1. СЕКЦИЯ КОНСТРУКЦИИ, ПРОЧНОСТИ И ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Долгов О.С.

Научный руководитель – д.т.н. профессор Куприков М.Ю.

Московский государственный авиационный институт

(технический университет)

В работе рассмотрены проблемы проектирования современных систем управления дальних магистральных самолетов.

Формула для выбора альтернативы построения системы:

Проведенные исследования показали, что номенклатура ограничений для различных систем управления, практически, эквивалентна.

В результате решения соответствующих задач оптимизации находятся предпочтительные структуры и диапазоны значений определяющих параметров системы.

1. Уменьшить время на разработку системы управления на 15%, за счет применения автоматизированных систем проектирования;
2. Уменьшить стоимость разработки системы управления на 10%.
3. Структурно-параметрический анализ альтернативных вариантов систем управления самолетом позволил выработать ряд проектных рекомендаций по применению систем на дальнемагистральных самолетах.

Киндяков А.И.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Туркин И.К.

Московский государственный авиационный институт

(технический университет)

В работе исследовано воздействие светового импульса на композиционную оболочечную конструкцию ЛА: импульсным световым потоком от бесконечно удалённого источника излучения и постоянным тепловым потоком, заданным по закону Ньютона. Определено напряжённо – деформированное состояние композиционной оболочки вращения в результате действия плоской акустической ударной волны. Разработана расчётная схема совместного действия светового импульса и ударной волны на конструкцию ЛА. Получено решение ряда новых краевых задач для гиперболического уравнения теплопроводности и построены функции влияния для гиперболических уравнений теплопроводности в декартовых, цилиндрических и сферических координатах. Выведены и решены дифференциальные уравнения динамического поведения оболочечной конструкции из композиционного материала и трёхслойных сотовых конструкций. Получены результаты численного решения дифференциальных уравнений исследования динамического поведения цилиндрических оболочек из композиционных материалов, рассмотрены вопросы исследования несущей способности тонкостенных оболочечных конструкций из композиционных материалов, нагруженных динамическим внешним давлением и неравномерным нагревом.

Федотов А.В.

Научный руководитель- д.ф.-м.н., профессор Соколкин Ю.В.

Пермский государственный технический университет

В настоящее время в авиационной и космической промышленности все более широкое применение получают композиционные материалы создаваемые методами порошковой металлургии. Они позволяют минимизировать массу конструкции, повысить физико-механические характеристики. Важным моментом успешного применения новых структурно- неоднородных материалов является безопасное функционирование конструкции, отсутствие внезапного катастрофического разрушения. Для того чтобы предвидеть разрушение изделия и управлять им, необходимо располагать данными о характерных особенностях микропроцессов разрушения твердых тел в зависимости от особенностей структуры материала.

Анализ данных о строении изломов структурно- неоднородных материалов показывает, что ни один из известных микромеханизмов разрушения не является абсолютно доминирующим в процессе распространения трещины. Неоднородность напряжений и деформаций и, главным образом, структурная гетерогенность приводят к тому, что разрушение происходит путем смешанной реализации нескольких механизмов зарождения микротрещин, их слияния и распространения.

УДК 623.4

Косарев Г. Г.

Научный руководитель – к. т. н. Каракулько А. Н.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Сверхманевренность является перспективным направлением развития летательных аппаратов во всем мире. Истребитель, обладающий свойствами сверхманевренности, имеет значительное тактическое превосходство над противником, не обладающим такими свойствами.

Процесс применения авиационных средств поражения на режимах сверхманевренности затруднен вследствие некоторых особенностей, а именно:

Дефицит времени связан с потребным временем прохождения определенной последовательности команд, сигналов и действий летчика, необходимых для подготовки ракеты и располагаемым временем нахождения цели в зоне обзора прицельной станции истребителя. Одним из методов решения проблемы является оснащение истребителя прицельной станцией кругового обзора.

Большие углы атаки и скольжения, угловые скорости и ускорения, а также малый скоростной напор обусловливают сложный и изменчивый характер аэродинамических нагрузок, действующих на ракету, вследствие чего возможно столкновение пущенной ракеты с истребителем, или срыв захвата тепловой головки самонаведения, вследствие ограничения угловой скорости линии визирования.

Большие углы атаки и скольжения, кроме того, обусловливают изгиб реактивной струи ракеты по направлению невозмущенного потока. Взаимное положение пущенной ракеты и истребителя на больших углах атаки и скольжения может привести к попаданию истребителя в зону реактивной струи ракеты, что может вызвать выход из строя двигателя самолета-носителя или повреждение головок самонаведения подвешенных ракет.

Для расширения границ зоны возможных пусков и решения возникающих при этом отмеченных выше проблем целесообразно применение адаптивного катапультного устройства, придающего авиационному средству поражения начальные параметры движения, при которых авиационное средство поражения благополучно выйдет из окрестности самолета–носителя без срыва сопровождения цели.

УДК 629.7.02

Овчинников М.Ю.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Матяж А.И.

Казанский государственный технический университет

УДК 658.562.004.2

Баландин П.Ю.

Научный руководитель – к.т.н. Вышенский М.Ю.

Пермский военный институт ракетных войск

Безопасность, как свойство технических устройств, систем, технологических процессов до недавнего времени рассматривалась лишь в дополнение к основным эксплуатационным свойствам (эффективности, энерго-материалоемкости, прочим). Ныне безопасность должна быть объединена в систему со всем комплексом свойств технических (и технологических) качеств сложных объектов. При этом главным параметром безопасности должен стать не качественный, а количественный контроль текущего состояния объектов.

Количественные критерии безопасности уже известны и могут использоваться в качестве универсальных, так как параметры опасного времени, интенсивности и расстояния воздействия применимы к любым физическим процессам. Процесс количественного определения величины безопасности заключается в определении величины вышеназванных параметров и определения обобщенного показателя безопасности для данного рабочего места персонала, либо последовательности смены рабочих мест технологического процесса. Поскольку параметры, входящие в обобщенный показатель безопасности, имеют различные размерности, а сами факторы безопасности могут иметь различную физическую природу, возникает необходимость перехода к безразмерным (приведенным) размерностям частных и обобщенного показателей безопасности. Приборное обеспечение контроля безопасности объектов, кроме всего прочего, должно отвечать высоким требованиям надежности, транспарентности и помехоустойчивости. Одно из специфических применений подобных систем контроля безопасности сложных технических объектов было защищено тремя патентами РФ (№№ 2112953, 2151454, 2155987). А практическая реализация данного подхода позволит существенно обезопасить человека в существующей техногенной и природной среде, а в дальнейшем – и саму среду преобразовать в безопасную для себя форму обитания.

УДК 629.7.02

Баландин П.Ю.

Научный руководитель – к.т.н. Вышенский М.Ю.

Пермский военный институт ракетных войск

Одним из важнейших факторов укрепления Вооруженных Сил РФ является развитие и совершенствование военной техники и вооружения. Современный этап научно-технической революции в военном деле вызывает необходимость непрерывного совершенствования вооружения и военной техники (ВиВТ).

В связи с тем, что одновременно со средствами нападения модернизируются средства защиты, непрерывное совершенствование (и предполагаемое в США создание государственной ПРО) вызывает необходимость опережающих разработок отечественного ракетного оружия и боеприпасов. Преодоление любой ПРО возможно за счет: увеличения количества боеприпасов, либо высокой маневренности их ограниченного количества. Актуальность первого направления отпала с момента подписания СССР и США договоров ОСВ-1 и ОСВ-2. Вторая причина отказа от этого направления – уменьшение количества средств, направляемых на оборону государством.

Именно поэтому в настоящее время выбран второй способ преодоления возможных систем ПРО потенциального противника. При повышении маневренности боеприпаса на заключительных участках траектории возникает неизбежная проблема резкого увеличения значений перегрузок, испытываемых узлами крепежа полезного груза боеприпаса.

Ранние исследования позволяют решить эту проблему за счет усовершенствования конструкции узлов крепления несколькими способами: создание новых конструктивных способов крепления полезного груза (магнитное поле; вещества-заполнители свободного пространства с заданными свойствами; объемно-фиксирующие рамы крепления); перерасчет прочности и усовершенствование традиционных рамных конструкций крепления и соединений. Первый способ в настоящее время остается неприменимым по причине недостаточного финансирования и незавершенности теоретических исследований и НИОКР. А для реализации второго метода используются существующие результаты проведенных ранее исследований, не требующие значительных затрат на всех этапах проектирования и производства.

Именно поэтому данная тема требует дополнительных теоретических и практических исследований, что позволит в кратчайшие сроки реализовать ее в оборонном производстве.

УДК 629.651.1-02

Храмцов Д.А., Горяинов А.М.

Научный руководитель - к.т.н. Гостев А.В.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Практически на всех современных самолетах внедряется система интеллектуальной поддержки, обеспечивающая экипаж полной информацией о параметрах полета и окружающем пространстве, состоянии летательного аппарата, силовой установки и бортовых систем. Анализ боевого применения авиации в последних локальных войнах показывает, что практически каждый вылет заканчивается обстрелом самолётов. В настоящее время разработан комплекс мероприятий по повышению боевой живучести ЛА, позволяющий самолетам с большой долей вероятности “выдерживать” воздействие средств поражения. В этом случае особый интерес представляет обеспечение экипажа информацией о состоянии планера самолета. Данное обстоятельство обусловлено возможностью отложенного проявления повреждения планера ЛА, когда при превышении определенной перегрузки происходит разрушение конструкции.

Предлагается система интеллектуальной поддержки экипажа при воздействии средств поражения. Алгоритм функционирования системы следующий:

1. Специализированная тензометрическая подсистема определяет текущие напряжения в основных силовых элементах и выдает информацию о них в вычислитель;
2. В вычислителе происходит сравнение заданных напряжений с текущими напряжениями;
3. При превышении текущих напряжений заданных в вычислителе по специальному алгоритму определяется максимально допустимая перегрузка по условию прочности поврежденных силовых элементов.
4. Экипажу выдается информация о значении максимальной перегрузки при превышении которой произойдет разрушение поврежденной конструкции.

Таким образом, предложенная система позволяет определить наличие боевых повреждений элементов конструкции, оценить функциональное состояние силовых элементов и выработать рекомендации экипажу по обеспечению безопасности полёта.

Захаренко Г.И., Гимбицкий В.А.

Научный руководитель – к.в.н., доцент Гусаров В.Ф.

Военного авиационного технического университета (филиал, г. Ставрополь)

Обнаружение маневра цели очень важно как с тактической, так и технической точек зрения. Несвоевременное обнаружение начала маневра цели достаточно часто приводит к срыву атаки из-за запаздывания адекватного изменения пространственного положения объекта управления. Следствием этого запаздывания может быть уход цели из зоны возможных атак и потеря позиционного превосходства в бою. В техническом плане интенсивное маневрирование цели может существенно ухудшить точность и устойчивость автоматического сопровождения цели следящими измерителями. В одноконтурных следящих измерителях с низким порядком астатизма продолжительный маневр неизбежно приводит к срыву автосопровождения из-за того, что ошибка слежения превышает половину ширины линейного участка дискриминационной характеристики. В оптимальных многоконтурных измерителях такой маневр может либо ухудшить точность оценивания в фильтрах отслеживаемого процесса, либо вызвать расходимость процесса оценивания. Оба явления обусловлены несоответствием моделей, используемых при синтезе фильтра, реальному закону изменения отслеживаемых фазовых координат.

Анализ сопровождения маневрирующих целей позволяет выделить три направления синтеза алгоритмов обнаружения маневров и адаптации фильтров.

К первому направлению можно отнести синтез алгоритмов функционирования следящих фильтров на основе моделей состояния высокой размерности (N>3), позволяющих оценивать ускорения и их производные.

Второе направление отличает использование специальных обнаружителей маневра и устройств коррекции параметров либо структуры фильтров.

Третье направление основано на алгоритмах параметрической идентификации используемых моделей по результатам измерений фазовых координат .

В работе рассматривается именно параметрическая идентификация параметров моделей состояния.

УДК 629.35- 519.2

Лаврёнов П.И.

Научный руководитель - д.т.н, профессор Голубев И.С.

Московский государственный авиационный институт

(технический университет)

Для устранения недостатков схемы “Летающее крыло ВВП”, выявленных в результате работы, была произведена модернизация аппарата. Вместо неподвижных силовых установок с воздухозаборниками, применена поворотная силовая установка с винтомоторной группой, расположенной в тяговом кольце. Показано, что для упрощения конструкции рационально установить винты фиксированного шага. Для устранения гироскопических моментов, возникающих при повороте силовой установки, вращение винтов в правом и левом кольце осуществляется в разные стороны. В носовой части ЛА установлен вентилятор, который обеспечивает управление самолетом на режимах взлета и посадки по курсу и тангажу.

Результаты данной работы могут быть использованы при проектировании ДПЛА “Летающее крыло ВВП”.

УДК 629.7.054

Ипполитов С.В.

Научный руководитель – доц., к.т.н. Бондарев В.Г.

Военный авиационный технический университет (филиал, г. Ставрополь)

Для выполнения задач навигации в начальный момент времени работы инерциальной навигационной системы в ее вычислитель должны быть введены данные о векторе абсолютной скорости объекта и его начальных координатах, что является сравнительно длительным процессом, увеличивающим время подготовки самолета к вылету.

Применение предлагаемой системы позволяет кардинально улучшить процесс определения начальных координат самолёта: во-первых, достигается необходимая точность определения начальных координат, во-вторых, сокращается время определения параметров начального положения на 1-2 порядка, в-третьих, устраняются методические погрешности данного устройства за счет учёта пространственных перемещений самолёта, в-четвёртых, данный процесс полностью автоматизируется.

УДК 539.3

Иванов Р.П.

Научный руководитель - к.т.н., доцент Ахмедьянов И.С.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В качестве примера приложения метода в работе выполнен расчет эллиптического днища с кольцевым подкреплением переменной толщины вокруг круглого центрального отверстия, закрытого абсолютно жесткой крышкой. Приведены числовые результаты расчета эллиптического днища на действие внутреннего равномерно распределенного давления и осевой силы, приложенной к жесткой крышке.

Бевзюк И.А., Елшин А.А., Шулепов В.А.

Научный руководитель – к.т.н., профессор Козлов Д.М.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Рассматривается легкий многоцелевой самолет-амфибия Бе-103, отличающийся оригинальной аэрогидродинамической схемой, в которой применено низкорасположенное водоизмещающее крыло. Предшествующими исследованиями были установлены зоны конструкции планера самолета с высокой концентрацией усилий и напряжений, а также предложены пути возможного усовершенствования конструкции. В данной работе проводится анализ влияния жесткостей силовых шпангоутов для крепления лонжеронов крыла на силовую работу и массу конструкции центральной части планера (ЦЧП) самолета. С целью улучшения силовой схемы ЦЧП рассмотрены её варианты, отличающиеся размещением лонжеронов крыла и силовых шпангоутов для их крепления.

На конечно-элементных моделях, включающих все агрегаты планера самолета, с использованием САПР РИПАК получено близкое к равнопрочному (полнонапряженному) распределение материала в конструкциях. Рассмотрены четыре основных полетных и посадочных случая нагружения, включая посадку на сушу и на воду, а также случай несимметричного нагружения оперения. Учтены конструктивно-технологические ограничения и приближенно – возможная потеря устойчивости конструктивными элементами. Эффективность вариантов силовой схемы оценивалась по значениям теоретической и полной масс конструкции.

Анализом полученных результатов расчетов выявлены близкие по массе конструкции варианты силовой схемы ЦЧП. Однако улучшить реализованную в самолете силовую схему путем изменения размещения лонжеронов крыла не удалось. Некоторое снижение массы конструкции ЦЧП и устранение концентрации напряжений может быть достигнуто путем увеличения жесткости силовых шпангоутов, воспринимающих приходящие от лонжеронов крыла усилия.

В докладе приводится подробный анализ силовой работы всех рассмотренных вариантов силовой схемы центральной части планера.

Бевзюк И.А., Елшин А.А., Шулепов В.А.

Научный руководитель - к.т.н., профессор Козлов Д.М.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Для решения поставленной задачи построена конечноэлементная модель планера самолета, включающая все агрегаты планера, и ее модификации, отражающие особенности вариантов силовой схемы. Для каждого варианта схемы выполнено 4-7 итераций перераспределения материала по одному из известных алгоритмов отыскания равнопрочных (полнонапряженных) конструкций. Рассмотрены четыре основных случая нагружения, включающие посадку на воду и на сушу, учтены конструктивно-технологические ограничения на минимальные значения жесткостных характеристик конечных элементов, приближенно учтена потеря устойчивости конструктивными элементами. Теоретическая масса конструкции вычислялась путем суммирования масс конечных элементов модели.

Будылин П.Н.

Научный руководитель - к.т.н., доцент Каршин Д.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В процессе эксплуатации самолетного парка ТУ-154 характерной неисправностью является ослабление усилия затяжки резьбового соединения стыка отъемной части крыла (ОЧК) с центропланом. При предварительном исследовании установлено, что причиной неисправности являются упругопластические деформации в стыках деталей ОЧК с центропланом в результате действия повышенных нагрузок.

Специальному анализу подвергнуто условие нагружения стыка при воздействии температур, отражающих условия эксплуатации от плюс 60° С до минус 60° С. Амплитудные значения нагрузок при положительных температурах возрастают и увеличивается скорость упругопластических деформаций на контактирующих поверхностях резьбовых соединений. Увеличение скорости упругопластических деформаций сопровождается снижением усилия затяжки в резьбовых соединениях стыка ОЧК с ЦЧК, что приводит к уменьшению коэффициента запаса плотности стыка и не удовлетворяет условию прочности резьбовых соединений в целом.

На основе исследований характеристик упругопластических деформаций рекомендуется:

а) контроль усилия затяжки соединения ОЧК с центропланом производить через 2000 – 2400 часов;

б) улучшить чистоту обработки контактирующих поверхностей стыка ОЧК с центропланом;

в) производить тренировку резьбовых соединений стыка пятикратным завинчиванием и отвинчиванием гайки перед окончательной затяжкой резьбового соединения расчетным значением крутящего момента.

УДК 621.6

Гаврилин А.В., Гаврилина Н.В.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Леонов В.И.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Построены конечно-элементные модели рассматриваемых систем и проведены расчеты на все технологические случаи нагружения. Расчеты проводились в нелинейной постановке. Нелинейность обусловлена нелинейностью поведения грунта в подземной части трубопровода и нелинейностью опорных устройств (трение в опорах).

Далее проведены исследования влияния разброса характеристик грунта на напряженное состояние подземной части трубопровода. Показано существенное их влияние на напряженно-деформированное состояние системы.

Исследовано также влияние длины рассматриваемого участка поземного трубопровода на напряженное состояние наиболее нагруженных точек системы. Вычислена так называемая “активная длина трубы”, которая составила для рассматриваемой системы величину порядка 400 метров.

Глушин Д.Е., Осипов Д.В., Тафинцев Н.А.

Научные руководители – профессор Козлов Д.М., ст. препод. Майнсков В.Н.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Рассмотрены некоторые проблемы, связанные с созданием тяжелого транспортного самолета, предназначенного для перевозки коммерческой нагрузки 250т на расстояние не менее 3500км. Исследования по проекту подобного самолета ведут некоторые европейские фирмы (проект “ЭКОЛИФТЕР”). Главная проблема, возникающая при создании очень тяжелых самолетов, - преодоление неблагоприятного влияния закона “квадратов и кубов”. В связи с этим самолет “ЭКОЛИФТЕР” проектируется с негерметичным фюзеляжем. В работе предлагается использовать схему с аэродинамически несущим герметичным фюзеляжем, имеющим некруглую форму поперечного сечения. Исследования, выполненные ЭМЗ имени В.М.Мясищева, показали, что использование данной схемы позволяет получить высокое крейсерское аэродинамическое качество (К=25…27), подтвержденное трубными испытаниями, а также большие и легко доступные внутренние объемы фюзеляжа. Предварительными исследованиями, проведенными в СГАУ, установлено, что можно создать эффективную схему сочленения кессонного крыла с фюзеляжем без центроплана. Продольные стенки обеспечивают рациональную силовую работу фюзеляжа при нагружении его внутренним давлением.

В работе с использованием конечно-элементных моделей выбраны рациональные формы поперечного сечения фюзеляжа и силовая схема центральной части планера самолета; методом расчета массы авиационных конструкций, разработанным в СГАУ, получены оценки массы агрегатов планера. Относительные массы крыла и фюзеляжа составили соответственно 0,095 и 0,13. Полученные результаты подтверждают эффективность предложенной концепции самолета.

Научный руководитель – профессор Козлов Д.М.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В работе рассматривается центральная часть планера (зона сочленения крыла с фюзеляжем - ЦЧП) легкого самолета-амфибии, выполненного по схеме с нижним расположением крыла относительно фюзеляжа. Данная схема позволяет повысить, по сравнению с традиционной для гидросамолетов схемой “высокоплан”, мореходные качества самолета, однако затрудняет выбор рациональной силовой схемы ЦЧП. Из анализа результатов поверочного расчета реальной конструкции, выполненного с использованием подробной конечно-элементной модели (КЭМ), были выявлены участки с большой концентрацией усилий и напряжений в зонах сочленения лонжеронов с силовыми шпангоутами фюзеляжа-лодки.

С целью улучшения силовой работы и отыскания путей снижения массы конструкции ЦЧП рассмотрены три варианта схемы сочленения лонжеронов и силовых шпангоутов: существующий вариант, в котором стенки лонжеронов соединены со стенками силовых шпангоутов группами болтов, обеспечивающими моментное соединение лонжерона и шпангоута; “шарнирный” вариант, в котором каждый лонжерон соединен с соответствующим силовым шпангоутом одним стыковым болтом, размещенным около нейтральной оси лонжерона; вариант с “зашивкой”, в котором подфюзеляжные участки лонжеронов с помощью стенок объединены с нижними сводами шпангоутов и образуют балки с большей строительной высотой. Результаты вычисления массы равнопрочных конструкций с учетом четырех основных случаев нагружения и конструктивно-технологических ограничений показали, что силовая работа лонжеронов и шпангоутов в рассмотренных вариантах существенно отличается. За счет перераспределения материала в существующем варианте удалось устранить зоны концентрации напряжений. Сравнение полученных значений массы конструкции показывает, что рациональным является вариант с “зашивкой”. Суммарная масса переднего лонжерона, воспринимающего основную нагрузку крыла, и соединенного с ним силового шпангоута в этом варианте примерно на 4.5 % меньше, чем в существующем. В “шарнирном” варианте существенного выигрыша в массе, по сравнению с существующим вариантом, получить не удалось.

УДК 629.7

Краснов В.С.

Научный руководитель - к.т.н., доцент Савельев Л.М.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Для исследования переходных процессов в динамических задачах с использованием метода конечных элементов широко применяется прямое интегрирование уравнений движения. При этом серьезной проблемой является оценка погрешности решения, которая зависит от выбранного шага интегрирования. В данной работе предлагается один из возможных подходов к получению такой оценки, основанный на сопоставлении энергии системы, полученной двумя способами. В первом из них используются общепринятые выражения для потенциальной и кинетической энергии системы. В другом способе соответствующие выражения предлагается получать исходя из конкретной процедуры, принятой для численного интегрирования уравнений движения. Получены, в частности, выражения для кинетической и потенциальной энергии, согласованные с методом центральных разностей и с безусловно устойчивой процедурой, называемой гамма-методом. Разница между двумя указанными значениями энергии зависит от шага интегрирования и может использоваться в качестве меры погрешности. Представлены решения тестовых задач для системы с одной степенью свободы при различных видах силового воздействия как при наличии. так и при отсутствии демпфирования. Рассмотрена также более сложная система с большим числом степеней свободы. Обнаружено, что оценка абсолютной погрешности во всех случаях является объективной и представительной. Однако надежная оценка относительной погрешности наталкивается в случае сложных систем на определенные трудности, связанные с влиянием высших тонов колебаний.

УДК 629.7.015.4

Марин Д.М., Севостьянов А.В., Чернов А.В.

Научные руководители – к.т.н., профессор Козлов Д.М.,

ст. преподаватель.Майнсков В.Н.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В работе рассматривается недавно предложенная схема сочленения кессонного крыла с фюзеляжем самолета среднеплана, в которой традиционный центроплан отсутствует. Такая схема позволяет полнее использовать внутренний объем фюзеляжа в зоне сочленения с крылом для размещения в нём функционального отсека (пассажирской и грузовой кабины и т.п.), тем самым расширяет возможности использования аэродинамической схемы “среднеплан”. Проводится анализ силовой работы и сравнение массы конструкции традиционной и бесцентропланной схем для трёх вариантов формы поперечного сечения фюзеляжа: круглая, овальная с большой горизонтальной осью (аэродинамически несущий фюзеляж) и овальная с большой вертикальной осью.

Исследование выполнено на трёх отсеках гипотетических фюзеляжей, сочлененных с корневыми частями крыла и имеющих одинаковые размеры поперечного сечения функционального отсека. Для каждого отсека были построены конечно-элементные модели, имитирующие силовые схемы с центропланом крыла и без него. Для нагрузок, характерных для нагружения крыла максимальным изгибающим моментом в полётном случае нагружения, получено близкое к равнопрочному распределение материала в конструкциях с приближенным учётом возможной потери устойчивости конструктивными элементами и ограничений на минимальные толщины и площади поперечных сечений элементов. Расчеты выполнены с использованием САПР РИПАК.

Сравнение по массе конструкции, подсчитанной путем суммирования масс конечных элементов моделей, показало, что масса конструкции с бесцентропланной схемой для рассмотренных отсеков оказалась меньше, чем для традиционной на 1…6%. В докладе приводятся результаты сравнения значений массы конструкции для отсеков в целом и для отдельных конструктивных элементов при моделировании обшивки мембранными изотропными и сдвиговыми элементами. Проводится подробный анализ силовой работы конструкций.

УДК 629

Сошников А.

Научный руководитель - к.т.н., доцент Хивинцев А.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Расчет проводится в два этапа – затяжка болтов и нагружение внутренним избыточным давлением. В работе приведены результаты тестирования расчетной модели и результаты численных экспериментов, позволившие оценить степень влияния тех или иных конструктивных параметров и особенностей расчетной модели на точность расчетов.

Марин Д.М., Севостьянов А.В., Чернов А.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В работе рассматривается новая силовая схема соединения крыла кессонной или моноблочной конструкции с фюзеляжем при среднем расположении крыла относительно фюзеляжа по высоте. Отличительная конструктивная особенность схемы состоит в том, что в ней центральный участок кессона крыла, обычно проходящий через фюзеляж и называемый центропланом крыла, в привычном понимании отсутствует. Панели обшивки кессонов правой и левой консолей крыла продолжены внутрь фюзеляжа лишь на длину, допускаемую компоновкой самолета. Все шпангоуты фюзеляжа в этой зоне – от переднего до заднего лонжерона крыла – выполнены силовыми. Панели кессонов половин крыла на участках, расположенных внутри фюзеляжа, по всей длине этих участков соединены со стенками шпангоутов.

Исследование весовой эффективности описанной схемы проводилось на трех гипотетических отсеках фюзеляжа с различными формами поперечного сечения –круглое, овальное с большой вертикальной осью и овальное с большой горизонтальной осью (аэродинамически несущий фюзеляж) – при одинаковых размерах функционального отсека фюзеляжа и действующих нагрузках. Были построены конечно-элементные модели отсеков фюзеляжа с участками кессонов крыла для обоих вариантов схемы: с центропланом и без него. Для нагрузок, характерных для полетного случая нагружения крыла с одновременным действием внутреннего избыточного давления в фюзеляже найдено оптимальное распределение материала в конструкциях по критерию равнопрочности (полнонапряженности) с учетом конструктивно-технологических ограничений на жесткостные характеристики элементов. Весовая эффективность конструкций оценивалась по значениям их теоретической массы.

Результаты расчетов показали, что для аэродинамически несущего фюзеляжа и фюзеляжа круглого поперечного сечения более выгодной по массе является бесцентропланная схема, а для фюзеляжа с овальным поперечным сечением с большой вертикальной осью схемы конкурируют. В докладе приводится подробный анализ силовой работы вариантов схемы и предлагаются возможные конструктивные решения.

УДК 917.956

Оськов Р.С.

Научный руководитель - к.т.н., доцент Кольцун Ю.И.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В сопротивлении материалов наиболее распространенным способом определения перемещений в статически определимых стержневых конструкциях является метод сил. Однако этим не ограничиваются его возможности. Для дважды статически неопределимой балки, например, метод сил используется при решении системы двух линейных уравнений с двумя неизвестными реакциями опор:

В системе уравнений (1) произведение податливости на величину неизвестной реакции является полным возможным перемещением от реакции опор. При использовании интеграла Мора для определения всех типов перемещений канонического уравнения метода сил, порой теряется физический смысл податливостей, которые в зависимости от типа неизвестной реакции (силы или момента) изменяют свою размерность.

Однако если в основной системе консольной жесткозащемленной балки на расстоянии одного метра от конца консоли приложить единичную безразмерную силу, то формула для прогиба в этом сечении имеет следующий вид:

Аналогично, если в том же сечении балки приложить единичный момент, то получим следующую формулу:

Анализируя формулы (4) и (5), можно сделать вывод о том, что полный прогиб на расстоянии 1 метра от конца консольной жесткозащемленной балки равен удельному прогибу от единичной безразмерной силы, приложенной в этом сечении. Это и есть главная податливость балки прогибу. Полный угол поворота заданного сечения балки равен удельному углу поворота, т.е. главной податливости балки углу поворота сечения.

Алейников М. С.

Научный руководитель – к.т.н. Прилепский В.А.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В современной авиации для уменьшения методической погрешности и увеличения точности измерения количества топлива применяют метод профилирования датчиков измерения топлива.

В данном докладе представлен способ (вариант) более точного измерения количества топлива на самолёте.

Метод основан на работе топливоизмерительного комплекса не с профилированными датчиками, а с их характеристиками (зависимостями значения ёмкости датчика от количества топлива в баке). Данные характеристики заранее вычисляются и закладываются в память комплекса.

Сигналы, приходящие с датчиков (без профилирования) обрабатываются в соответствии с характеристиками, таким образом, осуществляется вычисление количества топлива.

Данный метод позволяет избежать профилирования датчиков, что уменьшит экономические и технические затраты.

Алейников М.С.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Топливные системы современных самолётов представляют собой сложный комплекс, включающий в себя самых совокупность разных устройств, агрегатов и механизмов, топливные баки и т.д.

Данные системы представляют собой два различных класса организации систем управления самолётом. Главным и наиболее важным отличием этих систем является введение цифровой системы КТЦ2-1.

В отличие от аналоговых систем СУИТ и СИРТ комплекс топливоизмерения и центровки КТЦ2-1 позволяет решать задачи индикации топлива в каждом баке.

В систему КТЦ-1 входит пульт ПВИ 3-1, отсутствующий в топливной системе ТУ-154. Изменилась и система индикации и заправки с помощью пульта ПКУ 35-2.

Изменилась и система визуального контроля работы системы расхода. Для этой цели на ТУ-204 имеется пульт ПКУ 13-2.

УДК 658.512:629.735

Прилепский И.В.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Коптев А.Н.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Современное производство электрооборудования ЛА, его сложность и специфика изготовления требуют создания автоматизированного рабочего места на базе специального технологического оборудования и программного обеспечения для управления сложными процессами. Это также диктуется и нехваткой высококвалифицированных специалистов.

В настоящее время процессы проектирования электросборок, технологии изготовления и контроля в разной степени автоматизированы и работают как независимые программные системы, в которых не учтены множество взаимоисключающих требований для оптимизации процессов управления качеством монтажа.

Для решения поставленной задачи автоматизации управления процессами монтажа бортовых электросборок, системы проектирования компоновок электросборок, электрожгутовых соединений технологии изготовления и контроля объединены в единый комплекс. При этом сформулированы основные требования, оптимизирующие процесс изготовления электросборок, а взаимодействие всех уровней проектирования и управления представлено в виде графовой модели, которая определяет взаимодействие всех функций:

• функции проектирования компоновки элементов в электросборке;
• функции проектирования компоновки трасс электрожгута;
• функции проектирования технологической последовательности операций;
• функции проектирования кадров контроля;
• функции управления процессами монтажа и контроля.

Все эти функции задаются с учетом требований и ограничений руководящих технических материалов, а функция управления процессами монтажа и контроля - с учетом квалификации исполнителя. В структуре также имеется база знаний, на основе которой можно производить экспертную оценку процессов и вариантов управления и проектирования технологических процессов монтажа и контроля. База данных также содержит всю информацию и используется в процессе выполнения и при оценке экономических и качественных показателей производства электросборок.

УДК 629.7.002(075.8)

Прилепский И.В.

Научный руководитель – д.т.н., профессор Коптев А.Н.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Формально каждая вершина сильно связного графа взаимно достижима, т.е. с технической точки зрения для компоненты жгута n точек разъемных соединителей достаточно иметь коммутатор с возможностью подключения n точек при этом одна точка может быть активной, а остальные могут быть пассивными. Такое функциональное разделение точек коммутатора позволяет значительно сократить затраты на технические средства, но с другой стороны ставит новые задачи математического анализа структуры токораспределительной сети.

Решение задачи достигается нахождением базы графа всей токораспределительной сети и декомпозицией её на отдельные технологические единицы на основе сформулированных критериев разбиения, обеспечивающих технологичность, полноту контроля, оптимальное сочетание технических и технологических средств, а также выполнение всех технических требований, предъявляемых к процессу контроля нормативными документами.

УДК 629.7

Судаков С.А.

Научный руководитель – к.т.н. доцент Савельев Л.М.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Целью работы является исследование конструкции кузова легкового автомобиля с точки зрения передачи вибраций от опор двигателя в салон легкового автомобиля и разработка конструктивных мероприятий по снижению уровня шума в салоне.

Высокий уровень шума в салоне может возникнуть при совпадении частот собственных колебаний с частотой возбуждающей силы. Для исследования вынужденных колебаний использовался гармонический анализ. Коэффициент демпфирования принимался одинаковым для всех типов колебаний. Его величина изменялась в пределах (1…4)%; при этих значениях наблюдается наилучшее согласие результатов с экспериментальными данными. Для получения суммарного отклика по всем формам колебаний применялся спектральный анализ. К лонжерону в точке крепления двигателя прикладывалась сила величиной 10н со спектральной плотностью, постоянной в диапазоне частот от 110 до 140 гц. В этом диапазоне наблюдается наибольшая подвижность переднего лонжерона, что сопровождается интенсивным проникновением звука в салон. Полученные значения виброскоростей хорошо согласуются с данными экспериментов.

Предложены варианты модификации конструкции лонжерона. Доработка конструкции позволяет существенно снизить величину переходной подвижности лонжерона и, соответственно, величину виброскорости. Интенсивность шума может быть уменьшена при этом в 4…6 раз.

Цапурин К. А.

Научный руководитель - д.т.н., профессор Хазанов Х. С.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Выполнены расчеты для случая сжатия стержня типа стандартного прессованного авиационного профиля сложного сечения (№ 580818), изготовленного из сплава АМГ6. Исследована местная потеря устойчивости изолированного профиля и профиля, приваренного к полосе обшивки. Расчеты методом конечных элементов дают значения критических напряжений в предположении, что материал подчиняется закону Гука, и они существенно превысили предел пропорциональности материала. Поэтому была сделана соответствующая корректировка по методике Ф.Блейха. Для реализации этой методики нужно иметь в своем распоряжении диаграмму сжатия материала, которую автор построил по известной из литературы аппроксимирующей формуле. Обоснована приближенная расчетная модель для исследования устойчивости системы стрингер - обшивка.

Шакмаев Ю.Р.

Научный руководитель - д.т.н., профессор Тарасов Ю.Л.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Обеспечение заданной надежности элементов конструкции является сложной задачей при создании летательных аппаратов. Эта задача решается путем выбора материала и технологии изготовления, назначения параметров силовых элементов и т.д.

где коэффициент K зависит от поперечных сечений конструкции. Значение коэффициента в работе представлены для ряда типовых элементов конструкций – стержней, балок, пластин, оболочек. Под мерой надежности будем понимать вероятность того, что максимальное напряжение, возникающее под действием нагрузки, не превысит несущей способности, т.е.

где H – надежность; P – вероятность события; R – несущая способность; S – действующее максимальное напряжение. С учетом законов распределения максимальных напряжений, несущей способности материала конструкции, нагрузки получим

УДК 629.7.015.4:539.4

Маслов К.С.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Скворцов Ю.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Обтекатель устанавливается в носовой части ракетоносителя и представляет собой подкрепленную стрингерами и шпангоутами оболочку, состоящую из двух усеченных конусов с разным углом конусности и сферической части. В полете обтекатель нагружается внешним аэродинамическим давлением, которое имеет максимальное значение на сферической части и изменяется в окружном направлении.

Расчет несущей способности обтекателя выполнялся с помощью универсального МКЭ-пакета MSC/PATRAN/NASTRAN в геометрически нелинейной постановке. При этом критическая нагрузка потери несущей способности определялась как предельная по расходимости итерационного процесса.

Для моделирования обшивки обтекателя использовались четырехугольные конечные элементы оболочки первого порядка. Стрингеры и шпангоуты идеализировались балочными элементами. При этом общее число искомых перемещений составило более 20 тысяч.

Шаломеенко М.А.

Научный руководитель - д.т.н., профессор Хазанов Х.С.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Предварительно в качестве тестовых задач рассмотрена устойчивость прямоугольной пластины для различных случаев ее нагружения и закрепления. Критические напряжения оказались достаточно близкими к литературным данным, при получении которых использовалась теория пластин, базирующаяся на гипотезе Кирхгофа.

Исследована местная потеря устойчивости тонкостенного двутаврового стержня при его осевом сжатии при таких же граничных условиях по нагруженным торцам (свободное опирание), как и в известной работе Ф.Блейха. Установлено, что критические напряжения как для стенки стержня, так и для полок, как правило, выше, чем при расчете по методике Ф.Блейха. Дано объяснение этому явлению. Далее. Выявлено, что при определенном, весьма реальном, соотношении между толщинами стенки и полок стержня имеет место опасная форма потери устойчивости, когда одновременно теряют устойчивость стенка и полки. Критические напряжения при этом примерно в 4 раза ниже, чем в случае потери устойчивости только полок.

УДК 629.7.015.4:539.4

Якунин А.В.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Скворцов Ю.В.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Решение нелинейных задач осуществляется шагово-итерационным методом последовательных нагружений. Величина шага здесь выбирается автоматически из тех соображений, чтобы на каждом шаге приращения пластических деформаций не превышали 5%. Для уточнения решения используется модифицированный метод Ньютона-Рафсона, в котором матрица тангенциальной жесткости обновляется на каждом шаге решения, но не меняется при выполнении равновесных итераций.

Для описания пластического поведения материала применяется теория течения, учитывающая предысторию нагружения. При этом используется билинейная модель с кинематическим упрочнением, которая справедлива для большинства металлов в случае небольших пластических деформаций.

Приводится теоретическая основа применения МКЭ к решению контактных задач с помощью метода перемещений. При этом обосновывается выбор контактной жесткости, которая должна быть достаточно большой, чтобы ограничить взаимное проникновение частей модели. Однако слишком большое значение данной величины может стать причиной плохой сходимости.

УДК 621.787:620.178.3

Воеводин А.В.

Научный руководитель – к.т.н., доцент Филатов А.П.

Самарский государственный аэрокосмический университет

В большинстве случаев при обработке деталей в ее поверхностном слое возникают остаточные напряжения. Их величина и знак зависят от вида и режимов обработки. Так как остаточные напряжения существенным образом влияют на прочность деталей, работающих в условиях циклически изменяющихся нагрузок, то их определение является актуальной задачей при выборе метода и режимов технологического процесса.

В работе исследовались остаточные напряжения в стальных плоских образцах после магнитно-импульсной обработки. С этой целью было изготовлено две партии образцов по 20 штук в каждый. Образцы одной партии исследовались в состоянии поставки, другой – после магнитно-импульсной обработки.

Напряжения вычислялись по формуле:

где Е – модуль продольной упругости материала образца;

е – длина участка травления;

УДК 917.956

Балахонов А.Д., Рязанов А.И.

Научный руководитель – ассистент Сургутанова Ю.Н.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Остаточные напряжения определялись после полного снятия нагрузки. Для достижения поставленной цели требовалось экспериментальное исследование, заключающееся в статическом нагружении используемых цилиндрических образцов с последующим опытным определением разрушающими методами наведенных остаточных напряжений. На основании расчетов распределения пределов текучести на растяжение и сжатие ослабленного поверхностного слоя установлены следующие закономерности.

Во-первых, на поверхности цилиндрических образцов наблюдается значительное отличие пределов текучести на растяжение и сжатие. Поверхностные слои пластичных материалов в большей степени подвержены пластическому деформированию. Так, у стали 45 предел текучести на поверхности образца ниже соответствующего макроскопического в 3,2 раза, а у стали 38Х2МЮА - в 2,5 раза.

Во-вторых, выявлена зависимость толщины ослабленного поверхностного слоя от степени пластичности материала - чем пластичнее материал, тем больше толщина ослабленного поверхностного слоя.

В-третьих, если для сталей пластичных (сталь 45) изменение пределов текучести, как на растяжение, так и на сжатие происходит по линейному закону, то для хрупких сталей эта закономерность не соблюдается. Так, для стали 38Х2МЮА более приемлемым оказался закон кубической параболы.

УДК 917.956

Рябинин А.В., Буланов Е.А.

Научный руководитель – доцент Бордаков С.А.

Самарский государственный аэрокосмический университет

Задачу расчета остаточных напряжений поверхностного слоя логично рассматривать как упругопластическую задачу определения характеристик поля неравномерных упругопластических деформаций. В исследовании использовался метод конечных элементов с применением теории пластического течения. Учет цикличности нагружения осуществлялся с помощью обобщенной циклической диаграммы деформирования материала, рекомендованной ИПМ АН России. Данные по механическим характеристикам поверхностного слоя были получены по специально разработанной расчетно-экспериментальной методике.