авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 12 |
-- [ Страница 1 ] --

ISSN 1998-6629

ВЕСТНИК

САМАРСКОГО

ГОСУДАРСТВЕННОГО

АЭРОКОСМИЧЕСКОГО

УНИВЕРСИТЕТА

имени академика С. П КОРОЛЁВА

(национального исследовательского

университета)

№ 5 (36)

Часть 2

Специальный выпуск, подготовленный по материалам

симпозиума с международным участием

«Самолётостроение России. Проблемы и перспективы»

(г. Самара 2-5 июля 2012 г).

2012

УДК 05

ББК Я5

ВЕСТНИК САМАРСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО АЭРОКОСМИЧЕСКОГО УНИВЕРСИТЕТА имени академика С. П. КОРОЛЁВА (национального исследовательского университета) № 5 (36) Часть 2 2012 Главный редактор Шахматов Е. В., д.т.н., профессор Заместители главного редактора Прокофьев А. Б., д.т.н., профессор Балакин В.Л., д.т.н., профессор Ответственный секретарь Прохоров А. Г., к.т.н., доцент Редакционная коллегия Астафьев В. И., д.ф.-м.н., профессор Кузьмичёв В. С., д.т.н., профессор Балакин В. Л., д.т.н., профессор Лукачёв С. В., д.т.н., профессор Богатырёв В. Д., д.э.н., профессор Меркулова Л. П., д.п.н., профессор Казанский Н. Л., д.ф.-м.н., профессор Михеев В. А., д.т.н., профессор Комаров В. А., д.т.н., профессор Пиганов М. Н., д.т.н., профессор Коптев А. Н., д.т.н., профессор Прохоров С. А., д.т.н., профессор Фалалеев С. В., д.т.н., профессор Председатель редакционного совета Сойфер В. А., член-корр. РАН Редакционный совет Аншаков Г. П., член-корр. РАН Гречников Ф. В., член-корр. РАН Барвинок В. А., член-корр. РАН Кирилин А. Н., д.т.н., профессор Шорин В. П., академик РАН Журнал входит в утверждённый ВАК Минобрнауки РФ Перечень российских рецензируемых научных журналов, в которых должны быть опубликованы основные научные результаты диссертаций на соискание учёных степеней доктора и кандидата наук.

Журнал включён в общероссийский каталог ОАО «Роспечать». Подписной индекс – 18264.

Издание журнала осуществлено за счёт гранта Российского фонда фундаментальных исследований 12-08-06051-г.

© Самарский государственный аэрокосмический университет 443086, Самара, Московское шоссе, Тел.: (846) 267 48 41;

электронная почта: vest@ssau.ru Самара СОДЕРЖАНИЕ АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ РЕЖИМОВ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ТВЁРДОТОПЛИВНЫМ РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ В. Л. Балакин, А. В. Дорошин, М. М. Крикунов....................................................................... МОДЕЛИРОВАНИЕ И СТАБИЛИЗАЦИЯ ДВИЖЕНИЙ ВЕРТОЛЕТА С ГРУЗОМ НА ТРОСЕ С. П. Безгласный...................................................................................................................... МОДЕЛИРОВАНИЕ ЛАЗЕРНОЙ ПОДГОНКИ ПЛЕНОЧНЫХ РЕЗИСТОРОВ Ю. Н. Антонов......................................................................................................................... СНИЖЕНИЕ ТРЕНИЯ НА ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЕ ПРИ НАЛИЧИИ ЖИДКОЙ ПЛЕНКИ НА ЕЕ ПОВЕРХНОСТИ Н. И. Клюев, В. А. Фролов, Ю. А. Крюков............................................................................... СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ МУЛЬТИКОПТЕРА Д. В. Ситников, Ю. А. Бурьян, Г. С. Русских.......................................................................... ПРОЕКТИРОВАНИЕ МАГНИТОЖИДКОСТНЫХ ДЕМПФИРУЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Г. С. Аверьянов, В. Н. Бельков, А. Б. Корчагин, М. Ю. Агарин............................................... ВНЕДРЕНИЕ МОДЕЛЬНО-ОРИЕНТИРОВАННОГО ПОДХОДА К ПРОЕКТИРОВАНИЮ САМОЛЕТОВ О. А. Агафонов, Д. Э. Вахрушев, С. П. Прядко, А. В. Щукин................................................. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ПОДКРЕПЛЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ АВИАКОНСТРУКЦИЙ С ВЫРЕЗАМИ НА ЗАДАННУЮ УСТАЛОСТНУЮ ДОЛГОВЕЧНОСТЬ В. А. Беспалов........................................................................................................................... РАСЧЁТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ВЫБОРУ РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ СТОЕК ШАССИ САМОЛЁТОВ А. М. Гарин, В. И. Воробьев..................................................................................................... СТЕСНЕНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ В КОРНЕВОМ СЕЧЕНИИ МОДЕЛИ КЕССОНА КРЫЛА ПРИ КРУЧЕНИИ В. И. Корольков........................................................................................................................ К ПОИСКУ ОПТИМАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ЗАМКНУТЫМ КРЫЛОМ А. Ю. Лазарев, В. Н. Семенов.................................................................................................. СНИЖЕНИЕ ВЛИЯНИЯ ПЕРЕКОСА ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ОСЕЙ ЭЛЕМЕНТОВ КЛАПАННО-СЕДЕЛЬНОЙ ПАРЫ НА ГЕРМЕТИЗИРУЮЩУЮ СПОСОБНОСТЬ И РЕСУРС КЛАПАННОГО УПЛОТНЕНИЯ О. П. Мулюкин, С. В. Кшуманев, В. Н. Самсонов................................................................... НАРЕЗАНИЕ ВНУТРЕННИХ РЕЗЬБ МАЛОГО ДИАМЕТРА С НАЛОЖЕНИЕМ НА МЕТЧИК УЛЬТРАЗВУКОВЫХ КОЛЕБАНИЙ В. В. Головкин, М. В. Дружинина, В. Н. Трусов...................................................................... ИССЛЕДОВАНИЕ НАСЛЕДСТВЕННОСТИ ПОГРЕШНОСТЕЙ ПАРАМЕТРОВ ЗАГОТОВОК НА ГЕОМЕТРИЧЕСКУЮ ТОЧНОСТЬ ДЕТАЛЕЙ Ф. И. Дёмин, А. В. Поляков, Т. В. Полякова............................................................................ ТОКАРНО - ФРЕЗЕРНАЯ ОБРАБОТКА СЛОИСТОЙ ДЕТАЛИ А. И. Кондратьев, А. В. Кузнецов, Н. Д. Проничев................................................................. ЛИНЕЙНАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ РАЦИОНАЛЬНЫХ УСЛОВИЙ ОБРАБОТКИ НА ОПЕРАЦИЯХ ЧИСТОВОГО КОНЦЕВОГО ФРЕЗЕРОВАНИЯ ПРИ ИЗГОТОВЛЕНИИ ДЕТАЛЕЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Д. Л. Скуратов......................................................................................................................... МЕТОДОЛОГИЯ ПРЕДСТАВЛЕНИЯ ТЕНЗОРОВ И ОПЕРАТОРОВ ПРЕОБРАЗОВАНИЙ СБОРОЧНОГО ПРОСТРАНСТВА В ТЕХНОЛОГИЯХ СБОРКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С. Ф. Тлустенко..................................................................................................................... ФОРМООБРАЗОВАНИЕ ДЕТАЛЕЙ ВЗРЫВНЫМИ ПРОЦЕССАМИ ПО УСЛОВИЯМ ТОЧНОСТИ СБОРКИ АГРЕГАТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С. Ф. Тлустенко, В. А. Сытник............................................................................................. ПРИМЕНЕНИЕ ГАЗОЛАЗЕРНОГО РАСКРОЯ ПОЛИМЕРНОГО ПОКРЫТИЯ ОБШИВОК ФЮЗЕЛЯЖА Р. А. Физулаков, С. В. Бреев.................................................................................................. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ НАСЛЕДСТВЕННОСТИ НА ФОРМИРОВАНИЕ МЕТОДИКИ ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗМЕРЕНИЯ НА КООРДИНАТНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНОЙ МАШИНЕ ПРИ ВЫЯВЛЕНИИ НЕПЛОСКОСТНОСТИ ДЕТАЛЕЙ АВИАСТРОЕНИЯ А. О. Чевелева, М. А. Болотов............................................................................................... УНИВЕРСАЛЬНЫЕ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ МАГНИТНО-ИМПУЛЬСНЫЕ УСТАНОВКИ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ Р. Ю. Юсупов......................................................................................................................... УСТАНОВКА ДЛЯ ЛОКАЛЬНОГО ТЕРМОПЛАСТИЧЕСКОГО УПРОЧНЕНИЯ ТУРБУЛЕНТНЫХ ДИСКОВ В. Г. Круцило, О. В. Никишов................................................................................................ УПРОЧНЕНИЕ ЛОПАТОК ГТД СМЕСЬЮ ШАРИКОВ И МИКРОШАРИКОВ С ПОДОГРЕВОМ В. Г. Круцило.......................................................................................................................... ПОВЫШЕНИЕ ЭКВИВАЛЕНТНОСТИ РЕАЛИЗАЦИИ ПРОГРАММЫ НАТУРНЫХ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ НАГРУЖЕНИЯ Е. Н. Куликов.......................................................................................................................... АНАЛИТИЧЕСКОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ДИАГРАММЫ ДЕФОРМИРОВАНИЯ МАТЕРИАЛА В РАСЧЁТАХ НА ПРОЧНОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ Л. М. Савельев........................................................................................................................ ВЛИЯНИЕ УПРОЧНЯЮЩЕ-ОТДЕЛОЧНОЙ ОБРАБОТКИ НА СТРУКТУРНО ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЕ СОСТОЯНИЕ ПОВЕРХНОСТНОГО СЛОЯ И СОПРОТИВЛЕНИЕ УСТАЛОСТИ М. Б. Сазонов, А. Н. Волков, И. А. Чигринёв......................................................................... ЦИФРОВОЙ СПЕКЛ-ИНТЕРФЕРОМЕТР ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ НАПРЯЖЁННО ДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ ОБЪЕКТОВ Р. Н. Сергеев, О. А. Журавлёв, В. Ф. Павлов, С. В. Алембеков............................................. О НЕОБХОДИМОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КРИТЕРИЕВ СОПРОТИВЛЕНИЯ РАЗРУШЕНИЮ ПРИ ОБЕСПЕЧЕНИИ НАДЕЖНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ Ю. Л. Тарасов........................................................................................................................ АНАЛИТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ СИЛОВОГО РЕЖИМА ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ФРЕЗЕРОВАНИЯ МАТЕРИАЛА С ВЯЗКОПЛАСТИЧЕСКИМ УПРОЧНЕНИЕМ А.И. Хаймович, А.В. Кузнецов............................................................................................... МЕТОД РЕГУЛИРОВАНИЯ ВИБРАЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК РОТОРОВ ТУРБОМАШИН В. А. Антипов, Г. В. Лазуткин, С. В. Андриянов, В. А. Сазонова......................................... СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИ1 РОТОРОВ ТУРБОКОМПРЕССОРОВ В. А. Антипов, Г. В. Лазуткин, С. В. Андриянов, С. А. Вельмин.......................................... МОДЕЛИРОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ, КИНЕМАТИЧЕСКИХ И ДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ "ВИРТУАЛЬНОГО ДВС" А. С. Гвоздев, В. С. Мелентьев.............................................................................................. РЕАЛИЗАЦИЯ МЕТОДИКИ СОЗДАНИЯ 3D ПАРАМЕТРИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ТИПОВЫХ ДЕТАЛЕЙ УЗЛОВ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ В СРЕДЕ SIEMENS NX Е. С. Горячкин, А. И. Рязанов, А. В. Урлапкин, Л. А. Чемпинский.

...................................... УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ КОЛЕБАНИЙ ЛОПАТОК ТУРБОАГРЕГАТОВ НА ОСНОВЕ НЕЛИНЕЙНОЙ АППРОКСИМАЦИИ СИГНАЛОВ ПЕРВИЧНЫХ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ А. И. Данилин, А. Ж. Чернявский, С. А. Данилин.................................................................. ТЕРМОПЛАСТИЧЕСКОЕ УПРОЧНЕНИЕ ЛОПАТОК АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Н. Б. Кротинов...................................................................................................................... ПРОБЛЕМЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КОМПЬЮТЕРНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ КАМЕР СГОРАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД И ПУТИ ИХ РЕШЕНИЯ С. Г. Матвеев, М. Ю. Орлов, И. А. Зубрилин........................................................................ РАЗРАБОТКА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОГРАММНОГО МОДУЛЯ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОЦЕССА ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКОГО ФОРМООБРАЗОВАНИЯ ДЕТАЛЕЙ ГТД М. В. Нехорошев, Н. Д. Проничев.......................................................................................... МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИНАМИКИ ТРУБОПРОВОДОВ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ А. В. Швецов.......................................................................................................................... ВСТРОЕННЫЕ СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ БОРТОВОЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ ПОД УПРАВЛЕНИЕМ ОПЕРАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ РЕАЛЬНОГО ВРЕМЕНИ КАК ИТЕРАТИВНЫЙ АГРЕГИРОВАННЫЙ ОБЪЕКТ Н. А. Долбня........................................................................................................................... СРАВНЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПРИЕМНИКА ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ ПВД-К3- В. Н. Моисеев, М. М. Дубинина, А. А. Павловский, М. Ю. Сорокин..................................... ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ СПОСОБОВ ПОЛУЧЕНИЯ ВЫСОКОЛЕГИРОВАННЫХ АЛЮМИНИЕВО-МАГНИЕВЫХ СПЛАВОВ Ф. В. Гречников, И. П. Попов, А. М. Бибиков, Е. Г. Демьяненко.......................................... СПОСОБ ПЛАСТИЧЕСКОГО СТРУКТУРООБРАЗОВАНИЯ Ф. В. Гречников, И. П. Попов, Е. Г. Демьяненко.................................................................. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ РЕЖИМОВ ФРЕЗЕРОВАНИЯ И УПРОЧНЕНИЯ НА ПАРАМЕТРЫ КАЧЕСТВА ПОВЕРХНОСТНОГО СЛОЯ ДЕТАЛЕЙ ИЗ ЖАРОПРОЧНЫХ СПЛАВОВ И СТАЛЕЙ А. Н. Жидяев, А. В. Мещеряков, Н. Д. Проничев, А. П. Шулепов......................................... ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ЦИНКОВОГО ПОКРЫТИЯ НА КОРРОЗИОННУЮ СТОЙКОСТЬ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ГИДРОАВИАЦИИ А. А. Мельников, О. С. Бондарева, О. С. Киселева............................................................... ИЗМЕРЕНИЕ ИМПУЛЬСНЫХ ДАВЛЕНИЙ В ОБЪЕМЕ РАСПЛАВА В УСЛОВИЯХ ИНТЕНСИВНЫХ ИМПУЛЬСНЫХ ПОМЕХ Р. Ю. Юсупов, Е. Е. Кострюков........................................................................................... ПРИМЕНЕНИЕ КАТАЛИЗАТОРОВ ОТВЕРЖДЕНИЯ ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ АНИЗОТРОПИИ МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ СТЕКЛОПЛАСТИКОВ В. В. Бажеряну, И. В. Зайченко............................................................................................. ФОРМИРОВАНИЕ НАНОПЛЕНОЧНЫХ КОМПОЗИТОВ, ОЦЕНКА ИХ СВОЙСТВ И ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ В АВИАСТРОЕНИИ Е. Ю. Гамлицкий, А. В. Гелиев, В. Н. Семенов...................................................................... К ВОПРОСУ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПРОЧНОСТИ СКЛАДЧАТЫХ ЗАПОЛНИТЕЛЕЙ ТИПА Z-ГОФР НА ПОПЕРЕЧНОЕ СЖАТИЕ И. В. Двоеглазов, В. И. Халиулин........................................................................................... СРАВНИТЕЛЬНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ДЕГРАДАЦИИ МЕХАНИЧЕСКИХ СВОЙСТВ ДВУХ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В УСЛОВИЯХ ПОВЫШЕННОЙ ВЛАЖНОСТИ И ТЕМПЕРАТУРЫ Г. Н. Тоискин.......................................................................................................................... ИНФОРМАЦИОННАЯ ПОДДЕРЖКА ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА БОРТОВЫХ ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИХ СИСТЕМ АВИАЦИОННОГО ПРИМЕНЕНИЯ Т. Е. Акимова......................................................................................................................... ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОЛОГИИ ЗРЕЛЫХ ПРОИЗВОДСТВЕННЫХ ПРОЦЕССОВ ДЛЯ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОТОКАМИ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХ РАБОТ Е. Ю. Пузакина, С. Н. Ларин................................................................................................. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПЬЮТЕРНЫХ МОДЕЛЕЙ ПРОСТРАНСВЕННЫХ РАЗМЕРНЫХ ЦЕПЕЙ И МЕТОДА ВИРТУАЛЬНЫХ СБОРОК ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТИ МОНТАЖНЫХ ОПЕРАЦИЙ В. В. Сибирский, С. К. Чотчаева.......................................................................................... АВТОМАТИЗАЦИЯ ПРОЦЕССОВ ПРОВЕДЕНИЯ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО АУДИТА НА ПРОМЫШЛЕННЫХ ПРЕДПРИЯТИЯХ М. М. Чернова, С. Н. Ларин................................................................................................... ПРОГНОЗИРОВАНИЕ И ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ ПРИ ОРГАНИЗАЦИИ И ПРОИЗВОДСТВЕ ВОЗДУШНЫХ ПЕРЕВОЗОК А. А. Бутов, В. Д. Шаров, В. П. Макаров, А. И. Орлов......................................................... АНАЛИЗ ПРИЧИН ТЯЖЁЛОГО ЛЁТНОГО ПРОИСШЕСТВИЯ Д. Э. Вахрушев, О. А. Агафонов, С. П. Прядко, А. В. Щукин............................................... ИССЛЕДОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ОПЕРАТИВНО-КАЛЕНДАРНОГО ПЛАНИРОВАНИЯ В УСЛОВИЯХ МНОГОНОМЕНКЛАТУРНЫХ ПРОИЗВОДСТВ С. Н. Ларин, В. В. Тимирзянов............................................................................................... МОДИФИКАЦИЯ СИСТЕМЫ РАННЕГО ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ПРИБЛИЖЕНИЯ ЗЕМЛИ В. А. Медников, Н. И. Лиманова, А. Н. Коптев.................................................................... ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ЭЛЕКТРОТЕПЛОВОЙ И СТРУЙНОЙ ЗАЩИТЫ ОТ ЗАПОТЕВАНИЯ СТЁКОЛ КАБИНЫ САМОЛЁТА В. Н. Николаев....................................................................................................................... ОСОБЕННОСТИ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ И СОВРЕМЕННОЕ АЭРОКОСМИЧЕСКОЕ ИНЖЕНЕРНОЕ ОБРАЗОВАНИЕ А. И. Белоусов, А. Г. Маслова................................................................................................ ОСОБЕННОСТИ СОВРЕМЕННОГО АЭРОКОСМИЧЕСКОГО ИНЖЕНЕРНОГО ОБРАЗОВАНИЯ А. И. Белоусов, А. Г. Маслова................................................................................................ КОНЦЕПЦИЯ ГРАФО-ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ ПОДГОТОВКИ БАКАЛАВРОВ В ОБЛАСТИ СТАНДАРТИЗАЦИИ И УПРАВЛЕНИЯ КАЧЕСТВОМ В. Н. Гаврилов, В. И. Иващенко............................................................................................ ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫХ УРАВНЕНИЙ В ФОРМЕ ЭНКЕ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ДВИЖЕНИЯ МАЛЫХ ТЕЛ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ Д. А. Заусаев........................................................................................................................... CONTENS AVIATION AND ROCKET-SPACE ENGINEERING SYNTHESIS OF DYNAMIC MODES OF ATTITUDE MOTION OF SPACECRAFT WITH SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE V. L. Balakin, A. V. Doroshin, M. M. Krikunov.......................................................................... STABILIZATION OF STEADY MOTIONS OF A SINGLE ROTOR GYROSTAT WITH A CAVITY FILLED WITH A LIQUID OF HIGH VISCOSITY S. P. Bezglasnyi......................................................................................................................... MODELING OF LASER TRIMMING OF FILM RESISTORS Ju. N. Antonov........................................................................................................................... REDUCTION OF FRICTION ON A FLAT PLATE IN THE PRESENCE OF A FLUID FILM ON ITS SURFACE N. I. Klyuev, V. A. Frolov, Yu. A. Kryukov................................................................................. MOTION CONTROL SYSTEM OF MULTICOPTER D. V.Sitnikov, Y. A. Burian, G. S. Russkih.................................................................................. DEVELOPMENT OF MAGNETIC FLUID DAMPERS OF AICRAFTS CHASSIS ELEMENTS G. S. Averianov, V. N. Belkov, A. B. Korchagin, M. Yu. Agarin.................................................. INTRODUCTION OF MODEL-BASED APPROACH TO DESIGN AIRCRAFT O. A. Agaphonov, D. E. Vakhrushev, S. P. Pryadko, A. V. Schukin............................................. DESIGN OF REINFORCED SPECIFIED FATIGUE LIFE CAPABILITY AIRFRAME PANELS CONTAINING NOTCHES V. A. Bespalov........................................................................................................................... INVESTIGATIONS FOR LANDING GEAR RATIONAL PARAMETERS SELECTION A. M. Garin, V. I. Vorobyev....................................................................................................... CONSTRAINT STRAIN IN THE ROOT SECTION WING MODEL WITH TORSION V. I. Korolkov............................................................................................................................ SEARCHING FOR OPTIMAL CONFIGURATION OF AIRCRAFT WITH ANNULAR WINGS A. Yu. Lazarev, V. N. Semenov................................................................................................... REDUCTION THE INFLUENCE OF GEOMETRIC AXES OF THE SKEW ELEMENTS OF A PAIR OF VALVE-SADDLE ON THE SEALING ABILITY AND RESOURCE OF THE VALVESEAL O. P. Mulyukin, S. V. Kshumanev, V. N. Samsonov................................................................... TAPPING INTERNAL THREADS A SMALL DIAMETER WITH SUPERIMPOSED ON THE USE OF ULTRASONIC OSCILLATIONS V. V. Golovkin, M. V. Druzhinina, V. N. Trusov......................................................................... INVESTIGATION OF HEREDITY OF ERRORS IN THE WORKPIECES PARAMETERS ON GEOMETRICAL ACCURACY OF READY DETAIL F. I. Dyomin, A. V. Polyakov, T. V. Polyakova........................................................................... TURNING AND MILLING LAYERED DETAILS A. I. Kondratyev, A. V. Kyznecov, N. D. Pronichev.................................................................... LINEAR MATHEMATICAL MODEL FOR THE DETERMINATION OF RATIONAL TREATMENT CONDITIONS ON THE FINISHING END MILLING OPERATIONS IN THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT PARTS D. L. Skuratov........................................................................................................................... METHODOLOGY FOR THE SUBMISSION OF THE TENSORS AND OPERATORS OF ASSEMBLY SPACE TRANSFORMATIONS IN THE TECHNOLOGIES OF AICRAFT ASSEMBLY S. F. Tlustenko......................................................................................................................... SHAPING PARTS EXPLOSIVE PROCESSES ON CONDITIONS EXACTLY ASSEMBLY AIRCRAFT COMPONENTS S. F. Tlustenko, V. A. Sitnik...................................................................................................... APPLICATION GAZOLASER CUTTING THE POLYMERIC COATING OF SKIN R.

A. Fizulakov, S. V. Breev..................................................................................................... RESEARCH OF TECHNOLOGICAL HEREDITY INFLUENCE ON SETTING OF PROCEDURE OF MEASUREMENTS ON COORDINATE-MEASUREMENT MACHINE IN CASE OF OUT-OF-FLATNESS DETECTING FOR AIRCRAFT ENGINEERING PARTS А. О. Cheveleva, М. А. Bolotov................................................................................................ MULTIPURPOSE AND SPECIALIZED PULSE-MAGNETIC INSTALLATIONS OF NEW VINTAGE R. Yu. Yusupov......................................................................................................................... LOCAL THERMOPLASTIC HARDENING V. G. Krutsilo, О. V. Nikishov.................................................................................................. HARDENING OF BLADE GAS TURBINE ENGINES MIXTURE BALLS AND HEATED MICROBALLS V. G. Krutsilo.......................................................................................................................... INCREASING THE EQUIVALENCE OF REALIZE FULL SCALE TESTS WITH THE INFLUENCE OF GEOMETRICS PARAMETERS OF THE LOAD SYSTEM E. N. Kulikov........................................................................................................................... ANALYTICAL DESCRIPTION OF STRESS–STRAIN DIAGRAM IN STRESS AND STABILITY ANALYSIS L. M. Saveljev.......................................................................................................................... INFLUENCE OF THE STRENGTHENING-FINISHING TREATMENT ON STRUCTURE ENERGY STATE OF SURFACE LAYER AND FATIGUE RESISTANCE M. B. Sazonov, A. N. VoIkov, I. A. Schigrinyev......................................................................... SPECKLE INTERFEROMETRY DIGITAL RESEARCH FOR STRESS-STRAIN STATE OF OBJECTS R. N. Sergeev, O. A. Zhuravlev, V. F. Pavlov, S. V. Alembekov................................................ FRACTURE RESISTANCE CRITERIA IMPLEMENTATION WHILE SECURING RELIABILITY OF AIRPLANES STRUCTURAL COMPONENTS DURING DESIGN STAGE Yu. L. Tarasov......................................................................................................................... ANALYSIS ОF THE CUTTING FORCE OF HEAT RESISTING ALLOYS DURING HIGH-SPEED MILLING A. I. Khaimovich, A. V. Kuznetsov............................................................................................ METHOD TO ABJUST THE VIBRATION CHARACTERISTICS ROTORS TURBOMACHINERY V. A. Antipov, G. V. Lazutkin, S. V. Andrianov, V. A. Sazonova................................................ STAND FOR TESTING TURBO CHARGER ROTOR V. A. Antipov, G. V. Lazutkin, S. V. Andrianov, S. A. Velmin.................................................... SIMULATION DESIGN, KINEMATIC AND DYNAMIC ANALYSIS OF "VIRTUAL PISTON ENGINE" WITH ACCESS TO THE STRENGTH ANALYSIS A. S. Gvozdev, V. S. Melentjev................................................................................................. METHOD OF PRODUCER 3D PARAMETRIC MODELS OF SAMPLE PARTS IN SIEMNES NX E. S. Goryachkin, A. I. Rjazanov, A. V. Urlapkin, L. A. Chempinskiy....................................... THE DEVICE FOR THE DETERMINATION OF BLADES OSCILLATION PARAMETERS BASED ON NONLINEAR APPROXIMATION OF PRIMARY TRANSDUCERS SIGNALS A. I. Danilin, A. Zh. Chernyavskiy, S. A. Danilin...................................................................... THERMOPLASTIC STRENGSENING OF BLADES AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINES N. B. Krotinov......................................................................................................................... PROBLEMS AND SOLUTIONS OF USING COMPUTER TECHNOLOGIES IN DESIGNING OF COMBUSTION CHAMBERS GTE S. G. Matveev, M. Yu. Orlov, I. A. Zubrilin.............................................................................. DEVELOPMENT OF AUTOMATED SOFTWARE MODULE FOR MODELLING OF FORMING PART OF ELECTROCHEMICAL GTE M. V. Nekhoroshev, N. D. Pronichev....................................................................................... MODELLING OF DYNAMICS OF PIPELINES AVIATION ENGINE A. V. Shvetsov.......................................................................................................................... INTERNAL CONTROLS BOARD COMPUTER SYSTEM RUNNING REAL TIME OPERATION SYSTEM AS AN ITERATIVE AGGREGATE N. A. Dolbnya.......................................................................................................................... COMPARISON OF MATHEMATICAL SIMULATION RESULTS AND EXPERIMENTAL RESEARCH OF PVD-K3-1 AIR PRESSURE PROBE V. N. Moiseev, M. M. Dubinina, A. A. Pavlovsky, M. Y. Sorokin.............................................. RESEARCH OF POSSIBILITIES TO OBTAIN HIGH- ALLOY ALUMINUM MAGNESIUM ALLOYS F. V. Grechnikov, I. P. Popov, A. M. Bibikov, E. G. Demyanenko............................................ METHOD OF PLASTIC STRUCTURE FORMATION F. V. Grechnikov, I. P. Popov, E. G. Demyanenko................................................................... MILLING AND MICROBALLS STRENGTHENING CONDITIONS INFLUENCE ON HIGH-TEMPERATURE ALLOIES AND STEELS PART’S COATING SURFACE QUALITY EXPERIMENTAL INVESTIGATION A. N. Zhidyaev, A. V. Mesheryakov, N. D. Pronichev, A. P. Shulepov....................................... RESEARCH THE INFLUENCE OF ZINC COATING ON CORROSION RESISTANCE OF MATERIALS FOR HYDROAVIATION A. A. Melnikov, O. S. Bondareva, O. S. Kiseleva...................................................................... MEASUREMENTS OF PULSE PRESSURES WITHIN THE VOLUME OF A MELT IN TERMS OF INTENSE IMPULSE INTERFERENCES R. Yu. Yusupov, E. E. Kostryukov............................................................................................. CURING AGENT FOR REGULATION OF ANISOTROPY MECHANICAL PROPERTIES OF FIBREGLASSES V. V. Bazheryanu, I. V. Zaychenko........................................................................................... FABRICATION, PROPERTIES AND POSSIBILITY OF THE APPLICATION TO AIRCRAFT BUILDING ESTIMATION OF NANOFILM COMPOSITES E. Yu. Gamlitsky, A. V. Geliev, V. N. Semenov......................................................................... ON THE DEVELOPMENT OF EXPERIMENTAL METHODS IN RESEARCH OF FOLDED CORE TYPE Z-CRIMP ON THE TRANSVERSE COMPRESSIVE TEST STRENGTH I. V. Dvoeglazov, V. I. Khaliulin.............................................................................................. COMPARATIVE TESTS OF THE DEGRADATION MECHANICAL PROPERTIES COMPOSITE MATERIALS IN HIGH HUMIDITY AND TEMPERATURE G. N. Toiskin........................................................................................................................... INFORMATION SUPPORT OFAVIATION EMBEDDED INFORMATION AND CONTROL SYSTEMS LIFECYCLE T. E. Akimova.......................................................................................................................... PRACTICAL APPLICATION OF THE METHODOLOGY OF MATURE PRODUCTION PROCESS FOR PITOMATED WORK FLOW MANAGEMENT TECHNOLOGY E. Ju. Puzakina, S. N. Larin..................................................................................................... USING COMPUTER MODELS SPATIAL DIMENSION CHAINS AND DATABASE OF VIRTUAL ASSEMBLIES FOR IMPROVEMENT OF ASSEMBLY OPERATIONS PERFORMANCE V. V. Sibirsky, S. K. Chotchaeva.............................................................................................. AUTOMATION OF PROCESSES OF TECHNOLOGICAL AUDIT ON THE INDUSTRIAL ENTERPRISES M. M. Chernova, S. N. Larin.................................................................................................... AVIATION ACCIDENTS FORECASTING AND PREVENTION AT THE ORGANIZATION AND PERFORMANCE OF FLIGHTS А. А. Butov, V. D. Sharov, V. P. Makarov, А. I. Orlov.............................................................. ANALYSIS OF THE CAUSE OF SERIOUS FLIGHT ACCIDENT D. E. Vakhrushev, O. A. Agaphonov, S. P. Pryadko, A. V. Schukin........................................... STUDY OF PROCESSES PRODUCTION SCHEDULING IN MULTIPRODUCT MANUFACTURES S. N. Larin, V. V. Timirzyanov................................................................................................. MODIFICATION SYSTEM FROM EARLY WARNING OF NEARER LAND V. A. Mednikov, N. I. Limanova, A. N. Koptev.......................................................................... PARAMETERS STUDY IN THE ELECTROTHERMAL AND JET PROTECTION OF THE AIRLINER COCKPIT WINDOWS FROM FOGGING V. N. Nikolayev........................................................................................................................ FEATURES OF AEROSPACE EQUIPMENT AND MODERN AEROSPACE ЕNGINEERING EDUCATION A. I. Belousov, A. G. Maslova.................................................................................................. FEATURES OF MODERN AEROSPACE ЕNGINEERING EDUCATION A. I. Belousov, A. G. Maslova.................................................................................................. CONCEPTION OF BASE GRAPHIC AND GEOMETRIC TRAINING FOR BACHELOR S OF STANDARDIZATION AND QUALITY MANAGEMENT V. N. Gavrilov, V. I. Ivashchenko............................................................................................. USE OF DIFFERENTIAL EQUATIONS IN THE FORM OF ENCKE FOR THE STUDY OF MOTION SMALL SOLAR SYSTEM BODIES D. A. Zausaev.......................................................................................................................... Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 629. АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ РЕЖИМОВ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ТВЁРДОТОПЛИВНЫМ РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ © 2012 В. Л. Балакин, А. В. Дорошин, М. М. Крикунов Самарский государственный аэрокосмический университет имена академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Equation Chapter 1 Section Рассматривается движение космического аппарата (КА) переменного состава вокруг центра масс.

Проводится анализ движения и синтез условий реализации требуемых режимов нутационно-прецессионного движения КА переменного состава с помощью качественного метода, основанного на вычислении кривизны фазовой траектории. Определяются возможные эволюции КА и причины этих эволюций. Проводится численное моделирование движения КА для нелинейных случаев изменения инерционно-массовых параметров.

Космический аппарат, динамическая система, фазовое пространство, переменный состав, синтез режимов движения, численное моделирование.

Допущение 1. Масса и геометрия КА Введение Исследование динамики космического переменного состава изменяется так, что при аппарата (КА) переменного состава является этом он все равно остается динамически одной из задач механики космического симметричным в каждый момент времени t:

полёта. Классические случаи движения КА A t B t t t0 ;

tk. (1) переменного состава были рассмотрены Здесь A(t) и B(t) – зависимости моментов ранее [1,2]. Некоторые аспекты динамика инерции с учётом движения центра масс движения КА переменного состава вдоль оси Oz связанной системы координат, исследовались для случаев нелинейного относительно его места нахождения в изменения инерционно-массовых параметров начальный момент времени.

при наличии возмущений [3-6].

В ракетно-космической технике Допущение 2. Движение находят применение космические аппараты, рассматривается в отсутствии внешних на которых устанавливаются возмущающих сил и моментов М е:

твёрдотовливные ракетные двигатели [7]. M xe p, q, r M y p, q, r e Заряды для таких двигателей могут иметь (2) M ze p, q, r 0.

сложную форму [8, 9]. От формы и массы заряда, то есть от его инерционно-массовых Допущение 3.

характеристик, будет зависеть вектортяги КА Допущение 3. Рассматривается и динамика его движения вокруг текущего движение с КА переменного состава с положения центра масс. Для исследования гироскопической стабилизацией:

динамики движения КА переменного p2 q составас зарядами сложной 1. (3) r формыцелесообразно исследовать динамику Допущение 4. Считается, что центр КА, имеющего заряд простой формы. В масс корпуса КА в начальный момент статье рассматривается заряд, имеющий времени совпадает с центром масс форму цилиндра.

твёрдотопливного заряда.

1. Постановка задачи 2. Математическая модель Рассматривается КА переменного Для исследования динамики движения сотава, который удовлетворяет следующим КА переменного состава построим четырём допущениям.

математическую модель. Рассмотрим Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), прецессионное движение космического интерпритировать как годограф вектора тяги аппарата переменного состава. Уравнения ракетного двигателя твёрдого топлива невозмущённого движения записываются в (РДТТ). Следовательно, для повышения виде [4]: точности импульса, создаваемого РДТТ КА, A t p C t A t qr 0, необходтмо добиться, чтобы продольная ось КА монотонно приближалась к оси A t q C t A t pr 0, (4) процессии и, следовательно, годограф апекса продольной оси (и вектора тяги) КА C t r 0.

переменного состава, как фазовой Здесь С(t) – момент инерции КА траектории в плоскости (, ), представлял относительно оси Oz связанной системы собой скручивающуюся спираль. Для координат.

обеспечения такого движения необходимо Сделаем замену переменных [6]:

монотонное увеличение квадрата (модуля) p G t sin F t, q G t cos F t. (5) кривизны этой фазовой траектории Продифференцировав (5) по времени (годографа).

и подставив в (4), получим уравнения Запишем выражение для квадрата движения в новых переменных: кривизны параметризованной кривой [6]:

C t k (6) F 1 r, r 0, G 0. (9).

A t 2 Далее будем рассматривать движение С учетом (8) выражение (9) КА переменного состава в углах Крылова [6]: перепишется в виде:

p sin q cos, k 2 / G2. (10) 1 Найдем производную функции p cos q sin, (7) кривизны, заданной неявно:

cos sin = ФФ Ф p cos q sin. r (11) cos Допущение 3 позволяет считать углы Для того чтобы модуль кривизны был и малыми (рис. 1). монотонно возрастающей функцией, необходимо, чтобы функция = была больше нуля:

k kk (11) G G2 P t 0.

С учётом (6) и (8), условие (12) перепишется в виде:

CG P t 30 CA AC 0. (12) A CG 0 t t0 ;

tk, то Так как A необходимо добиваться выполнения условия:

C t At At C t ~ P t Рис. 1. Углы Крылова A (14) Принимая во внимание (5) и d C допущение 3, запишем уравнения (7) в виде: 0.

dt A G cos t, G sin t, r, (8) Из этого можно сделать следующий где t F t t. важный вывод: годограф вектора тяги РДТТ Фазовый портрет системы (8) в с цилиндрическим пороховым зарядом плоскости углов Крылова (, ) можно может изменить свой вид со Авиационная и ракетно-космическая техника скручивающейся спирали на P t раскручивающуюся (и наоборот) тогода и (19) H A0 C0 H 2 2 H 3C0.

только тогда, когда отношение моментов A С инерции А достигает экстремального Если моменты инерции корпуса не значения.

учитывать и рассматривать только горение Задача синтеза динамики движения заряда A0 0, C0 0, то функция P t КА переменного состава сводится к будет иметь вид:

отысканию таких параметров инерционно массовых характеристик заряда РДТТ, при 2 H 2 H P t (20).

() которых функцией была бы H положительно определённой на Пусть цилиндрический заряд рассматриваемом промежутке времени [7-9].

поджигается с основания, и его высота 3. Анализ динамики движения изменяется по линейному закону:

Применим построенную модель для анализа движения КА переменного состава H H t H 0 ht, (21) при горении заряда цилиндрической формы.

где H 0 – высота цилиндра в начальный Моменты инерции относительно точки, в момент времени;

h – скорость выгорания которой находился центр масс в начальный заряда.

момент времени, записываются следующим Рассмотрим два предельных случая:

образом:

1) моменты инерции корпуса пре R2 H 2 mR, A B A0 m, C C небрежимо малы по сравнению с моментами 4 12 инерции заряда (слу-чай когда где А0, С0 – моменты инерции корпуса К;

рассматривается только горение заряда);

m V R 2 H. - масса заряда в текущий 2) моменты инерции заряда прене брежимо малы по сравнению с моментами момент времени;

R –радиус заряда;

Н – инерции корпуса КА (случай КА высота заряда в текущий момент времени ;

р постоянного состава).

– плотность материала, из которого Рассмотрим сначала функцию P t без изготовлен заряд.

В силу изменения геометрии заряда учёта моментов инерции корпуса КА. С центр масс будет перемещаться вдоль оси Оz учётом (21) выражение (20) примет связанной системы координат: следующий вид:

1 1 zC H 0 H t ht. 2h H 0 ht P t (22).

2 2 H 0 ht Выпишем в явном виде моменты инерции и их производные: Так как на промежутке го-рения заряда, то из (22) следует, что при линейном A t A0 AЗ.ц. м. mzC (15) сгорании твёрдотопливного за-ряда его A0 H H 3, параметры не могут повлиять на эволюции движения годографа вектора тяги, который где R 4 4, R 2 3 ;

будет представлять из себя C t C0 H ;

(16) скручивающуюся спираль.

где R 4 2 ;

В качестве примера на рис. (17) представлены графики зависимостей A t H 3 H 2 H ;

моментов инерции от времени для значений C t H. (18) параметров: A0 8 кг м2 ;

С0 8 кг м 2 ;

Подставим (15)-(18) в (14): R 0,3 м ;

H 0 0,5 м ;

h 0, 01 м / с.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Рис. 2. Моменты инерции для заряда цилиндрической формы На рис. 3 представлен график функции t для рассматриваемого случая.

P Рис. 4. Годограф вектора тяги РДТТ с зарядом цилиндрической формы Рис. 3. Функция P t для заряда в плоскости углов Крылова, 0 0, 05 рад, цилиндрической формы 0 0, 05 рад Функция P t в рассматриваемом Из следует, что функция P t может случае является положительно определённой на всём рассматриваемом интервале (от 0 до иметь нули на рассматриваемом промежутке времени:

20 с).

при На рис. 4 представлен годограф вектора тяги РДТТ для рассматриваемого случая.

H const. следует, что P t 0.

Авиационная и ракетно-космическая техника Рис. 7. Функция P t для заряда цилиндрической формы Функция P t в рассматриваемом случае является положительно определённой на всём рассматриваемом интервале (от 0 до 20 с).

На рис. 8 представлен годограф вектора тяги РДТТ для рассматриваемого случая.

Рис. 5. Годограф вектора тяги РДТТ с зарядом цилиндрической формы в плоскости углов Крылова, 0 0, 05 рад, 0 0, 05 рад Вывод: в отсутствии заряда эволюций движения КА происходить не может. Таким образом, эволюции движения КА могут происходить только в тех случаях когда инерционно-массовые характеристики КА и заряда одного порядка.

Приведём два примера, когда характер движения может поменяться и когда он остаётся постоянным.

Рис. 8. Годограф вектора тяги РДТТ Пример 1. На рис. 6 представлены с зарядом цилиндрической формы графики зависимостей моментов инерции от в плоскости углов Крылова, 0 0, 05 рад, времени для значений параметров:

0 0, 05 рад 2 A0 8 кг м ;

С0 8 кг м ;

R 0,3 м ;

Пример 2. На рис. 9 представлены H 0 0,5 м ;

h 0, 01 м / с. графики зависимостей моментов инерции от времени для значений параметров:

2 A0 8 кг м ;

С0 8 кг м ;

R 0,3 м ;

H 0 0,5 м ;

h 0, 01 м / с.

На рис. 10 представлен график функции t для рассматриваемого случая.

P Рис. 6. Моменты инерции для заряда цилиндрической формы На рис. 7 представлен график функции Рис. 10. Функция P t для заряда t для рассматриваемого случая.

P цилиндрической формы Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Работа выполнена при поддержке Функция P t в рассматриваемом Российского фонда фундаментальных случае пересекает ось абсцисс t = 17,5 с.

исследований (РФФИ № 11-08-00794-a).

На рис. 11 представлен годограф вектора тяги РДТТ для рассматриваемого Библиографический список случая.

1. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г.

Основы механики космического полёта. М.:

Наука, 1990.

2. Космодемьянский А.А. Курс теоретической механики. Часть 2. М.:

Просвещение, 1966. 398 с.

3. Аншаков Г.П., Асланов В.С., Балакин В.Л., Дорошин А.В. и др. Динамические процессы в ракетно-космических системах // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. Самара:

СГАУ, №1, 2003 г.

4. Дорошин А.В. Эволюции прецессионного движения неуравновешенных гиростатов переменного состава // Прикладная математика и механика, Т. 72. Вып. 3, 2008.

Рис. 11. Годограф вектора тяги РДТТ 5. В.С. Асланов, А.В. Дорошин Влияние с зарядом цилиндрической формы возмущений на угловое движение в плоскости углов Крылова, 0 0, 05 рад, космического аппарата на активном участке 0 0, 05 рад спуска // Космич. исслед. 2008, том 46, №2, С. 168-173.

Заключение и выводы 6. A.V. Doroshin // International Journal of В работе применён качественный метод Non-Linear Mechanics # 45 (2010) p. 193–205.

анализа фазового пространства 7. Фахрутдинов, И. Х. Ракетные неавтономных динамических систем, двигатели твердого топлива [Текст] / основанный на определении кривизны фазовой траектории. С помощью этого И. Х. Фахрутдинов. — М.: Машиностроение, метода проведён анализ движения и синтез 1981. — 223 с.

8. Виницкий, А. М. Конструкция и условий реализации требуемых режимов нутационно-прецессионного движения КА отработка РДТТ [Текст] / А. М. Виницкий, Определены В. Т. Волков, И. Г. Волковицкий, С. В. Хо переменного состава.

возможные эволюции КА и причины этих лодилов;

Под ред. А. М. Виницкого. —М., Машиностроение, 1980.—230 с.

эволюций.

9. Петренко, В. И. РДТТ с регулируемым Проведено численное моделирование модулем тяги [Текст] / В. И. Петренко, движения КА для линейного случая В. Л. Попов, А. М. Русак, изменения инерционно-массовых В. И. Феофилактов. — Миасс: издательство параметров. Построены фазовые портреты ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева». — для рассматриваемых случаев движения КА с 1994. — 245 с.

твердотопливным ракетным двигателем.

SYNTHESIS OF DYNAMIC MODES OF ATTITUDE MOTION OF SPACECRAFT WITH SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE © 2012 V. L. Balakin, A. V. Doroshin, M. M. Krikunov Samara State Aerospace University Авиационная и ракетно-космическая техника named after academician S. P. Korolyov (National Research University) An attitude motion of a spacecraft (SC) with variable structure around mass-center is considered. The qualitative method for the phase space analysis is applied. The analysis of motion and synthesis of modes of SC motion with variable structure is carried out. Possible evolutions of the SC motion are defined. Numerical modeling of the SC motion for nonlinear cases of inertia-mass parameters dependences is carried out.

Spacecraft, dynamic system, phase space, variable structure, synthesis of motion modes, numerical modeling.

Информация об авторах Балакин Виктор Леонидович, доктор технических наук, профессор кафедры космического машиностроения, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет).

E-mail: balakin@ssau.ru. Область научных интересов: динамика и управление движением летательных аппаратов.

Дорошин Антон Владимирович, кандидат технических наук, доцент кафедры космического машиностроения, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет).

E-mail: doran@inbox.ru. Область научных интересов: динамика пространственного движения космических аппаратов. постоянного и переменного состава.

Крикунов Михаил Михайлович, аспирант кафедры космического машиностроения, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail: Krikunov_MM@mail.ru. Область научных интересов: динамика пространственного движения космических аппаратов.

Victor Leonidovich Balakin, doctor of science (engineering), professor of space mechanical engineering department, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: balakin@ssau.ru. Areas of research:

dynamics and aircraft motion control.

Anton Vladimirovich Doroshin, candidate of science (engineering), associated professor of space mechanical engineering department, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: doran@inbox.ru. Areas of research: dynamics of spacecraft attitude motion of constant and variable structure.

Mikhail Mikhailovich Krikunov, post-graduate student of space mechanical engineering department, Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University). E-mail: Krikunov_MM@mail.ru. Areas of research: dynamics of spacecraft attitude motion.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 629.735. МОДЕЛИРОВАНИЕ И СТАБИЛИЗАЦИЯ ДВИЖЕНИЙ ВЕРТОЛЁТА С ГРУЗОМ НА ТРОСЕ © 2012 С. П. Безгласный Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королёва (национальный исследовательский университет) Решена задача о построении асимптотически устойчивых произвольных плоских программных движений для вертолёта с грузом на тросе. Программное и стабилизирующее управления получены в виде точного аналитического решения в классе непрерывных функций. Задача решена на основе прямого метода Ляпунова теории устойчивости с использованием функций Ляпунова со знакопостоянными производными.

Двойной маятник, устойчивость, активное управление, стабилизация, функция Ляпунова.

Введение вертолёта до точки крепления троса, l2 – Задачи по реализации управляемых длина троса, постоянная величина. Считаем, пространственных движений механической что трос не деформируется, нерастяжим и системы имеют важное прикладное значение невесом. Тем самым имеем механическую и широко рассматриваются во многих систему – двойной маятник, работах, например [1-6]. В данной работе представляющий собой математический ставится и решается задача об определении маятник, закрепленный на твердом теле, управлений, реализующих и совершающем плоские вращательные стабилизирующих произвольно заданные движения относительно подвижного центра плоские программные движения вертолёта с масс.

грузом на тросе постоянной длины. Решение проводится построением активного управления, приложенного к системе тел и представляющего собой совокупность программного управления и стабилизирующего управления, осуществляемого по принципу обратной связи. Исследование программного движения сводится к анализу нулевого решения неавтономной системы на основе прямого метода Ляпунова [7] с использованием метода предельных систем Рис. 1. Схема вертолета с грузом [8, 9]. Искомое управление получено в Пусть есть абсолютная OXY замкнутой аналитической форме в классе неподвижная система координат. Движение непрерывных функций. центра масс вертолёта (тела) в плоскости описывается заданным законом:

OXY Постановка задачи t вдоль оси O X и t вдоль оси Рассмотрим плоские движения OY.

вертолёта с грузом, прикрепленным на тросе, Исследуем плоские движения моделируемого двойным маятником с описанной механической системы. Поставим подвижной точкой подвеса. Пусть вертолёт задачу о реализации управляющими силами, имеет массу m1, а груз – массу m2. Точки прикладываемыми к системе, произвольно O, O2 есть центры масс вертолёта и груза, заданных (программных) движений вертолёта и груза и задачу о стабилизации точка O – точка крепления троса к этих движений.

вертолёту;

l1 – расстояние от центра масс Авиационная и ракетно-космическая техника Программным (желательным aij a kj 2 i 1, 2.

Mi qk q j qk q j, движением) назовем пару r t, r t, где q k q i j, k 1 j, k Вектор обобщенных сил Q Q p Qs в r t – ограниченная, дважды кусочно правой части (2), представляет собой сумму непрерывная дифференцируемая вектор программных Q p и стабилизирующих Qs функция, описывающая некоторое заданное сил. Предполагаем, что движение движение механической системы.

происходит без воздействия внешних возмущающих сил. Запишем уравнения Уравнения движения движения в скалярном виде:

Уравнения движения исследуемой системы составим в форме уравнений I m2l12 m2l1 cos m2l1 sin Лагранжа второго рода [10]:

m2l1l2 cos m2l1l2 sin d T T (1) Q.

m2 gl1 sin Q p Qs, dt q q 2 m2l2 m2l2 cos m2l2 sin Пусть центр масс тела движется в плоскости T T m2l1l2 cos m2l1l2 sin O X Y со скоростью,, где символ m gl sin Q Q.

обозначает транспонирование. Положение 22 p s вертолёта относительно кениговой системы координат Oxy будет характеризоваться Построение программного и углом, а положение троса – углом, стабилизирующего управлений Пусть необходимо, чтобы система отсчитываемым от вертикали. Примем совершала некоторое программное данное данные углы за обобщенные координаты и движение системы r T t t, t, запишем кинетическую энергию системы:

1 m1 2 2 m2 l12 2 2l1l2 cos r T t t, t Определим, как и в [6], T 2 управляющие силы, реализующие это l22 2 2l1 cos 2l2 cos 2l1 sin движение:

1 2l2 sin I1 2 2 2, T B B B T Q p Ar M r, r T 2 r.

q q t q где I1 – момент инерции корпуса вертолёта.

Подставив силы в уравнения (2), имеем T T2 T1 T0, Представим где управляемую систему, для которой t является 1 программное движение r t, r T2 q T A t, q q – квадратичная форма 2 решением, но, вообще говоря, не является скоростей q, задаваемая симметричной устойчивым. Исследуем и решим задачу о его стабилизации, состоящую в определении T матрицей A t, q ;


T1 B t, q q – линейная сил, обеспечивающих асимптотическую форма скоростей q, определяемая вектором- устойчивость исследуемого движения.

столбцом B t, q ;

T0 T0 t, q – скалярная Введем отклонения x q r t. В силу функция. Тогда уравнения (1) запишутся в линейности замены и линейности оператора следующем виде: дифференцирования структура уравнений Лагранжа при переходе к уравнениям в B BT B T Q, (2) Aq M T q отклонениях не изменится, и, аналогично x x t q [11], уравнения возмущенного движения где через M M q, q обозначен-вектор примут вид:

столбец с компонентами, вычисляемыми по формуле:

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 0 c0 c1 const ;

B BT c0 E C const c1 E, Ax M M T x Ar d 0 E D t, q const d1 E, 0 d 0 d1 const ;

x x (3) B BT B T0 dA 0 0 const.

0 E, 2D M T r Qs Q p, dt x x t q Тогда производная функции (4) имеет где через M, M и M обозначены оценку соответственно компоненты квадратичной, 1 A D x 0 x 2 dV линейной и нулевой по скоростям векторных x T dt 2 t форм:

и является определенно-отрицательной 2 a 1 2 akj ij Mi xk x j xk x j, функцией по скоростям. Таким образом, на j, k 1 xk 2 j, k 1 xi основе теоремы об асимптотической aij akj 2 устойчивости из [9] имеем асимптотическую x M i xk rj xk rj устойчивость исследуемого программного xi j, k 1 j, k k движения.

aij 1 2 akj Приведем стабилизирующие управления в rk x j, rk x j скалярном виде xk 2 j, k 1 xi j,k Qc c11 x1 m2l1l2 x2 sin * x1 * x aij 1 2 akj rk rj, i 1, 2.

M i rk rj d11 x1 m2 l1l2 *2 sin * x1 * x j, k 1 xk 2 j, k 1 xi Функцию Ляпунова выберем в виде: 2 I1 * m2l1 cos * x1 m2l1 sin * x 1 V t, x, x x T Cx x T Ax. (4) 2 m2l1l2 * cos * x1 * x2 2m2 l12 * 2 Функция (4) является определенно m2l1 * sin * x1 m2l1 * cos * x1 ;

положительной и имеет производную в силу Q c22 x2 d 22 x2 m2l2 cos * x системы (3): c dV 1 T A A T r x x Cx x T M m2l1l2 *2 x12 sin * x1 * x x dt 2 t x T m2 l2 * sin * x2 2m2 l2 * T T M B B x B B r T x T 2m l l cos x x xT * * * x x x 212 m l cos x.

A A B T0 1 * * x r Ar N Qc, 22 t t t x 2 Отметим, что при выборе программного и где символом N обозначен вектор-столбец с стабилизирующего управлений компонентами предложенным способом заданные движения 2 a 2 a реализуются при любых законах плоского N i kj xk x j ij xk x j, i 1, 2. центра масс вертолёта O:

движения j, k 1 xi j,k 1 xk t, t.

Определим стабилизирующее управление равенством: Результаты работы развивают и обобщают соответствующие результаты из B BT Qs Cx Dx T r [5, 6, 11].

x x (6) Библиографический список B T M Ar Q p, 1. Афанасьев, В.Н. Математическая t x теория конструирования систем управления где матрицы C и D являются ограниченными [Текст] / В.Н. Афанасьев, В.Б.

и неисчезающими и выбираются из условий:

Колмановский, В.Р. Носов – М.: Высш. шк., 1989. – 447 с.

Авиационная и ракетно-космическая техника 2. Летов, А.М. Динамика полета и 7. Руш, Н. Прямой метод Ляпунова в управление [Текст] / А.М. Летов – М.: Наука, теории устойчивости [Текст] / Н. Руш, П.

1969. – 359 с. Абетс, М. Лаула – М.: Мир, 1980. – 301 с.

3. Галиуллин, А.С. Построение систем 8. Artstein Z. Topological dynamics of an программного движения [Текст] / А.С. ordinary equations // J.Differ. Equat. 1977. V.

Галиуллин, И.А. Мухаметзянов, Р.Г. 23. P.216-223.

Мухарлямов, В.Д. Фурасов – М.: Наука, 9. Андреев, А.С. Об асимптотической 1971. – 352 с. устойчивости и неустойчивости нулевого 4. Зубов, В.И. Проблема устойчивости решения неавтономной системы [Текст] / процессов управления [Текст] / В.И. Зубов – А.С. Андреев // ПММ 1984. Т. 48. Вып.2. С.

Л.: Судостроение, 1980. – 375 с. 225-232.

5. Безгласный, С.П. О реализации 10. Маркеев, А.П. Теоритическая одноосной и трехосной ориентации системы механика: учеб. для вузов. Издание второе, двух тел [Текст] /С.П. Безгласный, О.А. дополненное [Текст] / А.П. Маркеев – М.:

Мысина // Вестник Самарского ЧеРо, 1999. – 572 с.

государственного университета. 2011. № 83. 11. Безгласный, С.П. Стабилизация С. 80-90. программных движений уравновешенного 6. Bezglasnyi, S.P. The stabilization of гиростата [Текст] / С.П. Безгласный, М.А.

program motions of controlled nonlinear Худякова // Вестник Удмуртского mechanical system [Text] // Korean J. Comput. университета. Математика. Механика.

Appl. Math. 2004. V. 14, № 1-2. P. 251-266. Компьтерные науки. 2010. Вып 4. С. 31-38.

STABILIZATION OF STEADY MOTIONS OF A SINGLE ROTOR GYROSTAT WITH A CAVITY FILLED WITH A LIQUID OF HIGH VISCOSITY © 2012 S. P. Bezglasnyi Samara State Aerospace University named after academician S.P. Korolyov (National Research University) The problem of constructing asymptotically stability arbitrarily given flat program motions of the helicopter with tethered payload is solved. Program control and stabilizing control is done in the form of an exact analytical solution in the class of continuous functions. The problem is solved by direct method of Lyapunov stability theory with Lyapunov’s functions with constant sign of the derivatives.

Double pendulum, stability, active control, stabilization, Lyapunov’s function.

Информация об авторе Безгласный Сергей Павлович, кандидат физико-математических наук, доцент кафедры теоретической механики, Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail:

bezglasnsp@rambler.ru. Область научных интересов: теоретическая механика, теория управления и устойчивости, динамика систем твёрдых тел.

Bezglasnyi Sergey Pavlovich, candidate of physical and mathematical sciences, associate professor. Samara State Aerospace University. E-mail: bezglasnsp@rambler.ru. Area of research:

theoretical mechanic, theory of control and stability, dynamics of systems of rigid bodies.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), УДК 535:621. МОДЕЛИРОВАНИЕ ЛАЗЕРНОЙ ПОДГОНКИ ПЛЕНОЧНЫХ РЕЗИСТОРОВ © 2012 Ю. Н. Антонов Ульяновский государственный технический университет В статье рассмотрено применение нового метода лазерной подгонки с прогнозированием траектории изменения сопротивления пленочных резисторов. Разработана схема моделирования и определены модели, позволяющие выполнять оценку возможности достижения номинального значения сопротивления при настройке управляющей программы подгонки. Метод может быть использован в системах проектирования гибридных интегральных схем и в автоматизированных установках лазерной подгонки пленочных резисторов.

Лазерная подгонка, пленочный резистор, прогнозная оценка.

Введение Интегральные схемы (ИС), изготовленные по гибридной технологии, широко применяются во многих областях электронной техники, где предъявляются высокие требования к рабочим характеристикам электронных устройств:

аэрокосмическая техника, военная аппаратура, СВЧ схемы, автомобилестроение, телекоммуникации и т.д. Пленочные резисторы являются Рис. 1. Автоматизированная установка лазерной основными компонентами гибридных ИС, а подгонки МЛ- от точности их сопротивления зависит Однако применение лазерной подгонки точность выходных параметров не всегда обеспечивает достижение электронной техники. номинального значения сопротивления Нестабильность технологического пленочных резисторов из-за субъективности процесса не позволяет производить выбора форм лазерных резов и координат точек пленочные резисторы с высокой точностью начала обработки при настройке управляющей сопротивления. Поэтому лазерная подгонка, программы.

повышающая точность сопротивления, В связи с этим разработка метода является одним из методов увеличения лазерной подгонки с прогнозированием выхода годных пленочных резисторов и/или траектории приближения сопротивления к плат гибридных ИС в производственных номинальному значению является актуальной и условиях (рис. 1). востребованной для развития Достоинством лазерной подгонки микроэлектронных технологий в России.

является то, что она обеспечивает обработку резисторов из любых материалов, развязку Анализ карты процесса подгонки цепей измерения и коррекции, высокую Анализ возможности прогнозирования производительность оборудования[1], траектории изменения сопротивления при компенсацию как систематической, так и настройке управляющей программы проведем, случайной погрешности. используя карту реального процесса лазерной подгонки, применяемого на установке МЛ (рис. 2).

Авиационная и ракетно-космическая техника 4. Установка стола в исходное Выбор подложки положение. Координатный стол ставится в исходное положение перед началом обработки Установка режимов и подложки. Операция выполняется вручную для совмещения начала координат системы наблюдения и подложки. Выбор координат Расчет координат исходной точки осуществляется на основе опыта персонала или имеющегося прецедента.

Установка координатного стола в Оценка годности пленочных 5.

резисторов и плат гибридных ИС. Операция выполняется в следующем порядке:

- до и после подгонки измеряются Оценка годности Годные и отклонения сопротивления резисторов каждой Годные к брак платы от номинальных значений;

подгонке - с помощью правил логического вывода Расчет траектории производится разбиение совокупности пленочных резисторов и плат гибридных ИС на Управление исполнительными непересекающиеся подмножества: годные, годные с подгонкой, бракованные.

механизмами: приводом, 6. Расчет траектории подгонки. На данном этапе производится расчет глубины врезки лазерного луча в тело пленочного Результат подгонки резистора на основе измеренного отклонения сопротивления.

Управление исполнительными 7.

механизмами установки лазерной подгонки. При Отображение результатов обработке подложек осуществляется Рис. 2. Карта лазерной подгонки программное управление приводами координатного стола или зеркалами, 1. Выбор подложки из базы данных.


измерителем, лазером, коммутатором зондов.

Осуществляется выбор из базы данных Координатный стол выполняет операции:

конкретного варианта топологии подложки с подъем, спуск, позиционирование в нужную платами гибридных ИС и пленочными точку. Управление координатным столом резисторами.

разбивается на два этапа:

2. Установка режимов и параметров - расчет и построение траектории подгонки. Устанавливаются режимы работы движения в декартовой или присоединенной управляющей программы: отладочный, системах координат;

рабочий. Указываются параметры - управление движением вдоль обработки: элементы топологии, форма выбранной траектории.

лазерного реза и др.

Построение траектории движения 3. Расчет координат узловых точек.

состоит в формировании последовательности На данном этапе осуществляется расчет промежуточных точек в пространстве координат узловых точек в соответствии с присоединенных координат, обеспечивающих однородной матрицей Hij(t):

движение координатного стола в декартовом H1,1(t1), H1,2(t2),..., H1,j(tj) пространстве вдоль траектории.

H2,1(tj+1), H2,2(tj+2),..., H2,j(t2 j) Хранение и отображение 8.

…....................................................

результатов. Результаты лазерной подгонки Нi,1(t(i-1)j+1), Hi,2(t(i-1)j+2), …, Hi,j(ti j) записываются в файлы на диске и отображаются на экране (рис. 3).

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), 4), к которым относятся модели операций нанесения пленок, описания функционирования компонентов, изменения конфигурации пленочного резистора (модели подгонки), оценки качества и проверки адекватности.

Такая детализация позволяет комплексировать модель лазерной подгонки пленочных резисторов на основе принципов:

а) многомодельности - компоненты исследуются с применением моделей Рис. 3. Результат лазерной подгонки конфигураций пленочных резисторов, лазерных Rном – номинальное сопротивление резов и др.;

Rпре - сопротивление до подгонки б) системности – представление модели Rрез – сопротивление после подгонки предполагает разработку и применение SigmaП% - отклонение сопротивления инструментальных средств моделирования;

до подгонки в) функциональности – изготовление SigmaР% - отклонение сопротивления пленочных резисторов описывается после подгонки адекватными математическими моделями;

Анализ карты автоматизированной г) многостороннего и многофакторного лазерной подгонки показывает, что оценивания результатов моделирования на настройка управляющей программы на 1,2,4 основе параметров-ограничений (время этапах процесса осуществляется на основе выполнения, точность, занимаемая площадь, личного опыта персонала. Главной устойчивость к перегрузкам, чувствительность проблемой настройки управляющей подгоночной характеристики) с ранжированием программы подгонки является субъективный вариантов проекта подгонки в зависимости от выбор формы лазерного реза и исходных альтернатив;

координат точки начала обработки. Такой д) метамоделирования, позволяющего способ подготовки управляющих программ обобщать данные об объектах моделирования.

нельзя квалифицировать как оптимальный, Модели нанесения пленок включают поскольку он обладает рядом недостатков: модели физико-химических процессов, - применение форм лазерной протекающих в аппаратно-процессных обработки не обосновывается;

единицах при нанесении пленок. Примерами - координаты начала обработки могут служить уравнения теплопроводности, указываются интуитивно;

диффузии, электродинамики, газовой динамики.

- многокритериальность подгонки К операциям получения тонкопленочных учитывается недостаточно. гибридных ИС относятся: термическое Указанные недостатки ограничивают испарение из жидкой фазы, термическое возможности настройки управляющей «взрывное» испарение, ионное распыление, программы подгонки на обработку магнетронное распыление. Например, операция пленочных резисторов и плат гибридных термовакуумного напыления тонкопленочных ИС. Для уменьшения их влияния на качество резисторов описывается уравнениями лазерной подгонки предлагается математической физики испарения, использовать математическое массопереноса и конденсации паров вещества моделирование. [2]. Для описания операции магнетронного распыления применяется модель Берга [3].

Моделирование лазерной подгонки Компонентные модели. Данный класс Разработка моделей, позволяющих моделей реализуется выделением конечного проводить анализ подгонки и настройку числа схемных компонентов платы гибридной управляющей программы, предусматривает ИС и описанием их функционирования с интеграцию моделей разных уровней (рис. помощью компонентных уравнений [4].

Авиационная и ракетно-космическая техника Порядок системы уравнений зависит от метода чувствительности траектории изменения числа выделенных компонентов платы сопротивления, являющегося интегрирующим гибридной ИС. элементом алгоритма моделирования лазерной Аналитические и имитационные подгонки [5].

модели. При применении аналитических Модель качества. Модель качества моделей моделирование подгонки предусматривает оценку качества пленочных выполняется с использованием численных резисторов, плат гибридных ИС и технологии методов. Применение ЭВМ в этом случае при моделировании с использованием фазовых моделирования ограничивается только переменных одного типа. Для оценки качества автоматизацией вычислений. При разработаны логико-математические модели.

имитационном моделировании процесс Стратегия выбора наилучшего способа лазерной подгонки воспроизводится по подгонки реализуется с помощью сценарного времени. Время рассчитывается на основе подхода и моделей сортировки величины и скорости перемещения сгенерированных вариантов по таким координатного стола или лазерного луча. показателям как точность, время выполнения и Модели лазерных резов. др.

Моделирование пассивной подгонки Заключение реализуется применением аналитических и Представленные модели и алгоритмы численных моделей расчета сопротивления легли в основу созданного нового метода каждого отдельного пленочного резистора лазерной подгонки с прогнозированием при имитации изменения его конфигурации траектории приближения сопротивления лазерным лучом. Многообразие пленочных резисторов к номинальному имитируемых лазерных резов и значений значению при настройке управляющей геометрических координат начала обработки программы.

позволяет генерировать множество проектов пассивной подгонки (альтернатив) и Библиографический список выбирать из них наиболее предпочти- 1. Машина лазерная МЛ-1 для подгонки тельный вариант. Моделирование резисторов и SMD – компонентов. НПЦ Лазеры функциональной подгонки гибридных ИС и аппаратура ТМ. URL: www.laserapr.ru.

реализуется решением системы 2. Анищенко, Л. М. Автоматизированное компонентных уравнений при имитации проектирование и моделирование изменения сопротивления пленочных технологических процессов микроэлектроники резисторов. [Текст] / Л. М. Анищенко, С. Ю. Лавренюк, В.

Объединение компонентных В.Петрухин. М.: Радио и связь, 1995. 176 с.

уравнений платы гибридной ИС в систему 3. Берлин, Е.В. Вакуумная технология и осуществляется на основе оборудование для нанесения и травления дифференциальных уравнений Лапласа или тонких пленок [Текст] / E. В. Берлин, С.А.

алгебраических уравнений для законов Двинин, Л.А. Сейдман Л.А. – М.: Техносфера, Кирхгофа. 2007. - 176с.

Решение системы компонентных 4. Антонов, Ю. Н. Моделирование процесса уравнений гибридной ИС для каждого лазерной подгонки резисторов гибридных момента времени и известных начальных интегральных схем [Текст] / Ю. Н. Антонов // условиях позволит оценить значения Компьютерное моделирование 2004: труды 5-й сопротивления резисторов и всей гибридной Международной научно технической ИС при пассивной или функциональной конференции (Санкт-Петербург 29 июня подгонке. июля). СПб.: Изд во «Нестор», 2004. Ч. 2.

Связь моделей расчета С. 106 109.

сопротивления при подгонке с объектами 5. Antonov, Y. Features of application of the топологии всех уровней и методами laser method for normalization of accuracy of оптимизации осуществляется на основе resistors in hybrid integrated circuits [Text] / Y.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Antonov // Advances in Abrasive Technology Switzerland: Trans Tech Publications, 2005. p.

VIII. ISAAT2005: international symposium (St. 643 646.

PetersBurg 21 24 June 2005). Zuerich.

MODELING OF LASER TRIMMING OF FILM RESISTORS © 2012 Ju. N. Antonov Ulyanovsk State Technical University In the article the modeling application for forecasting of a trajectory of change of resistance of film resistors at trimming is considered. The scheme of modeling is developed and the models are defined, that allow to carry out a forecasting estimation of possibility to achieve the nominal value of resistance at the setting of the managing program.

The method can be used in the systems of the automated design of hybrid integrated circuits and in the automated installations of laser trimming of film resistors.

Laser trimming, film resistor, forecasting estimation.

Информация об авторе Антонов Юрий Николаевич, кандидат технических наук, доцент, Ульяновский государственный технический университет. E-mail: antonov@ulstu.ru, antonov48@mail.ru.

Область научных интересов: микроэлектроника, программирование.

Antonov Jury Nikolaevich, Candidate Technical Science, senior lecturer, Ulyanovsk State Technical University. E-mail: antonov@ulstu.ru, antonov48@mail.ru. Area of research: computer science, microelectronics, programming, of laser Trimming.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 532. СНИЖЕНИЕ ТРЕНИЯ НА ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЕ ПРИ НАЛИЧИИ ЖИДКОЙ ПЛЁНКИ НА ЕЁ ПОВЕРХНОСТИ © 2012 Н. И. Клюев1, В. А. Фролов2, Ю. А Крюков Самарский государственный университет Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет) ФГУП ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара Рассматривается задача о продольном обтекании плоской пластины набегающим потоком воздуха. На поверхности пластины располагается плёнка жидкости, течение которой происходит за счёт силы тяжести и встречного потока. Вычисляется напряжение трение на межфазной поверхности. По результатам решения задачи получено снижение напряжения трения.

Плёнка, пограничный слой, задача Блазиуса, трение, пластина, подвижная граница.

Атмосферные осадки формируют на пограничном слое. В общей постановке поверхности летательного аппарата плёнку задача является сопряжённой, включающей жидкости, которая изменяет его задачу о течении плёнки (внутренняя задача) аэродинамические характеристики. Будем и задачу о пограничном слое набегающего рассматривать установившееся течение воздуха (внешняя задача). Для реального плёнки жидкости на плоской пластине под процесса задача о течении плёнки является воздействием набегающего потока воздуха, двумерной с переменной толщиной и вектор скорости которого совпадает с переменной скоростью. Известно, что плоскостью пластины (рис. 1). Пусть толщина плёнки имеет порядок 103 м, и пластина расположена под углом к наложение плёнки незначительно изменяет горизонту. Тогда течение жидкости геометрию пластины. Поэтому можно происходит за счёт сил тяжести и трения на пренебречь переменной толщиной плёнки и внешней поверхности плёнки. Будем рассмотреть приближённую модель, когда считать, что жидкость равномерно поступает плёнка имеет постоянную толщину и в плёнку из окружающей среды. постоянную скорость (рис. 1).

Уравнение движения и граничные условия для плёнки, совершающей перемещение под воздействием трения на внешней поверхности и силы тяжести, можно записать в виде 2u 0 g sin 2 3 2 2, (1) y 1 - пластина, 2 - плёнка, u 3 - пограничный слой,V - скорость набегающего y 0, u 0, y, 2, y потока, - толщина плёнки, u - скорость жидкости Рис.1. Схема течения где - плотность, - коэффициент динамической вязкости, g – ускорение Течение вне плёнки соответствует свободного падения, - касательное задаче Блазиуса с тем отличием, что вместо напряжение, индексы «2», «3» – неподвижной стенки имеем подвижную соответствуют жидкости и газу.

плёнку жидкости. Наличие плёнки изменяет Решением уравнения (1) является касательное напряжение на межфазной поверхности. Определим влияние плёнки на величину касательного напряжения в Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), G 1,87 кг / с и угол наклона пластины к g sin 2 3 u горизонту / 6. Численное решение, (2) g sin 2 3 задачи даёт следующие результаты: средняя скорость жидкости в плёнке u 1,8 м / с, где = const – толщина плёнки.

Для того, чтобы задача была толщина плёнки 1,04 10 м, скорость однозначной, необходимо определить расход жидкости на поверхности плёнки жидкости в плёнке. Зададим массовый u 2,73 м / c, касательное напряжение на расход жидкости на единицу ширины плёнки поверхности плёнки 0,09 Н / м. На рис.

G 2 u. (3) 2 показано изменение скорости в Напряжение трение на поверхности поперечном сечении плёнки.

плёнки найдём из задачи Блазиуса. Для неподвижной стенки локальное трение на стенке определяется формулой 3 3V 0,332. (4) x Формула (4) справедлива для ламинарного обтекания пластины при числах Рис.2. Распределение скорости в поперечном сечении V l Рейнольдса Re 10. Тогда начальное пленки значение касательного напряжения для Видно, что граничное условие на внутренней задачи определим, как поверхности плёнки соответствует интегральную величину от локального ненулевому трению. Выполняя пересчёт трения на длине x 1 м численных результатов на характеристики пограничного слоя, получаем среднее 0,664 2 2V. (5) 0,5975 2 2V (7) Запишем задачу о пограничном слое и локальное значение напряжения трения [1]. Начало координат перенесём на поверхность плёнки, и задача Блазиуса с 2 2V 0,2988. (8) подвижной границей будет иметь вид:

x 0, (6) Сравнение (5) и (7) показывает, что 2 u ( ) 0, 0,,, 2, наличие подвижной границы снижает V величину касательного напряжения на 10 %.

где новая координата введена как На рис. 3 показано касательное напряжение на поверхности плёнки, как функция от угла y V наклона пластины. При отклонении.

2 2x пластины от горизонтального положения к Для сращивания внешней и внутренней силе трения на поверхности плёнки задачи на межфазной поверхности добавляется сила тяжести, скорость в плёнке 0 y 0 задаётся скорость u, возрастает, а трение уменьшается.

полученная из внутренней задачи. Таким образом, общая постановка задачи включает в себя уравнения (2)-(6), которые решаются численно с использованием метода последовательных приближений.

Выпишем входные данные задачи:

температура окружающей среды t 20 C, скорость набегающего потока воздуха Рис. 3. Изменение средней величины межфазного V 10 м / с, расход воды в плёнке напряжения трения в зависимости от положения пластины Авиационная и ракетно-космическая техника Из рис. 3 видно, что касательное напряжение на поверхности плёнки при 0 (горизонтальное положение пластины) отличается от напряжения трения при 90 (вертикальное положение) примерно на 15 %.

На рис.4 показано изменение касательного напряжения для условий 1 – скорость жидкости на поверхности плёнки u() = G 1,87 кг / с, / 6 при различных 3 м/с, 2 – решение Блазиуса без плёнки Рис. 5. Распределение межфазного напряжения числах Рейнольдса набегающего потока. трения по длине пластины Минимальное различие для x 1 м составляет 11,6 %.

Полученные результаты свидетельствуют о том, что плёнка жидкости на поверхности тела уменьшает сопротивление трения тела. Для неудобообтекаемых тел вклад трения в общее сопротивление тела невелик.

Напротив, для удобообтекаемых тел трение играет определяющую роль. Следовательно, Рис. 4. Зависимость средней величины межфазного наличие атмосферной влаги на поверхности напряжения трения на пластине от чисел Рейнольдса тела необходимо учитывать при расчёте Vl Re, l 1 м аэродинамических характеристик удобообтекаемых тел.

Числа Рейнольдса соответствуют Данная работа выполнена при скорости набегающего потока поддержке Министерства образования и V 1;

2;

4;

6;

8 м / с. науки РФ, соглашение 14.U01.21. Данные (рис. 4) показывают «Влияние атмосферной влаги на существенное возрастание величины сопротивление трения элементов корпуса касательного напряжения. На рис. 5 показано ракет-носителей».

распределение межфазного касательного напряжения по длине пластины с плёнкой и Библиографический список без плёнки в логарифмической системе 1. Лойцянский, Л.Г. Механика жидкости и координат. газа [Текст] /Л.Г. Лойцянский. – М.: Наука, 1973. – 847 с.

REDUCTION OF FRICTION ON A FLAT PLATE IN THE PRESENCE OF A FLUID FILM ON ITS SURFACE © 2012 Nikolay I. Klyuev1, Vladimir A. Frolov2, Urey A. Kryukov Samara State University Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolyov (National Research University) State Research and Production Space-Rocket Center “TsSKB-Progress” The problem of a longitudinal flow of a flat plate by the airflow is proposed. On the plate surface is located liquid film, course of which occurs due to gravity and the oncoming flow. Shear stress at the interface is calculated.

According The results of solving the problem, reduction the friction stress is obtained.

Film, boundary layer, the Blasius problem, friction, plate, movable boundary.

Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета № 5 (36), Информация об авторах Клюев Николай Ильич, доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой математического моделирования в механике, Самарский государственный университет. E mail: nikolay_klyuev@mail.ru Область научных интересов: тепло- и массоперенос, гидродинамика двухфазных сред Фролов Владимир Алексеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры аэрогидродинамики. Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королёва (национальный исследовательский университет). E-mail:

frolov_va_ssau@mail.ru. Область научных интересов: аэрогидродинамика, аэродинамика летательных аппаратов.

Крюков Юрий Александрович, инженер-конструктор, ФГУП ГНПРКЦ «ЦСКБ Прогресс». E-mail: yurakryukov1985@mail.ru. Область научных интересов:

аэрогидродинамика, аэродинамика летательных аппаратов.

Klyuev Nikolai Ilich, Doctor of Engineering Sciences, Professor, Head of the Department of Mathematical Modeling in Mechanics, Samara State University. E-mail:

nikolay_klyuev@mail.ru. Area of research: heat and mass transfer, hydrodynamics of two-phase media.

Frolov Vladimir Alekseevich, Ph.D., associate professor of aerohydrodynamics department. Samara State Aerospace University named after Academician S.P. Korolev (National Research University). E-mail: frolov_va_ssau@mail.ru. Area of research: aerodynamics, aerodynamics of aircrafts.

Kryukov Yuri Aleksandrovich, design engineer, State Research and Production Space Rocket Center “TsSKB-Progress”. E-mail: yurakryukov1985@mail.ru. Area of research:

aerodynamics, aerodynamics of aircrafts.

Авиационная и ракетно-космическая техника УДК 629.7.05:629.735. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ МУЛЬТИКОПТЕРА © 2012 Д. В. Ситников, Ю. А. Бурьян, Г. С. Русских Омский государственный технический университет Рассмотрен принцип построения системы управления мультикоптера, состоящего из двух подсистем:



Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 12 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.