так и по своей конструкции.

Одними из таких моделей являются крупномасштабные аэродинамические модели, способные имитировать ряд систем реального самолёта, вследствие чего являющимися, с одной стороны, достаточно высокоинформативными, а с другой, существенно трудоёмкими в проектировании и производстве.

Так же важным преимуществом таких моделей перед моделями меньших масштабов является возможность получить наиболее точные аэродинамические характеристики за счет использования масштабного фактора. Благодаря большому масштабу модели мы имеем возможность более подробно исследовать малоразмерные элементы самолёта (пилоны, обтекатели, шасси, створки шасси и др.) и их влияние на аэродинамику самолета в целом. Размеры модели также позволяют использовать систему дистанционного управления отклоняемых органов.

В данной работе представлена конструкция крупномасштабной модели на примере спроектированной и изготовленной типовой модели пассажирского самолёта, предназначенной для испытаний в аэродинамической трубе АДТ Т−104 ЦАГИ.

Модель имеет следующие размеры: длина 4,5 метров, размах крыла 4 метра.

Модель предназначена для испытаний в режимах взлет-посадка в диапазоне чисел Маха М=0.15÷0.25 (скорость потока V=50÷80м/с).

Рассматриваемая модель позволяет решить ряд следующих задач: Определение суммарных аэродинамических сил и моментов,

действующих на всю модель так и отдельно на отклоняемые органы управления;

Исследование характеристик на критических и закритических углах атаки;

Определение аэродинамических сил и моментов действующих на створки шасси;

29

Исследования влияния струи газа двигателя на органы управления и механизацию самолета.

В конструкции модели, наряду с распространенными материалами как металлические сплавы 30ХГСА и Д16, широко применены легкие полимерные материалы.

ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ НАДЕЖНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА

Доманов И.Н., Завялик И.И., Тютнев Е.С., Фетисов Е.В. ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина»,

г. Воронеж, Россия

Научная работа «Исследования по повышению эксплуатационной надежности воздушного судна» выполнена на 22 страницах, состоит из трех основных разделов, имеется 3 рисунка, 3 таблицы.

Актуальность работы обусловлена необходимостью проведения мероприятий направленных на обеспечение эффективного удаления частиц загрязнений из диэлектрических жидких сред воздушных судов, на повышение конструкторского совершенства систем воздушных судов, а также отсутствием достаточно совершенных расчётно-аналитических методик оценки надежности летательного аппарата, учитывающих уровень надежности гидравлической системы, при изменении физико-химических свойств используемой гидравлической жидкости, и позволяющих проводить параметрические исследования влияния эксплуатационных загрязнений, поступающих в гидравлическую систему на безотказность воздушного судна в целом, в процессе эксплуатации, как для модернизируемых, так и для вновь создаваемых образцов авиационной техники.

В связи с этим в данной работе предлагается новый подход к оценке вероятности безотказной работы гидравлической системы воздушного судна.

При выполнении научной работы были решены следующие задачи: 1. Проведен сравнительный анализ существующих методов очистки

рабочих сред. 2. Предложено устройство очистки рабочих сред с использованием

силовых электрических полей. 3. Разработана методика оценки вероятности безотказной работы

гидравлической системы воздушного судна, с учетом эффективной работы системы очистки.

Достоверность результатов подтверждается непротиворечивостью их существующим ранее теориям, системным и комплексным подходом автора к анализу данных. Разработанным и реально действующим техническим устройством.

30

РАЗВИТИЕ ВЕРТОЛЁТНЫХ ПАССАЖИРОПЕРЕВОЗОК«UVLINES»- УРАЛЬСКИЕ

ВЕРТОЛЁТНЫЕ АВИАЛИНИИ Митрофанова В.И.

МАОУ «Лицей гуманитарных наук», г. Саратов, Россия

Такое средство передвижения, как вертолет до сих пор остается незаменимым транспортом в труднодоступных населенных пунктах, а в ближайшем будущем из-за нехватки способов передвижения без вертолета будет не обойтись и в крупнейших мегаполисах.

Считая направление развития вертолетных перевозок перспективным, я разработала проект авиакомпании «UVlines». Она основана на принципе частно-государственного партнерства. В качестве инструмента перевозки использует вертолеты ми -171 и разработанный конструкторским бюро компании вертолет «UVlines-1».

В качестве пилотного проекта развития вертолетных перевозок был выбран Уральский федеральный округ, из-за особенностей рельефа имеющий большое количество труднодоступных населенных пунктов.

Проект направлен на увеличение уровня мобильности населения России. В ходе его реализации планируется постройка сети вертолетных площадок, создание крупного вертолетного парка, проектирование и запуск производства пассажирского вертолета вместимостью 60 пассажиров.

Кроме перевозки людей, также рассматривается возможность перевозки груза.

Авиакомпания должна иметь единый центр управления, использовать в своей работе инновационные экономические схемы, быстро и качественно обслуживать клиентов, тщательно контролировать техническое состояние судна. Это позволит сделать вертолетные авиаперевозки для клиентов выгодными, комфортными, быстрыми и безопасными. Также с точки зрения пользовательских требований воздушный транспорт должен доставлять людей в населенные пункты, находящиеся максимально близко к месту назначения при любых погодных условиях, что практически невозможно осуществить на самолете.

В ходе работы над проектом, был проведен анализ Уральского, Поволжского и Северо-западного федерального округов с целью выявления самых проблемных регионов с точки зрения транспортной инфраструктуры, была спроектирована карта маршрутов.

В качестве примера приведу маршрут Пермь-Екатеринбург. Там, где на автомобиле пришлось бы ехать почти 5 часов, вертолету понадобится всего 50 минут.

31

После консультации с экспертами МАИ была создана стендовая модель пассажирского вертолета вместимостью 60 человек. Её вы можете посмотреть на выставке макетов.

Схема работы с клиентами достаточно проста. Заказ билетов будет осуществляться также как у многих авиакомпаний через систему Shabre.

В структуру UVlines должны входить отдел производства полетов, отдел технического обслуживания, отдел информационных технологий, маркетинга и корпоративной стратегии, отдел безопасности, департамент управления проектами и конструкторское бюро.

Бизнес-план компании содержит пять основных этапов ее создания. Доработка проекта в рабочей группе по развитию вертолетных перевозок, поиск инвесторов и регистрация компании, организация производства нового пассажирского вертолета, строительство вертодромов и закупка вертолетов, создание крупного вертолетного парка.

Также был проведен SWOT-анализ вертолетной авиакомпании, который показал, что основной проблемой перевозок на вертолетах является их экономичность. Поэтому следующим этапом развития проекта является поиск новых решений для увеличения рентабельности вертолетных перевозок.

Нашими потенциальными партнерами могут стать, авиационные заводы, строительные и проектно-инвестиционные компании, научно-исследовательские институты, федеральные и региональные органы государственной власти, энергетические компании.

В перспективе планируется создание сети вертолетных площадок по всей России, в том числе и в Центральной ее части.

ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ANSYS ДЛЯ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

СИСТЕМЫ «САМОЛЕТ – АСП» Макаров И.К. , Тупицын А.П.

ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

В процессе создания, производства и модернизации авиационной техники проводятся различные виды испытаний. Один из видов испытаний – продувки в аэродинамических трубах. Как правило, испытания сопровождаются большими временными, финансовыми и трудозатратами. Летные испытания, кроме того, не всегда безопасны.

Целью работы является создание и применение методик, позволяющих с минимальными затратами и с приемлемой для практики точностью рассчитать аэродинамические и моментные характеристики

32

сверхзвукового самолета и авиационного средства поражения (АСП) с учетом их взаимного влияния.

Достижение поставленной цели осуществляется путем применения расчетного комплекса ANSYS в дополнение к наземным и летным испытаниям авиационной техники. Программа позволяет решать широкий круг задач, включая проблемы аэродинамики (интерференционное взаимодействие самолета-носителя и подкрыльевого авиационного средства поражения) и прочности конструкции самолета.

В рамках данной работы, используя созданную методику, рассчитаны аэродинамические и моментные характеристики, как отдельных элементов самолета, так и самолета в целом. Кроме того, решена задачи по оценке величины интерференционных сил влияющих на АСП на различных режимах горизонтального сверхзвукового полета самолета с учетом различных положений АСП.

Величина интерференционной подъемной силы АСП, приблизительно равна его весу на высоте 10 километров и скоростях, соответствующих числам М=1,2…1,5. С ростом высоты и скорости величина интерференционной подъемной силы уменьшается. При скорости соответствующей М=2,5 относительная величина 05,0Y гп инт = (

АСПгп инт АСПгп инт /GY=Y ). Боковая интерференционная сила, имеет минимальные значения при скорости соответствующей М=1,5. С ростом скорости интерференционная боковая сила увеличивается.

Полученные результаты позволяют оценить влияние интерференционных сил, возникающих между самолетом и АСП, при различных режимах полета сверхзвукового самолета. Результаты, полученные с помощью разработанных методик можно использовать на этапах проектирования и модернизации самолета и АСП, при изучении динамических характеристик самолета с подкрыльевыми АСП, при изучении вопросов безопасности полетов и оценке боевой эффективности сверхзвуковых самолетов.

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УВОДА ОТ ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ С ПРОГНОЗИРОВАНИЕМ ВЫСОТЫ ЗАВЕРШЕНИЯ

МАНЕВРА Евдокимчик Е.А.

ОАО «Российская самолетостроительная корпорация «МиГ», г. Москва, Россия

При выполнении полетов на средних и малых высотах, в простых и сложных метеоусловиях возникают ситуации, когда в условиях острого дефицита времени летчик может ввести самолет в нисходящий маневр,

33

который невозможно завершить без пересечения опасной высоты полета. Необходимость постоянного контроля опасной высоты повышает нагрузку на летчика, отвлекая его от выполнения конкретной задачи, тем самым снижается эффективность ее выполнения.

Известны системы предупреждения столкновения летательных аппаратов (ЛА) с землей, основанные на прогнозировании траектории движения ЛА (как без учета, так и с учетом текущего динамического состояния) и формировании безопасного коридора. Применение указанного подхода для высокоманевренных ЛА ограниченно из-за их возможности выполнять интенсивные и сложно предсказуемые маневры, что приводит к необходимости расширения безопасного коридора и, как следствие, повышению вероятности выдачи ложных предупреждений. Известны системы предотвращения столкновения с землей, в которых вычисляют потерю высоты при включении автоматического увода, на ее основе вычисляют высоту включения автоматического увода и осуществляют автоматический увод от земли. При этом учитываются параметры движения, допустимое значение перегрузки и др. Потеря высоты при включении автоматического увода вычисляется как некоторая функция от параметров движения. Недостатком указанных систем является то, что потеря высоты определяется на момент включения автоматического увода и не учитываются изменения в располагаемой и допустимой перегрузках, которые могут возникнуть в процессе автоматического увода, в результате чего возможно существенное снижение ЛА ниже опасной высоты.

Предложена система автоматического увода от опасной высоты, формирующая команду «Увод» на основании интегрирования упрощенных дифференциальных уравнений движения ЛА. Указанный подход позволяет осуществить прогнозирование высоты завершения маневра увода с учетом динамики изменения параметров движения ЛА, таких как скорость и другие, от которых зависит располагаемая и допустимая перегрузки, что позволяет учесть изменение указанных величин в процессе автоматического увода.

Формирование команды «Увод» осуществляется при равенстве высоты завершения маневра опасной высоте. После появления команды «Увод» осуществляется отработка заданной перегрузки и обнуление крена; после изменения знака вертикальной скорости с отрицательного на положительный формирование заданной перегрузки осуществляется по алгоритму стабилизации угла наклона траектории до пересечения высоты, превышающей опасную на 50 м; после этого команда «Увод» снимается и осуществляется приведения летательного аппарата к горизонту с дальнейшим переходом в режим стабилизации высоты.

34

Результатом работы является минимизация области срабатывания автоматического увода и повышение безопасности полетов вблизи земли. В результате работы определены параметры предлагаемой системы для самолета МиГ-29К (КУБ). По результатам математического моделирования система показала приемлемую работоспособность. В настоящее время система проходит стендовые испытания.

УСТРОЙСТВО ЗАГРУЗОЧНОЕ Арион С.И.

ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение» г. Королёв Московской обл., Россия

В связи с тем, что выгрузка из тары проверяемого изделия весом около 50 кг, его транспортирование к проверочному стенду, ориентация базовых и сопрягаемых поверхностей изделия и стенда, закрепление изделия на стенде осуществляется вручную группой работников из 4(5) человек. С целью достижения безопасных условий труда, исключения травматизма, снижения трудозатрат, предотвращения недопустимых механических повреждений проверяемого изделия предлагается использовать «Устройство загрузочное».

На данный момент времени устройство загрузочное уже изготовлено и смонтировано, а на его конструкцию оформляется патент на полезную модель.

ПРОГРАММНО-МОДЕЛИРУЮЩИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПОЛУНАТУРНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ

МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА Костин П.С., Верещагин Ю.О., Волошин В.А.

ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является комплекс моделей динамики полета с учетом особенностей функционирования комплексной системы управления самолетом и информационного поля кабины, соответствующих самолету Як-130, а так же закабинной обстановки в составе программно-моделирующего комплекса, с использованием пилотажного стенда.

Целью исследований является разработка инструментария для инженеров-испытателей, инженеров–исследователей для научно-методического сопровождения процесса летных испытаний и эффективной эксплуатации самолета Як-130, а так же для улучшения характеристик управляемости самолета при наличии несимметричных внешних подвесок за счет применения адаптивного алгоритма в системе управления.

35

В процессе выполнения работы были синтезированы математические модели динамики пространственного движения самолета, информационного поля кабины и закабинной обстановки в составе программно-моделирующего комплекса для полунатурного моделирования динамики маневренного самолета на пилотажном стенде, разработан адаптивный алгоритм управления поперечным движением самолета на основе идентификации ряда аэродинамических характеристик самолета в режиме реального времени, приведены результаты математического и полунатурного моделирования на пилотажном стенде, а также оценка адекватности математической модели динамики самолета Як-130.

Созданный программно-моделирующий комплекс используется в 929 ГЛИЦ им. В.П. Чкалова (г. Ахтубинск) для решения исследовательских задач в области летных испытаний и подготовки авиационных специалистов, в ОАО «ОКБ им. А.С. Яковлева» для исследования летно-технических и пилотажных характеристик в процессе сопровождения специальных летных испытаний и подготовке комплексов пилотажа, в Московском авиационном институте (Национальном исследовательском университете) и в ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж) для сопровождения учебного процесса и выполнения научно-исследовательских работ.

МЕТОДОЛОГИЯ АНАЛИЗА СРЕДЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАПРАВЛЕНИЙ ОПТИМИЗАЦИИ

ОБЛИКА АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМ Зурабьян Н.И.

ФГУП «ГосНИИАС» г. Москва, Россия

Разработка и создание перспективных авиационных систем требует все более совершенного модельного аппарата для оптимизации большого количества параметров, характеризующих их облик. При этом для получения объективных результатов необходим учет многих факторов, некоторые из которых современные методики не учитывают.

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является модельный аппарат Data Envelopment Analysis, в России известный, как Анализ Среды Функционирования (АСФ).

Модели АСФ базируются на методах математического программирования, теории производственных функций, модели производства Леонтьева и принципе оптимальности Парето. Каждая система рассматривается в виде совокупности векторов входных и выходных переменных. Через установку взаимосвязи между этими векторами аппарат позволяет находить пути повышения эффективности функционирования сложной системы, сравнивать системы между собой, а также рассчитывать важнейшие количественные и качественные

36

параметры систем. Помимо этого, аппарат дает возможность на основании анализа функционирования множества однотипных систем определить степень важности для каждого входного или выходного параметра. При таком подходе мера эффективности имеет наглядный экономический смысл, что особенно актуально в условиях рыночной экономики.

Целью работы является формулировка принципов, руководствуясь которыми становится возможным преодоление основным проблем, связанных с применением аппарата АСФ для анализа эффективности сложных систем, для последующего поиска на основе методологии АСФ направлений оптимизации облика авиационных систем.

В процессе выполнения конкурсной работы выявлены основные преимущества использования аппарата АСФ для анализа эффективности авиационных систем. Кроме этого, проанализирован зарубежный опыт применения аппарата в области авиации.

На основании результатов анализа основных моделей АСФ и опыта применения аппарата в авиационной отрасли сформулирован принцип агрегирования данных о системе в исходные данные для моделей АСФ, а также выбрана базовая модель для поиска направлений оптимизации облика авиационных систем.

Полученные в рамках конкурсной работы результаты могут лечь в основу комплексной методики оптимизации облика авиационных систем, в основе которой будет лежать модельный аппарат АСФ.

РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ДЕТЕКТИРОВАНИЯ И АНАЛИЗА ГРУБЫХ ПОСАДОК САМОЛЁТА НА ОСНОВЕ ЧИСЛЕННОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОИСШЕСТВИЯ Рыбин А.В.

ОАО «Туполев», г. Москва, Россия

Распространённая на сегодняшний день методика оценки повреждений и принятия решения о дальнейшей судьбе самолёта после совершения им грубой посадки основывается на двух параметрах (перегрузка в центре тяжести и посадочная масса). Такой подход требует значительного усовершенствования, ввиду того, что в некоторых случаях сложная комбинация нагрузок может привести к наступлению предельного состояния отдельных узлов и агрегатов самолёта при уровне вертикальной перегрузки в центре тяжести ниже предельной.

В работе представлено существенное усовершенствование методики определения повреждений введением в рассмотрение широкого спектра параметров, определяющих условия приземления (поступательные и угловые скорости, ориентация самолёта, вес и центровка и др.). Метод

37

разрабатывается и тестируется на основе упруго-массовой модели самолёта Ту-204СМ, с учётом всех существенных нелинейных процессов в системе амортизации. Расчёты выполнены в системе MSC.Adams.

Основной целью работы является получение на основе анализа широкого спектра расчётных случаев зависимости нагрузок от условий приземления.Такая зависимость позволит надёжнее выявлять повреждённость элементов конструкции планера по данным МСРП непосредственно после приземления без привлечения разработчика и необходимости проведения численного моделирования инцидента, что значительно повысит оперативность принятия решений и эффективность эксплуатации воздушного судна.

РАСЧЕТ ФЛАТТЕРА КРЫЛА БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПАКЕТАКОНЕЧНОЭЛЕМЕНТНОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ Тихонов А.А., Алексушин С.В.

ГосМКБ «Радуга» имени А.Я.Березняка, г.Дубна, Россия

В настоящей работе рассмотрена задача расчета флаттера крыла большого удлинения двумя методами: согласно «методики расчета на флаттер стреловидного крыла большого удлинения в дозвуковом потоке»[1], и в конечноэлементном (КЭ) комплексе, где была построена объёмная модель консоли крыла. Большую трудоемкость при традиционном подходе к расчету имеет написание и составление уравнений движения динамически подобной конструкции, и составление компьютерной программы. Использование же современных средств твердотельного моделирования вместе с коммерческими пакетами построения и анализа конечно элементной модели, позволяет существенно ускорить и упростить расчет на флаттер консолей крыла и оперения самолетов и ракет. Работа с трехмерной моделью конструкции позволяет моделировать условия закрепления, как всего агрегата, так и отдельных его частей, вплоть до соединения деталей с помощью крепёжных элементов(болтов, винтов).Результаты расчета можно представить в наглядной форме непосредственно на модели,показать напряжения, деформации, перемещения и многое другое в зависимости от поставленной задачи.Так же для построенной один раз трехмерной,КЭ модели можно провести множество расчетов для моделирования различных случаев эксплуатации, не строя ее заново.

При расчете методом, описанным в [1], проводилась замена объёмной конструкции крыла на балку, работающую на изгиб и кручение. Ось балки считалась совпадающей с осью жесткости крыла. Упругие свойства крыла кроме положения оси жесткости характеризуются также

38

распределением по длине изгибной и крутильной жесткостей. Расчет выполнялся методом конечных элементов, для чего консоль крыла вдоль оси жесткости делится узловыми точками на некоторое число участков. Каждому узлу приписывается три степени свободы: перемещение перпендикулярно плоскости крыла, поворот вокруг оси жесткости. Распределенные по крылу аэродинамические силы приводятся к узловым точкам в виде сосредоточенных сил и моментов, которые вычисляются с помощью соотношений для погонных аэродинамических сил и моментов, полученных на основе теории скользящего крыла. Согласно этой теории распределение аэродинамических сил по размаху крыла равномерное.

Для следующего расчета в пакете PATRAN объемная геометрическая модель крыла была импортирована в формате PARASOLIDи обработана для построения сетки КЭ. На основе импортированной геометрии создана аэроупругая модель крыла, включающая в себя объёмную упруго-массовую модель конструкции крыла и несущие поверхности, определяющие аэродинамические силы, действующие на упругую конструкцию. Аэродинамические силы определялись методом дипольных решёток, реализованным в программе NASTRAN.

Далее проводилась идентификация математической модели по результатам натурныхчастотных испытаний. Определение частот и форм колебаний крыла выполнялось резонансным методом, для этого крыло жёстко закреплялось с помощью приспособления и возбуждались колебания электродинамическимсиловозбудителем в интересующем диапазоне частот. Частоты и формы определялись с помощью специального программного обеспечения на основе измерений с датчиков ускорений, расположенных в разных точках крыла,для получения картины форм колеблющегося крыла.В результате идентификации методом подбора параметров конечноэлементных моделей было получено хорошее сходство частот и форм колебаний при идентификации расчетных моделей. И показано, что возможности идентификации объемной модели гораздо шире,это позволяет более точно привести математическую модель к реальному объекту исследования.

Проведённая работа показала, что использование КЭ комплексов позволяет на ранних стадиях создания проекта смоделировать нагрузки в процессе эксплуатации и жизненных циклах изделия, провести расчёт флаттера и статической аэроупругости, и при необходимости внести изменения в конструкцию на стадии разработки проекта. Наличие в объёмной конечноэлементной модели консоли крыла параметров, непосредственно моделирующих такие конструктивные параметры, как толщина обшивки, стенок и полок лонжерона, материалы, из которых

39

изготовлены конструктивные элементы крыла, позволяет исследовать различные варианты компоновок крыла с целью создания оптимальной конструкции ещё задолго до проведения частотных испытаний. Наличие подробных моделей для расчёта аэроупругости крыла ещё на этапе выпуска конструкторской документации позволяет уменьшить риск ошибок при проектировании, приводящих к тому, что на этапе изготовления опытных образцов после частотных испытаний не обеспечивается безопасность от флаттера и дивергенции.

ЛИТЕРАТУРА [1] "Методика расчёта на флаттер стреловидного крыла большого

удлинения в дозвуковом потоке", автор Моргунов С.В, 2005 г., разработка МКБ «Радуга».

ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММНОГО ИМИТАТОРА КОМПЛЕКСА БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ДЛЯ ОБУЧЕНИЯ СТУДЕНТОВ

АВИАЦИОННЫХ ВУЗОВ И РАЗРАБОТЧИКОВ ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ДЛЯ ВСТРОЕННЫХ СИСТЕМ Шиповский А.Г., Баранов П.А., Алексеев А.Н., Мезенцев И.А.

ОАО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро», г. Раменское Московской обл., Россия

Разработан программный имитатор (ПИ) комплекса бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) летательного аппарата. Программный имитатор представляет собой, связанные по линиям Ethernet, программные модели (имитаторы) систем комплекса БРЭО, выполненные на основе штатного (или близкого к штатному) ПО, с использованием персонального компьютера (ПК) в качестве вычислительной среды.

Для программной имитации ПО бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), входящей в состав комплекса БРЭО, был выполнен перенос штатного ПО с аппаратной платформы БЦВМ на платформу ПК.

При проектировании штатного ПО комплекса БРЭО использовался метод структуризации ПО, т.е. представление его в виде иерархически организованной структуры, состоящей из программных модулей, интерфейс которых спроектирован по стандартным правилам обмена информационными модулями.

Представленная структура ПО в совокупности с ПИ любого летательного аппарата (ЛА) обеспечивают решение таких задач как:

– обучение будущих разработчиков ПО для встраиваемых систем; – дополнительный опыт и практика при работах в рамках НИР и

ОКР;

40

– демонстрация результатов собственных разработок и решений.

ЗАДЕЛКА ВЫВОДОВ МЕТАЛЛИЗАЦИИ ЭКРАНИРОВАННЫХ ПРОВОДОВ ПРИПОЕЧНЫМИ МУФТАМИ

Токарева И.А., Синельников Е.В. ОАО «Воронежское акционерное самолётостроительное общество»,

г. Воронеж, Россия

Бортовая сеть самолета является частью его системы электроснабжения и включает в себя линии передачи электроэнергии, коммутационную и защитную аппаратуру и распределительные устройства. По исполнению бортовая сеть самолета представляет собой сложную, широко разветвленную систему электрожгутов, выполненную с учётом многочисленных требований высокой надёжности и долговечности, с применением высококачественных материалов и изделий. Изготовление компонентов и монтаж бортовой сети при изготовлении самолета считается одной из самых сложных и дорогостоящих операций производства.

Технический прогресс в авиастроении неразрывно связан с постоянным совершенствованием процессов производства. Процесс изготовления электрожгутов занимает немало важное место в ряде технологических процессов, используемых при производстве самолета.

В рамках данной конкурсной работы рассмотрено совершенствование действующей технологии процесса заделки выводов металлизации экранированных проводов припоечными муфтами. К основным задачам конкурсной работы следует отнести: экономию материальных ресурсов, снижение трудоемкости, улучшение качества продукции, повышение ее надежности и безопасности эксплуатации.

Показано, что способность к облуживанию (пайке) медных проводов с никелевым покрытием зависит от чистоты химического состава никелевого покрытия. Полученные данные показали нестабильность химического состава. Установлено, что примеси, входящие в состав никелевого покрытия, являются причиной плохой паяемости проводов.

В процессе выполнения конкурсной работы приведены результаты по заделке выводов металлизации экранированных проводов припоечными муфтами по нескольким вариантам с целью определения наиболее оптимальной технологии, обеспечивающей качественное паяное соединение.

Проведен анализ статистических данных по усилиям разрыва провода металлизации и пряди экрана на основании механических испытаний заделок, а также данных визуального контроля на основании металлографических исследований.

41

По результатам проведенной нами работы выполнено и внедрено в производство:

1) замена проводов на более технологичные провода с изменением чертежей;

2) снижены трудоемкость (предварительное лужение вывода металлизации и экранирующей оплетки) и материальные затраты при изготовлении контрольных образцов;

3) разработчиком внесены в инструкцию усилия разрыва провода металлизации (или пряди экрана) и заделки на основании полученных нами статистических данных;

4) скорректированы требования по контролю качества заделок проводов в припоечные муфты: введен контроль величины галтели;

5) откорректирован серийный технологический процесс; 6) уточнены технологические указания по изготовлению шлифов для

металлографического контроля заделки проводов припоечными муфтами.

УПРАВЛЕНИЕ ТЕЧЕНИЯМИ В МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЦЕНТРОБЕЖНЫХ НАСОСАХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

С ПОМОЩЬЮ ИСКУССТВЕННОГО ПОДПОРА ПОТОКА Чепурных С.А.

Территориально обособленное подразделение АХК «Сухой» – Комсомольское-на-Амуре отделение «ОКБ Сухого», г. Комсомольск-на-

Амуре, Хабаровский край, Россия

Тема актуальна в рамках повышения эксплуатационных характеристик малоразмерных центробежных насосов летательных аппаратов методами теории управления пограничным слоем.

Кинематика течения в малоразмерных центробежных насосах (ЦН) ЛА, имеющих диаметр рабочего колеса менее 50 мм, отличается от течения в полноразмерных ЦН небольшими относительными скоростями потока. Указанный фактор приводит к росту относительной толщины пограничного слоя и неравномерности поля скоростей в потоке рабочего тела. Результатом становится неоптимальное распределение статического давления в каналах рабочего колеса насоса: падение давления в локальных зонах на входе и выравнивание давления на выходе рабочего колеса. В результате, ухудшаются антикавитационные качества, уменьшается коэффициент напора насоса. Требуются конструктивные решения, снижающие отрицательные последствия неравномерности поля скоростей и давлений.

Решение указанной проблемы возможно на основе типовой проточной формы, в которой используют устройства управления структурой потока. Способ является единственно возможным для

42

малоразмерных центробежных насосов ЛА, в силу их миниатюрности и невозможности 3D профилирования лопаток рабочего колеса, ширина которых бывает менее 3-х мм.

Перспективным для насосов, не требующим изменения конструкции насоса является метод турбулизации потока, осуществляемый с помощью преград (сетка, перфорированная перегородка, отдельно стоящие стержни и т.п.), устанавливаемых в межлопаточные каналы РК. Преграда, выполняя функции местного гидравлического сопротивления, генерирует дополнительный градиент статического давления перед своим фронтом, коротко подпор, который стимулирует растекание потока с неравномерным профилем скоростей перед преградой и выравниванием потока за преградой. Впервые, преграду в виде сетки предложила установить на периферию РК центробежного насоса научная группа из МАИ, возглавляемая проф. Овсянниковым Б.В. . Затем работы были продолжены в СибГАУ и в Комсомольском-на-Амуре государственном техническом университете.

Анализ расчётных данных показывает, что, начиная со значений коэффициента сопротивления ПП ξпп≥ 0.5…0.75 эффект растекания неравномерного потока вдоль фронта ПП усиливается. В приложении к энергетическим показателям, например, центробежных насосов, это означает рост коэффициента напора Н на 10%…15 % и выше.

Установка в центробежном колесе кольцевых перфорированных перегородок приводит к изменению гидравлических и динамических характеристик центробежного насоса.

На испытательном стенде проведены исследования энергетических и кавитационных характеристик малоразмерного центробежного насоса, в рабочем колесе которого установлена ПП, перекрывающая межлопаточные каналы.

Испытания проводились на рабочих колесах диаметром 50мм без ПП и с ПП, установленной на диаметре 25мм (коэффициент живого сечения ПП f=0,4103) для режима: число оборотов N=8000 об./мин, расход рабочего тела V =146⋅10-6 м3/с. Рабочее тело – вода.

Установка перфорированной перегородки в межлопаточном канале улучшила кавитационные характеристики рабочего колеса. Давление срыва Рср уменьшилось на 26 %.

Обобщение полученных результатов позволяет сделать вывод, что установка ПП в РК позволяет повысить антикавитационные качества малоразмерного центробежного насоса ЛА. Гидравлическое сопротивление, оказываемое ПП, генерирует дополнительный подпор в зоне локального падения статического давления во входной зоне РК и локализует кавитационные каверны.

43

ТЕХНОЛОГИЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЕ ОСНАЩЕНИЕ ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ОБТЕКАТЕЛЕЙ РЕЛЬС МЕХАНИЗМОВ

ЗАКРЫЛКОВ СРЕДНЕМАГИСТРАЛЬНОГО ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА МЕТОДОМ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ

ВЫКЛАДКИ Лялин А.А., Огурцов П.С.

ОАО «Воронежское акционерное самолетостроительное общество», г. Воронеж, Россия

На конкурсную работу представлен проект технологии и технологического оснащения для изготовления обтекателей рельс механизмов закрылков для среднемагистрального пассажирского самолета методом автоматизированной выкладки на станке Viper 1200.

Целью данной работы является разработка современной технологии и технологического оснащения для автоматизированной выкладки деталей типа обтекателей рельс механизмов закрылков на станке Viper 1200.

Задачи работы: – Разработка технологии автоматизированной выкладки-намотки

на станке Viper 1200. – Разработка проекта технологического оснащения. – Создание технологических электронных моделей для

разработки управляющих программ на станок Viper 1200. – Создание управляющих программ на станок Viper 1200 для

выкладки деталей. – Изготовление опытных образцов деталей по разработанной

технологии. В ходе выполнения работы проведен сравнительный анализ

технологий ручной и автоматизированной выкладки типовых деталей из ПКМ, разработан проект технологического оснащения для изготовления обтекателей рельс механизмов закрылков на станке Viper1200, созданы технологические электронные модели для написания управляющей программы на станок Viper 1200, проведен расчет загрузки станка для выполнения годовой программы в 60 самолетокомплектов в год. Предлагаемая технология и проект технологического оснащения могут использоваться как типовые для изготовления конструктивно-подобных деталей для самолетов SSJ-100, МС-21.

44

ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО СВОИМИ РУКАМИ Караханов А.Т.

МКОУ БСОШ№2, г. Бобров Научный руководитель Майсак М.В.,

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

С недавнего времени я начал увлекаться постройкой авиамоделей конструкции «летающее крыло». Эта аэродинамическая схема имеет свои плюсы и минусы. Основные плюсы: большая грузоподъёмность, большой диапазон скоростей, относительно небольшие габариты, отсутствие фюзеляжа и больших плоскостей управления, что снижает удельную массу планера и даёт возможность существенно увеличить массу полезной нагрузки. Недостатки схемы: небольшое удаление плоскостей управления от центра масс обусловливает их низкую эффективность, это делает самолёт очень неустойчивым («рыскливым») в полёте. Невозможность решить эту проблему до внедрения электродистанционных систем управления, автоматически поддерживающих прямолинейный полёт, привела к тому, что самолёты такой схемы до сих пор не получили массового распространения. В моей модели данная проблема была частично решена установкой винглетов, которые повысили курсовую устойчивость.

Данная разработка является не первой моей моделью по схеме «летающее крыло». В предыдущей модели имелись серьёзные недостатки, которые я пытался устранить.Первой и самой важной задачей было изменить профиль крыла, так как плоско-выпуклый профиль, который был применён на предыдущей модели, имел заострённую переднюю кромку, что плачевно сказывалось на скорости сваливания и манёвренности на малых скоростях.

Второй серьёзной задачей была модернизациясилового набора крыла. На предыдущей модели был лонжерон из фанеры, который одновременно создавал профиль крыла,а нервюры не применялись. Такая конструкция проста в изготовлении, и в тоже время позволяет получить не плохие лётные результаты, но в ходе эксплуатации выявляются её серьёзные недостатки.

Поэтому, в качестве цели работы я выбрал создание летающего крыла, которое будет изготовлено с учётом ошибок прошлой модели.

Изготовление началось с доработки конструкции на бумаге, т.е. выполнения чертежа. Для изготовления композиционного лонжерона пенопластовая балка квадратного сечения была оклеена стеклотканью и пропитана эпоксидной смолой. Лонжерон имеет «А» образную форму. После того как лонжерон высох, к нему были приклеены нервюры, а к ним уже лобик крыла. В результате получился каркас модели.

45

Следующим этапом являлось изготовление обшивка крыла, установка всех органов управления и силовой установки. Двигатель закреплён к лонжерону, такое крепление достаточно прочное и в тоже время простое. Далее крыло было зашито сверху обшивкой.

Так как лонжерон оказался намного тяжелее, чем в предыдущей модели, и центр тяжести сместился назад, было решено компенсировать его вес путём смещенияаккумулятора вперёд на 150 мм. После всех окончательных доработок крыло было готово к первому полёту.

Для того чтобы понять, чем новая модель отличается от предыдущей, мне необходимо было провести элементарные исследования лётных характеристик. Самой главной характеристикой являлась скорость. Для определения максимальной скорости полёта был выбран участок в 20 метров, и измерялось время, за которое модель пролетала этот участок. Скорость составила около 10 м/с.

Следующий этап – аэродинамическое качество. Для этого модель в планерном режиме летела с высоты 3 метра, дальность планирования – 38,4 м. Аэродинамическое качество – 12,8.

Я доволен результатом своей работы, мне удалось усовершенствовать своё летающее крыло, что дало положительные и отрицательные результаты.

Удалось повысить прочность модели благодаря применению композитного лонжерона и силовому набору крыла, но это привело к значительному увеличению веса по сравнению с предыдущей моделью, что повлияло на летные качества. Но в тоже время новая модель успешно справляется со своими задачами, и усовершенствованный профиль крыла повысил устойчивость модели на малых скоростях.

Данная работа дала мне более глубокие знания о конструкции летающего крыла и его характеристиках.

В полёте модель показала хорошие лётные качества.Она устойчива к ветру, имеет большую максимальную скорость и обладает отличными планерными характеристиками.

ОЦЕНКА ИНДИКАТРИСЫ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫМИ СИСТЕМАМИ В НАЗЕМНЫХ И ЛЁТНЫХ

ЭКСПЕРИМЕНТАХ Якименко И.Н.

ФГУП «ГосНИИАС», г. Ахтубинск Астраханской обл., Россия

Для формирования базы исходных данных для проектируемых оптико-электронных прицельных систем предлагается проведение работ по замеру температурного распределения и расчёту силы излучения типовых воздушных целей (ВЦ). Указанные работы приобретают особую актуальность в виду проведения замеров в двух спектральных

46

диапазонах 3-5 и 8-14 мкм. Работы делятся на два основных этапа: наземная и лётная.

Наземный этап заключается в отработке методики оценки индикатрисы ВЦ в простых условиях. Цель располагается на удалении от измерителей и переводит режим работы двигателя (РРД) в «Максимал» или «Форсаж» (по заданию). Измерители располагаются на неизменном расстоянии от цели под ракурсами от 0° до 180° с шагом 10°. Таким образом, в результате расчётов силы излучения получаем индикатрису ВЦ в горизонтальной плоскости. Недостатком при данных расчётах является влияние земной поверхности на значения замеренной тепловизионными приборами (ТВП) радиационной температуры цели. Следующим этапом оценки индикатрисы ВЦ является проведение эксперимента при пролёте ВЦ над измерителями, расположенными на земле. Цель находится на высоте от 1000 до 2000 м на дальности до 10 км и движется прямолинейно с постоянной скоростью и высотой. Замеры производятся при приближении (ракурс 0°) и удалении цели (ракурс 180°). Таким образом, получаем приближённую индикатрису ВЦ в вертикальной плоскости.

Лётный этап проводится при расположении ТВП на ЛА на высоте от 3000 до 5000 м, также оценивается возможность установки ТВП на беспилотный летательный аппарат (БПЛА). Цель выполняет полёт на высотах от 6000 до 7000 м с маневрированием в вертикальной плоскости на дальности до 10 км под ракурсами от 0° до 180° при РРД «Максимал» или «Форсаж» (по заданию). Таким образом, в результате расчётов силы излучения получаем индикатрису ВЦ в вертикальной плоскости на разных дальностях и РРД ВЦ.

По расчётным данным наземной и летной части эксперимента при использовании специального программного обеспечения (СПО) составляется трёхмерная индикатриса ВЦ при заданных РРД. Таким образом, получаем двухспектральную ТП-картину типовой воздушной цели, подготавливаются данные для создания имитаторов ВЦ на стендах понунатурного и математического моделирования.

Создание базы данных температурных портретов типовых воздушных целей приводит к наращиванию возможностей боевых авиационных комплексов и стендов полунатурного и математического моделирования.

47

ПРОГНОЗИРОВАНИЕ ПРЕДЕЛА ВЫНОСЛИВОСТИ УПРОЧНЁННЫХ ДЕТАЛЕЙ СЛОЖНОЙ ФОРМЫ ПО

РЕЗУЛЬТАТАМ ИССЛЕДОВАНИЙ ОБРАЗЦА-СВИДЕТЕЛЯ Микушев Н.Н., Сургутанов Н.А., Сазанов В.В.,

Киселёв П.Е., Шляпников П.Е. Самарский государственный аэрокосмический университет, г. Самара,

Россия

В основе использования образцов-свидетелей лежит предположение о том, что обрабатываемые совместно деталь и образец-свидетель при ППД получают одинаковые первоначальные деформации. Были проведены исследования результатов испытаний на усталость и результатов экспериментального определения остаточных напряженийцилиндрических образцов из алюминиевого сплава Д16Т диаметром D = 10-40 мм и стали 30ХГСА диаметром D = 10-15 мм.

Гладкие образцы до нанесения надрезов подвергались гидродробеструйной обработке (ГДО) в течение 8 минут дробью диаметром 2 мм в среде масла при давлении 0,19 МПа (Д16Т) и 0,28 МПа (сталь 30ХГСА). В качестве образца-свидетеля при проведении исследований вышеуказанных партий образцов использовались цилиндрические втулки с размерами 51,5х45 мм/мм, которые обычно применяются для определения остаточных напряжений по толщине упрочнённого поверхностного слоя методом колец и полосок.

Расчётная часть исследований выполнялась методом конечно-элементного моделирования с использованием комплекса PATRAN/NASTRAN. Конечно-элементные модели в осесимметричном варианте представляли собой четверть сечения образца с наложением соответствующих граничных условий. Для моделирования применялся плоский треугольный элемент типа 2D-Solid с шестью узлами.

Моделирование остаточных напряжений по толщине упрочнённого поверхностного слоя осуществлялось методом термоупругости.

Следующий этап расчёта выполнялся на конечно-элементных моделях исследуемых гладких образцов по первоначальным деформациям образца-свидетеля. Известно, что при оценке приращения предела выносливости определяющими являются осевые остаточные напряжения. Поэтому сравнение расчётных и экспериментальных распределений остаточных напряжений по толщине упрочнённого поверхностного слоя для исследуемых образцов выполнялось по осевой компоненте.

На неупрочнённые и упрочнённые гладкие образцы перед испытаниями на усталость наносились круговые надрезы полукруглого

профиля радиуса R = 0,3 мм. Осевые zσ остаточные напряжения по

48

толщинеа наименьшего (опасного) сечения образцов с надрезами определялись аналитическим и численным методами с использованием расчётных распределений остаточных напряжений гладких образцов.

Расхождение по наибольшим значениям сжимающих остаточных напряжений в образцах с надрезами R = 0,3 мм, вычисленных по экспериментальным и расчётным распределениям остаточных напряжений гладких образцов, не превышает 6 %.

Используя результаты определения остаточных напряжений в образцах-свидетелях, представляется возможным прогнозировать предел выносливости поверхностно упрочнённых деталей в условиях концентрации напряжений с приемлемой для многоцикловой усталости точностью.

Выводы 1. Апробированный в настоящем исследовании метод расчёта

остаточных напряжений в цилиндрических деталях диаметром 10-40 мм из сплава Д16Т и 10-15 мм из стали 30ХГСА после гидродробеструйной обработки по первоначальным деформациям образца-свидетеля показал, что расхождение между расчётными и экспериментальными значениями остаточных напряжений в гладких деталях не превышает 7 %, в деталях с концентраторами – 8 %.

2. При оценке влияния упрочнения гидродробеструйной обработкой на многоцикловую усталость при изгибе деталей из сплава Д16Т и стали 30ХГСА с концентраторами установлено, что использование рассчитанных по первоначальным деформациям образца-свидетеля распределений остаточных напряжений позволяет прогнозировать приращение предела выносливости с точностью до 17%.

3. Для прогнозирования предела выносливости поверхностно упрочнённой детали с концентратором напряжений вначале необходимо определить первоначальные деформации образца-свидетеля, обработанного одновременно с упрочняемой деталью. По первоначальным деформациям образца-свидетеля производится расчёт остаточных напряжений в опасном сечении детали, с использованием которых вычисляется приращение предела выносливости поверхностно упрочнённой детали.

ВЛИЯНИЕ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТА

Морозова А.А. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Для любой техники, а тем более такой сложной, как авиационная, очень важна грамотная организация технического обслуживания.

49

Условия неудач технического обслуживания могут возникнуть задолго до их проявления. В отличие от летных экипажей, которые в реальном времени чувствуют совершение своих ошибок, технический персонал выявляет ошибки только после их происшествия. Дополнительный потенциал риска могут создавать условия, в которых проводятся работы и человеческий фактор, который имеет непосредственное отношение к техническому обслуживанию самолетов.

Целью данной работы является дать общее представление о роли человеческого фактора при техническом обслуживании воздушного судна. Показать, как возможности человека могут повлиять на его деятельность и безопасность в определенных условиях проведения технического обслуживания.

Обслуживающий персонал, условия работы, внедрение усовершенствованных средств автоматизации и организация работы – основные аспекты ЧФ, которые рассмотрены в данной работе. В каждом аспекте выявлены причины возникновения потенциальной угрозы и пути их предотвращения.

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ СПУТНОГО СЛЕДА ВИНТА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Архипов М.Е., Абрамова К.А.

Московский физико-технический институт (государственный университет),

г. Жуковский Московской обл., Россия

Со времен первого полета Wright Flyer перед учеными и инженерами авиационной отрасли встал вопрос о том, каким образом пропеллер влияет на отдельные части летательного аппарата. Этому вопросу посвящали свои труды Жуковский и Прандтль, этот вопрос до сих пор интересует многих, но окончательный ответ на него так и не найден.

С развитием вычислительных методов появилась возможность оценить интерференцию спутного следа пропеллера с отдельными частями ЛА.

Для расчетов была создана модель типового беспилотного летательного аппарата с V-образным оперением выполненного по двухмоторной схеме. Мощность расчетной сетки, описывающей модель, составила 30 млн ячеек, с Y+ от 0.1 до 0.5.

Численно моделировалось обтекание модели ЛА без винта и с активным диском, имитирующим винт на различных углах атаки. На активном диске моделировались граничные условия, повторяющие экспериментально полученные зависимости скорости от радиуса пропеллера (аксиальная, радиальная и угловая компоненты скоростей).

50

Для расчета было решено использовать модель турбулентности SST. На поверхности модели были установлены граничные условия прилипания.

Результаты показали существенное влияние спутного следа винта на аэродинамику крыла и оперения.

В области спутного следа пропеллера заметно изменился характер обтекания крыла, сильно изменяется местный угол атаки, что влечет за собой заметное изменение как интегральных характеристик крыла, так и полей давления и скорости.

Оперение находится в спутном следе пропеллера только на больших углах атаки, однако заметна интерференция полей течения по нижней поверхности оперения со спутным следом. Это приводит к изменению картины обтекания оперения и заметным подвижкам его аэродинамических характеристик, например, заметно изменился шарнирный момент действующий на органы управления на оперении.

ВЛИЯНИЕ ЭРГОНОМИКИ КАБИНЫ ЭКИПАЖА НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТА

Мартиросова К.И. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Мировое авиационное сообщество обеспокоено непрекращающимися авиационными катастрофами, которые уносят жизни людей и выводят из строя технику. Недостатки эргономического обеспечения ВС, которые закладываются при проектировании, конструировании и производстве АТ, усугубляют влияние человеческого фактора и приводят к необратимым последствиям.

В данной работе было рассмотрено: – Как эргономические недостатки могут стать причиной

авиационных происшествий; – Как несоблюдение требований эргономики и неучета

психофизиологии человека может привести к ЧС и вызвать АП; – Как несоблюдение эргономических требований приводит к

катастрофам на примере неправильного восприятия информационного обеспечения. Обобщение эргономических недостатков, выведение их в класс

«системных ошибок», а так же учет и устранение этих ошибок на этапах проектирования, конструирования и производства поможет предотвратить многие авиационные происшествия и катастрофы, поможет сохранить человеческие жизни и технику.

51

ВЛИЯНИЕ МАХОВЫХ ДВИЖЕНИЙ ЖЕСТКОЙ ЛОПАСТИ С УПРУГОЙ ВТУЛКОЙ НА ДИНАМИЧЕСКУЮ

УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ

Николаев Е.И., Пантюхин К.Н. ОАО «Казанский вертолётный завод», г. Казань, Россия

В данной работе рассматривается динамическая устойчивость одновинтового вертолета на земле, при раскрутке несущего винта, корпус вертолета имеет шесть степеней свободы. Учитывается маховое движение и качание лопастей относительно горизонтального и вертикального шарниров. Принимаются во внимание только инерционные силы. Исследуется влияние махового движения и качания лопасти (как совместно, так и раздельно в каждой плоскости) на возникновение зон неустойчивости вертолета. В заключение работы проводится сравнение полученных результатов с методом разработанным Р. Колеманом, в которой рассматривается устойчивость идеализированной механической системы (винт на упругом основании) с одной степенью свободы корпуса с количеством лопастей больше 3-х.

В представленной работе учитывается шесть степеней свободы корпуса, учитывается качание лопасти в плоскости диска и маховое движение лопасти. Для анализа устойчивости систему уравнений приведена к системе линейных алгебраических уравнений с постоянными коэффициентами. В представленном методе нетограничений по количеству лопасти, как в методе Р.Колемана.

Предлагаемый метод позволяет выявить дополнительные зоны неустойчивости, которые не определяет метод Р.Колемана.

ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ МЕЖДУ НЕСУЩИМИ ЭЛЕМЕНТАМИ

ВЕРТОЛЕТА НА РАЗЛИЧНЫХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА Николаев Е.И.1, Гаскаров М.З.1, 2

1ОАО «Казанский вертолетный завод», 2Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева

(КНИТУ-КАИ), Казань, Россия

В работе представлено исследование возможного влияния несущих поверхностей (несущего и рулевого винтов, оперения и корпуса) вертолета. Рассматривается полная вихревая модель вертолета АНСАТ в варианте дискретных вихревых рамок, разработанная под руководством С.М. Белоцерковского его учениками. Нелинейная нестационарная вихревая теория позволяет моделировать сложные взаимодействия вихревых систем на режимах горизонтального полета и при выполнении

52

различных маневров. При этом аэродинамические нагрузки на поверхностях вычисляются одновременно с моделированием формы пелены с учетом пространственного движения вертолета, маховых колебаний лопасти, влияние подстилающей поверхности.

Задача решена в предположении, что жидкость невязкая несжимаемая.

При моделировании режимов полета считается, что кинематические параметры и внешние условия известны, получены либо из результатов летных данных, либо заранее вычислены по программе расчета аэродинамики и динамики полета вертолета.

Численное решение задачи реализовано на языке С++, оформлена в виде пакета программ, позволяющих визуализировать картину обтекания, контролировать форму вихревого следа, полей скоростей и линии тока. Решение требует большой объём вычислений, поэтому применяется методика распараллеливания процесса решения для сокращения времени расчета.

В качестве результатов приведены зависимости распределения давления на лопастях несущего винта при прохождении лопасти под пеленой впереди идущей лопасти, изменение тяги лопасти в следе несущего винта, переменная нагрузки на оперение вследствие влияния несущего винта. Показано, что переменная нагрузка на хвостовой балке зависит от проходящей над балкой лопасти. Исследовано влияние земли на нагружение лопастей несущего винта.

МОДЕЛИРОВАНИЕ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА В ПРОГРАММНОМ КОМПЛЕКСЕ LMS AMESIM

Карасев Д.Ю., Корчагов М.Н., Сатин А.А. Филиал ОАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

Система кондиционирования воздуха (СКВ) является важной частью любого летательного аппарата (ЛА), поэтому к ней предъявляются высокие требования по части определения теплогидравлических характеристик входящих в нее агрегатов и систем управления этими агрегатами. Сложность современных СКВ подразумевает необходимость проведения совместных динамических расчетов всех входящих в нее систем. Разделение на тепловую, гидравлическую и задачу управления существенно затрудняет возможность оценить влияние отдельных агрегатов на общую систему. Данная проблема решается за счет математического моделирования агрегатов СКВ с помощью программных комплексов, позволяющих решать одновременно тепловую и гидравлическую задачи. Одним из таких программных комплексов и является LMS AMESim.

53

Программный комплекс LMS AMESim позволяет решать совместно тепловую и гидравлическую задачи, одновременно осуществляя управление агрегатами за счет простого математического описания. В каталоге программы также имеются готовые библиотеки агрегатов, которые можно использовать при моделировании системы.

В рамках апробации данного программного комплекса была разработана простейшая модель СКВ. Цель данной модели – создание динамической системы компонентов для отработки тепловых и гидравлических процессов, происходящих в компонентах системы, оценка работы СКВ и отдельных агрегатов. В модели были разработаны компоненты, описывающие работу основных агрегатов (теплообменники, турбохолодильник и т.д.), проведено моделирование теплового баланса кабины, которое включало тепловую нагрузку от солнечного излучения (включая отражение и преломление на стеклах «фонаря»), аэродинамического нагрева обшивки, от приборов и человека, также были разработаны простейшие элементы управления.

РАЗРАБОТКА ЛОГИКИ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМЫ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ РАЗВЕДКИ НА САМОЛЕТАХ МИГ-29М/М2

Обухов А.В., Сотников А.Е., Никифоров В.В. ОАО «Российская самолётостроительная корпорация «МиГ»,

г. Москва, Россия

Данная работа посвящена разработке логики применения системы оптико-электронной разведки (СОЭР) на самолёте МиГ-29М/М2.

Целью данной работы является создание логики применения системы СОЭР на самолёте МиГ-29М/М2, на основе которой в дальнейшем будет разрабатываться функциональное программное обеспечение.

В процессе создания логики были определены алгоритмы функционирования системы в составе бортового радиоэлектронного оборудования самолёта, разработаны вопросы взаимодействия с другими системами бортового оборудования, определена символика и алгоритмы представления лётчику информации от системы, разработано управление функциями системы СОЭР.

На основе разработанной логики в настоящее время дорабатывается функциональное программное обеспечение для отработки системы на стенде полунатурного моделирования ФГУП «ГосНИИАС» и последующей реализации на самолёте.

Ключевые слова: оптико-электронный, логика, угроза, обнаружение, информация, разведка, выживаемость, инфракрасный, лазер, ракета.

54

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ ФЛАПЕРОНА ПЕРСПЕКТИВНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ

Столяров Д.В., Буняева О.А., Поляков А.А. Филиал ОАО «Компания «Сухой» – ОКБ Сухого, г. Москва, Россия

Целью работы является разработка различных вариантов конструктивного исполнения флаперона в целом и отдельных стыков. На основании критериев минимальной массы, простоты изготовления и сборки были выбраны наилучшие конструктивные решения.

В статье рассматриваются различные варианты конструктивного исполнения агрегата типа флаперон, со схемой навески, представленной на рис.1. статьи. В отличие от традиционной, в заданной схеме расположения узлов плоскость кронштейна узла привода не совпадает ни с одной плоскостью узла навески. По этой причине, усилия от привода и реверсное усилие не лежат в одной плоскости, реверсное усилие распределяется между двумя соседними с кронштейном узлами. В связи с этим, необходимо проработать различные варианты конструкций агрегата и выбрать оптимальную, на основании критериев минимальной массы, простоты изготовления и сборки.

Рассматривались 2 основные схемы конструкции: незамкнутый сварной короб, закрытый с одной стороны панелью, и полностью сварной короб, к которому механически крепится сотоблок.

Первый более технологичен, однако неприемлем, ввиду того, что каждый перестык панели с коробом сказывается на весе всей конструкции. По этой причине был выбран второй вариант. В заданной схеме навески агрегата нужно так же учитывать реверсное усилие.

В ходе проработки второй схемы были рассмотрены следующие варианты конструктивного исполнения агрегата:

– Вариант с незамкнутой сварной силовой коробкой с металлической или композитной крышкой;

– Вариант с замкнутой сварной силовой коробкой. – В процессе проработки компоновки композиционного

сотоблока было выделено три варианта стыка с коробом: единым блоком, и два варианта с разделением блока на три части.

– При дальнейшей проработке зоны стыка сварного короба и композиционного сотоблока выяснилость, что необходимо обеспечить передачу перерезывающей силы. Для этого были рассмотрены 3 варианта передачи нагрузки:

– Передача при помощи выступающих из сварной части профилей - «рогов» на трубчатые нервюры композиционного сотоблока;

– Передача при помощи горизонтальных штырей на продольную стенку композиционного сотоблока;

55

– Передача непосредственно с задней стенки лонжерона на продольную стенку композиционного сотоблока, блока за счет малого зазора между титановой стенкой лонжерона и продольной стенкой КМ блока (перерезывающая сила передается толщиной панелей в данном варианте). В итоге, для каждой из рассмотренных зон флаперона, были выбраны

наиболее оптимальные конструктивные решения, найдена «золотая середина». Идеи и конструктивные решения, описанные в статье, были применены при создании реально существующего агрегата перспективного истребителя.

ЛИТЕРАТУРА [1] Войт Е.С., Ендогур А.И. и др. «Проектирование конструкций

самолетов». [2] Кан С.Н. Свердлов И.А. «Расчет самолета на прочность». [3] Житомирский Георгий Иосифович «Конструкция самолетов.

Учебник для студентов авиационных специальностей вузов». [4] Астахов М.Ф. Караваев А.В. Макаров С.Я. Суздальцев Я.Я.

«Справочная книга по расчету самолета на прочность».

ОПТИМИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА НИВЕЛИРОВКИ САМОЛЕТА С ПОМОЩЬЮ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЛАЗЕРНОГО ТРЕКЕРА

Лярский М.В., Коротков А.В., Зайцев А.С. ОАО «Нижегородский авиастроительный завод «Сокол», г. Нижний

Новгород, Россия

Любой самолет на окончательном этапе сборки проходит через процесс нивелировки. Нивелировка – это проверка регулировки с целью выявления отклонений положений нивелировочных (реперных) точек конструкции самолета от теоретических и дальнейшего сравнения с таблицами нивелировочных данных для проверки правильности сборки всего изделия.

Замеры, как правило, выполняются с помощью теодолита, нивелира, нивелировочной линейки и рулетки бригадой в количестве не менее трёх человек, имеющих удостоверения на право проведения таких работ. В классическом виде процесс нивелировки является весьма трудоёмким, занимающим большое количество времени. Кроме того имеет место сильное влияние человеческого фактора, в связи с чем замеры становятся менее точными. Так, например, нивелировочную линейку приставляют к реперной точке руками, приводя её в вертикальное положение, ориентируясь на отвес.

В настоящее время на ОАО «НАЗ «Сокол» внедрена нивелировка с помощью лазерного трекера. Это позволяет уменьшить трудоёмкость, время, затрачиваемое на нивелировку, а так же сократить количество

56

работников принимающих участие в данном процессе с трех до одного. Кроме того значительно повышается точность измерений.

Лазерный трекер представляет собой контрольно измерительную машину (КИМ) основанную на принципе отслеживания лазерным лучом световозвращающего отражателя, который приводится в соприкосновение с интересующим объектом.

Фиксация координат точек производится с помощью специального щупа с игольчатым наконечником и отражателем. Лазерный трекер ведёт слежение за отражателем на щупе. Оператор совмещает игольчатый наконечник с нивелировочной точкой и фиксирует положение нажатием на кнопку, при этом в компьютер передаются координаты положения игольчатого наконечника. После фиксации координат всех точек, управляющая программа составляет таблицу, в которой указаны теоретические параметры, полученные данные и величина отклонения. Результаты, не попавшие в пределы допустимых отклонений, выделяются.

Таким образом, работа по совершенствованию технологии нивелировки готового самолета завершилась с положительными результатами: удалось добиться максимальной точности измерений, снижена трудоемкость, сокращены сроки выполнения замеров.

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ТОЧНОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МАГНИТНОЙ НАШЛЕМНОЙ СИСТЕМЫ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ

«TOPSIGHT-E» НА САМОЛЕТАХ ТИПА МИГ-29К/КУБ Морозов М.Ю., Рыжов М.С.

ОАО «Российская самолетостроительная корпорация «МиГ», г. Москва, Россия

Представленная работа посвящена одной из наиболее актуальных в настоящее время задач корпорации, а именно рассмотрению комплекса мер и принятых конструктивных решений, технически обеспечивающих во всех фазах полета заданную контрактом точность функционирования магнитной нашлемной системы целеуказания и индикации (НСЦИ) «Topsight-E» впервые серийно устанавливаемой на самолетах типа МиГ-29К/КУБ.

Авторами работы проведено комплексное исследование влияния изменения интерьера кабины, состава оборудования, а также возникающей в полете деформации кабины и ее элементов на изменение пространственного распределения магнитного поля в кабине, что вызывает систематические и появляющиеся случайным образом дополнительные ошибки в работе НСЦИ «Topsight-E».

Особое внимание уделено исследованию образования вихревых токов в фонаре при создании в кабине избыточного атмосферного давления, а

57

также при перемещении фонаря в процессе выполнения маневров с перегрузками. При этом авторами отмечено возникновение значительного негативного влияния на распределение магнитного поля в кабине, что делает невозможным достоверное определение положения головы летчика и координат линии визирования на цель.

На основании проведенных исследований авторами обосновывается идея создания в кабине самолета такой постоянной модели распределения магнитного поля, при которой избыточное атмосферное давление, возникающее в полете, а также перемещения фонаря в процессе выполнения маневров с перегрузками не приведут к образованию вихревых токов, оказывающих большое влияние на точность функционирования НСЦИ «Topsight-E».

В заключение авторами представлены материалы испытаний реализованного и давшего положительный результат комплекса мер, а также отмечена необходимость его внедрения на серийные самолеты типа МиГ-29.

УСТАНОВКА ПОДВЕСНОГО ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОГО КОНТЕЙНЕРА НА САМОЛЕТАХ ТИПА МИГ-29

Обухов А.В., Иванов А.П., Ежков С.В. ОАО «Российская самолетостроительная корпорация «МиГ», г. Москва,

Россия

В работе приведен анализ различных вариантов установки подвесного оптико-электронного контейнера на самолете, изложен подход к проектированию и расчету на прочность переходной балки для установки контейнера с использованием систем автоматизированного проектирования (Компас-3D при проектировании, Nastran при проведении расчета на прочность), что позволяет обосновать принятые к реализации технические решения и подтвердить их результатами имитационного моделирования в выбранных расчетных случаях. Предложен способ электронной юстировки контейнера, который обеспечивает необходимую для функционирования контейнера точность его установки относительно осей самолета без первоначальной механической юстировки и устраняет необходимость применения в конструкции переходной балки сложных регулировочных узлов подвески.

ЛИТЕРАТУРА Орлов П.И. Основы конструирования: Справочно-методическое

пособие. В 2-х кн. Изд. 3-е испр.-М.: Машиностроение, 1988.-560с.: ил. Бессерер К.У. Инженерный справочник по управляемым снарядам.

Перевод с английского.-М.: Воениздат, 1962, 624с.

58

Максимова Р. И. Сварочные материалы по сварке и пайке для конструкторов. СТМ-6 3.

Зарубежные авиационные обзорно-поисковые, прицельные и пилотажные оптико-электронные системы под. ред. академика РАН Е.А. Федосова, Москва 2012.

АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДЛЯ МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ ПЕРЕЛЕТОВ

Михалев С.М. ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт имени

Н.Е. Жуковского», г. Жуковский Московской обл., Россия

Альтернативные типы топлива, аэрокосмическая система, двухфюзеляжный самолет-носитель, межконтинентальный перелет, ракетно-космическая система, сравнительный анализ, суборбита, формирование облика.

Объектом исследования является аэрокосмическая система (АКС), радикально сокращающая время полета на межконтинентальные расстояния (до 18 тыс. км).

АКС основана на использовании ракетного способа выведения на низкую околоземную орбиту (суборбиту). Система выведения – трехступенчатая, состоит из дозвукового самолета-носителя (ДСН), гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) с ЖРД и воздушно-космического самолета (ВКС) с ЖРД. Стартовая масса ракетно-космической системы (РКС) составляет 120 т.

Цель работы – формирование облика АКС нового поколения и оценка влияния различных типов топлив на основные технические характеристики (масса полезного груза, габаритные размеры ступеней, объемы топливных баков и т.д.) РКС.

Методология исследований основана на обобщении и анализе расчетно-теоретического научно-технического задела, накопленного в ЦАГИ в данной области, в том числе в области авиационно-космических систем многоразового использования, а также на дополнительных расчетных исследованиях с использованием комплексов вычислительных программ, разработанных в ЦАГИ.

В работе выполнено формирование облика перспективного двухфюзеляжного самолета-носителя и трех вариантов РКС с различным типом топлива первой ступени. Определены аэродинамические и летно-технические характеристики РКС и АКС в сборе. Показано, что рассматриваемая концепция АКС позволяет сократить время межконтинентальных перелетов до 1,2 часа. Наилучшим с точки зрения массы полезного груза является вариант использования кислородно-водородного топлива на первой ступени РКС.

59

УДАРНЫЙ ЭКРАНОПЛАН ОГНЕВОЙ ПОДДЕРЖКИ ОПЕРАЦИЙ ПО ФОРСИРОВАНИЮ РЕК И ВЫСАДКЕ МОРСКИХ ДЕСАНТОВ

Косолапенко С.Ю. ВУНЦ ВВС «ВВА», г. Воронеж, Россия

В целях повышения повышение эффективности форсирования рек подразделениями сухопутных войск и морских десантов, а также удерживания плацдармов на берегах на основе теории проектирования экранопланов разработан проект конструкции и способ боевого применения маловысотного самолета огневой поддержки в виде экраноплана аэродинамической схемы «утка».

Разработанный проект конструкции штурмовика в виде экраноплана аэродинамической схемы «утка» позволил значительно снизить высоту полета при прорыве систем ПВО и повысить аэродинамическое качество. Повышение аэродинамического качества штурмовика привело к увеличению дальности, увеличению массы брони и боевой нагрузки, а возможность снижения высоты полета – повысить вероятность прорыва систем ПВО.

Преимущество предлагаемого маловысотного штурмовика в малой заметности при прорыве средств ПВО, снижении вероятности поражения экраноплана управляемыми ракетами на фоне подстилающей поверхности, в выравнивании шансов на поражение артиллерийскими установками при попадании в зону поражения средств войсковой ПВО противника.

Результаты работы могут быть использованы при разработке конструкций и способов боевого применения самолетов огневой поддержки, применяемых для завоевания и удержания береговой линии.

Ключевые слова: экраноплан, аэродинамическая схема «утка», самолет огневой поддержки, преодоление системы ПВО, размещение вооружения.

ЛИТЕРАТУРА Панченков А.Н., Любимов В.И., Драчёв П.Т. Экспертиза

экранопланов / Н.Новгород, 2006. 655 с. Панин, М. Авианосная авиация против надводных кораблей //

Зарубеж. воен. обоз. 1982. № 5. С. 55. Щитников И.С., Косолапенко С.Ю., Коржов В.В., Писковацкий А.А.

Беспилотный перехватчик маловысотных средств воздушного нападения универсальный по способу взлета и посадки. Авиационное вооружение // Сб. ст. по мат-м док-ов ХХIII МНПК Перспектива-2013.– Воронеж: ВВА, 2013. С. 309-312

Белавин Н.И. Экранопланы. Л. Судостроение, 1977. -232 с. Косолапенко С.Ю., Коржов В.В. Морской ударный экраноплан//

«Молодежь и будущее авиации и космонавтики». Конкурс научно-

60

технических работ и проектов. М.:МАИ (национальный исследовательский институт). 2013. С. 50-51.

6. Серьёзнов А.Н. Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки. Т.1. Аэродинамика. Новосибирск: СибНИА, 1994. 246 с.

7. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Проектирование самолетов / Учебник для вузов. 3-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 1983. 616 с.

8. Петров К.П. Аэродинамика элементов летательных аппаратов / М.: Машиностроение, 1985. – С.10.

Аширов А.А. Особенности построения пилотажного комплекса экранопланов А.А. Аширов // Техника возд. флота. М, ЦАГИ, 2003, №3.

Жуков В. Особенности аэродинамики, устойчивости и управляемости экраноплана. / В.Жуков // М: Издат. отдел ЦАГИ., 1997 .

Супруненко С. Безопасность входа экраноплана в режим экранного полета./ Супруненко С.// Техника возд. флота - М., ЦАГИ, - 2003- № 3 .

Кирилловых В.Н. Экранопланы главного конструктора Р.Е. Алексеева // Техника воздушного флота. - М, ЦАГИ.-2003-№3-с.3-7.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВОЗОБНОВЛЯЕМЫМ ИСТОЧНИКОМ ЭНЕРГИИ

С ВОЗМОЖНОСТЬЮ РАЗЪЁМА КРЫЛЬЕВ Кожухов В.В.

Научные руководители: Коц А.А., Котова О.В., Майсак М.В. ГБОУ ДОД РО «Областной центр технического творчества»

г. Ростов-на-Дону, Россия

Самолеты, которые используют солнечную энергию для поддержания и обеспечения полета – это особый, своеобразный тип летательных аппаратов (ЛА). Большинство горизонтальных поверхностей, которые покрыты солнечными элементами, преобразуют энергию солнечного излучения в электрический ток. Преобразованная электрическая энергия используется для обеспечения поступательного движения ЛА.

Было решено создать Беспилотный летательный аппарат (БПЛА) конструкции «бесхвостка» летающее крыло, разработать систему, позволяющую подзаряжать аккумулятор во время полёта самолёта, при этом сохранить преимущественные лётные характеристики и увеличить дальность полёта.

Для создания данного БПЛА был усовершенствован чертёж конструкции «летающее крыло» FMX-4. Были использованы плёночные солнечные батареи, которые выдерживают повышенную влагу, их КПД 26%.Был разработан контроллер заряда (используемый для преобразованияэнергии, получаемой от солнечных батарей для

61

подзарядки литий-ионного аккумулятора). В систему интегрирована камера на сервоприводе работающая в вертикальной плоскости.

В ходе разработки системы было сконструировано три модели БПЛА. Первый – испытательная мини-модель на которой отрабатывалась новая конструкция. Вторая – испытательная модель 1:1 (рама сделана из композитных материалов, обшит пенопластом) на ней отрабатывался пуск и посадка БПЛА, передача и приём сигнала, защита канала. Третья – конечный продукт. БПЛА,оборудованный плёночными батареями. Был произведён полёт. Дальность – 25 000 метров. Средняя скорость полёта – 80 км/ч. Плёночная солнечная батарея работает - удовлетворительно. Система передачи сигнала работает – удовлетворительно. Система регулировки - удовлетворительно.

Данная разработка была представлена на X Международной выставке и научной конференции по гидроавиации ГИДРОАВИАСАЛОН-2014. Кроме того, проект был представлен на НТТМ-2014, где был отмечен медалью ВДНХ. В начале августа 2014 года проект был представлен международному жюри на InternationalScienceStudentsFair, проект вызвал интерес у иностранцев. Агентство Стратегических Инициатив заинтересовалось проектом и сейчас ведутся переговоры по созданию данных БПЛА.

Ведётся работа над созданием системы автоматического возвращения, системы записи информации и её шифрования. Кроме того, ведутся эксперименты по перехвату сигнала управления БПЛА и одновременно создаётся система защиты (совместно с 316 АП ВВС РФ).

ЛИТЕРАТУРА Костенко И. К. Летающие крылья. Изд.2, перераб. и доп. М, 1988. 104

с. Gunston, Bill. "The Osprey Encyclopaedia of Russian Aircraft 1875–

1995". London, Osprey. 1995. Maksel, Rebecca (January 11, 2010). "Need to Know - The Luftwaffe's

Flying Wing". Air & Space Smithsonian. Myhra, David. «Northrop Tests Hitler’s 'Stealth' Fighter.» Aviation

History, Volume 19, Issue 6, July 2009. "The A.W. Flying Wing" (Magazine). Flight. 9 May 1946. Retrieved 18

July 2010.

62

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

63

РАЗРАБОТКА ГИБРИДНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ГЛУБОКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ДЛЯ

РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ, ЗАПУСКАЕМОЙ С ПОМОЩЬЮ ВОЗДУШНОГО СТАРТА

Шулев И.С. ФГБОУ ВПО «Южно-Уральский государственный университет»

(национальный исследовательский университет), г. Челябинск, Россия

На протяжении последних 20 лет усиливается тенденция перехода от применения тяжелых и дорогостоящих многофункциональных космических аппаратов (КА) к использованию малых КА, создаваемых на базе микроминиатюрных бортовых служебных систем и аппаратуры спутников. Для их выведения на орбиту требуются высокоэкономичные ракеты-носители (РН) с малой грузоподъемностью в 150-600 кг, обладающие большой оперативностью пуска и обеспечивающие малое время от поступления заявки до запуска космического аппарата. Это в свою очередь определяет развитие легких РН и мобильных комплексов типа «Воздушный старт» по выведению КА в космос с наименьшими временными и материальными затратами. [1,2].

В случае разрабатываемой отечественной системы «Воздушный старт», существует ряд проблем, связанных как с трудностью минометного и парашютного старта РКН с борта СН, так и последующей начальной неопределенностью такого ЛА, его корректировки траектории, для чего требуется глубокое гибкое регулирование тяги (ГГРТ) [1,3,4,5,6].

Целью данной работы является разработка гибридного ракетного двигателя (ГРД) и его компонентов, способствующих реализации глубокого гибкого регулирования тяги.

Решение вопроса по реализации ГГРТ особенно актуально для задач встречи КА (космического аппарата) с орбитальным объектом, а также для задач по корректировке и оптимизации траектории РН при значительных начальных отклонениях по времени и по дальности при прямом выведении на орбиту с помощью комплекса «Воздушный старт».

При реализации схемы ГРД с перепуском части компонента в КД, возникают сложности связанные с распылением жидкого компонента в предсопловой зоне – камере сгорания. Процесс распыления жидкого компонента с его последующим нагревом и испарением диктуют условия по формированию оптимальной рабочей зоны камеры сгорания для протекания процессов качественно [7].

Одним из направлений по совершенствованию данной схемы ГРД, а именно увеличение скорости протекания реакций горения в КД и увеличения скорости отклика при изменении расхода является

64

предварительная газификация подаваемого жидкого компонента в камеру дожигания, способствующее увеличению полноты степени сгорания, сокращению времени протекания химических реакций и уменьшению продольных габаритов и объема камеры дожигания. Особенно это будет заметно на режиме малой тяги и переходных режимах. На данные конструктивные схемы получены патенты №135366, №2511986, авторы Шулев И.С., Карташев А.Л.[8,9], для дальнейшей реализации требуется более детальная проработка конструкции двигательной установки.

Также эффективность работы ГРД можно повысить за счет организации закрутки части перепускаемого газообразного компонента в камеру дожигания (КД). Особенность такой подачи заключается в расположении впускных форсуночных головок таким образом, что компонент попадает в КД по касательной траектории к корпусу КД и образует закрутку газового потока в КД, которая способствует лучшему смешению газа, поступающего из каналов твердого компонента топлива с газообразным компонентом, поступающим из форсуночных головок. Также, данная схема позволит организовать надежный низкотемпературный пристеночный слой в КД, что будет способствовать меньшему уносу теплозащитного материала и длительной работе КД (на данную конструкцию ГРД готовится заявка на патент).

Пути повышения эффективности работы элементов системы подачи жидкого компонента топлива в КС и КД ГРД связаны с совершенствованием процессов распыления жидкого компонента топлива. При реализации ГГРТ требуется регулирование расхода жидкого компонента топлива в широком диапазоне, что предъявляет особые требования к форсункам.

Особый интерес представляют центробежные двухступенчатые форсунки, которые могут быть установлены в форсуночную головку с использованием отработанных технологий при производстве жидкостного ракетного двигателя. Такие форсунки могут работать на нескольких режимах. Однако при дросселировании двухканальной центробежной двухступенчатой форсунки до 10 раз угол распыливания увеличивается с ~75º до ~110 º , что в свою очередь сказывается на процессах, протекающих в камере сгорания. Изменение угла распыливание приводит к нестабильной работе двигателя, а именно к неустойчивому горению, колебанию давления и ухудшению качества процесса распыления, также это может привести к перемещению фронта горения и прогару днища [10].

Существует возможность сокращения диапазона изменения угла распыливания на режиме глубокого регулирования расхода, за счет

65

специально профилированного сопла распылителя. На конструкцию такой форсунки оформлен патент №134829, авторы Шулев И.С., Карташев А.Л. [11]

С помощью такой конструкции форсунки можно добиться сокращения диапазона изменения угла распыливания, что необходимо для организации процесса качественного распыливания жидкого компонента, с обеспеченным перекрытием факелов распыла от соседних форсунок на всех режимах работы ГРД с учетом ГГРТ.

Представленные конструктивные схемы ГРД, даже на начальном оценочном этапе, дают полное представление о возможности реализации РН на базе ГРД с возможностью ГГРТ, выводимое с помощью воздушного старта. Представленные схемы имеют неотъемлемые преимущества среди остальных типов ракетных двигателей, что является поводом к более качественному рассмотрению и анализу данных конструктивных схем и конструкций. Представленные элементы питания ПГС, такие как модернизированная двухступенчатая форсунка, позволят сократить угол факела распыливания при глубоком регулировании расхода через форсунку, что положительно повлияет на процессы распыления и горения в камере. Все представленные новшества направлены на развитие технологии ГРД с глубоким гибким регулированием тяги.

ЛИТЕРАТУРА [1] Сихарулидзе Ю.Г. Концепция управления ракетой-носителем

воздушного старта с компенсацией начальных ошибок по дальности и времени при прямом выведении в точку встречи на орбиту / Ю.Г. Сихарулидзе, А.С. Карпов, Р.К. Иванов / Космические исследования. – 2005. – №5–– С. 358 – 377.

[2] Пышный И.А., Запуск малых искусственных спутников Земли с использованием самолетов-носителей / И.А. Пышный, В.Е. Чепига.: Машиностроение - Полет, 2005 – 168с.: ил.

[3] Хорольский П.Г. Баллистическая целесообразность глубокого регулирования маршевых двигателей ракет-носителей/ П.Г. Хорольский, С.Г. Бондаренко // Авиационно-космическая техника и технология. – 2006. – №10 (36). – С.11 – 13.

[4] Хорольский П.Г. Оценка эффективности одного варианта применения глубокого гибкого регулирования тяги для выведения полезной нагрузки / П.Г. Хорольский, С.Г. Бондаренко // Вестник двигателестроения.− 2010.- №2.− С. 79 – 81.

[5] Хорольский П.Г. Оценка баллистической целесообразности применения ракетных двигателей с глубоким дросселированием тяги на первых ступенях ракет-носителей // Механіка та машинобудування. – 2011. – №1. – С.30 – 37.

66

[6] Хорольский П.Г. Баллистическая эффективность применения глубокого гибкого регулирования тяги для решения задачи встречи на орбите / П.Г. Хорольский, С.Г. Бондаренко // Авиационно-космическая техника и технология. – 2010. – №9 (76). – С.156 – 158.

[7] Губертов А.М. Процессы в гибридных ракетных двигателях [Текст] / А.М. Губертов, В.В. Миронов, Р.Г Голлендер и др.; под ред. А.С. Коротеева. – М.:Наука, 2008. 405 с.

[8] Пат. №135366 Российская Федерация, МПК F02K9/72. Гибридный ракетный двигатель / Шулев И.С., Карташев А.Л.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет). − 2013124160/06; заявл. 27.05.2013; опубл. 10.12.2013; Бюл. №34.

[9] Пат. №2511986 Российская Федерация, МПК F02K9/72. Гибридный ракетный двигатель / Шулев И.С., Карташев А.Л.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет). − 2012128309/06; заявл. 02.07.2012; опубл. 10.04.2014; Бюл. №10.

[10] Михайлов В.В. Дросселируемые жидкостные ракетные двигатели [Текст] / В.В. Михайлов, Б.Г. Базаров. – М.: Машиностроение,1985.-168 с.

[11] Пат. №134829 Российская Федерация, МПК В05В1/34. Центробежная форсунка / Шулев И.С., Карташев А.Л.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет). − 2013124182/05; заявл. 27.05.2013; опубл. 27.11.2013; Бюл. №33.

ДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ КОЛЕБАТЕЛЬНЫХ ПРОЦЕССОВ В РДТТ

Кашина И.А., Сальников, А.Ф. ФГБОУ ВПО «Пермский национальный исследовательский

политехнический университет», г. Пермь, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), который рассматривается, как колебательная система. Также в работе рассматривается влияние диссипации энергии на конструктивные элементы системы РДТТ и его частотная характеристика.

67

Целью данной работы является разработка алгоритма, позволяющего проводить оценку изменений жесткостных и массовых свойств РДТТ по характеру изменения собственных частот его конструкции.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен анализ влияния собственных колебаний конструктивных элементов на газовую полость камеры сгорания, и наоборот. На примере экспериментальных работ модельного двигателя «топливо-корпус» исследовалось «выгорание» топлива и изменение собственных частот. Получены частотные характеристики двигателя без изменения массы топлива и массы корпуса, а также в моменты времени, когда масса топлива практически отсутствует.

Также в работе приведены некоторые материалы по результатам анализа структурных нарушений в заряде РДТТ под воздействием нагрузок. Изменение физико-механических свойств, появление различных дефектов, изменение в динамике нагрузки формирует ряд исследовательских задач, которые необходимо решать в рамках повышения надежности эксплуатации существующих и вновь разрабатываемых РДТТ. В работе приведены графические зависимости, характеризующие влияние диссипации энергии конструктивных элементов РДТТ на изменение давления в камере сгорания. Показано, что более жесткие элементы РДТТ, такие как его корпус, уменьшают энергию диссипации в системе, а более вязкие, например топливо, незначительно влияют на величину потерь энергии в системе. Для оценки физико-механических свойств конструктивных элементов и узлов РДТТ и величины диссипации были использованы результаты испытаний, характеризующие зависимости прочностных свойств стали 12Х18Н10Т. Характер фактического состояния материалов конструктивных элементов и узлов РДТТ будет формировать мгновенную несущую способность конструкции.

Разработанный математический алгоритм, позволяет структурировать алгоритм оценки работоспособности РДТТ, как системы, в процессе его функционирования. Кроме этого, корректное знание «мгновенных значений» напряженно-деформированного состояния может существенным образом изменить коэффициенты запаса прочности РДТТ без потери его работоспособности.

ТЕПЛОВАЯ ДИАГНОСТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПОДШИПНИКОВ И МАСЛОСИСТЕМЫ ГТД

Бирюков Р.В. ОАО «КУЗНЕЦОВ», г. Самара, Россия

По опыту эксплуатации ГТД различного применения известно, что одним из узлов, ограничивающих ресурс, являются подшипники

68

роторов, отказы которых приводят к серьезным последствиям. С ростом требований к ресурсным показателям ГТД и переходом на их эксплуатацию по состоянию доля досрочных съемов по причине разрушения подшипников возрастает. Таким образом, важной является задача обеспечения диагностирования состояния подшипников. Такая задача может решаться прежде всего средствами параметрической диагностики (по данным штатно измеряемых параметров на работающем двигателе) и вибродиагностики (методами спектрального анализа и т.д.). В данной работе рассмотрена методика параметрического диагностирования с использованием математической модели теплового состояния подшипников и маслосистемы на примере двигателя НК-37 (диагностирование подшипников рассматривается в комплексе с вопросами диагностирования маслосистемы ввиду сходного влияния на ряд параметров при возникновении неисправностей).

На большинстве ГТД штатно измеряются параметры, характеризующие состояние маслосистемы, такие как температуры масла на входе и выходе из маслосистемы (а в ряде случаев – раздельно на выходе каждой из опор), давление масла, давление в системе суфлирования. На двигателях «НК» так же традиционно измеряются температуры радиально-упорных подшипников (наружного кольца) [1], которые являются весьма чувствительными к изменению состояния подшипника. С использованием данных параметров, а так же параметров, характеризующих режим работы двигателя и условия работы, предлагается математическая диагностическая модель и методика ее построения. Отметим, что ряд параметров, чувствительных к состоянию подшипников и коробок приводов (вибрации, содержание стружки в масле и т.п.) в данной работе не рассматриваются, однако обнаружение их изменения при развитии неисправностей дополнительно помогает достоверно оценить состояние ГТД.

По опыту эксплуатации ГТД отмечено, что разрушения подшипников, коробок приводов, агрегатов маслосистемы приводят к дополнительному тепловыделению в масло, что ведет к росту его температуры (а для подшипников – и к росту их температур). [4]

Повышенный подогрев масла так же может происходить при разрушении уплотнений опоры турбины, возгораниях масла.

Параметры маслосистемы и опор так же зависят от режима и условий работы двигателя, и необходимо разделять изменение параметров, вызванное изменение режима работы, от изменения параметров, вызванного изменением технического состояния.

Таким образом, существует возможность, анализируя тепловое состояние масла и подшипников, делать вывод о техническом состоянии маслосистемы и опор. Такой анализ предлагается проводить с

69

использованием предлагаемой диагностической модели теплового состояния. Данная модель позволяет получать значения температур (или подогревов Δtм) масла и подшипников tп для всех возможных режимов и условий работы двигателя, а сравнивая фактически измеренные значения и расчетные (Δtп=tп_изм-tп_расч; ΔΔtм=Δtм_изм-Δtм_расч), анализируя тенденцию поведения этой разницы, можно судить о состоянии двигателя. Здесь можно провести аналогию с контролем проточной части по отклонению термогазодинамических параметров от дроссельных характеристик.

Расчетное определение температуры подшипника представляет собой непростую задачу, наиболее успешно решенную в работе [3] (методика Демидовича). В этой методике, зная значения действующих на подшипник нагрузок, определяются с использованием критериев подобия Re, Eu, Pr тепловыделение в подшипнике в зависимости от различных потерь в нем, учитывается внешний подвод тепла от двигателя и теплосъем в зависимости от прокачки масла через опору. Однако, на прямую использовать выражения методики Демидовича для определения расчетной температуры не представляется возможным, что вызвано прежде всего тем, что не известны точно действующая осевая сила и внешний подвод тепла. В работе [4] указано, что фактические значения этих параметров имеют большой разброс даже для двигателей одного типа.

В связи с этим предложена тепловая модель подшипника, вид уравнений которой соответствует после некоторых преобразований выражениям методики Демидовича, а значения неизвестных коэффициентов определяются по результатам эксплуатационных или стендовых измерений в предположении исправного состоянии двигателя, с использованием регрессионного анализа. По данной модели определяется расчетное эталонное значение температуры, а отклонение измеренного значения от расчетного подвергается дальнейшему анализу – например, допусковый контроль и трендовый анализ.

Вид уравнений модели – степенной. Температурная модель подшипников учитывает:

– физические обороты соответствующего ротора, отнесенные к некоторому выбранному характерному режиму работы;

– температуру масла на входе, отнесенную к некоторому выбранному характерному режиму работы;

– относительную прокачку масла; Для расчета показателей степеней и коэффициентов в модели

используется объем данных, зафиксированных в начальный период эксплуатации или при испытаниях. Расчет осуществлялся в программе Statistica методом регрессионного анализа. Такой расчет может быть

70

осуществлен и для любого другого двигателя, где измеряются необходимые параметры, а полученная модель является удобным инструментом для расчета температуры и дальнейшего диагностирования.

Аналогичным образом получена модель для расчета подогревов масла (разности входной и выходной температуры в двигателе в целом и в опоре турбины). Вид уравнений так же выбран степенным, так как такой вид уравнений широко распространен в задачах теплопередачи и хорошо описывает рассматриваемые величины. По модели расчет подогревов ведется учитывая входную температуру масла, температуру воздуха на входе в двигатель, давление за компрессором.

Значения неизвестных показателей степеней и коэффициентов так же рассчитываются в программе «Statistica» по эксплуатационным или стендовым данным. Для решения задач диагностирования осуществляется сравнение расчетного (эталонного) подогрева с измеренным.

ВЫВОДЫ В работе представлена математическая модель, позволяющая

рассчитывать температурные параметры маслосистемы и подшипников на разных режимах в различных условиях эксплуатации. Вид математических выражений модели теоретически обоснован, а неизвестные коэффициенты в уравнениях определяются регрессионным анализом по данным испытаний или начального периода эксплуатации. Данная модель может адаптироваться для разных типов ГТД при наличии необходимого объема данных для расчета коэффициентов. Подобный подход к построению матмоделей можно использовать и для других параметров систем ГТД.

Сравнение измеренных и рассчитанных по модели (эталонных) значений температур и подогревов позволяет эффективно оценивать состояние маслосистемы и опор ГТД.

ЛИТЕРАТУРА Электронное руководство по технической эксплуатации двигателя

НК-36СТ 36.000.000-1 РЭ [Электронный ресурс] – Самара: СНТК им. Кузнецова, 2010.

Зарицкий С.П. Автоматизированная система диагностирования двигателя НК-36СТ/ С.П.Зарицкий, В.Н. Исланов, В.Б. Коротков, В.Н. Михнович, Ю.Н. Тарасенко, Сборник трудов международной конференции «Энергодиагностика» Том2 - Диагностика и надежность – Москва, 1995.

Демидович В.М. Исследование теплового режима подшипников ГТД. - М.: Машиностроение, 1978.

71

Бирюков Р.В., Киселев Ю.В. Температурная диагностика роторных подшипников ГТД - Вестник МГТУ ГА - М., 2014

МНОГОГОРЕЛОЧНАЯ МАЛОЭМИССИОННАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ

Новиков И.Н., Абросимова Е.А. Рыбинский государственный авиационный технический университет

имени П.А. Соловьева, ООО «Новая Энергия», г. Рыбинск, Россия

Камера сгорания (КС) это один из основных узлов авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Основным назначением КС является эффективное сжигание топлива в воздухе, поступающем в полость жаровой трубы.

Учитывая обстоятельство, что объём авиаперевозок во всём мире растет, причем очень быстро, Международная организация гражданской авиации (ИКАО) приняла решение об ограничении токсичности выхлопных газов, выбрасываемых двигателями самолетов на международных авиалиниях. Одним из направлений снижения выбросов в современных КС является применение многогорелочных КС, поскольку интенсификация перемешивания приводит к уменьшению неравномерности поля температуры на выходе из камеры, повышает полноту сгорания и расширяет пределы устойчивого горения топлива.

Таким образом, была разработана конструкция кольцевой КС. Её передняя стенка оснащена группой горелок, расположенных в

нижнем и верхнем ряду. Особенностью рассматриваемой КС является применение предкамер, за основу конструкции которых была взята вихревая камера противоточного типа. Камеры сгорания вихревого противоточного типа (КСВП) формируют в рабочей зоне сильно закрученные внешний и внутренний потоки, движущиеся в противотоке, с началом формирования внешнего потока в плоскости близкой к выходному каналу внутреннего потока.

Работа предкамеры осуществляется следующим образом: воздух из диффузора входит в сопловой тангенциальный закручивающий аппарат 3, ускоряется и выходит в вихревую камеру в виде сильно закрученного потока. В камере формируются 2 закрученных потока: периферийный (свободный) и приосевой (вынужденный). Периферийный поток движется в направлении топливной форсунки, а приосевой – в направлении выходного сопла 5. Из форсунки впрыскивается топливо. Капли топлива отбрасываются в периферийный поток, дробятся и испаряются, в результате чего в приосевом потоке образуется топливо-воздушная смесь, попадающая в жаровую трубу через выходное сопло 5.

72

В ходе работы необходимо было выбрать геометрические размеры предкамеры таким образом, чтобы осевые скорости на срезе выходного сопла предкамеры были достаточно велики, чтобы не допустить распространение пламени внутрь предкамеры. Такжебыли проведены расчеты, которые охарактеризовали распределение параметров для каждого из основных режимов работы двигателя в зависимости от относительного расхода воздуха(процентного соотношения воздуха, проходящего через предкамеру, к воздуху, поступающему в КС). Такой анализ позволяет на этапе проектирования выбрать необходимую конструкцию предкамеры с требуемыми термогазодинамическими и геометрическими параметрами. Применение рассматриваемой конструкции позволяет сократить длину КС, что для авиации является значительным параметром, а также снизить уровень выбросов оксидов азота, оксидов углерода и несгоревших углеводородов.

ВЛИЯНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПОДВОДЯЩИХ И ОТВОДЯЩИХ МАГИСТРАЛЕЙ

НА СТАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И РАБОТОСПОСОБНОСТЬ СТАБИЛИЗАТОРА

ДАВЛЕНИЯ ЖРД Крапивных Е.В.

ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко», г. Химки Московской обл., Россия

Объектом изучения является стабилизатор давления (СТД), предназначенный для поддержания давления компонента в заданных пределах при изменении величины входного давления для питания приводов гидроагрегатов. Схема стабилизатора давления одноступенчатая с золотниковой парой. При испытаниях СТДв качестве рабочего тела использовалась вода.

Объектом изучения является стабилизатор давления, предназначенный для поддержания давления компонента на выходе из СТД в заданных пределах при изменении величины входного давления для питания приводов гидроагрегатов. Схема стабилизатора одноступенчатая с золотниковой парой. Испытания стабилизатора проводились с использованием воды в качестве рабочего тела.

Цель данного исследования – экспериментально определить характер влияния гидравлических характеристик подводящих и отводящих магистралей на выходные параметры СТД, проверить правильность проведенных конструкторских расчетов и принятых конструкторских решений на 4-х опытных образцах СТД.

Задачи исследования заключались в следующем:

73

– проверить правильность определения потребной площади, геометрии дросселирующих окон и их количества при заданных расходах через стабилизатор, усилия пружины, необходимого для обеспечения постоянства заданного уровня давлений на выходе из СТД;

– определить влияние гидравлических характеристик подводящих и отводящих магистралей на статические характеристики и работоспособность СТД.

Исходными данными для проектирования и испытаний стабилизатора послужили:

– давление на выходе из стабилизатора - )200( 1020

+−=выхp кгс/см2;

– давление на входе в стабилизатор (рабочий диапазон) - 380300 ÷=вхp кгс/см2;

– давление на входе в стабилизатор (исследуемый диапазон давлений) - 420220 ÷=вхp кгс/см2;

– расход воды через стабилизатор (рабочий диапазон) - 89,0045,0.. ÷=трV л/с;

– расход воды через стабилизатор (исследуемый диапазон расходов) - 2,103,0.. ÷=трV л/с;

– длина входного трубопровода - 5,2=вхl м; – внутренний диаметр входного трубопровода - 6. =вхуd мм;

– длина выходного трубопровода - 7,0=выхl м; – внутренний диаметр выходного трубопровода - 6. =выхуd мм,

8. =выхуd мм;

– длина дренажного трубопровода - 8,1=дренl м;

– внутренний диаметр дренажного трубопровода - 4. =дренуd мм.

В ходе проектирования СТД были проведены инженерные расчеты, позволяющие:

1) для заданных стационарных условий работы рассчитать основные конструктивные параметры СТД,

2) оценить влияние гидравлических характеристик подводящих и отводящих магистралей на статические характеристики СТД.

На основе этих расчетов были спроектированы, а затем изготовлены и испытаны 4 опытных образца СТД. Проведенные испытания показали, что результаты расчета имеют хорошую сходимость с экспериментальными значениями. Это доказывает правильность использованной методики. Примененная здесь методика расчета СТД затем использовалась для составления математической модели,

74

позволяющей определить параметры СТД для динамических условий работы.

Кроме того, экспериментально был определен характер влияния подводящих и отводящих магистралей на статические характеристики СТД.

Результаты натурных испытаний СТД представлены в виде зависимостей выходного давления от входного - )( .. вхвых pfp =(статические характеристики).

Проведенные испытания не имитировали работу стабилизатора в составе двигателя. В данном случае СТД рассматривался как статический объект.

Испытания производились на гидравлическом стенде, необходимый уровень давления, подаваемый на вход СТД,обеспечивался центробежным насосом.Фактический расход воды измерялся по показаниям расходомера. Объектами испытаний были СТД, основные конструктивные параметры которых были изготовлены по данным, полученным в результате инженерного расчета.

Статические характеристики снимались для 4 схем: 1) схема №1 - «стабилизатор + входной трубопровод + выходной

трубопровод», при этом дренажный трубопроводне устанавливалсяна гидравлический стенд;

2) схема №2 - «стабилизатор без трубопроводов в стендовой обвязке», при этом на гидравлический стенд не устанавливались входной трубопровод, выходной трубопровод и дренажный трубопровод, т.е.стабилизаторкрепился непосредственно к стендовым трубопроводам;

3) схема №3 - «стабилизатор+ входной трубопровод + выходной трубопровод + дренажный трубопровод»;

4) схема №4 - «стабилизатор + дренажный трубопровод», при этом входной трубопровод и выходной трубопроводне устанавливались на гидравлический стенд, т.е. стабилизатор крепится непосредственно к стендовым трубопроводам.

СТД «проливался» по всем 4-м схемам не только в рабочем диапазоне расходов и давлений (на которые он был рассчитан). Испытания также проходили на пониженных и повышенных, относительно рабочих диапазонов, уровнях давлений и расходов.Это позволило определить влияниеприсоединенной массы в виде тонких трубопроводов относительно большой протяженности на работоспособность и характер нагрузочных характеристик СТД во всем исследуемом диапазоне.

В результате данных исследований было получено следующее: 1. Проведенные эксперименты подтвердили правильность расчетов и

принятых конструкторских решений.

75

2. Экспериментально показано влияние гидравлических характеристик подводящих и отводящих магистралей (входного, выходного и дренажного трубопровода) на уровень статических характеристик. При этом установлено:

- уровень выходного давления при наличии присоединенных к СТД трубопроводов выше по сравнению с уровнем выходного давления при отсутствии присоединительных трубопроводов у СТД;

- наибольшее влияние на величину выходного давления оказывает дренажный трубопровод;

- увеличение внутреннего диаметра выходного трубопровода СТД с dy=6 мм на dy=8 мм (при условии, что входной и дренажный трубопроводы также присутствуют в схеме испытания) приводит к уменьшению диапазона между малорасходной ( 045,0.. =трV л/с) и

большерасходной ( 89,0.. =трV л/с) характеристиками;

- использованные при данных испытаниях подводящие и отводящие магистрали с заданными гидравлическими характеристиками не влияют на работоспособность СТД, т.е. не оказывают влияния на устойчивость процесса стабилизации давления.

ОПТИМИЗАЦИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗОВОГО ЭЖЕКТОРНОГО УСТРОЙСТВА БЕЗ ПОВЫШЕНИЯ

ДАВЛЕНИЯ ПАССИВНОГО ПОТОКА Халиулин Р.Р.

Научные руководители: Сыченков В.А., Панченко В.И. Казанский национальный исследовательский технический университет

им. А.Н. Туполева (КНИТУ–КАИ), г. Казань, Россия

Эжекторные устройства используются во многих сферах техники [1, 2, 3]. В авиации эжекторы используются для увеличения тяги [1, 2], снижения температуры продуктов сгорания [4, 5, 6, 7], уменьшения шума и др.; также в масляных системах [1], в выходных устройствах [1, 2], в смесительных устройствах [8, 9] и др.

Эжектором называется устройство, в котором происходит интенсивное перемешивание активного (высоконапорного) и пассивного (низконапорного) потоков [1]. Независимо от назначения эжектор имеет следующие конструктивные элементы: сопло эжектирующего потока, сопло эжектируемого потока, камера смешения, диффузор. В настоящей статье рассмотрены газовые эжекторы.

Назначением сопел – с минимальными потерями подвести газы к входу в смесительную камеру [1, 2, 3, 4, 5]. В камере смешения происходит смешение газов. Длина камеры смешения выбирается такой, чтобы в ней практически успел закончиться процесс смешения потоков,

76

однако по возможности короткой, с тем чтобы не увеличивать гидравлических потерь и сократить общие габариты эжекторы.

В работе [1, 2] уменьшение длины эжектора достигается разделением потока на несколько струй. При этом методе коэффициент эжекции остается тем же, что и в традиционной конструкции. В работе [5] приведены результаты и

77

[5] Сыченков В.А., Панченко В.И., Халиулин Р.Р. Исследование коаксиального газового эжектора // Изв. вузов. Авиационная техника. 2014. №2. – Казань: КГТУ им. А.Н. Туполева, 2014. с. 24-28.

[6] Халиулин Р.Р. Исследование коаксиального газового эжектора. // Сб. материалов Международной молодежной научной практической конференции «Туполевские чтения». – Казань: Типография КНИТУ-КАИ, 2011.

[7] Халиулин Р.Р, Исследование кольцевых эжекторов. // Сб. материалов Международной молодежной научной практической конф. «Туполевские чтения». – Казань; 2012.

[8] Пат.119417 Российская Федерация, МПК7 F04F5/30. Эжектор/Сыченков В.А., Панченко В.И., Халиулин Р.Р. и др.; Заявитель и патентообладатель Общество с ограниченной ответственностью "Научно-внедренческая фирма "Спектр". – № 2012112780/06; заявл. 02.04.2012; опубл. 20.08.2012, Бюл. №23.– 2 с.:ил.

[9] Пат.116925 Российская Федерация, МПК7 F04F5/30. Эжектор / Сыченков В.А., Панченко В.И., Халиулин Р.Р. и др.; Заявитель и патентообладатель Общество с ограниченной ответственностью "Научно-внедренческая фирма "Спектр". – № 2011149794/06; заявл. 07.12.2011; опубл. 10.06.2012, Бюл. №16.– 2 с.:ил.

ИЗМЕРЕНИЕ ПОЛЯ ДАВЛЕНИЯ ЗА ШНЕКОМ ПРИ ИССЛЕДОВАНИИ ТЕЧЕНИЯ В БУСТЕРНЫХ ТНА ЖРД

Дорош Н.С. ОАО «НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко», г. Химки

Московской обл., Россия

При проектировании системы подачи для создании современных маршевых ЖРД конструкторам приходится уделять особое внимание энергоэффективности агрегатов а так же их надежности. Одним из важнейших показателей надежности является обеспечение безкавитационной работы основного турбонасосного агрегата (ТНА), что, с учетом современных уровней давления в камере сгорания, невозможно без использования бустреных ТНА (БНА). Широкое распространение в качестве БНА получили осевые лопаточные насосы, рабочим колесом которых является шнек, благодаря высоким всасывающим свойствам и технологичности. В то же время, течение в шнековых колесах прогрессивной геометрии имеет сложный пространственный характер, что делает их проектирование и точную оценку параметров потока нетривиальной задачей.

Исходя из необходимости детального понимания структуры потока в межлопаточных каналах шнека, был рассмотрен ряд методик исследования течения в БНА включающий аналитический расчет,

78

визуальные методы исследования, непосредственные измерения параметров потока и математическое моделирование. Анализ особенностей каждого метода показывает необходимость комбинирования нескольких методов для достижения наилучших результатов. Наиболее эффективной стратегией становится использование математического моделирования для получения широкого спектра данных с последующим подтверждением их адекватности экспериментальными замерами в характерных точках. Рассмотрены особенности проведения такого рода измерений в условиях проточной части шнека и требования к измерительным устройствам.

На основании этого разработана оригинальная конструкция экспериментального БНА, оборудованного системой замера давлений за шнеком и имитатором автоматического разгрузочного устройства. Благодаря этим системам экспериментально может быть получена радиальная эпюра давления потока за шнеком, а также осевая сила, воздействующая на шнек. Показано, что предлагаемая система измерений отвечает предъявляемым требованиям и позволяет получить данные на различных режимах работы агрегата. Разработана программа испытаний, позволяющая реализовать поставленные задачи: получить значения давлений в потоке за шнеком и осевое усилие на нем на различных режимах, а так же оценить влияние неравномерности сброса рабочего тела турбины в основной поток за шнеком. Экспериментальные данные впоследствии позволят провести сравнение с результатами численного моделирования, и при необходимости скорректировать условия расчета.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ УПРУГОГО ПОДВЕСА ДЛЯ ВКЛАДЫШЕЙ МАЛОРАСХОДНОГО ПОДШИПНИКА СКОЛЬЖЕНИЯ

Паровай Е.Ф. Самарский государственный аэрокосмический университет

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

По результатам многолетней эксплуатации ГТД и ГПА был выявлен ряд проблем, возникающий в связи с недостаточным ресурсом подшипников качения, что выявило необходимость проектирования подшипников новых конструкций. Предметом исследования, описанного в работе, являются малорасходные сегментные подшипники скольжения, обладающие рядом особенностей. С помощью подвеса вкладышей подшипника на упруго-пористом материале металлорезина (МР) осуществляется их принудительное нагружение (силовое замыкание рабочего зазора). Самоустановка на упругом подвесе

79

позволяет вкладышам занимать оптимальное рабочее положение (происходит автоматическая подстройка упруго-демпфирующих свойств МР при смене эксплуатационных нагрузок) [1]. Данный механизм так же исключает явление "колодочного флаттера". Минимальный рабочий зазор подшипника – 5 мкм (для синтетических масел), потребный расход смазки – порядка 0,2 л/мин. Работоспособность подшипника при столь низких расходах подтверждена испытаниями [2]. Разрушение такого подшипника не ведёт к достаточно заметной расцентровке ротора. Разрабатываемые подшипники способны воспринимать высокие скорости, обладают повышенным ресурсом, экономичностью и обеспечивают динамическую устойчивость роторов ГТД.

При проектировании перспективных малорасходных сегментных подшипников скольжения одним из важных этапов расчётных работ является этап определения и оптимизации характеристик упруго-демпферного подвеса вкладышей. Разрабатываемые подшипники, модели, методы и методики их проектирования являются новейшими решениями машиностроения, использующими потенциал мощных CAE-средств

Целью работы является разработка подходов к проектированию (в том числе с использованием средств CAE) и математических моделей системы рабочий зазор - вкладыш - упругий подвес с целью определения характеристик материала упругого подвеса, обеспечивающих оптимальный режим работы подшипника.

Задачами исследования являются: – разработка математической модели взаимодействия рабочего

зазора подшипника, вкладыша и упругого подвеса; – математическое определение характеристик материала упругого

подвеса; величины деформации элементов системы вкладыш - упругий подвес.

– Исходными данными для проведения исследований являются результаты гидродинамических расчётов проектируемого подшипника [3,4], основные положения гидродинамической теории смазки, теории упругости и конструкционного демпфирования [5,6,7,8,9].

– Проектирование упругого подвеса из МР для вкладышей подшипника скольжения состоит из следующих этапов:

– Выбор конструкции подшипника и гидродинамический расчёт (исходные данные для проектирования упругого подвеса).

– Поиск равнодействующей сил и оптимальной нагрузки. Материал упругого подвеса позволяет поворачиваться вкладышам в

радиальном направлении во время работы подшипника и занимать оптимальное рабочее положение. Слой материала МР сминается под

80

действием нагрузки, возникающей в подшипнике, обеспечивая поворот вкладышей [1]. Для определения деформационных характеристик вкладыша и материала упругого подвеса требуется математическое отыскание точки приложения равнодействующей сил, возникающих в системе. Разработанная математическая модель содержит подэтап расчёта упруго-демпферных характеристик МР, полученные зависимости могут быть использованы для оптимизации геометрии вкладышей и определения характеристик МР (диаметра проволоки и пр.).

Определение оптимальных характеристик МР. Оптимизация этих параметров является условием безотказной работы

подшипника. Разработанная методика строится на модели В.Н. Бузицкого и А.А. Тройникова для материала МР [8]. На основе результатов гидродинамического расчёта и полученных значений оптимальных нагрузок определяются параметры материала упругого подвеса - диаметр проволоки, плотность материала МР, материал проволоки, воспринимаемая нагрузка и пр. Полученные выражения (1), (2) и (3) позволяют найти для cρ (относительную плотность МР); Tn (нагрузку) и an (деформацию):

АСВВ03,0АС64,0

c ++

=ρ (1)

++

−=АСВ

В03,0АС64,064,0Аa n (2)

++

−=АСВ

В03,0АС64,064,0АСТn (3)

где А, В, С - величины, зависящие только от известных параметров (в том числе Тиσ , Тиσ – предела текучести и относительного предела

текучести материала проволоки; НС – высоты образца МР; S – площади поперечного сечения образца; 0∆ – относительного осевого натяга образца).

Полученные величины позволяют найти требуемые характеристики МР, в том числе и диаметр проволоки иδ .

Определение прогиба (деформации) МР. Жёсткость материала МР С рассчитывается на основе

экспериментальных данных, полученных при статическом эксперименте с тонкими пластинами из материала МР с различной толщиной Н. На основании выражения для жёсткости находится зависимость напряжений от деформации σ = f (ε), которая задаёт переменный модуль упругости МР в ANSYS. Нагрузка на вкладыш задаётся по узлам конечных элементов эпюрой давлений полученной в результате гидродинамических расчётов. Под действием сил, возникающих в

81

рабочем зазоре подшипника, вкладыш осуществляет поворот и слой материала МР деформируется. Свойствами материала МР, а следовательно, и конечной величиной максимальной деформации (а так же величиной смещения вкладышей подшипника), можно варьировать за счёт изменения диаметра проволоки, изначального натяга МР, толщиной слоя МР и пр.

Оптимизация. Разработанные математические модели поведения системы зазор -

вкладыш – МР позволяет на основе результатов CFD-расчётов характеристик течения смазки в рабочем зазоре подшипника и величины нагрузки, воспринимаемой подшипником, найти оптимальные значение параметров материала упругого подвеса при проектировании подшипника. С помощью модели деформирования системы вкладыш - упругий подвес возможно определять значения смещения нагруженного вкладыша и деформации материала МР от действия сил давлений, возникающих в рабочем зазоре подшипника. Смещение вкладыша на эту величину должно обеспечивать работу подшипника без заеданий. В случае невыполнения данного условия, либо условий нормального функционирования подшипника на любом из этапов расчётного проектирования, представленных в данной работе, следует вернуться к этапу выбора конструкции подшипника (итерационная оптимизация).

Разработанные математические модели являются частью методики проектирования перспективных малорасходных гидродинамических подшипников с упругим подвесом вкладышей. Созданная комплексная модель системы рабочий зазор – вкладыш – МР позволяет решать сопряженные задачи гидродинамики, теплового анализа и деформирования.

Применение подшипников скольжения нового типа (для ГТД и наземных газотурбинных приводов) позволит:

– снизить массу двигателя за счёт упрощения систем маслоснабжения, наддува и суфлирования;

– повысить надёжность подшипниковых узлов и надёжность двигателя в целом;

– повысить эффективность работы двигателей, обеспечив динамическую устойчивость работы на высоких частотах вращения;

– повысить экономичность и экологичность двигателей. ЛИТЕРАТУРА Паровай, Е.Ф. Гидродинамический подшипник с упругим подвесом

вкладышей из материала МР / Е.Ф. Паровай, Ф.В. Паровай // Авиационно-космическая техника и технология: научно-технический журнал. Вып.8 (105) – Харьков: ХАИ, Украина, 2013. – С.201-205.

82

Проектирование сегментных гидродинамических подшипников скольжения – сухого картера с расточкой вкладышей в радиус вала и силовым замыканием рабочего зазора [Текст]: технический отчет НИР: исполнитель ОАО СКБМ [и др.]. – Самара: ОАО СКБМ, 2008. – 133 с.

Паровай, Е.Ф. Расчет гидродинамического подшипника опоры авиационного двигателя [Текст]/ Е.Ф. Паровай, С.В. Фалалеев, В.Б. Гордеев // Авиационно-космическая техника и технология: научно-технический журнал. – Харьков "ХАИ", Украина, 2012. – № 4 (91). С. 102-105.

Паровай, Е.Ф. Проектирование гидродинамического подшипника авиационного двигателя / Е.Ф. Паровай, В.Б. Гордеев [и др.] // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П. Королёва (национального исследовательского университета). Вып. 3. Ч.2. Самара: СГАУ, 2012. – С.107-111.

Yan, H., Jiang, H., Zhao, H., Liu, W., Ulanov, A.M. Temperature characteristics of metal rubber material. Xiyou Jinshu Cailiao Yu Gongcheng/Rare Metal Materials and Engineering, 2011, vol.40, no. 12, pp. 2092-2095.

Ulanov, A.M., Yu.K. Ponomarev. Finite element analysis of elastic-hysteretic systems with regard to damping. Russian Aeronautics, 2009, vol.52, no. 3, pp. 264-270. DOI: 10.3103/S1068799809030027.

Лазуткин, Г.В., 2011. Разработка методов создания цельнометаллических многокомпонентных виброизоляторов с конструкционным демпфированием. Дис. д-ра техн. наук, СГАУ. - 309 с.

Бузицкий, В.Н. Расчет втулочных амортизаторов из материала МР, работающего на сжатие / В.Н. Бузицкий [и др.] // Вибрационная прочность и надёжность двигателей и систем летательных аппаратов: сборник научн. трудов. Вып. 3. – Куйбышев: КуАИ, 1976. – С. 15-21.

Уланов, А.М. Механические характеристики демпферов опор трубопроводов из материала МР [Текст] / А.М. Уланов, А.В. Швецов // Вестник СГАУ. - Самара: СГАУ, 2011. - № 3(27). С. 94-99.

СПОСОБ СПАСЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ РД191 ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТОНОСИТЕЛЯ «АНГАРА» С ЦЕЛЬЮ ЕГО

МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ Милов А.Е.

ОАО «НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко», г. Химки Московской обл., Россия

Один из способов повышения экономической эффективности средств выведения космического назначения – ракетоносителей (РН), является многоразовое применение жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) первой ступени - как наиболее наукоемкого элемента РН,

83

определяющего её основные характеристики, надежность и сроки подготовки к пуску.

Предлагается решение данной задачи осуществить путём размещения ЖРД в индивидуальной, негерметичной капсуле спасения, защищающей двигатель от повреждений и загрязнений, возникающих после отделения капсулы от первой ступени РН при последующем спуске в атмосфере и посадки на поверхность Земли.

Реализации решения рассмотрена на примере двигателя РД191 первой ступени РН Ангара легкого класса, как двигателя, не требующего доработки под многоразовое применение, т.к. его агрегаты обладают десятикратным запасом работоспособности.

Для обеспечения сохранности двигателя в работоспособном состоянии по приземлении капсула спасения оснащена системой торможения, включающей:

а – сверхзвуковой парашют, обеспечивающий ориентацию капсулы теплозащитным экраном по направлению к действию основных аэродинамических нагрузок;

б – теплозащитный экран, воспринимающий основные температурные нагрузки, возникающие при торможении в верхних слоях атмосферы;

в – основной парашют, замедляющий скорость спуска в плотных слоях атмосферы;

г – посадочное устройство, предназначенное для снижения ударных нагрузок на двигатель при соприкосновении капсулы с поверхностью Земли.

В качестве посадочного устройства системы спасения проработано три типа. Первый тип – надувной плот, обеспечивает мягкость посадки, плавучесть и остойчивое положение капсулы с ЖРД в случае приводнения. Второй тип - надувная подушка. Третий тип - двигатели мягкой посадки, какими являются ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ). Два последних типа посадочных устройств используются в случае приземления капсулы на твердую поверхность. Предусмотрено использование только одного типа посадочного устройства с целью обеспечения минимальной массы системы спасения.

На основании эмпирических и теоретических расчетных оценок показано, что увеличение массы РН за счет системы спасения, приводит к уменьшению массы выводимого полезного груза на 2.6 % (с 3.8 т до 3.7 т). Для сравнения, в способе спасения первой ступени «Ангара 1.2» с помощью многоразового ракетного ускорителя «Байкал», масса полезного груза уменьшается вдвое (до 1.9 т).

Описанный способ спасения двигателя первой ступени космической РН обладает изобретательским уровнем, промышленной применимостью и новизной, что подтверждено патентом RU 142 981 U1

84

«Система спасения ракетных двигателей» (опубликован 10.07.2014, Бюл. №19, заявка 2013152622/11 от 27.11.2013) и правом международного приоритета (заявка PCT/RU №2013/001071 от 28.11.2013).

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ РЕЖИМОВ ОТЖИГА НА СТРУКТУРУ И ФАЗОВЫЙ СОСТАВ ШТАМПОВОК

ИЗ СПЛАВА ВТ8-1 ДЛЯ МОНОКОЛЕС ГТД Истракова А.Р., Кашапов О.С., Павлова Т.В., Калашников В.С.

ФГУП «ВИАМ», г. Москва, Россия

При выборе материалов для авиационных газотурбинных двигателей наибольшее внимание уделяется максимальной рабочей температуре, плотности материала и его механическим свойствам. Поэтому в компрессоре низкого давления (КНД) и на первых ступенях компрессора высокого давления (КВД) широко применяются жаропрочные титановые сплавы с рабочей температурой до 600 °С. Дополнительного снижения массы можно добиться путем замены рабочего колеса классической конструкции диска со съемными лопатками на рабочее моноколесо типа «блиск». Поскольку в детали типа «блиск» необходимо учитывать структуру и свойства лопаточной и дисковой зон, а также обеспечить максимальную усталостную прочность, то целесообразно провести исследования по корректировке режима термической обработки.

В настоящее время сплав ВТ8-1 является одним из основных сплавов, рекомендуемых для изготовления дисков компрессора газотурбинных двигателей, с рабочей температурой до 450 °С. Жаропрочный титановый сплав ВТ8-1 является модификацией сплава ВТ8, разработанного в 60-е годы, долегированый нейтральными упрочнителями – оловом и цирконием.

В ходе проведения исследовательской работы были опробованы различные режимы отжига с повышением температуры нагрева на первой ступени отжига с (Тпп-30 °С) до (Тпп-20 °С), и снижением температуры нагрева на второй ступени отжига с 590 до 550 °С, время выдержки во всех случаях оставалось неизменным. Были исследованы структура и фазовый состав материала штамповки блиска после различных режимов отжига методами оптической, растровой и просвечивающей электронной микроскопии, рентгеноструктурным и микрорентгеноспектральным анализами, определены основные механические свойства для дисков и лопаток.

В структуре материала после отжига по скорректированному режиму (режим 2) заметно снижение объемной доли первичной -фазы до 20 % и уменьшение толщины пластинок с 2 до 0,5 мкм, преимущественно

85

сгруппированных в колонии. Выделение по межфазным границам частиц силицидов приводит к снижению характеристик пластичности и ударной вязкости. Наблюдаемые различия структуры материала оказывают влияние на прочностные характеристики.

КЛАССИФИКАЦИЯ ЛОПАТОК С ДВУМЯ ХВОСТОВИКАМИ, КАК ОБЪЕКТА ИССЛЕДОВАНИЯ

ЩекотуровД.В. ОАО «НПО «Сатурн», г. Рыбинск Ярославской обл., Россия

В период с 2001 г. наблюдается значительное увеличение пассажиропотока перевозимого воздушным транспортом,при этом с целью повышения конкурентоспособности, технические характеристики ГТД продолжают совершенствоваться, что сопровождается усложнением обработки различных деталей изделия. Среди прочих (валы, корпуса, диски и т.д.) наиболее сложными в изготовлении являются лопатки компрессора ГТД. Одной из важных проблем является повышение эффективности технологических процессов, используемых для изготовления лопаток с двумя хвостовиками. Возможное решение задачи заключается в использовании электрохимической обработки для формообразования элементов проточной части таких деталей.

Целью выполнения работы является классификация лопаток с двумя хвостовиками, которая в дальнейшем позволит определить оптимальное сочетание методов обработки различных поверхностей лопатки и обеспечить построение эффективного технологического процесса их изготовления с использованием операции электрохимической обработки для формообразования элементов проточной части.

Для классификации лопаток с двумя хвостовиками могут быть использованы следующие конструктивные параметры: типоразмер лопаток; конструкции пера лопаток; конструкция хвостовика лопаток; материал деталей; требования к точности изготовления.

Рассмотренные параметры, характеризующие конструкцию лопаток с двумя хвостовиками, использованы при разработке классификатора и матрицы, построенной на его основе.

Таблица 1 – Матрица классификации лопаток с двумя хвостовиками № п/п О А Б В Г

Типоразмер лопаток

Требования к точности изготовления

1 степень точности

2 степень точности

3 степень

86

точности Конструкц

ия хвостовика

лопаток

1 хвостовик

2 хвостовик

Материал детали

Конструкция пера лопатки

В таблице 1 представлен пример классификации лопатки,

обладающей следующими параметрами. Длина профиля пера от 20 до 80 мм,выполненной по 2 классу точности, один из хвостовиков лопатки – трапецеидальный, второй – призматический, лопатка изготовлена из жаропрочного деформируемого сплава, перо лопатки – сплошное.

В представленной работе рассмотрены основные конструктивные параметры лопаток с двумя хвостовиками, что позволило разработать их классификатор и матрицу. Результаты исследования будут использованы при изучении явления технологической наследственности, возникающего при обработке профиля пера лопаток с двумя хвостовиками на операции электрохимической обработки.

ЛИТЕРАТУРА . Деловой авиационный портал Ato.ru «Пределы роста авиаперевозок

в России», http://www.ato.ru/content/predely-rosta-aviaperevozok-v-rossii. . Крымов В.В., Елисеев Ю.С., Зудин К.И. «Производство лопаток

газотурбинных двигателей». – М.:Машиностроение/Машиностроение-Полет, 2002. – 376 с., ил.

. Демин Ф.И., Проничев Н.Д., Шитарев И.Л. «Технология изготовления основных деталей газотурбинных двигателей: Учебное пособие. – М.:Машиностроение, 2002. – 328 с., ил.

. Сулима А.М. и др. «Основы конструирования и производства авиационных ГТД». – М.:Машиностроение, 1996. – 480 с.

. Полетаев В.А. «Технология автоматизированного производства лопаток газотурбинных двигателей». – М.: Машиностроение, 2006. – 256 с., ил.

. Безъязычный В.Ф., Клейменов В.В. «Особенности технологического обеспечение качества поверхностного слоя и точности обработки деталей газотурбинных двигателей». – М.: Справочник инженерный журнал № 7, 2007.

87

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ГОРЕНИЯ В КАМЕРАХ СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

Валиев Т.Р., Халиулин Р.Р., Мингазов Б.Г. Казанский национальный исследовательский технический университет

им. А.Н. Туполева-КАИ (КНИТУ-КАИ), г. Казань, Россия

Преобразование химической энергии в тепловую, механическую и другие виды энергии путем сжигания разнообразных топлив является основным направлением в современной энергетике. Поэтому интерес к этой проблеме остается высоким как с точки зрения повышения эффективности различных энергетических и силовых установок, так и с позиций охраны окружающей среды от влияния вредных выбросов. Не менее важное значение эта проблема имеет в газотурбинных двигателях, являющихся основной силовой установкой в авиации, а также при их наземном применении в различных областях промышленности. За последние десять лет существенно повысились экономичность газотурбинного двигателя (ГТД) и их экологические характеристики, определяемые совершенством отдельных узлов и, в частности, камерой сгорания.

Камера сгорания предназначена для преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию путем его непрерывного сжигания в потоке воздуха. Рабочий процесс в камере сгорания представляет собой совокупность процессов подготовки топливовоздушной смеси, ее непрерывного поджигания и собственно горения.

При этом наиболее существенными являются следующие особенности рабочего процесса:

– характер взаимного распределения подачи воздуха и топлива по длине жаровой трубы;

– способ организации циркуляционного течения в первичной зоне камеры сгорания;

– тип топливоподающего устройства: центробежная форсунка, топливовоздушная форсунка, предкамера (испаритель).

Несмотря на большое разнообразие конструктивного исполнения, и параметров рабочего процесса камер сгорания, в основе их работы лежат самые общие принципы:

– Разделение камеры сгорания на зону горения и зону смешения. Это обусловлено тем, что температура газов перед турбиной

достигает значений *гT = 1600–1800К (по условию прочности

материалов деталей ее проточной части). Поскольку при таких условиях становится невозможно качественно организовать процесс горения ни одного вида топлива, то для собственно горения топлива необходимо выделить только часть воздуха, проходящего через камеру сгорания

88

(первичный воздух), обеспечивая условия образования реакционно-способной смеси и высокую температуру процесса. На практике между первичной зоной горения и зоной разбавления часто предусматривают так называемую промежуточную зону, предназначенную для дожигания не прореагировавших компонентов. Это достигается путем локального подвода дополнительного количества воздуха в эту зону.

Оставшаяся часть воздуха (вторичный воздух), минуя зону горениячерез ряды отверстий, поступает в зону смешения, где, смешиваясь с продуктами сгорания, обеспечивает заданный уровень температуры газов перед турбиной иидет на охлаждение стенок жаровой трубы.

Скорость потока на входе в камеры сгорания достигаетнескольких десятков, а иногда и сотен метров в секунду.Скорость распространения пламени при сгорании обычныхуглеводородных топлив в тех же условиях существенно меньше исоставляет, как правило, метры или десятки метров всекунду. Следовательно, если в камере отсутствует постоянный источник поджигания, то не может существовать и стационарный факелпламени, так как при названном соотношении скоростей пламя будет сноситься потоком. Стационарное пламя может существовать лишь при наличии постороннего непрерывного источникаподжигания или при наличии точки или зоны, где скоростьраспространения пламени равна скорости потока. В последнем случае такую область можно рассматривать как неподвижный источник поджигания, от которого пламя будет распространяться в поток.

Обычно необходимо принимать специальные меры дляудержания (стабилизации) пламени в прямоточной камере сгорания, для поддержания непрерывного процесса сгорания.

Список литературы: 1. Акимов В. М., Бакулев В. И., Горбунов Г. М., Шляхтенко С. М.. и

др. Теория воздушно-реактивных двигателей. М., "Машиностроение",1975,568 стр.

2.Вьюнов С.А., Гусев Ю. И., Карпов А. В., и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Под общ. ред. Д.В. Хронина. -М.: "Машиностроение", 1989.-368 стр.

3.Мингазов Б.Г. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. Издательство Казан.гос. техн. ун-та, 2004.-220 стр.

4.Талантов А. В.. Основы теории горения. Издательство Казан.гос. техн. ун-та, 1975.-252 стр.

5. Бортников М. Т.. Труды ЦИАМ №613 Стабилизация процесса горения в камерах сгорания.

89

РАЗРАБОТКА КОМПАКНЫХ ЛАЗЕРНЫХ МОДУЛЕЙ ДЛЯ ЗАЖИГАНИЯ ТОПЛИВА В ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ

ДВИГАТЕЛЯХ Савостьянов А.В., Диков А.

ООО «Спектралазер», г. Москва, Россия

Проблема создания надежных систем воспламенения топлива в камере сгорания и газогенераторе возникла одновременно с началом разработки ЖРД, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.

С начала 1950-х годов, когда начались интенсивные разработки ЖРД, было предложено большое количество различных способов воспламенения компонентов топлива в камерах сгорания и газогенераторах ЖРД: электроискровой, химический, каталитический, пороховой (пиротехнический), электроплазменный, газодинамический, лазерный и др. Каждый из приведенных способов разрабатывался для решения конкретных задач, имеет свои преимущества и недостатки. Некоторые способы воспламенения нашли широкое применение, другие остались на стадии лабораторных исследований.

Интерес производителей ракетных двигательных установок таких как: ЦСКБ Прогресс (Самара), НПО Энергомаш (Химки), КБХА (Воронеж) ОДК (Самара) к лазерным технологиям связан с тем, что способ воспламенения ракетного топлива в камере сгорания с последующим распространением и стабилизацией пламени является одной из важных задач при проектировании всех типов ракет. Кроме того, в настоящее время с целью снижения стоимости запуска ракеты, в качестве основного условия при создании новых космических двигателей, выдвигается требование их многоразового использования – возможности нескольких включений в полете или при работе на орбите.

Целью работы является создание лазерных модулей для зажигания топлива в жидкостных ракетных двигателях, которые по массогабаритным характеристикам соответствуют требованиям, предъявляемым в космической промышленности.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря двум основным составляющим, заключающим в себе научную новизну проекта:

1) применение твердотельного лазера с диодной накачкой, который характеризуются высокой эффективностью и компактностью по сравнению с газовыми и другими твердотельными лазерами;

2) применение уникального композиционного материала на основе синтетического порошка алмаза и меди для эффективного отвода тепла.

Для создания алмаз-медного композита использовался уникальный метод электроискрового спекания или спекания в электрическом поле.

90

Это инновационная технология, которая все шире применяется для получения многочисленных материалов, например, наноструктурных, композиционных и градиентных материалов. Технология основана на модифицированном методе горячего прессования, в котором электрический ток подается не на внешний нагреватель, а напрямую пропускается через пресс-форму и заготовку. Благодаря пропусканию импульсного электротока и возникающего при этом «эффекту плазмы разряда», удается реализовать исключительно быстрый предварительный нагрев и кратковременные циклы. В результате можно подавить рост зерна и возникновение равновесных состояний, что позволяет получить материалы с ранее недостижимой композицией и свойствами.

ЛИТЕРАТУРА [1] K. Hagesava, K. Kusaka, A. Kumakawa, M.Saio, M. Tadano. Laser

Ignition of GOX/GH2 and GOX/GH4Propellants. AIAA, 2003 [2] Ребров С.Г., Голиков А.Н., Голубев В.А., Шестаков А.В., Романюк

В.А.. Лазерное воспламенение топлив в запальном устройстве с использованием микрочип-лазера.Электронныйжурнал «ТрудыМАИ». Выпуск № 57, 2012.

[3] T. Schubert, L. Ciupinski, W. Zielinski, A. Michalski, T. WeiЯgaЁrber, and B. Kieback, Interfacial Characterization of Cu/Diamond Composites Prepared by Powder Metallurgy for Heat Sink Applications, Scr. Mater., 2008, 58(4), p 263–266

[4] Y. Fan, H. Guo, J. Xu, K. Chu, X. Zhu, and C. Jia, Effects of Boron on the Microstructure and Thermal Properties of Cu/Diamond Composites Prepared by Pressure Infiltration, Int. J. Min. Met. Mater., 2011, 18(4), p 472–478

[5] A.M. Abyzov, S.V. Kidalov, and F.M. Shakhov, High Thermal Conductivity Composite of Diamond Particles with Tungsten Coating in a Copper Matrix for Heat Sink Application, Appl. Therm. Eng., 2012, 48, p 72–80

91

ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ НЕДОСТАТОЧНОСТИ ЗНАНИЯ ИСХОДНЫХ ДАННЫХ НА РЕЗУЛЬТАТЫ ЧИСЛЕННОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛОПАТОЧНОМ ВЕНЦЕ ОСЕВОЙ ТУРБИНЫ

Колмакова Д.А., Попов Г.М. Научный руководитель: к.т.н., доцент Батурин О.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский

университет), г. Самара, Россия

Многочисленные сопоставления результатов численного моделирования рабочих процессов в лопаточных машинах с данными эксперимента показывают, что зачастую при хорошем качественном совпадении результатов расчетчикам не удается добиться количественного совпадения. Одним из факторов, вызывающих данное несоответствие является неопределенность исходных данных при моделировании. Действительно, в ходе создания расчетной модели исследователь должен задать конкретные геометрические размеры рассматриваемого канала, которые обычно берутся по результатам измерения или с чертежа. Однако реальный размер обтекаемого тела не равен чертежному в силу погрешности изготовления, либо измерения. И каково действительное значение размера неизвестно – известен только диапазон его возможных значений, определяемых погрешностью средства измерения или величиной технологического допуска.

Аналогичным образом расчетчик не имеет достоверной информации о параметрах рабочего процесса, поскольку они измеряются напрямую или косвенно с погрешностью. Кроме того, обычно распределение параметров потока имеет сложный характер, упрощаемый при моделировании. Таким образом, при проведении численного моделирования имеются лишь примерные представления о реальных размерах исследуемого канала и параметрах потока, принимаемых в качестве граничных условий. Данное обстоятельство, безусловно, должно приводить к существенной количественной погрешности вычисления. По некоторым даннымона составляет до 80% погрешности результата.

На сегодняшний день в России и в мире существует лишь незначительное количество публикаций по данной тематике. А алгоритмы и программная реализация учета неопределенности исходных данных находятся еще на начальном этапе.

По указанным выше причинам было проведено исследование, направленное на оценку влияния неопределенности исходных данных на расчетные характеристики лопаточных венцов осевых турбин.

92

На подготовительном этапе был проведён анализ отраслевых стандартов и рабочих чертежей турбомашин, составленных на разных предприятиях, который позволил выделить их важнейшие геометрические размеры и типовые значения допусков на эти размеры. Значения погрешностей для физических параметров потока были приняты согласно оценкам, приведённым в технической литературе.

Оценка влияния неопределённости геометрических и физических переменных на рабочий процесс в венце лопаточной машины была проведена на примере незакрученной решётки соплового аппарата (СА), постоянного сечения по высоте, для которого имеются обширные экспериментальные данные.

Моделирование течения в сопловом аппарате осуществлялось в специализированном программном комплексе NUMECA. В качестве контролируемых критериев эффективности СА были приняты: пропускная способность (АСА), коэффициент потерь (ζСА) и угол выхода потока из СА (α1). Сравнение результатов расчёта базового варианта СА и экспериментальных данных показали, созданная модель адекватно описывает процессы, происходящие в решетке, но недостаточно хорошо предсказывает численное значение потерь [4].

Для данной решетки была проведена серия расчетных исследований. Первая группа расчётов была ориентирована на выявление влияния неопределённости геометрических параметров на параметры СА. Вторая группа расчётов была направлена на выявление зависимости исследуемых параметров от изменения параметров потока, которые используются в качестве граничных условий при моделировании (р∗, Т*, р).

Полученные результаты в сравнении с результатами расчёта базового варианта СА показали, что неопределённость исходных данных в CFD расчете оказывает существенное влияние на количественные оценки, получаемых с их помощью. Разница между расчётными данными с измененными в соответствии с технологическими допусками и погрешностью измерения значениями геометрии и параметров процесса может превышать 5 % по величине рассматриваемых критериев.

Работа выполнена при финансовой поддержке Правительства Российской Федерации (Минобрнауки) на основании постановления №218 от 09.04.2010 (шифр темы 2013-218-04-4777).

93

МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ СТАТИКИ И ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В КОНТАКТНЫХ УЗЛАХ СОВРЕМЕННЫХ

ЭНЕРГОУСТАНОВОК Ежов А.Д.

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

В авиационных, ракетных и космических системах, при работе на высоких тепловых режимах образуются различного рода непроизводительные потери в контактирующих узлах конструкции. При прогнозировании величин этих потерь и величин тепловых потоков, учет шероховатости поверхностей контакта является одной из важнейших составляющих.

Целью работы является разработка метода расчёта контактного термического сопротивления для контактной пары металлов и композитов используя моделирование микронеровностей поверхности и инженерный анализ в ANSYS.

В рассматриваемой задаче определения контактного термического сопротивления возникает необходимость оценки реального распределения микронеровностей поверхностей как по высоте, так и по шагу, которая обычно производится с помощью статистических функций распределения. Воспользоваться этими функциями в реальных задачах из-за ряда эмпирических коэффициентов бывает довольно затруднительно. Это приводит к невозможности с высокой степенью достоверности определить истинные пятна контакта поверхностей, а следовательно, точно определить фактическую площадь контакта.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря трем основным составляющим, заключающим в себе научную новизну проекта:

– На основе проведенного анализа профилограмм поверхностей, разработана методика, результатом которой является возможность определения координат точек микронеровностей поверхности, необходимых для проведения расчета.

– Определение деформаций микронеровностей в зоне контакта, возникающих после приложения механических нагрузок, т.к. для теплового анализа необходимо однозначно знать характеристики измененных в результате воздействия профилограмм контактирующих поверхностей

– На основе деформированной микрогеометрии поверхности из-за действия механической нагрузки, проведен тепловой расчёт контактной пары, результатом которого является поле температур. Предложенная методика по определению координат поверхности

позволяет получить 3-х мерные модели шероховатости поверхности,

94

которые удовлетворительно совпадают со снимками поверхности реальных образцов, полученными с помощью электронного микроскопа, что является немаловажным, поскольку точное знание профиля контактирующих поверхностей позволяет значительно снизить погрешности статического и теплового расчета.

Для реализации поставленной задачи по расчету контактного термического сопротивления, была сформирована статистическая база моделей различного класса поверхностей и материалов. Проведенное предварительное моделирование механических и тепловых деформаций позволяет задать граничные условия для выполнения основного расчета по определению термического контактного сопротивления.

Проведенные расчеты и их верификация по данным экспериментов подтверждают достоверность предложенной модели, а предложенная методика позволяет моделировать температурные поля в контактирующих узлах различных теплонапряженных конструкций для любой контактной пары.

ПОЛУЧЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ОСЕВЫХ ТУРБИН МЕТОДАМИ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ ГАЗОВОЙ

ДИНАМИКИ Попов Г.М., Горячкин Е.С., Смирнова Ю.Д.

Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский

университет), г. Самара, Россия

В ходе выполнения работы произведена проверка соответствия параметров, полученных с помощью методов вычислительной газовой динамики, значениям, используемым на ОАО «Кузнецов» в математической модели ГТУ НК – 36СТ. Предметом исследования являются турбина низкого давления и свободная турбина стационарной газотурбинной установки. В процессе исследований было создано три расчетных модели каждой из турбин с различным количеством конечных элементов расчетных сеток, которые не учитывают наличие притрактовых полостей. Модели первого уровня содержали примерно 450 000 элементов на один лопаточный венец, модели второго уровня – примерно 1 000 000 элементов на один лопаточный венец. Модели третьего уровня – примерно 2 000 000 элементов на один лопаточный венец. Также создана модель, включающая притрактовую полость.

В качестве граничных условий на входе в турбины были заданы эпюры распределения по высоте проточной части полного давления, полной температуры, угла потока и турбулентной вязкости, полученные из предварительных CFD расчётов.

95

Расчет был произведен в программном пакете Numeca, его результатом стало получение основных параметров потока в турбинах. На их основе были построены следующие зависимости: пропускной способности турбины А , КПД турбины *η , степени понижения

давления турбины *тπ , угла потока в абсолютном движении на выходе

из турбины 6α от параметра

*эф

nc

.

В результате работы было исследовано влияние размерности расчётной сетки на результаты моделирования характеристик турбин. Также исследовано влияние учёта притрактовых полостей при моделировании на расчётные характеристики турбин. Выработаны рекомендации по построению расчётных моделей неохлаждаемых осевых турбин газотурбинных двигателей, обоснована возможность проведения оптимизационных и предварительных расчетов с использованием моделей, не учитывающих притрактовые полости.

ИЗГОТОВЛЕНИЕ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ И РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ИЗ ЗАГОТОВОК, ПОЛУЧЕННЫХ МЕТОДОМ ГОРЯЧЕГО ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ВЫДАВЛИВАНИЯ

Егорова Н.А. ОАО «Кузнецов», г. Самара, Россия

В настоящее время большинство деталей авиационных и ракетных двигателей изготавливают из прутка, поковки или проката.В зависимости от точности получаемой заготовки и припусков при механической обработке удаляется от 1,5 до 4 мм металла на сторону, и большая часть дорогостоящих материалов безвозвратно уходит в стружку, повышается трудоемкость изготовления деталей, падает совокупная производительность труда. Поэтому развитие прогрессивных технологических процессов направлено на повышение экономии материалов, увеличение производительности труда, сокращение трудоемкости и снижение себестоимости деталей. Одновременно с этими проблемами необходимо рассматривать и задачу повышения качества и механических характеристик точных профилей.

Эти задачи могут быть решены путем повышения объема изготовления и расширения сортамента профилей высокой точности, применение которых позволило бы повысить КИМ.

Объектом исследований в данной работе является получение заготовок для деталей авиационных и ракетных двигателей из различных сталей и сплавов методом, позволяющимне только повысить экономию материалов, увеличить производительность труда, сократить

96

трудоемкость и, соответственно, снизить себестоимость изготовления деталей, но и повысить качество используемых заготовок.

Целью исследований является разработка альтернативного и рационального технологического процесса изготовления заготовок для деталей типа «кольцо пружинное» из пружинной стали 60С2А в условиях действующего производства в связи с возникшей проблемой поставки листового материала.

В процессе выполнения работы были разработаны технологические процессы изготовления заготовок методом ковки и методом ГГДВ,согласно которым были изготовлены пробные партии заготовок и проведено их полное металлургическое исследование.

При сравнении полученных результатов отмечено, что при изготовлении заготовок, полученных методом ГГДВ, по сравнению с поковкой вдвое возрос КИМ, по сравнению с поковкой и заготовкой из полосы уменьшилась трудоемкость изготовления детали типа «кольцо пружинное» за счет сокращения операций механического цеха при обработке заготовок и за счет малой трудоемкости изготовления штамповок ГГДВ.

К тому же были проведены все необходимые ресурсные испытания в составе изделия и, основываясь на полученных результатах, внедрено в серийное производство изготовление заготовок методом ГГДВ. По результатам проведенной работы и ресурсных испытаний материал 60С2А был внесен в технические условия на изготовление деталей методом ГГДВ.

ИССЛЕДОВАНИЕ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ СТАЦИОНАРНОЙ ГАЗОТУРБИННОЙ

УСТАНОВКИ Попов Г.М., Горячкин Е.С., Смирнова Ю.Д.

Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С.П. Королёва (национальный исследовательский

университет), г. Самара, Россия

В современных газотурбинных двигателях остро стоит задача снижения веса. Один из путей решения этой задачи – применение компрессоров сверх- и трансзвуковой конфигурации, что позволяет достичь более высокой степени повышения давления в каждой ступени, чем при использовании дозвуковых компрессоров, и, тем самым, уменьшить число ступеней, необходимых для обеспечения требуемого значения степени повышения давления.

В подобных компрессорах поток тормозится за счёт системы скачков уплотнений в сверхзвуковой части, а в дозвуковой за счёт поворота

97

потока в диффузорных каналах, образованных рабочими и направляющими лопатками.

На современном этапе развития двигателестроительной отрасли, проектирование новых и модернизация старых компрессоров неразрывно связано с использованием методов вычислительной газовой динамики. При этом необходимость моделирования системы скачков уплотнения накладывает высокие требования к построению расчётных сеток. В частности, выбора метода передачи параметров между вращающимися доменами рабочих колёс и неподвижными доменами направляющих аппаратов.

В работе, на примере трехступенчатого компрессора низкого давления показано, что использование различных методов осреднения и передачи параметров между доменами может внести существенные различия в рассчитанные характеристики компрессора. Были проанализированы три метода передачи параметров между доменами, используемые в программном комплексе NUMECA/FineTurbo. Также была проведена валидация рассчитанных характеристик компрессора с экспериментальными данными при различных частотах вращения ротора. Полученные данные доказали адекватность применяемой численной модели рабочего процесса исследуемого компрессора.

Как правило, в компрессорах имеет место отбор воздуха на различные нужды. При включенном отборе воздуха рабочая характеристика компрессора меняется, что необходимо учитывать при расчётах. На примере исследуемого компрессора показано, что учёт отбора воздуха приводит как к количественному, так и качественному изменению характеристики компрессора. В том числе, меняются такие параметры как степень повышения давления и запас газодинамической устойчивости, что может привести к несогласованной работе компрессора в составе двигателя. Таким образом, сделан вывод о необходимости учёта моделирования отбора воздуха при расчёте сверхзвуковых компрессоров.

Полученные результаты позволили расширить представление о рабочем процессе сверх- и трансзвуковых компрессоров и могут быть использованы в дальнейшем при создании численных расчётных моделей компрессоров подобного типа.

98

ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНАЯ СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ КАЧЕСТВА ПРИ ПРОИЗВОДСТВЕ ЛОПАТОК

АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Печенин В.А., Болотов М.А.

Самарский государственный аэрокосмический университет им. ак. С. П. Королёва, г. Самара, Россия

Качество авиационных двигателей (удельный расход, газодинамическая устойчивость, надежность, ресурс) закладывается в процессе проектирования, отрабатывается на стадии доводки, обеспечивается в производстве и реализуется в эксплуатации. Одним из резервов повышения показателей качества авиационных двигателей является учет действительной геометрии деталей при проектировании и формирование наилучшей в текущих условиях производства геометрии изделия в процессах изготовления и сборки. Реализация названного резерва возможна с использованием интеллектуальной системы обеспечения показателей качества авиационных двигателей.

Целью работыявляется разработкаметодики формирования интеллектуальной системы обеспечения показателей качества авиационных двигателей, а также модели обработки информации представленной серией сложных поверхностей для её учёта на этапе проектирования и формирования наилучшей геометрии изделия при производстве.

Для достижения цели необходимо осуществить: – Разработатьструктуру интеллектуальной системы обеспечения

показателей качества авиационных двигателей тесно интегрированной в этапы жизненного цикла;

– Разработать математическую модель анализа и кластеризации сложных профилей и поверхностей;

– Разработать математическую модель формирования типовых представителей серии сложных поверхностей и анализа степени рассеивания в группах;

– Разработать перечень требований к хранению систематизированной геометрической информации и показателей качества авиационных двигателей в базе знаний; Технологический процесс изготовления основных деталей и сборки

авиационных двигателей характеризуется конечной точностью. Это приводит к отличию действительной от номинальной геометрии деталей.Например, лопатки одной ступени отличаются от номинальной геометрии и различаются друга от друга в одной ступени. Такое различие в форме сложной поверхности лопаток компрессора относительно номинальной геометрии и степень разброса геометрии в ступенях влияет на газодинамическую эффективность, вибрационные

99

характеристики и надежность компрессора. Учет различия геометрии лопаток относительно номинальной геометрии и степеньих разброса в ступенях на этапе процесса проектирования позволит сформировать уточненные требования к изделию и определить пути повышения показателей качества авиационных двигателей. Формирование наилучшей в текущих условиях производства геометрии лопаток по степени отличию от номинала и расхождения друг от друга для ступеней в производстве позволит повысить обеспечить показатели качества. Это возможно реализовать тремя способами. В первом способе предполагается формирование сборочных комплектов лопаток для ступеней на основе системы комплектования по геометрическим особенностям сложных поверхностей отдельных лопаток. Во втором способе предполагается интеллектуальный анализ и распознавание сложной геометрии серийно производимых лопаток в режиме действующего производственного процесса, и выдача предупреждающих сигналов о появлении нежелательной геометрии лопаток. Такие предупреждающие сигналы позволят устранить аномалии в производственном процессе и выполнить экономию средств. Третий способ предполагает возможность корректировки управляющих программ оборудования с целью исключения производственных погрешностей на основе анализа серии лопаток.

Формирование достаточного объема измерительной информации возможно с использованием современных измерительных средств имеющих компьютерную поддержку и реализующих контактный и бесконтактный методы измерения.

Для реализации предлагаемых идей необходимо выполнить разработку математической модели, обеспечивающейинтеллектуальный анализ геометрии сложной формы.Анализ включает в себя следующие математические методы:

Итеративный алгоритм ближайших точек, используемого в задачах метрологии при определении отклонения расположения деталей

Аппроксимация профиля и поверхности по задающим точкам, для поиска отклонения формы детали

Получение гармонических характеристик отклонения формы с помощью преобразования Фурье

Модели кластеризации параметров формы и расположения профиля Модель интеллектуального анализа геометрии сложной формы была

реализована в пакете MATLAB®. Разработанная модель прошла апробацию на производственной статистике, представленной насерии лопаток компрессора ГТД. Для реализации модели в производстве необходима разработка программных модулей.

100

ТЕМПЕРАТУРНОЕ СОСТОЯНИЕ ПОРИСТОЙ ПЛАСТИНЫ С УЧЕТОМ ВЯЗКОСТНОЙ ДИССИПАЦИИ И РАСХОДА

ТЕПЛОНОСИТЕЛЯ Кошелев Д.В., Ибрагимов А.И.

Казанский национальный исследовательский технический университет имени А. Н. Туполева (КНИТУ-КАИ им. А. Н. Туполева),

г. Казань, Россия

Разработка новых ГТД с высоким кпд требует увеличения температуры продуктов сгорания. Теплозащита лопаток при этом возможна с использованием пористых вставок. Влияние вязкой диссипация энергии при течении газа через пористую вставку не учитывалось. При определенных условиях (тип охлаждающего газа, его расход, пористость вставки) охлаждающий газ может вместо охлаждения повысить температуру лопатки. В данной работе предлагается дифференциальное уравнение течения газа через пористую вставку с учётом вязкой диссипации и программа решения его в системе MatLab. Результаты, которой показали, что при уменьшении пористости вставки до 0,02, а также, при неизменной пористости и увеличении расхода (от 1 до 5 кг/(м2с)), температура вставки может уменьшаться и увеличиваться в зависимости от рода теплоносителя и сочетаний расходов и пористостей. При пористости вставки 0,20 влияние вязкой диссипации присутствует, но пренебрежимо мало. Повышение пористости не приводит к значительным отличиям расчета температурного состояния пористой вставки с учетом и без учета вязкой диссипации. Значит учет вязкой диссипации в расчете на тепловое состояние пористо вставки с пористостью более 0,2 не имеет смыла.

Выведенное уравнение описывает тепловое состояние пористой стенки и учитывает её подогрев за счет трения охлаждающего газа о её поверхность. Показано, что возможны режимы течения теплоносителя, при которых его температура может превышать температуру пористой стенки. Кроме того, что температура теплоносителя выше температуры пористой стенки, тепловой поток будет направлен в стороны пористой стенки, и тем самым температура пористой стенки будет возрастать.

Учет всех параметров и правильный выбор теплоносителя позволит более точно и экономично подойти к вопросу о тепловой защите лопаток турбины. Т.е. зная нужный нам конечный результат, можно получить четкие характеристик пористой пластины, а так же тип теплоносителя.

С помощью программы, написанной на языке MаtLаb, разрешается полученное нами уравнение, меняя входные характеристики и данные для различных теплоносителей для наглядности получаем результаты в виде графиков. Ранее нами рассматривался: H2 , О2, Не, N2, CH4, воздух,

101

продукты сгорания. При пористостях: 0,02; 0,05; 0,20 и расходах: 1, 2, 3, 4, 5 кг/(м2·с). В данной работе мы исследовали аргон, пропан и этан в газообразном состоянии при тех же условиях. Изложена математическая модель, описывающая температурное состояние пористой пластины.

ЛИТЕРАТУРА [1] Мухачев Г.А.,. Щукин В.К. Термодинамика и теплопередача. М.

Высшая школа 1991. 472 с. [2] Щукин В.К., Халатов А.А., Летягин В.Г., Байгалиев Б.Е.,

Косторнов А.Г., Шевчук М.С. Исследование течения и внутреннего теплообмена в пористых волокнистых материалах // ТВТ. 1976. Т. 14. № 2. С. 412–415.

[3] Полежаев Ю.В., Юревич Ю.Б. Тепловая защита. М., “Энергия”, 1976. 392 с.

[4] Grootenhuis P. The Mechanism and Application of Effusion Cooling The J. Of the RAS, №578,

[5] Васильев Л.Л.,. Танаева С.А. Теплофизические свойства пористых материалов. Минск, «Наука и техника», 1971, 268 с. с ил.

[6] Попов И.А. Гидродинамика и теплообмен в пористых теплообменных элементах и аппаратах. Интенсификация теплообмена: монография/ И.А.Попов; под общ. ред. Ю.Ф. Гортышова – Казань; Центр инновационных технологий, 2007.- 240 с.

[7] Исаченко В.П., Осипова В.А., Сукомел А.С. Теплопередача. М. Энергия, 1965. 488 с.

ИССЛЕДОВАНИЕ НА ГАЗОПРОНИЦАЕМОСТЬ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Пахомов А.К., Заранкевич И.А., Боровик И.Н. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Объектом исследований в данной конкурсной работе является камера сгорания ракетного двигателя малой тяги, выполненная из углерод-керамического композиционного материала (УККМ).

Целью исследований является определение коэффициента газопроницаемости поверхности камеры сгорания, выполненной из углерод-керамического композиционного материала, также целью исследований является определение степени надежности узла стыка «УККМ-металл».

102

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГЛУШИТЕЛЯ ШУМА НА ОСНОВЕ ПСЕВДОКИПЯЩЕГО СЛОЯ

Павлов Г.И., Теляшов Д.А., Халиулин Р.Р. Казанский национальный исследовательский технический университет

имени А.Н. Туполева, г. Казань, Россия

В ходе выполнения работы были проведены экспериментальные исследования и теоретические расчёты глушителя, разработанного по новой ранее неизвестной схеме. Экспериментально определены его гидродинамические и акустические характеристики. Псевдокипящий слой способствует уменьшению шума в широком диапазоне частот. Примечательно то, что гидродинамические потери при этом снижаются незначительно. Для разработанного глушителя получены следующие характеристики: коэффициент шумопоглощения в 2 раза выше, чем у стандартного устройства (15 дБА против 8 дБА). Предлагаемое устройство практически не влияет на падение мощности ДВС, теряется всего 0.03% от мощности. Было рассчитано гидравлическое сопротивление, которое показало, что глушитель имеет низкие потери. Были проведены расчёты в программном комплексе «AnsysFluent», результаты которого показали, что параметры газового потока в тракте движения газов распределяются равномерно.Из картины спектров акустического сигнала можно выявить «энергонесущие» частоты, амплитуды которых необходимо уменьшать.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Зубанов В.М., Шаблий Л.С. Самарский государственный аэрокосмический университет им.

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

В связи с постоянным ужесточением международных требований по космической экологии и безопасности ракетной техники актуально создание ракетных двигателей, работающих на экологически чистом топливе: кислороде и водороде.

Создание ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) для систем ориентации и обеспечения запуска (СООЗ) космического аппарата (КА), как правило, сопряжено с большим объёмом доводочных испытаний. Применение на этапе проектирования современных средств газодинамического моделирования (CFD-моделирования) процессов, протекающих в двигателе, позволяет сократить объём доводочных испытаний.

103

Целью работы является проектирование РДМТ тягой 25 Н для СООЗ КА взамен прототипа, имеющего дефект прогара камеры, который не удалось устранить в ходе доводки.

Достижение поставленной цели осуществляется проектированием нового варианта двигателя с давлением в камере, уменьшенным относительно прототипа, что по мнению экспертов должно обеспечивать отсутствие проблемы прогара. Однако для полного исключения такой возможности были проведены дополнительные исследования причин прогара средствами CFD-моделирования рабочих процессов камеры.

CFD-моделирование ракетного двигателя малой тяги проводилось в программе ANSYS CFX.

Сходимость решения оценивалась по невязкам системы уравнений, которые должны быть минимальны, и интегральным параметрам ракетного двигателя, которые должны быть постоянны для полностью сошедшейся задачи, а именно:

– массовый расход; – удельный импульс в пустоте и осевая скорость на выходе из

сопла; – средняя температура в критическом сечении; – тяга двигателя в пустоте.

Адекватность CFD-модели также проверялась по массовой доле основного продукта реакции. Полученная массовая доля водяного пара в критическом сечении отличается от идеальной менее чем на 0,9 %, а на срезе сопла – менее чем на 0,3 %.

Сравнение результатов составленной CFD-модели ракетного двигателя с экспериментальными данными показало, что полученный удельный импульс в пустоте соответствует идеальному с точностью 1,5 %.

Для создания работоспособного варианта геометрии двигателя было проведено CFD-моделирование более 50 вариантов камеры с различными сочетаниями мероприятий по устранению высокой температуры вблизи стенок, среди которых можно выделить следующие:

– Изменение осевой длины цилиндрической части камеры двигателя и формы докритической части сопла.

– Защита пристеночного слоя горючего от преждевременного размытия.

– Уменьшение неравномерности потока в камере. – Изменение схемы смесеобразования.

Была определена наилучшая форма газодинамического тракта двигателя: схема смесеобразования с дополнительным поясом горючего

104

над основными, центробежные форсунки во всех поясах; использование экрана, цилиндрического носика, перераспределяющей решетки и формы камеры с увеличенным до 90° углом захода в критику. Это позволило получить приемлемую структуру потока с максимальной температурой газов. На внутренней поверхности камеры в критическом сечении она составила 2100 K, что с высокой вероятностью обеспечит работоспособность двигателя с камерой из ниобиевого сплава с дисилицидным покрытием. Удельный импульс тяги в пустоте составил IУ.П. = 4489 м/с, что соответствует техническому заданию.

Созданная адекватно описывающая процессы в камере кислородно-водородного РДМТ CFD-модель может быть использована для дальнейших исследований ракетных двигателей на газообразных кислороде и водороде с целью сокращения объёма доводочных испытаний.

ЛИТЕРАТУРА Baulch, D.L. Evaluated Kinetic Data for High Temperature Reactions

[Text]/ D.L. Baulch, D.D. Drysdale, D.G. Horne. - London. Butterworths, 1972. Vol. 2. - 433 p.

Baulch, D.L. Evaluated Kinetic Data for High Temperature Reactions [Text]/ D.L. Baulch., D.D. Drysdale, J. Duxbury, S.J. Grant. - London. Butterworths. 1976. Vol. 3 - 595 p.

Shatalov, O. Analysis of the kinetic data described oxygen-hydrogen mixtures combustion [Text] / O. Shatalov, L. Ibraguimova, V. Pavlov et al. // CD Proceedings of 4th European Combustion Meeting. — Publ. № 811376. — University of Technology Vienna, 2009. —

P. 1–6. Гардинер, У. Химия горения [Text]/ под ред. У.Гардинера. - М.: Мир,

1988. – 351 с. Кондратьев В.Н. Химические процессы в газах [Текст]/ В.Н.

Кондратьев, Е.Е. Никитин. – М.: Наука, 1981. – 264 с.

ANSYS CFX – Solver Modeling guide. ANSYS CFX Release 11 [Text] / Canons-burg: ANSYS, Inc., 2006 – 566 p.

Wilcox, D.C. Turbulence Modelling for CFD [Text]: 2nd edition / D.C. Wilcox. –

DCW Industries, Inc. 1998. – 451 p. Егорычев, В.С. Термодинамический расчет и проектирование камер

ЖРД [Текст]: учебное пособие / В.С. Егорычев, В.С. Кондрусев. – Самара: Изд-во СГАУ, 2009. – 108 с.

105

Егорычев, В.С. Расчёт и проектирование смесеобразования в камере ЖРД [Текст]: учебное пособие / В.С. Егорычев. – Самара: Изд-во СГАУ, 2011.–100 с.

Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели: Основы проектирования [Текст]: учебник для вузов / М.В. Добровольский. – М.: Машиностроение, 1968. – 396 с.

Трусов Б.Г. Программная система ТЕРРА для моделирования фазовых и химических равновесий при высоких температурах // III Международный симпозиум «Горение

и плазмохимия». 24 – 26 августа 2005. Алматы, Казахстан. – Алматы: Казак университетi, 2005. – С. 52 – 57.

ГОСТ 21980-76. Форсунки центробежные газовые с тангенциальным входом. Номенклатура основных параметров и методы расчета [Текст] – Введ. 1977-01-07. –

М.: Издательство стандартов, 1976. – 22 с. Зубанов, В.М. Влияние геометрии поводящих каналов на

неравномерность подачи газообразных компонентов в ракетном двигателе малой тяги [Текст]/ В.М. Зубанов// Московская молодёжная научно-практическая конференция «Инновации в авиации

и космонавтике – 2014». Сборник тезисов докладов. Москва, 22 – 24 апреля 2014 г. –

М.: ООО «Принт – салон», 2014. – с. 109-110.

ШУМОГЛУШАЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО СТЕНДА ИСПЫТАНИЯ

МАЛОГАБАРИТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Александров Ю.Б., Халиулин Р.Р., Мухаметгалиев Т.Х., Давыдов Н.В. Казанский национальный исследовательский технический университет

им.А.Н. Туполева КНИТУ – КАИ, г. Казань, Россия

Шум, как известно, негативно сказывается на здоровье человека. Вибрации, создаваемые звуковыми волнами, являются причиной разрушения различных конструкций, оборудования и др. Шум, излучаемый ГТД, складывается из шума самого двигателя, шума генерируемого в проточной части и шума струи на выхлопе. В свою очередь шум двигателя генерируется от его элементов: компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивной струи. Шум, созданный каждым из элементов, распространяется по тракту двигателя и выносится в окружающую среду через сопло, проникая, таким образом, в выхлопное устройство. Этот шум, за исключением шума реактивной струи, может быть снижен только применением шумоглушителя в выхлопном устройстве. Шум при истечении струи газа из реактивного сопла возникает в процессе ее смешения с окружающим воздухом.

106

Наличие большого градиента скорости на границе струи и сил вязкости приводит к эжекции воздуха из окружающего пространства, завихрению и образованию струйного турбулентного пограничного слоя. Возникновение вихрей в зоне смешения и порождает шум. На основном участке, где зоны смешения соприкасаются и скорость на оси струи начинает падать, излучение шума очень быстро снижается с увеличением расстояния от сопла. На расстоянии, большем 10...15 диаметров сопла, реактивная струя почти не шумит [1, 2]. Таким образом, наибольший вклад в общий шум струи дает ее начальный участок. Длина начального участка реактивных струй ГТД при истечении в неподвижный воздух может изменяться в пределах 3...8 диаметров среза сопла в зависимости от температуры выхлопных газов и режима истечения.

Уменьшение уровня шума реактивной струи может быть достигнута за счет сокращения длины начального участка и организации быстрого перемешивания выхлопных газов с воздухом. Для этой цели предложены многочисленные устройства на основе специальных шумоглушащих сопел с выходным сечением сложной формы: гофрированных, лепестковых, многотрубчатых и др.. Применение шумоглушащих сопел сложной формы помимо увеличения массы и габаритов приводит и к другим отрицательным последствиям, в том числе к дополнительному гидравлическому сопротивлению сопла и потере тяги или мощности двигателя.

В первой части представленной работы приведены результаты исследования разработанного глушителя входящего в состав экспериментального стенда испытания малогабаритных ГТД. Во второй части работы рассматривается уменьшение уровня шума при установке различных конструкций выходного устройства. Экспериментальным и расчетным путем были проанализированы: труба без насадок, труба с плавным выходом, труба с решеткой на выходе, труба с плавным выходом и центральным телом обтекания, имеющего возможность изменять площадь проходного сечения. Насадка с решеткой и с центральным телом обтекания, заведомо не самые малошумные, исследовались в этой работе для последующего сравнительного анализа.

Для измерения уровня шума и спектрального анализа использовался портативный шумомер Casella CEL-620С, устанавливаемый в разных точках вблизи выходного отверстия экспериментальной установки.

В целом можно сделать обобщающие выводы по работе. Установка простого в изготовлении шумоглушителя по предложенной схеме уменьшает уровень шума в широком диапазоне от 1 кГц до 20 кГц примерно на 10÷15 Дб, а насадка с плавно расширяющимся

107

профилированным выходом дополнительно уменьшает уровень шума в среднем на 17 %.

ЛИТЕРАТУРА 1. Борьба с шумом на производстве: Справочник / Е.Я. Юдин, Л.А.

Борисов, И.В. Горенштейн и др.; Под общ. ред. Е.Я. Юдина – М.: Машиностроение, 1985. – 400 с., ил.

2. Авиационная акустика: В 2-х ч. Ч. 1. Шум на местности дозвуковых пассажирских самолетов и вертолетов / А.Г. Мунин, В.Ф. Самохин, Р.А. Шипов и др. ; Под. ред. А.Г. Мунина. - М.: Машиностроение, 1986. - 248 с., ил.

3. Патент РФ 2105894, Российская Федерация, МПК6 F02K1/34. Глушитель шума реактивной струи газотурбинного двигателя/(05.05.1996) Варсегов В.Л., Франов А.Н., Костерин В.А. и др.; Заявитель и патентообладатель Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева. – № 96109277; заявл. 05.05.1996; опубл. 27.02.1998.

4. Патент РФ 2079686, Российская Федерация, МПК6 F02K1/34. Способ глушения шума реактивной струи двигателя и устройство для его осуществления / (08.02.1994) Виноградов Ю.В., Мангушев Н.И., Виноградов В.Ю.; Заявитель и патентообладатель Казанскийгосударственный технический университет им.А.Н.Туполева . – № 94004218; заявл. 08.02.1994; опубл. 20.05.1997.

108

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

109

АВТОМАТИЗАЦИЯ РАЗРАБОТКИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ ДОКУМЕНТАЦИИ ОПЫТНОГО ПРОИЗВОДСТВА

АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Хайруллин Ф.Ф., Цыбин Н.О., Скоморохов С.И.

КИЦ ОАО «Туполев», г. Казань, Россия

Предлагаемая автоматизированная система технологической подготовки опытного производства (АСТПП), позволяет решить проблемы создания и оборота технологической документации. Система состоит из комплекса модулей, обладающих функционалом, позволяющим решать необходимые задачи. Целью создания системы является повышение скорости и качества выпуска технологической документации и ее обработки службами снабжения, формирование справок и отчетов по выполненным работам.

Поставленные задачи: – Автоматизировать формирование технической документации в

единой информационной среде: комплектовочных ведомостей, цеховых нарядов, внутрицеховых требований, листов изменения, наряд-заказов, перечней и заявок.

– Повысить качество выпускаемой документации за счет использования единых справочников, заполняемых в соответствии со стандартами.

– Обеспечить оперативный многопользовательский доступ к технической документации, ее параллельную разработку, согласование и утверждение.

– Автоматизировать формирование справок и отчетов по выполненным работам.

– Обеспечить быстрый поиск информации. Было проведено обследование опытного производства и служб

снабжения, разработаны схемы бизнес процессов по формированию документации, реализована структура хранения технологических данных под управлением СУБД. Архитектура системы построена с учетом быстрой адаптации к изменениям в процессах технологической подготовки опытного производства. Модули системы постепенно внедряются в промышленную эксплуатацию.

Используя модули АСТПП, сотрудники опытного производства и снабжения имеют возможность автоматизированно формировать в единой информационной среде необходимую техническую документацию, исключить дублирование информации, параллельно разрабатывать документы, согласовывать документы и проводить их изменения в электронном виде, формировать справочники и отчеты по выполненным работам.

110

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ АЛГОРИТМОВ НЕЧЁТКОЙ ЛОГИКИ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ЧАСТОТОЙ ВРАЩЕНИЯ СИЛОВОЙ

ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Чичерова Е.В.

ОАО «Климов», г. Санкт-Петербург, Россия

В работе рассматриваются вопросы повышения качества динамических характеристик контура поддержания частоты вращения силовой турбины вертолётного двигателя. При включении данного контура в работу, например на взлётном или крейсерском режиме, он оказывает существенноевлияние на качество управления параметрами двигателя и его ресурс.В этой связи, важна качественная настройка параметров электронного регулятора, обеспечивающего требуемое качество динамических процессов в контуре.

На начальном этапе проектирования электронной системы управления, как правило, рассматриваютсялинейные регуляторы П-, ПД-, ПИ- и ПИД-типа. В контуре поддержания частоты вращения силовой турбины используется ПД-регулятор, работающий по сигналу ошибки рассогласования между текущим и требуемым значением частоты вращения силовой турбины Δnст, и сигналу производной текущей частоты вращения силовой турбины. Выходным сигналом регулятора является величина требуемой производной частоты вращения ротора турбокомпрессора. Однако такой регулятор не обеспечивает требуемого качества переходных процессов: выход на режимы сопровождается забросом величиной порядка 4%, имеют место незатухающие колебания с амплитудой 0.2%. Время переходного процесса может достигать 20 сек.

При уменьшении пропорционального коэффициента усиления ПД-регулятора, качество переходного процесса улучшается – устраняются колебания и забросы при сохранении статической точности, характер переходного процесса становится апериодическим, время переходного процесса уменьшается до 15 сек.

Однако требуется обеспечить более высокое быстродействие системы (порядка 8 – 10 сек). Данное требование обосновано тем, что электронный регулятор поддержания частоты вращения силовой турбины должен учитывать инерционность силовой турбины.

В качестве альтернативы вместо исходного линейного ПД-регулятора предлагается использовать нечёткий логический регулятор (НЛР) П-типа.

Синтез нечёткого П-регулятора реализован в соответствии с описанием [2 – 5].Стандартный алгоритм синтеза НЛР состоит из четырёх этапов: фаззификация, описание нечётких правил, по средствам

111

которых происходит выбор управляющего воздействия, агрегация и дефаззификация [1], [3], [6].

Фаззификации заключается в определении количества терм, разбивающих чёткое множество входных и выходных лингвистических переменных на нечёткие подмножества. Степень принадлежность каждого точного значения к одной из терм определяется посредством функции принадлежности,вид которой может быть любым и определяется спецификой задачи. Для большинства задач используется несколько стандартных функций принадлежности, таких как треугольная, трапецевидная, гауссова, сигмоидная, Z-образная и S-образная.

На следующем этапе определяются нечёткие правила, связывающие входные и выходные термы. Количество нечётких правил и терм, используемых в алгоритме, определяет сложность окончательной настройка регулятора.

Процедура агрегации заключается в объединении нечётких выводов из всех нечётких правил. Агрегация может реализоваться как среднее арифметическое, среднее геометрическое, или как среднее гармоническое всех нечётких выводов.

В процедуре дефаззификации осуществляется переход от нечётких величин к чётким физическим параметрам, служащим командами для исполнительного устройства.

Результатом синтеза стал нечёткий П-регулятор, определённый как статический с нелинейным коэффициентом усиления. В НЛР использовано три термы для описания входной и три термы для описания выходной лингвистической переменной. Входной лингвистической переменной является величина рассогласования между текущим и требуемым значением частоты вращения силовой турбины Δnст, а выходной – величина требуемой производной частоты вращения ротора турбокомпрессора. Для задания степени принадлежности чётких значений к термам лингвистических переменных были выбраны сигмоидная и треугольная функции принадлежности.

Разработанный регулятор обеспечивает высокую статическую точность и быстродействие, но переходный процесс сопровождается забросом. Для устранения заброса и обеспечения апериодического характера переходного процесса контура в НЛР П-типа было добавлено дифференциальное звено с отрицательным коэффициентом усиления. Дифференциальное звено, благодаря обратному знаку коэффициента усиления, компенсирует заброс или провал. Для корректной работы регулятора дифференциальное звено включается в работу в строго определённом диапазоне, когда ошибка рассогласования по Δnст находится в пределах 0.25% ≤ | Δnст | ≤ 2.9%.

112

В результате полученный регулятор не только повышает быстродействие системы по сравнению с линейным регулятором (порядка 6 сек), но и обеспечивает апериодический характера переходного процесса и высокую статическую точность системы.

ЛИТЕРАТУРА [1] Гостев В.И. Нечёткие регуляторы в системах автоматического

управления. – К.: Радиоаматор, 2008. – 972 с. [2] Бураков М.В., Коновалов А.С. Синтез нечётких логических

регуляторов // Информационно-управляющие системы. 2011. № 1 (50). С. 22-27.

[3] Бураков М.В. Нечёткие регуляторы: учеб. пособие. СПб.: ГУАП, 2010. – 236 с.

[4] Арсеньев Г.Н., Шалыгин А.А. Математическое моделирование нечётких регуляторов на основе MATLAB // Информационно-измерительные и управляющие системы. 2011. Т. 9. № 5. С. 26-37.

[5] Mallesham G., Rajani A. Automatic tuning of PID controller using fuzzy logic // 8th International Conference on Development and application system, Suceava (Romania), 2006,pp. 120 - 127.

[6] Ramot D., Friedman M., Langholz, G., Kandel A. Complex fuzzy logic // Fuzzy Systems, IEEE Transactions on. 2003, vol. 11, issue 4,pp. 450-461.

ТЕРМОИНВАРИАНТНЫЙ ДАТЧИК УГЛОВОЙ СКОРОСТИ С ЦИФРОВОЙ ОБРАТНОЙ СВЯЗЬЮ

Николаенко А.Ю. Филиал ФГУП «НПЦАП» – «ПО «Корпус», г. Саратов, Россия

Статические и динамические характеристики датчиков угловой скорости (ДУС), построенных с использованием поплавковых гироблоков, существенно зависят от температуры. К стабильности масштабного коэффициента и полосы пропускания гироскопических приборов во всем диапазоне эксплуатационных температур предъявляются высокие требования, поэтому ставится задача обеспечения термоинвариантности их характеристик. Одним из путей решения этой задачи является замена аналоговых усилителей обратной связи на цифровые усилители обратной связи (ЦУОС).

Нестабильность динамических характеристик ДУС связана с сильной зависимостью коэффициента жидкостного демпфирования движений поплавковой гирокамеры nβ от температуры поддерживающей жидкости гироблока и, как следствие, зависимостью от температуры постоянной времени гироскопа ТГ и его коэффициента передачи КГ.

Для решения поставленной задачи разработан алгоритм работы цифрового вычислителя (ЦВ) цифровой обратной связи (ЦОС), обеспечивающий термоинвариантность динамических характеристик

113

ДУС в рабочем диапазоне температур 0…+50 °С за счет формирования

в ЦУОС постоянной времени ∗ГT , которая во всем температурном

диапазоне равна ТГ и, тем самым, компенсирует ее, а также реализации переменного коэффициента передачи ЦУОС, компенсирующего изменение КГ.

УПРАВЛЕНИЕ ИНФОРМАЦИОННЫМ ПОЛЕМ ЭКИПАЖА ВОЗДУШНОГО СУДНА В НЕШТАТНЫХ СИТУАЦИЯХ

Поздняков С.А. Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж,

Россия.

В работе описывается алгоритм управления информационным полем экипажа воздушного судна в нештатных ситуациях на основе разработанной приборной модели. Обоснована необходимость управления информационным полем экипажа воздушного судна, особенно в нештатных ситуациях, приведены примеры актуальности разработок. Представлена приборная модель воздушного судна, как основа для автоматизации управления информационным полем экипажа.

ПЕРСПЕКТИВНОЕ МНОГОФАЗНОЕ ВЫПРЯМИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВИАЦИОННОЙ ВТОРИЧНОЙ СИСТЕМЫ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ Хлебников А.С., Турченко И.С., Христолюбов А.А.

ОАО «Авиационное оборудование», г. Москва, Россия

Выпрямительные устройства (ВУ) являются магистральными источниками вторичной системы электроснабжения (ВСЭС) летательных аппаратов (ЛА). Данные устройства питают бортовые потребители напряжением постоянного тока, а также применяются для заряда аварийного источника электропитания, например аккумуляторной батареи, и участвуют в процедуре запуска вспомогательной силовой установки (ВСУ). Обеспечение запуска ВСУ, в частности, предъявляет к ВУ требование по высокой перегрузочной способности.

В соответствии с предъявляемыми требованиями современное ВУ должно обладать чрезвычайно высокой надежностью и перегрузочной способностью.

На сегодняшний день одними из самых востребованных типов ВУ на борту ЛА остаютсятрансформаторное выпрямительные устройства (ТВУ). Данные устройства обеспечивают выпрямление и изменение

114

уровня входного напряжения без обеспечения его регулирования и стабилизации.

Достоинствами ТВУ-структур является простота реализации, высокая надежность и высокая перегрузочная способность, что отразилось в широком использовании в авиации с первичной системой электроснабжения переменного тока изделий типа ВУ-6, выполненных на базе ТВУ.

Большинство современных ВУ имеют 12-ти пульсные выпрямительные звенья. Повышение пульсности схем выпрямления сопровождается снижением уровня пульсаций выходного выпрямленного напряжения, что позволяет снизить массу и габариты выходного сглаживающего фильтра (ВСФ), но в то же время усложняется структура силового трансформатора. В связи с этим выбор пульсности структуры ВУ должен сопровождаться параметрическим анализом оптимального сочетания массы силового трансформатора и массы ВСФ. Стоит заметить, что в настоящее время активно обсуждается вопрос повышения пульсности ВУ, разрабатываются и описываются новые способы соединения обмоток силового трансформатора для построения 18-ти, 24-х пульсных и других схем выпрямления для промышленных и авиационных объектов. Данное обстоятельство говорит об актуальности и перспективности устройств с многопульсным выпрямительным звеном.

Для обеспечения вышеперечисленных требований целесообразно построить авиационноеВУ нерегулируемым, по типу ТВУ.

Одними из самых ненадежных элементов силовых цепей были и остаются электролитические конденсаторы ВСФ. Отказ от использования таких элементов в составе авиационной техники сопровождается значительным снижением емкости конденсатора ВСФ.В итоге у ВСФ остается только функция компенсации всплесков выходного напряжения при сбросе и включении нагрузки. Применение металлопленочных конденсаторов вместо электролитических возможно только при значительном снижении пульсаций напряжения на выходе устройства.

Одним из средств, позволяющих существенно снизить пульсации выходного напряжения ВУ, является применение многопульсных и многофазных схем выпрямления. Многофазная структура выпрямителя позволяет снизить установленную мощность полупроводников при одновременном уменьшении их габаритов. Распараллеливание силовых элементов вызывает увеличение количества полупроводников, но в то же время отвод тепла становиться проще и с точки зрения конструирования появляется гибкость при проектировании системы

115

отвода тепла, т.к. тепловые нагрузки внутри корпуса устройства распределяются равномерно по каждому из каналов.

В результате проведенного сравнительного анализа авторами была выбрана структура 18-ти пульсного трансформатора ТВУ. Данная структура формируется многообмоточным трансформатором, имеющим базовую систему обмоток и 2 дополнительные системы типа «зигзаг» и является наиболее простой в реализации и надежной.

При включении в каждую из полученных трехфазных систем диодного мостового выпрямителя и при параллельном соединении выходных цепей выпрямителей получаем на нагрузке выпрямленное 18-ти пульсное напряжение постоянного тока.

Авторами было проведено моделирование режимов работы, подтверждающее правильность проведенных расчетов. Моделирование проводилось для режимов номинального тока, а также для 1.5-, 2- и 3-х кратных перегрузках по току.

Применение многопульсных и многофазных структур выпрямления напряжения позволяет снизить пульсации выходного напряжения выпрямительных устройств и уйти от применения в составе ВСФ электролитических конденсаторов, а также снизить токовую нагрузку на выпрямительные диоды, что позволяет говорить о высокой надежности и перегрузочной проектируемого ТВУ.

В состав ВСФ проектируемого ТВУ входит металлопленочный конденсатор, имеющий малую емкость и габариты, примененный для компенсации всплесков выходного напряжения при сбросе и включении нагрузки.

Проведенные расчет и моделирование подтверждают соответствие технических характеристик проектируемого ТВУ требованиям ТЗ по перегрузочной способности, массе и КПД устройства, при этом применение тороидальных сердечников для построения силового трансформатора позволяет получить минимальную массу моточного элемента при заданном объеме, а также минимальные индуктивности рассеивания обмоток.

МЕТОД ВИБРОДИАГНОСТИКИ ПОДШИПНИКОВ КАЧЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Гай В.Е. Нижегородский государственный технический университет

им. Р. Е. Алексеева, г. Нижний Новгород, Россия

Одним из самых важных элементов авиационного двигателя является подшипник [1]. Обычно, они устанавливаются в агрегаты и сборочные единицы маслосистемы. Повреждение подшипника может стать причиной выхода из строя всего механизма. Поэтому актуальной

116

задачей является диагностика состояния подшипника, своевременное обнаружение и предупреждение его отказов. Известны различные способы диагностики подшипника качения. Например, в работе [1] описывается способ диагностики на основе контроля лёгкости вращения и определения акустического шума. Данный метод является субъективным методом контроля. Современные подходы к диагностике состояния подшипника основаны на цифровом анализе изменений виброхарактеристик подшипников во времени [2].

Систему диагностики состояния подшипника по его вибросигналу можно представить как систему распознавания образов. С точки зрения системного анализа задача распознавания (в широком смысле) является совокупностью трёх этапов: предварительная обработка, вычисление признаков и принятия решения.

Известны проблемы, связанные с применением существующих методов распознавания образов для решения задач вибродиагностики [3]:

1) проблема формирования исходного описания: данная проблема связана с тем, что существующие модели и методы распознавания адаптированы к конкретному классу прикладных задач и требуют априорного знания свойств анализируемых сигналов;

2) проблема формирования системы признаков, связанная с выбором конечного множества признаков, обеспечивающих однозначность решения задачи классификации на этапе распознавания и отвечающая требованиям необходимости и достаточности. Этап выбора системы признаков необходим для сокращения размерности входного описания. Учитывая, что задача сокращения размерности – оптимизационная задача, то для её решения необходимо использование критерия информативности. Отсутствие модели априорной неопределённости и модели её раскрытия породило большое количество методов в выборе критерия информативности, что, в свою очередь, порождает большое число возможных вариантов признаков [4, 5];

3) проблема принятия решений в условиях априорной неопределённости. Этап принятия решения заключается в сравнении с имеющимся эталоном признакового описания анализируемого вибросигнала. Предполагается, что эталону соответствует компактное множество точек в системе признаков. Однако помехи, структурные изменения одного и того же представителя класса приводят к перекрытию классов. Поэтому проблема принятия решения замыкается на проблемы формирования системы признаков, позволяющей сформировать эталон, имеющий компактное представление.

117

Использование методов теории активного восприятия позволяет решить описанные проблемы [6]. Настоящая работа посвящена применению данной теории к анализу вибросигналов.

В работе предлагается реализация этапов формирования системы признаков и принятия решения.

Реализация этапа вычисления признакового описания вибросигнала состоит в следующем:

1) отсчёты входного вибросигнала разбиваются на множество сегментов;

2) к каждому сегменту применяется U-преобразование (U-преобразование является базовым в теории активного восприятия), в результате формируется спектральное представление каждого сегмента; пример вычисления U-преобразования приведён в [7];

3) по вычисленному спектральному представлению каждого сегмента определяются замкнутые группы;

4) на основе замкнутых группы, вычисленных на предыдущем этапе, формируется гистограмма замкнутых групп, которая и является признаковым описанием вибросигнала. Для создания признакового описания вибросигнала используется 840 замкнутых групп.

Этап классификации основан на использовании метода сравнения с эталоном (используемая мера близости – евклидово расстояние). В качестве класса входного сигнала выбирается класс того эталона, расстояние до которого от входного сигнала окажется минимальным.

В открытом доступе отсутствуют базы данных вибросигналов подшипников авиационного двигателя. Поэтому, вычислительный эксперимент выполнялся на основе базы данных вибросигналов, описанной в [8]. Указанная база содержит записи вибросигналов подшипников качения с дефектами (на внешней, внутренней дорожке и на теле качения) и без дефектов. В рамках имеющейся базы данных можно классифицировать двадцать одно состояние подшипника: 1) нормальное; 2-5) дефект тела качения (размер дефекта: 0.007, 0.014, 0.021, 0.028); 6-9) дефект внутренней дорожки (размер дефекта: 0.007, 0.014, 0.021, 0.028); 10-21) дефект внешней дорожки (положение дефекта: centr, orth, opp; размер дефекта: 0.007, 0.014, 0.021, 0.028).

Выполнено тестирование существующих и предложенного метода распознавания состояния подшипника. Из полученных результатов следует, что для двадцати одного класса возможных состояний подшипника сто процентная точность достигается только при использовании предложенного метода.

Предложенный метод для решения задачи вибродиагностики позволяет повысить точность классификации состояния подшипника.

ЛИТЕРАТУРА

118

[1] Панов В.А. Виброакустическая диагностика неразборных подшипников при ремонте авиационных двигателей / В.А. Панов // Двигатель. – 2011. – Т. 76. – № 4. – С. 28-31.

[2] Генкин М.Д. Виброакустическая диагностика машин и механизмов / М.Д. Генкин, А.Г. Соколова. – М.: Машиностроение, 1987. – 288 с.

[3] Утробин В.А. Информационные модели системы зрительного восприятия для задач компьютерной обработки изображений / В.А. Утробин. – Нижний Новгород: НГТУ им. Р. Е. Алексеева, 2001. – 234 с.

[4] Распознавание образов: состояние и перспективы / К. Верхаген [и др.]. – М.: Радио и связь, 1985. – 104 с.

[5] Утробин В.А. Элементы теории активного восприятия изображений / В.А. Утробин // Труды Нижегородского государственного технического университета им. Р.Е. Алексеева. – 2010. – Т. 81. – № 2. – С. 61-69.

[6] Загоруйко Н.Г. Методы распознавания и их применение / Н.Г. Загоруйко. – М.: Советское радио, 1972. – 208 с.

[7] Гай В.Е. Метод оценки частоты основного тона в условиях помех / В.Е. Гай // Цифровая обработка сигналов. – 2013. – № 4. – С. 65-71.

[8] Boldt F. de A. Feature Extraction and Selection for Automatic Fault Diagnosis of Rotating Machinery / F. de A. Boldt, T.W. Rauber, F.M. Varejão // X Encontro Nacional de Inteligência Artificial e Computacional (ENIAC). – Fortaleza, Ceará, 2013. – P. 213-220.

АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ ОЦЕНКА УЯЗВИМОСТЕЙ ЭЛЕМЕНТОВ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИСТЕМ НАЗЕМНЫХ

КОМПЛЕКСОВ УПРАВЛЕНИЯ Амежнова Е.Д.

«НИИ КС имени А.А. Максимова» – филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева», г. Юбилейный Московской обл., Россия

В последние годы ХХ столетия и начале ХХI века международное сообщество перешло на новый информационно-технологический уклад. Появились принципиально новые средства и способы воздействия на людей, расширились экономические и коммуникационные связи, усилилась глобальная информатизация общества. Все это значительно расширило спектр возможных угроз информационным системам наземных комплексов управления (далее – ИС НКУ).

Типовую ИС НКУ можно представить в виде совокупности трех элементов: информационных объектов (АРМ, программно-аппаратные комплексы и т.д.), информационных субъектов (персонал, обслуживающий информационные объекты) и информационных технологий (процессы, методы поиска, сбора, хранения, обработки, предоставления, распространения информации и способы

119

осуществления таких процессов и методов). У каждого элемента есть уязвимости, причем характер этих уязвимостей не один и тот же, и, следовательно, для оценки степени опасности уязвимости необходимы отличные друг от друга средства и методы, учитывающие особенности каждого из элементов ИС НКУ.

В настоящее время есть множество программных и программно-аппаратных средств поиска уязвимостей на информационных объектах (т.н. сканеры защищенности), однако дать точную количественную оценку найденным уязвимостям они не в состоянии. Можно, конечно, дать такую оценку самостоятельно, на основе собственного опыта, интуиции, однако цена ошибки будет высока (нарушение управления движением космических аппаратов, мониторинга всех его устройств и систем, приема научной, метеорологической, связной, телевизионной, навигационной, топогеодезической и другой информации, радиосвязи с экипажами пилотируемых космических аппаратов, измерений при пусках ракет-носителей). Существующие методики оценки уязвимостей информационных объектов в большинстве своем не являются автоматизированными. С другой стороны методики оценки уязвимости субъектов (персонала) фактически отсутствуют в прикладной сфере информационной безопасности НКУ. Указанные обстоятельства и обуславливают появление научно-прикладной проблемы по автоматизированной оценке уязвимостей элементов ИС НКУ.

Решение данной проблемы автор видит во внедрении на НКУ разработанной им программы «Defence Assistant», где автоматизированная оценка уязвимостей информационных объектов и субъектов ИС НКУ выполняется программным средством, написанным в среде программирования Delphi 7. За основу данного продукта, в части оценки информационных объектов, взят метод CVSS (Common Vulnerability Scoring System), который утвержден в качестве международного стандарта NIST. Данный метод предусматривает три вида оценки: базовая оценка, оценка, уточненная по времени и оценка, уточненная по окружению. Базовая оценка отражает поверхностный анализ уязвимости. Данный тип оценки не учитывает ни время, которое прошло с момента опубликования уязвимости (оценка по CVSS, уточненная по времени), ни влияние уязвимости на безопасность ИС конкретного НКУ (оценка по CVSS, уточненная по окружению). Лучшие современные сканеры уязвимостей дают лишь такую, базовую, оценку. Всего, при полной оценке уязвимости, учитываются следующие критерии: влияние на целостность, доступность, конфиденциальность, вектор доступа, сложность доступа, аутентификация, существующая возможность исправления уязвимости, достоверность существования

120

уязвимости, важность сохранения целостности, доступности, конфиденциальности, потенциальный ущерб от использования уязвимости, количество целей (подсистем) объекта при использовании уязвимости.

Оценка уязвимости персонала проводится по собственной методике автора (Методика E.D.A.), которая не имеет аналогов среди открытых методик. Методика основывается на склонности оцениваемого лица к тем или иным вредным привычкам, отношении к работе, коллегам и руководителю, отношениях в семье, его морально-деловых и психологических качествах и других важных критериях (всего около тридцати).

Таким образом, результатом исследования является программных продукт, позволяющий отдельно оценить уязвимости элементов ИС НКУ, т.е. отдельная оценка уязвимостей информационных объектов и информационных субъектов. Отчет оценки уязвимостей информационных объектов представляется (формируется автоматически по результатам оценки) в виде документа MS Word, в котором содержится перечень оцененных уязвимостей по выбранным информационным объектам НКУ, уязвимости ранжированы по степени их опасности. После перечня предоставляется информация о наиболее уязвимых объектах и наиболее опасных уязвимостях, а также даются рекомендации по дальнейшей работе.

Отчет оценки уязвимости информационных субъектов (персонала) представляет собой документ MS Excel, формируемый автоматически и включающий перечень оцениваемых лиц, оценку их уязвимости, категорию опасности в соответствии с оценкой.

Данная работа имеет большие перспективы в развитии. В частности разрабатывается математическая модель комплексной оценки уязвимости ИС НКУ в целом, базирующаяся на приведенных выше методиках.

МОДЕЛЬ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЙ О ПЕРЕХОДЕ ИТ-ПРИЛОЖЕНИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЫ В

ОБЛАЧНУЮ СРЕДУ Разумников С.В.

Юргинский технологический институт (филиал) Томского политехнического университета, г. Юрга, Россия

По мнению исследовательской компании ForresterResearch, в ближайшие года следует ожидать бурного роста межкорпоративной электронной торговли в аэрокосмической и оборонной промышленности. Все аэрокосмические компании рассматривают технологии Web и Интернета как средства повышения своей

121

эффективности и конкурентоспособности. А это связано с применением облачных вычислений. Хотя облачные вычисления – это всего лишь особый способ предоставления вычислительных ресурсов, а не новая технология, они вызвали революцию в методах предоставления информации и услуг.

При использовании облачных систем всегда существует проблема безопасности данных, их доступности и злонамеренными действиями, затрудняющими вычислительные процессы. Однако оценка рисков внедрения облачных приложений – это далеко не единственный аспект, влияющий на процесс принятия решений о переходе приложений аэрокосмической сферы в облако. Например, очень важно оценить целесообразность миграции с точки зрения бизнес-ценности приложений для предприятия и технической возможности с учетом различных критериев. Этот момент упущен в существующих методах. Кроме того, при принятии решений о миграции в облако вычислительной среды предприятия, важна возможность сравнения приложений по критерию целесообразности перехода в облако, так как чаще всего предприятие действует в условиях ограничения ИТ-бюджета и вынуждено осуществлять выбор приложений для миграции в облако.

Цель работы – создание системы поддержки принятия решений о переходе ИТ-приложений аэрокосмической сферы в облачную среду.

В статье предложена четырехэтапная модель поддержки принятия решений о миграции приложений аэрокосмической сферы в облачную среду. В отличие от существующих моделей, осуществляется оценка возможности перехода ИТ-приложений в облако по трем аспектам: бизнес-ценность, техническая возможность и степень риска. Применение для оценки метода анализа иерархий позволяет использовать количественные и качественные критерии в процессе принятия решений, осуществлять их группировку по уровням и подуровням, формализовывать опыт и знания экспертов. Для обобщения оценок, полученных по трем аспектам, предлагается матрица решений о пригодности приложения для миграции в облако. Матрица позволяет получать конкретные рекомендации по принятию решения о возможности миграции конкретного приложения в облако.

Предложенная модель оценки позволяет осуществлять оптимальный выбор набора приложений для миграции в облако, что является актуальной задачей в условиях ограниченного ИТ-бюджета аэрокосмического предприятия.

На базе разработанной модели создано программное обеспечение на платформе 1С: предприятие 8.2.

122

МОБИЛЬНАЯ МНОГОКАНАЛЬНАЯ СИСТЕМА СБОРА И ОБРАБОТКИ ДАННЫХ ДЛЯ МОНИТОРИНГА СОСТОЯНИЯ

РАДИОТЕХНИЧЕСКОЙ АППАРАТУРЫ Жуков А.Н.

ФГУП «ЦНИРТИ имени академика А.И. Берга», Московский государственный технический университет радиотехники, электроники

и автоматики, г. Москва, Россия

Проведение эксперимента (мониторинга) в полевых условиях или на борту летательных аппаратов часто предполагают отсутствие доступных внешних источников электропитания, поэтомусоздание системы сбора и обработки данных без внешнего питания решает задачу обеспечения мобильности проведения эксперимента.

Целью работы является создание мобильной многоканальной системы сбора и обработки данных для мониторинга параметров радиотехнической аппаратуры, и, в частности, источников вторичного электропитания, в полевых условиях и на борту летательных аппаратов. Было принятоцелесообразным создать систему сбора и обработки данных на основе компьютера типа Notebook, батарея которого может обеспечить электропитанием не только сам компьютер, но также и все компоненты системы сбора данных.

В последние годы в практику радиотехнического эксперимента все шире внедряются автономные модули АЦП/ЦАП, подключаемые к компьютеру через интерфейс USB и получающие от шины USB электропитание. Малое энергопотребление таких модулей позволяет организовать их совместную работу с ноутбуком в течение часа и более, что является вполне достаточным для проведения полевых испытаний радиоаппаратуры. Ввиду многообразия задач, которые возникают при испытании радиотехнической аппаратуры в полевых условиях, необходимо сократить временные затраты на разработку или адаптацию компьютерных программ для проведения конкретных испытаний. Это может быть сделано, если программирование системы сбора и обработки данных осуществлять в среде LabVIEW. Необходимо лишь, чтобы измерительный АЦП/ЦАП модуль имел соответствующий драйвер. Все отмеченное выше позволило заключить, что для реализации цели данной работы нужно создать систему сбора и обработки данных на основе малогабаритного АЦП/ЦАП USB модуля и мобильного компьютера типа Notebook.

Реализация цели данной работы состояла из нескольких этапов: – Разработка функциональной схемы системы; – Обеспечение помехозащищенности измеряемых системой

сигналов; – Отработка системы с помощью программы L-Graph2;

123

– Разработка программного обеспечения для системы; – Проведение исследования работы источника вторичного

электропитания (ИВЭ) с помощью созданной системы. Создание системы для проведения радиотехнических измерений

вполевых условий производилось по модульной схеме, поэтому компоненты системы могут расширять функциональные возможности системы. Так например устройство подключения сигналов к измерительному модулю может быть выполнено в виде нескольких схем с переключением, каждая из которых будет реализовывать свой режим измерения (например многоканальное измерение напряжения до 160 В или схема для просмотра временной диаграммы сигналов). В настоящей работе была использована универсальная схема подключения измеряемых сигналов к модулю которая позволила измерять напряжения и ток в пределах ±10 В и просматривать временные диаграммы сигналов с частотой дискретизации 100кГц по 4 каналам измерения (2 канала по напряжению и 2 канала по току).

Было разработано программное обеспечение в среде LabVIEW, которое обеспечивает проведение измерений в автоматическом режиме, также созданная программа осуществляет первичную обработку данных. Выходными данными из программы является номинальные значения напряжения и тока.

Были проведены измерения на базе МГТУ МИРЭА кафедры «Теоретической радиотехники и радиофизике». Исследованы нагрузочные характеристики стенда преобразователя напряжения/тока с накачкой заряда на основе микросхемы MCP1253 и получен ряд новых экспериментальных результатов по характеристикам работы данной микросхемы в составе преобразователя. Экспериментальныеданные поработе микросхемы были обсуждены на 63-й НТК МГТУ МИРЭА.

Результаты и последующий анализ проведенных измерений стенда преобразователя напряжения позволяют заключить, что созданная система сбора и обработки данных позволяет проводить контрольные измерения основных параметров источников вторичного электропитания постоянного тока. Результаты измерений были продублированы контрольными измерениями мультиметром Agilent 34405A. В целом результаты совпадали, максимальное расхождение по току составило ±0,5 мА, по напряжению ±0,02 В.

124

МОДУЛЬНОЕ АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ФУНКЦИОНАЛЬНОГО КОНТРОЛЯ ПРОМЫШЛЕННЫХ

КОНТРОЛЛЕРОВ Козлов А.В.

ОАО «Научно-производственное объединение автоматики имени академика Н.А. Семихатова», г. Екатеринбург, Россия

В настоящее время существует острая необходимость в автоматизации производства, поскольку только таким образом можно решить одновременно и проблему с повышением качества выпускаемой продукции, и при этом повысить мощность производства. Целью данной разработки стало решение проблемы автоматизации в области настройки и функционального контроля продукции, а также сокращение времени ввода в серию, что непосредственно сказывается на цене, в особенности для мелкосерийного производства.

Была разработана концепция устройства, в основу которой легла модульная структура и идея ухода от узкой специализации в пользу унификации; это позволило сделать устройство универсальным для широкого спектра промышленных контроллеров, повысить ремонтопригодность и исключить необходимость разрабатывать для каждого нового продукта свое рабочее место по настройке и проведении приемосдаточных испытаний. Такой же подход использовался и при создании программного обеспечения. Был выбран конструктив, соответствующий мировому стандарту PC104, и значительно доработан, поскольку это обеспечивало простоту изготовления и компактность устройства. Для решения задач настройки промышленных контроллеров были разработаны четыре специализированных модуля, которые могут комбинироваться в зависимости от поставленных задач.

Данное решение позволило достигнуть следующих результатов: сокращение времени разработки рабочих мест до одной недели; сокращение времени проведения проверок в сравнении с полуавтоматизированными средствами контроля в 7-10 раз; исключение человеческого фактора, а как следствие – ошибок, допущенных по невнимательности; уменьшение требований к штату и повышение удобства работы за счет единой программной среды, автоматического ведения баз данных и рекомендаций по устранению выявленных ошибок.

125

ИССЛЕДОВАНИЕ БЫСТРОДЕЙСТВИЯ КЛАПАНОВ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА ГТД С МАЛОЭМИССИОННОЙ

КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ Блюмин К.В., Гимадиев А.Г., Прокофьев А.Б.

СГАУ имени академика С.П. Королёва, г. Самара, Россия

Целью данной работы является экспериментальное и теоретическое исследование влияния изменения быстродействия клапанов перепуска воздуха (КПВ) на газодинамическую устойчивость компрессора и на стабильность горения пламени в малоэмиссионной камере сгорания.

Первым этапом работы являлось исследование быстродействия агрегата управления перепуском воздуха (АУП), определение расходных характеристик его дросселирующих элементов и формирование требований на модернизацию агрегата с целью дальнейшей регулировки быстродействия КПВ на двигателе. Этап включал в себя:

– экспериментальные исследования быстродействия штатного АУП на созданной испытательной установке с целью определения времени открытия и закрытия штока агрегата при различных значениях нагрузки со стороны КПВ;

– теоретические исследования быстродействия АУП на основе созданной математической модели агрегата в программном пакете Simulink, которая позволила подобрать диаметры проходного сечения управляющего канала штока АУП;

– изготовление измененного элемента втулки-жиклёра различных диаметров проходного сечения и повторные экспериментальные исследования АУП, подтверждение математической модели и определение сводной характеристики быстродействия агрегата в зависимости от диаметра проходного сечения рабочей магистрали агрегата и противодействующей нагрузки со стороны КПВ.

Вторым этапом является определение газодинамической устойчивости двигателя при изменении времени быстродействия КПВ во временном диапазоне, определенном на первом этапе работы. Для этой цели разрабатывается математическая модель газогенератора с учётом реальных характеристик компрессоров и турбин ГТД, полученных с предприятия ОАО «Кузнецов». На основе этих исследований формируются численные значения границ влияния быстродействия КПВ на устойчивость компрессора.

Результатом выполненной работы является сформированные технические условия на изготовление модернизируемого элемента оперативной регулировки быстродействия КПВ на двигателе. Изготавливается регулируемый гидравлический дроссель, планируется его установка на модернизируемый агрегат и дальнейшие

126

экспериментальные исследования агрегата на двигателе. Кроме того, полученные в результате моделирования ГТД данные об изменении расхода воздуха в компрессоре при изменении времени закрытия КПВ планируется использовать при расчётах малоэмиссионной камеры сгорания для исследования распределения полей температур и определения изменения коэффициента избытка воздуха.

ЛИТЕРАТУРА Фаворский О.Н. Проблемы разработки технологий малоэмиссионного

горения и создания малоэмиссионных камер сгорания в газотурбостроении [Текст]/ О.Н. Фаворский.- Двигатель, 2012.- 6(84) С. 6-9

36.548.060ТУ Технические условия: Агрегат управления перепуском, Куйбышев

Раздолин, М.В. Агрегаты воздушно-реактивных двигателей [Текст]/ М.В. Раздолин, Д.Н. Сурнов.- М.: Машиностроение, 1973.- 352 с.

Попов, Д.Н. Динамика и регулирование гидро- и пневмосистем [Текст]: Учебник для машиностроительных вузов.- М.: Машиностроение, 1976.- 424 с;

Добрянский, Г.В. Динамика авиационных ГТД / Г.В. Добрянский, Т.С. Мартьянова. М.: Машиностроение, 1989. – 240 с.

Гольберг Ф.Д., Ватенин A.B. Математические модели газотурбинных двигателей как объектов управления. М.: Изд-во МАИ, 1999.

РАЗРАБОТКА МАЛОГАБАРИТНОГО УПРАВЛЯЮЩЕГО ВЫЧИСЛИТЕЛЯ НА ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ЭЛЕМЕНТНОЙ БАЗЕ

ДЛЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ

Есиновский А.В., Леонтьев А.В., Уманский А.Б. ОАО «Научно-производственное объединение автоматики им. академика Н.А. Семихатова», г. Екатеринбург, Россия

В работе представлены особенности реализации малогабаритной управляющей вычислительной системы на отечественной элементной базе для систем автоматического управления космическими аппаратами. Показано, что длительное время функционирования системы управления при воздействии факторов космического пространства губительно влияет на микроэлектронные компоненты, вызывая деградацию рабочих параметров, приводя к отказу системы управления. Рассматривается задача по сохранению функционирования системы при воздействии этих факторов с помощью аппаратных и программных методов. Приведены технические требования, определяющие основные особенности разрабатываемого управляющего вычислителя. Отмечается, что использование магистрально-модульных структур для

127

малогабаритных систем управления с учетом предъявляемых жестких требований к массогабаритным характеристикам и энергопотреблению становится невозможным и требует разработки новых подходов. Представлены аппаратные особенности реализации управляющего вычислителя – трёхканальная структура с типами связи «точка-точка» между каналами и дублированными магистральными связями для взаимодействия с внешними системами. Приведены особенности реализации программного обеспечения, на которое также возложены функции по обнаружению неисправностей и принятию решений. Отмечается, что центральным компонентом программного обеспечения является операционная система реального времени, обеспечивающая одновременное решение функциональных задач, задач контроля правильности работы аппаратуры системы управления и задач нейтрализации отказов, вызванных дестабилизирующими воздействиями, возникающими в случайные моменты времени. Описан механизм взаимодействия разных уровней программного обеспечения и алгоритм реализации восстановления вычислительных процессов после сбоя.

СИНЕРГЕТИЧЕСКИЙ СИНТЕЗ СИСТЕМ ОРБИТАЛЬНОГО МАНЕВРИРОВАНИЯ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ

Зеленина Н.А. Южный федеральный университет, г. Таганрог, Россия

Решение большинства задач управления движением искусственных спутников Земли (ИСЗ) невозможно без осуществления эффективного орбитального маневрирования. Орбитальным маневром называют целенаправленное изменение параметров движения космического аппарата, в результате которого первоначальная траектория свободного полета (начальная орбита) меняется на некоторую другую (конечная орбита). Существуют две разновидности маневров: компланарные маневры, связанные с межорбитальными перелетами в одной плоскости, и некомпланарные (пространственные) маневры, требующие изменения плоскости движения.

Наибольшее распространение в практике орбитального маневрирования получили так называемые импульсные маневры, предполагающие создание мгновенного вектора тяги с помощью маневровых двигателей в определенных точках орбиты движения ИСЗ. Импульсные маневры имеют ряд ограничений при их использовании, в частности: чувствительность к изменению потребной скорости перелета; зависимость оптимальности перелета от радиуса конечной орбиты; зависимость оптимальности пространственного перелета от значения угла наклонения конечной орбиты (так, например, при больших углах

128

поворота плоскости при одноимпульсном пространственном маневре потребное приращение скорости имеет слишком большое значение); необходимость с целью минимального расхода топлива осуществлять маневрирование в определенных точках орбиты: в перицентре, апоцентре и на линии узлов [1-3].

Целью работы является разработка эффективных алгоритмов автоматического управления движением ИСЗ, обеспечивающих осуществление компланарных и пространственных маневров и лишенных недостатков импульсного подхода.

Для достижения поставленной цели достигается путем рассмотрения нелинейных математических моделей динамики орбитального полета и использования концептуальных подходов и методов синергетической теории управления [4-5].

При синергетическом синтезе регуляторов цели управления принято формулировать в виде совокупности инвариантов движения – аттракторов замкнутой системы. Данные инварианты входят в структуру вводимых притягивающих инвариантных многообразий, используемых в процедуре метода аналитического конструирования агрегированных регуляторов (АКАР). Применение метода АКАР позволяет получать алгоритмы замкнутого управления в виде аналитических выражений, связывающих управляющие воздействия и переменные состояния замкнутой системы, то есть в виде соответствующих обратных связей.

При решении задач синтеза алгоритмов управления компланарным маневрированием ИСЗ в работе используется нелинейная модель орбитального движения в полярных координатах с двумя каналами управления – трансверсальной и радиальной составляющими вектора тяги маневровых двигателей. Предложены два варианта синтеза, отличающихся набором инвариантов движения. В качестве первого набора инвариантов первый и второй законы Кеплера. Второй вариант синтеза предусматривает использование в качестве инвариантов первого закона Кеплера и интеграла энергии стационарного движения ИСЗ. Инварианты Кеплера являются «естественными» целями управления, поскольку описывают стационарное состояние любого орбитального движения.

При решении задачи синтеза алгоритмов управления пространственным маневрированием ИСЗ в работе используется нелинейная модель орбитального движения в цилиндрических координатах с тремя каналами управления – трансверсальной, радиальной и нормальной составляющими вектора тяги маневровых двигателей.. Для формирования третьего инварианта движения, определяющего положение плоскости новой орбиты относительно

129

экваториальной плоскости были рассмотрены кинематические уравнения связи между углами ориентации орбиты и декартовыми координатами ИСЗ относительно базовой системы отсчета.

Результаты моделирования динамики ИСЗ с разработанными алгоритмами управления полностью подтвердили все теоретические положения. Использование метода АКАР позволило получить алгоритмы замкнутого управления, которые обеспечивают осуществление различных компланарных и некомпланарных орбитальных маневров: перевод на круговую или эллиптическую орбиту с различными параметрами, а также изменение угла наклонения орбиты – перелет на некомпланарную орбиту. Замкнутые системы обладают свойством асимптотической устойчивости относительно желаемой орбиты движения ИСЗ. Кроме того, в отличие от известных импульсных маневров, выполняемых в точке апогея при минимальной скорости движения КА и имеющих зависимость оптимальности пространственного перелета от значения угла наклонения конечной орбиты, предложенные алгоритмы управления эффективны при старте из любой точки исходной орбиты и любом значении желаемого угла наклонения. Указанные особенности разработанных алгоритмов управления позволяют полагать, что они могут найти применение при проектировании перспективных систем управления движением ИСЗ.

ЛИТЕРАТУРА [1] Левантовский В.И. Механика космического полета в

элементарном изложении: Монография. – Москва: Наука, 1980. [2] Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики

космического полета: Монография. – Москва: Наука, 1990. [3] Иванов Н.М., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических

аппаратов: Монография. – Москва: Дрофа, 2004. [4] Колесникова А.А. Синергетическая теория управления– М.:

Энергоатомиздат, 1994. [5] Колесников А.А. Синергетические методы управления сложными

системами: теория системного синтеза. Изд. 2. – М.: Книжный дом «ЛИБРОКОМ», 2013.

ПРИМЕНЕНИЕ ШАБЛОНОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ В ПРОГРАММНОМ ОБЕСПЕЧЕНИИ СИСТЕМЫ

ПЛАНИРОВАНИЯ ПОЛЕТНЫХ ЗАДАНИЙ Куликов А.М.

ОАО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро», г. Раменское Московской обл., Россия

Системы планирования полетных заданий [1] различных летательных аппаратов имеют много общего, решают одинаковые прикладные

130

задачи. Поэтому актуальной является задача разработки унифицированного программного обеспечения, которое можно было бы быстро и эффективно адаптировать под требования конкретного технического задания. Для достижения данной цели предложена модульная программная архитектура, построенная по принципу (концепции) «модель-представление-контроллер» [2].

В предложенной архитектуре бизнес-логика планирования полетных заданий представлена ключевыми «моделями» предметной области: «карта местности», «навигационная база данных», «план полетов», «полетные данные» и др. «Менеджер карты местности», «Редактор плана полетов», «Редактор полетных данных» и другие «редакторы» являются «контроллерами» соответствующих «моделей» и содержат их «представления» на электронной карте местности, на изображении профиля полета, в таблицах расчетных значений и т.п.

Реализация «моделей» не зависит от «контроллеров» и «представлений», а за счёт использования «фасадов» [3] изменение внутренней реализации «моделей» не требует перекомпиляции «контроллеров» и «представлений». Оповещение «контроллеров» и «представлений» о событиях (изменениях), происходящих внутри «моделей» при функционировании системы, осуществляется по шаблону «Наблюдатель». Таким образом сокращается время перекомпиляции исходных кодов при внесении изменений, упрощается отладка. Специфика летательного аппарата отражается в «моделях» в виде конфигурационных параметров, а не путем условной компиляции как делалось ранее. Учёт новых требований к пользовательскому интерфейсу осуществляется на уровне «представлений» и «контроллеров», не затрагивая «модели». И наоборот, применение «фасадов» позволяет заменять «модели», оставляя «контроллеры» и «представления» без изменений.

Предложенная архитектура была реализована в одной из систем планирования полетных заданий производства ОАО «РПКБ». Разработанное программное обеспечение прошло межведомственные испытания и было успешно использовано в нескольких других системах. При этом важную роль сыграло выдерживание в команде разработчиков единого стиля программирования по примеру таких компаний как Google Inc. [4] и Lockheed Martin Corp [5]. Таким образом, получен программный каркас (платформа), при дальнейшем использовании и развитии которой могут быть значительно снижены сроки и себестоимость выпуска новых изделий, увеличена прибыль и фонд заработной платы.

ЛИТЕРАТУРА

131

[1] Системы планирования и подготовки полетных заданий // Сайт ОАО «РПКБ» URL: http://www.rpkb.ru/lines-of-business/system-of-planning-and-preparation-of-flight-tasks/ (дата обращения: 23.09.2014).

[2] Рогачев С. Обобщенный Model-View-Controller // Russian Software Developer Network Magazine, 2008. №4.

[3] Гамма Э., Хелм Р., Джонсон Р., Влиссидес Дж. Приемы объектно-ориентированного проектирования. Паттерны проектирования — СПб: Питер, 2007. 366 с.

[4] Google C++ Style Guide // Сайт Google Inc. URL: http://google-styleguide.googlecode.com/svn/trunk/cppguide.html (дата обращения: 23.09.2014).

[5] C++ coding standards for the system development and demonstration program // URL: www.stroustrup.com/JSF-AV-rules.pdf (дата обращения: 23.09.2014).

АЛГОРИТМ КОМБИНИРОВАННОГО ВИДЕНИЯ НА ОСНОВЕ ФОТОГРАММЕТРИЧЕСКОГО МЕТОДА

Лебедев М.А. ФГУП «ГосНИИАС», г. Москва, Россия

Информационная поддержка экипажа воздушного судна (ВС) в плохих условиях видимости в режимах захода на посадку, посадки и руления по-прежнему остается важной задачей обеспечения безопасности полетов. С ростом производительности бортовых вычислительных платформ в части обработки визуальной информации (в том числе и 3D) одним из актуальных и динамично развивающихся направлений совершенствования бортовой авионики стало создание систем непрерывного визуального представления закабинного пространства, повышающих ситуационную информированность летчика. К таким системам, в частности, относятся системы улучшенного (EVS) и синтезированного (SVS) видения.

В системах EVS изображения от датчиков технического зрения (как правило, ИК камер) проходят фильтрацию, обработку и комплексирование специальными алгоритмами, повышающими информативность и улучшающими восприятие видеоинформации. Системы SVS формируют 3D изображение закабинного пространства непосредственно в бортовом вычислителе, используя базы данных подстилающей поверхности, объектового состава, текстур местности и информацию от пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) ВС.

Перспективным режимом обзора закабинного пространства является т.н. «комбинированное» видение (CVS), заключающееся в интегральном представлении (микшировании) реального (от оптического датчика EVS) и синтезируемого (от SVS) изображений. В CVS режиме за основу

132

берется SVS изображение, на котором типовые текстуры ключевых топографических объектов (например, взлетно-посадочной полосы) заменяются на соответствующие фрагменты текущего изображения, получаемого от EVS. Таким образом, CVS обладает как преимуществами EVS в части реалистичности изображения и повышения дальности полетной видимости некартографированных объектов, так и SVS в части идеальных условий видимости рельефа и картографированных препятствий. Кроме того, CVS предоставляет экипажу удобное средство визуального контроля достоверности информации, поступающей от EVS и SVS по отдельности.

Для получения изображения CVS необходимо решить задачу совмещения реального и синтезированного изображений, поскольку последнее формируется по информации о текущем положении ВС, измеряемому с погрешностями. Один из возможных способов решения данной задачи, опирающийся на методы фотограмметрии, предполагает выполнение следующих основных процедур:

1) Получение исходных данных: реального изображения, пилотажно-навигационной информации (ПНИ), цифровой модели местности;

2) Обнаружение на реальном изображении точек с известными геопространственными координатами (опорных точек);

3) Внешнее ориентирование по опорным точкам с использованием ПНИ в качестве начального приближения;

4) Задание точного положения «виртуальной» камеры в 3D сцене по результатам внешнего ориентирования и синтез в бортовом вычислителе 3D изображения текущего топографического участка;

5) Микширование реального и синтезированного изображений. В работе предложен алгоритм автоматического совмещения

реального, получаемого от бортовой камеры воздушного судна, и синтезированного по цифровой модели местности изображений на основе процедуры внешнего ориентирования камеры по точкам взлетно-посадочной полосы (ВПП), обнаруживаемым с использованием алгоритмов технического зрения, и неточным пилотажно-навигационным данным.

ЛИТЕРАТУРА [1] Thurber, M., 2011. Honeywell moves forward on head-down EVS/SVS

combo, http://www.ainonline.com/aviation-news/nbaa-convention-news/2011-10-10/honeywell-moves-forward-head-down-evs/svs-combo (October 10s, 2011).

[2] Hamza, R., Feyereisen, T., 2011. Fusion of sensor data and synthetic data to form an integrated image, http://www.google.com.ar/patents/US7925117 (April 12s, 2011).

133

[3] Комаров Д. В., Визильтер Ю. В., Выголов О. В., 2012 Автоматическое обнаружение взлетно-посадочной полосы на видеоизображениях для авиационной системы улучшенного видения // Интеллектуализация обработки информации: тр. конф. ИОИ-9. Черногория, г. Будва, 16 – 22 сентября 2012 г. Будва.

[4] Miller, A., Shah, M., 2008. Landing a UAV on a runway using image registration. International Conference on Robotics and Automation - ICRA, pp. 182-187.

[5] Лебедев М.А., Бондаренко М.А., Комаров Д.В., Степаньянц Д.Г., Выголов О.В., Визильтер Ю.В., Желтов С.Ю. Алгоритм автоматического совмещения сенсорной и синтезируемой видеоинформации для авиационной системы комбинированного видения. Вестник компьютерных и информационных технологий, 2014, №7, стр. 8-13.

[6] Harris, C., Stephens, M., 1988. A combined corner and edge detector. 4th Alvey Vision Conference, pp. 147-151.

ПРОГРАММНО-АППАРАТНЫЙ КОМПЛЕКС ОТОБРАЖЕНИЯ СОСТОЯНИЯ СРЕДСТВ И ОРБИТАЛЬНОЙ ГРУППИРОВКИ

СПУТНИКОВЫХ СИСТЕМ СВЯЗИ Закирзянов Е.В., Курбанков А.А., Муравка В.А.

ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева», г. Москва, Россия

В данной работе представлено описание процесса разработки программы отображения состояния средств и спутников связи, её структура, принцип работы, а так же дано описание функциональности работы приложения и её составляющих. Рассмотрены вопросы организации хранения данных, предложена структура базы данных, и их представления конечному потребителю. Затронуты вопросы безопасности и контроля над данными, вопросы размещения информации в открытом доступе. Предложен вариант готового решения программного обеспечения, собственной разработки сотрудниками предприятия. Назначением программного обеспечения является: отображения состояния средств центров космической связи, наземных комплексов управления и связи, земных станций спутниковой связи, автоматизированных средств мониторинга информации.

Программа отображения взаимодействует с базой данных, формирует запрос на извлечение информации. Полученная информация преобразуется и предоставляется пользователю в виде интерактивной карты, с возможность манипуляции с отображаемыми объектами и их параметрами.

134

РАЗРАБОТКА МЕТОДА И УСТРОЙСТВА ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ ДИАГНОСТИЧЕСКОГО КОНТРОЛЯ СОЕДИНЕНИЙ

В ЭЛЕКТРОННЫХ СХЕМАХ Домени А.С., Новиков Н.А.

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

В производстве печатных плат основными скрытыми дефектами являются: утончение металлизации проводников, кольцевые микротрещины в металлизации отверстий и не поддающиеся визуальному контролю дефекты соединений в многослойных печатных платах. Подобные локальные дефекты проявляют себя преимущественно при продолжительных эксплуатационных, экстремальных или нестандартных воздействиях и могут привести к обрыву ослабленного соединения.

Существующие приемы контроля не позволяют с достаточной достоверностью выявить значительную часть скрытых дефектов в соединениях печатных плат и электронных систем. В связи с этим возникает необходимость в приемах поиска дефектов соединений, причем неразрушающими методами, то есть необходимость в совершенствовании уже существующих и поиске новых методов и средств контроля на базе использования высокопроизводительных автоматических средств.

Недостатки существующих методов контроля соединений можно обойти, используя проверку устойчивости цепей к токовой нагрузке. Сущность метода состоит в нагружении контролируемого соединения током, регистрации температуры нагрева по приращению падения напряжения и оценке его качества по характеру развития термодинамического процесса разогрева соединения. Среди исследованных методов неразрушающего контроля наиболее приемлем метод теплового возбуждения цепей соединений. По этому методу при пропускании одиночного мощного импульса тока заданной амплитуды и длительности через контролируемое соединение по увеличению падения напряжения на нем регистрируется температура нагрева. По достижении заданного эталонного уровня температуры ток отключается, обеспечивая неразрушающую оценку качества соединения по характеру процесса термодинамического нагрева.

В основе разрабатываемого устройства лежит источник, способный генерировать мощные токовые импульсы силой 20-30 А. Величины напряжения и сопротивления взяты из расчета сопротивления диагностируемой цепи около 0.2 Ом (максимум 1 Ом).

В первичном сконструированном прототипе для получения токового импульса в 30 А использовался источник напряжения 60 В и

135

переменный реостат большой мощности с установленным сопротивлением 2 Ом. При последующем проектировании и модифицировании устройства в качестве генератора токовых импульсов был взят источникпитанияGWInstekGPD-73303S. Для получения токового импульса силой20Аисточник питанияпереключается в режим источника тока с максимальным напряжением 20Ви включается в диагностируемую цепь. Коммутация импульсов осуществляется мощным IGBT или MOSFET транзистором. В представляемом устройстве используется IGBT транзистор IRG4BC40F.

Первым опробованным способом управления импульсамистало использование интегрального таймераNE555 с внешним переменным резистором для задания длительности импульса, подключенным ключом для отправки сигнала генерации импульса и отдельным источником питания. Впоследствии таймер в схеме устройства был заменен на микроконтроллерATmega128A в составе отладочной платы BK-AVR128.

Отладочная плата позволяет программировать микроконтроллер с помощью JTAG или ISP выводов. BK-AVR128 со всеми комплектующими, включая микроконтроллер, получает питающее постоянное напряжение 5 В с фиксированного канала источника GWInstekGPD-73303S. Сигнал, открывающий и закрывающий транзистор, подается с микроконтроллера через микросхему-ключ IR4427

Планируется использовать встроенный аналогово-цифровой преобразователь ATmega128A для измерения напряжения в тестируемой цепи и последующего вывода измеренного значения на компьютер с помощью имеющейся на отладочной плате микросхемы MAX232CPE, переводящей сигнал в стандарт RS-232 (COM-порт) для последующего соединения либо напрямую, либо через конвертер RS-232/USB с ЭВМ. В процессе разработки находится программное обеспечение для ЭВМ, способное задавать длительность токовых импульсов, считывать, отображать и сохранять получаемые с микроконтроллера значения и выносить заключение о наличии или отсутствии дефектов в диагностируемой цепи.

При продолжении разработки в будущем запланирован сбор в одну таблицу-базу статистических данных о различных типах проводников путем изготовления эталонных бездефектных образцов всех типов проводников и сбором данных о них эмпирическим путем с помощью уже реализованного прототипа устройства контроля. Также спроектированы возможная функциональная схема диагностического стенда и алгоритм его работы для улучшения существующего прототипа

136

устройства до пригодной к промышленному использованию в производстве модели.

Библиографический список 1. Мылов Г.В., Набатов Ю.А., Люлина В.И. Производственно-

технический комплекс печатных плат на Государственном Рязанском приборном заводе. Состояние и перспективы. // ПРОИЗВОДСТВО ЭЛЕКТРОНИКИ. Технологии, оборудование, материалы. – 2005. – № 5 – с. 18-20.

2. Карпов С. Критерии в оценке качества изготовления печатных плат. – Технологии в электронной промышленности, №8, 2010.

3. Домени А.С., Новиков Н.А. Диагностический контроль электрических межсоединений в электронных системах. «Инновации в авиации и космонавтике – 2013» Сборник тезисов докладов. М.: МАИ. 2013 – с. 225.

4. Медведев А.М. Надежность и контроль качества печатного монтажа. М.: Радио и связь. 1986. – 216 с.

5. Домени А.С., Новиков Н.А., Сергеев А.В. Устройство диагностирования скрытых дефектов межсоединений в печатных платах. «Авиация и космонавтика – 2013» Тезисы докладов. М.: МАИ. 2013 – с. 503.

6. Медведев А.М., Васильев Ф.В., Сокольский М.Л. Расчет токовой нагрузки для диагностического контроля электрических соединений в авионике. Практическая силовая электроника – 2013. № 2 – c. 38-43.

7. Домени А.С., Новиков Н.А. Разработка устройства диагностического контроля электрических соединений в печатных платах. «Инновации в авиации и космонавтике – 2014» Сборник тезисов докладов. М.: МАИ. 2013 – с. 147.

8. Медведев А.М., Васильев Ф.В., Сокольский М.Л. Диагностический контроль электрических соединений в авионике. Практическая силовая электроника – 2013. № 1 – c. 42-44.

9. Медведев А.М., Васильев Ф.В., Сокольский М.Л. Источник тока для диагностического контроля электрических соединений в авионике. Практическая силовая электроника – 2013. № 3 – c. 31-36.

10. Люлина В.И., Медведев А.М., Мылов Г.В. и др. Производство гибких и гибко-жестких плат. Часть 6. Специальные средства контроля и испытания печатных плат. – Технологии в электронной промышленности, №1, 2009 – с. 11-21.

ТЕХНОЛОГИЯ ОЦЕНКИ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ И МОДУЛЕЙ НОВЫХ ОБРАЗЦОВ ПЕРСПЕКТИВНОЙ

СПЕЦИАЛЬНОЙ И НАУЧНОЙ АППАРАТУРЫ

137

КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ДЛИТЕЛЬНОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

Савельев Ю.М., Рудаков В.Б., Бурцев А.С., Филоненко П.А. «Научно-исследовательский институт космических систем имени

А.А. Максимова» – филиал ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева», г. Юбилейный

Московской обл., Россия

В настоящее время актуальной является разработка технологии оценки надежности элементов и модулей новых образцов перспективной специальной и научной аппаратуры космического назначения длительного функционирования. Указанная технология должна повысить обоснованность принимаемых решений, достоверность получаемых оценок надежности, повышение оперативности и снижение трудоемкости решения задачи оценки и анализа надежности аппаратуры. В основу технологии положен автоматизированный режим сбора, обработки и контроля информации о надежности на этапе отработки, а также математические модели, позволяющие получать адекватные оценки надежности элементов и модулей для периода функционирования 10 лет и более при ограниченных объемах статистической информации, в том числе с учетом воздействия факторов космического пространства. Устройствами, используемыми в технологии, являются аппаратно-программные комплексы различного назначения, функционирующие по принципу распределенной информационно-вычислительной сети.

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ КОНЦЕПЦИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ

В КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ Тарасов А.И., Федоров М.А.

Научно-исследовательский институт космических систем имени А.А. Максимова – филиал ФГУП «Государственный космический

научно-производственный центр имени М.В. Хруничева», г. Юбилейный Московской обл., Россия

Обеспечение безопасного и безотказного функционирования наземных комплексов управления космическими аппаратами – это стратегически и политически важная задача отечественной космонавтики. Первоочередными мероприятиями при решении этой задачи являются синтез методик и требований по обеспечению безопасности защищаемого объекта, как-то наземного комплекса, с учётом его специфики, учет внешних и внутренних угроз и, как результат, создание нормативно-правовой базы, содержащей такие

138

меры, выполнение которых позволит построить комплексную систему безопасности, способную противостоять всем ныне известным, а также развивающимся и адаптирующимся вместе с развитием научно-технического прогресса видам угроз.

Целесообразным путем решения вышеуказанной проблемы является создание в имеющейся и общепринятой системе безопасности дополнительных подсистем, способных контролировать эти угрозы и не конфликтовать друг с другом. Одна из таких подсистем – это подсистема электромагнитной безопасности, создание которой необходимо начать с разработки концепции построения подсистемы электромагнитной безопасности наземных комплексов управления в документальном виде, чему и посвящена данная статья.

ЛИТЕРАТУРА [1] Малюк А.А.Информационная безопасность: концептуальные и

методологические основы защиты информации. Учеб.пособие для вузов. М: Горячая линия-Телеком, 2004.

[2] Тарасов А.И., Федоров М.А. Анализ проблемы обеспечения энергоинформационной безопасности типового предприятия и пути ее разрешения. Наука - промышленности и сервису: Сб. стат. 6 международной научно-практической конференции. Ч.П/ Поволжский гос. ун-т сервиса.- Тольятти: Изд-во ПВГУС, 2012, №6-2. 372-380 с.

[3] Соляной В.Н., Сухотерин А.И.. Взаимодействие человека, техники и природы: проблема информационной безопасности. Научный журнал (КИУЭС) Вопросы региональной экономики. УДК 007.51 №5 (05) г. Королев. ФТА. 2010г.

[4] Федоров М.А., Соляной В.Н. Теоретические основы методик выявления и прогнозирования электромагнитных угроз безопасности функционирования управления космическими системами. Сборник научных докладов Международной научно-практической конференции посвященной 150 – летия со дня рождения В.И. Вернадского руководитель проекта Старцева Т.Е. 2013. С.210-214.

[5] Титов М.Ю., Журавлев С.И. Статистические характеристики направленности самофазирующихся антенных решеток с применением устройств автоподстройки частоты. Двойные технологии.2013.№1 (62).С.57-60.

[6] Воронов А.Н., Некрасов Е.А. Концептуальные основы построения виртуальной защищенной среды обработки персональных данных в региональных ВУЗАХ. Сборник научных трудов Международной научно-практической конференции. Перспективы, организационные формы и эффективность развития сотрудничества стран таможенного союза и СНГ.2013.С.2011.№8.С.126-130.

139

[7] Соляной В.Н. Интенсификация процессов защиты информации на основе имеющегося опыта развития теории и практики. Научный журнал. Вопросы региональной экономики. №3 (03) г. Королев. ФТА. 2010г. С.74-80.

[8] Соляной В.Н., Сиротин А.В.Развитие существующих требований безопасности систем сертификации разработанного программного обеспечения. Научный журнал. Вопросы региональной экономики. №3 (03) г. Королев. ФТА. 2010г. С.62-73.

[9] Соляной В.Н., Сиротин А.В.Метод парных сравнений применительно к области функционального тестирования программного обеспечения при выборке требований по безопасности. Горный информационно-аналитический бюллетень (научно-технический журнал).2012.№6 С.201-204.

[10] А.Г. Гончар Управление безопасностью наземного технологического оборудования для подготовки и пуска ракет космического назначения. Монография . КБТМ. г. Москва. 2009г. С.436

КОНТРОЛИРУЕМАЯ РАЗРАБОТКА ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ДЛЯ НУЖД ПРОИЗВОДСТВЕННОГО

ПРЕДПРИЯТИЯ НА ОСНОВЕ ОТКРЫТЫХ ТЕХНОЛОГИЙ Зорина Е.В., Рубцов Н.В., Шумилов И.И.

ОАО «Ижевский мотозавод «Аксион-холдинг», г. Ижевск, Удмуртская республика, Россия

Разработка и сопровождение программного обеспечения является комплексным многоуровневым процессом, значительное влияние на который оказывает сфера деятельности, где данное ПО применяется. Особую значимость вышеуказанный процесс принимает, когда речь заходит о промышленной сфере. Последствия конкретной программной ошибки способны привести к нарушению технологических процессов и колоссальным финансовым потерям.

В среднестатистическом предприятии служба информатизации подготовлена к решению ошибок уровня пользователя. С сотрудниками проводится обучение, консультирование и тестирование их знаний с целью исключения ошибок. Работа с ошибками более высоких уровней варьируется в зависимости от природы используемых технологий.

У отдела информатизации в случае использования стороннего ПО нет никаких технических способов оперативно исправить программные ошибки.

Дополнительным риском использования стороннего ПО является возможность намеренного умолчания или искажения сведений об алгоритме работы программы, что может делаться компанией-разработчиком для сбора или модификации значимой

140

конфиденциальной информации с целью обогащения или же для способствования разведывательной деятельности иностранных спецслужб, что особенно актуально в свете текущей геополитической ситуации.

Поэтому комплексным решением для службы информатизации будет эксплуатация и разработка собственных решений с использованием свободного программного обеспечения на системном и библиотечном уровне.

Рассматриваемое производственное предприятие при реализации социальной политики тесно сотрудничает с предприятиями, деятельность которых направлена на продажу товаров и услуг. И в рамках этого тесного сотрудничества обрабатываются данные работников производственного предприятия, в том числе и персональные, поэтому производственное предприятие было заинтересовано в оказании услуг по информатизации данных объектов. Так, были написаны АРМ администратора медицинского центра и Система фронтальных касс OTCafe для предприятия общественного питания.

Также стоит сказать, что на рассматриваемом производственном предприятии, как и на многих других крупных предприятиях с ограниченным доступом, используется автоматизированная система контроля доступа. С течением времени функционирующий технико-программный комплекс перестал удовлетворять требованиям предприятия, и для повышения гибкости и отказоустойчивости системы было принято решение о написании собственного продукта с использованием открытых технологий.

Разработка корпоративного программного обеспечения на основе свободного программного обеспечения позволяет создавать гибкие решения с возможностью полного контроля за функционированием системы.

СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ТЕМПЕРАТУРЫ НА БАЗЕ АКУСТОЭЛЕКТРОННЫХ ДАТЧИКОВ

Кронидов Т.В., Калинин В.А. ОАО «Авангард», г. Санкт-Петербург, Россия

В настоящее время во всех развитых странах мира особое внимание уделяется вопросам обеспечения комплексной безопасности на объектах электроэнергетики, использующим самое современное оборудование и технологии, средства измерения и управления, позволяющие на более высоком уровне обеспечить надежность и экономичность функционирования электроэнергетических объектов. С каждым годом повышаются требования к обеспечению энергоэффективности объектов

141

передачи и распределения электроэнергии, а также к снижению вероятности возникновения на данных объектах нештатных ситуаций. Задача эта является актуальной и для российской электроэнергетики, так как для отрасли характерен высокий моральный и физический износ производственных фондов, приводящий к значительным потерям электроэнергии и сбоям в энергоснабжении.

В этой связи, одним из факторов, определяющих эффективность эксплуатации электроустановок, является контроль их температурного режима работы. При этом эффективность температурного контроля тем выше, чем ближе организация этого контроля к структуре автоматической системы управления. Таким образом, возникает задача оснащения ответственных узлов объектов электроэнергетики (электропередающего и распределительного оборудования) техническими средствами температурного контроля с возможностью полной автоматизации этого контроля с целью оперативного получения объективной информации о температурном режиме эксплуатации энергоустановок, принятия управленческих решений, исключения перегрузки электросетей предотвращение аварийных ситуаций.

Обзор профессиональной литературы по электроэнергетике показал, что в настоящее время существует довольно широкий спектр контрольно-измерительного оборудования, способного осуществлять контроль температуры ЛЭП и других электроустановок, в том числе в режиме реального времени. При этом широкое применение находят методы температурного контроля, основанные на тепловизионной технике (тепловизоры и пирометры, выполняющие оптические измерения в инфракрасном диапазоне). Как известно, данные методы используют в своем составе оптические приборы, требующие постоянного контроля и ухода, а также для повышения точности определения температуры определенной подготовки контролируемых и окружающих поверхностей. При этом при эксплуатации тепловизионного оборудования предполагается наличие высококвалифицированного оператора, способного качественно выполнить температурные измерения. Наличие человеческого фактора ведет к тому, что данными методами, возможно, реализовать только периодический контроль температуры ответственных объектов электроэнергетики.

Также известны методы постоянного контроля температуры ЛЭП, основанные на применении сложных радиотехнических датчиковых устройств, в составе которых используются полупроводниковые температурные и ряд других датчиков, в том числе микроэлектромеханические, модули радиосвязи и преобразователи питающих напряжений от электрического поля ЛЭП. Подобные датчики

142

имеют высокие массогабаритные показатели и не могут быть применены в электрощитовом оборудовании.

С целью формирования альтернативного оригинального технического решения проблемы обеспечения комплексной безопасности объектов электроэнергетики, в части автоматизации процессов контроля температуры на ответственных участках и объектах электроэнергетики с их одновременной радиочастотной идентификацией ведущее предприятие России в области разработки инновационных технологий и производства изделий радиоэлектроники, специальной микроэлектроники и микросистемотехники – ОАО «Авангард» (год основания 1948 г.) разработало и провело первые испытания в условиях воздействия электромагнитных полей и электрического напряжения до 110 кВ уникальной системы контроля температуры на базе пассивных беспроводных датчиков на поверхностных акустических волнах (ПАВ) с функцией радиочастотной идентификации «РЧИД-ПАВ-Термо-Э».

Уникальность системы РЧИД-ПАВ-Термо-Э состоит в том, что принцип действия ее основан на применении методов и приборов акустоэлектроники, с использованием в качестве чувствительных элементов пассивных датчиков температуры на ПАВ пьезоэлектрических материалов с заданными свойствами, работающих на прямом и обратном пьезоэффектах.

Широкая номенклатура пьезоэлектрических материалов позволяет создавать на их основе ПАВ датчики и приборы со следующими фундаментальными отличительными качествами:

– ПАВ-датчики и приборы абсолютно пассивны (не требуют источников питания);

– высокий диапазон рабочих частот от 30 до 3000 МГц; – возможность опроса ПАВ приборов по радиоканалу; – стойкость к внешним воздействующим факторам, в том числе

мощным э/м полям и радиационному излучению; – ПАВ-датчики с функцией радиочастотной идентификации

невозможно подделать. Принцип работы пассивного ПАВ-датчика температуры с

одновременной реализацией на нем функции радиочастотной идентификации основан на применении в качестве чувствительного элемента кодовой линии задержки на ПАВ с однонаправленным встречно штыревым преобразователем (ВШП), предназначенным для подключения к антенне датчика и преобразования высокочастотных э/м сигналов опроса в механические поверхностные волны, распространяющиеся вдоль линии задержки, и, кодовыми рефлекторами, предназначенными для формирования кодовых сигналов отклика ПАВ-датчика с временной задержкой между стартовым и

143

стоповым рефлекторами, пропорциональной температуре пьезоэлектрического материала чувствительного элемента. Кодовые рефлекторы расположены между стартовым и стоповым рефлекторами и формируют уникальный идентификационный код ПАВ-датчика в сигнале отклика. Набор кодов ПАВ-датчиков определяется пространственным расположением рефлекторов на поверхности пьезоэлектрического чипа, которые формируются простыми методами фотолитографии на современном технологическом оборудовании в условиях чистых помещений класса ИСО4-ИСО7.

АНАЛИЗ ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ БЕСПИЛОТНОГО АВТОЖИРА

ДЛЯ СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ НУЖД Чемоданов В.Б., Пушилин С.В., Хасанов С.И.

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),

г. Москва, Россия Наиболее распространенный метод борьбы с вредителями и

болезнями сельскохозяйственных культур основан на обработке растений опрыскиванием или опылением ядохимикатами.

Целью исследования является обоснование актуальности применения авиации в обработке сельскохозяйственных посевов, а конкретно - беспилотного автожира, а также разработка метода обработки посевов этим летательным аппаратом.

Проведен сравнительный анализ обработки сельскохозяйственных посевов при наземной обработке и с использованием авиации на примере отдельного хозяйства. Это сравнение показало увеличение валового сбора культур и рост рентабельности растениеводства при авиационной обработке.

Проведен сравнительный анализ летательного аппарата гиропланной схемы с самолетом и вертолетом применительно к задаче обработки сельскохозяйственных площадей. Было установлено, что беспилотный автожир имеет существенные преимущества в безопасности и в маневренности.

Разработан алгоритм получения задания автожиром на обработку определённой площади.

ЛИТЕРАТУРА Автожир Википедия,

https://ru.wikipedia.org/wiki/%C0%E2%F2%EE%E6%E8%F0; дата обращения к ресурсу: 05.09.2014

Жабров А.А. «Автожир и геликоптер». - 2-е изд. – ЦС ОСОАВИАХИМа СССР, 1939 г.

144

OpenCV documentation, http://docs.opencv.org/trunk/doc/py_tutorials/py_imgproc/py_watershed/py_watershed.html; дата обращения к ресурсу: 01.09.2014

ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА ОБНАРУЖЕНИЯ СЛЕДОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЗРЫВЧАТЫХ И НАРКОТИЧЕСКИХ

ВЕЩЕСТВ В АЭРОПОРТАХ Денисенко С.А., Гурнов К.Б., Литвинов Е. М., Янченков М.Ю.

ОАО «Авангард», г. Санкт-Петербург, Россия

В настоящее время спектрометры ионной подвижности (СИП) находят широкое применение для противостояния террористическим актам с применением взрывчатых веществ (ВВ) на объектах массового скопления людей, например аэропорты, вокзалы, школы.

Повышение качества противостояния террористическим актам возможно с помощью создания встраиваемых автоматических средств обнаружения (АСО) ВВ. Для встраивания АСО хорошо подходят рамки металлодетекторы, досмотровые столы, турникеты. При прохождении человеком рамки металлодетектора или турникета происходит отбор пробы паров или микрочастиц с одежды и открытых частей тела человека. В случае с досмотровым столом производится отбор пробы с личных вещей человека. Последующий анализ отобранной пробы показывает наличие или отсутствие контакта человека с ВВ.

Обеспечить работу АСО ВВ без участия человека позволяет специальная автоматическая система управления и обработки данных (АСУОД). Для построения соответствующей АСУОД необходимо провести анализ систем управления и систем обработки данных средств обнаружения ВВ на основе спектрометрии ионной подвижности, и составить техническое задание на ее реализацию.

Автоматическая система управления обеспечивает: управление функциональными частями СИП; запись, хранение и обработку данных; отображение информации для соответствующих спецслужб. Главное назначение АСУОД – это обеспечение работы средства обнаружения ВВ в автоматическом режиме в режиме реального времени, без участия человека, для предупреждения потенциальной угрозы жизни людей.

В результате работы было спроектировано встраиваемое в турникет PERCo-05.3 автоматическое средство обнаружения ВВ.

145

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СРЕДЫ MATLAB-SIMULINK ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ АЛГОРИТМОВ В

ЦЕЛОЧИСЛЕННЫХ МИКРОПРОЦЕССОРНЫХ СИСТЕМАХ Фадин Д.А.

ОАО «Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова», г. Тула, Россия

В данной работе приведена методика создания программного кода для целочисленного сигнального микропроцессора (МП), входящего в бортовую микропроцессорную систему. Микропроцессорная система является управляющим элементом малогабаритной вращающейся управляемой ракеты средней дальности c заданным алгоритмом управления (АУ).

Цифровой микропроцессор обработки сигналов TMS320C55xx оптимизирован для выполнения операций с фиксированной точкой. Он заимствован из телеуправляемой ракеты ближней зоны и имеет существенные ограничения вычислительных и отладочных ресурсов, что делает невозможным оперативное создание программного кода АУ с использованием вещественного формата данных в отладочной среде МП.

В связи с вышеизложенным отработка и оптимизация АУ под вычислительную среду МП осуществляется в инженерной среде MATLAB-Simulink и состоит из нескольких этапов:

1. Создание Simulink-модели АУ в p-области преобразования Лапласа с вещественным форматом представления данных и первичной дискретизацией передаваемых данных по времени («физическая» модель). «Физическая» модель решается с помощью встроенных в MATLAB численных методов высокого порядка для получения промежуточных данных.

2. Определение и уточнение методов численного решения динамических звеньев «физической» модели в z-области с оценкой ошибок решения («дискретная» модель). Задачей данного этапа является нахождение баланса между точностью численного решения динамических звеньев и количеством элементарных математических операций, выполняемых в МП.

3. Переход в «дискретной» модели от вещественного формата представления данных к формату «фиксированная точка» («целочисленная» модель). Получаемая «целочисленная» модель учитывает особенности вычислительной среды МП: выполняет только бинарные целочисленные операции и исключает потерю значащих разрядов данных. Представленные в АУ функции представляются специализированными алгоритмами, оперирующими аргументами

146

функций, заданными в двоичной системе счисления или в виде целочисленных таблиц.

4. Тестирование «целочисленной» модели АУ и, при необходимости, её корректировка для обеспечения нужной точности вычислений. Проверка на соответствие заданным требованиям осуществляется путем сравнения данных «целочисленной» и «физической» моделей.

После подтверждения точности вычислений и выделения области АУ для «переноса» на борт ракеты выполняется создание программного кода АУ на языке С++ посредством автоматической генерации кода встроенными инструментами MATLAB или вручную путем поэтапной интерпретации математических операций Simulink-модели.

СУБОПТИМАЛЬНАЯ АВТОМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ НАПРЯЖЕНИЯ АВИАЦИОННОГО

СИНХРОННОГО ГЕНЕРАТОРА ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Карнаухов Н.С. Минский государственный высший авиационный колледж,

г. Минск, Республика Беларусь

Существующие автономные системы электроснабжения (СЭС), построенные на основе общеизвестных, ставших традиционными устройств, перестали удовлетворять непрестанно возрастающим требованиям. Свидетельством этого является практическая неизменность их свойств за последние десятилетия (при острой необходимости в улучшении свойств), а также незначительные результаты известных попыток оптимизации типовых устройств систем по критериям минимума объема или массы. Реализовать эти подходы можно введением в СЭС бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ).

В настоящее время в существующих регуляторах напряжения (аналоговых) задача повышения качества электрической энергии решается путем достижения компромисса между требуемыми статическими и динамическими характеристиками. Хотя серийные системы автоматического регулирования (САР) и обладают достаточно высокими показателями, однако возможности их дальнейшего совершенствования в пределах, заложенных в них принципов регулирования, практически исчерпаны.Одним из наиболее перспективных методов повышения качества электрической энергии в СЭС переменного тока является применение субоптимальных автоматических систем регулирования напряжения синхронного генератора с применением цифровых систем управления (ЦСУ) для коррекции выходных координат СЭС.

147

Целью исследований является решение вопросов повышения качества электроэнергии путем применения субоптимальной автоматической системы регулирования напряжения и реализации в них оптимальных законов регулирования.

Для определения эффективности цифрового регулирования напряжения разработаны математические модели синхронного генератора и цифрового регулятора напряжения, определена их адекватность, с помощью среды Simulink&MatLab исследована эффективность синтезированного оптимального закона регулирования напряжения при различных коммутациях нагрузок. Математическая модель синхронного генератора разработана в ортогональных осях d, q а модель цифрового регулятора с использованием метода Z-преобразования. Исследование эффективности применения цифрового регулятора напряжения выполнено на виртуальной модели с использованием среду Simulink&MatLab.

Результаты исследований показывают, что например, в системе электроснабжения с генератором ГТ30НЖЧ12 в нормальных режимах работы возможно уменьшение времени переходных процессов до

3(15 22) 10 c−÷ ⋅ при одновременном уменьшении отклонений напряжения до ( )107 122 В÷ в динамике и практически устранение статической ошибки, что полностью удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным и перспективным СЭС воздушных судов; при использовании ЦРН обеспечивается минимально возможное значение динамической ошибки (на 25-40% меньше, чем в САР с регуляторами напряжения аналогового типа). При этом длительность переходных процессов может быть уменьшена в 3÷7 раз.

Анализ показывает, что обеспечение этих требований при использовании микропроцессорных управляющих комплексов реализация этого требования не вызовет существенных затруднений.

ПРИМЕНЕНИЕ ЛИНЕЙНЫХ ОПТИМАЛЬНЫХ СИСТЕМ С ТРЕБУЕМЫМИ ПАРАМЕТРАМИ ПЕРЕХОДНОГО ПРОЦЕССА

В АЛГОРИТМАХ ФИЛЬТРАЦИИИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

Козлов А.А., Мартынюк П.А. ОАО «ГосНИИАС», г. Москва, Россия

Современные навигационные комплексы представляют собой совокупность информационно-измерительных систем, вычислительно-программирующих устройств, систем индикации, сигнализации и пультов управления, обеспечивающих решение задач навигации,

148

пилотирования, программирования траектории движения ЛА и его стабилизации относительно заданной траектории.

Центральным устройством большинства современных навигационных комплексов, как правило, являются системы инерциальной навигации. Это обстоятельство обуславливается, прежде всего, тем, что они обеспечивают автономное определение практически всего необходимого объема информации, как о параметрах движения центра масс объекта, так и о его движении вокруг центра масс. Однако ряд ошибок работы этих систем носит нарастающий с течением времени характер, что не обеспечивает требуемой точности решения перечисленных выше задач.

В связи с этим одной из центральных задач, в ансамбле вопросов, связанных с разработкой навигационных комплексов, является задача обеспечения требуемой точности функционирования этих систем.

В настоящее время решение этой задачи, как правило, осуществляется путем нахождения оценок погрешностей работы этих систем с помощью алгоритмов оптимального оценивания. Измерения, необходимые для реализации этих алгоритмов, обычно формируются с помощью данных получаемых от таких, входящих в навигационные комплексы, систем как в спутниковые системы, доплеровские измерители скорости, радионавигационные системы и других устройств.

Поскольку спутниковые навигационные системы, по сравнению с другими, обладают более высокими точностными характеристиками и позволяют определять информацию практически в любой точке земного шара, особое внимание разработчиков, прежде всего, уделяется вопросам оценивания погрешностей ИНС с помощью данных определяемых системами этого класса.

В большинстве случаев алгоритмы оптимального оценивания базируются на фильтре Калмана. К достоинствам которого, прежде всего, следует отнести то, что он представляет собой совокупность дифференциальных уравнений и алгебраических соотношений, что существенно облегчает его применение на вычислительных машинах. Эти алгоритмы позволяют получить оценки с точностью удовлетворяющей большинство практических задач.

Однако при получении этого алгоритма были использованы некоторые допущения. В оптимальных системах, построенных на основе фильтра Калмана, качество процедуры оценивания полностью определяется динамической матрицей (матрицей коэффициентов) дифференциального уравнения, описывающего поведение ошибок решения задачи фильтрации. Однако параметры этой матрицы таковы, что любое ее изменение, с целью формирования требуемых параметров

149

переходного процесса, без потери этими системами свойств оптимальности не представляется возможным.

Однако в общем случае качество оптимальной системы определяется не только ее точностными характеристиками, а и параметрами переходного процесса, такими как перерегулирование и время его затухания. Наряду с вопросом обеспечения требуемой точности в ряде случаев на первый план выходит также вопрос минимизации времени ее решения.

Говоря о формировании качественных характеристик оптимальных систем необходимо иметь в виду, что эта задача может быть решена лишь в устойчивых системах. Таким образом, рассматриваемая задача оказывается неразрывно связанной с задачей построения устойчивых алгоритмов оптимального оценивания. Так как практически устойчивыми можно считать лишь асимптотически устойчивые системы, то в дальнейшем, говоря об устойчивости, будем иметь в виду системы этого класса. Следует заметить, что необходимое и достаточное условие оптимальности, на основе которого по существу строятся все алгоритмы оптимальных систем, позволяет решить лишь задачу минимизации ошибок их функционирования. Задача же придания этим системам свойств устойчивости с помощью этого условия, как правило, решена быть не может.

Исходя из изложенного, весьма актуальной является задача построения алгоритмов линейного оптимального оценивания, позволяющих путем формирования динамической матрицы уравнения ошибок обеспечить устойчивость процесса оценивания и получить требуемые качественные характеристики оптимальной системы.

В данной работе приводится алгоритм оптимального оценивания ошибок БИНС, обеспечивающий возможность формирования в оптимальной системе желаемых параметров переходного процесса, а также удовлетворяющий необходимому и достаточному условию минимума среднеквадратической ошибки и позволяет решать задачу в случае, когда входные воздействия и шумы измерений представляют собой гауссовы случайные процессы общего вида.Алгоритм функционирует в навигационном трехграннике Хг, Уг, Zг (оси Хг и Уг в плоскости текущего горизонта). Рассмотрен один канал БИНС включающий следующие навигационные параметры: координату, скорость и дрейф гироскопа. Рассмотрена декомпозированная модель погрешностей БИНС. В приложении к работе приведены графики, демонстрирующие, что для такой системы возможно использовать разработанный алгоритм с необходимой точностью для оценки координаты и скорости вырабатываемых в БИНС.

150

ПРИМЕРЫ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ УПРАВЛЕНЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ

Ромащев С.Б. ОАО «Кузнецов», г. Самара, Россия

Сегодня в мире лидирует тот, кто принимает верные решения и делает это быстро. Каждый менеджер нуждается в большом объеме информации при принятии решений. Это является причиной особой актуальности информационного менеджмента сегодня и в будущем.

Целью работы является демонстрация подходов, применяемых при разработке информационной системы поддержки принятия управленческих решений.

Достижение цели осуществляется с помощью создания инструментальных средств, встраиваемых в используемые в организациях системы управления предприятием:

• Базы знаний. • Инструмента описания событий, требующих принятия решений. • Инструмента описания (программирования) вариантов действий

в событиях. • Инструмента информирования персонала о событиях.

В данной статье приведена классификация управленческих решений и указаны типы, для поддержки принятия которых предназначена система. Также указаны предпосылки создания подобных систем в организациях. Работа алгоритмов работы системы рассматривается на частном производственном примере принятия решений при внеплановой выбраковке деталей. В завершении приведен образец экономического расчета обоснования эффективности систем подобного класса и краткое сравнение предлагаемых инструментов с экспертной системой.

Предлагаемые подходы являются универсальными и применимы к любым информационным системам управления с открытой или полуоткрытой архитектурой (позволяющим дописывать или интегрировать программные модули).

Подходы инвариантны к сфере деятельности, однако отрабатываются в рамках системы управления производством машиностроительного предприятия, сочетающего различные типы (опытное, металлургическое, механосборочное, инструментальное, ремонтное) производства.

Применение подобных систем открывает большие возможности в части повышения эффективности использования управленческого персонала, освобождая его от принятия решений в типовых ситуациях и позволяя сосредоточиться на перспективных направлениях.

ЛИТЕРАТУРА

151

Управленческие решения (методы принятия и реализации): учебное пособие / Л.А. Трофимова, В.В. Трофимов. – СПб.: Изд-во СПбГУЭФ, 2011. – 190 с.

Макаров С.Ф. Менеджер за работой. - М., «Молодая гвардия» 1989 Ромащев, С. Б.. Проблемы дизайна и эргономики в разработке и

эксплуатации программных продуктов. Актуальные проблемы современной науки. Ч.12. Системный анализ, управление и обработка информации, 2005. - Самара: СГТУ. (стр. 26-27).

О методе управления знаниями в процессах интеграции машиностроительнои

корпорации / Реус А., Зинченко А., Краи

чинская С., Талянскии

Д. — М.: Издательскии

152

перезапуске в лёте с правильными траекторными параметрами и с той точки расчета, на которой произошла перезагрузка.

– Осуществление контроля готовности блоков УР. – Передача пункту управления в режиме реального времени

данных о состоянии блоков УР и результатов самоконтроля электронной аппаратуры. Для реализации предъявленных требований разработана циклограмма

предпусковой подготовки электронной аппаратуры, а также определен набор параметров, необходимых и достаточных для оценки текущего состояния каждого бортового блока.

Для интерфейсов RS-485, МКИО и RS-232 разработаны протоколы передачи данных, реализующие командно-информационный обмен между блоками. При формировании протоколов обмена выбрана оптимальная скорость передачи данных и частота обмена с каждым блоком.

Программная реализация выбранных решений осуществлена на языке С в среде разработки Code Composer Studio v. 3.2.

Проведено тестирование и отладка разработанного модуля сначала автономно, затем в составе программного обеспечения электронной аппаратуры, при взаимодействии электронной аппаратуры с другими блоками УР в составе технологического стенда, а также в лабораторно-стендовых и натурных испытаниях в составе УР.

В ходе проделанной работы создан программный модуль, реализующий предпусковую подготовку и проведение лабораторно-стендовых испытаний УР. Экономическая выгода от его применения выражается в сокращении сроков проведения лабораторно-стендовых испытаний (за счет упрощения локализации выявленных отказов), а также в обеспечении запрета старта и сохранении УР для дальнейшего анализа в случае невыхода на режим бортовых блоков при проведении натурных испытаний.

ИНФОРМАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ УСТОЙЧИВОГО МОНИТОРИНГА ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКОЙ

АКТИВНОСТИ ПРИЗЕМНЫХ СЛОЕВ АТМОСФЕРЫ Орешкин Д.М., Разумов Д.А., Давыдов Н.Н.

Владимирский государственный университет имени Александра Григорьевича и Николая Григорьевича Столетовых, г. Владимир, Россия

В настоящее время информационные системы контроля локальных атмосферных процессов предполагают непрерывное совершенствование параметров и характеристик, как аппаратных, так и программных комплексов отображения и регистрации наблюдаемых явлений.

153

Целью работы является повышение оперативности и обеспечение достоверности формирования «картины» местности при взаимодействии системы датчиков, контролирующих метеорологические и электрофизические параметры приземных слоёв атмосферы.

Достижение поставленной цели осуществляется по четырём основным направлениям:

1. разработка аппаратных средств мониторинга электростатической активности;

2. разработка программных средств мониторинга; 3. повышение радиационной устойчивости элементной базы

аппаратных средств; 4. приложение полученных результатов средств для повышения

безопасности эксплуатации высокоскоростных транспортных средств с высокой радиотехнической оснащённостью. Датчики, являющиеся оконечными устройствами распределенной

метеорологической сети, дополняются средствами фиксации изменений характеристик электростатического поля Земли и локализации местоположения и объединяются в сеть со средствами коммутации, сбора и передачи данных в центральную базу, с которой осуществляет работу администратор и пользователи через программный комплекс.

Для обеспечения оперативности и достоверности показаний необходимо максимально повысить устойчивость элементной базы аппаратных средств мониторинга к естественным и искусственным электромагнитным излучениям за счёт отбора наименее восприимчивых компонентов и способов их взаимодействия.

Создание аппаратно-программного комплекса устойчивого мониторинга электростатической активности приземных слоёв атмосферы позволит повысить безопасность эксплуатации технически оснащённых объектов, таких как самолёты, скоростные железнодорожные средства передвижения, аэропорты, космодромы. Высокая чувствительность разработанных и изготовленных элементов системы удаленного мониторинга приземных слоев атмосферы обеспечивает устойчивую видеофиксацию и регистрация низколетящих малых объектов – птиц, что предопределяет возможность контроля воздушного пространства над взлетно-посадочной полосой аэродрома.

ЛИТЕРАТУРА [1] Орешкин Д.М., Давыдов Н.Н. Программно-аппаратный комплекс

контроля и моделирования чередующихся обратимых отказов элементов цифровых микросхем // Инновационное развитие современной науки, сборник статей Международ. науч.-практич. конфер. 31 января 2014г.: в 9 ч. Ч.3. – Уфа: РИЦ БашГУ, 2014. – 370 с. – С. 239 – 242.

154

[2] Артюхова М., Жаднов В., Прохоров В., Полесский С. Обеспечение радиационной стойкости аппаратуры космических аппаратов при проектировании // Компоненты и технологии. - 2010, № 9, с. 93-98.

[3] Франк-Каменецкий А.В., Трошичев О.А., Морозов В.Н., Барнс Г., Корней Р. Связь приземного электрического поля в высоких широтах с интенсивными молниевыми разрядами облако-земля, дающими всплески ОНЧ-излучения // Геомагнетизм и аэрономия. – 2006, т.46, №3, с. 402-408.

[4] Давыдов Н.Н., Руфицкий М.В., Никитин О.Р., Давыдов Н.Н. Способ изготовления оптоэлектронной микросборки // Патент № 2373605 РФ, МПК H01L27/14. - № 2008118045/28; Заявлено 05.05.2008.– Опубл. 20.11.2009. Бюл. № 32.

[5] Разумов Д.А., Орешкин Д.М., Давыдов Н.Н. Структура программно-аналитического комплекса обработки метеорологических и электрофизических параметров местности // Инновационное развитие современной науки, сборник статей Международ. науч.-практич. конфер. 31 января 2014г.: в 9 ч. Ч.3. – Уфа: РИЦ БашГУ, 2014. – 370 с. – С. 308 – 312.

[6] Ефимов В.А., Орешкин Д.М., Фирстов П.П., Акбашев Р.Р. Применение электростатического флюксметра "ЭФ-4" для исследований геодинамических процессов // Сейсмические приборы. - 2013, Т49, №4, с.14-24.

[7] Разумов Д.А., Орешкин Д.М., Давыдов Н.Н. Сервер хранения и обработки параметров окружающей среды заданной местности с использованием объединенной в сеть совокупности датчиков // Свидетельство РФ о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2014615084: рег. 16.05.2014г. – Заявлено 25.03.2014г., № 2014612556.

[8] Разумов Д.А., Орешкин Д.М., Давыдов Н.Н. Клиент централизованного просмотра данных о параметрах окружающей среды заданной местности с использованием объединенной в сеть совокупности датчиков // Свидетельство РФ о государственной регистрации программы для ЭВМ № 2014615091: рег. 19.05.2014г. – Заявлено 18.03.2014г., № 2014612231.

АНАЛИЗ РАЗРАБОТОК В ОБЛАСТИ ЛАЗЕРНЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ НА ПРИМЕРЕ NESLIE/DANIELA

Царев И.А., Коноваленков Д.А. Филиал «ОАО Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», «МАТИ» – РГТУ им.

К.Э. Циолковского, г. Москва, Россия.

Для достижения как можно меньшей РЛ-заметности боевых самолётов пятого поколения необходимо применять такие системы воздушных сигналов (СВС), в конструкции которых отсутствуют

155

выступающие за внешние контуры самолёта элементы, что позволяет уменьшить эффективную площадь рассеяния отражённых РЛ-волн. В настоящее время даже на зарубежных самолётах подобные системы пока ещё редкость (бомбардировщик США B-2), так как на самолётах предыдущих поколений широко применяются классические СВС с выступающими элементами типа ПВД и флюгарков. СВС на основе ПВД кроме негативного влияния на параметры заметности самолёта имеют недостатки в надёжности и точности определения параметров при некоторых условиях полёта (к примеру, большие углы атаки или небольшая скорость полёта). Помимо этого существует вероятность обледенения и закупоривания каналов ПВД.

В связи с этим ряд зарубежных производителей бортового оборудования таких как, например, Thales (Франция), Dassault aviation (Франция), BAE systems (Великобритания), Michigan Aerospace (США), активно разрабатывают лазерные системы воздушных сигналов (ЛСВС) для различных типов самолётов. Принцип их действия основан на явлении рассеивания света и эффекте Доплера. В докладе и статье будет представлен обзор программы NESLIE/DANIELA (Европейский Союз), направленной на разработку лазерной СВС с описанием её принципа действия и технологии. Целью работы является анализ данного примера разработки ЛСВС.

ЛИТЕРАТУРА .Xavier Lacondemine, Denis BARBIER. In-flight demonstration of a

LiDAR based Air Data System DANIELA project –5B1. Aerodays 2011. .Theodoros Katsibas, Theodoros Semertzidis, Xavier Lacondemine and

Nikos Grammalidis. Signal processing for a laser based air data system in commercial aircrafts.

.http://www.michiganaerospace.com/business_units/oads/moads_faq.shtml

.Henk W. Jentink, Rodney K. Bogue. Optical Air Flow Measurements for Flight Tests and Flight Testing Optical Air Flow Meters

.T.J. Rohloff, S.A. Whitmore, and I.Catton, “Fault-Tolerant Neural NetworkAlgorithm for Flush Air Data Sensing,” Journal ofAircraft,vol.36, no.3,pp.541-549,1999

156

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

157

ОПТИМИЗАЦИЯ УПРАВЛЕНИЯ РИСКАМИ В ПРОЕКТИРОВАНИИ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ

Дембицкий Д.Н., Фам Вьет Ань Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является математические модели и методы программного комплекса оптимизации управления рисками в проектировании и технологической подготовки производства РЭА.

Целью исследований является создание математического и программного обеспечения для оптимизации процессов проектирования и производства РЭА методами автоматизированного управления рисками нарушения графиков и превышения ресурсных ограничений технического задания.

В условиях конкуренции и жестких ограничений финансирования данное направление исследований приобретает большое прикладное значение и вызывает интерес у разработчиков и производственников. Оптимизация производственных затрат и сокращение времени создания сложной РЭА при выполнении требований ТТХ становится главным фактором успешного функционирования проектных и производственных организаций.

В конкурсной работе рассмотрены модели, позволяющие связывать тактико-технические характеристики РЭА с планированием и контролем графиков проектирования и производства изделий, создавать методы выбора технических решений, учитывающие динамику изменения факторов риска и адекватно интерпретирующие механизмы воздействия на риски. Создание и производство РЭА представлено, как сложный многовариантный процесс, подверженный разнообразным и часто непредсказуемым влияниям различных воздействий, полное описание которых крайне затруднительно.

Формализация возможна с использованием аппарата математической статистики, который позволяет выделять наиболее существенные факторы риска, влияющие на характеристики моделируемого процесса. При разработке статистической математической модели использовано представление процессов проектирования и производства в виде потока событий, отражающего воздействие субъектов этого процесса на промежуточные и окончательные результаты.

В процессе выполнения конкурсной работы проведены исследования и разработка математических моделей, отражающих статистические свойства процессов проектирования и производства РЭА, что дало возможность его адекватного и объективного представления с учетом как прогнозируемых, так и форс-мажорных факторов. Разработанный

158

подход был положен в основу методов и алгоритмов оптимизации проектирования и производства с позиций сокращения ресурсных затрат и времени завершения работ.

Результаты НИР положены в основу разработанного авторами программного комплекса оптимизации управления рисками в проектировании и технологической подготовке производства РЭА, который передан в опытную эксплуатацию в ОАО «Радиотехнический институт имени академика А.Л. Минца».

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ МОДЕЛЬ ОСЛАБЛЕНИЯ ИК, ВИДИМОГО И УФ ИЗЛУЧЕНИЯ РЫХЛЫМИ СРЕДАМИ

НА ОСНОВЕ ТЕХНИЧЕСКОГО УГЛЕРОДА Большаков Д.А., Мурлага А.Р.

ФГУП «ЦНИРТИ имени академика А.И. Берга», г. Москва, Россия

Проблема снижения заметности различных технических объектов (в частности, летательных аппаратов и спутников) за счёт свойств материалов, из которых они изготовлены, в широком диапазоне длин волн (радиолокационном (РЛ), инфракрасном (ИК), видимом, ультрафиолетовом (УФ)) и в настоящее время сохраняет свою актуальность. Это связано с тем обстоятельством, что системы обнаружения объектов совершенствуются. Как следствие, для минимизации вероятности распознавания объектов необходимо улучшать существующие методы и средства снижения их заметности.

Ключевую роль при взаимодействии электромагнитной волны с заданным объектом будут играть электродинамические свойства материалов, из которых изготовлены элементы его конструкции. Электродинамические свойства (коэффициенты отражения r и пропускания t) технического углерода в ИК, видимой и УФ части спектра являются объектом исследования настоящей работы.

Преимуществом указанного наноразмерного ультрадисперсного материала является высокая температура плавления, низкая стоимость (по заказу ФГУП «ЦНИРТИ им. академика А.И. Берга» в рамках Федеральной целевой программы освоено его серийное изготовление на базе ИППУ СО РАН), потенциальная возможность применения в широком диапазоне длин волн. При этом в зависимости от условий конкретной задачи концепция защиты объекта от обнаружения сводится к распылению вокруг него указанного материала (создание объёмно-распределённого образования) либо к использованию покрытий или экранов (в таком случае технический углерод вводится в качестве наполнителя в матрицу радиопрозрачного связующего; конструктивные свойства связующего подбираются исходя из условий эксплуатации покрытия/экрана; технология производства такого класса покрытий

159

отрабатывалась по заказу ФГУП «ЦНИРТИ им. академика А.И. Берга» на базе ОАО «ОНПП «Технология»; в 2015 году планируется разработка типового технологического процесса для серийного изготовления таких покрытий/экранов в рамках Федеральной целевой программы).

Для контроля электродинамических свойств наноразмерных ультрадисперсных материалов в РЛ, ИК, видимом и УФ диапазонах длин волн в ФГУП «ЦНИРТИ им. академика А.И. Берга» разработан и успешно прошёл предварительные испытания специализированный стенд, в состав которого входит, в числе прочего, стенд на базе спектрофотометра Lambda 1050 (Перкин-Элмер, США).

В рамках настоящей работы разработана расчетно-экспериментальная модель ослабления ИК, видимого и УФ излучения рыхлыми средами на основе технического углерода, при этом теоретически облако технического углерода задавалось областью пространства, ограниченного диском (размеры диска задаются апертурой измерительного прибора; моделирование взаимодействия излучения со средой осуществлялось на основе теории Релея и теории рассеяния Ми в программной среде Mathcad), а для практической реализации (снятие спектров отражения/пропускания на спектрофотометре) изготавливались таблетки (технический углерод внедрялся в матрицу бромида калия, выступавшего в качестве радиопрозрачного связующего; технология производства образцов отработана в ИППУ СО РАН). Моделирование проводилось на длинах волн 250 – 2500 нм (рабочий диапазон измерительного прибора).

Результаты работы показали, что исследуемый материал (технический углерод) даёт ослабление падающего излучения в ИК, видимом и УФ областях спектра до уровня фона, а следовательно, с его помощью наилучшим образом может быть решена задача снижения заметности в этих диапазонах длин волн. Следует отметить, что корректность использования описанной расчётно-экспериментальной модели подтверждена высокой степенью сходимости полученных расчётных и экспериментальных значений коэффициентов отражения и пропускания на основе разработанного критерия сравнения результатов.

РАЗРАБОТКА ИЗЛУЧАЮЩЕЙ СТРУКТУРЫ ДЛЯ АНТЕННОЙ РЕШЕТКИ СПУТНИКОВОЙ СВЯЗИ КА-ДИАПАЗОНА

НА ОСНОВЕ ПЕЧАТНОЙ ВОЛНОВОДНОЙ СТРУКТУРЫ Борисов С.Н.

ОАО «Радиофизика», г. Москва, Россия

Представлена антенная решетка (АР) спутниковой связи Ка-диапазона, состоящая из линейных подрешеток на вращающемся основании. Излучающим элементом линейных подрешеток является

160

двухъярусный круглый печатный излучатель. Подрешетки возбуждаются параллельным делителем на основе печатной волноводной структуры. Преимуществами печатной волноводной структуры являются малые габаритные размеры, простота и дешевизна изготовления, а так же то, что эта линия является экранированной, что исключает взаимное влияние делителей соседних подрешеток при их плотном расположении.

Целью данной работы является разработка излучающей структуры, её оптимизация и оценка характеристик излучения антенны.

Ключевыми параметрами выбранной компоновки АР являются наклон подрешеток и расстояние между соседними подрешетками. Для выбора этих параметров необходимо было провести оптимизацию характеристик излучения в угломестном секторе обслуживания (20о..70о). Однако, поскольку расстояние между выходами делителя существенно превышало длину волны и не могло быть уменьшено, большая площадь антенны осталась бы неиспользованной и КИП такой системы был бы очень низкий. Поэтому к каждому выходу делителя предлагается подключить МПЛ-тройники, образующие дополнительный ярус деления и возбуждать ими сразу два печатных излучателя. В ходе оптимизации расположения подрешеток с такой излучающей структуры были выбраны значения между линейками d=0.9λ и их наклона 30о, как обеспечивающим наибольший КИП в заданном секторе обслуживания.

Были оценены диаграммы направленности (ДН) одной подрешетки в угломестной и направленной по нормали к подрешетке плоскостях, а так же ДН двумерной решетки в угломестном сечении при сканировании. Полученный КИП для двумерной решетки из 48ми подрешеток из 32х излучающих элементов на средней частоте составил -1.1, -2.2 и -4.88 дБ для положений луча 20о, 45о и 70о соответственно.

Таким образом, в работе приведены результаты расчета основных характеристики излучения двумерной антенной решетки, демонстрирующие её работоспособность.

МЕТОД ДВУХТАКТНОЙ СПЕКТРАЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ ДОПОЛНИТЕЛЬНЫХ СИГНАЛОВ

Вдовин Д.В. ОАО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро»,

г. Раменское, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе являются сложные фазокодоманипулированные сигналы, которые применяются в современных радиолокационных системах.

Технический результат работы направлен на улучшение характеристик современных радиолокационных систем, таких как:

161

разрешающая способность, диапазон анализируемых скоростей и дальность обнаружения.

Целью работы является разработка способа обработки дополнительных сигналов, чередующихся во времени, исключающего влияние доплеровского эффекта на уровень боковых лепестков результата обработки.

Актуальность работы обоснована, во-первых, незавершенностью существующих теоретических исследований, касающихся способов обработки дополнительных сигналов, чередующихся во времени, и, во-вторых, практической необходимостью обеспечения высокого разрешения сложных зондирующих сигналов, что влияет на получение радиолокационного изображения высокого качества.

Ввведении даны все необходимые определения а также показаны основные свойства дополнительных зондирующих сигналов и их согласованной обработки.

В основной части проведен подробный анализ влияния доплеровского эффекта на согласованную обработку дополнительных сигналов, рассмотренный на примере суммарной обработки,разработан метод двухтактной спектральной обработки дополнительных сигналов, исключающий влияние доплеровского эффекта на результат обработки,детально рассмотрена работа устройства, реализующего заявленный метод. Показано, что промышленная применимость предлагаемого метода возможна в силу того, что все используемые операции практически реализуемы в цифровой технике, а также программным способом в вычислительной технике.

В заключении акцентируется внимание на том, что использование данного метода удовлетворяетконцептуальным особенностям технологии проектирования современных радиолокационных систем в области авиации и космонавтики. Реализуя вышеперечисленные концепции, новые разработки, а также существующие радиолокационные станции могут достигнуть высоких технико-эксплуатационных характеристик за счет использования дополнительных зондирующих сигналов и их двухтактной спектральной обработки.

162

МОДЕЛИРОВАНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК НАПРАВЛЕННОСТИ ТЕТРАЭДРАЛЬНОЙ АНТЕННОЙ

РЕШЕТКИ БОРТОВОЙ СПУТНИКОВОЙ РАДИОСТАНЦИИ Доника И.И.

ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Одним из наиболее значимых и стремительно развивающихся видов информационных технологий является спутниковая связь, предоставля-ющая комплекс информационных услуг каждому пользователю вне зависимости от его местоположения, передвижения, погодных и климатических условий. Командование вооруженных сил ведущих экономически развитых стран рассматривают спутниковую связь как наиболее значимую и приоритетную для обеспечения информационного превосходства на театрах военных действий. Важнейшими качествами спутниковой связи, которыми не обладают другие виды связи, являются глобальный охват и высокий коэффициент готовности способность предоставить каналы связи из любой точки мира в очень короткое время.

В Военно-Воздушных Силах одним из основных элементов спутниковой связи является радиостанция, установленная на воздушном судне. Известно, что основные тактико-технические характеристики любой радиотехнической системы определяются ее антенной системой. Современные требования, предъявляемые к антенным системам, можно реализовать путем использования активных фазированных антенных решеток (АФАР). Одними из основных характеристик АФАР являются геометрические характеристики излучающего раскрыва, к которым относится форма и размеры раскрыва, взаимное размещение излучателей.

Исходя из требований к антенной системе спутниковой радиостанции, излучение и прием сигнала должны происходить в верхней полусфере относительно воздушного судна. Предлагается излучающий раскрыв выполнить в виде тетраэдра, т.е. антенная система включает три треугольных излучающих полотна. Основание тетраэдра – это равносторонний треугольник. Для обеспечения охвата всей полусферы наклон плоскостей тетраэдра должен составлять 45 градусов. При таком наклоне максимальный угол сканирования для отдельного полотна в вертикальной плоскости будет составлять 45 градусов.

Для одного из излучающих полотен была разработана математическая модель его геометрии, на основе которой описан алгоритм формирования массива координат тетраэдральной антенной решетки. Излучатели модулей АФАР размещаются в узлах гексагональной (треугольной) сетки.

163

Для исследования направленных свойств разработанного излучающего полотна использовано выражение для математической модели амплитудной диаграммы направленности АФАР. С использованием МАТКАД получены ДН в двух плоскостях без сканирования и со сканированием.

Исследование характеристик направленности антенной решетки показало, что использование такой антенной системы в бортовой спутниковой радиостанции обеспечит требуемую управляемость лучом АФАР и высокую помехозащищенность радиостанции.

ИЗМЕРЕНИЕ ЭКВИДИСТАНТНЫХ ДОПЛЕРОВСКИХ СИГНАЛОВ

Котов В.А. ОАО «РКБ «Глобус», г. Рязань, Россия

В данной конкурсной работе объект исследований – измерители эквидистантных доплеровских сигналов, многоканальный и одноканальный, осуществляющие обработку совместно флюктуирующей когерентной пачки радиоимпульсов.

Целью исследований является выявление достоинств и недостатков одноканального измерителя по сравнению с традиционным многоканальным.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен синтез одноканального измерителя, разработана его структурная схема. С помощью статистического моделирования получены основные характеристики для многоканального и одноканального измерителей, необходимые для их анализа.

НАПРАВЛЕННЫЙ ОТВЕТВИТЕЛЬ С ЛИЦЕВОЙ СВЯЗЬЮ СО СМЕЩЕНИЕМ ПОЛОСОК

Дударев Н.В. ФГБОУ ВПО «Южно-Уральский государственный университет»

(национальный исследовательский университет), г. Челябинск, Россия

Настоящая работа посвящена решению проблемы улучшения электродинамических характеристик полосковых направленных ответвителей, являющихся важным элементом в диаграммообразующих схемахсистем навигации и посадки самолётов. Предложен новый подход к проектированию направленных ответвителей с лицевой связью полосок,при котором повышается однородность связанной линии со смещёнными полосками. Разработаны направленные ответвители с коэффициентом связи между основной исвязанной полоской в пределах от -3 дБ до -12 дБ с хорошими параметрами КСВН, потерь согласование с подводящей линией и развязки.

164

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ СКОРОСТИ КОРРЕЛЯЦИОННОГО ТИПА ПУТ

ЁМ ОЦЕНКИ ИСТИННОГО ПОЛОЖЕНИЯ ФАЗОВЫХ ЦЕНТРОВ АНТЕНН

Седов Д.П., Борбошин К.С. ОАО «Уральское проектно-конструкторское бюро «Деталь»,

г. Каменск-Уральский Свердловской обл., Россия

По мере усложнения задач, решаемых летательными аппаратами (ЛА) различного типа, повышаются требования к бортовому оборудованию. Необходимость максимального использования летно-тактических возможностей, жесткие требования к качеству пилотирования и обеспечению безопасности полета на режимах взлета и посадки, при полете на режимах, близких к предельным, ставят задачу создания новых средств информационного обеспечения систем автоматического и штурвального управления ЛА.

ЛА для их навигации, балансировки положения и для обеспечения безопасности полёта необходима информация о параметрах их движения. В связи с этим является актуальным использование на ЛА автономных измерителей скорости.

Одним из способов измерения скоростных параметров полёта ЛА является использование корреляционных радиолокационных измерителей составляющих вектора скорости (КРИСС).

Корреляционный метод измерения основан на сравнении временного смещения процессов, описывающих изменение амплитуд сигналов, отраженных подстилающей поверхностью и принятых на разнесенные по оси летательного аппарата антенны.

Для определения продольной Vx и поперечной Vz составляющих вектора путевой скорости приемные излучатели должны быть разнесены по осям Ox, Oz. При одновременном измерении двух составляющих вектора путевой скорости, или определения путевой скорости и угла сноса необходимо использовать приёмную антенну, содержащую три разнесенные приемные антенны, не лежащие на одной прямой.

Взаимное расположение и расстояния между антеннами определяются величинами измеряемых скоростей и типами подстилающих поверхностей, над которыми должно быть обеспечено измерение.

Величины скоростей вычисляются из транспортных запаздываний, которые определяются по положению максимума взаимной корреляционной функции процессов, принятых на разнесённые антенны.

Общая погрешность измерения составляющих скорости определяется не только погрешностями измерения транспортных запаздываний, но и

165

геометрическими размерами антенной системы. Положение фазовых центров определяется точностью изготовления антенн и может зависеть от взаимного влияния излучателей.

Проведённые исследования показали, что смещение фазовых центров антенн корреляционного измерителя существенно влияет на погрешность измерения продольной и поперечной составляющих скорости. Для всех типов антенн характерна ошибка, вызванная точностью технологического процесса изготовления антенной системы. Более того, такая ошибка является индивидуальной для каждой антенной системы.

Для уменьшения данной погрешности необходима информация о точном расположении фазовых центров антенной системы для каждой конкретной антенны.

В статье представлена методика, позволяющая определить истинное положение фазовых центров антенн в составе антенной системы.

Для определения расстояния между фазовыми центрами антенн предлагается рассматривать их как решетку. Оценку требуемого расстояния получать с точки зрения максимального правдоподобия по измеренному сечению диаграммы направленности такой решетки.

Разработанная методика позволяет получить эффективную оценку расстояния между фазовыми центрами антенн, тем самым обеспечив калибровку антенной системы.

РАСКРЫВАЮЩАЯСЯ ФЕРМА ДЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ НА ОСНОВЕ КОМПОЗИТНЫХ СТЕРЖНЕЙ

Антонов Ф.К., Макаровская А.В., Папченко В.В., Шаенко А.Ю. Сколковский институт науки и технологий, МГТУ им. Н. Э. Баумана

г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является вариант ферменного рефлектора с более высокой относительно применяемых в данный момент конструкций жесткостью и надежностью раскрытия. Предлагаемая конструкция - ферма, образованная тонкостенными композитными стержнями, профиль которых при приложении определенных нагрузок способен уплощаться, обеспечивая тем самым возможность их складывания.

Целью исследований является создание антенны только из углепластика за счет его высокой удельной прочности, жесткости и малого коэффициента термического расширения, что позволяет обеспечить повышенную частоту первого тона колебаний и размеростабильность конструкции в широком температурном диапазоне.

166

Конструкция раскрывающегося космического рефлектора, представленная в настоящей работе, сохраняет все преимущества традиционной ферменной конструкции при сокращении стоимости и снижении сложности ее изготовления. Предлагаемая ферменная антенна, состоящая из бистабильных стержней с закрытым профилем, может уплощаться при определенных нагрузках, приложенных в поперечной плоскости. Жесткость такого уплощенного стержня существенно снижается, что приводит к образованию так называемого «динамического» шарнира, позволяющего сложить конструкцию.

В процессе выполнения конкурсной работы была построена конечно-элементная модель предполагаемой антенны, с помощью которой производился расчет возможности складывания, а также смоделирован процесс развертывания сложенной фермы. Для подтверждения возможности реализации предполагаемых качеств конструкции были изготовлены образцы с указанным поперечным сечением и проведены их укладка и раскрытие. Испытания дали положительный результат.

Таким образом, основные принципы космической цельнокомпозитной бистабильной ферменной антенны подтверждены технологическими и численными экспериментами. Разработанная математическая модель применима для дальнейшего детального изучения подобных структур.

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕТОДА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ РАЗМЫТИЯ ИСКАЖЕННЫХ СМАЗОМ ПАНХРОМАТИЧЕСКИХ

КОСМИЧЕСКИХ ИЗОБРАЖЕНИЙ Шишкин А.А.

Вятский государственный университет, г.Киров, Россия

Одной из основных проблем обработки цифровых полутоновых изображений (ЦПИ), получаемых с космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), является улучшение качества видеоинформации. К типичным причинам искажений изображений можно отнести смаз изображения, обусловленный движением КА.

В настоящее время не существует единого оптимального метода восстановления искаженных изображений. Растущая масса эмпирических результатов заставляет предполагать, что существует наилучший метод восстановления. Выбор метода зависитотимеющейся в распоряжении априорной информации об объекте и шуме.Кроме того, при выборе метода восстановления должны учитываться такие факторы, как объем обрабатываемых данных и быстродействие. Все разработанные на сегодняшний день методы восстановления отличаются друг от друга компромиссным соотношением между разрешающей способностью снимка и уровнем шума и для своей

167

эффективной реализации требуют точное знание передаточной функции искажающих факторов [1-3].

В данной работе предлагается метод оценки априорно неизвестной искажающей функции минимальными вычислительными ресурсами.

Полагаем, что для каждого участка интересуемой местности в базе снимков ДЗЗ имеется цифровое полутоновое изображение хорошего качества, которое будет взято за эталон.Для эталонного ЦПИ осуществляется искусственное смазывание изображения с различными произвольными параметрами размытия, затем разделение наразрядных двоичных изображений(РДИ) и построение взаимной корреляционной функции между старшими РДИ смазанного эталона и реального ЦПИ. Максимально схожее РДИ искусственно смазанного эталона с РДИ реального ЦПИ определяет параметры размытия, которые служат априорными данным и при восстановлении изображения методом деконволюции.

Для исследования эффективности предложенного метода разработано ПО, реализующее наиболее известные методы деконволюции: фильтр Винера, фильтр с регуляризацией по Тихонову. Для сравнения реализован наиболее известный алгоритм слепой деконволюции Лаки-Ричардсона. Анализ результатов показал, что предложенный метод определения параметров размытия позволяет эффективно восстановить смазанные изображения методами деконволюции и прост в реализации.

Библиографический список Прэтт, Уильям. Цифровая обработка изображений [Текст]: в 2 кн. / У.

Прэтт; пер. с англ. под ред. Д. С. Лебедева. - М.: Мир. Кн. 2. – 1982 Гонсалес, Р. Цифровая обработка изображений / Р. Гонсалес, Р. Вудс;

пер. с англ. под ред. П. А. Чочиа. - М. : Техносфера, 2006. - 1072 с.. - (Мир цифровой обработки). - Библиогр.: в конце гл.

Переславцева Е. Е., Филиппов М. В. Метод ускоренного восстановления изображений, смазанных при движении / Переславцева Е. Е., Филиппов М. В.// Статья из научно познавательного журнала “Наука и образование”, Москва, февраль 2012.– с. 77-90.

СТРУКТУРЫ НА ОСНОВЕ МАГНОННЫХ КРИСТАЛЛОВ ДЛЯ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИГНАЛОВ

В СВЧ ДИАПАЗОНЕ Шараевская А.Ю.

Саратовский государственный университет, г. Саратов, Россия

В настоящее время благодаря успехам в технологии выращивания пленочных магнитных материалов и новым подходам в технологиях получения периодических структур возможно создание кристаллов,

168

подобных фотонным, на основе магнитных материалов – магнонных кристаллов (МК).

Интерес к магнонным кристаллам связан, прежде всего, с тем, что возможно управление их свойствами внешним магнитным полем; можно создавать кристаллы в диапазоне сверхвысоких частот размером порядка нескольких миллиметров; использование планарной технологии и др.

Наличие запрещенных зон (ЗЗ) в спектре спиновых волн позволяет создавать на основе магнонных кристаллов перестраиваемые магнитным полем устройства для обработки и генерации сигналов в микроволновом диапазоне. Для решения этой задачи в последние годы были проведены теоретические и экспериментальные исследования МК, в которых периодичность создавалась различными способами: путём создания модуляции геометрических параметров ферромагнитной плёнки, периодических граничных условий в виде металлических решёток, использования слоёв из различных материалов и т.д. В этом случае актуальной является задача управления характеристиками запрещённых зон в спектре распространяющихся волн (плотностью, шириной и др.).

В настоящей работе на основе теоретических исследований впервые рассматривается возможность управления запрещёнными зонами в периодических структурах, которые представляют собой два связанных магнонных кристалла и структуру магнонный кристалл – ферромагнитная пленка. Необходимо отметить, что связанные структуры существенно расширяют функциональные возможности любых радиотехнических систем, т.к. появляется дополнительный управляющий параметр – связь и широко используются как в микроволновой технике, так и в оптических системах.

Произведен теоретический и численный расчет таких структур, на основе которого впервые выявлены основные особенности формирования запрещённых зон в слоистых ферромагнитных структурах на основе магнонных кристаллов. Показано, что в таких структурах связь между слоями позволяет эффективно управлять характеристиками запрещённых зон (центральной частотой зоны, полосой частот и величиной подавления сигнала), а также характеристиками полос пропускания между ними. Возможность управлять резонансными свойствами таких структур может быть реализована при создании на основе магнонных кристаллов частотно-избирательных устройств с уникальными характеристиками для селективной обработки информационных сигналов в СВЧ - диапазоне.

Кившарь Ю. С., Агравал Г. П. Оптические солитоны. От волоконных световодов к фотонным кристаллам. М.: Физматлит, 2005. 648 с.

169

S. A. Nikitov, Ph. Tailhades, C.S. Tsai . Spin waves in periodic magnetic structures - magnonic crystals // JMMM, 2001, vol. 236, no. 3, 320-330.

Гуляев Ю.В., Никитов С.А., Животовский Л.В. и др. Ферромагнитные пленки с периодическими структурами c магнонной запрещенной зоной - магнонные кристаллы // Письма в ЖЭТФ. 2003.Т. 77. №10. С. 670-674.

V. V. Kruglyak, S. O. Demokritov and D. Grundler. Magnonics // Journal of Physics.2010, vol. 43, 264001.

S. V. Grishin, E. N. Beginin, M. A. Morozova, Yu. P. Sharaevskii, S. A. Nikitov. Self-generation of dissipative solitons in magnonic quasicrystal active ring resonator // J. Appl. Phys., 2014, vol. 115, no. 5, 053908, Feb. 2.

Морозова М. А., Шараевская А. Ю. Дисперсионные характеристики магнитостатических волн в связанных магнонных кристаллах // Гетеромагнитная микроэлектроника. 2013.Вып. 15. С. 82–93.

АНТЕННА С КОНТУРНОЙ ДИАГРАММОЙ НАПРАВЛЕННОСТИ ПРОИЗВОДСТВА ОАО «ИСС»

Доманов С.К., Мухин А.В., Першин А.С., Узолин Е.Ю. ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика

М.Ф. Решетнева, г. Железногорск, Красноярский Край, Россия

Объектом данной конкурсной работы является антенна с контурной диаграммой направленности (КДН), предназначенная для использования в составе полезной нагрузки связного космического аппарата (КА). В настоящее время этот вид антенн является одним из самых перспективных, поскольку обеспечивает наибольшую эффективность в вопросах обслуживания определенных территорий [1]. До недавнего времени в ОАО «ИСС» при создании КА как для отечественных, так и для зарубежных заказчиков использовались антенны с КДН иностранного производства. Создание и внедрение в производство антенн с КДН отечественного изготовления позволит отказаться от импортных аналогов и развить собственную производственную базу.

Целью работы является проектировка и создание антенны с КДН на собственной производственной базе предприятия, осуществление проверки её радиотехнических характеристик (РТХ).

Для достижения поставленной цели предприятием было закуплено и освоено различное оборудование, в том числе высокоточные обрабатывающие станки, контрольно-измерительные машины, автоклавы для полимеризации углеродных волокон и т. д. Технология производства антенн с КДН разрабатывалась и поэтапно внедрялась в течение последних лет. Для осуществления синтеза поверхности рефлектора сложной формы было разработано специализированное программное обеспечение (ПО). Его работа основана на использовании полиномов Цернике, применение которых необходимо для описания

170

деформаций поверхности профиля рефлектора [2]. На заключительном этапе была проведена проверка РТХ разработанной антенны на автоматизированном измерительно-вычислительном комплексе (АИВК) ближнего поля [3].

В результате проделанной работы была разработана антенна с КДН, РТХ которой полностью удовлетворяют всем заявленным требованиям.

ЛИТЕРАТУРА 1. Шишлов А.В. Зеркальные антенны с контурными диаграммами

направленности – эффективность и предельные возможности. Радиотехника, 2006. №4. С. 45 – 50.

2. Узолин Е.Ю., Крюков И.Г. Синтез профиля поверхности рефлекторов однозеркальных контурных антенн с использованием полиномов Цернике. Доклады ТУСУРа, 2012. №2. С. 92 – 95.

3. Бахрах Л.Д., Кременецкий С.Д., Курочкин А.П., Усин В.А., Шифрин Я.С. Методы измерения параметров излучающих систем в ближней зоне. Л.: Наука, 1985. 272 с.

СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ФАЗОВЫХ ШУМОВ В ЦИФРОВЫХ СИНТЕЗАТОРАХ ЧАСТОТ

Николаев А.П. ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора

Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Предложен способ снижения уровня фазовых шумов в цифровых синтезаторах частот за счет уменьшения крутизны характеристики управления управляемого генератора при сохранении широкого диапазона перестройки, быстродействия и линейности модуляционных характеристик. Рассмотрена структурная схема синтезатора частот, в которой реализован рассматриваемый способ. Приведены модели для расчета модуляционных характеристик в синтезаторе частот с угловой модуляцией с дополнительным следящим кольцом и фазовых шумов в синтезаторе частот, реализующим предлагаемый способ снижения уровня фазовых шумов.

ШИРОКОПОЛОСНАЯ СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ ПОВЫШЕННОЙ СКОРОСТИ ПЕРЕДАЧИ ИНФОРМАЦИИ

Филатов В.И. Научный руководитель: Сивов В.А.

Военная академия РВСН имени Петра Великого, г. Москва, Россия

В конкурсной работе изложены новые научно-методические положения по повышению скорости передачи информации по каналам радиосвязи, которые легли в основу разработки предлагаемых передающего и приемного устройств для перспективной системы

171

радиосвязи с повышенными требованиями к скорости передачи информации по радиоканалам и помехоустойчивости сигналов. В работе предложен новый способ построения сигнально-кодовой конструкции для радиоканала системы радиосвязи с повышенными спектрально-эффективными характеристиками, математическая модель канала радиосвязи с повышенной скоростью передачи информации и спектрально-эффективный способ модуляции передаваемых радиосигналов с улучшенными спектрально-энергетическими характеристиками, что позволяет решить задачу повышения скорости передачи информации к абонентам в условиях ограничений по полосе выделенных частот.

Актуальность конкурсной работы обусловлена необходимостью совершенствования способов повышения скорости передачи информации новейших систем радиосвязи в условиях стремительного увеличения потребностей абонентов к большим объемам информации с одной стороны, и ограниченностью рабочей ширины диапазона выделенных частот с другой стороны.

Предложенная система радиосвязи способна решать поставленные задачи по высокоскоростной передаче информации за счет разработанного способа построения сигнально-кодовой конструкции с повышенными спектрально-эффективными характеристиками на основе нелинейных производных кодовых последовательностей, разработанной математической модели с учетом влияния маскирующей и канальной расширяющих последовательностей, синтезированного способа квадратурной амплитудно-инверсной модуляции передаваемых радиосигналов с улучшенными спектрально-энергетическими характеристиками.

Достоверность положений и выводов конкурсной работы обеспечивается системностью исследований, обоснованностью принятых допущений, совпадением результатов теоретических и экспериментальных исследований, а также результатами их применения в прикладных исследованиях. Полученные результаты подтверждают корректность математической постановки задачи и подтверждены экспериментом в программно-математической модели. Адекватность программно-математической модели, подтверждается положениями теории вероятности и соответствием моделируемых процессов реальным условиям работы канала радиосвязи.

Новизна результатов конкурсной работы заключается в том, что разработанная система радиосвязи использует новый способ квадратурной модуляции радиосигналов, обладающий большей спектрально-энергетической эффективностью по сравнению с существующими на сегодняшний день. В ней реализован алгоритм

172

сигнально-кодовой конструкции (СКК) для канала радиосвязи с повышенными спектрально-энергетическими характеристиками на основе ортогональных псевдослучайных последовательностей большого ансамбля, обеспечивающий, как повышение скорости передачи информации, так показатель помехоустойчивости и структурной скрытности. Разработана математическая модель канала радиосвязи с повышенной скоростью передачи информации, в которой впервые учтены влияния воздействий маскирующей и канальной псевдослучайных последовательностей на основе нелинейных производных кодовых последовательностей, образованных при помощи регистров с нелинейными обратными связями. С помощью разработанного нового программно-математического комплекса проведены исследования спектральных характеристик радиосигналов с квадратурной амплитудно-инверсной модуляцией (КАИМ), и определена их потенциальная помехоустойчивость. На основе предложенных моделей и способов построения СКК предлагается новое технические решение по построению передающего и премного устройств для построения высокоскоростной системы радиосвязи.

Значимость приводимых результатов в конкурсной работе состоит в том, что полученные способы и методы повышения скорости передачи информации в каналах радиосвязи применимы в условиях жестких требований к помехоустойчивости, структурной скрытности, а также ограничении как в энергетике радиолинии, так и к ширине полосы частот. На основе разработанных научно-методических положений и предложенных решений сформулированы соответствующие технические рекомендации при разработке перспективных автоматизированных систем управления (АСУ) с повышенными требованиями к скорости передачи информации в радиоканалах.

Предложенные решения и методы использованы при проектировании новых космических радиолиний с повышенной пропускной способностью и помехозащищенностью, а также в НИР «СИСТЕМА-КВ» от ЗАО «СПИИРАН-Научно-техническое Бюро Высоких Технологий».

173

ОПТИМИЗАЦИЯ ВЫБОРА ЧАСТОТ ПОВТОРЕНИЯ ЗОНДИРУЮЩЕГО СИГНАЛА В ИМПУЛЬСНО-

ДОППЛЕРОВСКОЙ БРЛС В РЕЖИМЕ СОПРОВОЖДЕНИЯ НА ПРОХОДЕ

Клыков Д.В. Научный руководитель – к.т.н. Форштер А.А.

ОАО «Корпорация «Фазотрон-НИИР», г. Москва, Россия

В импульсно-допплеровских БРЛС при работе по встречным воздушным целям в режиме сопровождения на проходе используется сигнал с высокой частотой повторения импульсов с линейной частотной модуляцией (ЛЧМ). На текущем обзоре в качестве целеуказания по дальности для выбора значения периода повторения импульсов используется экстраполированное значение дальности, вычисленное по предыдущим обзорам.

При наличии точного целеуказания по дальности достаточно рассчитать одно значение периода повторения импульсов, при котором отраженный от цели сигнал будет находиться в центре свободной зоны по дальности.

В случае неточного целеуказания по дальности, требуется наличие, по крайней мере, пары периодов повторения, при которых в окрестности целеуказания вероятность нахождения отраженного от цели сигнала в свободной зоне будет максимальна.

В работе получены зависимости: – значений рассчитанных периодов повторения импульсов от

значения дальности до цели с максимальной вероятностью измерения; – диапазона значений дальности с максимальной вероятностью

измерения в окрестности целеуказания от значений рассчитанных периодов повторения импульсов;

– вероятности измерения дальности от значения ошибки целеуказания. Предложенная автором процедура позволяет уверенно измерять

дальность до воздушной цели без пропусков, вызванных неточностью в измерениях, а также неточностью процедуры экстраполяции или маневрами цели.

174

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ТЕМПЕРАТУРНЫЕ ДЕФОРМАЦИИ В ИНТЕГРАЛЬНЫХ КОНСТРУКЦИЯХ ОТКРЫТОГО ТИПА

Семенцова А.Н. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

В настоящее время композиционные материалы (КМ) находят широкое применение в различных отраслях промышленности. Высокие механические характеристики композитов используются в силовых конструкциях узлов и агрегатов из КМ. Однако производство изделий из КМ в наше время является сложной задачей. Одной из важнейших проблем производства изделий из КМ является возникновение технологических остаточных деформаций. Они возникают при изготовлении изделий вследствие отличия температурных коэффициентов вдоль и поперек волокон в многослойных структурах, неоднородности структуры.

Целью данной работы является исследование влияния структуры и конструктивных элементов на величину остаточных деформаций и перемещений, возникающих вследствие температурного воздействия в технологическом процессе. Задачей проводимых расчетов является исследование возможности обеспечения теоретической формы изделий после технологического процесса, исследование величины поводок по длине и контуру конструкции. Для описания температурных деформаций и перемещений в основу положен вариационный метод В.З. Власова с добавлением функции, учитывающей депланацию сечения, численное решение проводится с использованием математического пакета MATLAB.

Вопросы поводок при температурном воздействии на объемные коробчатые конструкции исследуются впервые. Практически данная методика может быть использована при создании реальных конструкций интегрального типа кессона крыла, горизонтального и вертикального оперения при отсутствии одной панели (открытый контур). Технологически конструкции могут изготавливаться методами вакуумной инфузии, RTM методом (Resin Transfer Moulding), препреговой технологией. Полученные результаты позволят внести корректировку в структуру материала и конструкцию, которая позволит обеспечить теоретический контур конструкции после технологического процесса.

В качестве примера был рассмотрен кессон коробчатой структуры с разной конструкцией панели с учетом жесткого закрепления:

– Стрингерная панель; – Закрепления края конструкции в виде жесткой нервюры.

175

– Проанализировав полученные результаты можно заключить, что на появление погиби в конструкции влияет:

– Нарушение симметрии в конструкции; – Наличие поперечных слоев в укладке композита; – Наличие конструктивных элементов (стрингеры, жгуты с

разным коэффициентом линейного температурного расширения).

НАУЧНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ПОЛУНАТУРНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОЦЕССОВ

ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ БОРТОВОГО РАДИОЭЛЕКТРОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Бородин Д.Ю., Аврамов А.В. ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е.

Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Одним из актуальных направлений совершенствования бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) современных воздушных судов является повышение достоверности обнаружения, определения типов и принадлежности воздушных и наземных объектов, устойчивости и точности их сопровождения в условиях применения авиации в едином информационном пространстве, многоцелевой обстановке и воздействии помех. Одной из важнейших задач данного направления является проведение исследований траекторных и сигнальных характеристик радиолокационных сигналов, обеспечивающих обнаружение, сопровождение и распознавание целей. Обеспечение решения научных задач исследования характеристик радиолокационных сигналов, алгоритмов их обработки, а также цифро-натурное моделирование радиолокационной и тактической обстановки вокруг воздушного судна видится в создании научно-экспериментального комплекса полунатурного моделирования (НЭКПМ) на основе системы управления вооружением (СУВ) современного воздушного судна.

Актуальность разработки стенда также обоснована тем, что проведение полностью натурных испытаний бортового радиоэлектронного оборудования с применением авиации влечет за собой немалые затраты на эксплуатацию и обслуживание военной техники персоналом аэродромов. Помимо удорожания испытаний требуется немало времени для того, чтобы перепрограммировать установленное на борту самолета оборудование под новый алгоритм функционирования, если таковое решение возможно. При этом в полунатурных стендах алгоритмы разрабатываются с применением общепринятых программных продуктов. В результате, апробация разработанного алгоритма сводится к замене программных модулей

176

бортовой вычислительной системы комплекса радиоэлектронного оборудования воздушного судна. После завершения исследований и тестирования разработанные алгоритмы в виде программных модулей можно отправить на производственное предприятие для их практической реализации.

Объектом исследований в настоящей работе является научно-экспериментальный комплекс полунатурного моделирования (НЭКПМ) процессов функционирования бортового радиоэлектронного оборудования, включающий в себя стендовый комплект системы управления вооружением (СУВ), аппаратно-программную структуру в виде имитационно-моделирующего комплекса и комплекс режимов и алгоритмов функционирования бортовой радиолокационной станции (БРЛС).

Целью исследований является разработка идеологии, структуры, программно-аппаратных решений для реализации НЭКПМ.

НЭКПМ предназначен для исследования характеристик радиолокационных сигналов, алгоритмов их обработки, а также цифро-натурного моделирования радиолокационной и тактической обстановки вокруг воздушного судна. С помощью комплекса также возможна разработка и тестирование новых алгоритмов функционирования бортового радиоэлектронного оборудования. Структура НЭКПМ предполагает наращивание собственного функционала по мере необходимости решения задач.

В процессе выполнения работы были определены аппаратные требования для реализации и построена аппаратная структура для развертывания комплекса, реализованы программные алгоритмы функционирования БРЛС, разработана среда визуализации.

177

5. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РОБОТОТЕХНИКА, ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ И АВИАЦИОННОЕ ВООРУЖЕНИЕ»

178

СПОСОБ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННЫХ БОЕПРИПАСОВ НА ОСНОВЕ АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЦЕССОВ СБОРА

И ОБРАБОТКИ ДАННЫХ Шутов П.В.

ВУНЦ ВВС «ВВА», г. Воронеж, Россия

В настоящее время для определения параметров осколочных полей используются теоретические и экспериментальные методы. Теоретические методы, опираясь на знание физической сущности протекающих при взрыве процессов, позволяют рассчитывать основные параметры осколочных полей и получать общее представление о поражающем действии боеприпасов. Экспериментальные методы, такие, как подрыв в бронекамере (яме) или щитовой обстановке, а также рентгеноимпульсная съемка процесса подрыва, позволяют за счет применения специальной измерительной аппаратуры определять искомые величины.

Анализируя теоретические основы проведения испытаний боеприпасов, а также методы, на которых они реализованы, несложно прийти к выводу, что практически весь методический аппарат испытаний осколочных боеприпасов был разработан в 50–60-х годах прошлого века и обусловлен соответствующим тому времени уровнем развития вычислительной и измерительной аппаратуры. На современном этапе научно-исследовательские организации, занимающиеся вопросами разработки осколочных боевых частей и оценки эффективности их поражающего действия, определяют искомые характеристики осколочных полей при проведении полигонных испытаний в соответствии с установленными ГОСТами. Основным недостатками проводимых испытаний являются:

– низкая оперативность и информативность получаемых данных, что вызвано использованием устаревшей аппаратуры приема и регистрации быстропротекающих процессов;

– использование ручного труда при сборе и обработке информации; – необходимость проведения минимум двух различных типов

испытаний. Кроме того, возникает вопрос о возможности оперативного

определения параметров осколочных полей боеприпасов находящихся на длительном хранении, поскольку с течением времени химические свойства взрывчатых веществ изменяются, что может привести к отклонению реальных показателей эффективности от заданных.

Перечисленное выше и определяет актуальность проблемы, связанной с необходимостью совершенствования методов получения характеристик осколочных полей авиационных боеприпасов.

179

Научная задача, решаемая в данной работе, состоит в разработке совокупности методов и алгоритмов определения параметров осколочных полей авиационных боеприпасов и приведении получаемых исходных данных о быстропротекающих процессах в удобный для расчетов вид на основе автоматизированного измерительно-вычислительного комплекса.

В рамках решения научной задачи разработаны: – способ испытаний боеприпасов с круговым полем разлета осколков

на основе комплексного использования неконтактных датчиков трехмерного измерительного поля;

– алгоритм определения параметров и характеристик осколочных полей, заключающийся в определении геометрических размеров осколков, углов их подхода к мишени, скорости и массы осколков на основе информации о координатах, времени, длительности и количестве сработавших чувствительных элементов датчиков. Полученные данные представляются и запоминаются в цифровом виде, передаются по линии неконтактной связи на ЭВМ, где производится сортировка массивов данных с целью получения законов распределения осколков по массе, скорости, форме и направлениям разлета, а также получение данных о процессе эшелонирования осколочного поля;

– математическая модель оценки эффективности поражающего действия боеприпасов, отличающаяся оперативностью получения исходных данных, уточнением поражающих факторов осколочного поля, представлением целей набором точек удовлетворяющих критерию Делоне, что позволяет задавать цели любых конфигураций и размеров.

Предварительная оценка эффективности показывает, что предлагаемый способ испытаний авиационных боеприпасов позволит повысить точность оценки эффективности поражающего действия на 10 % и снизить затраты на испытания в два раза.

ШАГАЮЩАЯ ПЛАТФОРМА ДЛЯ СТАРТОВЫХ КОМПЛЕКСОВ Папиашвили Э.Д., Скворцова А.А.

Гимназия № 5 (Центр физико-математического образования), г. Юбилейный Московской обл., Россия

Каждый день мы сталкиваемся с колесом: едем на автобусе, на поезде, на автомобиле, шасси самолёта тоже с колёсами, и детская коляска, и строительная тачка… Много, много, много колёс! Колесо – это величайшее изобретение человека. Оно помогает людям уже несколько тысячелетий. Помогает или помогало? Конечно, в будущем никто не собирается отменять колёса. Однако… Так ли хорошо колесо для передвижения, для транспорта, как нам кажется? Автомобилисты, вспомните о стоимости колёс и о нервах на дорогах!

180

Время отказа от колеса как средства передвижения уже наступает. Из средней полосы люди постепенно начинают перемещаться к северу, в тундру, в Арктику. Это связано с освоением новых промышленных районов. Залежи полезных ископаемых в Заполярье практически не тронуты человеком. Очень богатые залежи, к которым стремятся многие страны и корпорации! Прочитайте статью Президента России В.В.Путина об освоении Арктики: 36 млрд. баррелей и $100 млрд. инвестиций в ближайшие 10 лет [1]. В военно-стратегическом отношении Арктика очень привлекательна. Почти полвека назад Россия, тогда СССР, провела запуск ракеты с подводной лодки «Арктика» в Северном ледовитом океане – это было 17 августа 1977 г. Сейчас Россия создаёт военно-морскую арктическую базу на Новосибирских островах [2]. Страны, корпорации, фирмы, военные – многие стремятся в Арктику. А на чём они будут там передвигаться? Лёд – это не асфальтовая или бетонная дорога. Не ездить надо по Арктике, а шагать! Но перед Арктикой находится громадная полоса тундры. В тундру люди уже пришли, осваивают её ресурсы и одновременно уничтожают. Именно уничтожают. Природа, растительность тундры очень скудные, хрупкие. След гусеницы вездехода остаётся на десятилетия, а когда затянется, то растения на нём будут совершенно другие. На колёсах по тундре практически не передвигаются, потому что дорог нет. Да и последствия от колеса будут ещё хуже, потому что давление на грунт больше, чем у гусениц. Сейчас гусеница единственное средство наземного передвижения в тундре. Почему единственное? Разве нельзя прошагать по тундре, опираясь не на всю поверхность, а только на некоторые точки? Разве нельзя сделать площадь опоры настолько большой, что давление уменьшится, растения даже не почувствуют касания тяжелейшей машины? Это вполне реально.

И по обычным дорогам лучше не ездить на колёсах, а шагать. Сколько средств затрачивается на ремонт дорог? И для инвалидов шагоход удобнее. Этим сказано всё.

Вывод напрашивается один – в тундре, в Арктике, да и по обычным дорогам надо шагать, а не ездить на колёсах или гусеницах. Шаг не травмирует поверхность и природу, а колёса разрушают их. Полтора века назад гениальный русский учёный и инженер Пафнутий Львович Чебышёв понял преимущества шага и предложил замечательную стопоходящую машину, о которой настало время вспомнить [3,4].

Цель работы: предложить техническое решение движителя транспортного средства по малопрочным поверхностям и грунтам.

Актуальность: начало промышленного освоения тундры и Арктики, борьба за полезные ископаемые, прежде всего нефть и газ, истощение

181

традиционных месторождений, создание новых космодромов и стартовых площадок ракет-носителей.

Новизна: использование цепного привода, удаление одного пассивного звена из нового варианта механизма, переход от четырёх- и многостоповых шагающих движителей к двустоповым.

Решаемые задачи: уменьшение давления на малопрочный грунт, обеспечение устойчивости двустопного шагающего механизма.

Практическая значимость и экономический эффект: доступ в новые регионы для их промышленного освоения, бытовое применение.

Для достижения поставленной цели были изучены работы П.Л.Чебышева, а потом изготовлены перекрёстный и лямбдаобразный механизмы [5]. Четыре лямбдаообразных механизма с правильным распределением фаз вращения были установлены на раму. Электродвигатель – от механизма стеклоочистителя автомобиля ВАЗ, аккумулятор 12В ёмкостью 4,5А·ч обеспечивает 2-3 часа работы. Изготовлен и испытан шагающий механизм с доработанной схемой [6]. Доработка механизма коснулась цепного привода на модели машины. Цепь может обеспечить синхронизацию вращения двух пар ведомых кривошипов в четырёх лямбдаобразных механизмах. Но тогда не нужны синхронизирующие шатуны в этих парах. Однако эти шатуны в модели оставили в качестве пассивных звеньев, потому что они обеспечивают точную синхронизацию, в отличие от цепного привода.

Шагающий механизм может быть основой или подвижным фундаментом для зданий и сооружений различного назначения. Если этот механизм рассматривать как фундамент для зданий, то надо определить площадь стоп, потому что различные грунты выдерживают различную нагрузку. Методика расчёта опорной площади приведена в статье [7]. Целевое назначение шагающего механизма разнообразное. Это может быть платформа для временных жилых зданий, для заводов и небольших фабрик, для буровых вышек. Самое главное – шагающая платформа оказывает очень маленькое давление на грунт. Стартовый комплекс ракеты – очень дорогостоящее и тяжёлое сооружение. В России стартовые комплексы созданы в Архангельской области, на Дальнем востоке, арендуется космодром Байконур в Казахстане. Передвижные стартовые комплексы созданы только для военной техники. Это ракетные комплексы «Тополь», «Тополь-М» и «Булава» на подводных лодках. Правда, есть ещё проект «Морской старт», но это особый случай. А что если стартовый ракетный комплекс сделать шагающим? Тогда он сможет передвигаться практически по любым районам. Пусть медленно. Даже при скорости передвижения 0,5 км/ч приблизительно за три месяца такой комплекс можно передвинуть на расстояние 1000 км. Это пример передвижения тяжеловесной

182

конструкции. Аналогом такого медленного перемещения является шагающий экскаватор в угольной промышленности. Передвижные стартовые комплексы позволят выводить ракеты на оптимальные траектории с меньшими затратами топлива, с увеличенной полезной нагрузкой. Можно выводить космические аппараты на полярные орбиты с полюса.

Расчетное сопротивление грунта – это максимально допустимое давление фундамента на грунт. Конкретные значения расчетного сопротивления для различных грунтов приведены в справочнике [7]. Самые непрочные грунты – это пески. Действительно, когда идёшь по песчаному пляжу, то нога постоянно проваливается в песок. Песок допускает нагрузку до 2 кг/см2. Исходя из этого значения, можно определить общую площадь двух стоп, потому что передвижение шагающего механизма происходит поочерёдной сменой пар стоп. Однако для расчёта надо знать массу конструкции. В строительстве принята методика удельных масс конструкций [7].

По упрощённой методике удвоим вес самой толстостенной строительной конструкции. Предположим, что один квадратный метр площади весит 2000 кг, то есть почти всё сооружение залито бетоном. Тогда помещение площадью 1000 м2 будет иметь массу 2000000 кг. Такая масса потребует площади опоры двух стоп S2 = 100 м2. Площадь одной стопы в два раза меньше, равна S1 = 50 м2. Если это квадрат, то его сторона будет около 7 м. Даже если сторона квадрата будет 10 м, то это вполне допустимо для технической реализации проекта.

Для расчёта тундрового и арктического варианта основным показателем является экология растительности или снег. В снегу очень легко провалиться. Автомобилисты знают, что при движении по снегу давление в камерах можно смело уменьшать до 0,5 атм. Это сопротивление снега проваливанию в него. При расчёте уменьшим это значение до 0,2 атм. По сравнению с песчаными почвами, сопротивление грунта уменьшилось в 10 раз, поэтому площадь опоры, то есть одной стопы возрастёт в 10 раз и составит 500 м2. Это квадрат со стороной приблизительно 23 метра. Если предположить, что полезная площадь здания 1000 м2 – это тоже квадрат со стороной 32 м, то опоры будут выступать на 7 метров за полезную площадь. Такая ситуация вполне допустима. Существуют конструкции, в которых фундамент шире строения.

При такой реализации шагающей конструкции тундрового или арктического здания грунт не будет повреждаться, потому что давление на него меньше, чем в детском воздушном шарике. Экология тундры будет полностью сохранена в смысле воздействия на грунт. Не будут образовываться незарастающие колеи, как от колёс или гусениц

183

современных машин. Для справки надо вспомнить, что давление легковых автомобилей на асфальтовую дорогу, то есть давление в камерах их колёс, равно 2-3 атм, то есть в 10-15 раз больше. А давление в камерах грузовых автомобилей и автобусов равно 5-6 атм, то есть в 20-30 раз больше. Если же окажется, что и этой площади мало, то стопа может быть увеличена на месте практически неограниченно.

Выводы 1. Цель работы достигнута, предложен вариант транспортного

средства, способного передвигаться по малопрочным грунтам, даже по тонкому льду. Это шагающая машина.

2. Шагающая машина особенно актуальна в тундре и в Арктике, которые начинают активно осваиваться для добычи полезных ископаемых, прежде всего, нефти и газа.

3. Существует несколько вариантов шагающих машин. Шагающая машина П.Л.Чебышёва актуальна в наше время, потому что это простой и надёжный механизм, позволяющий выполнять практически любые требования по давлению на грунт.

4. Шагающая машина может быть выполнена в виде универсальной платформы с различным целевым назначением: передвижные жилые здания, буровые вышки, заводы, стартовые комплексы ракет и т.д.

5. Шагающие машины могут потеснить обычные автомобили из-за многих проблем с колёсами – это многомиллиардный рынок для инновационных исследований и инвестиций.

ЛИТЕРАТУРА 1. Eni и "Роснефть": за нефтью в Арктику // Энергобеларусь.

Электронный ресурс (дата обращения 06.09.2014, 10:33): http://energobelarus.by/news/V_mire/eni_i_quot_rosneft_quot_za_neftyu_v_arktiku/

2. На расположенных в Арктике Новосибирских островах Вооруженные силы Российской Федерации создают постоянную базу для Северного флота // Интерфакс. Электронный ресурс (дата обращения 06.09.2014, 10:37):

http://news.mail.ru/politics/19438335/?frommail=1 3. Экспонат Московского Политехнического музея. – Отел

Автоматики. – Экспонат ПМ №19472. – Стопоходящая машина П.Л.Чебышёва.

4. Электронный ресурс «Математические этюды. Стопоходящая машина П.Л. Чебышёва» – (дата обращения 06.09.2014, 20:09): http://www.etudes.ru/ru/etudes/stopohod/

5. О преобразовании вращательного движения в движение по некоторым линиям при помощи сочленённых систем / Полное собрание

184

сочинений П.Л.Чебышёва. – Том IV. – Теория механизмов. – М.-Л.: Изд-во АН СССР, 1948. – С.165-166.

6. Папиашвили Э.Д., Скворцова А.А. Электронный ресурс «Шагоход для тундры, Арктики и для быта». – http://youtu.be/7ojY7M-OH0M (демонстрация механизма с 7-й минуты видеоролика).

7. Электронный ресурс «Конструкции и материалы» (дата обращения 10.09.204, 10:37): http://acadomia.ru/faq/376/478/

СОВРЕМЕННЫЙ ПОДХОД К СОЗДАНИЮ АНТРОПОМОРФНОЙ МАШИНЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОНТРОЛЕРОВ ДИСТАНЦИОННОГО НАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ

Кузнецов А.В., Рябчиков П.В. Государственный космический научно-производственный центр

имени М.В.Хруничева

Целью работы является создание человекоподобного робота, с применением 3D печати послойного наплавления пластиком для придания образцу внешнего вида и наглядной демонстрации механических узлов и их отработки, анатомически повторяющего человеческие движения. Образец является как отдельно значимым подходом к созданию автоматической машины-помощника, так и наработки материала, который вписывается в концепцию современных биопротезов для людей с ограниченными возможностям, оснащённых программным обеспечением. Управление роботом осуществляется частично автономно, частично дистанционно.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря трем основным составляющим, заключающим в себе научную новизну проекта:

Использование метода послойного наплавления пластиком с использованием 3D печати. Пластик ABS или PLA имеют достаточную прочность для большого цикла проведения испытаний для отработки механизмов и параллельной наработки программного обеспечения. А так же для практического применения в ежедневном использовании в качестве материала для протезирования. Процесс создания 1 элемента конструкции занимает сравнительно немного времени с момента проектирования в 3D модели на компьютере до получения и установления в общую конструкцию (порядка нескольких часов ~ 3-6 часа). При отработке узла механизма сохраняется 3D модель (чертеж) пригодный для использования на различном оборудовании, станках с ЧПУ* для быстрого изготовления детали (3D печать лазерно-металлического спекания, фрезерной обработки металлической болванки и иные) или ее клонирования, доработки.

185

Использование системы «экзоскелет» без обратной связи, позволяющей осуществлять дистанционное управление конечностями робота на расстоянии.

Использование в связке устройство ЭЭГ + шлем виртуальной реальности. Данный симбиоз позволит точнее осуществлять управление роботом визуально и с помощью альфа-, бета-, дельта-, тета-, каппа- и лямбда-волн головного мозга.

В процессе работы над созданием человекоподобного робота было использован метод послойного создания деталей методом 3D печати пластиком PLA и ABS. Данный метод позволил в короткие сроки изготовить наглядный образец робота, с присущими человеческой анатомии движениями. При просчете конструкции были заложены технологические отверстия для размещения электроники и дальнейшего укомплектования доступных современных электронных узлов и их быстрой замены. В процессе создания, требующего постоянной модификации конечного изделия, внесение изменений и новых конструкционных узлов требовало минимального количества времени, путем перечерчивания детали в 3D модели и ее создания и установку.

Благодаря данному подходу изготовление опытного образца удалось осуществить в кратчайшие сроки, с дальнейшей передачей для написания программного обеспечения.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНО – ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ВОЗМОЖНЫХ СПОСОБОВ ПОСТРОЕНИЯ РОБОТА –

КЛИНЕРА Бурковский Б.Ю., Сватухин А.М., Терешонков В.А.

ГБОУ лицей №1575 САО г. Москвы, Россия

Цель: теоретически и экспериментально протестировать несколько способов построения робота для мойки окон. Мы хотим сделать робота, который бы мыл окна, самостоятельно преодолевая препятствия, которые другие роботы не могут. Наш робот сможет чистить здания целый день, не прерываясь. Одной из самых важных вещей является то, что сумма денег, которую получает альпинист будет в разы меньше, если будут использовать нашего робота.

Задачи: 1) изучить способы передвижения роботов по стене и стеклу; 2) протестировать некоторые из этих способов; 3) создать свои варианты передвижения робота по стене; 4) выявить минусы собственного робота и исправить их; 5) представить своё техническое решение построения робота –

клинера.

186

Методы исследования: поиск способов передвижения по стенам, анализ этих способов, опыты с некоторыми способами, создание собственного технического решение.

План работы: 1. Изучили способы передвижения роботов по стенам и окнам. 2. Теоретически проанализировали эти способы. 3. Экспериментально протестировали способы передвижения по

стенам, на примере антигравитационной машинке, нано коврике, канате и др.

4. Выяснили их недостатки и предложили возможные способы исправления.

5. Создали модель робота – клинера, для мойки окон. 6. Отыскали его недостатки и ошибки, и справили их. 7. Представить готовую модель робота – клинера.

СПОСОБ АДАПТАЦИИ БОЕВОГО СНАРЯЖЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ К УСЛОВИЯМ

БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ Акинтинов С.Б.

ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» г. Воронеж, Россия

В настоящее время основной проблемой, связанной с управляемыми авиационными ракетами (УАР), является низкая эффективность их боевого применения по крылатым ракетам и гиперзвуковым целям.

Величина показателя эффективности боевого применения ракет существенно зависит от положения области срабатывания взрывателя относительно цели. Согласование неконтактных взрывателей (НВ) с зоной опасных разрывов при любых условиях сближения может быть обеспечено только путем введения в конструкцию взрывателя дополнительных устройств, позволяющих управлять положением поверхности срабатывания.

Основными недостатками боевого снаряжения УАР является слабое информационное обеспечение процесса поражения воздушных целей и невозможность управления полем поражения боевой части (БЧ).

В данной работе предложена информационно-вычислительная система боевого снаряжения, которая обеспечивает получение информации о величине и фазе промаха, углах подхода ракеты к цели и распознавание ее типа, на основе использования данных с головки самонаведения УАР.

Предложена конструкция БЧ ракеты, которая обеспечивает формирование пространственно-временных и энергетических

187

характеристик поля поражения БЧ ракеты в зависимости от условий подхода ракеты к цели.

При многоточечном инициировании в заряде взрывчатого вещества радиально располагаются несколько детонаторов. Подрывается детонатор, наиболее удаленный от цели. Этот метод имеет наибольше быстродействие, но обладает существенным недостатком – небольшим перераспределением потока осколков.

В случае БЧ с взрывным деформированием готовые поражающие элементы вмонтированы в оболочку из резины или пластичной стали. По образующим оболочки расположены детонирующие удлиненные заряды малой мощности. После получения направления на цель производится подрыв детонирующего заряда, ближайшего к цели. А затем производится её подрыв основным детонатором с формированием направленного потока осколков.

В случае раскрывающейся сегментированной БЧ цилиндрический заряд разбит на четыре квадранта. В момент подрыва они раскрываются в сторону цели и затем подрываются. Недостатком является низкое быстродействие, так как необходимо время на раскрытие БЧ.

В данной работе устранен этот недостаток за счет оригинальной конструкции БЧ, а также за счет информационного обеспечения управления полем поражения.

При формировании сигнала управления полем поражения БЧ ракеты дополнительно учитывают местонахождение цели в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, и осуществляют направленный подрыв боевой части ракеты для изменения поля поражения.

Формируют команду на управление полем поражения боевой части ракеты в зависимости от нахождения цели в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, определяют положение цели на основе сравнения полярности сигналов, поступающих с датчиков угла места и азимута привода антенны, осуществляют формирование поля поражения боевой части ракеты в направлении на цель путем подачи сигнала в одну из точек многоточечной системы инициирования БЧ.

Направленный подрыв БЧ ракеты для изменения поля поражения осуществляют за счет формирования детонационной волны по всей длине заряда в заданном секторе боевой части ракеты за счет срабатывания одного из четырех промежуточных детонаторов и формирования кумулятивной струи для одновременного подрыва заданной части взрывчатого вещества по всей длине.

188

ПРИМЕНЕНИЕ НЕЙРОННЫХ СЕТЕЙ В СШИВКЕ ПЕРЕКРЫВАЮЩИХСЯ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ

ИЗОБРАЖЕНИЙ Романов А.А.

ОАО «Концерн «Вега», МАИ (НИУ), г. Москва, Россия

Наиболее трудоемким и ответственным видом обработки данных радиолокационной разведки земной поверхности является дешифрирование. Съемка большой территории множеством различных РЛС с получением РЛИ высокого разрешения (например, при прожекторном режиме РСА) способствует формированию множества отдельных изображений, дешифрировать которые целесообразно в виде геопривязанных сшивок.

Сшивка изображений состоит из двух этапов: ориентации изображений относительно друг друга и их бесшовного сведения. Процесс ориентации двух изображений состоит в поиске преобразования из системы координат одного изображения в систему координат другого на основе перекрывающихся областей изображений – областей с общей семантикой, возникающих при съемке с перекрытием.

Информации, полученной с помощью найденных общих точек двух перекрывающихся РЛИ, достаточно для расчета искомого преобразования для большей части перекрывающейся области, однако для остальных частей изображения необходимо использовать экстраполяцию.

Экстраполяция является частным случаем задачи регрессионного анализа, в решении которой преуспели вычислительные системы на базе нейронных сетей.

В этой связи, в данной работе проведен анализ существующих архитектур нейронных сетей, применяемых в регрессионном анализе, выделены подходящие для решения поставленной задачи, а также приведены результаты их работы на тестовом наборе перекрывающихся фрагментов РЛИ.

МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ИНИЦИИРУЮЩЕГО ДЕЙСТВИЯ АВИАЦИОННЫХ БОЕПРИПАСОВ

Корсаков Д.А. ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского

и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Действующая технология проведения наземных испытаний боеприпасов, изложенная в различных Руководствах по проведению испытаний, методиках, методических рекомендациях, является затратной, так как предполагает воздействие боеприпаса на реальную

189

цель или ее аналог с вынесением соответствующего экспертного заключения. При этом основным методом для получения необходимых результатов и вынесения экспертного заключения является метод натурных испытаний. Очевидно, что использовать этот метод при оценке эффективности боевого применения боеприпасов по типовым целям в современных условиях практически невозможно из-за физического отсутствия типовых целей и их аналогов, сложности создания (имитации) реальных условий боевого применения.

В работе осуществлен анализ современного состояния методического обеспечения и стендовых комплектов оценки эффективности авиационных боеприпасов, разработан способ функционирования, предложена структура стендового комплекта.

Для расчета эффективности действия осколочных боеприпасов по различным целям необходимо знать распределение числа осколков и их начальных скоростей по угловым секторам разлета, а внутри угловых секторов – распределение осколков по массе.

Предлагаемое техническое решение позволяет за счет неконтактных датчиков, определить координаты, скорость движения и геометрические размеры осколков. Эти данные являются исходными для определения законов распределения осколков по массе, скорости и угловому распределению и оценки инициирующего действия авиационных боеприпасов.

Основой стендового комплекта является конструкция неконтактного датчика состоящего из N секторов. Каждый сектор выполнен в виде перпендикулярно размещенных линеек фотоприемников и излучателей.

Количество эшелонов осколков снаряда определяется на основе информации о количественных показателях срабатываний чувствительных элементов линеек фотоприемников. Координаты движения осколков снаряда определяются на основе информации о пространственных положениях сработавших чувствительных элементов линеек фотоприемников. Геометрические размеры осколков снаряда определяются на основе анализа комбинаций одновременно сработавших элементов в требуемой плоскости.

Кроме того предложен усовершенствованный метод комбинированной множительной оценки, который позволяет по экспериментальным данным ограниченного объема получать несмещенные, состоятельные и эффективные оценки вероятностей инициирования взрывчатых превращений в боевых частях. С помощью метода комбинированной множительной оценки предлагается оценивать инициирующую способность осколочных поражающих элементов (ОПЭ) при воздействии по боевой нагрузке с целью обоснования выбора

190

рациональных параметров боевых частей и уточнения исходных данных по уязвимости воздушных целей к инициирующему действию ОПЭ.

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССА ОТДЕЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИЗ ОТСЕКА ВООРУЖЕНИЯ

САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ Канатбаева Д.М., Третьяков А.В.

ОАО «Гос МКБ «Радуга» им. А.Я Березняка», г. Дубна Московской обл., Россия

В работе исследуется динамика отделения БЛА от внутрифюзеляжного катапультного устройства (ВКУ) и последующего выхода БЛА из отсека вооружения самолета-носителя, в условиях воздействия аэродинамических возмущений от самолета-носителя.

Движение БЛА в процессе его отделения разбивается на четыре фазы: – вынужденное движение на ВКУ; – неуправляемое движение со сложенными рулями; – управляемое движение со сложенными крыльями; – раскладка крыльев и переход в автономный полет.

Первая фаза процесса отделения − катапультирование − для БЛА является вынужденным движением совместно с рычагами ВКУ и заканчивается физическим разделением БЛА и самолета-носителя. Полученные в момент разделения значения параметров движения БЛА являются определяющими всего процесса отделения.

Во второй фазе движения БЛА совершает свободное неуправляемое движение под действием гравитационной и аэродинамической сил. Определяющим на данной фазе является движение относительно центра масс. Перемещение центра масс БЛА определяется начальной вертикальной скоростью и силой тяжести, причем в процессе этого перемещения происходит раскладка органов управления БЛА.

Используя полученный экспериментально закон изменения углов раскладки рулей как функцию от времени и конфигурацию отсека размещения БЛА, и определив время перемещения центра масс БЛА, в работе получено время выдачи команды на раскладку рулей, исключающее касание хотя бы одним рулем конструкций самолета-носителя. Само же время раскладки определяет условия подключения сигналов управления к рулевому приводу и, следовательно, начало следующей, управляемой фазы движения, которая должна начинаться после полной раскладки рулей.

Движение БЛА относительно центра масс применительно ко второй фазе: фазе автономного движения (короткого по продолжительности

участка полета: dtdθ = 0), когда рули сложены, а сам БЛА находится в

191

зоне действия интерференционных моментов от самолета-носителя, система уравнений движения БЛА может быть записана одним уравнением:

Z

Z

JMa

dtda

dtd инт.

12112

2

=++ ααα ,

которое допускает аналитическое решение. Аналитическое решение показывает, что превалирующую роль в процессе этого движения играет момент интерференции в канале тангажа.

В работе приведено сравнение результатов аналитического расчета и численного решения уравнений неуправляемого движения, которое показывает удовлетворительное совпадение полученных параметров движения относительно центра масс.

Для системы стабилизации БЛА при движении во время третьей фазы параметры в конце предыдущего участка являются возмущениями и решение задач безопасности отцепки зависят от того, насколько успешно будут парированы эти возмущения на управляемом участке полета. С этой целью в системе управления БЛА:

− кратковременно удваивается скорость работы привода; − в управляющих сигналах увеличиваются коэффициенты передачи. Определение параметров движения на данной фазе аналитическим

способом уже невозможно. Поэтому исследование осуществляется по данным математического моделирования, используя полученные в аэродинамических трубах аэродинамические коэффициенты БЛА и интерференционные характеристики взаимного влияния самолета и БЛА.

После отхода БЛА на безопасное расстояние от самолета-носителя происходит раскладка крыльев, максимальная скорость привода возвращается к своей номинальной величине, а передаточные числа изменяются в соответствии с условиями автономного полета.

В работе приводятся области допустимых значений угловой скорости в канале тангажа в функции от высоты применения БЛА.

Разработана методика исследования процесса отделения БЛА из отсека самолета-носителя, которая позволяет формировать требования к ВКУ по вертикальной и угловой скоростям в момент разделения с рычагами ВКУ, а при известных параметрах ВКУ − определять область безопасного отделения по высоте и скорости полета самолета-носителя.

192

АКУСТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ Егоров В.В., Смольников П.И.

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

В настоящей работе предлагается новый подход к прецизионному позиционированию в помещении (с точностью до 1 см) при помощи системы дальномеров, работающих с акустическими сигналами сложной структуры (ФКМ). Система находится на этапе ОКР и состоит из блоков акустических приемников, центрального концентратора, подключенного к сети Wi-Fi, и смартфона с предустановленным специальным программным обеспечением.

Целью разработки этой системы стала необходимость точного определения местоположения объекта в помещении, где спутниковые сигналы по естественным причинам приниматься не могут, а системы локальной навигации (например, ZigBee) обладают сравнительно низкой точностью позиционирования, либо (для систем на инфракрасных датчиках) чрезвычайно высокой ценой. Предлагаемая система позволяет получить высокую точность позиционирования при относительно невысокой стоимости оборудования.

На данный момент разработаны алгоритмы работы системы, производится моделирование работы узлов системы в среде Matlab и разработка и отладка аппаратной части системы.

В работе приводится подробное описание работы системы, а также рассматриваются варианты применения этой системы для решения различных задач.

СИСТЕМА ОЦЕНКИ ЭМОЦИОНАЛЬНОГО СОСТОЯНИЯ ДИСПЕТЧЕРА ЦЕНТРА УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЁТАМИ

Гай В.Е., Захаров А.С., Наумов А.В., Носков К.М., Родионов П.А. Нижегородский государственный технический университет

им. Р. Е. Алексеева, г. Н. Новгород, Россия

Расшифровка записей черных ящиков потерпевших аварию вертолетов и самолетов показала, что основная частота гласных звуков при высоком эмоциональном возбуждении пилотов (при приближении катастрофы и осознании этого факта) была значительно выше, чем в тех же гласных при рутинном общении с диспетчером. Сходные данные были получены при анализе переговоров военных пилотов, залетевших в воздушное пространство чужого государства – в результате стресса у них возрастали основная и доминантная частоты гласных звуков. В связи с этим, актуальной является задача мониторинга эмоционального состояния диспетчера.

193

Новизна предлагаемой системы оценки эмоционального состояния заключается в использовании при вычислении частоты основного тона метода, разработанного на базе концепции теории активного восприятия. Предложенный метод отличается от имеющихся помехоустойчивостью к шуму и точностью оценки частоты основного тона. Предлагаемая система позволит обнаруживать три возможных эмоциональных состояния человека:

1) нормальное состояние; 2) активное эмоциональное состояние (радость, страх, гнев); 3) пассивное эмоциональное состояние (депрессия, тоска, печаль). Технология оценки эмоционального состояния диспетчера состоит из

трёх этапов: 1) предварительная подготовка данных, которая заключается в

выделении участков речевой активности, делении данных участков на сегменты длительностью 0,5 секунды и оценки частоты основного тона на каждом сегменте;

2) вычисление признакового описания речевого сигнала, которое состоит в вычислении среднего значения Fm частоты основного тона и значения среднеквадратического отклонения частоты основного тона Sf на четырёх сегментах. Таким образом, признаковым описанием для участка сигнала длительностью две секунды является пара {Fm , Sf };

3) классификация эмоционального состояния диспетчера на основе значений признаков (предполагается, что ранее была выполнена настройка параметров метода опорных векторов, метод настраивается на решение задачи классификации с тремя классами: активное эмоциональное состояние, нормальное эмоциональное состояние, пассивное эмоциональное состояние).

Система оценки эмоционального состояния включает следующие элементы:

– клиентское приложение для сбора данных; – серверное приложение используется для организации

распределённых вычислений; – клиентское приложение для обработки данных; – приложение оператора. – Предлагаемая система работает в двух режимах: – обучение, т. е. анализ записей голоса диспетчера, находящегося

в различных эмоциональных состояниях и настройка параметров метода опорных векторов (построение модели диспетчера). Полученная модель для каждого диспетчера сохраняется на сервере.

– классификация эмоционального состояния диспетчера по речевому сигналу.

194

В работе описывается система оценки эмоционального состояния человека по частоте основного тона его голоса. Приложения, которые доступны пользователям имеют дружественный интерфейс. Оператор имеет возможность судить о том, в каком эмоциональном состоянии находится тот или иной человек, с помощью специализированного приложения оператора. Оно информативно и дает возможность полного анализа состояния человека. При этом никаких особых навыков по подключению к серверу и настройки самого приложения оператора не требуется.

В ходе проведения вычислительного эксперимента было установлено, что максимальная точность распознавания эмоций составляет 77 %. По результатам анализа полученных данных можно сделать вывод о том, что построенная модель обеспечивает приемлемую точность распознавания.

ОБОСНОВАНИЕ НАПРАВЛЕНИЙ СИСТЕМНОЙ ИНТЕГРАЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ ИНТЕЛЛЕКТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ КОНЦЕПЦИИ

«INTELLIGENCE, SURVEILLANCE AND RECONNAISSANCE» В РАЗВИТИИ ИДЕИ «JOINT WARFARE SYSTEM»

Антиох Г.М. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Объектом исследования в представленной конкурсной работе является система упреждающего моделирования, прототипом которой является идея разработки Joint Warfare System (JWARS – Система Объединенных Военных Действий). Эта прикладная система в полной мере определяет то, что следует понимать под термином «mission critical» (критическая задача). На этапе обоснования в начале 2000-х гг. JWARS представляла собой конструктивную модель современного театра военных действий, предназначенную для многостороннего анализа ситуаций, возникающих в условиях глобальных и локальных военных конфликтов современности.

Целью работы является оперативное формирование решений на применение сил и средств в современных условиях возникновения и внезапной эскалации конфликтов низкой интенсивности и упреждающее моделирование с использованием элементов т.н. интеллектных технологий. К рассматриваемой предметной области так же следует относить различного рода гуманитарные операции и мероприятия по ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций мирного времени в рамках исследования новых возможностей разрабатываемых средств согласно концепции «Intelligence, Surveillance and Reconnaissance», включая обоснование требований к перспективным системам.

195

Поисковые исследования проводились в составе творческого коллектива на базе профильной научной лаборатории Системной интеграции средств управления Института проблем управления им. В.А. Трапезникова РАН с участием сотрудников Военного института МАИ, Военной академии РВСН им. Петра Великого и других организаций.

В ходе проведения комплексных работ были получены следующие основные результаты:

– развитие оригинального технического решения – полезной модели, патент № 141445 RU МПК G05B 23/02 в ряде производных научно-прикладных разработок и проектов;

– обоснование направлений системной интеграции компонентов комплексов средств управления и связи на основе анализа открытых зарубежных источников в сети Internet согласно концепции «Intelligence, Surveillance and Reconnaissance»;

– предложения по совершенствованию российской многофункциональной системы персональной спутниковой связи (МСПСС «Гонец»);

– практические рекомендации по применению опыта реализации проектов и эксплуатации интегрированной среды разработки Arduino, в т.ч. ArduSat;

– методические рекомендации по использованию языков программирования высокого уровня с динамической типизацией данных (SmallTalk, Python, LISP) при решении прикладных задач в развитии идеи JWARS;

– реализация задач проблемно-ориентированной системы управления при согласовании иерархических решений в группе объектов (на базе новейшего ситуационного центра).

Таким образом, совокупный инструментально-моделирующий комплекс исследования процессов управления и диспозиции сложного динамического объекта в группе, объединяющей представленные частные результаты в базовом объекте интеллектуальной собственности, относится к автоматике и вычислительной технике, – аппаратная реализация процедуры отрицательного отбора, основанной на алгоритме обнаружения аномалий искусственной иммунной системы, обеспечивается им посредством совмещения контроля передаточных характеристик и статистической оценки показателя частоты воздействия совокупности дестабилизирующих факторов, а также может быть в принципе использован для сопровождения задач исследования дискретно-событийных процессов в различных сложных системах.

Особо следует выделить проработку в рамках заявленных результатов конкурсной работы нового класса моделей интеллектных систем на основе диофантовых нейронных сетей.

196

Материалы исследований прошли широкую апробацию на научно-технических семинарах и Всероссийских конференциях МАИ (НИУ), ВА РВСН, ИПУ РАН, а так же ряда предприятий ВПК; результаты опубликованы в изданиях из рекомендованного перечня ВАК РФ (две статьи на спецтему), депонированы в двух рукописях (46 ЦНИИ МО РФ), а так же оформлены заявки на регистрацию объектов интеллектуальной собственности (изобретение устройства и программы для ЭВМ); реализованы в учебном процессе.

ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ИЗЛУЧЕНИЯ НАЗЕМНОЙ ОБЪЕКТОВОЙ ОБСТАНОВКИ АВИАЦИОННЫХ ТЕПЛОВИЗИОННЫХ СИСТЕМ КОНЕЧНОГО НАВЕДЕНИЯ

Исаев С.Е. ФГУП «ГосНИИАС», г. Москва, Россия

Объектом исследования является наземная объектовая обстановка авиационных тепловизионных систем конечного наведения. Предметом исследования – поле излучения объектовой обстановки среднего инфракрасного диапазона.

Объектовая обстановка включает в себя элементы ландшафта и расположенные на нем искусственные объекты, а также объекты интереса. Поле инфракрасного излучения включает в себя как излучение объектов, так и фоновое излучение, формируемое элементами ландшафта, атмосферой и естественными источниками.

Целью исследований, проводимых в рамках работы, является обоснование принципов математического моделирования процессов формирования на входном зрачке авиационной тепловизионной системы конечного наведения потоков инфракрасного излучения элементов трехмерных сюжетов.

В процессе выполнения работы проведен анализ основных проблем и задач математического моделирования функционирования авиационных тепловизионных систем конечного наведения. На основе анализа сформулирован вывод об эффективности применения метода трехмерного имитационного моделирования освещенности наземных объектов при моделировании инфракрасного излучения объектовой обстановки авиационных тепловизионных систем конечного наведения. Показаны преимущества такого моделирования, расширяющие возможности исследовательских работ в области синтеза и оценки качества функционирования алгоритмического обеспечения задач автоматического распознавания и сопровождения наземных объектов интереса.

Получено выражение для величины освещенности элемента полигонального представления наземных объектов, являющееся

197

основным при синтезе математической модели освещенности наземной объектовой обстановки.

На основе применения метода наклонных трасс и эмпирических зависимостей, полученных в ОАО «ГИПО», разработана математическая модель для освещенности входного зрачка авиационной тепловизионной системы, создаваемой элементом полигональной модели объектовой обстановки. Основные результаты разработки математической модели использованы при разработке патента на изобретение «Устройство имитации инфракрасного излучения наземных объектов» (уведомление о поступлении заявки в ФИПС № 069000от 01.10. 2013 г.).

Проведен анализ характера ослабления излучения среднего инфракрасного диапазона в атмосфере на дистанциях, характерных применению авиационных систем конечного наведения.

Предлагаемые принципы имитационного моделирования наземной объектовой обстановки применяются в ФГУП «ГосНИИАС» при создании программной системы имитации наземной объектовой обстановки, являющейся источником входной информации для инфракрасного коллиматорного устройства, которое является основным элементом испытательного оборудования комплексов полунатурного моделирования авиационных тепловизионных систем конечного наведения.

Применение такого испытательного оборудования позволяет существенно повысить эффективность проведения наземных испытаний авиационных тепловизионных систем конечного наведения.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ЛОГИКЕ ВЕРХНЕГО УРОВНЯ БОЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНЫМ БЕСПИЛОТНЫМ

АВИАЦИОННЫМ КОМПЛЕКСОМ Архипова О.В.

Филиал ОАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

Предметом исследования в работе является выделение основных требований к Логике Верхнего уровня (ВУ) управления беспилотным авиационным комплексом (БАК), которые будут применимы и к комплексу наземного оборудования, и непосредственно к самому беспилотному летательному аппарату большой дальности продолжительности полета.

Объектом исследования является беспилотный авиационный комплекс. Для решения поставленной в работе задачи выбран системный подход. Научный подход неприменим в виду отсутствия возможности получения эмпирических данных об объекте. При этом системный подход является не столько методом решения задач, сколько

198

методом постановки задач, что позволяет комплексно рассмотреть поставленную в работе задачу и выявить оптимальный способ ее разрешения. Иными словами в конкурсной работе дается ответ на вопрос – как должен быть реализован Верхний уровень управления БАК.

Примерами альтернатив предложенного в работе подхода к управлению боевым беспилотным самолетом могут быть отдельно реализованные методы Верхнего уровня управления по типу базовых режимов комплекса бортового оборудования (КБО) и типовых боевых ситуаций, успешно используемых на летательных аппаратах (ЛА) марки «Су».

Новизна предложенного в конкурсной работе варианта заключается непосредственно в синтезе обоих методов управления.

Взаимодействие наземного пункта дистанционного управления (НПДУ) с боевым беспилотным самолетом (ББС) при реализации управленческой структуры в виде использования понятий типовая ситуация/типовая боевая ситуация (ТС/ТБС) и режимов ВУ в конкурсной работе рассмотрено на примере выполнения генеральной задачи вылета, посвященной уничтожению наземной цели в заданном районе.

В рассматриваемой работе автором было проведено исследование возможности применение двух контуров управления, тесно взаимосвязанных между собой, но при этом имеющих строгую иерархию.

Использование такого принципа управления позволяет получить следующий положительный эффект, который смело можно определить как системный, заключающийся в следующем:

– Функционирование ББС на всем протяжении выполнения генеральной задачи вылета может носить исключительно автономный характер. При условии четко прописанного полетного задания в случае потери связи с НПДУ, есть уверенность в том, что беспилотным аппаратом будет выполнена поставленная задача.

– Такой процесс взаимодействия позволяет оператору НПДУ сконцентрировать свое внимание на вопросах анализа поступающей развединформации, сопоставления с имеющимися данными и прогнозирования дальнейшей безопасности полета ББС.

– Как следствие предыдущего пункта, при возникновении угрозы/препятствий на пути следования ББС, оператору необходимо выдать через ретрансляторы определенный сигнал управления на коррекцию полетного задания с уточнением точки на маршруте, с которой продолжится автономное управление ББС по новым полученным данным.

199

– Использование контрольных точек маршрута вносит ощутимую долю в автономность управления ББС, программа полета которого позволяет назначать и снимать с назначения типовые ситуации и фоновые задачи без каких-либо дополнительных сигналов управления от оператора НПДУ.

– В разделе был определен четкий приоритет между всеми управляющими сигналами, обработкой которых занимается глобальный диспетчер ББС. Косвенно был прописан перечень вопросов, решаемых исключительно в наземном контуре управления НПДУ, и без команды с которого изменения в следовании ББС по маршрутной карте не происходит. Практическая ценность научных результатов заключается в том, что

на основе предложенных подходов разработан способ управления беспилотным летающим аппаратом и устройство для его реализации, обеспечивающие как управление полетом, так и передачу команд управления для выполнения программы полета.

С точки зрения сложившейся ситуации, предлагаемые результаты исследования, могут стать исходными данными для написания Логики Верхнего уровня, подразделяемой на 2 части: первая будет содержать описание задач и режимов функционирования для наземного пункта дистанционного управления, вторая – перечень действий и задач, включаемых автоматически, для автономной работы боевого беспилотного самолета.

В перспективе практическое применение данных конкурсной работы возможно в разработке программ полета и, как следствие, полетного задания на вылет ББС, а так же инструкций операторам НПДУ.

ОПТИМАЛЬНАЯ СТРУКТУРА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ РЕШЕНИИ ЗАДАЧИ

ПРЕОДОЛЕНИЯ ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ ОБОРОНЫ Муртазаев Ю.С.

ОАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

Для решения задач авиации перспективным считается использование беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) вместо пилотируемых объектов.

Использование беспилотных летательных аппаратов позволяет решить множество проблем, возникающих в процессе эксплуатации пилотируемых объектов, главной из которых является подготовка летного состава.

Для военной авиации проблема подготовки кадров является одной из важнейших и трудозатратных. Не является возможным в короткие сроки

200

провести обучение летного состава для решения боевых задач. Использование БПЛА позволит решить данную проблему.

Помимо человеческого фактора актуальной является и возможность использования беспилотных ЛА в задачах боевого авиационного комплекса, таких как помехопостановка, обнаружение и сопровождение наземных и воздушных целей, навигационное позиционирование и многое другое.

На существующий день научно-техническая база позволяет создать такой БПЛА, который бы решал поставленные для него задачи. При этом структура такого БПЛА является сложной иерархической системой, которую необходимо детально разработать.

Данная работа посвящена рассмотрению структуры БПЛА в частной задаче преодоления и подавления ПВО противника. Под структурой следует понимать качественный и количественный состав бортового радиоэлектронного оборудования, а также состав и комплекс авиационного вооружения. Рассмотрены альтернативные варианты структуры БПЛА для решения задачи преодоления и подавления ПВО противника.

Целью работы является обоснование оптимальной структуры беспилотного летательного аппарата, необходимого для решения поставленной задачи преодоления ПВО. Использование предложенного облика позволит сократить расходы как на жизненный цикл БПЛА, так и на проведение операций с участием данных БПЛА.

ИССЛЕДОВАНИЕ ТРАЕКТОРНЫХ МАНЕВРОВ САМОЛЕТА С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ И СПОСОБЫ ИХ

РАСЧЕТА Протасов К.С.

Руководитель: Писков В.В. Филиал ОАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», г. Москва, Россия

В данной работе исследуются возможные траекторные маневры самолета с управляемым вектором тяги (УВТ) и рассмотрены аналитические способы их расчета.

В основу исследования положена идея интенсивного торможения самолета с целью минимизации времени выхода в зону «сверхманевренности» при условии выдерживания ограничения по перегрузке (nN) в направлении, перпендикулярном строительной оси самолета, больших начальных скоростей (M > 1) и углов наклона траектории (θ = 30°…90°) в момент начала маневра.

Возможны различные типы маневров самолета с углов θ =30...90° и M > 1.

201

Начало маневра интенсивного торможения может соответствовать, например, моменту достижения самолетом своего предельного угла пеленга (φмах = 60…120° для самолетов разного типа) в результате выполнения «обычного» отворота с ограниченными перегрузками. Хотя уже в процессе этого отворота при переводе двигателя на малый газ может достигаться снижение скорости самолета.

Таким образом, возможны различные типы маневров в вертикальной плоскости, в наклонных плоскостях, с непрерывным изменением угла крена и т.п.

В данной работе рассматривается маневр интенсивного торможения только в вертикальной плоскости.

Использование самолетом с УВТ рассмотренного маневра существенно снижает время выхода с больших углов θ и скоростей полета в зону сверхманевренности при заданных ограничениях на перегрузку самолета (nN).

Выполнение летчиком данного маневра можно отнести к выполнению маневров повышенной сложности, требует автоматизации и сигнализации в отношении прохода его критических точек (таких как точка разворота по крену на 180º, обратного разворота по крену, достижения области сверхманевренности, достижения точки стабилизации тангажа, управление по тангажу по информации от бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на снижении, выход из режима «парашютирования») для формирования которых могут использоваться математические соотношения, полученные в данной работе.

ЛИТЕРАТУРА [1] Желнин Ю.Н., Желнин В.Н. «Проблемы применения маневров на

закритических углах атаки», ЦАГИ. [2] Канащенков А.И., Корчагин В.М. «Сверхманевренности и

бортовые радиолокационные системы», «Радиотехника» №5, 2002 г. [3] Долженко Н.Н., НТО «Исследование аэродинамических

характеристик на больших углах атаки», 1983 г. [4] Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. «Справочник по математике»,

Москва, 1964 г.

202

РАСЧЕТ ИНТЕРФЕРЕНЦИОННЫХ И ИЗОЛИРОВАННЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГРУЗОВ,

ОТДЕЛЯЕМЫХ ОТ САМОЛЕТА Корижин О.В.

ОАО «Российская самолетостроительная корпорация «МиГ», г. Москва, Россия

В работе рассматривается методика расчета достоверных изолированных и интерференционных аэродинамических характеристик грузов, отделяемых от летательного аппарата, основанная на применении CAD/CAE – систем компьютерной инженерии в части пакета программ газо-гидродинамического анализа, твердотельного моделирования и обработки результатов с применением функции многомерной интерполяции. Описаны основные недостатки традиционных экспериментальных способов получения характеристик в аэродинамических трубах, рассмотрены возможности современных систем вычислительной газодинамики в совокупности с системами твердотельного моделирования. Рассмотрен подход проведения «виртуальных» вычислительных экспериментов, позволяющий на ранних этапах проектирования получать аэродинамические характеристики для различных вариантов компоновки и проводить оптимизацию конструкции. Описано применение функции многомерной интерполяции для обработки данных вычислительного эксперимента и последующего их применения при моделировании траектории отделяемого груза в окрестности самолета носителя. Оценена адекватность характеристик полученных расчетным методом с имеющимися экспериментальными данными.

203

6. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «РАКЕТНАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА»

204

ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ПЕРЕХВАТА КОСМИЧЕСКИХ ТЕЛ ЕСТЕСТВЕННОГО ПРОИСХОЖДЕНИЯ

Коробков А.А., Фуров А.Н., Вострецов В.С. МОУ «Институт инженерной физики», г. Серпухов, Россия

Печальные результаты воздействия челябинского метеорита на земную инфраструктуру заставили ученых тщательно подойти к оценке опасности, исходящей от космических тел (КТ). Вероятность столкновения планеты с астероидами, метеороидами и их осколками, достаточно высока.

Целью работы является обоснование возможностей перехвата небесных тел существующими и перспективными ступенями перехвата.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря моделированию процесса взаимодействия высокоскоростных летящих объектов с учетом способов применения средств перехвата, а также факторов, определяющих его условия.

В качестве показателя эффективности отражения падающего КТ, являющегося целостным объектом, целесообразно принять вероятность его перехвата.

Основными характеристиками, определяющими качество средств перехвата, являются:

– способность комплекса перехвата (КП), выводящего СП на КТ своевременно устанавливать факт его падения, обобщенной характеристикой которого является вероятность обнаружения факта падения КТ;

– надежность работы всех систем КП, которая характеризуется вероятностью безотказной работы наземного КП (групповая надежность) и вероятностью безотказной работы систем СП (индивидуальная надежность);

– способность СП к перехвату (сближения с КТ на заданное расстояние), которая определяется ее максимальной скоростью и запасом времени для осуществления перехвата КТ;

– поражающая способность СП, зависящая от мощности заряда СП и стойкости КТ, КТ считается пораженным, если взрыв произведен на расстоянии менее чем радиус зоны поражения КТ;

– способность СП выдерживать перегрузки при осуществлении маневров;

– точность стрельбы каждой СП. Факторами, определяющими условия перехвата, являются начальное

расстояние от момента пуска СП до КТ, скорость КТ и курсовой угол движения КТ, а также значения перегрузок при осуществлении маневров.

205

Способы применения средств перехвата в расчетах определяются начальным углом перехвата между вектором скорости СП и направлением на КТ - (углом визирования), который при стрельбе должен выбираться из множества сближающих углов.

Рассмотрены основные методы наведения СП на высокоскоростные летящие объекты, в расчетах использовался частный случай метода пропорционального сближения – метод параллельного сближения, при котором линия «СП-КТ» в течение всего времени полета СП остается параллельной самой себе и осуществляется постоянный пеленг на КТ. Характерной чертой этого метода наведения является постоянство направления линии визирования в пространстве, достигаемое выравниванием относительной скорости СП – КТ по линии визирования.

Математическое моделирование уравнений движения позволяет определять координаты возможных точек перехвата при сближении до требуемого расстояния с учетом траекторных перегрузок СП, возникающих вследствие маневра.

Критериями осуществления подрыва СП могут служить время в момент ее попадания в зону поражения КТ или момент увеличения расстояния между СП и КТ после их максимального сближения.

Предложенный методический подход позволит заново взглянуть на проблему возникновения угрозы из далекого космоса и провести адекватные оценки возможностей человечества по предотвращению глобальных катастроф.

ЛИТЕРАТУРА [1] Конструирование управляемых снарядов. А.Е. Пакет, С. Рамо –М.,

Воениздат, 1963. – 560с. [2] Моделирование и оценка эффективности боевых действий РВСН.

Под ред. В.Д. Ролдугина - М.: ВА РВСН, 2005. – 575с. [3] Кузнецов О.П., Лычагов С.А., Нестеров Е.П. Ракетное оружие на

основе аэробаллистической концепции. Серпухов: МО РФ, 2010. – 181с.

СРАВНЕНИЕ АНАЛИТИЧЕСКИХ МЕТОДИК АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДОЗВУКОВЫХ

ПОРАЖАЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ СО СТАНДАРТОМ ARROW Касаткин Т.А., Митюков Н.В.

Ижевский государственный технический университет, Ижевск, Россия.

Аэродинамический расчет является необходимой частью проектирования поражающих элементов стрелково-артиллерийского и ракетного вооружения. Традиционно в учебниках по аэродинамике кроме фундаментальных уравнений в частных производных, с помощью которых можно определить аэродинамические коэффициенты,

206

содержится упрощенные аналитические методики, позволяющие с достаточной степенью точности решить эту задачу уже на ранних стадиях проектирования новых изделий. Однако как показал анализ, сопротивление на дозвуковом диапазоне скоростей обычно определяется очень упрощенно, поскольку он минимальным образом влияет на баллистические характеристики.

Задачей данного исследования стало проведение информационного поиска на предмет поиска методик дозвукового аэродинамического расчета и сравнение их с данными эксперимента на примере стандарта формы Arrow [1]. Были проведены расчеты по методикам А.А. Лебедева и Л.С. Чернобровкина [3], Н.Ф. Краснова [4], С.Н. Храмова [5], для дозвукового режима полета ЛА.

Сравнение моделей с экспериментом показало, что все они дают завышенные результаты. При этом максимально завышает результат методика С.Н. Храмова. Поскольку в ее основе лежит более ранняя методика С.И. Зонштайна [2], не учитывающая донное сопротивление, можно сделать вывод, что методика С.Н. Храмова учитывает его два раза.

При расчете по методике Н.Ф. Краснова, он рекомендует принимать в первом приближении Reкр = 106, что сильно завышает результат при М < 0,2. Однако если принять Reкр = 3,7 104, по рекомендации С.И. Зонштайна [2], результат более приближается к экспериментальным данным. Поскольку Н.Ф. Краснов рекомендует две разные методики с учетом сжимаемости и без учета сжимаемости потока, расчеты показали, что они дают практически одинаковый результат.

Вывод Расчеты на примере стандарта формы Arrow, выполненные по

методикам Лебедева-Чернобровкина, Краснова и Храмова, показали, что все они дают завышенные результаты для дозвукового диапазона скоростей. Основные результаты работы были опубликованы [6, 7].

ЛИТЕРАТУРА AMCP 706-242. Engineering Design Handbook: Design For Control Of

Projectile Flight Characteristics (26-SEP-1966). Белов Г.В. Основы проектирования ракет [текст] / Г.В. Белов, С.И.

Зонштайн, А.П. Оскерко. – М.: Машиностроение, 1974. – 256 с. Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов

[текст] / А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. – М.: Машиностроение, 1973, – 616 с.

Прикладная аэродинамика [текст] / Под ред. Н.Ф. Краснова. – М.: Высшая школа, 1974. – 732 с.

Храмов С.Н. Методические указания к аэродинамическому расчету [текст]. – Ижевск, 1981. – 24 с.

207

Касаткин Т.А. Сравнительный анализ некоторых методик аэродинамического расчета летательного аппарата на дозвуковом диапазоне скоростей // Новый университет. Сер. Технические науки. – 2014. – № 7–8. – С. 52–64. (DOI: 10.15350/2221-9552.2014.7-8.0010)

Kasatkin T.A. i in. Porównanie technik analitycznych poddźwiękowej obliczeń pocisków aerodynamicznych // Nauka: teoria i praktyka – 2014: Materiały X Międzynarodowej naukowi-praktycznej konferencji (Przemyśl, 7–15 sierpnia 2014 roku). – Vol. 7. Techniczne nauki. – Przemyśl: Nauka i studia, 2014. – S. 16–18.

РАЗРАБОТКА ТЕПЛОПЕРЕДАЮЩЕГО УСТРОЙСТВА ДЛЯ АЛЬТЕРНАТИВНОГО СПОСОБА ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ СОТР КА

Панин Ю.В., Коржов К.Н. Центр тепловых труб ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», г. Химки,

Московская обл., Россия

Среди служебных систем космического аппарата (КА) важное место занимает система обеспечения теплового режима (СОТР), совершенствование которой позволяет повысить его массоэнергетическую эффективность. В связи с этим задача усовершенствования СОТР за счёт увеличения эффективности применяемых в ней тепловых труб (ТТ) становится всё более актуальной.

Сегодня ТТ являются одним из основополагающих звеньев СОТР современных не герметичных КА. В основном ТТ применяются для термостабилизации приборных панелей и сброса излишков тепла по средствам радиаторов в космическое пространство. Однако при проектировании СОТР КА всё чаще возникает необходимость применения ТТ, способных регулировать величину передаваемого ими теплового потока, т.е. изменять в процессе эксплуатации один из своих основных параметров, такой как величина тепловой проводимости, в заданном диапазоне температур. Такие ТТ получили название ТТ переменной проводимости.

В процессе развития ТТ переменной проводимости было создано множество устройств в разном конструктивном исполнении. Однако, увеличение точности регулирования часто приводило к неоправданному усложнению конструкции, появлению дополнительных механических устройств и различных элементов для осуществления обратной связи. Как следствие это вело к сложной экспериментальной наземной отработке и уменьшению надежности этих ТТ.

Прорывом в области проектирования ТТ переменной проводимости стало появление в 80-х гг. контурных тепловых труб (КНТТ), которые

208

по многим параметрам стали превосходить традиционные ТТ. КНТТ обладают высоким капиллярным напором, диодностью и способностью работать в условиях гравитации. Тем не менее, регулирование проводимости в КНТТ осуществляется с применением механических регуляторов, электронагревателей или термоэлектрических модулей. К тому же широкие технические возможности этих устройств обеспечиваются достаточно сложной технологией изготовления, которая характеризуется длительной экспериментальной отработкой. В связи с чем, КНТТ имеют высокую стоимость.

Среди предприятий российской космической отрасли наибольшим опытом применения КНТТ (более 25 лет) обладает центр тепловых труб НПО им. С.А.Лавочкина, но, к сожалению, сегодня КНТТ – это единственные ТТ переменной проводимости, применяемые на предприятии и прошедшие лётную квалификацию.

Таким образом, задача по созданию ТТ переменной проводимости с пассивным терморегулированием, имеющих более простую, надёжную и дешёвую конструкцию, чем у КНТТ, является вполне актуальной, так как позволит увеличить надёжность автономных СОТР, сократить время их изготовления и уменьшить стоимость.

К таким ТТ относятся газорегулируемые ТТ, в которых процессы управления реализуются с использованием особенностей протекающих в них физических процессов без применения каких-либо исполнительных механизмов и дополнительных источников энергии. Такой метод регулирования является одним из самых простых способов пассивного регулирования ТТ. Он основан на использовании неконденсирующегося газа (НГ), который укорачивает или увеличивает эффективную длину конденсатора при изменении передаваемой мощности.

Мировой опыт показывает, что такие устройства активно применяются на зарубежных КА. Например, в широкоугольной камере космического телескопа «Хаббл» или в составе Европейского транспортного корабля «Automated Transfer Vehicle», где для охлаждения электронных блоков используется система терморегулирования с применением 40 аммиачных ГРТТ.

Опыт проектирования и применения ГРТТ на НПО им. С.А. Лавочкина до недавнего времени практически отсутствовал. Первая попытка внедрить ГРТТ на КА нашего предприятия была предпринята в 2010 г. на КА «Спектр-УФ». Стояла задача заменить КНТТ на три ГРТТ с артериальной капиллярной структурой, но недостаточный опыт проектирования таких устройств на предприятие и сжатые сроки, отведённые на работу, не позволили завершить отработку агрегатов и внедрить их на изделие.

209

Тем не менее, работы в этом направлении были продолжены, но в качестве основы для ГРТТ была взята конструкция с аксиальными канавками. ТТ прямой проводимости с аксиальными канавками зарекомендовали себя как простые и эффективные теплопередающие устройства. Они высоко технологичны, так как их алюминиевые корпуса изготавливаются методом горячей экструзии, что позволяет реализовывать внутреннюю капиллярную структуру любой сложности, а также обеспечивать высокую точность контактных поверхностей. Заинтересованность в таких ТТ очень высока. В настоящий момент НПО им.С.А. Лавочкина ведёт работу по проектированию ГРТТ с аксиальными канавками различного диаметра для КА «Канопус-В-ИК». Не менее перспективным применением для ГРТТ является СОТР десантного модуля КА «ЭкзоМарс», где существует необходимость прерывания сброса тепла от приборных панелей после посадки на Марс, а применение КНТТ для этой цели совершенно не оправдано из-за их дороговизны и сложности. В связи с этим становится очевидной потребность в отработанной методике проектирования и изготовления ГРТТ с аксиальными канавками.

Существует множество публикаций и теоретических выкладок, описывающих различные аспекты работы ГРТТ, которые позволяют определить основные параметры устройства. Однако для определения расчётных характеристик ГРТТ для каждого конкретного случая необходима разработка узконаправленной методики, что в масштабах малосерийного производства является чрезвычайно трудоёмким процессом и требует высокой квалификации инженерного персонала. В связи с этим основной целью является разработка методики проектирования ГРТТ, адаптированной к конструкциям, использующим различные алюминиевые профили с аксиальными канавками, и корреляция расчётных значений с результатами наземной экспериментальной отработки.

Для решения поставленной задачи была проведена работа по разработке методики проектирования ГРТТ на базе капиллярной структуры с аксиальными канавками.

В ходе решения данной задачи был отработан алгоритм действий, необходимых для определения основных конструктивных параметров ГРТТ с аксиальными канавками. Для чего была использована упрощённая инженерная методика расчёта ТТ переменной проводимости, успешно адаптированная для ГРТТ с аксиальными канавками. Расчёт объёма резервуара и массы НГ был реализован в программе MathCAD, что позволяет использовать его в дальнейшем при изменении исходных данных для различных типов профилей.

210

Для подтверждения возможности использования разработанной методики на практике был изготовлен образец ГРТТ. Проведена его экспериментальная отработка с различным количеством НГ, которая позволила определить границы применения простой модели «плоского фронта» в ГРТТ и подтвердить возможность использования упрощённой инженерной методики расчета для проектирования этих устройств. Разработанный образец позволял поддерживать температуру в зоне посадочного места от 0 до 20 оС при изменении тепловой нагрузки от 5 до 60 Вт, что является необходимым для обеспечения нормального режима работы современной служебной аппаратуры и достаточным для повышения эффективности системы обеспечения теплового режима.

1. Schlitt K.R., Brennan P.J. and Kirkpatrick J.P. Parametric performance of extruded axial grooved heat pipes from 100 to 300 K. AIAA Paper-724-74, pp.1-9.

2. Gleveland P.E., Buchko M., Stavely R., Pham B. Thermal Vacuum Test Performance of the Hubble Space Telescope (HST). Wide Field Camera 3.33-th Int. Conf. on Environmental System. 2003-01 №2459.

3. Mullender B. Design and Manufacturing of Heat Pipes on ATV. Proc. of the 13-th. IHPC. Sept. 21-25, 2004. Shanghai, China, pp. 595-602.

4. С. Чи. Тепловые трубы. Теория и практика. М., изд. Машиностроение, 1981.

5. Marcus B.D., Fleischman G.L. Steady state and transient performance of not reservoir gas controlled heat pipes.-ASME Paper 70-HT/SpT-11.1970.

6. Edwards D. K., Marcus B.D. Heat and mass transfer in the vicinity of the vapor/gas front in a gas loaded heat pipe. Submitted for presentation at ASME Winter Annual Meeting, Washington, D.C.: 1971. Pub. Trans. ASME, Ser. C, 1972, v,94, N 2.

7. Дан П.Д., Рей Д.А. Тепловые трубы. пер. Зейгарника, Москва изд. Энергия, 1979.

8. К.А. Гончаров, Ю.В. Панин, А.Ю. Кочетков. "Применение артериальной тепловой трубы переменной проводимости для терморегулирования аккумуляторной батареи" ICES 43, США, Колорадо, Вейл, 2013г.

9. К.А. Гончаров, А.Ю. Кочетков, Ю.В. Панин, В.А. Антонов, Т. Кайя. "Анализ циркуляции теплоносителя в артериальной тепловой трубе" Вестник научно-технический журнал ФГУП НПО им. С.А.Лавочкина, 2(18), 2013г.

211

ОБОСНОВАНИЕ СОЗДАНИЯ МНОГОКООРДИНАТНОГО УЛЬТРАЗВУКОВОГО СТАНКА ДЛЯ ОБРАБОТКИ

КОМПОЗИЦИОННЫХ И ХРУПКИХ МАТЕРИАЛОВ Опальницкий А.И. (Московский государственный машиностроительный

университет МАМИ), Демидов Д.В. (ФГУП «НПО» Техномаш»), г. Москва, Россия

Современная ракетно-космическая техника немыслима без новых композиционных материалов. Обработка таких материалов с помощью ультразвуковой размерной обработки позволит резко повысить производительность, точность и качество получаемых деталей.

Целью работы является экспериментальное и экономическое обоснование создания высокоэффективного ультразвукового станка для обработки хрупких и композиционных материалов (КМ).

Для получения экспериментального и экономического обоснования создания многокоординатного высокоэффективного станка необходимо:

– провести литературный обзор применения метода ультразвуковой размерной обработки (УЗРО), определить достоинства и недостатки новых разработок;

– сконструировать и изготовить макет ультразвукового станка с системой управления для экспериментальных исследований;

– подготовить и провести серию экспериментальных исследований, показывающих эффективность применения данного метода при обработке хрупких и КМ;

– по результатам проведенных экспериментов, подготовить технико-экономическое обоснование (ТЭО) применения метода ультразвуковой размерной обработки;

– представить новую модель многокоординатной ультразвуковой установки для обработки хрупких и КМ.

При разработке средств исследования космического пространства требуются новые материалы, которые должны выдерживать нагрузки космических полетов (высокие температуры и давление, вибрационные нагрузки на этапе выведения, низкие температуры космического пространства, глубокий вакуум, радиационное воздействие, воздействие микрочастиц и т. д.), имея при этом достаточно низкую массу. Многие из таких материалов легче и прочнее наиболее подходящих по своим физическим свойствам металлических (алюминиевых и титановых) сплавов. Применение композиционных материалов позволяет снизить вес изделия (ракеты, космического корабля) на 10…50% в зависимости от типа конструкции и, соответственно, сократить расход топлива, повысив при этом надежность.

В настоящее время КМ используют для термозащиты космических кораблей, самолетов, ракет, изготовления их носовых частей, деталей

212

двигателей, теплопроводящих устройств, для энергетических установок и производства активированных углеродных волокон (например, в накопителях электроэнергии, аккумуляторах, батареях, устройствах-модулях по очистке газов, где требуются новые, в частности, токопроводящие углеродные волокна-сорбенты).

При обработке сверхтвердых и хрупких материалов возникают проблемы, связанные с недостаточной точностью получаемых поверхностей, низкой скоростью обработки и экономической неэффективностью применения различных методов.

Одним из перспективных методов обработки таких материалов является УЗРО. В результате проведенного литературного обзора видно, что имеется мало информации по математическому описанию процесса, не было полностью изучено влияние параметров режима УЗРО на технологические показатели.

Несомненно, в условиях новых технологий отечественное производство УЗ оборудования для размерной обработки серьезно отстало от западных аналогов. Используются настольные станки, модернизированные на основе фрезерного и сверлильного оборудования с низкой производительностью и качеством поверхности. Поэтому разработка нового оборудования для УЗРО с применением новейших систем ЧПУ серьезно повысит технологический уровень нашей страны.

Для проведения экспериментальных исследования был разработан и сконструирован специальный образец установки для УЗРО хрупких и композиционных материалов с ЧПУ. Работа установки регулируется пультом управления, программное обеспечение имеет поддержку в режиме «онлайн» с 3D-графикой детали и 3D-симуляция. В нижней части установки расположен ультразвуковой генератор. Ультразвуковая головка оснащена магнитострикционным преобразователем, головка обеспечивает биение до 0,01 мм и имеет вращение до 6000 мин-1. Также образец оснащен поворотным столом, который обеспечивает подачу детали, имеется специальное устройство для вращения детали. Точность позиционирования 0,01 мм. С помощью CAM–системы возможно программировать для обработки достаточно сложные поверхности.

Для определения экспериментальных зависимостей между входными и выходными параметрами УЗРО были проведены серии экспериментов. В качестве образцов для исследования применялись такие материалы, как: керамика ВК-94, астроситалл СО-115, углерод-углеродный материал ЛУКМ. Для сравнения обработка керамики производилась двумя различными методами: алмазной обработкой и УЗРО. Измерения износа инструмента производились на весах Ohaus Pioneer с дискретностью 0,0001 г, микроскопах QC-300 Falcon и Olympus BX 5, амплитуда колебания измерялась на разработанном нами устройстве. В

213

качества обрабатывающего инструмента применялся алмазный трубчатый инструмент с гальваническим напылением и цельный инструмент с прессованным алмазом.

По результатам проведенных экспериментов были определены оптимальные параметры режима ультразвукового фрезерования и прошивки хрупких и КМ. Определены недостатки алмазного инструмента, которые будут устранены в дальнейшем. Процесс алмазной прошивки в керамике ВК-94 сравнивался с процессом ультразвуковой прошивки. По экспериментальным результатам рассчитано ТЭО применения метода ультразвуковой прошивки, получен экономический эффект.

После проведенного обзора имеющегося на сегодняшний день оборудования, патентных исследований, анализа преимуществ и недостатков новых разработок в области ультразвука, а также экспериментальных исследований и ТЭО, мы пришли к выводу, что для обработки хрупких и КМ необходимо создать новый многокоординатный станок, оснащенный системой ЧПУ. В работе представлена модель будущего многокоординатного станка закрытого типа. На данный момент проведена конструкторская работа по созданию данного оборудования. В станке будет применена инновационная ультразвуковая головка на пьезокерамическом преобразователе с использованием встраиваемого двигателя и специально разработанный генератор. На головку подана заявка на патент.

В заключении работы продемонстрирована модель будущего станка и сделаны выводы по работе.

Российский рынок ультразвукового оборудования пока не может предложить качественных и современных станков. Результаты экспериментальных данных наглядно показывают эффективность применения метода УЗРО для получения деталей из хрупких и КМ, по сравнению с используемой на приборостроительных предприятиях алмазной обработкой, поэтому создание современного высокоэффективного станка для УЗРО является актуальной задачей для предприятий авиакосмической отрасли.

ЛИТЕРАТУРА [1] Наукоемкие технологии машиностроительного производства:

Физико-химические методы и технологии: учебное пособие / Ю.А.Моргунов, Д.В.Панов, Б.П.Саушкин, С.Б.Саушкин; под ред. Б.П.Саушкина. – М.: Издательство «Форум», 2013. – 928 с.: ил. – (Высшее образование)

214

[2] Физико-химические методы обработки в производстве газотурбинных двигателей / Ю.С.Елисеев, Б.П.Саушкин; под ред. Б.П.Саушкина. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2010. – 456 с.

[3] Патент РФ № 95103760 [4] Моргунов Ю.А., Опальницкий А.И., Перепечкин А.А.

Современное состояние и перспективы применения в отрасли ультразвуковой размерной обработки изделий. Журнал «Известия МГТУ «МАМИ», 2012, №2, стр.140..144.

[5] Саушкин Б.П., Шандров Б.В., Моргунов Ю.А. Перспективы развития и применения физико-химических методов и технологий в производстве двигателей Журнал «Известия МГТУ «МАМИ», 2012, №2, стр.242…248.

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ В СИСТЕМАХ МЕДИЦИНСКОГО И ПРОСТРАНСТВЕННОГО КОНТРОЛЯ

КОСМОНАВТА ПРИ АВАРИИ НА СТАРТЕ Строгонова Л.Б., Давыдова Е.В.

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

Обеспечение безопасности экипажа пилотируемых космических кораблей – основная, наиболее актуальная проблема современной космонавтики. Решение этой проблемы основывается на разработке принципиально новых методов дистанционного мониторинга за физиологическим состоянием и пространственным положением космонавта при аварии на старте, как средства повышения безопасности.

Реализация этого подхода лежит в получении данных о состоянии экипажа по каналу беспроводной сенсорной сети, проведении математического анализа физиологических параметров космонавта. На основании «Модели принятия решений в условиях неопределенности» необходимо принять решение о том, как правильно произвести эвакуацию из капсулы системы аварийного спасения. В докладе рассматривается математическая модель определения минимальной вероятности гибели экипажа на стартовом комплексе. Минимальная вероятность гибели экипажа на старте – величина обратно пропорциональная величине обеспечения безопасности экипажа при пуске или при штатной подготовке и пуске.

Решение данной задачи сводится к методу динамического программирования и ее решение позволит организовать наиболее безопасный для экипажа процесс подготовки ракеты-носителя к старту.

215

РАЗРАБОТКА МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ

Зимин И.И., Валов М.В. «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.

Решетнёва», г. Железногорск, Красноярский край, Россия

Создание и развитие космических средств и технологий дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) является в настоящее время одним из важнейших направлений применения космической техники для социально-экономических и научных целей. В мире уже успешно эксплуатируются десятки космических аппаратов (КА) ДЗЗ. В различных стадиях разработки в мире находятся до 300 новых проектов по реализации перспективных возможностей наблюдения и съемки Земли из космоса. Наблюдается быстрый прогресс в области повышения технического уровня космических аппаратов и сокращения затрат на их создание и эксплуатацию. Это обеспечивается за счет применения новых конструкционных материалов и методов проектирования, минимизации массогабаритных характеристик, разработки унифицированных орбитальных платформ, «интеллектуализации» бортовых функций на основе современных компьютерных средств и технологий, перспективных возможностей.

В связи с этим актуальным является разработка МКА ДЗЗ, для получения данных в интересах различных заказчиков (министерства и ведомства РФ, исполнительные органы власти в регионах РФ, управляющие структуры и субъекты экономической деятельности, региональные центры космических услуг и информационно-аналитические центры, предприятия горнодобывающей промышленности, сельского, лесного и рыбных хозяйств и т.д.).

Целью работы является создание малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли, в полной мере отвечающего мировым тенденциям развития космической техники и современным техническим требованиям к КА.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря созданию МКА ДЗЗ на базе новой универсальной космической платформы – «НТ-100-01». В данной платформе применена активная, трехосная система ориентации и стабилизации, основной контур которой построен на базе звездных датчиков и управляющих двигателей-маховиков. Такое техническое решение позволяет использовать космические аппараты на базе платформы «НТ-100-01» для решения задач высокоточной съёмки поверхности Земли в различных оптических и радиодиапазонах, а также производить, в случае необходимости, перенацеливание спутника для съёмки объектов, не охватываемых подспутниковой полосой обзора. Бортовые системы платформы построены на приборах и оборудовании,

216

произведенных в Российской Федерации. Платформа обеспечит создание малого космических аппарата со стартовой массой около 180 кг, при этом масса полезной нагрузки составляет около 50% от общей массы спутника, что соответствует мировым аналогам.

Основной целевой аппаратурой малого космического аппарата является оптико-электронная аппаратура (ОЭА) высокого пространственного разрешения с разрешающей способностью менее одного метра. В дополнение к основной аппаратуре детального наблюдения устанавливается мультиспектральная съемочная система (МСС-М) среднего пространственного разрешения с разрешающей способностью тридцать метров, имеющей в своем составе Фурье-видео спектрометр (ФВС) и инфракрасную съемочную систему (ИКСС). Оба комплекта аппаратуры разрабатываются и изготавливаются ОАО «ПЕЛЕНГ», Республика Беларусь.

Малый космический аппарат сможет выводиться на низкую круговую орбиту функционирования как одиночным запуском (в том числе и попутным), так и групповым запуском в составе блока из нескольких МКА.

Запуск МКА на орбиту планируется произвести в 4 квартале 2015г. МКА дистанционного зондирования Земли высокого

пространственного разрешения и мультиспектральной съемки предназначен для многозонального дистанционного зондирования земной поверхности с целью:

1) получения высокоинформативных изображений в видимом и инфракрасном диапазонах спектра электромагнитного излучения;

2) обеспечения оперативной доставки информации по радиоканалу; 3) обработки и предоставления информации широкому кругу

потребителей. Информация, полученная с МКА, может быть использована для

решения следующих задач: – Мониторинг чрезвычайных ситуаций: предупреждение, контроль и

оценка последствий наводнений, организация информационного обеспечения в экстренных ситуациях;

– Сельское хозяйство: инвентаризация сельскохозяйственных угодий, идентификация различных типов культур, почвоведение, гидрология, метеорология, предотвращение сельскохозяйственных катастроф, прогнозирование урожаев и анализ сельскохозяйственного потенциала;

– Землепользование: топографическое и тематическое картографирование, наблюдение за ростом городов, наблюдение за пастбищами, распределением и миграцией животных, составление земельных кадастров, составление кадастров природных ресурсов;

217

– Лесное хозяйство: контроль за уничтожением лесов, определение типов лесонасаждений и доминирующих пород, оценка запасов лесоматериалов, картографирование лесов и измерение площади, количественная оценка биомассы, лесоводство, изучение водного режима лесных массивов;

– Контроль водных ресурсов: анализ взаимодействия льда и атмосферы, измерение температуры и толщины льда, выявление и классификация областей снежного покрова, определение характеристик снежного покрова, определение водного эквивалента снега, косвенное обнаружение грунтовых вод, очерчивание водных слоёв, мониторинг наводнений, контроль качества воды.

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СПЛАВОВ СИСТЕМЫ AL-MG-SI В ОБЛАСТИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

Лыкосова Е.С., Болтенкова Е.В., Бажанов А.В. ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов»,

г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе являются технологические особенности конструкционной пайки и высокоскоростной обработки деталей и сборочных единиц из нового термически упрочняемого алюминиевого сплава В1341.

Целью исследования является анализ возможности использования алюминиевого сплава В1341 в облегченныхпаяных базовых несущих конструкциях (БНК) бортовой аппаратуры космических аппаратов, с целью замены используемых материалов АД31 и АВч, ввиду ограниченного сортамента первого и снятия с производства второго материала соответственно.

В процессе выполнения работы были проведены исследования температуры пережога, испытание на смачивание образцов из сплава В1341 припоями СИЛ-1С и Ал12Г в присутствии флюсовой пасты ФПА-1. Так же в работе показаны особенности механической обработки деталей из сплава В1341.

По результатам исследований были сделаны заключения о том, что термически упрочняемый сплав В1341 пригоден для изготовления облегченных паяных БНК ракетно-космической техники.

218

СЕТЧАТАЯ КОНСТРУКЦИЯ ПОВЫШЕННОЙ ЖЁСТКОСТИ ДЛЯ АДАПТЕРА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Внуков А.А., Авкельгин С.В. ОАО «Информационные спутниковые системы» им. М.Ф. Решетнёва»,

г. Железногорск, Красноярский край, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является сетчатая конструкция адаптера космического аппарата. В отличие от применяющейся сейчас конической структуры адаптеров, в которой силовую схему составляют спиральные и кольцевые рёбра, предложена гиперболоидная структура, представляющая собой набор прямолинейных рёбер, расположенных таким образом, что огибающая их поверхность является однополостным гиперболоидом вращения.

Целью исследований является выявление механических свойств гиперболоидной структуры сетчатого адаптера, способных повысить техническое совершенство конструкции космического аппарата.

В процессе выполнения конкурсной работы проведено сравнение, путём моделирования в системе MSC.Nastran, механических характеристик предлагаемой конструкции с характеристикам применяемых в настоящее время сетчатых адаптеров космических аппаратов. Несмотря на допущения, использованные при моделировании, сравнение полученных данных с результатами моделирования существующих сетчатых адаптеров даёт основания утверждать о высокой степени достоверности результатов исследования. Результаты моделирования показали почти трёхкратное преимущество предлагаемой схемы по осевой жёсткости при одновременном выигрыше по массе порядка 13 %.

Применение предлагаемой конструкции для изготовления адаптеров космических аппаратов позволит, во-первых, повысить техническое совершенство конструкции космического аппарата, во-вторых, более полно использовать пространство под головным обтекателем ракеты-носителя за счёт уменьшения динамической зоны космического аппарата, и в-третьих, использовать высвобождающиеся резервы массы под установку дополнительной полезной нагрузки, увеличивая экономическую эффективность космического аппарата.

Что касается технологии изготовления, то существует возможность изготавливать адаптер гиперболоидной формы по унифицированной технологии, применяемой в настоящее время для изготовления конических сетчатых адаптеров, с необходимыми доработками.

На технические результаты, полученные при выполнении конкурсной работы, была подана заявка на изобретение.

219

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ТЕХНОЛОГИИ ПНЕВМОТЕРМИЧЕСКОЙ ФОРМОВКИ НА ПРОИЗВОДСТВЕ

Гончаров А.В. ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение», г. Королёв,

Россия

В статье описывается состояние технологии пневмотермической формовки на ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение». Показан опыт внедрения технологии на примере конкретных деталей. Приведены требования к оборудованию, показаны особенности оснастки, описаны технологические параметры процесса.

На основе полученного опыта и в результате накопления статистических данных о процессе предлагается создать базу, содержащую данные о формовке элементов различных форм, что позволит разработать рекомендации для конструкторов и технологов. Эти рекомендации позволят максимально использовать преимущества процесса при проектировании новых деталей, добиться снижения времени при отработке деталей.

ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДИКИ ГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОСТЕЙ В РАЙОНАХ ПАДЕНИЯ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ

Белоусова С.И. Омский государственный технический университет, г. Омск, Россия

В данной статье рассматриваются приложения разработанной методики газификации невыработанных остатков топлива в баках отработанных ступеней ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями непосредственно в полете траектории спуска для фрагментов ступеней и почвогрунтов в районах падения.

На первом этапе исследования проводятся анализ существующих методов детоксикации в районах падения отделяющихся частей ступеней РКН и их фрагментов, а так же почвогрунтов при проливе топлив.

Целью данного исследования является снижение затрат на послепусковые работы в районах падения ступеней ракет с маршевыми жидкостными ракетными двигателями, разработка технологии, обладающей единым подходом очистки: топливных баков, почвогрунтов после падения отделяющихся частей РКН в районы падения

В настоящее время разработано значительное количество методов нейтрализации токсичных отходов, что говорит об актуальности этого направления исследований и о том, что каждый из этих методов имеет

220

существенные ограничения по условиям применения, резкое снижение эффективности при отклонении условий его использования от номинальных. Например, обезвреживание различных типов почвогрунтов при различных влажностях, температурах и т.д.

АДАПТИВНАЯ НАПЛАНЕТНАЯ МОБИЛЬНАЯ ПЛАТФОРМА ПОВЫШЕННОЙ ПРОХОДИМОСТИ С СИСТЕМОЙ

ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ Фрейлехман С.А.

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

Сейчас существует много различных проектов по созданию жилой научно-исследовательской базы на поверхности Луны. Но построить такое сооружение только силами человека довольно трудновыполнимая задача. Одним из решений могут послужить роботы.

Целью работы является разработка прототипа мобильнойплатформы, способной в частично или полностью автоматическом режиме (без вмешательства оператора) выполнять необходимые работы по созданию конструкций для образования лунной базы.

Роботы, способные выполнить эту задачу, должны будут обладать признаками нескольких устройств и механизмов – они должны иметь адаптирующееся шасси повышенной проходимости,максимально устойчивое на широком спектре возможных поверхностей, которые могут встретиться на Луне, а также имеющее большой запас прочности, ремонтопригодности (саморемонтируемости), устойчивую гиростабилизированную платформу и т. д. Помимо этих «механических» свойств роботы должны будут иметь систему управления, функционирующую полностью в автоматическомрежиме или режиме с минимальным вмешательством человека. В идеале вмешательство человека должно ограничиваться тремя функциями– постановка задачи роботам, контроль выполнения поставленной задачи и прием выполненной работы.

Подобный объем и разноплановость работ вряд ли по силам одному, пусть и большому и универсальному роботу. Скорее это все будет выполнимо группировкой роботов, для эффективного функционирования которой необходима специализированная система управления – система, основанная на самообучающейся нейронной сети,обладающая способностьюиспользования группового и индивидуального разделения обязанностей как между собой, так и слаженными подгруппами роботов.

Высокой проходимости можно добиться путем совмещения двух видов реализации движения – в штатном режиме движение на колесах, в

221

целях экономии энергии, а в случае возникновения непроходимых препятствий для штатного способа движения использовать возможность шагающего привода.

Сами платформы должны создаваться из легко заменяемых блоков, чтобы в случае возникновения неисправности, роботы, работая в группе, могли восстановить неисправную платформу и продолжить выполнение поставленных задач с минимальными потерями.

Задачи роботов: 1)Разведка местности в районе посадки. Организация локального поля

навигации. Составление 3D карты местности.Расстановкамаркеров в контрольных точках.

2) Организация связи с Землёй и с окололунной орбитальной станцией. Определение оптимальныхзон посадки. Начальные геологоразведочные работы по поиску лунных строительных материалов.

3) Выбор оптимального места создания базы. Доставка материалов к строительной площадке. Распределение рабочих задач и обязанностей в группе, в зависимости от возможностей и функционала каждого звена группы.

4) Приступить к строительству базы. По мере ведения работ, отправлять отчет на Землю.

5) После окончания работ, ждать новой вводной. Альтернативное применение: Результаты данной работы могут быть использованы не только для

внеземных напланетных систем, но и для различных применений в земных условиях. Имея возможность функционировать как в полностью автономном режиме, так и управляясь в телеоператорном режиме, и имея, например, максимально возможную защиту от радиации и других неблагоприятных внешних факторов, подобные системы можно будет использовать и для устранения последствий техногенных катастроф, таких как аварии на Украине – Чернобыль или Японии –Фокусима. Создав уменьшенную модель данного робота, его можно будет использовать и даже в таких целях, как устранение неполадок в газовых магистралях трубопровода.

222

МЕТОДИКА АНАЛИЗА НАЧАЛЬНОЙ ПАРАМЕТРИЧЕСКОЙ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕКТРОПНЕВМОКЛАПАНОВ СИСТЕМ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ Тимофеев Ю.М.

КБ «Арматура» – филиал ФГУП «ГКНПЦ им. М.В. Хруничева», г. Ковров, Владимирской обл., Россия

Важной научно-технической задачей является разработка методики анализа параметрической надежности электропневмоклапанов (ЭПК) систем газоснабжения (СГС) ракетно-космических комплексов (РКК) по постепенным отказам, которые обусловлены влиянием на изделия процессов износа и старения. Данная методика позволит прогнозировать остаточный ресурс ЭПК за пределами назначенных показателей и делать обоснованные заключения о возможности продления ресурса. Одной из главных задач при создании указанной методики является разработка методики анализа начальной (предэксплуатационной) надежности ЭПК, учитывающей влияние процесса производства. В рамках конкурсной работы проведена разработка данной методики.

Объектом исследования настоящей конкурсной работы являются устройства электропневмоавтоматики СГС РКК.

Предметом исследования выступает начальная (предэксплуатационная) параметрическая надежность электропневмоклапанов СГС РКК.

Целью исследования является разработка системы анализа параметрической надежности ЭПК СГС РКК, учитывающей условия их производства.

На первом этапе работы был проведен анализ существующих методов расчета надежности ЭПК, в результате чего сделан вывод об отсутствии приемлемой методики расчета с учетом процесса производства.

На втором этапе была разработана классификация, проанализированы принципиальные схемы и принцип действия ЭПК СГС РКК, а также разработаны детерминированные математические и цифровые модели наиболее распространенных конструкций ЭПК. Кроме того, был проведен анализ режимов и условий функционирования ЭПК и определены перечни необходимых данных об условиях и режимах работы для использования при анализе надежности с учетом процесса производства. В перечень разработанных детерминированных математических и цифровых моделей входят: модель броневого втяжного электромагнита (электромагнитной подсистемы ЭПК); модель уплотнительного узла с резиновым кольцом круглого сечения; модель затвора типа «металл-полимер»; модели механической, термодинамической и газодинамической подсистем ЭПК; цифровые модели ЭПК прямого действия с разгрузкой и ЭПК с пневмоусилением.

223

На третьем этапе проведен анализ влияния разброса значений (в пределах допусков) параметров ЭПК на их технические характеристики. В качестве влияющих параметров рассматривались те из них, которые имеют заметный производственный разброс значений. Анализ чувствительности был проведен с использованием указанных выше математических и цифровых моделей. Технология анализа заключалась в расчете технических характеристик ЭПК при минимальных, максимальных и средних (или номинальных) значениях того или иного параметра и последующем сравнении полученных значений. В результате выявлено, что при анализе начальной параметрической надежности ЭПК необходимо учитывать производственный разброс следующих параметров: технологического зазора между якорем и магнитопроводом; длины и площади поперечного сечения шейки магнитопровода; числа витков обмотки; жесткости и усилия предварительного поджатия пружины основного клапана; параметров седла сервоклапана; диаметра сечения и внутреннего диаметра резинового уплотнительного кольца; твердости резины; диаметра канавки под резиновое кольцо; диаметра поверхности скольжения резинового кольца; ширины контакта и начального напряжения в месте контакта поверхностей в уплотнительном узле с резиновым кольцом; механических свойств полимера.

На четвертом этапе было проведено экспериментально-аналитическое исследование, направленное на определение вида и параметров закона распределения значений производственных отклонений размеров деталей, жесткостей пружин и механических свойств уплотнителей. В результате исследования было выявлено, что для всех рассмотренных параметров разброс отклонений соответствует нормальному закону распределения, а параметры закона зависят от номинального значения, поля допуска и типа размера (диаметральный, линейный, массовый, силовой).

На пятом этапе был разработан подход к формированию цифровых моделей функционирования ЭПК с учетом процесса производства. Для этого предлагается использовать детерминированные цифровые модели, исходные данные (варианты значений параметров) для которых формируются заранее по специальному алгоритму, предполагающему расчет случайных значений параметров в соответствии с заданным видом и численными характеристиками закона распределения.

Технология расчета надежности ЭПК при таком подходе заключается в следующем. Предполагается, что в наличии имеются программа для формирования исходных данных к многовариантным расчетам и программы для оценки надежности ЭПК по различным критериям. На первом этапе в программе формирования данных задаются перечень

224

интересующих параметров, их номинальные значения, предельные отклонения, поля допусков, вид закона распределения, тип размера и количество вариантов расчета. Программа в автоматическом режиме формирует матрицу, содержащую случайные значения каждого из параметров для каждого из вариантов расчета. Далее полученные данные загружаются в программы оценки надежности, в которых реализован автоматический многовариантный расчет. Результатами расчетов являются вероятности безотказной работы и коэффициенты запаса надежности ЭПК по каждому из критериев.

В соответствии с принятым подходом и с использованием полученных ранее результатов (видов и численных значений законов распределения параметров) был разработан ряд программ для ЭВМ, включающий: программу для формирования вариантов расчета надежности; программу для оценки параметрической надежности ЭПК по критерию герметичности уплотнения с резиновым кольцом круглого сечения; программу для оценки параметрической надежности ЭПК по критерию герметичности металл-полимерного затвора. Расчет параметрической надежности ЭПК по критерию времени срабатывания, в виду сложности его автоматизации, предлагается проводить по следующему алгоритму:

– с использованием детерминированной цифровой модели испытаний ЭПК по сформированному перечню вариантов провести расчет значений времени срабатывания;

– сравнить каждое из полученных значений времени с заданным допуском и зафиксировать количество не выходящих за допуск значений;

– рассчитать вероятность безотказной работы как отношение количества значений времени, не выходящих за допуск, к количеству вариантов расчета. На шестом этапе была разработана методика расчета начальной

надежности ЭПК, базирующаяся на разработанных математических моделях, полученных результатах исследований и принятых допущениях. Методика охватывает типовые конструкции ЭПК, а в случае анализа специфичных конструкций и после разработки дополнительных математических моделей может быть легко скорректирована и расширена. Методика позволяет рассчитывать параметрическую надежность вновь проектируемых или серийных электропневмоклапанов в начале периода их эксплуатации при условии, что время их хранения равно нулю. Методика может быть использована для оценки начальной параметрической надежности ЭПК, имеющих следующие конструктивные особенности: металл-полимерные затворы; подвижные и неподвижные уплотнительные узлы с резиновыми

225

кольцами круглого сечения; втяжной броневой электромагнитный привод постоянного или переменного напряжения.

К задачам расчета, которые позволяет решать методика при анализе начальной параметрической надежности ЭПК, относятся: расчет вероятности безотказной работы (ВБР) и коэффициента запаса надежности (КЗН) по критерию герметичности подвижного уплотнения с кольцом круглого сечения; расчет ВБР и КЗН по критерию герметичности неподвижного уплотнения с кольцом круглого сечения; расчет ВБР и КЗН по критерию герметичности металл-полимерного затвора; расчет ВБР и КЗН по критерию времени срабатывания при подаче напряжения; расчет ВБР и КЗН по критерию времени срабатывания при снятии напряжения; расчет общей вероятности безотказной работы ЭПК (как произведения ВБР по каждой из характеристик). Исходными данными для расчета надежности является техническое задание и конструкторская документация (комплект чертежей, технические условия) на ЭПК.

Предложенная методика оценки начальной надежности электропневмоклапанов прошла апробацию в процессе проектирования вновь создаваемых пневмоавтоматических систем.

ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА «АЛДАН» С

ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКОЙ ДО 100 КГ НА ЭКОЛОГИЧЕСКИ БЕЗОПАСНЫХ ТОПЛИВНЫХ КОМПОНЕНТАХ

Калтушкин А.В., Ильин А.М., Матвеев А.М. ООО «Лин Индастриал» г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является необходимость обеспечения запуска малых космических аппаратов до 100 кг на низкую околоземную орбиту с достаточной степенью оперативности и по низкой цене.

Целью исследований является разработка сверхлегкой ракеты-носителя.

В процессе выполнения конкурсной работы проведен анализ рынка запусков малых космических аппаратов, сформирован общий облик ракеты-носителя, определены его основные проектные параметры, массаполезнойнагрузки,возможныеорбитынакоторыеможетбытьвыведенаполезная нагрузка. Также была проведена предварительная проработка особой системы подачи топлива в ракетный двигатель – пневмо-насосного агрегата (ПНА). Более того, осуществлена примерная оценка стоимости изготовления ракеты-носителя.

Также в работе приведены некоторые материалы по разработкам аналогичных космических систем за рубежом.

226

УНИВЕРСАЛЬНЫЙ МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ТЕНЗОРА ИНЕРЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ Виденкин Н.А.

ФГУП «Научно-производственное объединение «Техномаш», г. Москва, Россия

В наши дни ракетно-космическая отрасль испытывает острую потребность в надежном контрольно-испытательном оборудовании, обладающем не только высокой точностью, но и способном осуществлять работу в автоматизированном режиме. Примером такого оборудования являются стенды автоматизированного контроля статических инерционных характеристик. Технология работы на данных стендах разработана с учетом минимизации количества ручных и транспортных операций.

Помимо точного определения статических инерционных характеристик– массы и координат центра масс–существенно улучшить качество работы космического летательного аппарата (КЛА) возможно при нахождении его динамических инерционных характеристик, что особенно важно для межпланетных КЛА и дальних космических станций. Таким образом, появляется необходимость дополнить конструкцию стенда статической балансировки функцией измерения главных центральных моментов инерции изделия и направления его главных центральных осей инерции (параметров главного центрального эллипсоида инерции).

Целью работы является разработка универсального метода определения параметров тензора инерции изделий в связанной системе координат на базе существующих стендов статической балансировки.

К задачам работы относятся: 1)Проведениевыбора базового метода для определения параметров

центрального эллипсоида инерции КЛА на основе анализа применяемых на практике способов.

2) Оптимизация процесса измерения параметров тензора инерции для объектов с различными соотношениями инерционных характеристик в пределах допустимых нагрузок на стенды.

Для выбора оптимальной базовой схемы комбинированного стенда необходимо провести сравнительный анализ существующих на рынке образцов техники. В наше время разработкой стендов занимаются во многих странах. Общая тенденция их модернизации заключается в увеличении уровня точности измерений и автоматизации измерительного процесса. Ведущими компаниями по данному направлению являются фирмы «SpaceElectronics» (США), «APCOTechnologies» (Швейцария), ФГУП «НПО «Техномаш»(Россия) и

227

ФГУП «ЦАГИ» (Россия). К существенным недостаткам различных образцов техники можно отнести низкую точность, применение сложных конструкторских решений (токовые весы, аэростатический подшипник), а также отсутствие технических средств для измерения всех параметров центрального эллипсоида инерции без перебазирования.

В качестве базового для измерения моментов инерции предполагается использовать метод обращенного физического маятника с упругой связью, который заключается в расчёте момента инерции относительно оси по замеряемой величине периода гармонических незатухающих крутильных колебаний, совершаемых с помощью упругой системы, жесткость которой является калиброванной величиной. В процессе колебаний на систему действуют диссипативные силы, вызывающие затухание колебательного процесса. К таким силам относятся силы трения скольжения и качения в подшипниках, силы трения в материале пружин, силы трения о воздух. Сила трения вносит существенный вклад в динамику колебаний, поэтому возникает задача ее компенсации. Решением может служить введение в систему регулирующего устройства, способного создавать процесс автоколебаний.

Для обеспечения заданных техническим заданием метрологических параметров стенда необходимо поддерживать колебания на строго определенной амплитуде для изделий с различными инерционными характеристиками.

ЛИТЕРАТУРА [1] Combined center of gravity and moment of inertia measurement –

Space Electronics. [Электронный ресурс]. 2002. URL: http://www.space-electronics.com/Products/KSR (дата обращения 12.09.2014).

[2] Mechanical Testing – Mass Property Facilities. [Электронный ресурс]. 2009. URL: http://www.european-test-services.net/services-mechanical-Mass-Property.html (дата обращения 12.09.2014).

[3] Виденкин, Н.А.: Анализ погрешностей при контроле масс-инерционных характеристик космического летательного аппарата // Новые материалы и технологии для ракетно-космической и авиационной техники: сборник материалов молодежной конференции. Королёв, Московская обл.: Изд-во ИПК «Машприбор», 2013. – С. 110-115.

[4] Гернет М.М., Ратобыльский В.Ф. Определение моментов инерции. – М.: Машиностроение, 1969. – С. 67-95.

[5] Матвеев, Е.В.: Новые автоматизированные стенды для контроля инерционных характеристик космических аппаратов / Е.В. Матвеев, Е.В. Кочкин, Н.А. Виденкин // Наука и технология: материалы ХХХII

228

Всероссийской конференции по проблемам науки и технологий. Миасс: МСНТ, 2012. – С. 205.

[6] Матвеев, Е.В.: Оптимизация технологических схем позиционирования при определении эллипсоидов инерции космических аппаратов / Е.В. Матвеев, Е.В. Кочкин, Н.А. Виденкин // Наука и технология: материалы IХ Всероссийской конференции. М.: РАН, 2012. – С. 53-64.

РАДИАЦИОННЫЕ УСЛОВИЯ НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ В ПЕРИОД МИНИМУМА СОЛНЕЧНОЙ АКТИВНОСТИ

Будяк М.Н. ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», г. Москва, Россия

В настоящее время для прогноза радиационных условий на период срока активного существования (САС) космических аппаратов (КА) часто применяют сертифицированную в России программу«COSRAD», а также программу Европейского Космического Агентства (ЕКА) «SPENVIS».Данные программы основываются на моделях распределения потоков частиц радиационных поясов Земли (РПЗ), разработанных с использованием экспериментальных данных прошлых лет преимущественно минимума и максимума солнечной активности (СА). Эти модели являются статистическими[4].

В 2006-2010 гг. (конец 23-го цикла и начало 24-го цикла СА) наблюдался аномально затянутый период минимума солнечной активности или период практического отсутствия вспышечной активности Солнца[2].Наибольший вклад в формирование радиационной обстановки на орбитах КА вносят частицы РПЗ [3]. В основе вышеупомянутых программ лежат модели распределения потоков частиц РПЗ, которые построены по статистическим данным, поэтому интересно было оценить работу этих программ для данного исключительно длительного периода минимума СА.

Цель работы:сравнить радиационную обстановкуна геостационарной орбите(ГСО), оцененную по данным прямых измерений, и прогнозируемыерадиационные условия на ГСО с помощьюпрограмм «COSRAD»и «SPENVIS» за один и тот же период минимальной СА.

Достижение поставленной цели осуществлялось пошагово: 1. Расчет накопленной поглощенной дозы радиации за экраном из

алюминия массовой толщины 0,216 г/см2 для 2006-2010 гг. по данным прямых измерений интегральных потоков релятивистских электронов на ГСО по двум методикам с целью проверки правильности вычислений. Поглощенная доза оценивалась по потокам электронов на ГСО, так каквнешний РПЗ, а ГСО лежит в его пределах, заполнен в основном релятивистскими электронами;

229

2. Сравнение рассчитанной суммарной поглощенной дозы по экспериментальным данным потоков электронов, полученных с КА «GOES» и рассчитанной суммарной поглощенной дозы с помощью программ «COSRAD»и «SPENVIS» для ГСО за период равный одному году с разными доверительными уровнями для частиц РПЗ;

Расчет по экспериментальным данным поглощенной дозы радиации на ГСО показал, что в 2006-2008 гг., годах наибольшего минимума СА, поглощенная суммарная доза для алюминия на ГСОдо четырех раз больше чем в 2009 и 2010 гг., когда началась вспышечная активность Солнца. В 2006-2008 годах на Солнце наблюдались корональные дыры, которые были источниками высокоскоростных рекуррентных потоков плазмы, оказывающих влияние на заполнение внешнего РПЗэлектронами в условиях минимальной вспышечной активности Солнца[1].

После проведения сравнительной оценки реальной накопленной поглощенной дозы за 2007-2008 гг. и полученной в программе «COSRAD» поглощенной дозы для периода минимума солнечной активности стало ясно, что программа «COSRAD»выдает результат примерно в 4 раза меньше, чем реальное значение дозы на ГСО. То есть в программе,сертифицированной в РФ, вероятно,не учитываются такие явления на Солнце, как корональные дыры, из которых вытекающие высокоскоростные (рекуррентные) потоки солнечного ветра в период минимальной вспышечной активности Солнца при взаимодействии с магнитосферой Земли вызывают возрастание интенсивности потоков релятивистских электронов на ГСО [3].

Программа «SPENVIS»предоставляет пользователю больше возможностей для оценки радиационных условий, в данном случае поглощенной дозы радиации от потока электронов за толщиной защиты из алюминия 0,216 г/см2, путем изменения величины доверительного уровня. При доверительном уровне 50% для частиц РПЗ значение поглощенной дозы радиации, полученное при помощи данной программы, соотносилось с поглощенной дозой радиации, рассчитанной в программе «COSRAD».Доза по «SPENVIS» при доверительном уровне около 85% для частиц РПЗ наиболее близка кпоглощенной дозе по данным прямых измерений потоков электронов на ГСО за 2006-2010 гг.

От правильной оценки радиационных условий для периода САС КА зависит нормальная работа аппаратуры КА в течение САС. Такие программы как «COSRAD», а в РФ она единственная сертифицированная, должны выдавать значения,равные поглощенным дозам, не меньшим, чем реальные поглощенные дозы на орбите КА.Программа «COSRAD» не позволяет пользователю, имеющему предположение о том, что период САС запускаемого КА попадет на

230

минимум СА или на интервал вблизи минимума СА, когдабудет наблюдаться уменьшение вспышечной активности Солнца и увеличение влияние солнечного ветра из корональных дыр на заполняемость внешнего РПЗ релятивистскими электронами, давать более приемлемую оценку ожидаемым радиационным условиям, например, путем изменения доверительного уровня, как в программе «SPENVIS».

ЛИТЕРАТУРА [1] I.P. Bezrodnykh, E.I. Morozova, A.A. Petrukovich, M.N. Budyak, B.T.

Semenov. Spectral analysis of high-speed solar wind streams, outer radiation belt relativistic electrons fluxes and geomagnetic indices for the low solar activity period in 2006 – 2010:Poster Presentation fromthe 40th COSPAR Scientific Assembly2–10 august. - Moscow, 2014.

[2] G. de Toma.Evolution of Coronal Holes and Implications for High-Speed Solar Wind During the Minimum Between Cycles 23 and 24. // Solar Phys,274:195–217, 2011.

[3] И. П. Безродных, А.П. Тютнев, В.Т. Семенов. Радиационные эффекты в космосе. Часть1. Радиация в околоземном космическом пространстве – М.: ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ»», 2014. – 106 с.

[4] Ионизирующие излучения космического пространства и их воздействие на бортовую аппаратуру космических аппаратов / Под науч. ред. докт. техн. наук, проф. Г.Г. Райкунова. – М.:ФИЗМАТЛИТ, 2013. – 256 с.

ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ ДЛЯ УДАРНЫХ ИСПЫТАНИЙ ОБЕЧАЕК

Родыгин М.П., Митюков Н.В. Ижевский государственный технический университет, г. Ижевск,

Россия.

Ударные испытания являются одним из наиболее важных видов испытаний в ракетной технике. С их помощью исследуется ударная прочность конструкций, запас ударной устойчивости и вибрационная устойчивость. В зависимости от способа разгона ударника стенды можно классифицировать на электромагнитные, механические, гидропневматические. Критерием качества проектируемого пневматического стенда является возможность обеспечения заданной скорости ударника при выбранной массе с минимальными затратами мощности. По сравнению с другими типами стендов задача оптимизации является многокритериальная – если, например, на механическом стенде скорость ударника определяется лишь высотой его отклонения, то у пневматического стенда необходимо проанализировать целый комплекс параметров.

231

Для выявления степени влияния каждого из параметров на скорость ударника была разработана математическая модель заданной пневмогидравлической схемы установки. Модель состоит из четырех дифференциальных и свыше двух десятков алгебраических уравнений. Для получения численного решения осуществлялось интегрирование по методу Эйлера.

В результате исследования модели установки было выявлено, что наиболее эффективно скоростью ударника можно управлять через объем каморы – при ее увеличении наиболее существенно уменьшается скорость. С увеличением проходного сечения главного клапана скорость увеличивается, но менее интенсивно, чем в первом случае. Влияние зазора между ударником и стволом не столь однозначное: при увеличении зазора на первом этапе скорость растет, достигая максимального значения при относительном зазоре 0,84, после чего снижается. А вот влиянием температуры газа, газовой постоянной и показателем адиабаты, как показали расчеты, можно пренебречь.

Исследование падения характеристик при многократных испытаниях показало, что при относительно быстром падении давления скорость меняется незначительно, таким образом, стенд с выбранными параметрами можно эксплуатировать как минимум несколько десятков раз без подзарядки.

Вывод В ходе работы произведена оптимизация стенда для ударных

испытаний, выявлено, что наилучшим образом на его параметры можно влиять через объем каморы и площадью проходного сечения главного клапана. Основные результаты работы были опубликованы [1, 2].

ЛИТЕРАТУРА Rodygin M.A. i in. Optymalizacja parametrów instalacji pneumatycznej //

Nauka: teoria i praktyka – 2014: Materiały X Międzynarodowej naukowi-praktycznej konferencji (Przemyśl, 7–15 sierpnia 2014 roku). – Vol. 7. Techniczne nauki. – Przemyśl: Nauka i studia, 2014. – S. 11–14.

Родыгин М.П. Модель пневматической установки для ударных испытаний // Новый университет. Сер. Технические науки. – 2014. – № 5–6. – С. 54–77. (DOI: 10.15350/2221-9552.2014.5-6.0008)

РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ ЭЛЕКТРОННО-ЛУЧЕВОЙ СВАРКИ СОСТАВНЫХ ШПАНГОУТОВ ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ

СПЛАВОВ Машко Р.В., Гудков А.В., Кулик В.И.

ФГУП «НПО «Техномаш», г. Москва, Россия,

В работе изложены результаты разработки опытной технологии электронно-лучевой сварки составных шпангоутов из алюминиевых

232

сплавов, с помощью которой возможно в 2-2,5 раза увеличить коэффициент полезного использования металла и снизить энергозатраты на производство крупногабаритных шпангоутов.

ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ПРОВЕРКИ МЕХАНИЧЕСКОЙ ПРЕОБРАЗУЮЩЕЙ СИСТЕМЫ

ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОГО ДАТЧИКА ДАВЛЕНИЯ Савочкина М.М., Голев Д.М.

ФГБОУ ВПО «Пензенский государственный университет», г. Пенза, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является измерительная установка для проверки механической преобразующей системы волоконно-оптического датчика давления, включающая поверочный калибратор давления, стойку, установленную на массивном основании, индикатора часового типа (ИЧТ), исследуемый волоконно-оптический датчик разности давления (ВОДРД).

Целью данной научной работы являетсяразработка измерительной установки для экспериментальной проверки результатов математического моделирования механической преобразующей системы волоконно-оптического датчика давления для ракетно-космической и авиационной техники.

Широкое внедрение волоконно-оптических датчиков (ВОД) в ракетно-космической и авиационной технике требуют применения современных технологий их изготовления, снижающих их себестоимость, повышающих технологичность. Наиболее сложным технологическим этапам является процедура юстировки и регулировки оптической системы ВОД. Необходима минимизация затрат на данные процедуры, особенно в тех случаях, когда они тесно связаны с преобразованиями в механической преобразующей системе датчиков. В связи с этим создание экспериментальной установки для определения конструктивно-технологических параметров механической преобразующей системы, значительно снижающей затраты на проектированиеи разработку волоконно-оптических датчиков является актуальным.

В ходе работыиспользовались основные теоретические положения теоретической и прикладной механики, волоконной оптики, аналитической геометрии, теорий чувствительности, измерений, статических предельных метрологических моделей линейных измерительных преобразователей, математического моделирования ЭВМ. Достоверность полученных теоретических результатов и выводов подтверждалась экспериментальными исследованиями реальных

233

макетов механической преобразующей системы дифференциальных волоконно-оптических датчиков давления (ВОДД).

Таким образом авторамивпервые предложена установка для предварительной проверки результатов математического моделирования конструктивно-технологических параметров ВОДД, использование которой на этапе проектирования снижает материальные и временные затраты на процедуры юстировки и настройки датчиков на порядок в сравнении с известными методиками доводки конструктивно-технологических параметров в процессе изготовления ВОДД.

Библиографическийсписок 1 Коломиец Л.Н., Бадеева Е.А., Мурашкина Т.И. / Определение

условийреализации дифференциального преобразования сигналов в волоконно-оптических преобразователях давления отражательноготипа // Авиакосмическое приборостроение. – 2007.−№ 11. Стр. 23-27

2 А. Г. Пивкин, Т. И. Мурашкина, Е. А. Бадеева /Патент РФ № 2290605, МПК6 G01 L 19/04 Волоконно-оптический преобразователь перемещения /Опубл.27.12.2006 Бюл. №36.

3. Бадеева Е.А., Пивкин А.Г., Мурашкина Т.И. Технологическиеосновы проектирования ВОД давления для искро-, взрыво-, пожароопасных инженерно-технических объектов // Надежность и качество: Тр. Междунар. симп.– Пенза: Изд-во Пенз. гос. ун-та, 2011. – Т. 2. Стр. 87-92

4. Коломиец Л.Н.,Бадеева Е.А., Мурашкина Т.И., Пивкин А.Г. Функцияпреобразования дифференциального ВОД давленияотражательного типа/ Авиакосмическоеприборостроение. – 2007. – № 8. Стр. 31-36

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ КОНТРОЛЬ КАЧЕСТВА МОДУЛЕЙ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ МЕТОДОМ

ПОЛУНАТУРНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА ВТОРОГО ВИДА Ражев Г.В., Дергунов И.Д., Михайлин Е.А.

ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов», г. Москва, Россия

В настоящее время становится трудно определить работоспособность изделий радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) космического назначения после сборки.

Функциональный контроль обеспечивает проверку работоспособности изделий РЭА в целом для заданных условий эксплуатации и правильность взаимодействия разрабатываемых изделий с другими устройствами системы.

234

Мы предлагаем решить эту задачу путем создания системы функционального контроля с применением метода компьютерного моделирования.

Данная система предназначена для проведения виртуальных и полунатурных исследований и экспериментов. Основными задачами, решаемыми системой функционального контроля, являются:

– проверка работоспособности; – параметрическая оптимизация; – оценка эффективности; – функциональный контроль. Сильной стороной применения метода функционального контроля,

основанного на проведении полунатурного эксперимента второго вида, является возможность тестирования изделия только при наличии испытательного стенда в составе программно-аппаратных средств обмена между виртуальной моделью окружения и реальным образцом.

Проведенный в ОАО «НИИ ТП» анализ возможностей построения стенда функционального контроля показал, что оптимальным вариантом является применение аппаратной платформы PXI корпорации National Instruments.

Функциональный контроль смонтированных изделий на различных этапах выполнения монтажных работ и на этапах технологического функционирования позволит повысить срок активного существования (САС) изготавливаемой РЭА космического назначения с использованием многовыводной высокоинтегрированной элементной базы.

ПРИМЕНЕНИЕ НЕЧЕТКОЙ ЛОГИКИ ДЛЯ МНОГОКРИТЕРИАЛЬНОГО ВЫБОРА ТИПА СИСТЕМЫ

ИНИЦИИРОВАНИЯ ПИРОСРЕДСТВ РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА

Решетников М.И. ОАО «Государственный ракетный центр им. академика В.П. Макеева»,

г. Миасс, Россия

Предложен метод многокритериального выбора наилучшего варианта конструктивно-схемного исполнения системы инициирования ракетного комплекса, основанный на нечетком логическом выводе, позволяющем адекватно учитывать неопределенности, присущие процессу разработки, параллельно оперировать гетерогенной информацией, представленной в виде сложных качественных лингвистических описаний и количественных данных о проектируемых системах. Метод формирует обобщенный показатель качества системы, позволяющий конструктору принимать обоснованное решение при выборе альтернатив.

235

Поставлена задача о необходимости выбора наилучшего варианта систем инициирования ракетной техники, отмечена необходимость оценивать системы по целому комплексу зачастую противоречивых и трудно формализуемых критериев, для чего предложено использовать нечеткие модели. При нечетко-множественном подходе оценки соответствия систем инициирования критериям и ограничениям представляют собой нечеткие множества. Задачей анализа является получение нечеткого множества решений, по характеристикам функции принадлежности которого можно судить о преимуществе одной системы над другой.

Обосновано применение принципа Беллмана-Заде [1] при решении задачи на начальном этапе проектирования ракетного комплекса, характеризующегося существенной неопределенностью исходной информации. Согласно данному принципу нечеткое множество решений есть пересечение нечетких множеств критериев и ограничений. Наилучшая система в этом случае есть система с максимальной величиной степени принадлежности нечеткому множеству решений. Для расчета степеней принадлежности систем нечетким множествам частных критериев и ограничений применен метод парных сравнений по шкале Саати.

Данный метод многокритериального анализа был реализован в среде VBA в виде надстройки к MS Excel, так как не требует большой вычислительной работы. Это дало возможность в полной мере использовать интерфейс Excel при работе с табличными данными и графическим материалом, оперативно проводить оценки различных вариантов, исследовать влияние точности экспертных оценок на робастность итогового решения. Программа позволяет работать с произвольным количеством систем, формировать пользовательский список критериев, предусмотрен контроль непротиворечивости экспертных оценок альтернатив путем анализа элементов матриц парных сравнений. Результаты расчетов могут быть представлены в различной форме (таблицы, графики, диаграммы).

Показана целесообразность использования продукционных нечетких систем [2] на более поздних этапах разработки ракетного комплекса, когда уже выполнены детальные конструкторские проработки. Описан процесс нечеткого вывода. Обосновано применение алгоритма Мамдани, в котором входные параметры (технические характеристики систем) и выходная величина (качество систем) описываются лингвистическими переменными. Связь между ними устанавливается экспертной системой правил.

Описаны основные этапы реализации алгоритма. Сформулирован перечень входных лингвистических переменных для выбора типа

236

системы инициирования. На нормированном универсуме построены функции принадлежности термов лингвистических переменных. Для решения выше обозначенной задачи, в программной среде fuzzyTECH сформирована структура нечеткой модели и выполнены параметрические расчеты. Проведенный анализ устойчивости полученной в результате расчетов оценки качества показал, что реально возможные вариации величин входных переменных не сказываются принципиальным образом на итоговые результаты сравнительного анализа систем.

Разработанный метод находит применение в практике проектно-конструкторских разработок систем инициирования в Государственном ракетном центре им. академика В.П. Макеева.

ЛИТЕРАТУРА [1] Беллман, Р. Принятие решений в расплывчатых условиях / Р.

Беллман, Л. Заде / Вопросы анализа и процедура принятия решений: сб. переводов. – М.: Мир, 1976. – С. 172-215.

[2] Борисов, В.В. Нечеткие модели и сети /В.В. Борисов, В.В. Круглов, А.С. Федулов. – М.: Горячая линия-Телеком, 2007. – 284 с.: ил.

БЕСКОНТАКТНАЯ РЕГИСТРАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ МИКРОМЕТЕОРОИДОВ

Щелоков Е.А. (ОАО «РКЦ «Прогресс»), Бояркина У.В. (Самарский государственный аэрокосмический университет имени С.П. Королёва (национальный исследовательский университет)), г. Самара, Россия

В настоящее время существует множество способов регистрации параметров микрометеороидов с применением различных технологий. Однако каждый из имеющихся способов имеет ряд недостатков, которые можно устранить применением систем на основе оптоэлектронных систем светодиод-фотодиод.

Целью работы является достижение технических характеристик регистраторов, аналогичных имеющимся, с уменьшением их стоимости, упрощением конструкции и увеличением долговечности.

Достижение поставленной цели осуществляется благодаря трем основным составляющим, заключающим в себе научную новизну проекта:

Применение сверхчувствительных фотодиодов вместо известных систем (таких как фотоприемники с зарядовой связью (ФПЗС) [2], чувствительные пленки PVDF и т.д.);

Разработка новых алгоритмов и методик анализа полученных данных; Конструктивные и схемотехнические решения. В околоземном пространстве существует огромное число твердых

частиц различных размеров – от мельчайших субмикронных пылинок до

237

каменных и железных глыб с поперечником в десятки и сотни метров, которые в совокупности образуют твердую составляющую межпланетной среды. Отдельные частицы твердой составляющей межпланетной среды, независимо от их масс и размеров, называются метеорными телами, метеоритообразующими телами, кратерообразующими телами, метеороидами, микрометеороидами, микрометеоритами, частицами зодиакального света и т.д.

Благодаря техническому прогрессу были разработаны разнообразные системы сбора данных о качественных и количественных параметрах микрометеороидов. Среди них применение на космических аппаратах нашли такие устройства как МЕТЕОР-М, основанный на взаимодействии регистрируемых объектов с мишенью и пьезодатчиками. Основным недостатком такой конструкции является невозможность регистрировать космические тела, движущиеся с малыми скоростями.

Так же известен прибор «Дусма», регистрирующий число соударений с чувствительным элементом (пленкой PVDF) [1]. Основным недостатком такого прибора является деградация рабочей области за счет того, что при ударе микрометеороида пробивается часть пленки, что приводит к невозможности зафиксировать повторный удар, кроме этого данное устройство не позволяет регистрировать направление движения микрометеороидов.

Использование современной радиоэлектронной элементной базы позволяет создать научную аппаратуру для исследования параметров космических объектов (микрометеороидов) используя простейшие элементы – фотодиоды. Основным ограничением применения подобных систем является быстродействие чувствительной секции. Однако, последние научно-технические публикации свидетельствуют о том, что в этом направлении ведутся активные работы, например, известно, что на предприятии ООО «АИБИ» разработаны фотодиоды с быстродействием до 50 пс. Использование подобных оптоэлектронных устройств позволяет реализовать параметры, аналогичные достигнутым в известных существующих приборах [3].

Данные о собранной информации можно передавать сразу непосредственно с КА в процессе полета (для обработки полученных данных используются математические выражения и операции, основанные на элементах геометрической оптики, что реализуется на несложных микропроцессорах) или же обрабатывать информацию непосредственно на земле, для чего необходимы сохраненные файлы с фактом регистрации пролета частицы через систему и зафиксированного по шкале временем.

ЛИТЕРАТУРА

238

[1] Семкин Н.Д., Многослойные пленочные структуры в условиях воздействия микрометеороидов и частиц космического мусора // Прикладная физика – 2012 - №1 – С.104-115.

[2] Семкин Н.Д., Барышев Е.Ю., Система регистрации параметров движения мелких и крупных объектов в космических условиях // Измерительная техника – 2010 - №5 – С. 29-33.

[3] Попов Д.В., Защита от пылевой плазмы // Российский космос – 2013 - №5 – С. 18-20.

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ ВЗАИМНОГО РАСПОЛОЖЕНИЯ ПОВЕРХНОСТЕЙ НЕЖЕСТКИХ ДЕТАЛЕЙ

ПРИ ИХ ИЗГОТОВЛЕНИИ Окунев В.С.

ФГУП «НПЦ автоматики и приборостроения имени Н.А. Пилюгина», ФГБОУ ВПО «МГИУ», г. Москва, Россия

В статье рассматриваются возможности оптимизации технологического процесса механической обработки для обеспечения точности нежестких деталей приборов.

В настоящее время в условиях постоянно возрастающих требований к уменьшению массы и габаритов деталей приборов на нашем предприятии, так на других предприятиях отрасли, отмечается увеличение номенклатуры тонкостенных нежестких деталей.

При производстве тонкостенных нежестких деталей, во время обработки деформации поверхностей под действием сил резания сопоставимы со значениями допуска на обработку.

Точность расположения поверхностей при изготовлении таких деталей в основном определяется режимными параметрами резания с учетом изменения переменной жесткости заготовки при их изготовлении.

В связи с этим возникает объективная необходимость рассмотрения вопросов оптимизации технологического процесса для обработки нежестких деталей.

Для решения поставленной задачи, предлагается рассматривать технологический процесс изготовления деталей, учитывая переменную жесткость заготовки за счет снятия стружки.

Для этого необходмимо иметь возможность непрерывной оценки напряженно-деформированного состояния детали в любой момент времени обработки.

На производстве задача решается опытным путем. Учитывая это, а также сложную геометрию нежестких деталей,

выберем универсальный и поддающийся автоматизации метод

239

конечных элементов, позволяющий решать задачи сложного деформированного состояния.

Рассмотретьвопросвдинамикенепредставляетсянаданныймоментвозможным.

Поэтому для выполнения поставленной задачи предлагается следующий алгоритм:

1. а) Выбор технологом предварительно планируемого количества технологических переходов для каждой из поверхностей детали черновых, чистовых и отделочных операций технологического процесса обработки заготовки.

б) Проведение квазидинамического расчета, для чего берется несколько точек по траектории движения инструмента и определяется напряженно-деформированного состояние от сил резания в каждой из этих точек. Причем материал пройденный режущей кромкой инструмента до точки в которой происходит расчет удаляется, как при снятии стружки, т.е. в каждой новой точке жесткость детали уменьшается.

Для автоматизации данных алгоритмов была написана программа на языке программирования APDL(ansysparametricdesignlanguage).

2. Написанная программа автоматически удаляет часть материала заготовки до первой расчетной точки, формирует конечно-элементную аппроксимацию данной стадии обработки, выполняет расчет напряженно-деформированного состояния от сил резания.

Программа автоматически просчитывает напряжения во всех точках на технологическом переходе. В каждой из расчетных точек происходит сравнение максимального напряжения от сил резания в детали с пределом текучести материала заготовки. При превышении предела текучести материала уменьшается глубина резания (предварительно назначенный припуск делится на две части или несколько частей) и расчет происходит заново.

Таким образом, формируется окончательное уточненное количество технологических проходов для каждой поверхности на всех операциях обработки заготовок.

Количество расчетных точек выбирается в соответствии с требуемой точностью расчета.

3.На каждую следующую операцию модель детали поступает с удаленной частью объема материала, обработанного на предыдущей операции.

Все дальнейшие расчеты происходят на всех операциях до конца технологического процесса с целью достижения результата, при котором, максимальные напряжения в детали не будут достигать предела текучести используемого материала.

240

В результате работы программы мы получаем уточненное окончательное количество проходов.На производстве рассматриваемая задача обеспечения точности нежестких тонкостенных деталей решается опытным путем, с учетом опыта конкретного мастера производящего обработку детали.

Предлагаемые алгоритмы позволяют сократить время на отработку ТП изготовления детали, а также уже на стадии подготовки технологического процесса технологом иметь возможность учитывать силовые факторы возникающие при обработке детали, что сокращает брак, и уменьшает время отработки ТП, уменьшает конечную себестоимость ТП и позволяет обеспечить требуемую точность при изготовлении нежестких деталей приборов и машин.

Для начала работы программы необходима 3D модель заготовки и координаты точек начала и конца траектории, что упрощает ее применение в производственных условиях.Разработанное программное обеспечение дает возможность осуществлять расчет для любой геометрии детали, может использоваться в производственных условиях для уточнения выбранных режимов резания.

ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЦЕССАГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОСТИ

В ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЙ МОДЕЛЬНОЙ УСТАНОВКЕ Лесняк И.Ю.1, Лаврук С.А.2

Научный руководитель д.т.н., проф. Трушляков В.И. 1Омский государственный технический университет, г. Омск, 2Институт

теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича, г. Новосибирск, Россия

Объектом исследований являются теплофизические характеристики конвективного процесса тепло-и массообмена в модельной ёмкости.

Предметом исследований является определение коэффициентов тепло-и массообмена для рассматриваемой системы «теплоноситель – ёмкость - газ в ёмкости – пластина - жидкость» при различных граничных условиях жидкости (капля, зеркало), параметрах теплоносителя.

Цель исследования – разработка методики газификации невырабатываемых остатков компонентов жидкого топлива в баках ракет в условиях невесомости и неопределённости граничного положения остатков топлива на основе проведения предварительных исследований процессов газификации в модельной ёмкости.

В задачи исследования входят разработка математической модели процесса испарения (газификации) в модельной ёмкости на основе уравненийтеплового балансаи сосредоточенной модели и формирования

241

программы физических экспериментов, а также разработка физической модели на основе теории подобия.

Проведен обзор существующих российских и зарубежных исследований по изучению процесса тепло- и массообмена в условиях космического полета. Несмотря на многочисленные исследования первые численные решения задачи о трехмерной конвекции в замкнутой области в условиях космического полета получены недавно, а многие конвективные процессы еще недостаточно изучены и на двухмерном уровне, что подтверждает необходимость проведения предлагаемых исследований.

В процессе выполнения работы проведена постановка задачи исследования, разработаны математическая модель процесса газификации жидкости, допущения, получены результаты численного моделирования в виде графиков изменения температур всех участников теплообмена, количества теплоты, затраченной на осуществление процесса газификации модельной жидкости. Данная математическая модель основана на уравнениях теплового баланса и в отличии от распределенной модели, основанной на уравнениях Навье-Стокса, менее требовательная к быстродействию ЭВМ, позволяет получать результат в кратчайшие сроки и использовать результаты физического моделирования при интегрировании уравнений модели.

Разработан и создан экспериментальный стенд для исследования процесса газификации модельной жидкости при различных граничных условиях расположения жидкости на пластине (капля, зеркало) и параметрах ТН, проведена постановка задачифизического моделирования, разработана методика проведения экспериментальных исследований.

В состав экспериментального стенда входит экспериментальная модельная установка (ЭМУ), имитирующая выделенный объём реального топливного бака ступени РКН, проектно-конструктивные параметры которой, выбраны из условия подобия реальным процессам, проходящим в баках ракет при осуществлении процесса газификации топлива, а именно: температура ТН, массовый секундный расход ТН, скорость потока ТН, кинематическая вязкость ТН, температура модельной жидкости, расположение жидкости (капля, пленка),углы ввода ТН, длина пластина, габаритные размеры ЭМУ.

В результате проведенных экспериментов получены критериальные зависимости для расчета коэффициентов теплоотдачи от ТН к газу и от газа к различным поверхностям ЭМУ (пластина, жидкость, стальные и стеклянные стенки).

Также определены затраты тепловой энергии на осуществление процесса газификации модельной жидкости, исходя их которых, можно

242

сделать вывод о том, что большая часть теплоты, поступающая в экспериментальную установку расходуется на нагрев конструкции, что в свою очередь приводит к увеличению времени затрачиваемого на газификацию жидкости, а также увеличение расхода ТН.

При сравнении физического и математического моделирования было получено, что минимальная разница температур составляет 28% у газа и максимальная 57% у жидкости, на примере большой разности изменения температуры жидкости видно, что необходимо уточнение коэффициента теплоотдачи для каждого участника теплообмена и невозможно использовать один и тот же коэффициент для всех участников теплообмена.

Результаты проведенных исследований служат основой для разработки математической модели на основе полных уравнений Навье-Стокса с использованием пакета программ ANSYS и формирования программы дальнейших наземных экспериментов на полноразмерном макете бака с реальными КРТ.

Работы выполнялись при поддержке грантов РФФИ № 10-08-00064-а, № 10-08-05016-б, № 11-08-05047-б и гранта Минобрнауки РФ «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» (соглашение № 14.В37.21.0433).

РАЗРАБОТКА ЛАБОРАТОРНОГО ПРАКТИКУМА ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ ДИСЦИПЛИН РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО

ПРОФИЛЯ Жариков К.И.1, Дронь М.М.1, Лесняк И.Ю.1, Лаврук С.А.2, Рожаева К.А.1

1Омский государственный технический университет, г. Омск, 2Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича,

г. Новосибирск, Россия

В данной конкурсной работе представлены материалы, реализующие лабораторный практикум, функции проведения эксперимента по исследованию испарения жидкости в замкнутом объеме, граничные условия протекающих процессов, обработка результатов эксперимента лабораторного практикума по дисциплинам «Проектирование спецсистем» и «Тепло - и массопередача в конструкциях и агрегатах летательных аппаратов».

Представленный лабораторный практикум, состоящий из двух лабораторных работ, реализует в себе физическое и математическое моделирование процессов испарения жидкости в замкнутом объеме. В качестве физического моделирования представлено проведение исследования процессов испарения жидкости на экспериментальном стенде, с последующим анализом полученных результатов.

243

Математическое моделирование проводится на основе метода теплового баланса с учетом всех участников теплового процесса.

В процессе выполнения конкурсной работы описано критериальное обоснование приводимых в лабораторном практикуме физического и математического моделирования. Приводятся в общем случае основные параметры процесса испарения жидкости и критериальные зависимости характеризующие данный процесс.

Также в конкурсной работе приведены материалы по повышению качества исследований. Неотъемлемой частью при проведении физического и математического моделирования является процесс повышения качества исследований. В данном случае речь идет о разработке достоверной, в рассматриваемом понимании, качественной математической модели, обоснованном соответствия физической модели исследуемому реальному процессу, повышенной достоверности, объективности получаемых результатов, то есть степени близости к истинным результатам. Под истинными результатами при проведении исследований и лабораторной работы, понимаются результаты аналитических решений, полученных независимыми методами и результаты экспериментальных исследований, признанными научным сообществом как истинные.

Предложенные материалы в конкурсной работе использованы в учебном процессе учащихся ракетно-космических специальностей по курсам «Проектирование спецсистем» и «Тепло - и массопередача в конструкциях и агрегатах летательных аппаратов».

УЛУЧШЕНИЕ МЕТОДИКИ ИСПЫТАНИЙ МЕХАНИЧЕСКИХ СИСТЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Романенко И.В. ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика

М.Ф. Решетнева, г. Железногорск, Красноярский край, Россия

Областью исследования в настоящей конкурсной работе являются испытания крупногабаритных трансформируемых механических систем. При проведении испытаний в наземных условиях необходимо минимизировать действие силы тяжести на шарнирные узлы механической системы. Для выполнения этого требования применяются системы обезвешивания. Система обезвешивания оказывает влияние на результаты испытаний механической системы, что приводит к искажению получаемых результатов.

Целью исследований является введение анализа динамики раскрытия механической системы, что позволит получить информацию о поведении механической системы, ее работоспособности, назначить требования к разрабатываемому испытательному оборудованию с целью

244

минимизации его влияния на процесс испытаний. На этапе подготовки к испытаниям анализ динамики раскрытия может использоваться для нахождения наиболее результативной схемы испытаний. На этапе проведения испытаний использование предлагаемого анализа позволит выполнить эффективный анализ результатов испытаний, оценить влияние испытательного оборудования.

В процессе выполнения конкурсной работы разработана методика анализа поведения механической системы с учетом наземных испытательных условий. Определены характерные особенности каждого этапа моделирования, отработан процесс построения и верификации расчётной модели. Составлены универсальные расчетные модели, которые с минимальными доработками могут применяться для анализа динамики раскрытия аналогичных по конструкции механических систем.

В работе описаны результаты анализа динамики при испытаниях крупногабаритного крыла батареи солнечной космического аппарата «Экспресс-АМ5». С применением моделирования на этапе проектирования определены закономерности движения, основные параметры функционирования и возникающие нагрузки при раскрытии крыла батареи солнечной в рабочее положение. На этом этапе также выбрана наиболее эффективная для данного объекта испытаний система обезвешивания и назначены требования к ее ключевым параметрам. На этапе испытаний расчетная модель успешно прошла верификацию и с ее помощью определены максимальные нагрузки, возникающие в критичном сечении конструкции. Проведен анализ нескольких схем испытаний для подтверждения величин этих нагрузок и выбрана наиболее эффективная их них. Разница между расчетным и измеренным значением составила 5 %.

Описанная методика анализа в настоящее время применяется для предварительного анализа схем испытаний, проектирования испытательного оборудования, а также используется при испытаниях крупногабаритных трансформируемых механических систем, что обеспечивает высокое качество наземной экспериментальной отработки проводимой в ОАО «ИСС».

Библиографический список 1. Spacecraft systems engineering / edited by Peter Fortescue, Graham

Swinerd, John Stark.- 4th ed. 2011.- 691 p. 2. Михалкин В.М., Романенко И.В. Анализ применимости системы

обезвешивания пассивного типа для крупногабаритного крыла батареи солнечной // Решетнёвские чтения: Материалы XVII международной научной конференции в 2 ч. – Красноярск, 2013. Ч.1. С. 88–89.

245

НАДЕЖНОСТЬ ТЕРМОРЕЗИСТОРНОГО УРОВНЕМЕРА СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ ЗАПРАВКИ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Агейкина П.О. ОАО «Авангард» г. Санкт-Петербург, Россия

Объектом исследования данной работы является надежность системы контроля заправки (СКЗ) ракетного топлива с расширенным диапазоном измерения уровней.

Целью мероприятий по обеспечению надежности является научное обоснование технических решений построения СКЗ новой конструкции, которая соответствовала бы всем требованиям к техническим характеристикам.

В процессе работы установлено, что критичным элементом разрабатываемой систем являются терморезисторы чувствительных элементов датчиков и блоков чувствительных элементов, пленочные резисторы которых выполнены в форме меандров.На основе исследований зависимости сопротивлений терморезисторов в режиме нагрева от величины подаваемого тока и изменения температуры, было получено уравнение зависимости коэффициента ускорения.Была разработана методика ускоренных испытаний на надежность СКЗ топлива с расширенным диапазоном измерения уровней.

Разработана методика проведения ускоренных испытаний на определение параметров безотказности, которая учитывает особенности штатных электрических режимов и условий эксплуатации чувствительных элементов (ЧЭ) и позволяет по результатам проведения испытаний рассчитать интенсивность отказов для одного терморезисторного ЧЭ.

Проведенные по представленной методике испытания и рассчитанная на их основе экспериментальная интенсивность отказов чувствительных элементов доказывает достоверность полученных результатов.

Расчет надежности, произведенный на основании полученных экспериментальных данных об интенсивности отказов, позволяет принять решение о построении системы контроля заправки новой конструкции. Так как полученные данные обеспечивают требуемые показатели надежности.

246

ПРОЕКТИРОВАНИЕ ИЗДЕЛИЙ С УЧЕТОМ ОРГАНИЗАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ

ДИСКРЕТНОГО МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРОИЗВОДСТВА Кабанов А.А.

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

В работе представлена методология поиска и выбора предпочтительных вариантов конструкторско-технологических решений конструкций изделий, ориентированных на возможности дискретного машиностроительного производства. В качестве инструментов методологии использованы технологии сетевого и имитационного моделирования. Рассматриваются модели изделия, производственного процесса, производственной системы. Использование методологии показано на примере изделий аэрокосмической отрасли.

В настоящее время существует достаточно большой сегмент изделий авиационной и космической отраслей отечественного производства, разработанных20 – 30 лет назад, но по своим техническим характеристикам являющихся востребованными.Однако, как правило, в большинстве случаев, они уступают зарубежным аналогам в стоимости и длительности циклов изготовления, в последнем случае напрямую влияющих на срок поставки изделий. Кроме того, в разной степени, но, практически перед всеми предприятия отрасли сегодня стоит задача их модернизации и (или) реконструкции, что принципиально невозможно без доработки изделий, ориентированных на технологии предыдущего поколения. Таким образом, задача разработки конструкторско-технологических решений изделий, учитывающих возможности дискретного машиностроительного производства является актуальной.

Постановка задачи. Существует множество вариантов конструкторско-технологических решений изделий или его компонентов. Подразумевается, что каждый из элементов множества обеспечивает выполнение изделием своего служебного назначения, т.е., названные варианты являются эквивалентными по отношению к существующему (базовому) конструкторско-технологическому решению изделия. Таким образом, задача состоит в выборе предпочтительного варианта из названного множества. При этом важно, во-первых правильно сформировать условие эквивалентности, поскольку очевидно, что полное совпадение свойств даст базовое решение. И, во-вторых, определить критерии отбора, по которым будет отбираться предпочтительный вариант.

Метод решения поставленной задачи базируется на следующих положениях:

247

Поставленная задача является сложной многокритериальной задачей, для ее решения требуется комплекс взаимосвязанных моделей: изделия, процесса изготовления, и используемой в этих целях производственной системы. Это обусловлено тем, что структура стоимости изделия включает все названные категории;

Основной математической моделью, для всех трех перечисленных категорий является сетевая модель или сетевой график;

Важен порядок разработки моделей по п.п. 1, 2, обусловленный преемственностью и наследованием связей при переходе от одной модели к другой:

модель изделия → модель процесса → модель мощности Выявленные преемственность и связи, не только позволяют

обеспечить управляемость процесса выбора вариантов конструкторско-технологических решений с точки зрения сокращения производственных затрат, но и дают достаточно обширные предпосылки для автоматизации этой деятельности с использованием принципов объектно-ориентированного программирования:

Сетевая модель изделия описывает его состав (вершины графа) и входимость (дуги графа) элементов изделия друг в друга;

Сетевая модель процесса изготовления изделия, является вторичной, по отношению к модели п.a, и формируется путем сопоставления соответствующих вершин графа в паре «компонент изделия – процесс изготовления компонента», и дуг графа в паре «входимость компонента в компонент верхнего уровня – отношение предшествования/следования между реализацией процессов по изменению состояния этих компонентов»;

Сетевая модель производственной системы (ресурсная сетевая модель), является вторичной по отношению к модели п.b с соответствием вершин – «процесс – мощность» и дуг – «отношение предшествование/следование – транспортно-логистическая связь»;

Решение задачи является поэтапным, итерационным, длительным процессом, по мере которого, в первую очередь происходит отсев «грубых» неудовлетворительных решений.

Решение задачи требует информационного обеспечения в виде баз данных, а также программную реализацию сопутствующих алгоритмов. Таким образом, актуальна задача создания программно-информационного комплекса поддержки рассматриваемого процесса.

Алгоритм решения: Разработка математической модели изделия: графа сборочного

состава изделия; Разработка сетевой модели производственного процесса изготовления

изделия на основе графа сборочного состава изделия;

248

Анализ сетевой модели, выявление критических и околокритических путей сетевой модели производственного процесса изготовления изделия;

Выявление «критических» процессов, определяющих найденные критические и околокритические пути сетевой модели, определение конструкций, подлежащих изменению.

Разработка вариантов конструкторско-технологических решений конструкций;

Разработка сетевых моделей производственного процесса вариантов изготовления изделий;

Анализ длительностей производственного цикла; Разработка ресурсных сетевых моделей, позволяющей учесть

ограничения по производственным мощностям; Анализ ресурсных сетевых моделей, выбор предпочтительного

варианта по критерию наименьшего значения длительности производственного цикла;

Разработка имитационной модели производственной системы на базе выбранного варианта ресурсной сетевой модели для учета организационной составляющей и изменчивости рыночной ситуации: режим работы производства, партионный характер производства, сбои в производстве;

Разработка модели влияния рыночных условий на сроки поставки изделий.

Выводы. Анализ результатов показывает, что поиск решений во многом осложнен дискретным характером производства наукоемкой продукции. В связи с этим поиск универсального решения затруднен, однако сам подход может быть использован для изделий аэрокосмической отрасли. Кроме того, решение задачи носит организационно-технический характер, поскольку пренебрежение «инженерной» составляющей в организации материального потока в производственной системе приводит к потере эксплуатационных свойств изделия, что, очевидно приводит к аннулированию результатов всей деятельности.

КОСМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО СЛИЧЕНИЮ ШКАЛ ВРЕМЕНИ СРЕДСТВАМИ ОПТИЧЕСКОЙ ЛАЗЕРНОЙ

ЛОКАЦИИ Жабин А.С.

ОАО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного приборостроения», г. Москва, Россия

Непрерывное совершенствование глобальных навигационных систем (ГНС), а также расширение сфер их использования, наметившееся в

249

последние годы, приводит к росту требований к точности синхронизации (сличения) шкал времени, генерируемых в пространственно разнесенных объектах. Расстояние между объектами может достигать десятков тысяч км. К этим объектам относятся как космические аппараты (КА) системы «ГЛОНАСС» или других, так и наземные станции, на которых расположены центральные синхронизаторы группировки (ЦС), либо существуют собственные шкалы времени, используемые для локальных целей.

Для решения перспективных задач прецизионного сличения шкал времени требуется переход от наносекундных точностей измерений к субнаносекундным (на уровне десятков-сотен пикосекунд в настоящее время и единиц-десятков пикосекунд в обозримом будущем).

На данный момент наиболее перспективных способом обеспечения субнаносекундных точностей сличения шкал времени пространственно разнесенных объектов является использование систем оптической лазерной локации. Одной из таких систем является беззапросная квантово-оптическая система (БКОС), разрабатываемая в ОАО «Научно-производственная корпорация «Системы прецизионного приборостроения».

БКОС состоит из наземного и космического сегментов. Наземная станция излучает короткие импульсы лазерного излучения (длина волны 532 нм, длительность импульса – до 400 пс) в направлении на КА и регистрирует точное время старта импульса tстарт и время прихода tприем ответного импульса (отраженного ретрорефлекторной системой, установленной на борту КА) относительно наземной шкалы времени. Вблизи центра отражения ретрорефлекторной системы (РРС) на борту КА расположено фотоприемное устройство бортового (ББКОС) сегмента БКОС, принимающее лазерный импульс, который регистрируется специальным вычислительным устройством (СВУ) в бортовой шкале времени. Время прихода импульса на борт КА, измеренное в наземной шкале времени, приближенно равно:

2стартстоп

стартн

борт

tttT

−+=

. Соотношение записано в упрощенном виде, без учета поправок на

вращение Земли и взаимное расположение бортового сегмента ББКОС и РРС, задержки сигнала, обусловленной кривизной пространства за счет гравитации Земли, а также релятивистское смещение шкал времени источника излучения и приемника.

На борту КА ББКОС регистрирует время прихода импульса tборт в бортовой шкале времени. Разность хода бортового и наземного эталонов определится выражением: Δt = tнборт – tборт.

250

Для отработки методики сличения шкал времени пространственно разнесенных объектов в настоящее время проводится космический эксперимент, в котором задействованы КА «Глонасс-М» №747, оснащенный бортовым терминалом БКОС и три лазерные станции (г. Щелково, с. Саввушки (Алтайский край), г. Комсомольск-на-Амуре) с установленными наземными модулями системы БКОС. К настоящему времени (август 2014 года) произведено более 50 сеансов работы с бортовой аппаратурой, космический эксперимент продолжается.

Наиболее важными результатами, достигнутыми на данный момент, можно считать следующее:

1) Подтверждение энергетических характеристик измерительного канала между наземным пунктом и бортовым модулем. В условиях сопровождения КА лазерной станцией при ясной погоде вероятность приема лазерного импульса на борту составляет 0.98…0.99;

2) Впервые в мировой практике зафиксирован устойчивый прием лазерных импульсов на борту КА с вероятностью 0.3…0.4 в условиях облачности в районе наземного пункта;

3) Подтверждены точностные характеристики наземной и бортовой аппаратуры;

4) Получена информация о расхождении шкал времени борта КА и наземных пунктов с точностями, недостижимыми для существующих радиотехнических систем.

30 августа 2014 г. впервые был успешно проведен эксперимент по передаче времени с субнаносекундной точностью от центрального синхронизатора в Щелково не только на борт КА, но и в два наземных пункта (Алтай, Комсомольск-на-Амуре). Суммарное расстояние, на которое удалены все объекты, участвовавшие в эксперименте, превышает 25 тысяч км.

Выводы. Применение систем оптической лазерной локации позволяет решать задачи синхронизации шкал времени пространственно разнесенных объектов в новом диапазоне точностей (десятки…сотни пикосекунд, в перспективе – единицы…десятки пикосекунд). Такие точности до настоящего времени не были достигнуты путем применения каких-либо других средств и способов.

ВОЗМОЖНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ПРОГРАММНОГО ПАКЕТА ANSYS ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОГРАНИЧНОГО

СЛОЯ Качурина Е.С.

Омский государственный технический университет, г. Омск, Россия

В развитии работ по спуску отработанных ступеней ракет космического назначения с маршевым жидкостным ракетным

251

двигателем развиваются исследования направленные на научно-методическое обеспечение проектирования средств стабилизации на основе использования газифицированных жидких остатков ракетного топлива в баках.

В качестве основного направления рассматривается возможность использования вдува горячих газов получаемых в результате процесса газификации остатков топлива в баках отработанной ступени ракеты космического назначения.

Для выбора схемных решений по разработке системы стабилизации проводится анализ возможных технологических и проектно-конструкторских решений.

В работе для исследования пограничного слоя используется платформа ANSYS Workbench, которая представляет собой многоцелевой пакет для решения проблем физики и механики и является приложением для ANSYS (APDL).

ИССЛЕДОВАНИЕ УДАРНО-ПРОНИКАЮЩЕГО ДЕЙСТВИЯ ЗЕНИТНЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ ПО ВОЗДУШНЫМ И

НАДВОДНЫМ ЦЕЛЯМ Попов Ю.В.

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (МГТУ им. Н.Э. Баумана), г. Москва, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является боевое снаряжение зенитных управляемых ракет (ЗУР), включающее боевую часть (БЧ) и взрывательное устройство (ВУ) ЗУР. В работе учтены тенденции совершенствования ЗУР, связанные с прямым попаданием в цель (например, зенитно-ракетный комплекс «Астер» (Франция-Италия), принятый на вооружение в 2002 году). В случае прямого попадания в цель наиболее эффективным будет подрыв БЧ ЗУР внутри цели в отличие от современных БЧ ЗУР неконтактного (осколочные, осколочно-фугасные и стержневые БЧ) и контактного (кумулятивно-осколочные БЧ) действия, которые подрываются на внешнем контуре цели.

Целью работы является исследование возможности занесения БЧ ЗУР во внутренний объем цели типа воздушной или надводной для повышения эффективности БЧ ЗУР при ее подрыве во внутреннем объеме цели. При этом учтено требование отечественного Военно-морского флота, в соответствии с которым с 1961 года все управляемые ракеты корабельного базирования должны поражать в качестве второй цели надводные корабли.

Для этого проведено изучение конструкций (компоновочных схем) современных ЗУР отечественной и зарубежной разработки корабельного

252

базирования, а также анализ их тактико-технических характеристик. Из анализа конструкций ЗУР, воздушных и надводных целей получено, что защитные и конструктивные элементы целей относятся к тонким (толщина преграды менее 0,5 диаметра миделевого сечения ЗУР) или очень тонким (толщина преграды менее 0,1 диаметра миделевого сечения ЗУР) преградам. На основе аналитических подходов бронебаллистики (или конечной (терминальной) баллистики) для относительно тонких преград определены баллистические пределы современных ЗУР. Основным результатом работы является оценка кинетического действия ЗУР и заключение о возможности замены БЧ ЗУР осколочного, осколочно-фугасного, стержневого и кумулятивно-осколочного типов с неконтактным подрывом или контактным подрывом на внешнем контуре цели на проникающе-осколочные БЧ с соответствующим ВУ и подрывом во внутреннем объеме цели.

Предложена модификация аналитической оценки ударно-проникающего действия ЗУР с учетом деформирования и разрушения конструкции ЗУР при высокоскоростном ударе, что повысило точность полученных результатов.

КОСМИЧЕСКИЙ МУСОР: ПРОБЛЕМЫ, ОПАСНОСТИ, УБОРКА Беляева М.М.

ГБОУ гимназия №1522, г. Москвы Руководитель: Гиголо А.И.

Идея создания данной работы появилась у меня после просмотра нашумевшего фильма «Гравитация». Посмотрев киноленту, я задумалась, а все ли правда, что показывают нам в фильме. Начав поиски информации, я убедилась в том, что большая часть есть чистая правда, и фильм отражает близкое к реальному положение дел. Конечно, мне стало интересно, какие предметы можно считать космическим мусором, и какие существуют на данный момент способы решения этой проблемы. В результате своих действий я пришла к определенным выводам.

Итак, данная работа посвящена проблеме космического мусора. В настоящее время она особенно важна и актуальна. Ее зарождение можно отнести к датам начала освоения космоса, именно тогда начали появляться первые следы человеческого пребывания в космическом пространстве. Количество отходов с каждым новым запуском ракет, спутников и других объектов на орбиту неуклонно росло и продолжает расти и в настоящее время достигло своего апогея. Космическое пространство стало настолько загрязненным, что препятствует нормальному передвижению той же МКС.

253

В работе рассмотрены основные опасности, которые таит в себе космический мусор. Он представляет немалую угрозу как для орбитальных станций и спутников, так и для нас, жителей планеты Земля. Почему космический мусор представляет угрозу для спутников, шаттлов, орбитальных станций вполне понятно. Частицы грязи перемещаются в пространстве с огромными скоростями, и как показало одно из происшествий, крошечная частица краски одного корабля может оставить на стекле второго воронку глубиной 2 миллиметра при лобовом столкновении.

Нам кажется, что космос очень далек от нас, однако последствия его освоения многие жители планеты Земля чувствуют и на себе. Например, жители Алтайской области России постоянно получают в виде сюрпризов падающие с неба обломки первых ступеней ракет с остатками высокотоксичного топлива.

Так же в рамках работы были рассмотрены варианты решения данной проблемы. Найти какие-то конкретные выходы из сложившейся ситуации достаточно сложно. В современном мире существуют различные проекты по борьбе с космическим мусором, но пока, к сожалению, все эти проекты не воплощены в жизнь. Лидерами в разработках пока являются Япония, США и Россия. Существуют идеи по отлову космического мусора специальными тралами, выталкивание его лазерными лучами, торможение встроенными «парашютами», но каждый из этих способов достаточно сложен и имеет плюсы и минусы, а главное все эти проекты очень дорогостоящие, поэтому пока не приходится говорить о серьезном орбитальном «субботнике».

В результате проделанной работы были сделаны выводы о том, что космический мусор представляет реальную угрозу не только тем объектам, которые движутся вокруг Земли, но и жителям нашей планеты. А так же стало понятно, что с этой самой грязью необходимо бороться, и делать это как можно быстрее. Хочется верить, что все те способы по борьбе с космическим мусором, которые я обозначила в своей работе, будут в скором времени доведены до ума и реализованы.

254

7. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ»

255

ДЕЛЕНИЕ НА НОЛЬ – ОТСУТСТВИЕ СВЯЗИ Дунич Е.А.

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

Некоторые весьма разнообразные задачи не удается решить, так как ход решения приводит к делению на ноль. Таких примеров бесконечное множество. Возникает вопрос, почему при большом разнообразии задач мы приходим к одинаковому ответу: «необходимо делить на ноль».

Понятие деления на ноль находит применение во многих дисциплинах, таких, как аэродинамика, механика, электротехника и др. Однако, часто оно применяется там в неявном виде. Если применять его неосознанно, то смысл изучаемого понятия может оставаться неясным. За математическим описанием системы или процесса трудно распознать сущность происходящих в нём явлений. Поэтому, требуется выяснить, какой процесс описывается делением на ноль.

В работах, известных ранее, не разъяснялся смысл деления на ноль, говорилось лишь о том, что в случае его появления в задаче возникает неопределённость, или, что задача не имеет решений.

В предлагаемой работе деление на ноль рассматривается с помощью свойств, которыми обладает ноль по определению. Также, в работе рассматривается, что представляет собой деление на ноль самого нуля, и через него выводится понятие случайной величины. Рассмотрение нуля только в пределе не даёт ответа на вопрос, что происходит при делении на ноль, т. к. рассматривается не ноль. Оно только позволяет вычислить приближённый результат. Имеется допущение, что знаменатель всё же не равен нулю, а всего лишь, к нему стремится. Но наша цель — изучить процесс, который происходит в этом случае. Мы пойдём дальше. Нам необходимо рассмотреть, что будет, если в качестве знаменателя взять сам ноль.

Нам часто приходится восстанавливать аргумент или действие функции по возвращенному значению. Мы можем восстановить исходное число, если имеем получившееся, и знаем, что получено оно было умножением исходного на коэффициент. Мы восстанавливаем его делением на этот коэффициент. Мы пользуемся тем, что при умножении конкретного числа не на ноль возникает конкретное число, а другого — другое, не равное предыдущему, и можем выявить зависимость результата от аргумента функции умножения.

При умножении на ноль, на какое число ни умножался бы ноль, результат будет одинаковый: ноль. И в этом самое главное отличие: При умножении не на ноль результат будет разным для каждого числа, а при умножении на ноль — одинаковым. Если попытаться восстановить связь, мы приходим к делению на ноль. Таким образом, при умножении

256

на ноль невозможно по результату определить, какое число было на ноль умножено, и выявить зависимость результата от умножаемого числа. Результат отрывается от действия, разрушается причинно-следственная связь.

Мы не можем определить конечного числа, так как в выходном значении не содержится какое-либо следствие входного. Отсюда следует, что, если в передаточной функции какого-либо устройства имеется ноль, то устройство не передаёт сигнал с входа на выход. Входной сигнал не может изменить состояние на выходе.

При осознанном использовании понятия деления на ноль становятся ярко выраженными понятие нулей и полюсов передаточной функции, проявление свойств бесконечно малой величины и предела при решении технических задач. Появляется возможность намного глубже проникнуть в существо процессов и использовать фундаментальные научные знания для решения прикладных задач и решать их более эффективно.

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТЕПЛОВЫХ РЕЖИМОВ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ПРИ НАЗЕМНЫХ

ИСПЫТАНИЯХ Титова А.С., Арифуллин Р.Х.

ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов», г. Москва, Россия

Цель научной работы заключается в воспроизведении таких условий проведения наземных испытаний радиоэлектронной аппаратуры(РЭА) и ее составных частей в климатических камерах при воздействии повышенных и пониженных температур, при которых обеспечивается адекватность эксплуатационным воздействиям на РЭА, устанавливаемую в негерметичном отсеке космического аппарата (КА). Для условий штатной эксплуатации РЭА в составе КА должно учитываться влияние вакуума и невесомости на тепловое состояние аппаратуры.

Во время испытаний аппаратуры при нормальном давлении в климатических камерах (КК) внутри блоков РЭА вследствие тепловыделений ЭРИ имеет место свободноконвективное движение воздуха. Это приводит к появлению тепловых конвективных потоков, которые могут внести значительный вклад в процесс теплообмена блока РЭА, размещенного в КК. Необходима оценка влияния теплоотдачи при свободной конвекции, вызываемой силами тяжести в наземных условиях, на температуру ЭРИ.

Математическое моделирование теплового режима блока РЭА при его функционировании в штатных условиях на борту космического

257

аппарата, а так же при наземных тепловых испытаниях РЭА в термокамерах проводится на основе дифференциальных уравнений с сосредоточенными параметрами. Достоверность такого подхода подтверждена многолетней практикой проектирования, анализа и испытаний различных блоков РЭА КА.

Постановка задачи исследования: 1. Задана математическая модель блока РЭА, установленного на

термоплате и функционирующего в негерметичном отсеке (НГО) КА. Все коэффициенты и параметры модели известны.

2. Задана математическая модель этого же блока РЭА, установленного на термоплате и функционирующего в КК. В модели известны все коэффициенты, кроме варьируемых параметров:средней температуры стенок КК; габаритов КК, влияющих на лучистую тепловую проводимость между элементами РЭА и стенками КК; расхода воздуха в КК; средних коэффициентов конвективного теплообмена, зависящих от габаритов КК и режима конвекции – вынужденного или естественного.

3. Для задаваемых тепловыделений элементов блока РЭА и температуры термоплаты требуется выбрать варьируемые параметры климатической камеры, которые обеспечивают поле температур блока РЭА, функционирующего в КК, идентичное полю температур этого же блока РЭА, функционирующего в НГО КА.

В результате проведенной работы было получено критериальное условие, позволяющее выбирать варьируемые параметры КК. Выполнение этого условия гарантирует выбор таких параметров КК, которые обеспечивают поле температур блока РЭА, функционирующего в КК, идентичное полю температур этого же блока РЭА, функционирующего в НГО КА, при одинаковых тепловыделениях элементов и температуре термоплаты. Однако критериальное условие позволяет определить температуру КК и расход воздуха в ней, обеспечивающие условия теплообмена для блока РЭА полностью идентичные условиям НГО только, если n=1. Для большего количества изотермических элементов n>1 критериальное условие может быть использовано для построения алгоритма нахождения температуры КК и расхода воздуха, обеспечивающих тепловые условия в КК наиболее близкие к условиям НГО для блока РЭА. Для этого составляется минимаксное критериальное уравнение, требующее, чтобы максимальное отклонение температуры элементов в КК от температуры элементов в НГО было минимальным.

Рассматривается трехмерная модель блока РЭА, что позволяет определить значения температур ЭРИ и более точно оценить требуемые для испытаний параметры КК. Были построены математические модели

258

теплового режима функционирования блока РЭА при штатной эксплуатации на борту КА и при наземных испытаниях в КК.

Проведение испытаний в климатической камере дает широкий спектр возможностей и представляет значительный экономический интерес, но следует учитывать, что физические процессы, протекающие в климатической камере, значительно сложнее, чем в вакуумной камере или НГО и требуют углубленного теоретического исследования, анализа результатов экспериментов и детализированного математического моделирования.

КОМПЛЕКС АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ ПРИВЯЗКИ ДАННЫХ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ

Толченов А.А., Судоргин А.С. ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов», г.

Москва, Россия

Одной из важнейших задач дистанционного зондирования Земли является привязка данных к изображениям, при которой необходимо оперативно обрабатывать большие объемы данных, соблюдая при этом высокую точность и надежность.

Ручная привязка требует большого количества ресурсов, поэтому возникает необходимость в создании автоматизированной системы привязки данных, соблюдающей предъявляемые требования.

Привязка данных предполагает сопоставление изображений, при котором одно изображение, трансформируется для соответствия другому изображению. Точное автоматическое сопоставление изображений является сложной задачей и имеет множество решений, сильно зависящих от характера снимаемых сцен. Создание универсального метода нецелесообразно по ряду причин, поэтому, учитывая ряд допущений, предлагается метод, комбинирующий существующие методы.

Первый этап работы предлагаемого метода заключается в выборе областей поиска, на основе априорной информации.

На втором этапе область поиска покрывается промежуточными точками. На изображениях ДЗЗ очень часто присутствуют неинформативные области в виде лесных массивов, полей, водных объектов и так далее. Поэтому необходим метод, позволяющий найти наиболее ярко выраженные объекты в неинформативных областях.

Для этого предлагается использовать оператор Моравека, основанный на вычислении среднего значения квадратов разностей значений пикселов изображения в разных направлениях. Фрагмент изображения, с большими изменениями яркости дает большее значение оператора Моравека.

259

Для равномерного покрытия области поиска промежуточными точками, а также оптимизации работы на многопроцессорных системах, зона поиска делится на сектора и оператор Моравека применяется для каждого сектора.

Третий этап заключается в уточнении положения точек с использованием площадных методов. Перед их использованием компенсируется разница в масштабе и повороте сопоставляемых изображений.

Найденные опорные точки подвергаются верификации, при которой будут отброшены пары точек с плохой мерой соответствия. Затем сопоставляемое изображение трансформируется по выбранной модели трансформации, используя найденные опорные точки.

Данная работа была реализована как часть программного комплекса, построенного на клиент-серверной архитектуре. Вычисления производятся на выделенных серверах. Клиентская часть используется операторами для формирования задания и отправки его на сервер для последующего выполнения, а также контроля выполнения, отображения и редактирования результатов.

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕТОДА СЖАТИЯ ИЗОБРАЖЕНИЙ БЕЗ ПОТЕРЬ НА ОСНОВЕ ДВУМЕРНОЙ ЦЕПИ МАРКОВА

Сухих П.Н., Чукаев К.Н. Вятский государственный университет, г. Киров, Россия

Современные средства космического наблюдения формируют огромные объемы информационных потоков, значительная часть которых связана с передачей цифровых изображений (ЦИ). В настоящее время для кодирования изображений на борту космического аппарата используются различные алгоритмы, базирующиеся на следующих основных методах: усеченное блочное кодирование, дифференциальная импульсно-кодовая модуляция, дискретное косинусное преобразование, дискретное вейвлет-преобразование. Наметившаяся в последнее время тенденция на «миниатюризацию» космических средств наблюдения (малые платформы КА) ограничивает энергетические ресурсов и не позволяет реализовать методы сжатия цифровых изображений (ЦИ), основанные на спектральных преобразованиях. Отсюда следует, что для сжатия ЦИ на борту малых КА необходимо решить задачу разработки новых методов, не уступающих по своей эффективности известным методам сжатия ЦИ, значительно меньшими вычислительными ресурсами.

В докладе предлагается метод сжатия цифровых изображений, отличающийся от известных методов отсутствием вычислительных операций. Метод позволяет распараллелить процесс обработки

260

цифрового изображения любой разрядности за счет осуществления процедуры сжатия битовых плоскостей изображениянезависимо друг от друга. Процедура сжатия основана на представлении цифрового изображения двумерным дискретнозначныммарковским случайным полем и предсказании элементов на основе теории условных марковских процессов. По эффективности сжатия предлагаемый метод не уступает используемым в настоящее время методам.

ЛИТЕРАТУРА [1]Гонсалес Р., Вудс Р. Цифровая обработка сигналов. М.:

Техносфера, 2005. - 1072 с. [2] Яне Б. Цифровая обработка изображений. М.: Техносфера, 2007. -

584с. [3]Петров Е.П., Медведева Е.В., Харина Н.Л. Математическая модель

цифровых полутоновых изображений Земли из космоса // II Всероссийская НТК «Актуальные проблемы ракетно-космической техники». Самара. 2011. С. 179-185.

РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВОЛНОВОДОВ С УЛУЧШЕННЫМИ ФУНКЦИОНАЛЬНО-

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ Кудрявцев И.В., Гоцелюк О.Б.

Сибирский федеральный университет, г. Красноярск, Россия

Конкуренция на международном рынке в области проектирования и изготовления летательных аппаратов (ЛА) различного назначения приводит к необходимости модернизации продукции отечественного авиационного и космического машиностроения. Одними из первоочередных задач является создание ЛА, имеющих улучшенные функционально-эксплуатационные характеристики и увеличенный срок активного существования (САС). Достижение поставленных задач возможно, когда будут улучшены функционально-эксплуатационные характеристики всех систем ЛА, что возможно только лишь в случае, когда каждый его элемент, узел и система в целом будут соответствующим образом спроектированы, рассчитаны и изготовлены.

В данной работе исследуется волноводно-распределительная система (ВРС) летательного аппарата, которая является важной составной частью антенно-фидерного устройства (АФУ) и предназначена для обеспечения работы его приемо-передающей аппаратуры связи. Все элементы и участки волноводно-распределительных систем, особенно открытого исполнения, должны в процессе изготовления, испытаний, наземных транспортных операций и эксплуатации выдерживать все возникающие нагрузки с обеспечением глобальной и локальной прочности и жесткости. Для этого необходимо, чтобы их каждый

261

элемент ВРС был соответствующим образом спроектирован, изготовлен, испытан и собран пайкой [1].

При математическом моделировании с учётом всех эксплуатационных, конструктивных и технологических воздействий на ВРС необходимо создать такие методы расчета, чтобы при ее проектировании производить полный цикл исследований на термоупругую, статическую и динамическую прочность. Поэтому для обеспечения всех требований по прочности, жесткости, технологических и функционально-эксплуатационных параметров ВРС необходима разработка специализированных уточненных методов их расчета.

Расчет статического и динамического состояния протяженных тонкостенных конструкций ВРС с учетом всех вышеуказанных факторов представляет собой сложную математическую задачу, поскольку связано с необходимостью решения сложной нелинейной системы дифференциальных уравнений 4-го порядка.

Для выхода из данной ситуации и получения решения с требуемой точностью нами разработана методика [2], согласно которой на первом этапе расчета любой исследуемый участок ВРС в глобальной постановке моделируется пространственной стержневой конструкцией с эквивалентными условиями нагружения и закрепления.

Соединительные муфты и фланцы на данном этапе считаются отсутствующими, но будут учтены на следующем этапе уточнённого решения для локальной области участка ВРС. Число стержней при моделировании участка выбирается в зависимости от требуемой точности расчета и может значительно превышать число составляющих его тонкостенных элементов. На данном этапе составляется и решается система дифференциальных уравнений динамического равновесия стержневой конструкции ВРС [3]:

[ ] [ ] [ ]{ } ( ){ }tFXKXCXM =+

+

... , (1)

где { }X ,

.

X ,

.

X , – вектора перемещений, скоростей и ускорений

всех узлов конечно-элементных стержней; [ ]M , [ ]C , [ ]K – соответственно, матрицы масс, демпфирования и

жесткости ВРС; ( ){ }tF – вектор переменных внешних нагрузок, зависящий от времени.

Уравнение (1) позволяет выполнять статический и квазистатический анализы, модальный анализ и анализ вынужденных колебаний. Решение уравнения (1) в каждом вышеперечисленном виде анализа выполняется различными методами [4]: в статическом и квазистатическом анализах решение системы (1) выполняется с использованием метода Холецкого

262

на основе LU-разложения; решение модального анализа выполняется методом половинного деления в сочетании с методом обратных итераций; анализ вынужденных колебаний проводится путем преобразования исходной системы к комплексному виду и решению полученной системы методом Холецкого с использованием комплексной арифметики. Для выполнения всех вышеуказанных расчетов создано программное обеспечение [6-8], позволяющее рассчитывать на прочность нагруженные любыми силовыми и деформационными нагрузками стержневые модели участков ВРС.

На втором этапе расчета разработанная методика позволяет выделять любой требуемый локальный участок для проведения уточненного расчета. Для этого интересующий участок с опасным сечением транслируется в виде твердотельной модели в ППП Ansys (Nastran и др.) с соответствующими граничными условиями в виде векторов усилий и перемещений, полученными на этапе расчёта стержневой конструкции ВРС.

В разработанной программе предусмотрен модуль [9], автоматизирующий все шаги по переносу выделенного участка, преобразованию его из стержневой модели в объемную, а также приложению соответствующих краевых граничных условий. Для этого в модуле используется внутренний язык программирования используемого КЭ-пакета. Например, для передачи выделенного участка в ППП ANSYS используется внутренний язык программирования APDL этого пакета.

Помимо силовых и деформационных нагрузок, разработаны методы учета температурных воздействий на ВРС в процессе ее эксплуатации. Основными источниками нагрева волноводов является излучение от различных источников тепла (двигатель, солнце и др.), а также нагрев вследствие выделения тепла в скин-слое при прохождении по волноводам электромагнитного сигнала [10].

При передаче сигналов высокой мощности выделяемое тепло приводит к значительному нагреву, которым нельзя пренебрегать при исследовании температурного поля волноводов [32]. С учетом всех вышеперечисленных особенностей нагрева, тепловой баланс волновода можно определить по дифференциальному уравнению теплопроводности с источником тепла в виде [11]:

( ) ( ) ( )11

2

2

2,,

γctW

xtxTa

ttxT

+∂

∂=

∂∂ , (2)

где 2a – коэффициент температуропроводности материала стенок волновода,

1c - удельная теплоемкость материала скин-слоя;

263

1γ – удельная плотность материала скин-слоя; ( )tW – интенсивность источника тепла в скин-слое.

Граничными условиями для уравнения (2) моделируют способ теплообмена с окружающей средой. При работе волновода в среде газа (воздуха), то есть на Земле, данное условие определяет конвекцию. При работе ВРС в составе космического аппарата связи на заданной орбите конвекция практически отсутствует, а преобладающим способом переноса и рассеивания тепловой энергии конструкции волноводов будет являться лучистый теплообмен, который задается по закону Стефана-Больцмана [11].

Дифференциальное уравнение (2) позволяет определять температурные поля прямолинейного участка волновода для любых встречающихся на практике размеров, материала и характеристик СВЧ-сигнала. Полученное решение температурной задачи учитывается в прочностных расчетах в виде тепловых деформациях, которые определяются через коэффициент температурного расширения материала волновода.

Все процедуры, необходимые для задания геометрии, свойств материала, условий закрепления и нагружения, расчета участка ВРС как стержневой конструкции, а также выделения локального участка и его трансляция в виде твердотельной модели автоматизированы и оформлены в виде законченного программного продукта [6-9].

Разработанные способы и методы, реализованные в программном обеспечении, позволили оперативно выявлять и оценивать на этапах проектирования опасные области на действие статических силовых, деформационных и тепловых нагрузок НДС ВРС и принимать обоснованные решения по конструктивному исполнению участков (толщина стенки волноводов, конфигурации элементов, расстановка и направленность опор и др.).

Разработанные методы расчета позволили обосновать уменьшение толщины стенки элементов с 1,2 мм до 0,8-0,6 мм с обеспечением условий прочности и жесткости при снижении на 20-30 % массы ВРС и стоимости ее изготовления [40].

Разработанные методики и программное обеспечение используется в ОАО «ИСС» при проектировании участков ВРС КА серии «Экспресс», «ГЛОНАСС», «Луч-5А».

ЛИТЕРАТУРА [1]. Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Гоцелюк О.Б., Михнев М.М.

Проблема расчета волноводно-распределительных систем космических аппаратов // Материалы ХVIII международного симпозиума «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред»: т.1. Москва. 13-17 февраля 2012. С.70-72.

264

[2]. Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнёв М.М., Наговицин В.Н. Методика расчёта напряжённо-деформационного состояния волноводно-распределительных систем КА // Журнал СФУ. Серия: Техника и технологии. 2012 г. № 2. С. 150-161.

[3]. Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнёв М.М., Халиманович В.И., Наговицин В.Н. Анализ динамического состояния волноводно-распределительных систем от воздействия вибрационных нагрузок на этапе вывода КА на орбиту // Журнал СФУ. Серия: Техника и технологии. 2012 г. № 2. С. 205-219.

[4]. Ray E. Clough. Dynamics of Structures, McGraw-Hill. New York, 1995. Р. 752.

[5]. Статический анализ прочностных параметров складчатых тонкостенных оболочечных конструкций волноводов с замкнутым поперечным сечением / Тестоедов Н.А., Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнев М.М., Халиманович В.И., Наговицин Н.В., Гоцелюк О.Б. // Св-во о госрегистрации программы для ЭВМ № 2012661200, дата регистрации 10.12.2012г.

[6]. Квазистатический анализ складчатых тонкостенных оболочечных конструкций волноводов / Тестоедов Н.А., Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнев М.М., Халиманович В.И. // Св-во о гос.регистрации программы для ЭВМ № 2012661201 от 10.12.2012г.

[7]. Модальный анализ складчатых тонкостенных оболочечных конструкций волноводов с замкнутым поперечным сечением / Тестоедов Н.А., Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнев М.М., Халиманович В.И., Наговицин В.Н., // Св-во о госрегистрации программы для ЭВМ №2012661204, дата регистрации 10.12.2012г.

[8]. Анализ вынужденных колебаний складчатых тонкостенных оболочечных конструкций волноводов с замкнутым поперечным сечением / Тестоедов Н.А., Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнев М.М., Халиманович В.И., Наговицин В.Н., Гоцелюк О.Б.// Св-во о госрегистрации программы для ЭВМ №2012661199, дата регистрации 10.12.2012г.

[9]. Модуль экспорта локальной области складчатых тонкостенных оболочечных конструкций волноводов с замкнутым поперечным сечением из стержневой модели в твердотельную модель Ansys / Сильченко П.Н., Кудрявцев И.В., Михнев М.М., Наговицин В.Н., Гоцелюк О.Б.// Свидетельство о госрегистрации программы для ЭВМ № 2012661198, дата регистрации 10.12.2012г.

[10]. Сильченко П.Н., Михнёв М.М., Кудрявцев И.В., Барыкин Е.С., Гоцелюк О.Б. Проблема нагрева волноводов космических аппаратов при передаче по ним сигналов большой мощности // Труды VI-й

265

Всероссийской конференции с международным участием «Будущее машиностроения России – 2013», г.Москва, 25-28 сентября 2013г.

[11]. Кудрявцев И.В., Гоцелюк О.Б., Барыкин Е.С. Математическая модель нагрева волновода при передаче сигналов высокой мощности // Молодой ученый. 2013г. №9 (56). С.52-57.

КОМПЛЕКС ПРОГРАММ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ И АНАЛИЗА СТРУКТУРЫ ГЕТЕРОГЕННЫХ КОНДЕНСИРОВАННЫХ

СМЕСЕЙ Болкисев А.А.

Институт механики УрО РАН, г. Ижевск, Россия

К гетерогенным конденсированным смесям (ГКС) относится широкий класс композитных материалов, включающий в себя в том числе смесевые твёрдые ракетные топлива. Механические и физико-химические свойства этих материалов существенно зависят от их структуры, поэтому изучение этих свойств требует наличия инструментов моделирования и анализа структуры ГКС. Ввиду их отсутствия в свободном доступе, исследователи вынуждены реализовывать их независимо, что приводит к дублированию работы и затрудняет сравнение инструментов между собой, так как нельзя определить, вызваны ли расхождения результатов различием в методах моделирования/анализа, или ошибками в реализации. Решением этой проблемы является создание открытого комплекса программ для моделирования и анализа структуры ГКС, реализация которого и представлена в данной работе. Она содержит два метода моделирования структуры ГКС (случайного поиска и последовательного раздвигания частиц), алгоритмы расчёта функций пространственной статистики (распределение межцентровых расстояний, межчастичных расстояний, парная корреляционная функция, L-функция Бесага, K-функция Рипли), ряд методов вычисления распределения объёма межчастичного пространства (один из которых предложен впервые). При этом показано наличие существенных расхождений между результатами, получаемыми при использовании различных методов моделирования и измерения межчастичного пространства.

Доступ к исходным текстам можно получить по адресам: https://bitbucket.org/celsior/sci-pack2— упаковка; https://bitbucket.org/celsior/sci-pack-analysis — анализ.

Работа выполнена при поддержке программы фундаментальных исследований УрО РАН, проект №12-П-1-1037.

266

ПРИМЕНЕНИЕ ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ДЛЯ ОЦЕНКИ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЁТОВ

Обухов Ю.В., Попов А.С., Орлов В.С., Котова А.О. ФГУП «ГосНИИАС», г. Москва, Россия

Основная задача системы управления безопасностью полётов (СУБП) прогностического типа заключается в обеспечении разумного уровня и удержании под контролем рисков для безопасности полётов (БП) и эксплуатационных ошибок. Для её решения необходимо своевременно выявлять факторы опасности и оценивать серьёзность и частоту (вероятность) событий, которые могут произойти в результате влияния этих факторов. При оценке безопасности полётов (ОБП) наряду с техническими факторами в качестве ключевого аспекта должен быть принят во внимание человеческий фактор.

Для решения задачи ОБП была разработана имитационная модель, в которой осуществляется детальная имитация функционирования взаимодействующих подсистем системы управления воздушным движением (УВД): полета воздушных судов (ВС) под управлением диспетчеров УВД с учетом работы наземных и бортовых систем связи, наблюдения и навигации, а также автоматизированной системы УВД (АС УВД). Для оценки рисков системы в модель включена имитация влияния опасных факторов – отказов технических систем, ошибок и нарушений пилотов и диспетчеров, задержек в работе тех и других. Модель диспетчерской позиции имитирует все основные операции, в соответствии с технологией работы диспетчера, связанные с приемом ВС на сопровождение от диспетчера смежного сектора, сопровождением ВС и передачей ВС диспетчеру следующего сектора. Модель воздушной обстановки представляет собой совокупность моделей полета множества воздушных судов, пролетающих моделируемый сектор. Для каждого ВС, выполняющего полет в соответствии с собственным планом, моделируется подлёт к рубежу передачи его на управление диспетчерской позиции моделируемого сектора, пролет этого рубежа, пролёт воздушного пространства сектора и пересечение рубежа передачи управления следующей диспетчерской позиции. В процессе полёта имитируется обмен сообщениями экипажа ВС с диспетчерской позицией и выполнение команд диспетчера. Модель наземной системы навигации формирует и выдаёт данные о навигационном покрытии моделируемого воздушного пространства и проблемах с ним (отказах навигационного оборудования). Модель системы связи имитирует качество прохождения сообщений между землей и бортом - с учетом ошибок и искажений, а также возможных пропусков и даже полных отказов системы связи. Имитируется только работа голосовой связи «борт-земля». Модель наземной системы

267

наблюдения получает на вход полётные данные о ВС от модели ВО и выдаёт «измеренные» полётные данные. Таким образом имитируются ошибки наблюдения, а также отказы системы наблюдения (в том числе и связанные с отказами систем передачи данных).

Разработанная имитационная модель была апробирована при оценке безопасности полётов в Санкт-Петербургском укрупнённом центре обслуживания воздушного движения (ОВД). Было выделено три направления исследований:

1. Оценка рисков для БП, связанных с объединением радиолокационной информации от всех источников (которые раньше распределялись по отдельным центрам ОВД). Поэтому потребовалась оценка угроз при возможных отказах новых линий передачи радиолокационной информации от отдаленных источников в Укрупненном центре ОВД.

2. Оценка рисков для БП, связанных с объединением действующих районных центров (РЦ) в Укрупненный Центр ОВД и реконфигурацией секторов УВД, для чего необходим анализ загруженности диспетчерских позиций секторов на возможность превышения ее предельно допустимых значений.

3. Оценка рисков для БП, связанных с ведением УВД из одного диспетчерского зала после реорганизации ОВД. При этом чрезвычайные обстоятельства (задымление, пожар и т.д.) могут сделать выполнение работ из этого зала невозможным, что приведет к потере УВД во всем Укрупненном Центре ОВД. Исследования проводились для секторов с наибольшей

интенсивностью воздушного движения (ВД), входящих в воздушное пространство современного районного центра Санкт-Петербург: УЛЛЛ/Юго-Восток, УЛЛЛ/Север, УЛЛЛ/Петрозаводск. Это позволило сравнить область воздушного пространства (ВП) с наибольшей интенсивностью ВД в рамках укрупненного центра Санкт-Петербург. В качестве действующего варианта использовалась современная структура секторов ВП и маршрутов ОВД, действовавшая на дату моделирования 30.08.2013 г., зафиксированная в централизованной базе данных (ЦБД) Госкорпорации по ОрВД. В качестве предлагаемого варианта использовался вариант разрабатываемой новой структуры Санкт-Петербургского укрупненного центра, актуальный по состоянию на 24 января 2014 года.

За основу исследовательского потока ВД был принят суточный фактический поток за 30.08.2013 г. из ЦБД Госкорпорации по ОрВД (поток с максимальной интенсивностью на этот год). За основу перспективного потока ВД был принят поток с увеличенной по сравнению с фактической (по данным ЦБД) интенсивностью в 1,5 раза.

268

Таким образом, исследования проводились для действующей и перспективной структуры ВП, для фактического, прогнозного потока и потоков с увеличенной интенсивностью, что позволило сравнить показатели безопасности для текущей и планируемой к вводу структур ВП Санкт-Петербургского укрупнённого РЦ, а также спрогнозировать изменение этих показателей при увеличении интенсивности полётов.

По результатом проведённых исследований были сделаны следующие выводы:

– в перспективной структуре воздушного пространства приемлемые уровни рисков обеспечиваются при менее жестких требованиях к надежности линий передачи данных;

– рисков, связанных с реорганизацией структуры воздушного пространства и загрузкой диспетчера, не выявлено, временная загруженность диспетчера остается на приемлемом уровне;

– требования к частоте возможной полной потери УВД для перспективной структуры ВП менее жесткие, чем для действующей структуры ВП. В целом, проведённые исследования с применением разработанной

Имитационной математической модели для оценки безопасности полётов показали, что реорганизация ОВД в Санкт-Петербургском укрупнённом центре не приводит к неприемлемым рискам.

ПАССИВНОСТЬ И СТАБИЛИЗАЦИЯ НЕЛИНЕЙНЫХ ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫХ ПОВТОРЯЮЩИХСЯ ПРОЦЕССОВ

Емельянов М.А. Арзамасский политехнический институт Нижегородского

государственного технического университета имени Р.Е. Алексеева, ОАО «Арзамасское научно-производственное предприятие «ТЕМП-

АВИА», г. Арзамас Нижегородской обл., Россия

Функционирование многих технических систем управления сводится к выполнению последовательности циклов, называемых повторениями, каждый из которых протекает в течение определенного ограниченного отрезка времени, называемого длительностью повторения [1]. После окончания каждого цикла, система возвращается в начальное состояние и начинает выполнять новый цикл. Выходная переменная в таких системах называется профилем повторения. Эти системы относятся к классу так называемых 2 D систем, в которых динамические процессы зависят от двух переменных, в рассматриваемом случае от времени на текущем цикле повторения и от номера цикла повторения.

Важным примером является система автономного патрулирования территории [11], которая состоит из двух основных компонент, а именно беспилотного летательного аппарата и автономных наземных датчиков.

269

Эта система используется для беспилотного патрулирования территории, обнаружения нарушителей, захвата требуемой цели и быстрой передачи информации о местонахождении оператору.

Здесь профилем повторения является заданная траектория патрулирования и целью является минимизация общего расстояния, пройденного беспилотным летательным аппаратом за определённое время и сходимость в пределах необходимой зоны патрулирования. Во время фазы патрулирования летательный аппарат проходит каждый из автономных наземных датчиков и опирается на предыдущий профиль повторения для того, чтобы произвести следующее повторение.

Однoй из основных задач в данном случае является уменьшение возможных отклонений от заданной траектории, размах которых может возрастать от повторения к повторению. При появлении подобных отклонений необходимо скорректировать траекторию с целью восстановления нормального процесса патрулирования.

Решением данной задачи может являться использование управления с итеративным обучением, т.е управление на текущем пролете по траектории должно использовать информацию, полученную на предыдущем пролете по траектории с целью коррекции управления, направленной на уменьшение отклонения от желаемой траектории.

Такая задача не может быть решена стандартными методами теории управления, поскольку здесь должен учитываться двумерный характер динамики системы, т.е. зависимость динамических свойств от двух переменных: времени на текущем повторении и номера повторения.

Алгоритмы управления с итеративным обучением начали получать распространение в мультиагентных системах, для решения задачи управления множеством связанных информационной сетью динамических систем (агентов) в частности, беспилотных летательных аппаратов [11, 13].

Для исследования таких систем в рамках линейных моделей была разработана строгая теория устойчивости [1] основанная на изучении свойств определенного линейного оператора в соответствующем банаховом пространстве. Эта теория была применена к синтезу управления с итеративным обучением портальным роботом, где результаты были доведены до эксперимента, подтвердившего ее высокую эффективность [2]. Существующие алгоритмы построения управления для повторяющихся процессов не могут быть применены в нелинейной постановке и следовательно возникает необходимость в разработке строгой теории устойчивости для нелинейных повторяющихся процессов.

Важные примеры нелинейных повторяющихся процессов представлены в [12], где проводятся исследования относительно

270

включения смарт-устройств в систему работы ротора ветрогенератора в сочетании с управлением с итеративным обучением для повышения качественных характеристик ветрогенератора, снижения экстремальных нагрузок на рабочие лопасти и сохранения максимальной производительности. Другой важный пример представлен в [4], где управление с итеративным обучением применяется к конвейерной системе высокоточного лазерного напыления металла.

Задача стабилизации нелинейных 2 D систем мало рассматривалась в литературе. В случае нелинейных 1D систем, теория диссипативности [10, 14] - один из наиболее мощных методов синтеза управления, где частная форма диссипативности, известная как пассивность (и ее обобщения) [9, 7, 14] играет важную роль в решении задач глобальной стабилизации для широкого класса нелинейных систем. В этой статье понятие пассивности обобщается на случай дискретных нелинейных повторяющихся процессов, которые являются важным классом 2 D систем. Результаты получены на основе подхода с использованием векторной функции накопления, отличающегося от подхода, используемого в [8] и обеспечивают управление с нелинейной обратной связью по выходу, которое гарантирует экспоненциальную устойчивость рассматриваемого процесса.

В реальных приложениях могут возникнуть нарушения и, поэтому, в данной статье результаты обобщаются на случай нелинейных повторяющихся процессов с возможными нарушениями, которые моделируются марковской цепью с конечным числом состояний. В этом случае используется понятие пассивности, основанное на стохастическом аналоге векторной функции накопления, для получения управления с нелинейной обратной связью по выходу, которое гарантирует экспоненциальную устойчивость в среднем квадратическом для рассматриваемой системы с возможными нарушениями. Затем результаты применяются к решению задачи синтеза управления с итеративным обучением в условиях информационных нарушений.

Библиографический список E. Rogers and K. Galkowski and D.H. Owens Control Systems Theory and

Applications for Linear Repetitive Processes. Lecture Notes in Control and Information Sciences, Vol. 349 // Springer-Verlag. - 2007. –Vol. 349.

L. Hladowski and K. Galkowski and Z. Cai and E. Rogers and C.T. Freeman and P.L. Lewin Experimentally supported 2D systems based iterative learning control law design for error convergence and performance. //Control Engineering Practice. – 2010. –Vol. 18. – P. 339 - 348.

T. P. Azevedo-Perdicoulis and G. Jank Disturbance attenuation of linear quadratic OL-Nash games on repetitive proceses with smoothing on the gas

271

dynamics. //Multidimensional Systems and Signal Processing. – 2012. –Vol. 23. – P. 135 - 153.

P. M. Sammons and D. A. Bristow and R. G. Landers Iterative learning control of bead morphology in laser metal deposition processes. //Proc. American Control Conference. – 2013. – P. 5962-5967.

I. Ya. Kats and A. A. Martynyk Stability and stabilization of nonlinear systems with random structures. //Taylor & Francis. – 2002.

M. Mariton Jump linear systems in automatic control. //Marcel Dekker. – 1990.

Fradkov A. and Hill D. Exponential feedback passivity and stabilizability of nonlineaqr systems // Automatica. - 1998. - Vol. 34, - P. 697--703.

Haddad W., Hui Q., Chellabona V., and Nersesov S. Vector dissipativity thepry for discrete-time large-scale nonlinear dynamical systems // Advances in Difference Equations. - 2001. - Vol. 1. - P. 37--66.

Byrnes C., Isidori A., and Willems J. Passivity, feedback equivalence and the global stabilization of minimun phase nonlinear systems // IEEE Trans. Automat. Contr. - 1991. - Vol. 36, - P. 1228–1240.

WillemsJ.C. Dissipative dynamical systems part i: General theory // Arch. Rational Mech. Analysis, vol. 45, pp. 325–351, 1972.

Barton K., and Kingston D. Systematic Surveillance for UAVs: A Feedforward Iterative Learning Control Approach // 2013 American Control Conference, pp. 5917–5922, 2013.

Tutty O., Blackwell M., Rogers E., and Sandberg R. Iterative Learning Control for Improved Aerodynamic Load Performance of Wind Turbines With Smart Rotors // IEEE Transaction on control systems technology, pp. 1063-6536, 2013.

Liu Y.,and Jia Y. An iterative learning approach to formation control of multi-agent systems // Systems & Control Letters, vol. 61, pp. 148-154, 2012.

Халил Х.К. Нелинейные системы // М. : Ин-т компьют. исслед.; Ижевск : РХД, 2009 . – 832 с.

ТЕНЗОРНОЕ РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ДИРИХЛЕ ДЛЯ УРАВНЕНИЯ ПУАССОНА В ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБЛАСТИ

Байков А.Е., Бобков И.А. Московский авиационный институт, г. Москва, Россия

Объектом исследования конкурсной работы является решение краевой задачи Дирихле для уравнения Пуассона в цилиндрической области.

Целью работы является доказательство разрешимости краевой задачи Дирихле в обобщенном смысле и в терминах тензорного произведения. В дальнейшем возможно построение нового метода решения краевых

272

задач математической физики, основанного на рассматриваемом подходе.

В процессе выполнения конкурсной работы была доказана разрешимость задачи в смысле обобщенного решения, было определено тензорное решение, в терминах которого также доказано существование и единственность решения, сформулирована гипотезао регулярности.

В работе использовался метод функции Грина решения краевых задач, методы оценки, методы функционального анализа.

ПРИМЕНЕНИЕ АЛГОРИТМА SOIBCEA ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ АВТОНОМНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ

АППАРАТОМ Пановский В.Н.

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

В данной работе рассматривается созданный автором самоорганизующийся интервальный алгоритм имитации эволюции колонии бактерий (Self-Organizing Interval Bacterial Colony Evolution Algorithm – SOIBCEA) и его применение к задаче поиска оптимального программного управления дискретными и непрерывными динамическими системами (в качестве примера решена задача об управлении автономным летательным аппаратом).

В современной математике достаточно большое внимание уделяется решению задач глобальной оптимизации и синтеза оптимального управления динамическими системами. Эти задачи являются востребованными в ходе проектирования конструкций самолетов, вертолетов, космических аппаратов, когда возникает необходимость в оптимизации характерных параметров и разработке систем управления как отдельными элементами конструкции, так и объектом в целом.

Существующие численные методы используют разнообразные подходы, но их использование связано с большими вычислительными затратами, излишними требованиями к постановке задачи, проблемами в достижении сходимости метода. Таким образом, разработка новых методов оптимизации, сочетающих в себе современные математические подходы, является актуальной.

Кроме этого, следует отметить, что крайне важно использовать и разрабатывать эвристические методы. Несмотря на отсутствие строгого обоснования, эти методы способы найти приемлемое решение задачи в большинстве практически значимых случаев. Эвристические алгоритмы они не гарантируют нахождение решения могут дать неверное решение в некоторых случаях. Однако существенным достоинством таких алгоритмов является их низкая вычислительная сложность, что

273

позволяет их применять для решения задач повышенной трудности (например, задачи, принадлежащие классу NP-трудных). В совокупности с ключевыми особенностями интервального анализа (обработка множеств значений вместо отдельных точек, низкая требовательность к постановке задачи) разработка эвристических интервальных алгоритмов является перспективным направлением.

Основной особенностью разработанного метода является его возможность самоорганизовываться в ходе работы. Алгоритм динамически анализирует собственную эффективность и настраивает внутренний ход эволюции с целью максимизации скорости поискового процесса. Для этого используются специально разработанные генетические карты, представляющие собой эволюционные связи между способами организации поиска.

В данной работе создано алгоритмическое и программное обеспечение SOIBCEA для решения задачи поиска оптимального программного управления дискретными и непрерывными динамическими системами, решен ряд прикладных задач, демонстрирующих эффективность разработанного метода.

К ВОПРОСУ ОБОСНОВАНИЯ ОПТИМИЗАЦИИ СТРУКТУРЫ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ

АВИАЦИИ Фурманова Е.А., Герасимова Д.С.

Научный руководитель – ктн Бойко О.Г. СибГАУ им. академика М.Ф. Решетнева, г. Красноярск, Россия

Аннотация: В работе обоснован подход к решению задач оптимизации структурных схем восстанавливаемых авиационных функциональных систем с позиции обеспечения заданной безотказности, при условии минимизации числа элементов в системе.

Задача расчета безотказности систем решена с использованием нового методологического подхода. Он основан на представлении о том, что при стационарном потоке отказов, вероятность отказа элемента в работоспособной части системы, определяется суммарным параметром потока отказов, составляющих ее элементов и предшествующей наработкой. Подход обеспечил возможность определения математических ожиданий времен реализации событий отказов, для стационарного процесса эксплуатации. При этом выполнен постулат М. Планка о том, «что любая конечная физическая система, рассматриваемая статистическими методами, должна быть представлена так, как будто она может находиться только в дискретных состояниях». Применительно к решению задач безотказности систем, этот постулат выполняется в том, что восстанавливаемая резервированная система

274

может находиться в состояниях: исправном, работоспособных с одним и более отказавшими элементами, и в состоянии полного отказа.

Показано, что при решении задач расчета безотказности систем раздельного резервирования элементов, либо групп элементов, необходимо учитывать условные вероятности реализации возможных сценариев (путей) развития отказов.

Такая постановка задачи для систем раздельного резервирования, обеспечила возможность расчета математических ожиданий времен отказов, реализующихся за типовой полет, при различных сценариях. Приведены оценки вероятностей отказа системы по различным сценариям за 1 час полета. Показано, что система отказывает с большей вероятностью по сценарию, с отказом минимально возможного числа элементов.

Полученные результаты обеспечили возможность сформулировать принцип построения структурных схем восстанавливаемых авиационных систем. В соответствии с ним заданная безотказность системы может быть обеспечена при минимальном числе элементов, используемых для резервирования. Показано, что при проектировании функциональных систем, необходимо такое построение структуры, которое обеспечивает единственный сценарий развития отказов элементов, что достигается при использовании общего резервирования.

ФЛАТТЕР УПРУГОЙ ПОЛОСЫ В ПОТОКЕ ГАЗА С МАЛОЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ СКОРОСТЬЮ

Веденеев В.В.1, Шитов С.В.2 1НИИ Механики МГУ, 2ФГУП «НПЦ газотурбостроения «Салют»,

г. Москва, Россия

Панельный флаттер – известное явление в авиации, которое заключается в самовозбуждающихся вибрациях панелей обшивок летательных аппаратов, движущихся со сверхзвуковой скоростью. Неустойчивость вызывается аэроупругим взаимодействие с потоком окружающего воздуха. Обычно вибрации не приводят к мгновенному разрушению панелей (как флаттер крыла), но приводят к быстрому накоплению усталостных повреждений и резко снижает срок службы панелей. Существуют два типа панельного флаттера: флаттер связанного типа и одномодовый флаттер. Связанный флаттер подробно изучен в линейных и нелинейных постановках, его возникновение приводит к появлению единственного устойчивого предельного цикла колебаний. Одномодовый флаттер до сих пор исследовался в двумерной постановке (рассматривалась плоскость среза пластины вдоль потока, течении газа двумерно).

275

В настоящем работе изучается флаттер упругой полосы в трёхмерной постановке (течение газа и колебания полосы в трёхмерном пространстве). Полоса имеет шарнирное закрепление на передней и задней кромках, также периодически шарнирно подкреплена в бесконечном направлении. Таким образом, полоса состоит из бесконечной серии одинаковых пролётов, пролёт представляет собой упругую прямоугольную пластину. Поперёк полосы течёт сверхзвуковой поток.

Устойчивость колебаний пластины в сверхзвуковом потоке газа исследуется с помощью линейно теории гидродинамической устойчивости. Задача решается численно методом Бубнова-Галёркина. Сначала аналитически выводится выражение для перепада давления, действующего на колеблющуюся пластину, и составляется замкнутое интегро-дифференциальное уравнение движения пластины. Далее, прогиб пластины приближается суммой базисных функций. Каждой базисной функции соответствует собственная частота колебаний. Таким образом, задача на устойчивость сводится к задаче на отыскание комплексных собственных значений интегро-дифференциального уравнения движения пластины. Расположение собственных частот на комплексной плоскости определяет устойчивость или неустойчивость колебаний.

Численно были построены границы областей неустойчивости для четырёх первых частот. Свойства пластины фиксировались, изменялись длина, ширина пластины и число Маха набегающего потока. Для каждой из четырёх частот на плоскости безразмерных параметров (вертикальная ось – число Маха; горизонтальная ось – длина пластины) были построены области неустойчивости при различных значениях ширины пластины.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ МАСС И МАССОВЫХ МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ НА ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫЙ

ФЛАТТЕР КРЫЛА Благодырёва О.В.

ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение», г. Королёв Московской обл., Россия

Одной из наиболее опасных форм флаттера является изгибно-крутильный флаттер крыла. При обнаружении флаттера не всегда возможно моментально изменить саму конструкцию крыла, чтобы избежать возникновения незатухающих колебаний. Для увеличения критической скорости в такой ситуации часто применяется способ, который заключается в изменении инерционно-массовых свойств конструкции за счёт добавления балансировочных грузов. Недостатком

276

этого метода является снижение аэродинамических характеристик крыла и, следовательно, дальности полёта. Поэтому конструкторам и расчётчикам необходимо знать, как наиболее эффективно расположить грузы и какую массу они должны иметь, чтобы конструкция стала более устойчивой и при этом не слишком сильно ухудшила свои аэродинамические характеристики. Особенно важен этот вопрос для крыльев сложной конфигурации.

В данной работе рассматриваются основные способы изменения конструктивных параметров, влияющих на критическую скорость и устойчивость крыла, указывается критерий, позволяющий увеличить критическую скорость за счёт изменения положения оси центров тяжести.

На основе описанной методики в программной среде «Wolfram Mathematica 8» разработана программа «Flutter Analysis Program», которая позволяет проводить расчёт безопасности от флаттера с помощью полиномиального метода Ритца, учитывая различные свойства материалов конструкции (в том числе расчёт композитных крыльев), а также определяет инерционно-массовые параметры конструкции и предлагает варианты балансировки крыла. Результаты расчётов программы выдаются в виде таблиц и графиков, что обеспечивает наглядность представления результатов.

Разработанная программа расчёта безопасности от флаттера позволяет оценить возможные конструктивные изменения, которые следует произвести, чтобы избежать флаттера или повысить критическую скорость. Следует также подчеркнуть, что эффективность в решении задачи обеспечивается простотой математической модели, быстротой подготовки расчётных данных и скоростью расчёта.

Библиографический список [1] Гроссман Е.П. Курс вибраций частей самолёта. – М.:

Государственное издательство оборонной промышленности, 1940. – 311 с.

[2] Благодырёва О.В. Исследование флаттера композитного крыла, Электронный журнал «Труды МАИ», Выпуск №74, www.mai.ru/science/trudy/

[3] Благодырёва О.В. Расчёт на безопасность от флаттера крыла малого удлинения методом полиномов, Электронный журнал «Труды МАИ», Выпуск №68, www.mai.ru/science/trudy/

[4] Тарг С.М. Краткий курс теоретической механики. – М.: Государственное издательство физико-математической литературы, 1961. – 400 с.

277

РАЗРАБОТКА ГЕНЕТИЧЕСКОГО АЛГОРИТМА ДЛЯ ИНДИВИДУАЛЬНО-АДАПТИРОВАННОГО ПОДХОДА

К ПЛАНИРОВАНИЮ ЛЕТНЫХ РАБОТ Варнавский А.Н.

Рязанский государственный радиотехнический университет, г. Рязань, Россия

Актуальность работы обусловлена статистическими данными, которые указывают на то, что летчик – это профессия с очень вредными условиями труда. Так летчики возглавляют рейтинг самых вредных для здоровья профессий, их профессиональная деятельность заканчивается в среднем в 42 года, а средняя продолжительность жизни составляет 55 лет.

Среди профессиональных заболеваний у пилотов часто регистрируютсердечно-сосудистые заболевания, инфаркты, нарушения работы нервной и иммунной систем, высокую утомляемость, головные боли и нестабильное артериальное давление.

Ухудшения функционального состояния значительно повышает вероятность совершения ошибок. Даже незначительное утомление, которое не сильно ощущается, в воздухе может не позволить своевременно и адекватно среагировать на изменившиеся параметры полета. Следует отметить, что при движении со скоростью свыше 60 км/ч организм человека подвергается повышенным нагрузкам, которые приводят к накоплению утомления и увеличению нагрузки на адаптационные системы.

Использование индивидуально-адаптированного подхода к планированию летных работ позволит учесть индивидуальные показатели пилота, его текущее функциональное состояние при организации деятельности. Это позволит поддерживать максимальный уровень работоспособности и здоровьесбережения летчиков.

Целью работы является разработка способа планирования летных работ на основе использования генетического алгоритма, позволяющего оптимизировать параметры летных работ по критерию поддержания максимального уровня работоспособности и здоровьесбережения пилота.

Поставленная цель достигается за счет решения следующих задач: – Разработка модели динамики работоспособности пилота в

течение летной деятельности. – Определение оптимальных параметров деятельности пилота на

основе использования простого генетического алгоритма в модели динамики работоспособности пилота.

– Модель динамики работоспособности летчика.

278

Деятельность летчика представим последовательностью интервалов интенсивной деятельности, на которых наблюдается уменьшение величины работоспособности и нагрузка на адаптационные системы высокая, и интервалов восстановления, на которых происходит восстановление уровня работоспособности и отсутствует (или минимальна) нагрузка на адаптационные системы. По результатам регрессионного анализа экспериментальных значений уровней работоспособности при интенсивных операциях и восстановления после них, определяемых в различные моменты времени, установлен экспоненциальный характер изменения уровня работоспособности с течением времени.

Имитационная модель, которая описывает деятельность летчика на основе такой последовательности интервалов, учитывает начальное функциональное состояние, индивидуальные параметры пилота и параметры летной деятельности.

Далее определялся интегральный уровень работоспособности летчика, путем интегрирования текущего уровня работоспособности на интервалах интенсивной деятельности. Получено, что величина этого уровня за период трудовой деятельности является функцией от значений длительностей интервалов интенсивной деятельности и восстановления, коэффициентов накопления утомления и восстановления, показателя начального функционального состояния. При этом максимум величины интегрального уровня работоспособности достигается при определенном соотношении данных значений.

Таким образом, для достижения максимальной величины интегрального уровня работоспособности летчика необходимо задавать оптимальные значения длительностей интенсивной деятельности и восстановления в соответствии с индивидуальными показателями летчика и его начальным функциональным состоянием.

Данная задача является оптимизационной и может быть решена путем использования генетического алгоритма, который имеет ряд преимуществ по сравнению с другими методами оптимизации (в частности, переборным и градиентным методами).

Генетический алгоритм определения оптимальных значений длительности интенсивной деятельности и восстановления летчика

Задача определения оптимальных значений длительности интенсивной деятельности и восстановления летчика при использовании простого генетического алгоритма кодируется таким образом, чтобы её решение могло быть представлено в виде вектора («хромосома»). Случайным образом создаётся некоторое количество начальных векторов длительностей интервалов деятельности и отдыха («начальная популяция»). Они оцениваются с использованием функции

279

интегрального уровня работоспособности, являющейся«функцией приспособленности». В результате чего каждому вектору присваивается определённое значение («приспособленность»), которое определяет вероятность выживания организма, представленного данным вектором.

После этого с использованием полученных значений приспособленности выбираются вектора (селекция), допущенные к «скрещиванию». К этим векторам применяются «генетические операторы» - «скрещивание» и «мутацию», создавая таким образом следующее «поколение».

Таким образом, для реализации поставленной задачи можно использовать следующий алгоритм:

1. Задается способ кодирования параметров трудовой деятельности в виде вектора {τопт, ρопт} в "хромосомах".

2. Создается исходная популяция, являющаяся начальным решением задачи {τопт0, ρопт0}.

3. Рассчитывается функция приспособленности Ψ(τопт0, ρопт0) каждой особи (насколько данный набор соответствует максимизации интегрального уровня работоспособности). Каждому вектору присваивается определённое значение («приспособленность») P(Ψ(τопт0, ρопт0)), которое определяет вероятность выживания организма, представленного данным вектором. Значение «приспособленности» зависит от индивидуальных показателей летчика и его текущего функционального состояния.

4. Для наиболее приспособленных особей производится "скрещивание" и рождение новых особей, содержащих признаки обоих родителей. Наименее приспособленные особи "отмирают" и заменяются новорожденными.

5. Осуществляется мутация особей добавлением в процесс поиска оптимума случайности.

6. Итерационно повторяются шаги 2—5 заданное число раз. 7. Из оставшейся популяции выбираются лучшие особи,

"хромосомы" декодируются, а получаемое таким образом решение соответствует оптимальным значениям длительности интервалов деятельности и восстановления. Таким образом, используя генетический алгоритм можно определить

оптимальное значение длительностей деятельности и восстановления для разных летчиков с разными индивидуальными свойствами. Преимуществом такого подхода является простота реализации, относительно высокая скорость работы. При этом реализуется индивидуально-адаптированный подход к планированию летных работ.

280

ОПТИМИЗАЦИЯ ГЕОМЕТРИИ ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ В СРЕДЕ CAE

ABAQUS Оганесян П.А.1, Жиляев И.В.1, Чигринец Е.Г.2, Шевцова В.С.2

1 Южный научный центр РАН, 2ОАО «Роствертол», г. Ростов-на-Дону, Россия

В работе рассмотрены подходы и методы численной оптимизации топологии и формы высоконагруженных деталей авиационных конструкций с использование средств CAD/CAE систем NX / ABAQUS. Эти методы разработаны для создания деталей и авиационных конструкций с улучшенными динамическими и прочностными свойствами при снижении веса. Представлено краткое сравнительное описание SIMP и ESO/BESO методов оптимизации топологии. На примере относительно простой детали, CAD модель которой создана в среде NX и экспортирована в конечно-элементное представление, представлены различные постановки задачи оптимизации, их реализация в CAE среде ABAQUS и некоторые результаты оптимизации. Мы демонстрируем возможности рассматриваемых подходов, численных методов и программного инструментария, CAE среды ABAQUS в части улучшения жесткости конструкции детали, снижения общей и локальной напряженности ее конструкции и веса. Обсуждаются эффективность и особенности реализации двух алгоритмов оптимизации топологии, управляемых оценками чувствительности каждого конечного элемента (sensitivity-based) и узловыми значениями энергии деформации (constrained-based), а также возможность получения оптимальных конструкций с приемлемым уровнем технологичности. Предлагаемые подходы, методы и результаты могут быть использованы в практике проектирования особо ответственных деталей в различных отраслях высокотехнологичного производства.

ИССЛЕДОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ЦИФРОВЫХ АЭРОКОСМИЧЕСКИХ СНИМКОВ

Чукаев К.Н., Сухих П.Н. ФГБОУ ВПО «ВятГУ», г. Киров, Россия

В работе проводится исследование математических моделей (ММ) цифрового полутонового изображения (ЦПИ) на основе двумерной цепи Маркова и построенных на их основе алгоритмов нелинейной фильтрации ЦПИ, искаженных белым гауссовским шумом. Исследования показали, что, ММ детерминированного и случайного процессов адекватны реальным процессам, а синтезированные на их

281

основе алгоритмы нелинейной фильтрации ЦПИ, эффективно реализуют статистическую избыточность изображений и могут быть использованы для обработки видеоданных, получаемых с борта беспилотных летательных аппаратов, в том числе для мониторинга в режиме реального времени.

ЛИТЕРАТУРА [1] Петров Е.П., Медведева Е.В., Харина Н.Л. Математическая модель

цифровых полутоновых изображений Земли из космоса.– Материалы II Всерос. НТК «Актуальные проблемы ракетно-космической техники – Самара, 2011.– с.179-185.

[2] Петров Е.П., Харина Н.Л., Ржаникова Е.Д. Извлечение из шума цифровых полутоновых изображений большой разрядности // T-Comm. - 2014, №3. - С.11-13

[3] Петров Е.П., Харина Н.Л., Ржаникова Е.Д., Сухин П.Н., Чукаев К.Н. Синтез алгоритма нелинейной фильтрации изображений на основе цепи Маркова с несколькими состояниями// Сб.докладов 3 Всерос. конференции «Радиоэлектронные средства получения, обработки и визуализации информации» - РСПОВИ, г. Смоленск, 2013. – с.232-235

МОДЕЛЬ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ОДНОГО ИЗ КЛАССОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С УЧЕТОМ УПРУГОСТИ

КОНСТРУКЦИИ Никитин А.И.

ОАО «Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева», г. Таганрог, Россия

Остается актуальной проблема демпфирования (гашения) возникающих упругих колебаний конструкции средствами бортовых систем автоматического управления. В этом случае модель упругого ЛА является основой синтеза законов управления и анализа замкнутой системы «объект управления – регулятор». В общем случае задача математического моделирования динамики полета упругого ЛА распадается еще как минимум на две взаимосвязанные задачи, одна из которых – непосредственно моделирование поведения упругого ЛА, определяемого действующими на него силами, а другая – учет изменения действующих аэрогидродинамических сил и моментов, вызванного деформацией упругого ЛА и работой системы управления.

В данной работе рассматриваются теоретические основы подхода к решению указанной задачи, основанного на замене реальной конструкции ЛА эквивалентной схемой и его программная реализация для ракет, наиболее простого, с точки зрения схематизации, класса ЛА. При этом учет изменений действующих аэродинамических сил и

282

моментов, вызванных деформацией упругого ЛА, осуществлялся упрощенно на основе гипотезы стационарности.

ЭКСПРЕСС-ОЦЕНКА ПОТЕРЬ ЭНЕРГИИ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОЙ ВОЛНЫ ПРИ ОТРАЖЕНИИ

ОТ ГУСТОГО СЕТЕПОЛОТНА Гилазиев И.Р., Чони Ю.И.

Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева − КАИ, г. Казань, Россия.

Сетеполотно представляется в виде густой металлической сетки. С учетом скин-эффекта вычисляются тепловые потери, обусловленные конечной проводимостью металла.

Целью эксперсс-оценки является расчет потерь в зависимости от диаметра проволоки, шага сетки и проводимости метала.

Также в работе приведены MathCad-программа и результаты расчетов потерь в зависимости от диаметра проволоки, шага сетки и проводимости метала.

ОЦЕНКА ПРОХОЖДЕНИЯ ОПТИЧЕСКИХ СИГНАЛОВ НА БОРТ РАКЕТЫ ПРИ РАБОТАЮЩЕМ

МНОГОСОПЛОВОМ ДВИГАТЕЛЕ Евсина Т.В.

ОАО «Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова», г. Тула, Россия

Основными приемами управления современными зенитными и противотанковыми управляемыми ракетами являются отслеживание цели и передача на борт ракеты управляющих сигналов. Обеспечение управления во время старта осложняется дымовым шлейфом стартового двигателя, так как данная помеха экранирует сигналы лазера.

Для поиска путей минимизации дымовых помех, возникающих при работе двигателя, необходимо решить ряд вопросов:

– оценить ослабление оптических сигналов дымовым шлейфом; – исследовать влияние количества сопел на ослабление

оптических сигналов; – исследовать влияние угла наклона сопел при прохождении

оптических сигналов на борт. В данной работе представлена математическая модель дымового

шлейфа, с помощью которой был проведен ряд расчетов для предварительной оценки прохождения оптических сигналов на борт.

Для определения оптимального количества сопел было проведено моделирование изгиба струи на начальном и конечном участках полета ракеты. Исследование влияния количества сопел на уровень ослабления

283

сигналов показало, что при меньшем количестве сопел уровень ослабления сигналов уменьшается для двигателей с косорасположенными соплами.

В результате анализа конструкций двигателя с количеством сопел, большим двух, рациональной признана конструкция с двумя соплами, которые в начале полета дают диаметр цилиндрической части шлейфа больше, чем у четырехсопловой.

Рациональной величиной угла установки сопел следует признать 20°, так как в этом случае уровни ослабления сигналов минимальны и имеют величину К= 4,5, что в двести с лишним раз меньше энергетического потенциала лазера. Этих запасов достаточно для того, чтобы система работала при положительных температурах воздуха.

СТЕНД ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ЭЛЕКТРОФИЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ РАДИОПОГЛОЩАЮЩИХ МАТЕРИАЛОВ

И ПОКРЫТИЙ ПРИМЕНЯЕМЫХ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ЗАМЕТНОСТИ АВИАЦИОННЫХ

КОМПЛЕКСОВ Казьмин А.И.

ВУНЦ ВВА «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Снижение радиолокационной заметности (РЛЗ) в настоящее время рассматривается как один из действенных путей повышения живучести и боевой эффективности вооружения и военной техники в целом и образцов авиационных комплексов (АК) в частности.

Одним из распространенных и эффективных способов снижения радиолокационной заметности АК является применение радиопоглощающих материалов (РПМ) и покрытий (РПП). При этом на объекте могут одновременно применяться от 3-4 до нескольких десятков различных РПМ и РПП и многочисленных конструкционных материалов.

Экспериментальные исследования свойств РПП в решении проблемы снижения РЛЗ АК занимают исключительное положение. Зарубежный и отечественный опыт свидетельствует, что без наличия развитой лабораторно-полигонной базы достичь существенных результатов по этой проблеме невозможно. Одной из основных задач экспериментальных исследований в рамках проблемы снижения РЛЗ является исследование электрофизических параметров (ЭФП) РПП таких как, комплексные диэлектрическая ε и магнитная проницаемости μ , волновое сопротивление вZ и толщина покрытия b. Кроме того, в

284

процессе эксплуатации АК возникают задачи высокоточной дефектоскопии РПП.

При разработке АК для получения заданного уровня эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) РПМ и РПП имеют строго заданные параметры: переменную по профилю толщину, сложную структуру с меняющимися значениями комплексных диэлектрической и магнитной проницаемостей. Поэтому основным условием обеспечения заданного уровня снижения заметности АК является своевременное определение и поддержание электрофизических параметров РПМ и РПП в заданных пределах при его создании и в процессе эксплуатации.

Наиболее эффективно задача исследования свойств РПП АК может быть решена при использовании специальных лабораторных стендов реализованных в виде измерительно-вычислительных систем (ИВС), учитывающих индивидуальные характеристики РПП.

Вместе с тем, существующие способы контроля и реализующие их лабораторные стенды обладают низкими точностью, достоверностью и оперативностью проводимых измерений, обладают высокой стоимостью, не позволяют одновременно контролировать широкий спектр параметров материалов. Практически все информативные способы реализованы по принципу «на прохождение» электромагнитных волн через материал и не обеспечивают возможность измерения и контроля требуемого состава параметров РПП, нанесенных на металлические поверхности. Кроме того измерительные комплексы не обеспечивают учет частотной дисперсии радиопоглощающих покрытий и содержат в своей структуре стандартные рупорные антенны, не обеспечивающие синфазность фронта электромагнитной волны в дальней зоне.

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является аппаратура и средства определения параметров РПП авиационных комплексов со сниженной РЛЗ.

Целью исследований является разработка лабораторного стенда, для исследования электрофизических параметров РПМ и РПП.

В процессе выполнения конкурсной работы разработан лабораторный стенд для измерения ЭФП и обнаружения дефектов РПП. Лабораторный стенд позволяет определять ЭФП и обнаруживать дефекты РПП в реальном масштабе времени с визуализацией результатов эксперимента в виде трехмерных графиков на экране ПК. В разработанной ИВС сканирование поверхности РПП производится на основе роботизированной системы с числовым программным управлением и позволяет добиться абсолютной погрешности сканирования 0,001 мм. Математическое обеспечение вычислительной системы повышает точность измерения действительной части диэлектрической

285

проницаемости на 3 %, действительной части магнитной проницаемости на 5 %, мнимой части диэлектрической проницаемости на 5 %, мнимой части магнитной проницаемости на 5 % , модуля волнового сопротивления на 10 %, и точности определения границ дефектов на 20 % по сравнению с существующими ИВС. Кроме того лабораторный стенд обеспечивает согласование ЭМВ по волновому сопротивлению с РПП диэлектрического и магнитодиэлектрического типа и инвариантность (нечувствительность) к вариациям зазора между полеобразующими поверхностями проводящих элементов и системы «РПП-металл» за счет косвенных измерений.

Полученные технические характеристики разработанного лабораторного стенда позволяют эффективно использовать его при исследовании ЭФП существующих и разрабатываемых образцов РПП АК. Кроме того лабораторный стенд может быть использована в качестве основы при проектировании и разработке современной аппаратуры контроля параметров РПП перспективных авиационных комплексов военного назначения со сниженной РЛЗ.

ЛОКАЛИЗАЦИЯ ОПТИЧЕСКИХ И ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ МАТЕРИАЛОВ ИЗДЕЛИЙ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО

ПРИБОРОСТРОЕНИЯ Гулин А.С., Ионин В.В., Давыдов Н.Н.

Владимирский государственный университет имени Александра Григорьевича и Николая Григорьевича Столетовых, г. Владимир, Россия

К надежности функционирования бортового оборудования летательных аппаратов в условиях воздействия внешних и внутренних возмущающих факторов и высоких механических нагрузок традиционно предъявляются особые требования, при этом показатели надежности изделий предопределяются в ряде случаев физическими свойствами конструкционных материалов отдельных деталей и комплектующих.

Цель работы: – обеспечение устойчивости информационных сигналов в

межсоединениях изделий микроэлектронного оборудования при воздействии жестких электрических и электромагнитных излучений естественного и искусственного происхождения;

– достоверная регистрация процесса микродеформации опасных элементов конструкции бортового оборудования при воздействии внешних и внутренних механических усилий;

– улучшение триботехнических показателей трущихся поверхностей механически нагруженных миниатюрных деталей в составе кинематических пар скоростных механизмов.

286

– Достижение поставленной цели осуществляется благодаря следующим основным составляющим, заключающим в себе научную и практическую новизну проекта:

– разработка методики формирования оптических волноводов на основе технологии радиационного объемного/локального тонирования стеклянных коммутационных оснований оптоэлектронных микросборок интенсивным равномерным потоком гамма-излучения или интенсивными импульсами жесткого лазерного излучения (ЛИ) фемтосекундной длительности с последующим локальным отсвечиванием в стекле радиационных центров окраски пучками проникающего инфракрасного излучения [1];

– разработка методики проектирования средств контроля микродеформации поверхности опасных элементов конструкции на основе технологии радиационного тонирования и локального лазерного отсвечивания конструкционного материала стеклянного датчика в интенсивных пучках импульсного жесткого ЛИ [2];

– разработка технологии локализации физико-механических свойств обособленных поверхностей малогабаритных деталей, соизмеримых с размерами светового пятна ЛИ, и структуры стенда локальной лазерной термообработки [3];

– моделирование процессов локализации оптических и физико-механических свойств конструкционных материалов элементов специальных оптоэлектронных и кинематических цепей бортового оборудования;

– экспериментальная проверка адекватности физико-математических моделей исследуемых процессов. Обработка потоков информации на борту осуществляется в ряде

случаев в условиях сложной помеховой обстановки и внешних возмущающих воздействий естественного и искусственного происхождения различной интенсивности, таких, например, как электрические и электромагнитные поля и излучения Земли и атмосферы, средств радиолокации и радиопеленгации, факторов космического пространства, ионизирующих излучений средств вооружения и радиоэлектронного противодействия, ядерных энергоустановок и реакторов, поражающих факторов ядерного взрыва и др. Высокая проникающая способность квантов электромагнитной энергии лазерного, рентгеновского и гамма-излучения требует принятия мер для повышения радиационной стойкости материалов и устойчивости функционирования цифровых электронных и оптоэлектронных вычислительных устройств автоматики систем управления объектами авиационной, космической, оборонной техники и промышленной электроники. В условиях преобразования больших

287

объемов информации при подобного рода внешних воздействиях проявляются потенциальные преимущества оптических вычислительных устройств, а именно, присущая оптике доступность параллельной передачи и обработки информации и возможность реализации помехоустойчивых к электрическим полям и электромагнитным излучениям оптических межсоединений – оптических волноводов (ОВ). Оптические частоты информационных сигналов обеспечивают более широкую полосу пропускания каналов связи и, соответственно, более высокое допустимое быстродействие. Для обеспечения устойчивости компьютеризированных контрольно-измерительных приборов к электрическим и электромагнитным воздействиям предлагается переходить к построению локальных линий связи на основе оптических межсоединений и осуществлять их непосредственное формирование в приповерхностных слоях и/или в объеме материала стеклянных датчиков, подложек гибридных микросборок и других подобных функциональных узлов.

Разработка метода радиационно-лазерного формирования ОВ включает определение математических моделей интегрально-оптических структур и зависимости их волноводных свойств от параметров технологического процесса, а также разработку алгоритма процесса формирования ОВ в виде последовательности технологических операций. Основой методов изготовления интегральных ОВ и датчиков контроля микродеформации является создание эффективных условий для возникновения полного внутреннего отражения на границах «ОВ – подложка», т.е. формирование локальных градиентов показателя преломления. Различные типы радиационных центров окраски, возникающих, например, при воздействии интенсивного γ-излучения, на микроуровне представляют собой дефекты ближнего порядка структуры стекла: кислородно-дефицитные центры; примесные атомы (щелочные металлы и замещающий Al); промежуточные ионы кислорода и т.п.

Современные лазерные технологии характеризуются высокой пространственной локализацией энергии импульсного излучения в рабочем пучке, исключительной непродолжительностью воздействия ЛИ на материал, возможностью пространственной локализации тепловых процессов в материале, бесконтактностью термообработки и возможностью строгой дозировки энергии поглощения. Изменением энергетических характеристик ЛИ обеспечивается разнообразие видов термообработки металла.

В конструкции разработанного стенда предусмотрено размещение механизмов управления системой оптической фокусировки ЛИ на локализованной поверхности закаливаемого изделия, подачи и приема

288

изделий, формирования замкнутого ламинарного потока омывающей охлаждающей закалочной жидкости, микрофильтрации потока, компьютеризированного блока, обеспечивающего автоматизацию процесса. В состав конструкции механизма отслеживания и фокусировки ЛИ входит управляемый телескоп, допускающий оперативное определение размеров изделия и фокусировку лазерного луча до диаметра закаливаемой поверхности. Разработаны: алгоритм управления стендом, структурная схема и система микрофильтрации закалочной жидкости; алгоритм управления системой; схема двусторонней лазерной закалки опорных торцевых поверхностей осей и валов и алгоритм управления стендом двусторонней закалки.

Для установления режимов лазерной обработки обособленных поверхностей малогабаритных деталей выполнено моделирование процесса распространения в материале изделия теплового поля, инициированного импульсным воздействием энергии светового пятна ЛИ, с учетом параметров и характеристик внешней окружающей среды. Установлено, что триботехнические свойства поверхности металла предопределяются характером распределения температуры в зоне упрочнения в соответствии с диаграммой железо-углерод, решена одномерная задача теплопроводности с граничными условиями изменяемых параметров внешней среды по методу конечных разностей.

Для подтверждения адекватности математического моделирования инициированных ЛИ тепловых процессов проведено экспериментальное исследование процесса лазерной закалки обособленной торцевой поверхности опорной иглы механизма вращения при реализации на практике принципа охлаждения изделия воздушным и водяным потоками. Обработка экспериментальных образцов малогабаритного изделия выполнена по методу продольного микрошлифования иглы и скрайбирования. Установлено 2-кратное отличие микротвердости и глубины залегания приповерхностного закаленного слоя металла для различных режимов локальной лазерной термообрабоки.

Впервые разработанные методы и средства локального формирования физических свойств конструкционных материалов изделий аэрокосмического приборостроения предопределяют возможность повышения надежности функционирования изделий в условиях воздействия на бортовое оборудование внешних и внутренних возмущающих факторов.

Исследования выполнены при финансовой поддержке РФФИ (гранты №14-07-00794 и №14-07-97520) и Фонда содействия развитию малых форм предприятий в научно-технической сфере «Фонд содействия инновациям» (гранты № 1771 и №1774).

289

МОДЕЛИ ДЛЯ ОЦЕНКИ ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТИ МОНОСКОПИЧЕСКОЙ СТЕРЕОСЪЁМКИ КОСМИЧЕСКИХ

АППАРАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ С УЧЁТОМ НАДЁЖНОСТИ БОРТОВЫХ СИСТЕМ

Лохматкин В.В. ОАО «Ракетно-космический центр «Прогресс», г. Самара, Россия

Разработано математическое и программное обеспечение для имитационного моделирования влияния отказов бортовых систем космических аппаратов дистанционного зондирования Земли на производительность моноскопической стереосъёмки.

Разработаны модели, алгоритм и программное обеспечение для имитационного моделирования влияния частичных отказов СГК, целевой аппаратуры, БОС КА ДЗЗ на производительность стереосъёмки за срок активного существования. С помощью данного программного обеспечения можно более точно прогнозировать производительность стереосъёмки на этапе проектирования КА и оценивать допустимые потери выходного эффекта при отказах КА. Кроме того, разработанные алгоритмы и модели могут использоваться для оценки диаскопической стереосъёмки с учётом надёжности КА.

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ КОМАНДНОЙ НАВИГАЦИИ С ПОМОЩЬЮ АЛГОРИТМА BPIMA

Письменная В.А. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

В данной работе рассматривается созданный автором меметический алгоритм шаблонов поведения с имитацией (Behavior Pattern Imitation Memetic Algorithm – BPIMA) и его применение к задаче поиска оптимального программного управления дискретными и непрерывными динамическими системами (в качестве примера решена задача командной навигации).

В современной математике достаточно большое внимание уделяется решению задач глобальной оптимизации. Решение этих задач необходимо для проектирования конструкций летательных аппаратов, когда возникает необходимость в оптимизации характерных параметров (вес, дальность полета, аэродинамические характеристики) и разработке систем управления как отдельными элементами конструкции, так и объектом в целом.

В данной работе рассматривается задача командной навигации, целью которой является нахождение управления, которое одновременно

290

переводит группу динамических объектов в заданное состояние. Кроме этого, перевод должен быть выполнен за минимальное время.

Использование существующих численных методов связано с некоторыми трудностями: с большими вычислительными затратами, излишними требованиями к постановке задачи, проблемами в достижении сходимости метода. Таким образом, необходимым является разработка и использование эвристических алгоритмов. Несмотря на отсутствие строгого обоснования, эти методы способы найти приемлемое решение задачи в большинстве практически значимых случаев.

Термин «мем» был введён Р.Докинзом в 1976 году как «единица передачи культурной информации, распространяемая от одной особи к другой посредством имитации, научения и др.». Термин «меметический алгоритм» был впервые предложен П.Москато (P.Moscato) в своем докладе в 1989 году, где он рассматривал МА как гибрид генетического алгоритма и процедуры индивидуального обучения для уточнения решения задачи. На этапе индивидуального обучения решение (особь или её генотип) заменяется новым (обученным) решением в случае, если новое решение имеет большую приспособленность независимо от остальной части популяции. Таким образом, происходит так называемое культурное развитие особи, которое затем передаётся её потомкам в течение последующих поколений.

В данный момент понятие меметических алгоритмов широко используется для обозначения эволюционного взаимодействия или другого подхода, основывающегося на концепции популяции и обучения особей или локальной процедуры улучшения решения для задач поиска глобального экстремума функций.

В разработанном алгоритме культурная эволюция применяется за счет вектора сдвига, который находится после выполнения правила сдвига. Во время культурной эволюции информация о мемах используется для улучшения позиции обучаемой особи.

291

8.НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «МАТЕРИАЛЫ АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ»

292

ПРИМЕНЕНИЕ ЛАЗЕРНОГО ТРЕКЕРА API НА АВИАСТРОИТЕЛЬНОМ ЗАВОДЕ

Лёвина М.А. Казанский авиационный завод им. С.П. Горбунова – филиал ОАО

«Туполев», г. Казань, Россия

В современном авиастроении компьютерное проектирование технологической оснастки ведет к обновлению измерительного оборудования. На замену нивелирам и отвесам приобретается лазерная техника, которая дает высокую точность и ускорение в подготовительном процессе производства технологической оснастки. Монтаж стапельно-сборочной оснастки по базовым отверстиям невозможно выполнить без применения лазерного трекера. Достоинства и недостатки лазерного трекера API в практическом применении на авиастроительном заводе.

ПРИМЕНЕНИЕ СПЕЦИАЛЬНОЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ ОСНАСТКИ И ГИБКИХ СВЕРЛИЛЬНЫХ ШАБЛОНОВ ДЛЯ

СВЕРЛИЛЬНЫХ МАШИН С АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОДАЧЕЙ РЕЖУЩЕГО ИНСТРУМЕНТА

Пикалов А.А., Чайников К.К. филиал ОАО «Корпорация «Иркут» в г. Ульяновск, Россия

Одной из основных проблем, возникающих при разделке отверстий в смешанных пакетах КМУ-металл ручным механизированным инструментом, является возникновение расслоений и вырыва волокон в слое КМУ на выходе режущего инструмента, а так же не достаточное обеспечение перпендикулярности оси разделки по отношении к поверхности разделываемых деталей конструкций.

В промышленности в целом и в авиастроении в частности, для борьбы с вышеуказанной проблемой, т.е. для обеспечения повышенного качества отверстий, применяются прецизионные сверлильные машины с автоматической подачей режущего инструмента (СМАП). Успешное применение данного типа оборудования напрямую зависит в свою очередь от применяемой специальной технологической оснастки:

– толстостенный кондуктор; – тонкостенный сверлильный шаблон; – гибкая перенастраиваемая оснастка; – гибридная комбинированная оснастка. – Конструкция специальной технологической оснастки для

СМАП должна обеспечивать следующие требования: – однозначность позиционирования;

293

– обеспечение перпендикулярности режущего инструмента к обрабатываемой поверхности как одинарной, так и двойной кривизны;

– абсолютная жёсткость фиксации специальной технологической оснастки на обрабатываемой поверхности;

– высокая скорость перепозиционирования СМАП. Традиционное решение - изготовление цельнометаллических

толстостенных кондукторов, выполненных на 5-ти координатном станке с ЧПУ.

Существуют как стандартные механизмы фиксации СМАП в технологической оснастке, так и специальные, спроектированные под конкретную задачу. Основными типами стандартных механизмов фиксации являются концентрическая цанга и байонет.

В случаях с ограниченным подходом и трудностью позиционирования толстостенных кондукторов применяют и другие типы механизмов фиксации:

– за соседнее отверстие; – клещевой; – вакуумный.

Сотрудниками Разработчика и Изготовителя решалась практическая задача - разработка универсальной технологической оснастки для СМАП при разделке отверстий в смешанных пакетах КМУ-Ti, КМУ-Al в конструкции хвостового оперения перспективного самолета до пуска в эксплуатацию автоматизированной сборочной линии.

Учитывая единичный характер производства кессонов киля для статических испытаний и испытаний на птицестойкость, создавалась необходимость в применении упрощенного, универсального оснащения и СМАП стандартной конфигурации.

В результате проведенных опытно-конструкторских работ, был разработан комплект технологической оснастки, позволяющий производить разделку практически всей номенклатуры отверстий под крепеж в конструкции хвостового оперения. Комплект состоит как из традиционных толстостенных кондукторов и гибких сверлильных шаблонов, так и специальных кондукторов для мест с ограниченным подходом (на стыках узлов, поверхностях двойной кривизны и т.п.).

Комплект оснастки для фиксации СМАП по стыкам панелей киля с лонжеронами и нервюрами, помимо толстостенных кондукторов, включает в себя переставляемые быстросъёмные кондукторы струбцинного типа, позволяющие позиционировать СМАП при помощи концентрической цанги и байонета.

Данный комплект оснастки, в настоящее время изготовлен, и применяется при сборке хвостового оперения перспективного самолёта.

294

Кроме того, спроектирована оснастка для разделки отверстий в местах с ограниченным подходом, универсальное приспособление для разделки отверстий по стыку «I лонжерон - нервюра» и специальное приспособление с самоориентирующейся втулкой для разделки отверстий по стыку консолей стабилизатора.

ПЕРЕРАБОТКА И ВТОРИЧНОЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В АВИАЦИОННОЙ

ПРОМЫШЛЕННОСТИ Белобородов З.В., Кузнецова С.А.

г. Кемерово

В настоящее время стремительно увеличивается количество деталей самолёта, изготавливаемых из композиционных материалов (КМ). Особое место занимают полимерные композиционные материалы, которые благодаря возможности целенаправленного формирования свойств на основе различных компонентов, могут обеспечить самые высокие требования заказчика.

КМ – это материалы, состоящие из двух или более компонентов и обладающие специфическими свойствами, отличными от суммарных свойств составляющих компонентов. При этом компоненты, с одной стороны, должны быть хорошо совместимы, а с другой, не должны растворяться или иным способом поглощать друг друга. Их основные достоинства заключаются в хороших механических свойствах, низком удельном весе, стойкости к внешним воздействиям и возможности целенаправленно задавать свойства конечного материала. Наряду с этим их отличает высокая цена и сложность ремонта и утилизации.

Полимерные КМ и изделия из них активно применяются во всем мире в таких важнейших отраслях промышленности, как автомобиле-, судо- и авиастроение , строительство зданий, сооружений и транспортной инфраструктуры. В качестве основного потребителя мы рассматриваем авиационный завод.

Как уже было сказано, в настоящее время в самолетах используется большое количество деталей и агрегатов из композиционных материалов. На слайде приведен список самолётов, содержащих подобные элементы.

Со временем изделия из КМ приходят в негодность. В авиации актуальной является проблема утилизации агрегатов самолётов из композиционных материалов. Однако технологии утилизации композиционных элементов не до конца разработаны или не внедрены в производство.

Одним из путей решения проблемы является переработка и повторное использование изделий из КМ. Кроме того, в последнее время большое

295

значение приобретает производство вторичных композитов из огромного количества композиционных отходов, образующихся в процессе первичного производства (различных отраслях промышленности и быту).

Все это позволило нашей группе заняться изучением и разработкой технологии переработки изделий из КМ и проектированием завода по вторичной переработке композитов, полученных от списанных летательных аппаратов.

РАЗРАБОТКА КЕРАМИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ ДЛЯ ПОЛУЧЕНИЯ ОТЛИВОК ИЗ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ

СПОСОБОМ ЛВМ СоколовА.В.

ОАО «КУЗНЕЦОВ», г. Самара, Россия

Литье по выплавляемым моделям является одним из самых точных способов литья, но, в то же время, наиболее дорогостоящим за счет использования в технологическом процессе дорогостоящих природных или искусственных огнеупорных материалов (электрокорунд, дистен-силлиманит, плавленый кварц и др.). В данной работе предлагается использовать в качестве зернистых огнеупорных материалов водонерастворимую составляющую шлаков, образующихся при приготовлении алюминиевых сплавов.

Данные шлаки образуются при производстве первичного алюминия, при изготовлении алюминиевых сплавов и производстве изделий из них, а также при переработке ломов и отходов алюминия. В шлаках может содержаться от 5 до 80 % алюминия в различных формах (от свободного металла до оксидов), нитрид и карбид алюминия вместе с хлоридами, фторидами и оксидами других металлов, [1].

Наиболее опасными, с экологической точки зрения, являются только фториды. Однако, при захоронении шлаков на полигонах, при взаимодействии с водой выделяются токсичные и взрывоопасные вещества, такие как: H, PH3, H2S, NH3, C2H2.,HCl, HF. Объем выделяющихся газов может доходить до 40 м3 на тонну шлака.

Захоронение отходов от переработки солевых шлаков, а также «бедных» шлаков – затратный процесс, поскольку по указанным выше причинам необходимо предотвратить воздействие атмосферных осадков на захораниваемые материалы и непосредственный контакт их с почвой, [2].

В России только в результате плавки лома и отходов алюминиевых сплавов ежегодно образуется более 180 тыс. тонн солевых шлаков. Стоимость захоронения отходов их переработки, образующихся после извлечения корольков алюминия, до сих пор не превышает 1500 руб. за

296

тонну, поэтому они практически в полном объеме складируются в отвалах, [3].

Имеющиеся сегодня научные, экономические и экологические предпосылки позволяют утверждать, что в ближайшее время будет происходить постепенное вытеснение природного сырья техногенным; получат развитие безотходные технологии, решающие проблему комплексного использования отходов производства с получением ценных материалов. В полной мере это относится и к переработке алюминиевых солевых шлаков, из тонны которого можно получить:50-150 кг металлической составляющей, 100-250 кг вторичного флюса и 700-800 кг неметаллической составляющей.

Целью данной работы является разработка технологии получения оболочки при литье по выплавляемым моделям с использованием неметаллической составляющей продуктов переработки алюминиевых шлаков.

Список литературы Рязанов, С.А. Использование алюминиевых шлаков в составе

жидкостекольных смесей/ С.А.Рязанов, Н.Н.Зонненберг, А.В.Соколов// Интернет – конференция «Высокие технологии в машиностроении»– Самара:СамГТУ,2009.-С. 159-162.

Соколов А.В. Использование алюминиевых шлаков в литье по выплавляемым моделям/А.В.Соколов// Всероссийская (инновационная) молодежная научная конференция «Металлургия и новые материалы»– Самара: СГАУ, 2010.-С45-47.

Коробкова Ю.Ю. Эффективность комплексной переработки шлаков алюминиевого производства/Ю.Ю.Коробкова, А.В.Соколов// Международная научно-практическая конференция «Высшее образование, бизнес, предпринимательство»– Самара: СамГТУ, 2010.-С.105-110.

МЕТОД РАСШИРЕНИЯ ПОЛОСЫ РАБОТЫ МЕТАМАТЕРИАЛОВ

Кухаренко А.С. Филиал ОАО «Объединенная ракетно-космическая корпорация»

«Научно-исследовательский институт космического приборостроения», г. Москва, Россия

В последнее время большое внимание уделяется метаматериалам, чьи необычные свойства позволяют создавать устройства СВЧ с уникальными характеристиками, такими как сверхнаправленность, сверхчуствительность, многочастотность. Однако их существенным недостатком является узкая ширина рабочей полосы частот, обусловленная резонансной природой этих структур.

297

Для расширения рабочей полосы частот метаматериалов, основанных на грибовидных полосно-запирающих структурах (ПЗС) предлагается ввести в его конструкцию дополнительную импедансную поверхность, расположенную между верхней импедансной поверхностью, образованной пластинами грибовидной структуры и нижней плоскостью заземления.

Первый предложенный способ формирования промежуточной импедансной поверхности заключается в формировании под верхними проводящими пластинами дополнительного слоя проводящих пластин такой же формы и размера, что и пластины верхнего слоя, и имеющих омический контакт с металлизированными переходными отверстиями, которые в свою очередь также имеют омический контакт с пластинами верхней импедансной поверхности и с плоскостью заземления. Таким образом, образуются две импедансные поверхности, разность резонансных частот которых определяется разностью индуктивностей образующих их резонансных контуров, которая в свою очередь определяется разностью длин переходного отверстия от земляной плоскости до пластин промежуточного и верхнего импедансных слоев. Таким образом, две структуры с близкими резонансными частотами, совмещенные в одной конструкции, образуют одну общую полосу задержки, которая до четырех раз шире полосы задержки традиционного метаматериала на грибовидной ПЗС.

Второй предложенный способ заключается в формировании промежуточной импедансной поверхности из периодически расположенных на плоскости вложенных резонаторных колец. Причем резонаторные кольца располагаются в промежуточном слое структуры непосредственно под верхними пластинами концентрически вокруг металлизированного переходного отверстия, не имея омического контакта с ним, диаметр внешнего кольца не превышает длины верхней пластины. Использование таких многослойных конструкций приводит к небольшому снижению добротности электродинамической структуры фильтра, увеличивая эквивалентные параметры индуктивности и емкости каждого колебательного контура метаматериала, что и позволяет расширить его полосу пропускания.

Таким образом, использование в конструкциях метаматериалов на грибовидных ПЗС промежуточных импедансных поверхностей позволяет создавать частотно-селективные устройства на объемных метаматериалах, с расширенной полосой пропускания и возможностью ее перестройки, а также обеспечивает возможность создания многодиапазонных метаматериалов.

298

Представленные выводы подтверждены результатами численного моделирования и экспериментального измерения параметров предложенных конструкций.

ЛИТЕРАТУРА [1] Веселаго В. Г. Электродинамика материалов с одновременно

отрицательными значениями диэлектрической и магнитной проницаемостей. // Успехи физической науки – 1967 - Том 2. - № 3. - С. 517-539.

[2] Sievenpiper D., Zhang L., Broas R. J., Alexopolous N. G., Yablonovitch. E. High-impedance electromagnetic surfaces with a forbidden frequency band. // IEEE Trans. MTT – 1999 - vol. 47. - No. 11. - pp. 2059-2074.

[3] Engheta N., Ziolkowsky R. W. Metamaterials - phisics and engineering exploration. - Danvers.: John Willey and sons inc., 2006. - 414 p.

РАЗРАБОТКА РАДИАЦИОННО-ЗАЩИТНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА КОСМИЧЕСКОГО

НАЗНАЧЕНИЯ НА ОСНОВЕ СТЕКЛОМАТРИЦЫ Соколенко И.В.

Белгородский государственный технологический университет им. В.Г.Шухова, г. Белгород, Россия

Перспектива длительных межпланетных космических полетов предполагает поиск гораздо более эффективных энергетических и двигательных установок, по сравнению с используемыми. На данный момент одним из наиболее перспективных решений рассматривается использование в космосе ядерных энергетических установок. Однако для обеспечения необходимой радиационной защиты персонала, а также электронного оборудования, требуется установка дополнительных радиационно-защитных конструкций.

Целью работы является разработка радиационно-защитного материала, в высокой степени или полностью удовлетворяющего предъявляемым требованиям и способного обеспечить необходимую защиту жилых отсеков космических аппаратов.

В качестве материала, обладающего необходимыми эксплуатационными характеристиками, был предложен композиционный материал нового типа на основе неорганической матрицы из свинецборосиликатного стекла. В ходе разработки состава материала было предложено использовать в качестве наполнителей полученные ранее нанотрубчатый хризотил, модифицированный путем введения в его структуру вольфрамата свинца PbWO4, и нанокристаллический PbWO4, а в качестве матрицы – стекло специально разработанного состава на основе оксидов свинца и бора.

299

Нестандартное решение в области выбора материала матрицы было обосновано тем, что данная матрица может выполнять в композите не только связующую функцию, но также может нести комплексную радиационно-защитную нагрузку за счет высокого содержания свинца и бора. Также подобный материал будет иметь гораздо более высокую радиационную стойкость, по сравнению с полимерными композитами.

Выбор оптимального состава стекла проводился экспериментально, путем наварки и определения необходимых параметров стекла в различных точках диаграммы PbO-B2O3-SiO2, с добавлением оксидов ZnO и CeO2. После ряда экспериментов был выбран окончательный состав стекломатрицы, плотность которой составила 6,38 г/см3, а микротвердость около 400 HV.

Чтобы изготовить стеклокомпозит, после наварки стекло дробилось и размалывалось, сперва в вибромельнице в течение 10 мин, а под конец в фарфоровой ступке. Удельная поверхность полученного стеклопорошка превышала 3500 см2/г.

В качестве армирующего наполнителя было решено использовать нанотрубчатый хризотил, модифицированный путем заполнения нанотрубок вольфраматом свинца PbWO4 в количестве до 30 мас. % для повышения его радиационно-защитных характеристик. Использование хризотила обусловлено высокими показателями его прочностных, термических характеристик, радиационной стойкости.

Использование синтезированного нанокристаллического PbWO4 со средним размером частиц ок. 50 нм в качестве дополнительного функционального наполнителя обусловлено его весьма высокими показателями защиты от фотонной радиации за счет высокой плотности 8,4 г/см3 и нанодисперсности.

Для изготовления образцов полученные стеклопорошок, хризотил и нанокристаллический PbWO4 смешивались в определенной пропорции и тщательно гомогенизировались в фарфоровой ступке при добавлении изобутанола. Полученная смесь запрессовывалась в пресс-форме при давлении 80 МПа, пресс-форма ставилась в муфельную печь и выдерживалась при 430-450оС в течение 30 мин. После выдержки смесь быстро прессовалась при давлении 80 МПа, далее производилось охлаждение пресс-формы и выпрессовка полученного образца.

Плотность полученных образцов композита составила 5,5-6 г/см3, что значительно превышает показатели большинства аналогичных материалов на полимерной матрице. Предел прочности при сжатии для образцов различного состава составил 200-300 МПа. Температуростойкость материала составляет около 400оС, определяется температурой начала размягчения стекломатрицы, при увеличении

300

содержания наполнителей возрастает. Также материал обладает высокой устойчивостью к истиранию.

Радиационно-защитные свойства композита определяются как высокой плотностью, так и высоким содержанием широкого спектра тяжелых и легких элементов. На данный момент ведутся работы по определению конкретных значений коэффициентов ослабления фотонной и нейтронной радиации. При этом, в зависимости от конкретной задачи, имеется возможность варьировать уровень защиты материала от различных видов излучения ввиду легкости изменения его химического состава.

Таким образом, полученный стеклокомпозит обладает рядом преимуществ перед аналогами на полимерной матрице:

– Предельная температура эксплуатации: 400оС (против 200-250 оС у полимерных композитов);

– Повышенные радиационно-защитные свойства за счет высокой плотности: 5,5-6 г/см3;

– Предел прочности при сжатии – до 300 МПа; – Высокая устойчивость к воздействию атомарного кислорода и

микрометеоритных частиц; – Радиационная стойкость – на несколько порядков выше, чем у

полимеров; – Сравнительно невысокая себестоимость – 250-300 руб/кг.

Последний пункт говорит о том, что данный композит можно с успехом использовать не только на космических аппаратах, но он также может с успехом применяться в более широких масштабах, на различных судовых и наземных ядерных установках.

ЛИТЕРАТУРА [1] Основные тенденции развития космонавтики в России // Claw.ru:

Космическая энциклопедия. URL: http://kosmos.claw.ru/shared/424.html (дата обращения 5.08.2013).

[2] Pavlenko, V. I., L. N. Naumova and I. V. Sokolenko. Modification of Nanotube Chrysotile by Introducing Heavy Metal Compounds into its Structure // World Applied Sciences Journal. – 2013. – T. 24. – № 11. – P. 1489-1495.

[3] Соколенко И. В. Получение нанокристаллических неорганических соединений на примере PbWO4 // Вестник БГТУ им. В.Г. Шухова. – 2014. – № 4. – С. 138-142.

[4] Артемьев В. А. Об ослаблении рентгеновского излучения ультрадисперсными средами // Письма в ЖТФ. – 1997. – Т. 23. – № 6. – С. 5-9.

[5] Гульбин В. Н. Разработка композиционных материалов, модифицированных нанопорошками, для радиационной защиты в

301

атомной энергетике // Ядерная физика и инжиниринг. – 2011. – Т.2. – № 3. – С. 272-286.

[6] Павленко В.И., Бондаренко Г.Г., Куприева О.В., Ястребинский Р.Н., Черкашина Н.И. Модифицирование поверхности гидрида титана боросиликатом натрия // Перспективные материалы. – 2014. – № 6. – С. 19-24.

[7] Машкович В. П., Кудрявцева А. В. Защита от ионизирующих излучений: справочник. – 4-е изд. перераб. и доп. – М.: Энергоатомиздат, 1995. – 496 с.

АППАРАТНО-ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ АВИАЦИОННЫХ ДЕТАЛЕЙ

Павлов П.В., Горюнов А.Е. ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е.

Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Воронеж, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе является аппаратно-программный комплекс неразрушающего контроля авиационных деталей, включающий портативный спекл-лазерный дефектоскоп «ЛСДС-2», принцип действия которого основан на использовании метода спекл-структур оптического излучения (МССОИ) и программный комплекс обработки цифровых спекл-изображений.

Целью исследований является повышение эффективности оптических методов неразрушающего контроля авиационных деталей путем разработки и внедрения устройств, принцип действия, которых основан на использовании МССОИ.

В процессе выполнения конкурсной работы приведены результаты численного моделирования и результаты натурных испытаний по использованию МССОИ для оценки состояния поверхностной и подповерхностной структуры авиационных деталей, разработан макет портативного устройства неразрушающего контроля и программный комплекс обработки данных.

Так же в работе проведена оценка приделов применимости алгоритмов корреляционной обработки спекл-изображений при неразрушающем контроле авиационных деталей с использованием МССОИ.

Результаты конкурсной работы могут быть использованы при обосновании тактико-технических требований при разработке устройств неразрушающего контроля основанных на использовании МССОИ.

302

ИССЛЕДОВАНИЯ ВЫПУСКНОГО КЛАПАНА, С ПРИМЕНЕНИЕМ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ,

СИСТЕМЫ ВОЗДУХООБМЕНА НА ТРАНСПОРТЕ Никулин А.В., Нагайцев Р.Ю.

ОАО НПО «Наука», МГМУ «МАМИ», г. Москва, Россия

Аннотация. В данной работе проводится описание и результаты испытаний клапана выпускного электроприводного изготовленного из композиционных материалов.

Ключевые слова: композиционные материалы, системы воздухообмена.

Постановка задачи В настоящее время применение композиционных материалов в

машиностроении постоянно растёт, особенно последние десять лет. Современные композиционные материалы могут существенно снизить вес изделий, увеличить прочность, удешевить и упростить процесс разработки опытного образца изделия.

В целях научно-исследовательской работы по исследованию возможности применения композиционных материалов, на предприятии ОАО НПО «Наука»впервые в качестве опытного образца был изготовлен клапан выпускной электроприводной.

Клапан с проходным сечением Дн=200 мм, предназначен для дросселирования потока воздуха на сбросе из гермокабины с регулированием по электрическим управляющим сигналам в двух режимах автоматического управления и в режиме дистанционного управления в составе цифровой системы автоматического регулирования давления (САРД).

Клапан выпускной применяется на самолетах Ту-204СМ и Ан-70. Корпус и заслонка экспериментального образца выпускного клапана

изготовлены из композиционных материалов (полиамид 6.6) методом лазерного спекания.

Применение полимерных композиционных материалов позволило снизить массу корпуса 7312.008 и заслонки 7312.009 в два раза, массу клапана в 1,3 раза.

Далее были исследованы свойства клапана к механическим воздействиям и проведены испытания клапана в составе системы автоматического регулирования давления.

Клапан с положительными результатами выдержал испытания на работоспособность, ударную прочность, на прочность и устойчивость к воздействию широкополосной случайной вибрации, акустические и стендовые испытания в составе системы автоматического регулирования давления, сравнение результатов с клапаном в базовом исполнении изготовленного из алюминиевого сплава АК7.

303

По результатам испытаний сделаны следующие выводы: – Масса клапана из композиционных материалов легче клапана в

базовом исполнении на 30 %. – Применяемый материал на акустические показатели клапана не

влияет. – Для повышения прочности клапана, корпус необходимо усилить

(увеличить толщину стенок, ввести в конструкцию корпуса ребра жесткости).

– Сравнение результатов работы САРД с металлическими заслонкой и корпусом выпускного клапана и с заслонкой и корпусом из композитного материала выявило, что заслонка из композитных материалов показала большую стабильность в режимах поддержания заданного давления.

– Полученные результаты показывают перспективность использования композитных материалов в системах воздухообмена.

– Необходимо расширить номенклатуру изделий с применением композиционных материалов, входящих в систему воздухообмена летательных аппаратов.

ИССЛЕДОВАНИЕ МИКРОСТРУКТУРЫ КОМПОЗИЦИОННОГО КОНСТРУКЦИОННОГО МАТЕРИАЛА НА ЭТАПЕ ПОЛУЧЕНИЯ

УГЛЕПЛАСТИКА Глухова К.Л., Долгодворов А.В.

Пермский национальный исследовательский политехнический университет, ОАО «Уральский научно-исследовательский институт

композиционных материалов», г. Пермь, Россия

Как известно, свойства материалов определяются их микроструктурой. Исследование микроструктуры материалов и веществ – актуальная задача для различных областей науки и современных технологий. В современной авиационной и космической технике исключительно важны оценка и анализ свойств применяемых материалов.

В работе представлены методы изучения структуры, методы подготовки шлифов, описано оборудование и перечень программного обеспечения для подготовки шлифов.

В качестве объекта исследования выбран материал углепластик. Материал получен методом пресс-камерного формования ткано-выкладочно-прошивного каркаса, предварительно пропитанного термореактивным фенолформальдегидным связующим с последующей полимеризацией.

Исследования микроструктуры проводились на металлографическом инвертированном микроскопе МЕТАМ ЛВ-42 для образцов

304

углепластика в отраженном свете по методике, аналогичной методике применяемой в металловедении, при увеличении 50х – 1000х. Фотосъемка микроструктуры образца проведена цифровой видеокамерой САМ V200с разрешением 1296х972.Компактная цифровая камера для компьютерных микроскопов, без дополнительных приспособлений размещается вместо окуляра в микроскопе и подключается к компьютеру. Данная камера позволяет подключаться ко всем микроскопам с диаметром окуляра 23,2 мм (моно-, бино-, тринокулярные) не требуя специальных адаптеров.

В результате экспериментального исследования удалось выполнить качественный анализ структуры материала. Исследование показало, что в образцах наблюдается плотная, равномерная укладка углеродных нитей. В структуре присутствуют так же небольшое количество некрупных межниточных пор (макропор) удлиненной формы, заполненные связующим. Макропоры распределены равномерно по толщине образца. Распределение связующего внутри нитей материала неравномерное. Внутри нитей, по всему объему, присутствуют участки с неплотной укладкой филаментов. Межфиламентное пространство частично заполнено связующим, присутствуют многочисленные микропоры, свободные от связующего.

ИССЛЕДОВАНИЕ МИКРОСТРУКТУРЫ КОНСТРУКЦИОННОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА

НА ЭТАПЕ ПОЛУЧЕНИЯ УГЛЕРОД – УГЛЕРОДНОГО КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА

Самарина О.Ю. (Пермский национально-исследовательский политехнический университет), Долгодворов А.В. (ОАО «Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов»),

г. Пермь, Россия

Разработка композитов на основе углерод - углеродных материалов, началась в 90-е гг. прошлого столетия. Эти материалы с углеродной матрицей, армированной углеродными волокнами, занимают особое место среди современных конструкционных материалов.

Углерод – углеродные композиционные материалы являются коррозионностойкими в агрессивных средах, в которых коррозионностоек графит, при этом они обладают существенно большей механической прочностью, чем графиты и керамика, в том числе к ударным нагрузкам. Углерод – углеродные композиционные материалы имеют самую высокую удельную прочность среди всех известных материалов. Но и у углерод – углеродных композиционных материалов есть свои недостатки. Основным недостатком является то, что они проницаемы для жидкостей и газов.

305

В работе рассмотрен углерод – углеродный материал структуры 2D+1, армирующий каркас углерод – углеродного композита получен путем прошивки многослойного тканевого пакета из слоев углеродной ткани полотняного переплетения, наработанной из высокомодульного волокна по основе и утку ткани. Пространственное армирование образовано системой углеродных нитей утка и основы ткани (структура 2D) с последующей прошивкой пакета в перпендикулярном направлении (структура 2D+1) высокопрочной низкомодульной углеродной нитью.

Среди отличительных свойств такого материала можно выделить широкие функциональные и технологические возможности, так же стоит отметить возможность изготовления деталей сложной формы, часто без проведения дополнительной механической обработки.

Для получения необходимых свойств материала необходимо изучить изменение микроструктуры материала на переделах изготовления, что и явилось задачей предлагаемой работы.

Ключевые слова: углерод – углеродный композиционный материал, углепластик, микроструктура, карбонизация, пироуплотнение, высокотемпературная обработка, свойства, углеродное волокно, микрошлифы, шлифование.

ИССЛЕДОВАНИЕ РЕЗЕРВА ШТАМПУЕМОСТИ ЛИСТОВ ИЗ СПЛАВА Д16

Храмова М.И. Самарский государственный аэрокосмический университет имени

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

Работа посвящена повышению характеристик штампуемости сплава Д16 за счёт целенаправленного формирования в листах требуемого размера зерна. Проведены термодинамические расчёты изменения размера зерна в зависимости от степени холодной деформации при прокатке, температуры нагрева и времени выдержки. Установлено, что наиболее мелкое зерно может быть получено при прокатке со степенью обжатия 30%, температуре нагрева 420 оС и выдержке 12 минут. Проведена опытная прокатка по выбранному режиму и отжиг при заданной температуре в течение 3, 6 и 12 минут. Выполнены механические испытания образцов из полученных листовых заготовок на одноосное растяжение, установлены предел прочности, предел текучести, относительное удлинение, коэффициент штампуемости. С помощью микроструктурного анализа сделана оценка размера зерна. Экспериментальные результаты подтвердили рассчитанные значения

306

размера зерна и высокуюштампуемость в заготовках с минимальным размером зерна 20-30 мкм.

ВАКУУМНАЯ ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПРЕПРЕГОВ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ

Глебов И.В., Синюков Н.В. Московский государственный университет леса,

г. Мытищи Московской обл., Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является вакуумная технология многократной пропитки кремнезёмных и кремнезёмно-капроновых полотен бакелитовым лаком с промежуточными вакуумными сушками, применяющаяся для изготовления препрегов с высоким содержанием фенолоформальдегидной смолы (ФФС), которые используются для изготовления теплозащитных покрытий (ТЗП) космических спускаемых аппаратов (КСА).

Целью исследований является разработка новой технологии пропитки, позволяющей получать препреги с заданными характеристиками по содержанию смолы и летучих продуктов, сократить время технологического процесса, снизить количество бакелитового лака, необходимого для производства препрега, понизить вредность производства этих материалов и улучшить общую экологичность процесса.

В процессе выполнения конкурсной работы проведён синтез математической модели процесса пропитки пористых кремнезёмных и кремнезёмно-капроновых полотен бакелитовым лаком, разработана технология многократной вакуумной пропитки полотен с промежуточными вакуумными сушками, позволяющая обеспечить высокое содержание ФФС в препреге. Разработана экспериментальная установка для опытной пропитки образцов полотен на производстве, и проведены пропитки двух типов полотен кремнезёмного (КТ) и кремнезёмно-капронового (КТК).

В работе приведен анализ применяющегося способа изготовления препрегов для производства ТЗП КСА и указаны его недостатки. Приведена разработанная математическая модель процесса вакуумной пропитки, расчёты предельного содержания ФФС в препреге при однократной пропитке и расчёт количества циклов пропитки, необходимого для обеспечения требуемого содержания ФФС в препреге. Описана установка для проведения экспериментальных пропиток полотен и результаты этих пропиток. Показано соответствие полученных результатов расчётам, проведённым по математической модели.

307

Также в работе приведено сравнение некоторых физико-химических характеристик материала, изготовленного из отверждённых препрегов, полученных по применяющейся и разработанной технологиям пропитки.

Разработка новой технологии вакуумной пропитки проведена в рамках хозяйственно-договорной тематики между ЗАО «ЗЭМ», РКК «Энергия» им. С.П. Королёва и ФГБОУ ВПО МГУЛ. Разработанная технология готовится к внедрению в производство.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ И ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ СЕКТОРА ЦЕНТРАЛЬНОГО ЗЕРКАЛА КОСМИЧЕСКОЙ ОБСЕРВАТОРИИ «МИЛЛИМЕТРОН»

Бердникова Н.А., Чичурин В.Е. ОАО «Информационные спутниковые системы имени академика М. Ф. Решетнёва», г. Железногорск, Красноярский край, Россия

Космическая обсерватория «Миллиметрон» с космическим телескопом диаметром 10 м предназначена для исследования объектов Вселенной в миллиметровом и инфракрасном диапазонах длин волн (от 0,02 до 17 мм) с ультравысокой чувствительностью и со сверхвысоким угловым разрешением - до десятков миллиардных долей угловой секунды.

В рамках реализации космического проекта «Миллиметрон» в работе предлагается конструкция и технология изготовления сектора центрального зеркала (ЦЗ) космической обсерватории.

В работе рассматриваются следующие задачи: – выбор схемы армирования слоев композиционного материала

(КМ) для отражающей поверхности ЦЗ; – конечно-элементный расчет величины перемещений под

собственным весом и собственных частот колебаний ЦЗ; – выбор и опробование технологии изготовления сектора ЦЗ.

При использовании КМ в размеростабильных конструкциях особо остро стоит задача синтеза материала, его качественного и количественного состава, схем армирования и гибридизации для обеспечения минимального температурного расширения при определенном уровне прочностных характеристик.

Теоретические расчеты и экспериментальные данные показывают, что наиболее близким к нулю термическим расширением (до ±0,1*10-6 1/град) обладает многослойная структура со схемой армирования (±45º), (0±75º), (0±90º) и (0±45/90), (0/45/90/135), при соответствующем объемном соотношении армирующих волокон и матрицы. С указанными схемами армирования слоев КМ проведено конечно-

308

элементное моделирование поверхности ЦЗ для определения наиболее жесткой схемы.

Многослойная поверхность ЦЗ со схемой армирования обладающей минимальными температурными деформациями и максимальной частотой собственных колебаний проводиться дальнейшее моделирование ЦЗ.

В процессе работы разработаны многочисленные конечно-элементные модели ЦЗ с различными видами оребрения тыльной стороны.

На первом этапе работы рассматривался вариант реберной структуры тыльной стороны зеркала из одинаковых треугольных или трапециевидных элементов. Далее моделировалась конструкция с конфигурацией большинства треугольных элементов соответствующих правильному треугольнику. Оставшиеся неподкрепленные участки поверхности ЦЗ заполнялись треугольными элементами различной конфигурации. Неизменными параметрами при подборе оптимальной реберной структуры оставались свойства материала, схема армирования слоев КМ и схема закрепления при испытаниях.

Выбранная конструкция сектора ЦЗ представляет собой обшивку, подкрепленную с тыльной стороны ребрами жесткости в форме треугольников. Изготовление осуществляется за один технологический цикл на оснастке, материал которой имеет КЛТР, близкий к КЛТР материала сектора.

Приспособление состоит из оправки с прецизионной формообразующей поверхностью, ограничительных пластин и кассеты для формования резиновых пуансонов.

Отдельно, на каждый пуансон по четырем граням укладываются заготовки материала по выбранной схеме армирования, после чего все пуансоны крепятся к кассете и устанавливаются в приспособление для изготовления сектора ЦЗ, собирается вакуумный чехол и производится полимеризация конструкции сектора ЦЗ в автоклаве.

Для отработки конструкторско-технологических решений при изготовлении сектора ЦЗ изготовлен образец. Образец представляет собой оболочку с тыльной стороны подкрепленную ребрами в виде треугольных сегментов.

Конструктивно в образце реализовано однородное оребрение в виде правильных треугольников. Опробована новая технология с применением термокомпрессионного формования. Для проверки размеростабильности образца при тепловом воздействии проведены испытания в термобарокамере.

309

ПРЯМОЕ ИЗГОТОВЛЕНИЕ ТРЁХМЕРНЫХ ИЗДЕЛИЙ ИЗ АЛЮМИНИДА НИКЕЛЯ МЕТОДОМ ПОСЛОЙНОЙ

ЛАЗЕРНОЙ НАПЛАВКИ Котобан Д.В.1, Шишковский И.В.1,2

1МГТУ «СТАНКИН», г. Москва, 2Физический институт им. П.Н. Лебедева РАН, г. Самара, Россия

Детали конструкций «горячей» части авиадвигателей подвержены воздействию горячих газов при температурах до 1200 °С. Используемые в этой области материалы прошли развитие от нержавеющих сталей до никелевых суперсплавов с усовершенствованной микроструктурой с повышенной жаростойкостью и жаропрочностью [1-4]. В последнее время большое внимание уделяется сплавам на основе алюминидов никеля и в частности Ni3Al [5-7]. Интерметаллидные фазы γ и (γ + γ’) Ni3Al имеют температуру плавления 1385 °C, низкую плотность 7.53 г/см3, жаропрочность до 900 °C и жаростойкость до 1250 °C, высокую износостойкость и стойкость к эрозии и кавитации, а также способны свариваться со сталями и сплавами на основе меди [8]. Таким образом, алюминиды никеля являются перспективными кандидатами как для защитных покрытий, так и для объектов высокотемпературных узлов, как например: детали реактивных сопел, форсажной камеры, рабочих лопаток турбин и т.д.

Ранее в работах [5,6] использовался процесс самораспространяющегося высокотемпературного синтеза смеси порошков никеля и алюминия с применением лазерного излучения в качестве инициатора реакции для получения алюминидов никеля и изготовления трёхмерных изделий без пор и трещин. Также, в работах [9-13] проводились исследования сплавов на основе Ni3Al, полученных методом искрового плазменного спекания, литьем, холодным прессованием, лазерной наплавки, плазменной наплавки.

Настоящая работа посвящена исследованию прямого нанесения металла (трёхмерной лазерной наплавки) алюминида никеля Ni3Al и изготовлению плотных трехмерных образцов. Особое внимание уделяется технологическим режимам и поиску оптимальных параметров процесса трёхмерной лазерной наплавки.

В качестве исходного материала применялся порошок ПР-Н85Ю15 (ОАО «Полема», Россия) с заданным составом 86Ni 13.5Al, что является стехиометрическим соотношением фазы Ni3Al. Фракция порошка составляла +20 -63 мкм. Гранулометрический анализ показал следующее статистическое распределение частиц по эквивалентному диаметру: d10= 30.7 мкм, d50= 46.8 мкм, d90= 65 мкм. Анализ порошка методом РЭМ показал, что большинство частиц имеют иррегулярную форму.

310

Эксперименты проводились на многофункциональном лазерном комплексе TruCell 3008, оборудованном дисковым Yb:YAG лазером максимальной мощностью 2 кВт в режиме постоянного излучения, с системой доставки лазерного луча по волоконному кабелю в лазерную голову. Установка оснащена двухканальным порошковым питателем, наплавочной головой с коаксиальной подачей порошка и 5-координатной системой ЧПУ. В качестве подающего газа использовался гелий, а в качестве защитного – аргон, расходом 10 л/мин каждый. Основными параметрами технологических режимов были выбраны: мощность лазерного излучения P Вт, скорость сканирования V мм/мин и подача порошка G г/мин. Для изготовления одиночных валиков мощность лазерного излучения варьировалась от 80 до 400 Вт, скорость сканирования – от 50 до 600 мм/мин, а подача порошка – от 3 до 9 г/мин. Неизменяемыми параметрами процесса были выбраны: диаметр лазерного луча на подложке – 0,2 мм, расстояние от среза сопла до подложки – 7 мм. В качестве подложки использовалась углеродистая сталь Ст20. Применялись комбинированные параметры: удельный лазерный энерговклад (мощность лазерного излучения делённая на скорость сканирования и диаметр луча, Дж/мм2), удельная энергия (мощность лазерного излучения делённая на подачу порошка, Дж/г) и удельную подачу порошка (подача порошка делённая на скорость сканирования, г/мм). Достоинством такого подхода является простой многофакторный анализ результатов относительно технологических режимов.

Полученные образцы приготовлялись в шлифы и частично травились в растворе CH₃ COOH: HNO3 : HCl. Шлифы подвергались оптической металлографии на микроскопе Olympus BX51, электронной микроскопии на РЭМ TESCAN VEGA 3 LMH. Твёрдость проверялась на микротвердомере ПТМ-3М. Фазовый состав выявлялся с помощью РФА на дифрактометре ДРОН-3.

На начальном этапе исследования были проведены исследования по наплавке одиночных валиков. В результате исследования были получены валики различной геометрической конфигурации. Из-за относительно маленького диаметра лазерного луча, на режимах с высокой мощностью были получены валики с «кинжальным» проплавлением в подложку, что больше подходит для технологии сварки. Тем не менее, были получены валики с удовлетворительной геометрией, без пористости и трещин. Отметим, что минимальные размеры, которые имел валик, достигали 280 мкм в ширину и 100 мкм в высоту с перемешиванием ≈5% (удельный лазерный энерговклад - 3 Дж/мм2,расход порошка – 3,8 г/мин.).

311

Анализ параметров процесса и полученных валиков показал, что наиболее приемлемая удельная энергия составляет 2-8 Дж/г. Большие значения будут пригодны для увеличения технологичности процесса – скорости изготовления. Микроструктуры имеют в основном дендритное строение, частично с вторичными ветвями дендритов. Химический состав образцов, полученный с помощью метода энергодисперсионной рентгеновской спектроскопии, равномерный, с содержанием никеля и алюминия совпадающим с исходной композицией порошка.

Используя оптимальные параметры наплавки одиночных валиков, были получены слои и многослойные образцы. Первый шаг заключался в поиске оптимальных шагов по слою (между валиками) и между слоями. Оптимальные значения были получены экспериментальным путём и составили 0,15 мм для расстояния между валиками и 0,15 мм между слоями. Отметим, что полученные однослойные образцы не имели пористости, трещины имели в длину не более 100 мкм и располагались без зависимости в слое. Двуслойные образцы имели трещины, проходящие через всю толщину покрытия. Исследование трещин показало, что трещина начинается на границе зёрен и далее распространяется через все слои. Следует отметить, что сплавы на основе алюминидов никеля, особенно нелегированные, подвержены образованию почти всем известным типам трещин, таким как усадочные, ликвационные и холодные трещины.

Внешне трёхмерные образцы имеют слоистое строение, что типично для объектов, изготовленных послойно. Для уменьшения этого эффекта, а также для гомогенизации свойств, многослойные образцы изготавливались с поворотом направления построения слоев на 90°. Для улучшения точности применялся метод сглаживания слоёв, когда после каждого наплавленного слоя слой сканировался лазерным излучением. Перед наплавкой применялся однократный подогрев подложки лазерным излучением.

Полученные трёхмерные образцы показали дендритное строение схожее с микроструктурами одиночных валиков и однослойных покрытий. Направление роста дендритов совпадало с направлением теплоотвода, однако с увеличением скорости сканирования, верх дендритов одного слоя отклонялся в сторону сканирования. Энергодисперсионная рентгеновская спектроскопия показала равномерное распределение элементов (соответствующее начальному составу порошка) по толщине объектов. Содержание материала подложки при использовании режимов с большим энерговкладом варьировалось от степени перемешивания, но резко сокращалось на втором и следующих слоях.

312

Многослойные образцы подвергались фазовому анализу, который показал наличие интерметаллидных фаз (111) ’-Ni3Al и метастабильной (110) Ni2Al. В спектре также присутствует линия (110), что соответствует, по всей видимости, материалу подложки. Кристаллографическая ориентация фазы ’-Ni3Al имеет преимущественное направление [111]. Таким образом, процесс лазерной наплавки позволяет получить (сохранить) стабильную интерметаллидную фазу Ni3Al в одном кристаллографическом направлении.

Анализ твёрдости показал, что средняя твёрдость составляет 380 HV0,1, а максимальная в верхней части покрытий – 420 HV0,1, что соответствует данным из литературы [9, 14].

В заключении отметим, что в рамках исследования интерметаллидный материал на основе Ni3Al наплавлялся с помощью лазерного излучения для получения трёхмерных объектов типа куб. Полученные образцы преимущественно содержали фазу ’-Ni3Al с кристаллическим направлением [111]. Вследствие низкой пластичности присущей этому материалу наблюдались, по всей видимости, горячие трещины, образовавшиеся на этапе затвердевания расплава. Однако полученные результаты позволяют предполагать возможность производства методами трёхмерной лазерной наплавки (или сходными методами Селективного лазерного плавления или Селективного электронно-лучевого плавления) сложнопрофильных изделий с повышенной жаропрочностью для нужд авиастроения.

ЛИТЕРАТУРА Серикбол А., Федосеев СН Перспективы развития жаропрочных

сплавов для авиастроения // Исследовательский бюллетень: Современные исследования и их практическое применение Сборник научных трудов SWorld. – Выпуск 2. Том 10. – Одесса:Куприенко, 2013 – 97 с.

Шарова Н. А., Живушкин А. А., Тихомирова Е. А. Оценка состояния развития и применяемости современных материалов для деталей турбины перспективного авиационного двигателя //Научно-технические ведомости Санкт-Петербургского государственного политехнического университета. – 2010. – Т. 2. – №. 100. – С. 97-102.

Каблов Е. Н. Стратегические направления развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года //Авиационные материалы и технологии. – 2012. – С. 7-17.

Григорьев С.Н., Смуров И.Ю. Перспективы развития инновационного аддитивного производства в России и за рубежом // Инновации. 2013. №10. С. 2-8.

313

Камашев А. В. и др. Использование лазерного источника для синтеза интерметаллидов в системе Ni–Al //Письма в ЖТФ. – 2001. – Т. 27. – №. 12.

Шишковский И.В., Макаренко А.Г., Петров А.Л., Исследование условий СВС интерметаллидов при селективном лазерном спекании порошковой композиции // Физика горения и взрыва. 1999. Т. 35. № 2. с. 59-64.

Е.Н. Каблов, О.Г. Оспенникова, О.А. Базылева, Материалы для высокотеплонагруженных деталей газотурбинных двигателей, Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение». 2011, c. 13-17.

Гринберг Б.А., Иванов М.А. Интерметаллиды Ni3Al и TiAl: микроструктура, деформационное поведение. Екатеринбург: УрО РАН, 2002 – 360c.

Шевцова Л.И., Самейщева Т.С. Структура и свойства интерметаллидов на основе никеля и алюминия, полученных методом искрового плазменного спекания // Сборник докладов XIX Международной научно-практической конференции «Современные техника и технологии» в 3 т. -2013, - Т.2. - с.191-192

Поварова К. Б. и др. Конструкционные жаропрочные сплавы на основе Ni3Al: получение, структура и свойства //Материаловедение. – 2011. – №. 4. – С. 39-48.

Zhu S. et al. Ni3Al matrix high temperature self-lubricating composites //Tribology International. – 2011. – Т. 44. – №. 4. – С. 445-453.

Liu W., DuPont J. N. Direct laser deposition of a single-crystal Ni3Al-based IC221W alloy //Metallurgical and Materials Transactions A. – 2005. – Т. 36. – №. 12. – С. 3397-3406.

Zhang L. et al. Preparation and properties of the Ni-Al/Fe-Al intermetallics composite coating produced by plasma cladding //International Journal of Minerals, Metallurgy, and Materials. – 2011. – Т. 18. – №. 6. – С. 725-730.

Nagpal P., Baker I. Effect of cooling rate on hardness of FeAl and NiAl //Metallurgical and Materials Transactions A. – 1990. – Т. 21. – №. 8. – С. 2281-2282.

314

ЧИСЛЕННЫЕ ОЦЕНКИ ТЕПЛОВЫХ ПАРАМЕТРОВ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ТЕРМОЭМИССИОННОЙ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТОЙ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ АНОМАЛЬНОГО

ПОДВОДА ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В ПОЛЕТЕ Колычев А.В.

Научный руководитель: к.т.н., доцент Керножицкий В.А. БГТУ «ВОЕНМЕХ» имени Д.Ф. Устинова,г. Санкт-Петербург, Россия

В настоящее время существует необходимость обеспечения длительного полета в атмосфере со скоростями в пять и более раз превосходящих скорость звука, называемыми гиперзвуковыми. При таких скоростях элементы конструкции летательных аппаратов испытывают на себе одновременно интенсивный нагрев и воздействие агрессивной кислородсодержащей среды, что является комплексной проблемой, получившей название «тепловой барьер». Поэтому актуальным также является разработка систем тепловой защиты, направленная на преодоление «теплового барьера».

Целью данной работы численные оценки тепловых параметров функционирования термоэмиссионной тепловой защитой элементов конструкции (ЭК) гиперзвукового летательного аппарата в условиях аномального подвода тепловой энергии в полете. Работа является вкладом в решение проблемы обеспечения испытаний гиперзвуковых демонстраторов в случаях нерасчетного перегрева конструкции до температур, при которых может произойти унос существующих типов защитных антиэрозионных покрытий, что в большинстве случаев приводит к потери аппарата. Актуальность подтверждается авариями гиперзвуковых демонстраторов, испытываемых за рубежом.

ТЭТЗ обладает замечательным свойством, которой заключается в сильной зависимости тепловых потоков электронного охлаждения, имеющих место быть при термоэлектронной эмиссии, от температуры. Данное свойство может позволить решить проблему аномального нерасчетного подвода тепловой энергии к ЭК ГЛА в полете. Кроме того, оно позволяет управлять теплоотводом и проводить диагностику нагрева всей защищаемой поверхности по измеряемым параметрам электрогенерации.

315

ОСОБЕННОСТИ СОЗДАНИЯ ДЕТАЛЕЙ ИЗ УГЛЕПЛАСТИКА С ВНЕДРЕННЫМИ ОПТОВОЛОКОННЫМИ ДАТЧИКАМИ

Михайловский К.В., Базанов М.А. ОАО «Композит», г. Королёв Московской обл., Россия

В настоящее время в ракетно-космической технике (РКТ) востребованы конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ), способные работать без изменения геометрических размеров в интервале температур от минус 150 °С до плюс 150 °С. Производство таких ПКМ необходимо в связи с созданием нового поколения спутниковых систем и орбитальных комплексов. Основными конструкционными материалами для подобного рода объектов являются углепластики. В углепластике полимерная матрица обладает низкой теплопроводностью и термостойкостью и выполняет преимущественно функции перераспределения напряжений между волокнами каркаса, углеродный каркас обеспечивает необходимую прочность и жесткость. Главные преимущества углепластика – малая плотность, высокие прочностные и жесткостные свойства, низкий коэффициент линейного термического расширения (КЛТР).

В обеспечение надежности создания элементов конструкций КА необходимо контролировать напряженно-деформированное и температурное состояние, как в процессе изготовления, так и во время эксплуатации. Для решения этой задачи в инженерной практике традиционно используются методы неразрушающего контроля (акустические, радиоволновые, тепловые, радиационные и ряд других). Однако, использование методов неразрушающего контроля для оценки качества конструкций из углепластика сталкивается с рядом трудностей, связанных с разнообразием структуры и технологий изготовления, которые, как правило, разрабатываются применительно к конкретному изделию и зачастую не могут быть напрямую перенесены на другие изделия; разбросом физико-механических и теплофизических характеристик, большим разнообразием дефектов, возникающих в процессе изготовления и эксплуатации.

В этой связи возникает потребность в разработке новых подходов к оценке качества конструкций из углепластика. Один из наиболее перспективных подходов состоит в интеллектуализации элементов конструкций из углепластика, представляющий собой внедрение в объем материала чувствительных элементов, способных регистрировать происходящие в материале детали изменения, возникающие под воздействием внутренних (связанных с условиями формования) и внешних (связанных с условиями эксплуатации) факторов. Подобный подход позволяет получить объем сведений об изменениях,

316

происходящих в конструкции, достаточный для прогнозирования остаточного ресурса.

Требованиям, предъявляемым к чувствительным элементам (малые габариты, простота конструкции чувствительного элемента, надежность, возможность создания распределенной измерительной сети), в наибольшей степени отвечают оптоволоконные датчики с волоконными брэгговскими решетками (ВБР) в качестве чувствительного элемента.

В настоящей работе описан опыт применения оптоволоконных датчиков с ВБР для контроля напряженно-деформированного и температурного состояния деталей из углепластика, как в процессе формования, так и под действием нагрузок, имитирующих эксплуатационные в обеспечение технологической и эксплуатационной безопасности особо ответственных объектов РКТ.

317

9. НАПРАВЛЕНИЕ КОНКУРСА «ЭКОНОМИКА И МЕНЕДЖМЕНТ В АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ СФЕРЕ»

318

ИНТЕГРИРОВАНИЕ КАДРОВОЙ ПРАКТИКИ НА ПРЕДПРИЯТИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ

НА ПРИМЕРЕ ОРГАНИЗАЦИИ ОПЛАТЫ ТРУДА Берестова Н.Ю.

ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнева», г. Железногорск, Красноярский край, Россия

Объектом исследования в настоящей конкурсной работе выступает процесс организации оплаты труда. Предметом исследования выступает соотношение элементов организации оплаты труда как единой практики и смежных с ней практик на предприятии (организации).

Проблема конкурсной работы заключается в том, что кадровая практика «организация оплаты труда» обособленно от других сформирована и функционирует, но в смежных направлениях кадровой работы не всегда существует систематизированное представление об ее содержании. Это обусловливает актуальность работы.

Целью конкурсной работы является разработка Положения об оплате труда на основе интеграции кадровой практики «организация оплаты труда» с другими кадровыми практиками.

В процессе работы цель была достигнута в результате решения следующих задач:

– выявлена сущность организации как контекста для реализации кадровых практик и определены общие и дополнительные параметры управленческого контекста;

– осуществлялась попытка определения управленческого контекста ОАО «ИСС» для того, чтобы установить ограничения, в которых может быть реализована кадровая практика «организация оплаты труда»;

– в ходе проведения исследования, были проанализированы различные локальные нормативные акты ОАО «ИСС», было установлено содержание практики «Организация оплаты труда». По тем позициям управленческого контекста, которые были определены, проводился анализ соответствия им кадровой практики «организация оплаты труда»;

– проводился анализ содержания и других кадровых практик, которые имеют связь с практикой «организация оплаты труда», это такие практики как «развитие персонала», «кадровое обеспечение», «оценка персонала», были определены регламенты, содержащие вопросы данных кадровых практик. Задачей данной работы, также, являлось сформировать

интегрированное представление об организации оплаты труда. Инструментом интегрирования послужило Положение об оплате труда. Оно отразило содержание практики «организация оплаты труда» и

319

элементы других практик, а также в нем обозначены ссылки на соответствующие регламенты практик.

В данной конкурсной работе представлена последовательность разработки Положения об оплате труда.

На основе проведенного анализа разработаны предложения и рекомендации по корректировки регламентов, содержащих вопросы оплаты труда, а также локальных нормативных актов нескольких кадровых практик, связанных с организацией оплаты труда.

Практическая значимость данной конкурсной работы заключается в том, что с помощью сформированного Положения об оплате труда и разработанных рекомендаций по корректировке регламентов смежных кадровых практик появляется возможность однозначного понимания вопросов организации оплаты труда в ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф. Решетнева». Все вопросы по оплате труда решены в одном документе и нет необходимости постоянно обращаться к различным источникам.

Положение об оплате труда позволяет сделать систему оплаты труда «прозрачной» для партнеров, налоговых органов и понятной для всех работников. Последнее особо важно, т.к. работник, зная за что и какую оплату он получит, активно включается в процесс освоения новых участков работы или собственного раззвития, повышения квалификации и т.д. Учет рекомендаций по корректировке локальных нормативных актов смежных кадровых практик позволит согласовать регламенты и не вводить в заблуждение работников предприятия.

Разработанное Положение об оплате труда помогает внести вклад в формирование имиджа организации, т.к. о системе оплаты труда работников можно говорить только в том случае, если основное регулирование вопросов оплаты труда осуществляется посредством соглашения, коллективного договора или локального нормативного акта организации. Наиболее предпочтительным для организаций является разработка и утверждение отдельного локального нормативного акта, устанавливающего основы оплаты труда в организации – Положения об оплате труда.

СНИЖЕНИЕ ВОЗМОЖНЫХ РИСКОВ В УПРАВЛЕНИИ ПЕРСОНАЛОМ НА ПРЕДПРИЯТИЯХ РАКЕТНО-

КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ Головачев С.М.

ФГУП «НПО «Техномаш», г. Москва, Россия

Человеческий ресурс всегда был и остается главным вопросом в деятельности любой организации. Но, к сожалению, руководители многих предприятий не всегда находят верные управленческие решения,

320

что приводит к массовому оттоку персонала из любой отрасли, включая и ракетно-космическую промышленность. Причиной этому является то, что советская система управления персоналом больше не работает и человек может уволиться в любой момент. Положение становится просто катастрофичным из-за того, что так поступает молодежь в возрасте до 35 лет. Текучесть кадров в этом возрасте на предприятиях находится на пугающем уровне – работать остаются только сотрудники, средний возраст которых приближается к 52 годам.

Такая ситуация является результатом растущей бизнес-среды, в которой работают предприятия. Для компаний стало важно такое понятие как «стратегия», как основной вектор развития. Это приводит к необходимости наблюдения и корректировке того, что происходит в кадровой политике организаций. Создание должной системы мотивации персонала, поиск оптимальных источников подбора персонала, развитие своего персонала – вот те основные моменты, на которых должно сконцентрироваться руководство предприятий.

Система риск-менеджмента(в современном виде) зародилась в середине XX века на Западе. Изначально она охватывала только экономические решения, но затем появилась особая ветвь риск-менеджмента – управление кадровыми рисками, так как любой труд требует определенной организации, обеспечения необходимых условий функционирования.

Система управления кадровыми рисками призвана обеспечить надежное развитие предприятий, сделать их более устойчивыми на рынке, что впоследствии обеспечит им рост прибыли и профессионального имиджа.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Алавердов А.Р. Управление кадровой безопасностью

организации.– М.: Маркет ДС, 2010. 2. Куликова Е.Е. Управление рисками. Инновационный аспект. –

М.: Дашков и К, 2008.– 380 с. 3. Митрофанова Е.А., Софиенко А.В. Управление персоналом:

теория и практика. Аудит, контроллинг и оценка расходов на персонал. Уч.-практ.Пособ. / Под редакцией А.Я. Кибанова. – М.: Проспект, 2012.

4. Слободской А.Л., Кутузов С.В., Костицын Н.А., Савук С.Н. Риски в управлении персоналом организаций. / Учебное пособие.– СПб: Изд-во СПбГУЭФ, 2005.

5. Уткин Э.А. Риск-менеджмент. – М.: Ассоциация авторов и издателей «Тандем», 1998.

6. Фомичев А.Н. Риск-менеджмент. – М.: Дашков и К, 2008. – 376 с.

321

ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА ТЕХНОЛОГИИ НИЗКОТЕМПЕРАТУРНОЙ КЕРАМИКИ

В ОАО «НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ТОЧНЫХ ПРИБОРОВ»

Гусева Е.К., Погорельский В.В. ОАО «Научно-исследовательский институт точных приборов», г.

Москва, Россия

Цель статьи – выявление на основе анализа (практической работы) основных этапов жизненного цикла LTCC технологии и выделения ключевых аспектов маркетинга на базе участка низкотемпературной керамики в ОАО «НИИ ТП».

На предприятии ОАО «НИИ ТП» отрабатывают и внедряют множество технологий, но мы хотим детально рассмотреть LTCC технологию (низкотемпературной совместно спекаемой керамики). В настоящее время данная технология быстро развивается и успешно применяется для различных приложений, например для производства ВЧ и СВЧ – микросхем низкой и средней степени интеграции. Данная технология предлагает оптимальное решение в области производства электронных устройств в коммерческой и военной промышленности.

На примере участка низкотемпературной керамики рассмотрим стадии развития жизненного цикла LTCC технологии и выделим ключевые аспекты маркетинга.

Первым этапом жизненного цикла технологии являются маркетинговые исследования рынка по выпуску изделий на основе LTCC технологии. Для этого был проведен анализ положения данной технологии на рынке производительных сил, чтобы обосновать технологию и производство изделий на основе LTCC технологии. На основании этого анализа было принято решение о создании участка низкотемпературной совместно спекаемой керамики (LTCC).

Вторым этапом жизненного цикла технологии является стадия разработки НИОКР, на которой проводятся научно - исследовательские и опытно - конструкторские работы, и зарождается изделие. Основной задачей НИОКР является создание новых изделий, которые будут являться основой производственной деятельности участка низкотемпературной керамики в перспективе. Чтобы достичь большего результата мы стремимся к тесному сотрудничеству между экономистами, маркетологами и инженерно-техническими специалистами.

На третьем этапе жизненного цикла LTCC технологии на нашем участке использовали такой прием, как тест-маркетинг. Одной из основных задач данного этапа является установление принадлежности технологии к производству новых изделий. На данном этапе основой

322

является не прибыль, а распространение информации о возможности изготовления изделия на нашем предприятии и установление тесной связи с заказчиком.

На данный момент жизненный цикл LTCC технологии на нашем предприятии плавно перетекает в четвертый этап – это внедрение. Результатом является опытный образец, сконструированный и созданный для определения требований к производству нового продукта. Так как наша технология еще не вполне овладела умами потребителей, перед нами стоит задача сделать ей хорошую рекламу. Мы активно стали внедрять рекламную деятельность в виде изготовления рекламных буклетов, участия в конференциях и e-mail рассылки. Что позволит нам добиться узнаваемости нашей LTCC технологии, побудить будущих заказчиков испытать данную технологию.

Пятым этапом жизненного цикла LTCC технологии является этап зрелости, так как мы этого этапа еще не достигли, то на основании изученной литературы и своих прогнозов попытаемся описать данный этап. При наступлении зрелости происходит постепенное замедление роста. Связано это с тем, что рынок достаточно насыщен данной технологией и дальнейший рост сбыта невозможен. Главной задачей на этой стадии является укрепление позиций технологии.

Для нашего участка низкотемпературной керамики важно не только создать и внедрить технологию, но и эффективно ее использовать, поэтому концепция жизненного цикла продукта является важным инструментом планирования. Во-первых, она ясно демонстрирует, что необходим непрерывный поток идей новых изделий. Во-вторых, согласно этой концепции, на разных стадиях жизненного цикла LTCC технологии участку требуются разные маркетинговые стратегии. В-третьих, концепция жизненного цикла LTCC технологии указывает на необходимость планирования «всей жизни» новой технологии на стадии, когда оно еще только разрабатывается и готовится к выводу на рынок.

ВАРИАНТЫ ПРИМЕНЕНИЯ ИТ СИСТЕМ С ОТКРЫТЫМ ИСХОДНЫМ КОДОМ ДЛЯ АВТОМАТИЗАЦИИ БИЗНЕС-

ПРОЦЕССОВ В СРЕДЕ ВЫСОКОТЕХНОЛОГИЧНОГО МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРЕДПРИЯТИЯ

Шмаков С.Р., Абдулин С.А. Филиал ОАО «Туполев» – Казанский авиационный завод им.

С.П. Горбунова, г. Казань, Россия

В статье дан обзор и сравнительная оценка информационно-технических систем применяемых в производственной среде

323

предприятия для автоматизации различных аспектов деятельности, позволяющих повысить эффективность, сократить время выпуска продукции. Приведен обзор систем с открытым исходным кодом, которые могут быть внедрены с невысокими затратами на предприятии. Описана система, автоматизирующая информационные потоки «обратной связи» – от исполнителей к разработчикам.

ОЦЕНОЧНО-ОБУЧАЮЩИЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО НОРМАТИВНЫМ ДОКУМЕНТАМ

Рыжикова А.А. Казанский авиационный завод им. С.П. Горбунова – филиал ОАО

«Туполев», г. Казань, Россия

Настоящая статья содержит результаты реализованного молодежного проекта «Тестирование знаний нормативных документов в цехе 34» (27.03.2014-19.06.2014) выполненной рабочей группой Казанского авиационного завода.

Соблюдение требований стандартов является гарантом снижения рисков производственных потерь и повышения эффективности производства. Платформой для решения данных вопросов на Казанском авиационном заводе является система непрерывного внутреннего обучения персонала.

Один из проектов, реализуемых на предприятии в настоящий момент, является проект, направленный на разработку и реализацию комплекса оценочно-обучающих мероприятий по нормативным документам, обеспечивающих повышение производительности труда.

Целью проекта является повышение уровня знаний руководителей и специалистов по нормативным документам.

Проект состоит из трех основных этапов. В качестве пилотного участка был выбран механосборочный цех №

34. Данное подразделение занимается изготовлением узлов и агрегатных систем управления самолетов и состоит из трех участков: механического, сборочного, испытательного. Таким образом, на базе цеха каждая деталь проходит стадии изготовления, сборки, испытания и в готовом виде сдается на самолет.

Ввиду комплексности и сложности выполняемых производственных работ, требования к уровню квалификации, а соответственно и знаниям стандартов персоналом цеха высокие.

На первом этапе реализации проекта была организована оценка уровня знаний нормативных документов посредством тестирования.

Первым шагом являлось определение перечня нормативных документов, которыми руководствуются работники цеха № 34. Рабочей группой были разработаны и утверждены тестовые задания по

324

следующим трем категориям: первая категория «А» представляет собой перечень вопросов с выбором правильного ответа, вторая категория «В» – перечень открытых вопросов, третья категория «С» – ситуационные вопросы.

Тестовые задания были разделены по категориям сотрудников: начальник цеха, заместители начальника цеха, инженера-технолога, мастера, работники контрольного аппарата.

В результате проведенной оценки 63 % руководителей и специалистов цеха показали должный уровень знаний нормативных документов подразделения.

Силами рабочей группы было организовано точечное двухчасовое обучение в цехе 34 с применением презентаций, используя программу POWER POINT по соответствующим направлениям.

Контрольное тестирование показало повышение уровня знаний по нормативным документам руководителей и специалистов цеха с 63 % на 92 %.

Особенность оценочно-обучающих мероприятий в цехе 34 заключается в том, что тестирование по трем категориям и модульное обучение провели впервые.

Во время формирования тестовых заданий было отмечено, что объем информации огромный и она не систематизирован. С целью структуризации стандартов и облегчения усвоения информации проектной группой было предложено разработать сборник по стандартам, с применением POWER POINT.

В процессе реализации проекта рабочая группа столкнулась с ситуацией, когда были выявлены несоответствия стандартов технических процессов бизнес-процессам предприятия. Для мониторинга СТП предложено организовать в каждом подразделении «час качества» с целью представления работниками замечаний и предложений по выявленным несоответствиям.

В настоящий момент происходит апробация разработанной системы оценочно-обучающих мероприятий в цехе № 16, но уже можно говорить о потребности точечного обучения по результатам проведенного тестирования

ЗАКЛЮЧЕНИЕ Реализация оценочно-обучающих мероприятий в цехе № 34

позволила: повысить уровень знаний по нормативным документам руководителей и специалистов цеха № 34 (с 63 % на 92 %), сформировать комплексную программу тестирования и модульного обучения по 3 ГОСТам, 3 ТИ, 21 СТП (актуальна минимум 4-5 лет) и подготовить преподавателей-консультантов по соответствующим направлениям.

325

Несмотря на то, что проект являлся пилотным, разработанные тесты и обучающие модули можно использовать и для аттестации, и для подготовки персонала, и для виртуального информационно-образовательного ресурса и т.д.

ПОВЫШЕНИЕ УРОВНЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО РАЗВИТИЯ ВЕРТОЛЕТОСТРОИТЕЛЬНОГО ПРОИЗВОДСТВА

Бровко П.М. ФГАОУ ВПО «Дальневосточный федеральный университет»,

г. Владивосток, Россия

Россия не сможет занять лидирующее положение в глобальной экономике, если не обеспечит существенного развития высокотехнологичного промышленного комплекса, способного производить конкурентоспособную продукцию с высокой добавленной стоимостью. Вертолетостроение занимает особое место в российской экономике. Россия не может обойтись без развитого авиационного сообщения, так как является большой по территории страной со слабо развитой системой внутренних коммуникаций. При этом основные стратегические и энергетические месторождения сырьевых запасов сосредоточены на малоосвоенных территориях.

Реализация вертолетостроительной продукции на внешнем рынке обеспечивает, в отличие от сырьевых товаров, стабильное поступление валютных средств. Кроме того, производитель осуществляет не только продажу, но и поддержку жизненного цикла реализуемого изделия. Однако, несмотря на высокую востребованность на внутреннем и внешнем рынке, по объективным и субъективным причинам развитие гражданского вертолетостроения в Российской Федерации сдерживается, поскольку военная продукция обеспечивается государственным оборонным заказом. Военная техника занимает важное место в обеспечении обороноспособности страны, поэтому органы государственного управления зачастую дополнительно поощряют военное производство. Сложившуюся ситуацию нельзя признать рациональной, поэтому разработка системы мер по повышению эффективности производственных процессов российского вертолетостроения в совокупности с освоением гражданской продукции и использованием «двойных технологий» является весьма актуальной задачей.

Эффективность высокотехнологичного производства базируется на современных методах управления технологическими ресурсами производственной системы. Технологические ресурсы представляют собой интеграцию традиционных ресурсов (предметов труда, средств производства и самого труда) с технологическими процессами во всей

326

номенклатуре системных взаимосвязей, протекающими в производственной системе, в цепочке создания добавленной стоимости. Производственная система будет более эффективной, если сможет обеспечить достаточно высокий уровень управления технологическими ресурсами на основе активного внедрения достижений научно-технического прогресса.

Существующая теория эффективности производства рассматривает функциональную взаимосвязь между традиционными ресурсами(как правило, трудом и капиталом) и выходом продукции. При этом недостаточно учитываются внутриорганизационные составляющие производственной системы и влияние внедрения достижений научно-технического прогресса на конечные результаты её деятельности. Отсюда можно сделать вывод, что имеющийся методический инструментарий теории эффективности производства не позволяет вырабатывать адекватные в условиях современной экономики управленческие решения.

Поэтому проблема совершенствования методического инструментария теории эффективности производства становится определяющим фактором, обеспечивающим разработку системы мер, направленных на повышение эффективности вертолетостроительного производства, и требует дополнительных исследований.

Целью работы является разработка методического обеспечения комплексного повышения экономической эффективности предприятий вертолетостроения на основе совершенствования управления производственными процессами.

Реализация поставленной цели потребовала решения следующих задач:

– исследовать проблемы развития отечественного авиастроительного производства и раскрыть причины, не позволяющие предприятиям занять лидирующие позиции на рынках;

– разработать методический подход определения уровня технологичности производственной системы с использованием относительных экономических показателей – основных составляющих элементов производственного процесса;

– проанализировать уровень технологичности производственной системы предприятий российского вертолетостроения, выявить возможные резервы повышения эффективности производства;

– предложить рекомендации по совершенствованию структуры управления вертолетостроительным производством на основе разработки и включения центров технологических компетенций. Теоретическую и методологическую основу исследования составили

положения экономической теории и теории управления, исследования

327

отечественных и зарубежных ученых, представленные в виде статей, научно-исследовательских работ, монографий, учебных изданий, посвященные проблеме повышения эффективности производства, а также нормативные документы органов государственного управления.

В работе использованы общенаучные методы исследования (синтез и анализ, сравнение, аналогии), экономико-статистические методы прогнозирования, методы количественного и качественного анализа, а также методы оценки эффективности производственных систем.

Информационную базу исследования составили статистические сборники Федеральной службы статистики, отчетность ОАО «Вертолеты России», ОАО «Объединенная авиастроительная компания» сведения, публикуемые в научных изданиях, в периодической печати, информационные ресурсы сети Интернет, а также результаты исследований автора на отечественных предприятиях вертолетостроительного производства.

Научная новизна исследования состоит в обосновании теоретических и практических положений, направленных на обеспечение комплексного повышения эффективности вертолетостроительного производства:

– введено в практику организации производственных систем высоких технологий понятие «сущности уровня технологичности», равнозначное изменению скорости трансформации новых знаний в технологическое развитие, которое позволило осуществить комплексный подход к оценке эффективности производственных систем вертолетостроения;

– предложен методический подход оценки «уровня технологичности» производственной системы на основе использования модернизированной аналогии модельного представления системного управления организацией производственной деятельности вертолетостроения;

– установлена корреляция между «уровнем технологичности» производственной системы и экономической эффективностью через рентабельность активов;

– разработаны рекомендации для комплексного повышения эффективности вертолетостроительного производства на основе формирования механизма управления процессами внедрения новых технологий и совершенствования производственной структуры на основе включения в неё центров технологических компетенций. Полученные в ходе исследования научные и научно-практические

результаты в совокупности представляют собой целостное, законченное научно-обоснованное решение актуальной экономической задачи –

328

комплексного повышения эффективности вертолетостроительного производства.

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПЛАНА ПОТРЕБНОГО ФИНАНСИРОВАНИЯ ГОСУДАРСТВЕННОГО

ОБОРОННОГО ЗАКАЗА Коровин А.В.

Центральный научно-исследовательский институт военно-воздушных сил министерства обороны РФ, г. Щёлково, Московская обл.

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является план потребного финансирования Государственного оборонного заказа.

Целью исследований является разработка методики расчета плана потребного финансирования Государственного оборонного заказа.

В процессе выполнения конкурсной работы разработана методика, которая позволяет при минимальном наборе технических и программных средств прогнозировать развитие, закупки и ремонт технических средств и вооружения на требуемый период реализации ГОЗ с возможностью быстрого и доступного представления полученных результатов заинтересованным органам военного управления.

МОНИТОРИНГ СОГЛАСОВАНИЯ КОНСТРУКТОРСКОЙ ДОКУМЕНТАЦИИ В СИСТЕМЕ ЭЛЕКТРОННОГО

ДОКУМЕНТООБОРОТА SEARCH Панов И.А.

ОАО «НПО Автоматики», Екатеринбург, Россия

На предприятии задача сокращения сроков согласования выпускаемой электронной технической документации (ЭТД) в системе электронного документооборота Search стоит довольно остро. Задача сокращения сроков напрямую связана с качеством технической документации, а именно выполнением разработчиком требований государственных стандартов и стандартов предприятия.

Представленные разработки направлены на обеспечение: – разработчиков ЭТД и проверяющих инструментами

самоконтроля и контроля выполнения критичных требований при оформлении ЭТД;

– службу качества средствами мониторинга процессов согласования ЭТД для принятия на основе вычисляемых показателей управленческих решений, направленных на совершенствование взаимодействия подразделений, повышение качества, оптимизацию разработки ЭТД и, как следствие, сокращение расходов.

329

ЭКСПРЕСС-МЕТОДИКА ОЦЕНКИ СОСТОЯНИЯ ИННОВАЦИОННОГО ПОТЕНЦИАЛА ПРЕДПРИЯТИЯ

Кучмай Е.Н. ОАО «ЦКБА», г. Омск, Россия

Под влиянием постоянно изменяющихся условий внутренней и внешней среды инновации становятся важнейшим элементом менеджмента на предприятии, ориентированном на стратегический успех. Предприятия, осуществляющие инновационную деятельность, способны своевременно реагировать на изменения внешней среды и обладают значительными конкурентными преимуществами. Для разработки и своевременного выпуска на рынок инновационной продукции предприятие должно обладать достаточным инновационным потенциалом.

Инновационный потенциал – это система взаимодействующих и взаимосвязанных ресурсов предприятия, необходимых в процессе осуществления инновационной деятельности с учетом их ограниченного характера и возможного (положительного или отрицательного) влияния на конечный результат деятельности предприятия.

В научной литературе выделяют два основных подхода к оценке инновационного потенциала предприятия: диагностический и детальный. Анализ положительных моментов и недостатков подходов позволил сформировать экспресс-методику оценки состояния инновационного потенциала предприятия.

Одним из основополагающих моментов представленной экспресс-методики оценки состояния инновационного потенциала предприятия является формирование системы показателей, которые будут непосредственно применяться для оценки состояния инновационного потенциала в целом и по его составляющим в частности.

В рамках применяемой экспресс-методики оценки состояния инновационного потенциала выделено пять состояний инновационного потенциала: достаточное, допустимое, предкризисное, кризисное, критическое.

Предложенная экспресс- методика оценки состояния инновационного потенциала предприятия, основанная на принципах индикативного анализа с использованием экспертных оценок и графической интерпретации результатов, позволяет руководителю предприятия:

– повысить эффективность процесса оценки инновационного потенциала;

– разработать рекомендации по управлению инновационным потенциалом предприятия;

– обосновать предложения по разработке стратегии инновационного развития, требующего достижения уровня

330

инновационного потенциала, адекватного современным условиям конкурентоспособности функционирующих предприятий.

ИНСТРУМЕНТАРИЙ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СТРАТЕГИИ КОМПАНИИ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ

Бабенко Е.А., Ершов Д.М., Клёнов Е.А. Московский авиационный институт (национальный исследовательский

университет), г. Москва, Россия

Стратегия компании – это система целей и действий, направленных на достижение желаемого состояния ее бизнеса [1]. Наличие ясно изложенной и документально зафиксированной стратегии – необходимый элемент успешного развития любой высокотехнологичной компании. Без стратегии компания не является привлекательным местом работы для высокообразованных специалистов, которые хотят и могут заниматься разработкой новой авиационной и ракетно-космической техники и технологий [2].

Процесс проектирования стратегии декомпозируется на два этапа: подготовительный – стратегический анализ, основной – синтез стратегии. Данные этапы поддерживаются двумя подсистемами разработанного информационно-аналитического программного комплекса.

Стратегический анализ направлен на выявление возможностей развития компании. Его важнейшей составляющей является конкурентный анализ отрасли. Подсистема «Competition» позволяет исследовать отраслевые рынки и прогнозировать их развитие [3]. Прогнозирование развития рынка основывается на результатах анализа поведения интеллектуальных агентов, сопоставленных основным рыночным силам в соответствии с моделью глобальной конкуренции, в которой рассматриваются новые участники рынка, производители товаров-заменителей, поставщики, покупатели, комплементоры, в качестве которых выступают удовлетворенные заказчики. Все указанные здесь агенты оказывают влияние на основных игроков, посредством рыночных сил, которые находят отражение в процессе имитационного моделирования. В основе модели глобальной конкуренции лежит идея о самоподобии и иерархичности рыночных подсистем, а именно: любая из вышеперечисленных сил, кроме основных игроков, в свою очередь также организует вокруг себя рыночную систему следующего уровня иерархии, где становится основным игроком [4].

Для определения характера взаимодействий между агентами используется аппарат теории игр. Важно отметить, что наша модель соответствует олигополистическому рынку, на котором одновременно

331

действует фиксированное число N>1 компаний, выпускающих экономическое благо одного наименования. Для формирования рекомендаций по стратегическому управлению компанией аэрокосмической отрасли находятся состояния равновесия данной модели – максимум целевой функции при учете действий всех игроков [5].

На основе результатов анализа проводится синтез стратегии – формируется стратегическая карта (англ. strategy map), представляющая взаимосвязи между целями компании, определяются конкретные организационные шаги. Также здесь решаются следующие ключевые задачи: эффективное распределение финансовых и трудовых ресурсов между заданными действиями и прогнозирование уровней достижения целей с учетом принятого распределения ресурсов. Для решения указанных задач используется подсистема «ResourceOptimization», в основу которой положена интервальная модель стратегии развития компании [6]. Значения параметров модели получаются на основании неточных экспертных оценок, что позволяет учитывать фактор неопределенности при планировании долгосрочных инвестиций.

Разработанное программное обеспечение использовалось в режиме тестирования при стратегическом планировании на действующих предприятиях аэрокосмической отрасли промышленности и показало свою эффективность.

ЛИТЕРАТУРА [1] Каплан Р., Нортон Д. Организация, ориентированная на стратегию.

Как в новой бизнес-среде преуспевают организации, применяющие сбалансированную систему показателей / Пер. с англ. М. Павловой. – М.: Олимп-Бизнес, 2010.

[2] Ромашов А.В., Баранов В.В. Стратегии развития научно-производственных предприятий аэрокосмического комплекса. – М.: Альпина Паблишер, 2009. – 224 C.

[3] Бабенко Е.А., Клёнов Е.А., Ершов Д.М., Скородумов В.С. Свидетельство № 12-416 о регистрации объекта интеллектуальной собственности «Программно-аппаратный комплекс Competition конкурентного анализа сегмента рынка» / Зарегистрирован в Государственном реестре Госстандарта России 25 дек 2012. Москва 2012.

[4] Бабенко Е.А. Разработка SaaS-приложения конкурентного анализа в секторе объектов авиационной техники // Вестник Московского авиационного института, Т. 20, № 1.

[5] Бессмертная Е.А., Ершов Д.М., Скородумов С.В. Системный анализ глобальной конкуренции в авиастроении // Cб. трудов XI Международной конференции «Системы проектирования,

332

технологической подготовки производства и управления этапами жизненного цикла промышленного продукта (CAD/CAM/PDM – 2011)» под ред. профессора Артамонова Е.И. – М.: Институт проблем управления РАН. – 2011. – С. 229–234.

[6] Ершов Д.М. Оптимизация распределения ресурсов при управлении эффективностью стратегии организации // Вестник Московского авиационного института, Т.20, №2, 2013. – С. 238–250

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ АУДИТ НА ПРЕДПРИЯТИЯХ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ. ОЦЕНКА

ТЕХНИЧЕСКОГО УРОВНЯ ПРОИЗВОДСТВА. Рахмилевич Е.Г.

ФГУП «НПО «Техномаш», МГТУ «Станкин», г. Москва, Россия

В ракетно-космической отрасли продолжает осуществляться большая программа технологического перевооружения предприятий, на что выделяются значительные инвестиции. Несмотря на принимаемые меры, не всегда достигается должное повышение эффективности производственных процессов. Постановка масштабных задач в рамках программы технического перевооружения несет большие риски, связанные с принятием недостаточно эффективных, в том числе ошибочных решений.

В соответствии с утвержденными Минэкономразвития «Методическими материалами по разработке программ инновационного развития акционерных обществ с государственным участием, государственных корпораций и федеральных государственных унитарных предприятий», программы инновационного развития должны соответствовать выводам технологического аудита. Мероприятия по модернизации должны быть отражены в плане технического перевооружения, который в свою очередь является составной частью программы инновационного развития предприятия.

В настоящее время в ракетно-космической отрасли отсутствует утвержденная методика технологического аудита. Методика должна устанавливать требования к исходным данным, порядок их сбора и обработки, алгоритм проведения анализа и оценки производственно-технического потенциала предприятия, эффективности проводимого и планируемого технического перевооружения.

Важным показателем при проведении технологического аудита, является технический уровень производства. Технический уровень характеризуется степенью совершенства орудий производства и их соответствия современным достижениям науки и техники.

Предложена методика оценки технического уровня предприятий РКП по видам производства. Анализируя технического уровня видов

333

производств можно разработать мероприятия по повышению уровня производства, как отдельного предприятия, так и отрасли в целом на плановый период. Ввиду невозможности проведения комплексного технологического аудита, связанного с обработкой значительного объема данных, без применения современных информационных технологий, предлагается разработка информационно-аналитической системы.

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ТРУДОВЫХ РЕСУРСОВ

Булдыгин А.Н. ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»,

г. Королев Московской обл., Россия

Эффективность использования трудовых ресурсов –важнейшее экономическое понятие, характеризующее результативность использования трудовых ресурсов; выражается в достижении наибольшего эффекта при минимальных затратах трудовых ресурсов.

Данная тема является актуальной по следующим причинам: Во-первых, курс на рыночную экономику, а, следовательно, на

ускорение интенсификации общественного производства, повышение его экономической эффективности и качества продукции требует полной мобилизации всех имеющихся резервов. А это предполагает максимальное развитие хозяйственной инициативы трудовых коллективов предприятий.

Во-вторых, правильная оценка хозяйственной деятельности позволяет установить наиболее действенное, соответствующее затраченному труду, материальное поощрение, выявить имеющиеся резервы, которые не были учтены плановым заданием, определить степень выполнения заданий и на этой основе определить новые задания, ориентировать трудовые коллективы на принятия более напряженных планов.

В-третьих, переход к рыночным отношениям предполагает усиление хозяйственной самостоятельности предприятий различных форм собственности и хозяйствования, в том числе и в области оплаты труда.

Основные цели данной работы можно сформулировать следующим образом:

– рассмотрение показателей численности рабочей силы, ее движения, состава, структуры и квалификационного уровня рабочих, использования рабочего времени, трудоемкости продукции, а также определение влияния изменения численности рабочих на объем выпуска продукции;

– изучение показателей производительности труда, их динамика, определение влияния отдельных факторов на изменение

334

производительности труда, расчет влияния изменения производительности труда на объем выпуска продукции, выявление резервов повышения производительности труда;

Основные задачи анализа использования трудовых ресурсов состоят в том, чтобы наиболее точно оценить выполнение установленных заданий и выявить резервы дальнейшего роста производительности труда и экономного расходования фонда заработной платы, увеличения производства продукции.

УПРАВЛЕНИЕ ПРОЦЕССАМИ ОСВОЕНИЯ НОВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ В МАШИНОСТРОЕНИИ В УСЛОВИЯХ

ДОЛГОСРОЧНОГО ПЛАНИРОВАНИЯ ПРОИЗВОДСТВА Шайхулова А.Ф., Яхин А.И.

Уфимский государственный авиационный технический университет, г. Уфа, Россия

Актуальность автоматизации управления инновационными проектами, развития научных исследований в области автоматизации и управления технологическими процессами и производствами обусловлена ростом масштабов работ по интенсификации производства и комплексной автоматизации. Методологическая база данной области исследований включает научно- технические исследования и разработки законов, моделей, методов, структурных и функциональных решений оптимизации систем, предназначенных для автоматизации производства и интеллектуальной поддержки процессов управления. А также актуальность работы определяется необходимостью реализации Указа Президента Российской Федерации № 596 от 7 мая 2012 года «О долгосрочной государственной экономической политике» иСтратегии инновационного развития РФ на период до 2020г. (Распоряжение Правительства РФ от 8 декабря 2011 г. N 2227-р).

Целью данной публикации является разработка метода автоматизации процесса освоения технологий в производственных системах в ходе инновационного проектирования технологического перевооружения производства.

Научная новизна публикации определяется новыми: закономерностями освоения технологий, на основе решения дифференциальных уравнений Ферхюльста; функциональными моделями управления инновационными проектами технологического перевооружения машиностроительного производства.

Практическая полезность разработанных методов и моделей определяется возможностями их применения в системе непрерывной реконструкции и технического перевооружения производства, которая, как показала практика, обеспечивает за пять лет двукратное увеличение

335

объемов производства на тех же площадях и при той же численности работников путем постановки на производство десятков новых изделий (инновационной продукции).

При интенсификации производства или постановки на производство нового изделия предприятие рано или поздно столкнется с дефицитом производственной мощности. При малых значениях дефицита дисбаланс можно устранить за счет ежегодных плановых организационно-технических мероприятий по отдельным рабочим местам (по планам технического и организационного развития производства). В случае значительной нехватки производственной мощности и необходимости обновления парка оборудования необходимо проводить техническое перевооружение предприятия. Для обеспечения устойчивого развития производства необходимо заранее планировать такие проекты, а также уметь управлять ими с учетом сроков, затрат и рисков. В рамках исследования проектов технического перевооружения ведущих авиадвигателестроительных предприятий были установлены новые закономерности, названные кривыми освоения технологий. С помощью таких кривых были разработаны модели (функциональные, динамические, математические) и методы, позволяющие:

– Произвести анализ производственной мощности предприятия; – С учетом темпов роста объемов и планов производства

установить даты начала нового проекта технического перевооружения предприятия (ТПП);

– Разработать стратегию ввода производственной мощности в рамках проекта ТПП, которая бы обеспечила выход на заданные объемы производства в заданный срок;

– Разработать план-график проекта ТПП с учетом бюджета и рисков выхода за пределы сметы затрат и сроков выполнения проекта. На данный момент имеется ряд публикаций по теме работы, в том

числе в ведущихрецензируемых научных журналах и изданиях. Результаты работы находятся на стадии апробации.

КОНЦЕПЦИЯ СОЗДАНИЯ ИНЖИНИРИНГОВОГО НАУЧНО-ОБРАЗОВАТЕЛЬНОГО ЦЕНТРА НА ГОЛОВНОМ

ПЕРЕДПРИЯТИИ ОАО «КТРВ» Комаров Ю.Г.

ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение»» г. Королев, Московская область, Россия

Объектом исследований в настоящей конкурсной работе является бюро повышения квалификации на головном предприятии ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».

336

Целью исследований является разработка концепции создания инжинирингового научно- образовательного центра(ИНОЦ)на основе реорганизации существующего на предприятии бюро повышения квалификации(БПК).

В процессе выполнения конкурсной работы проведен анализ деятельности бюро повышения квалификации, а также технический аудит основного производства, в результате которого удалось выявить имеющиеся на предприятии недостатки, его слабые и сильные стороны. На основе полученных результатов была разработана концепция реорганизации бюро повышения квалификации.

Вданной работе рассмотреныцели и задачиИНОЦ,подробно описано его функционирование, а так же представленыразличные схемыпроцессов, раскрывающие взаимоотношения ИНОЦ с другими структурными подразделениями и внешней средой предприятия.

Реализация предложенной концепции позволит предприятию непрерывно повышать свой технический и технологический уровень, а так же будет способствовать повышению качества образования в учебных заведениях,сотрудничающих с ИНОЦ.

ПРЕДПОСЫЛКИ ВНЕДРЕНИЯ ПРИНЦИПОВ ОТКРЫТЫХ ИННОВАЦИЙ В ОРГАНИЗАЦИЯХРАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ

ПРОМЫШЛЕННОСТИ Кириллов Д.А., Николашин А.А.

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

Одним из важнейших направлений государственной политики в области развития науки и технологий является формирование национальной инновационной системы.

Построение единой национальной инновационной системы в России требует комплексного подхода к выбору и проектированию всех элементов этой системы. В качестве «точек роста» национальной экономики должны выступать инновационные системы, созданные в рамках ключевых отраслей, так называемые отраслевые инновационные системы. Выбор ключевых отраслей возможен, в том числе и на базе приоритетных направлений развития науки, технологий и техники Российской Федерации.

Одной из ключевых отраслей национальной экономики является ракетно-космическая отрасль, создание в которой одной из «точек роста» является необходимым условием для инновационного развития и роста общего научного потенциала страны, применения высокоэффективных космических технологий во всех отраслях народного хозяйства России, повышения конкурентоспособности отечественной экономики на международной арене.

337

Создание отраслевой инновационной системы в ракетно-космической промышленности (РКП) может стать важнейшим фактором достижения ряда показателей (индикаторов) развития РКП в целом, определенных в документах государственного стратегического планирования. Для их достижения каждая организация РКП должна встать на путь своего инновационного развития и масштабировать эти показатели на себя.

С целью определения возможных направлений повышения эффективности инновационного развития РКП авторами настоящей статьи был проведен анализ существующих показателей (индикаторов) развития РКП с точки зрения наличия определенной корреляции этих показателей (индикаторов)с типом инноваций, внедрение которых будет способствовать достижению этих показателей.

Под типом инноваций понимается классификация, определенная в Указаниях по заполнению формы федерального статистического наблюдения № 4-инновация «Сведения об инновационной деятельности организации», а также – Руководстве Осло «Рекомендации по сбору и анализу данных по инновациям». Указанные документы различают четыре типа инноваций: продуктовые, процессные, маркетинговые и организационные.

Как показал анализ,выполнение практически всех показателей (индикаторов) развития РКП связано с созданием предприятиями продуктовых инноваций, что говорит о том, что в целях реализации стратегии развития ракетно-космической отрасли и достижения поставленных целей на уровне отдельных предприятий необходимо заниматься созданием новой продукции, продукции со значительно улучшенными функциональными и потребительскими характеристиками или продукции, предназначенной для нового использования. Это позволит увеличить объемы инновационной продукции в целом, достичь различные показатели, связанные с экспортом российской продукции, осуществлять продажу создаваемых технологий по лицензионным договорам и пр.

Исторически была определена специфика основной деятельности организаций РКП – ориентация в большей степени на государственный заказ. Стоит отметить, что при определенных условиях данный фактор может иметь негативный оттенок: помимо существующих рисков снижения финансирования при изменении государственной научно-технической политики и наличия рыночного «потолка» развития, фактор оказывает также влияние на снижение собственной мотивации к достижению превосходства мирового технического уровня и определяет довольно низкий уровень конкурентоспособности результатов научно-технической деятельности (РНТД).

338

Существенным подспорьем и так называемым «драйвером» при решении указанной проблемы может стать ориентация отечественных предприятий РКП на решение задач коммерциализации отдельных направлений космической деятельности, в первую очередь связанных с социально-экономической сферой, что также определено в качестве одной из задач в государственной программе «Космическая деятельность России на 2013–2020 годы».

В этой связи,в качестве варианта собственного развития для организаций РКП может быть выбран следующий сценарий: укрепление и развитие традиционных направлений деятельности при одновременном обеспечении их диверсификации,в том числе путём вовлечения результатов научно-технической деятельности, созданных при выполнении государственного заказа и обладающих высоким потенциалом дальнейшей коммерциализации и альтернативного использования, в инновационную деятельность при инициации инновационных проектов.

Однако реализуя указанный инновационный сценарий развития компании и ставя задачи по завоеванию новых рынков, в том числе мирового масштаба, следует понимать, что организации РКП не могут осуществлять НИОКР по широкому технологическому фронту, концентрируясь в своих компетенциях по приоритетным направлениям деятельности.

В этой связи инновационный сценарий развития предполагает как развитие собственной системы НИОКР, так и создание в этой системе «открытых интерфейсов» и «точек входа» посредством которых компания намерена снизить риск «самозамыкания» внутренних подразделений НИОКР и сосредоточения внимания на ведении разработок только собственными силами.

Однако не совсем верно говорить, что в настоящее время организации РКП полностью сосредоточены на выполнение НИОКР собственными силами. Обычно у предприятий РКП достаточно широкая кооперационная сеть, объединяющая как отраслевые организации и вузы, так и малый и средний бизнес, дополняющие недостающие компетенции в рамках выполнения заказных НИОКР. Но взаимодействие с ними осуществляется несистемно, а в приоритет этих взаимодействий рыночный фактор ставится не на первое место. Решающим фактором становится уже налаженный опыт взаимодействия в прошлом, имеющиеся долгосрочные связи, в том числе личные, статус организации-партнера в отрасли, согласование кооперации с заказчиком и пр. Если такой подход при выполнении государственного заказа принят, поощряется и, в какой-то мере, даже оправдан (так как к исполнителям государственного заказа предъявляются особые

339

требования и необходим специфический опыт), то при выполнении задач, связанных с диверсификацией источников дохода и выходом на новые рынки (внедрением продуктовых инноваций),имеющаяся кооперационная сеть может превратится в «полузакрытую» систему с ограниченными компетенциями с точки зрения мирового бизнес-сообщества.

В этой связи, необходимо активно развивать среду, способствующую осуществлению процесса притока новых знаний и технологий из внешней среды, расширению фронта компетентностей компании в целях роста ее конкурентоспособности на национальном и мировом рынках.

С целью создания конкурентоспособных, не только лишь в национальном масштабе, технологических решений организациям РКП необходимо привлекать всевозможные источники инновационных решений из внешней среды (вузы, научно-исследовательские организации, малый и средний наукоемкий бизнес и пр.). Для этого в организациях РКП должна быть создана соответствующая среда:

– инновационная инфраструктура, включая систему формирования запросов на разработку новых технологий;

– нормативное правовое обеспечение; – отработаны организационные инструменты и механизмы

взаимодействия с внешними источниками знаний (создание отдельных юридических лиц, совместных предприятий);

– отработанымеханизмы взаимодействие с финансовыми институтами развития России и другими внешними источниками финансирования инновационной деятельности. Особое место в таком подходе занимает собственная система

управления НИОКР, выступая в качестве координирующего центра по формированию и реализации продуктовых инноваций и выполняя роль интерфейса взаимодействия, заключающуюся в возможности осуществления компетентной экспертизы внешних инновационных решений и выступления в качестве квалифицированного заказчика внешних технологий.

Стоит отметить, что вышеописанный подход не является чем-то новым для мирового сообщества, модель «открытых инноваций» активно применяется, работает и приносит значительный эффект для крупных компаний высокотехнологичного сектора, в том числе ракетно-космической индустрии. Для совершения прорыва и отказа от роли догоняющего необходимо, прежде всего, трезво оценивать место компании с точки зрения глобальной конкуренции, а применение инструментов взаимодействия с внешней инновационной средой может позволить компании многократно увеличить спектр своих компетенций,

340

повысить конкурентоспособность своих разработок и занять достойное место в мировой экономике.

ЛИТЕРАТУРА Основы политики Российской Федерации в области развития науки и

технологий на период до 2010 года и дальнейшую перспективу, утв. Президентом РФ 30 марта 2002 г. № Пр-576).

Указ Президента РФ от 7 июля 2011 г. № 899 «Об утверждении приоритетных направлений развития науки, технологий и техники в Российской Федерации и перечня критических технологий Российской Федерации».

Форма государственного статистического наблюдения № 4-инновация «Сведения об инновационной деятельности организации».

Руководство Осло «Рекомендации по сбору и анализу данных по инновациям» (Третье издание, Совместная публикация ОЭСР и Евростата).

Основные положения государственной программыРоссийской Федерации «Космическая деятельность России на 2013–2020 годы» (утверждена постановлением Правительства Российской Федерации от 15 апреля 2014 г. № 306).

341

УЧАСТНИКИ КОНКУРСА

Абдулин С.А. ......................... 322 Абрамова К.А. .......................... 49 Абросимова Е.А. ...................... 71 Авкельгин С.В. ....................... 218 Аврамов А.В. .......................... 175 Агаев З.Н. ................................. 24 Агаев Р.Н. ................................. 24 Агейкина П.О. ........................ 245 Акимов Н.Б. .............................. 26 Акинтинов С.Б. ...................... 186 Александров Ю.Б. .................. 105 Алексеев А.Н. ........................... 39 Алексушин С.В. ....................... 37 Амежнова Е.Д. ....................... 118 Антиох Г.М. ........................... 194 Антонов Ф.К. .......................... 165 Арион С.И. ............................... 34 Арифуллин Р.Х. ..................... 256 Архипов М.Е. ........................... 49 Архипова О.В. ........................ 197 Бабенко Е.А. ........................... 330 Бажанов А.В. .......................... 217 Базанов М.А. .......................... 315 Байков А.Е. ............................. 271 Баранов П.А. ............................. 39 Батурин О.В. ............................. 91 Белобородов З.В. .................... 294 Белоусова С.И. ....................... 219 Беляева М.М. .......................... 252 Бердникова Н.А...................... 307 Берестова Н.Ю. ...................... 318 Бирюков Р.В. ............................ 67 Благодырёва О.В. ................... 275 Блюмин К.В. ........................... 125 Бобков И.А. ............................ 271 Бойко О.Г. ............................... 273 Болкисев А.А. ......................... 265 Болотов М.А. ............................ 98 Болтенкова Е.В. ...................... 217 Большаков Д.А. ...................... 158

Борбошин К.С......................... 164 Борисов С.Н. ........................... 159 Боровик И.Н. .......................... 101 Бородин Д.Ю. ......................... 175 Бояркина У.В. ......................... 236 Бровко П.М. ............................ 325 Будяк М.Н. .............................. 228 Булдыгин А.Н. ........................ 333 Буняева О.А. ............................. 54 Бурковский Б.Ю. .................... 185 Бурцев А.С. ............................. 137 Валиев Т.Р. ................................ 87 Валов М.В. .............................. 215 Варнавский А.Н...................... 277 Вдовин Д.В. ............................ 160 Веденеев В.В. ......................... 274 Верещагин Ю.О. ....................... 34 Виденкин Н.А. ........................ 226 Внуков А.А. ............................ 218 Волошин В.А. ........................... 34 Вострецов В.С. ....................... 204 Гай В.Е. ........................... 115, 192 Гаскаров М.З. ........................... 51 Герасимова Д.С. ..................... 273 Гилазиев И.Р. .......................... 282 Гимадиев А.Г. ......................... 125 Глебов И.В. ............................. 306 Глухова К.Л. ........................... 303 Головачев С.М. ....................... 319 Гончаров А.В. ......................... 219 Горюнов А.Е. .......................... 301 Горячкин Е.С. ..................... 94, 96 Гоцелюк О.Б. .......................... 260 Григорьев И.В. ................... 26, 27 Громышков А.Д........................ 27 Гудков А.В. ............................. 231 Гулин А.С. .............................. 285 Гурнов К.Б. ............................. 144 Гусева Е.К. .............................. 321

342

Давыдов Н.В. .......................... 105 Давыдов Н.Н. .................. 152, 285 Давыдова Е.В. ......................... 214 Дембицкий Д.Н. ...................... 157 Демидов Д.В. .......................... 211 Денисенко С.А. ....................... 144 Дергунов И.Д. ......................... 233 Диков А. .................................... 89 Долгодворов А.В. ........... 303, 304 Доманов И.Н. ............................ 29 Доманов С.К. .......................... 169 Домени А.С. ............................ 134 Доника И.И. ............................ 162 Дорош Н.С. ............................... 77 Дронь М.М. ............................. 242 Дударев Н.В. ........................... 163 Дунич Е.А. .............................. 255 Евдокимчик Е.А. ...................... 32 Евсина Т.В............................... 282 Егоров В.В. ............................. 192 Егорова Н.А. ............................. 95 Ежков С.В. ................................ 57 Ежов А.Д. .................................. 93 Емельянов М.А. ...................... 268 Ершов Д.М. ............................. 330 Есиновский А.В. ..................... 126 Жабин А.С............................... 248 Жариков К.И. .......................... 242 Жиляев И.В. ............................ 280 Жирихин, К.В. .......................... 27 Жуков А.Н. .............................. 122 Завялик И.И. ............................. 29 Заец Н.П. ................................... 26 Зайцев А.С. ............................... 55 Закирзянов Е.В. ...................... 133 Заранкевич И.А. ...................... 101 Захаров А.С. ............................ 192 Зеленина Н.А. ......................... 127

Зимин И.И. ............................. 215 Зорина Е.В. ............................. 139 Зубанов В.М. .......................... 102 Зурабьян Н.И. ........................... 35 Ибрагимов А.И. ..................... 100 Иванов А.П. .............................. 57 Ильин А.М. ............................. 225 Ионин В.В. ............................. 285 Исаев С.Е. ............................... 196 Истракова А.Р. ......................... 84 Кабанов А.А. .......................... 246 Казьмин А.И. .......................... 283 Калашников В.С. ..................... 84 Калинин В.А. .......................... 140 Калтушкин А.В. ..................... 225 Канатбаева Д.М...................... 190 Канищева А.Б. ........................ 151 Карасев Д.Ю. ............................ 52 Караханов А.Т. ......................... 44 Карнаухов Н.С. ...................... 146 Касаткин Т.А. ......................... 205 Качурина Е.С.......................... 250 Кашапов О.С. ........................... 84 Кашина И.А. ............................. 66 Керножицкий В.А. ................. 314 Кириллов Д.А. ........................ 336 Киселёв П.Е. ............................. 47 Клёнов Е.А. ............................ 330 Клыков Д.В............................. 173 Кожухов В.В. ........................... 60 Козлов А.А. ............................ 147 Козлов А.В. ............................ 124 Колмакова Д.А. ........................ 91 Колычев А.В. .......................... 314 Комаров Ю.Г. ......................... 335 Коноваленков Д.А. ................ 154 Копылов А.А. ........................... 26 Коржов К.Н. ........................... 207 Корижин О.В. ......................... 202 Коробков А.А. ........................ 204

343

Коровин А.В. .......................... 328 Коротков А.В. .......................... 55 Корсаков Д.А. ......................... 188 Корчагов М.Н. .......................... 52 Косолапенко С.Ю. ................... 59 Костин П.С. .............................. 34 Котобан Д.В. .......................... 309 Котов В.А. .............................. 163 Котова А.О. ............................ 266 Котова О.В. ............................... 60 Коц А.А. .................................... 60 Кошелев Д.В. .......................... 100 Крапивных Е.В. ........................ 72 Кронидов Т.В. ........................ 140 Крылов А.А. ............................. 26 Кудрявцев И.В. ...................... 260 Кузнецов А.В. ........................ 184 Кузнецова С.А. ....................... 294 Кулик В.И. .............................. 231 Куликов А.М. ......................... 129 Курбанков А.А. ...................... 133 Кухаренко А.С. ...................... 296 Кучмай Е.Н. ............................ 329 Лаврук С.А. .................... 240, 242 Лебедев М.А. .......................... 131 Лёвина М.А. ........................... 292 Левицкий А.В. .................... 26, 27 Леонтьев А.В. ......................... 126 Лесняк И.Ю. ................... 240, 242 Литвинов Е. М. ....................... 144 Лохматкин В.В. ...................... 289 Лыкосова Е.С. ........................ 217 Лялин А.А. ................................ 43 Лярский М.В. ........................... 55 Майсак М.В. ....................... 44, 60 Макаров И.К. ............................ 31 Макаровская А.В. .................. 165 Мартиросова К.И. .................... 50 Мартынюк П.А. ...................... 147 Матвеев А. .............................. 225

Машко Р.В. ............................. 231 Мезенцев И.А. .......................... 39 Микушев Н.Н. .......................... 47 Мингазов Б.Г. ........................... 87 Митрофанова В.И. ................... 30 Митюков Н.В. ................. 205, 230 Михайлин Е.А. ....................... 233 Михайловский К.В. ................ 315 Михалев С.М. ........................... 58 Морозов М.Ю. .......................... 56 Морозова А.А. .......................... 48 Муравка В.А. .......................... 133 Мурлага А.Р. ........................... 158 Муртазаев Ю.С. ...................... 199 Мухаметгалиев Т.Х. ............... 105 Мухин А.В. ............................. 169 Нагайцев Р.Ю. ........................ 302 Наумов А.В. ............................ 192 Никитин А.И. .......................... 281 Никифоров В.В. ........................ 53 Николаев А.П. ........................ 170 Николаев Е.И. ........................... 51 Николаенко А.Ю. ................... 112 Николашин А.А. ..................... 336 Никулин А.В. .......................... 302 Новиков И.Н. ............................ 71 Новиков Н.А. .......................... 134 Носков К.М. ............................ 192 Обухов А.В. ........................ 53, 57 Обухов Ю.В. ........................... 266 Оганесян П.А. ......................... 280 Огурцов П.С. ............................ 43 Окунев В.С.............................. 238 Опальницкий А.И................... 211 Орешкин Д.М. ........................ 152 Орлов В.С. .............................. 266 Орлов И.И. ................................ 24 Павлов Г.И. ............................. 102 Павлов П.В.............................. 301

344

Павлова Т.В. ............................. 84 Панин Ю.В. ............................. 207 Панов И.А. .............................. 328 Пановский В.Н. ....................... 272 Пантюхин К.Н. ......................... 51 Панченко В.И. ........................... 75 Папиашвили Э.Д..................... 179 Папченко В.В. ......................... 165 Паровай Е.Ф. ............................. 78 Пахомов А.К. .......................... 101 Першин А.С. ........................... 169 Печенин В.А. ............................ 98 Пикалов А.А. .......................... 292 Писков В.В. ............................. 200 Письменная В.А. .................... 289 Погорельский В.В. ................. 321 Поздняков С.А. ....................... 113 Поляков А.А. ............................ 54 Попов А.С. .............................. 266 Попов Г.М. .................... 91, 94, 96 Попов Ю.В. ............................. 251 Прокофьев А.Б. ....................... 125 Протасов К.С. ......................... 200 Пушилин С.В. ......................... 143 Ражев Г.В. ............................... 233 Разумников С.В. ..................... 120 Разумов Д.А. ........................... 152 Рахмилевич Е.Г. ...................... 332 Ремская И.В. ............................. 23 Решетников М.И. .................... 234 Родионов П.А. ......................... 192 Родыгин М.П. ......................... 230 Рожаева К.А. ........................... 242 Розин И.В. ................................. 26 Романенко И.В. ....................... 243 Романов А.А. .......................... 188 Ромащев С.Б. ........................... 150 Рубцов Н.В. ............................. 139 Рудаков В.Б. ............................ 137 Руденко Д.С. ....................... 26, 27 Рыбин А.В. ................................ 36

Рыжикова А.А. ....................... 323 Рыжов М.С. .............................. 56 Рябчиков П.В.......................... 184 Савельев Ю.М. ....................... 137 Савостьянов А.В. ..................... 89 Сазанов В.В. ............................. 47 Сальников, А.Ф. ....................... 66 Самарина О.Ю. ...................... 304 Самойловский А. А. .............. 143 Сатин А.А. ................................ 52 Сватухин А.М. ....................... 185 Севостьянов С.Я. ..................... 26 Седов Д.П. .............................. 164 Сивов В.А. .............................. 170 Синельников Е.В. .................... 40 Синюков Н.В. ......................... 306 Скворцова А.А. ...................... 179 Скоморохов С.И. .................... 109 Смирнова Ю.Д. .................. 94, 96 Смольников П.И. ................... 192 Соколенко И.В. ...................... 298 СоколовА.В. ........................... 295 Сотников А.Е. .......................... 53 Столяров Д.В. ........................... 54 Строгонова Л.Б. ..................... 214 Судоргин А.С. ........................ 258 Сургутанов Н.А........................ 47 Сухих П.Н....................... 259, 280 Сыченков В.А. ......................... 75 Тарасов А.И. ........................... 137 Теляшов Д.А. ......................... 102 Терешонков В.А. .................... 185 Тимофеев Ю.М. ..................... 222 Титова А.С. ............................. 256 Тихонов А.А. ............................ 37 Токарева И.А. ........................... 40 Толченов А.А. ........................ 258 Третьяков А.В. ....................... 190 Трушляков В.И. ..................... 240 Тупицын А.П. ........................... 31

345

Турченко И.С. ........................ 113 Тютнев Е.С. .............................. 29 Узолин Е.Ю. ........................... 169 Уманский А.Б. ........................ 126 Фадин Д.А. ............................. 145 Фам Вьет Ань ......................... 157 Федоров М.А. ......................... 137 Фетисов Е.В. ............................. 29 Филатов В.И. .......................... 170 Филоненко П.А. ..................... 137 Форштер А.А. ......................... 173 Фрейлехман С.А. ................... 220 Фурманова Е.А. ...................... 273 Фуров А.Н. ............................. 204 Хайруллин Ф.Ф. ..................... 109 Халиулин Р.Р. ..... 75, 87, 102, 105 Хлебников А.С. ...................... 113 Храмова М.И. ......................... 305 Христолюбов А.А. ................. 113 Царев И.А. .............................. 154 Цыбин Н.О.............................. 109 Чайников К.К. ........................ 292 Чемоданов В.Б........................ 143 Чепурных С.А. ......................... 41 Чигринец Е.Г. ......................... 280

Чичерова Е.В. ......................... 110 Чичурин В.Е. .......................... 307 Чони Ю.И. ............................... 282 Чукаев К.Н. ..................... 259, 280 Шаблий Л.С. ........................... 102 Шаенко А.Ю. .......................... 165 Шайхулова А.Ф. ..................... 334 Шараевская А.Ю. ................... 167 Шардин А.О. ............................. 27 Шевцова В.С. .......................... 280 Шиповский А.Г. ....................... 39 Шитов С.В. ............................. 274 Шишкин А.А. ......................... 166 Шишковский И.В. .................. 309 Шляпников П.Е. ....................... 47 Шмаков С.Р. ........................... 322 Шулев И.С. ............................... 63 Шумилов И.И. ........................ 139 Шутов П.В. ............................. 178 ЩекотуровД.В. ......................... 85 Щелоков Е.А. .......................... 236 Юстус А.А. ............................... 27 Якименко И.Н. .......................... 45 Янченков М.Ю. ...................... 144 Яхин А.И. ................................ 334

346

ISBN

Конкурс научно-технических работ и проектов «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики»

Аннотации работ

Подписано в печать 10.11.2014 Бум. офсетная. Усл.-изд. л.

Тираж 400 экз.

Отпечатано

ПМТ Логотип Л тел: +7 (495) 587 76 12 e-mail: info@logotipl.ru

www.logotipl.ru

Организатор

Организационно-технический партнёр

Информационный партнёр

Партнёры

+7 499 158-44-05 +7 499 158-47-71 (факс)events.gtumai@gmail.commforum@mai.ruwww.mai.ru/conf/mforum/vk.com/forum_mbaik