Статья: РАСЧЕТ И ПРИМЕНЕНИЕ В АЭРОКОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ КРЫЛА ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОНСТРУКЦИИ ИЗ ПОЛИМЕРНЫХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ (2026)

Рассмотрена задача динамического противодействия между двумя наземными объектами, один из которых осуществляет запуск ударного летательного аппарата для поражения другого, защищающегося с использованием перехватчика. Актуальность исследования обусловлена развитием высокоточных ударных средств и необходимостью повышения эффективности систем противодействия. В качестве метода решения используется моделирование с применением метода Монте-Карло, что позволяет учитывать вероятностный характер параметров движения и условий применения техники. В ходе исследования проведен сравнительный анализ различных тактических схем использования ударного летательного аппарата и вариантов действия стороны, осуществляющей перехват. Полученные результаты демонстрируют влияние изменений параметров пуска, маневра и времени реакции на исход противоборства. Сделанные выводы могут быть использованы при разработке алгоритмов боевого применения, оценке эффективности комплексов перехватов, а также при формировании требований к перспективным системам динамического противодействия. Работа расширяет представление о факторах, определяющих исход взаимодействия ударных и защитных средств в динамической среде.

Утечки рабочего тела через зазоры между подвижными и неподвижными элементами газотурбинных двигателей снижают их эффективность на 0,5…1,5 %. Щеточные уплотнения обеспечивают более высокую герметичность, чем традиционные лабиринтные конструкции. Однако проектирование таких уплотнений осложняется непростым характером течения через пористую структуру пакета и влиянием прилегающих полостей на распределение параметров потока. В работе представлена математическая модель течения воздуха в зазорах щеточного уплотнения и примыкающих к нему полостях турбореактивного двухконтурного двигателя. Модель основана на представлении пакета щетинок как анизотропной пористой среды. Численная реализация выполнена методом конечных объемов с использованием k - ε модели турбулентности. Проведен параметрический анализ влияния радиального зазора, толщины пакета, плотности упаковки щетинок и угла их наклона на расход утечки. Установлено, что уменьшение зазора с 0,10 до 0,05 мм снижает расход на 34,6 %, а увеличение плотности упаковки с 500 до 800 шт./мм² - на 42,0 %. Построены распределения давления и скорости вдоль уплотнения, выявлены зоны максимальных градиентов. Показано, что щеточные уплотнения обеспечивают снижение утечек на 30…40 % по сравнению с трехзубцовыми лабиринтными аналогами. Результаты применимы при проектировании уплотнительных узлов авиационных двигателей.

В практике проектирования систем терморегулирования космических аппаратов надежность радиационных теплообменников традиционно оценивается вероятностью внезапного отказа по причине микрометеорного пробоя. Деградация оптических характеристик терморегулирующих покрытий может привести к постепенному отказу, что учитывается в исходных данных при выборе проектных параметров на основе экспертных оценок по известным прототипам. В связи с этим ставится и решается задача изучения схемы параметрического отказа и построения математической модели параметрической надежности радиационного теплообменника с использованием модели процесса деградации на основе случайного процесса Винера с нелинейной шкалой времени. Параметры модели процесса деградации определяются путем статистической обработки летных экспериментальных данных с учетом воздействующих факторов космического пространства, имеющих стохастическую природу. Разработан алгоритм точечных оценок параметров моделей деградации и параметрической надежности на основе метода наибольшего правдоподобия, а для построения доверительного интервала предложен алгоритм имитационного моделирования. На основе летных экспериментальных данных построена модель параметрической надежности и даны рекомендации по оценке площади радиационного теплообменника системы терморегулирования обитаемого модуля на низкой околоземной орбите. Результатом разработанной модели параметрической надежности является возможность одновременного учета внезапных и постепенных отказов в полной модели оценки надежности радиационного теплообменника.

Представлен алгоритм отображения криволинейных обводов летательных аппаратов на экране компьютера с максимальной точностью, соответствующей разрешению графического экрана и текущему ракурсу модели. Алгоритм, работающий в составе систем проектирования, конструирования и производства летательных аппаратов, позволяет выводить сплайны на графическое устройство в виде аппроксимирующей ломаной линии. При этом расчет отрезков аппроксимации выполняется в реальном масштабе времени. Реализация алгоритма представлена на примере составной кривой Безье третьей степени. Описанный подход может быть также применен к кривым в виде B-сплайнов и NURBS. Аппроксимация сегмента кривой Безье последовательностью отрезков выполняется путем рекурсивного деления сегмента на две части с помощью алгоритма Де-Кастильо. Процесс деления сегментов завершается при достижении заданной точности максимального расстояния от аппроксимирующего отрезка до кривой в проекции на плоскость экрана. Точность определяется размером пиксела экрана. Приведены рекомендации по дальнейшему ускорению выполнения приведенного алгоритма при его практической реализации (габаритные тесты и запоминание рассчитанных аппроксимирующих отрезков).

Рассмотрены вопросы оптимизации надежности технических комплексов космодромов. При решении задачи оптимизации требований к надежности их составных частей и основных элементов в качестве критерия оптимальности был принят минимум затрат на создание и модернизацию технического комплекса. Доказано, что оптимальное значение вероятности безотказной работы i-го элемента технического комплекса будет линейно зависеть от разности соответствующих значений допустимой и предельно малой вероятностей отказа комплекса, а также будет определяться относительной нормированной стоимостью ее повышения при отработке данного элемента. В частности, получено выражение для определения оптимального числа необходимых опытных образцов i-го элемента технического комплекса космодрома по рассчитанному оптимальному значению вероятности безотказной работы данного элемента. Приведен пример практического применения представленного решения рассмотренной задачи оптимизации. Решение данной задачи может способствовать повышению эффективности создания и последующей эксплуатации технических комплексов, а также развитию наземной космической инфраструктуры в целом.

Представлено математическое моделирование ударного взаимодействия оторвавшейся титановой лопатки авиационного двигателя с многослойной двухстрингерной панелью из полимерных композиционных материалов (ПКМ) (высокопрочного углепластика) в явной постановке. Моделирование панели выполнено послойно методом конечных элементов с учетом когезионного взаимодействия между слоями, что позволяет оценить в ней деламинацию. Повреждающий элемент смоделирован методом гидродинамики сглаженных частиц (SPH), что обеспечивает корректный учет разрушения ударника. В ходе численного эксперимента проведен анализ характера и степени повреждения обшивки и подкрепляющих стрингеров. Исследована зависимость кинетической энергии ударника от времени, являющаяся интегральным показателем энергии, поглощенной рассматриваемым конструктивным элементом из ПКМ. Рассмотренная комбинированная методика, сочетающая в себе метод конечных элементов и SPH, продемонстрировала свою эффективность и может быть адаптирована для моделирования ударных воздействий различных дискретных источников на элементы конструкций из ПКМ.

Рассмотрен алгоритм расчета параметров изонатяжения вант мостовых конструкций, основанный на нелинейной модели механики систем такого рода. Ванта состоит из отдельных металлических прядей, и метод изонатяжения позволяет обеспечить равное усилие между всеми прядями в ней, а также необходимое общее целевое усилие во всей ванте, соответствующее усилию из проектного расчета. С помощью используемой модели можно рассчитывать линию провисания ванты и усилия в анкерных опорах на каждом шаге натяжения прядей. При этом модель учитывает такие эффекты, как смещение точек закрепления, нелинейность поведения ванты, а также действие монтажных нагрузок на ванту. В работе предложен алгоритм решения задачи изонатяжения на основе метода конечных элементов с использованием нелинейного конечного элемента типа трос и линейного конечного элемента пружины, позволяющего учесть жесткость анкерных опор. Данный алгоритм апробировался при возведении вантового моста через реку Оку на трассе М-12 в городе Муроме. В результате расчета была получена зависимость усилия в анкерных опорах от количества прядей в ванте при последовательном их натяжении. Для оценки точности алгоритма после монтажа всех прядей было выполнено сравнение между полученным и проектным целевым усилием.