Статья: МЕТОДИКА РЕГУЛИРОВАНИЯ УСИЛИЯ В ЗОНЕ КОНТАКТА УПЛОТНЯЕМОГО МАТЕРИАЛА И ВАЛЬЦА С ВИБРОВОЗБУДИТЕЛЕМ НАПРАВЛЕННОГО ДЕЙСТВИЯ (2026)

В целях обеспечения тепловой защиты внутренних поверхностей камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива используются покрытия на основе бутилкаучука или полиуретанового и бутадиен-нитрильного каучуков, полученные методом компрессионного формования из каландрованной резиновой смеси. Полученные теплозащитные покрытия анизотропные (обладают каландровым эффектом) — их прочностные характеристики зависят от направления ориентирования заготовок, закладываемых в пресс-форму перед вулканизацией. При транспортировке и хранении двигательной установки в теплозащитных покрытиях возникают внутренние напряжения, обусловленные разными значениями температуры на поверхности и внутри изделия, которые могут привести к растрескиванию покрытия с последующим прогаром стенки в процессе работы двигателя. Проведена оценка влияния анизотропии на прочностные характеристики теплозащитного покрытия элемента конструкции двигательной установки при изменении температуры окружающей среды на примере теплозащитного материала, изготовленного из резиновой смеси на основе бутадиен-нитрильного каучука. Установлено, что значение предела прочности покрытия, исходная заготовка которого получена методом шприцевания, предложенным в качестве меры устранения анизотропии свойств, расположено в интервале между значениями предела прочности каландрованной резиновой смеси, определенными продольно и поперечно направлению каландрования. Получены данные о темпе снижения прочностных характеристик теплозащитного покрытия в результате циклического изменения температуры окружающей среды

Учитывая постоянное ужесточение требований к выбросам углекислого газа в секторе двигателей внутреннего сгорания, поиск решения, способного удовлетворить эти требования, становится все более важным. В связи с этим использование безуглеродного топлива рассматривается как альтернатива традиционным видам топлива. В качестве объекта исследования выбран двигатель с искровым зажиганием типа 4Ч 7,6/7, а в качестве безуглеродного топлива —- аммиак, который в жидком состоянии непосредственно впрыскивался во впускной трубопровод двигателя. Приведена математическая модель двигателя на аммиаке, разработанная с учетом его термодинамических и кинетических особенностей и возможности возникновения детонации. Результаты расчетного исследования рабочего процесса двигателя свидетельствуют о том, что из-за низкой энергетической плотности аммиака (0,73 кг/м3 при давлении 0,1 МПа и температуре 298 K) для преодоления одного и того же расстояния расход топлива транспортного средства, работающего на безуглеродном топливе, больше расхода топлива транспортного средства, работающего на традиционном топливе. Общий расход топлива увеличивается, что приводит к снижению экономичности. Для повышения экономической эффективности двигателя внутреннего сгорания использована комбинированная энергетическая установка, предложены три варианта схемы компоновки ее элементов. По сравнению с обычным автомобилем расход топлива двигателя, работающего в составе комбинированной энергетической установки, снижается на 28,6 % для третьего варианта схемы компоновки, а для первого и второго вариантов схемы он увеличивается на 17,9 и 32,1 %

Предложены соотношения для расчета технологических режимов раздачи с нагревом. Нагретый деформируемый материал принят анизотропным, вязкопластичным. В процессе раздачи происходит релаксация напряжений, которая тем больше, чем меньше скорость формообразования. Этот фактор позволяет увеличить степень раздачи и уменьшить силу операции. Приведена кинематика процесса в части скорости перемещений, деформаций и скорости деформаций. Соотношения для расчета силового режима раздачи получены на основе верхнеграничной теоремы пластичности путем баланса мощностей внешних и внутренних сил. При плоском напряженном состоянии система из уравнения равновесия и линейного условия текучести анизотропного материала приводит к зависимостям для расчета меридиональных и окружных напряжений в деформируемой области заготовки. Для расчета влияния трения заготовки на конусе оправки использовано уравнение Лапласа в напряжениях. Учтен также изгиб стенки заготовки при раздаче. Приведены соотношения для расчета повреждаемости материала заготовки. Соотношения получены на основе уравнений кинетики разрушения. Установлено, что повреждаемость ряда материалов уменьшается при снижении скорости раздачи. Для других материалов повреждаемость от скорости не зависит, а определяется только степенью формоизменения. Приведены расчетные результаты применительно к высокопрочным сплавам алюминия и титана

Приведен метод определения рациональных режимов электроэрозионной обработки, основанный на решении тепловой задачи о перемещении границы фазового превращения материала (задачи Стефана) и вычислении глубины лунок, образующихся на поверхности заготовки от электрических разрядов, при условии, что глубина лунки равна глубине проплавления материала, а расплавленный материал полностью удаляется с заготовки. Плотность теплового потока, поступающего на заготовку, зависит от энергии импульса генератора, которая распределяется между анодом, катодом, в межэлектродном промежутке, тратится на излучение, а также от других потерь. В связи с этим важно определить энергию импульса, поступающую непосредственно на заготовку. В настоящее время точной корреляции между энергией импульса, задаваемой генератором и тепловым потоком, действующим на заготовку, не установлено. Определить плотность теплового потока, поступающего на заготовку, можно путем решения обратной тепловой задачи по известным или заданным глубине проплавления материала и времени действия источника теплоты. Таким образом, зная энергию импульса генератора, в результате которого образовалась лунка, и глубину лунки, можно рассчитать долю энергии импульса, приходящуюся непосредственно на заготовку. Определены доля энергии импульса генератора, поступающая на заготовку, достижимая производительность процесса электроэрозионной обработки, распределение температуры по глубине заготовки и толщина термически измененного слоя. В результате решения прямой тепловой задачи найдена глубина проплавления материала в зависимости от режимных параметров — энергии и длительности импульса, а также спрогнозирована шероховатость поверхности

Расчетные динамические модели летательных аппаратов разрабатываются по рабочей документации при их проектировании. Модели корректируются по результатам модальных испытаний на этапах создания и производства изделий. Результатами испытаний являются обобщенные массы, характеристики демпфирования, собственные частоты и формы собственных тонов колебаний конструкций. Диссипативные свойства расчетной модели, как правило, не корректируются, а определяются при модальных испытаниях. Формы собственных тонов колебаний выполняют контрольную функцию в процессе коррекции модели. Таким образом, остаются два параметра, которые могут быть использованы для коррекции расчетной модели летательного аппарата: собственная частота и обобщенная масса собственных тонов колебаний. Достоверность экспериментального определения этих параметров зависит от таких факторов, как случайные погрешности многоточечного возбуждения и измерения колебаний, наличие тонов с близкими собственными частотами, влияние системы упругого вывешивания летательного аппарата на время испытаний. Приведены результаты исследования погрешностей оценок собственных частот методом фазового резонанса. Оценка погрешностей расчета обобщенных масс выполнена методами монофазных колебаний, введения квадратурной составляющей возбуждения и фиктивного фазового резонанса. Показано, что погрешности расчета обобщенных масс значительно превышают погрешности определения собственных частот. Приведен метод определения обобщенных масс по амплитудно-частотным характеристикам объекта испытаний. В результате лабораторных экспериментов и испытаний натурных изделий сделан вывод о том, что коррекция параметров инерции расчетных моделей по результатам модальных испытаний не всегда целесообразна Просьба ссылаться на эту статью следующим образом:

Синхронность функционирования многочисленных технологических систем, участвующих в подготовке и запуске ракет космического назначения, является основным требованием, предъявляемым к наземным комплексам космодромов. Практически все позиции на современном космодроме (стартовые и технические комплексы, измерительные пункты, астрономо-геодезические и метеорологические комплексы и др.) оснащены системами единого времени в целях синхронизации технологических систем, расположенных на объектах. При проектировании систем единого времени особое внимание уделяется обеспечению заданных показателей надежности, устранению структурной избыточности и снижению стоимости. Используемые в настоящее время методы расчета не учитывают функциональное взаимодействие между компонентами современных систем единого времени и требуют уточнения. Уточнение должно коснуться ранжирования отдельных функциональных групп системы по степени критичности. Рассмотрена возможность применения функционального анализа для оценки показателей надежности систем единого времени наземной космической инфраструктуры. Предложен алгоритм, позволяющий проводить декомпозицию системы. Уточненный метод послужит основой пошагового руководства для каждого этапа разработки системы единого времени, что может улучшить качество оценки показателей надежности и оптимизировать затраты на всех этапах жизненного цикла системы

Рассмотрены особенности взлета и посадки соосного вертолета на палубу корабля. Учет таких особенностей необходим для уточнения математической модели динамики полета вертолета соосной схемы, применяющейся в составе программно-математического обеспечения пилотажного стенда. Приведены требования к корабельным вертолетам в части полетных данных, необходимых для обеспечения безопасности полетов в зоне взлетно-посадочной площадки корабля. Проанализированы подходы к моделированию обтекания корабля: испытания масштабной модели корабля в аэродинамической трубе, численное моделирование обтекания корабля. Показано влияние качки корабля на структуру воздушного потока в зоне взлетно-посадочной площадки. Рассмотрен метод учета качки при исследовании обтекания взлетно-посадочной площадки на модели корабля в аэродинамической трубе. Проведен краткий обзор методов исследования в аэродинамической трубе взаимовлияния корабля и вертолета при выполнении взлетно-посадочных операций в зоне взлетно-посадочной площадки. Расчет нестационарного поля скоростей воздушного потока в зоне взлетно-посадочной площадки корабля выполнен без учета качки методом численного моделирования полноразмерной модели корабля произвольной формы. Выполнена оценка характеристик возмущенного воздушного потока в зоне взлетно-посадочной площадки корабля и сформирована методика расчета поля скоростей возмущенного воздушного потока в области взлетно-посадочной площадки корабля